WO2007142354A1 - ファスナ - Google Patents

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WO2007142354A1
WO2007142354A1 PCT/JP2007/061755 JP2007061755W WO2007142354A1 WO 2007142354 A1 WO2007142354 A1 WO 2007142354A1 JP 2007061755 W JP2007061755 W JP 2007061755W WO 2007142354 A1 WO2007142354 A1 WO 2007142354A1
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fastener
insulator layer
aircraft
head
insulator
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PCT/JP2007/061755
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French (fr)
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Kazuyuki Oguri
Yuichiro Kamino
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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    • F16B35/04—Screw-bolts; Stay-bolts; Screw-threaded studs; Screws; Set screws with specially-shaped head or shaft in order to fix the bolt on or in an object
    • F16B35/06—Specially-shaped heads

Definitions

  • the present invention relates to a fastener used when an electrically conductive resin material (for example, CFRP (carbon fiber reinforced resin)) is used as an outer plate of an aircraft, particularly to a lightning-resistant fastener. is there.
  • an electrically conductive resin material for example, CFRP (carbon fiber reinforced resin)
  • Patent Document 1 U.S. Pat.No. 4,760,493
  • the fastener disclosed in the above document has a structure with a bulky insulating part, so when considering the flush surface equipment with low aerodynamic resistance, the design of the aircraft is strictly U, and the required aircraft There was also a problem that it could not be applied to the fuselage skin and wing surface.
  • the present invention has been made in view of the above circumstances, and requires strict strength, and can also be applied to a place where flash surface equipment is considered, and is manufactured easily and quickly. It is an object of the present invention to provide a fastener that can reduce manufacturing costs.
  • the present invention employs the following means in order to solve the above problems.
  • a fastener according to the present invention is a fastener that joins an outer skin of an aircraft and a structural material located inside the outer skin, and one end surface of the head is covered with an insulator layer.
  • the insulator layer is formed only on one end surface of the head ( Therefore, manufacturing can be performed easily and quickly, and the manufacturing cost can be reduced.
  • the fastener since one end surface of the head is covered with the insulator layer, it is assumed that a conductive member (for example, copper or GFRP (glass Even if lightning strikes directly on the fiber-cured resin, etc.), this insulator layer can block the lightning current that tends to flow toward the fastener body.
  • a conductive member for example, copper or GFRP (glass Even if lightning strikes directly on the fiber-cured resin, etc.
  • the fastener according to the present invention when the fastener according to the present invention is incorporated into (combined with) the outer skin of an aircraft, the exposed surface of the fastener exposed (appears) on the outer skin surface (that is, one end surface of the head) is completely insulated. Since the border layer is formed, it is possible to prevent a lightning strike from Fastener.
  • the insulator layer is an insulator having a dielectric breakdown voltage value of lOOkVZmm or more, and in particular, biaxially stretched polyethylene terephthalate having high insulation resistance.
  • the film is composed of any one of (PET) film, polyimide film, biaxially stretched polyethylene naphthalate (PEN) film, polyphenylene sulfide (PPS) film, and biaxially stretched polypropylene film.
  • the thickness of the insulator layer can be greatly reduced, the weight per fastener can be greatly reduced.
  • the insulator layer is fixed to the head via an adhesive.
  • the insulator layer is fixed to the head via an adhesive (for example, an epoxy adhesive), so that the fastener can be manufactured easily and quickly.
  • an adhesive for example, an epoxy adhesive
  • the insulator layer is formed by thermal spraying or coating and baking in the fastener.
  • the insulator layer is formed by thermal spraying or coating and baking, it is possible to manufacture the fastener easily and quickly and to reduce the manufacturing cost. it can.
  • An aircraft assembly according to the present invention is composed mainly of an electrically conductive resin material.
  • An aircraft assembly comprising: the outer plate; a structural member that supports the outer plate from the inner case; and a fastener that couples the outer plate and the structural member to each other. It is equipped with.
  • the lightning current that tends to flow toward the fastener body is interrupted (reduced) by the insulator layer. This can prevent (reduce) the introduction of a lightning strike current, and can prevent the conductive resin material from being damaged by the lightning strike current.
  • the resin material includes a fiber reinforced resin material such as CFRP (carbon fiber reinforced resin).
  • CFRP carbon fiber reinforced resin
  • a conductive member is laminated on an outer surface of the conductive grease material.
  • the resin material includes a fiber reinforced resin material such as CFRP (carbon fiber reinforced resin).
  • the fastener according to the present invention is required to have a strict strength and can be applied to a place where the flash surface equipment is considered, and can be manufactured easily and quickly. There is an effect that the manufacturing cost can be reduced.
  • FIG. 1 is a view showing an embodiment of a fastener according to the present invention, and is a longitudinal sectional view of an aircraft assembly showing a state in which an outer plate and a structural material are coupled by the fastener.
  • FIG. 2 is an enlarged cross-sectional view of a main part showing another embodiment of a fastener according to the present invention.
  • FIG. 3 is a view showing another embodiment of the fastener according to the present invention, and is a longitudinal sectional view of an aircraft assembly showing a state in which the outer plate and the structural material are coupled by the fastener.
  • FIG. 4 is a longitudinal sectional view showing an outer panel of an aircraft to which the fastener according to the present invention can be applied.
  • a lightning-resistant fastener (hereinafter referred to as “fastener”) 1 according to the present embodiment is provided on one end side of a cylindrical shaft portion (shank) 2 and shaft portion 2, Part 2 Force Arranged so as to cover the fastener body 4 having a substantially frustoconical head (Flush Head) 3 whose diameter increases as it moves away, and one end surface (the upper end surface in FIG. 1) of the head 3
  • the insulating layer 5 formed as a main element.
  • the fastener body 4 is formed by integrally forming the shaft portion 2 and the head portion 3, for example, titanium.
  • the head 3 is formed such that its outer diameter D1 is, for example, about twice or more the outer diameter D2 of the shaft portion 2.
  • the insulator layer 5 is a disk-shaped member formed so that the outer diameter thereof is the same (or substantially the same) as the outer diameter D1 of the head 3. It is made using fat.
  • the insulation layer 5 has a thickness of, for example, 1. Omm, and has a sufficient insulation resistance against the lightning test voltage of MIL-STD-1757A Zonel (approximately 40 kV). Has been.
  • GFRP is used as the insulator layer 5
  • the insulation resistance of GFRP is 40 kV / mm even if estimated on the safe side. Even if it receives, it will have sufficient insulation resistance.
  • the fastener 1 described above is manufactured by the following procedure.
  • Laminate glass cloth before curing prepreg state
  • impregnate with epoxy resin and heat cure to produce insulator layer 5.
  • an adhesive epoxy adhesive (eg, Epoxy adhesive EA9396) manufactured by Hysol-Dexter) on one end surface of the head 3.
  • an adhesive epoxy adhesive (eg, Epoxy adhesive EA9396) manufactured by Hysol-Dexter)
  • an insulator layer 5 is placed on the adhesive and bonded.
  • the insulator layer 5 is fixed to the head 3 by hardening the agent.
  • the fastener 1 manufactured in this way is used to join, for example, an aircraft skin 10 as shown in FIG. 1 and a structural material (for example, ribs, stringers, etc.) 11.
  • the outer plate 10 and the structural member 11 are joined by the fastener 1 to form an aircraft assembly (for example, main wing assembly, tail wing assembly, fuselage assembly, etc.) A.
  • the outer plate 10 is a resin material (for example, CFRP (carbon fiber reinforced resin) having a conductivity of about 1/100 to 1/1000 that of aluminum).
  • CFRP carbon fiber reinforced resin
  • the entire surface (the surface located outside after assembly) and the entire back surface (the surface located inside after assembly) have an insulating resin material (for example, GFRP (glass fiber)).
  • GFRP glass fiber
  • the surface of the GFRP13 located on the surface side of the CFRP12 is a conductive mesh-like (or plate-like) member (for example, copper, , “Conductive mesh”) 15 are laminated.
  • the structural material 11 is made of, for example, an aluminum alloy, a titanium material, or CFRP (carbon fiber reinforced resin), and is disposed at a predetermined position on the back surface (the surface located inside after assembly) of the GFRP14. Yes.
  • a recess (hole) that penetrates the outer plate 10 and the structure 11 in the thickness direction and can receive the fastener 1 is provided.
  • ) 16 is opened.
  • the fasteners 1 are housed in the respective recesses 16, and the male screw portions 2a projecting inward from the back surface of the structural material 11 are made of, for example, an alloy such as titanium or inconel.
  • the collar (nut) 17 is fastened.
  • the fastener 1 since the insulator layer 5 is disposed on one end face of the head 3, even if lightning strikes the insulator layer 5 directly, It is possible to cut off the lightning strike current that is about to flow.
  • the insulator layer 5 is fixed to the head 3 via an adhesive, and the fastener 1 can be manufactured easily and quickly, the manufacturing cost can be reduced.
  • the insulator layer 5 can be securely (solidly) fixed to the head 3. At the same time, it is possible to reliably prevent the insulator layer 5 from peeling off (peeling off) from the head 3 during operation of the aircraft, and to keep the fastener 1 in a good condition at all times.
  • the fastener 1 according to the present embodiment when used, for example, to connect an aircraft skin 10 as shown in FIG. 1 and a structural material (for example, ribs, stringers, etc.) 11.
  • a structural material for example, ribs, stringers, etc.
  • the lightning current that tends to flow toward the fastener body 4 is interrupted (reduced) by the insulator layer 5, so that the introduction of lightning current to the CFRP 12 is prevented (reduced). It is possible to prevent the CFRP 12 from being damaged by the lightning current.
  • the fastener 1 according to the present embodiment since the lightning strike current does not flow toward the fastener body 4, conventionally, the spark prevention between the structural material 11 and the collar 17 is prevented.
  • DI Dielectric Insulator: insulation plate
  • the present invention is not limited to the above-described embodiment, but instead of the insulating layer 5 that also has the strength of the GFRP composite material, the insulating layer 5 has a PET thickness of 125 m (for example, Toray Industries, Inc. It is also possible to adopt a lumina).
  • the thickness of the insulator layer 5 can be greatly reduced, and the weight per fastener can be greatly reduced.
  • the breakdown voltage of GFRP is about 40 kVZmm, whereas the breakdown voltage of PET (biaxially stretched polyethylene terephthalate) is about 300 kVZmm.
  • the thickness should be 100 ⁇ , 125 ⁇ m, 188 ⁇ m, 210 ⁇ m, 250 m! It's better!
  • polyimide (kapton) having a plate thickness of 125 ⁇ m may be employed as the insulator layer 5 instead of the insulator layer 5 that also becomes the GFRP composite material.
  • the thickness of the insulator layer 5 can be greatly reduced and the weight per fastener can be greatly reduced.
  • the breakdown voltage of GFRP is about 40 kVZmm, whereas the breakdown voltage of polyimide is about 300 kVZmm.
  • polyimide is used as the insulator layer 5 in this way, instead of using the above-mentioned epoxy adhesive (for example, epoxy adhesive EA9396 manufactured by Hysol-Dexter), a polyimide layer is used for heating.
  • the insulating layer can be fixed to the head 3 by fusing.
  • PEN polyethylene naphthalate
  • the dielectric breakdown voltage of GFRP is about 40 kVZmm, whereas the dielectric breakdown voltage of PEN (biaxially stretched polyethylene terephthalate film) is 300 kV / mm to 400 kV / mm.
  • the thickness should be 75 ⁇ , 100 ⁇ m, 125 ⁇ m, 188 ⁇ m, 250 m! Better!/,
  • insulator layer 5 instead of adhering the insulator layer 5 to the surface of the head 3 (thermal fusion), spraying (for example, plasma spraying, arc-based spraying, HVOF spraying, etc.) It is also possible to form the insulator layer 5 on the surface of 3.
  • spraying for example, plasma spraying, arc-based spraying, HVOF spraying, etc.
  • an alumina insulating layer is sprayed on the surface of the head 3.
  • the insulating layer 5 is not limited to alumina, and coating by thermal spraying is inferior in insulation due to the existing pores, so that it is impregnated with a silicone-based or polyimide-based solution and sealed.
  • the insulating property can be improved by performing a hole treatment.
  • the insulator layer 5 is formed on the surface of the head 3 using a coating and baking method.
  • a coating and baking method You can also Specifically, polyimide varnish (solution), for example, polyimide varnish
  • the outer diameter of the insulator layer 5 is larger than the outer diameter D1 of the head 3 (for example, 1. Omm larger). is there.
  • the lightning current force insulation layer 5 that flows toward the fastener body 4 is blocked (reduced) by the lightning current force insulator layer 5, so that the introduction of lightning current to the CFRP 12 can be prevented (reduced). It is possible to prevent the CFRP 12 from being damaged by the lightning strike current.
  • the second insulator layer 5a is provided along the circumferential direction at the circumferential edge located on the outer side in the radial direction of the head 3. .
  • the shaft portion 2 can be wet-installed using a conductive compound.
  • the contact between the shaft part 2 and the CFRP 12 can be made more reliable, and the fastener potential during lightning strike (lightning strike) can be fixed lower.
  • the insulator layer 5 is formed so that the surface of the insulator layer 5 and the surface of the conductive mesh 15 are substantially flush (or flush).
  • a thickness of 5 is set).
  • the surface of the outer plate 10 after painting can be made more even, and the aerodynamic resistance can be further reduced.
  • the fastener according to the present invention includes an outer skin 10 of an aircraft as shown in FIG.
  • ribs, stringers, etc. For example, it can be used to join the outer skin 20 of the aircraft as shown in FIG. it can.
  • the outer plate 20 is a resin material (for example, CFRP (carbon fiber reinforced resin) having a conductivity of about 1/100 to 1/1000 that of aluminum). 12), and the entire surface (surface located outside after assembly) is laminated with conductive material (for example, copper) 21 and the back surface (positioned inside after assembly) Surface)
  • CFRP carbon fiber reinforced resin
  • conductive material for example, copper
  • GFRP glass fiber cured resin
  • an insulating resin material for example, GFRP (glass fiber cured resin) 22 is laminated on the entire surface of the conductive member 21 located on the surface side of the CFRP 12.

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Abstract

　厳しい強度が要求されるとともに、フラッシュサーフェス装備が考慮される箇所にも適用することができて、容易かつ迅速に製造することができ、製造コストの低減化を図ることができるファスナを提供すること。航空機の外板と、この外板の内側に位置する構造材とを結合するファスナ（１）であって、頭部（３）の一端面が、絶縁体層（５）により覆われている。

Description

ファスナ
技術分野
[0001] 本発明は、導電性を有する榭脂材料 (例えば、 CFRP (炭素繊維強化樹脂)）を、航 空機の外板として使用する際に用いられるファスナ、特に耐雷型のファスナに関する ものである。
背景技術
[0002] 導電性を有する榭脂材料を、航空機の外板として使用する際に用いられるファスナ としては、頭部および軸部の全体を絶縁性の材料で覆ったものが知られている（例え ば、特許文献 1参照)。
特許文献 1 :米国特許第 4, 760, 493号明細書
発明の開示
[0003] し力しながら、上記文献に開示されたファスナでは、頭部および軸部の全体を絶縁 性の材料で覆う必要があり、そのため、容易かつ迅速にファスナを製造することがで きず、製造コストが高騰ィ匕してしまうといった問題点があった。
また、上記文献に開示されたファスナは絶縁部分が嵩張る構成となっているため、 空力抵抗の少ないフラッシュサーフェス (Flush Surface)装備を考慮した場合に、強 度設計面で厳 U、要求のある航空機の機体外板や翼面には適用することができな 、 といった問題点もあった。
[0004] 本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、厳しい強度が要求されるとともに、 フラッシュサーフェス装備が考慮される箇所にも適用することができて、容易かつ迅 速に製造することができ、製造コストの低減ィ匕を図ることができるファスナを提供する ことを目的としている。
[0005] 本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明に係るファスナは、航空機の外板と、この外板の内側に位置する構造材とを 結合するファスナであって、頭部の一端面が、絶縁体層により覆われている。
本発明に係るファスナによれば、絶縁体層が頭部の一端面のみに形成されている（ 施されている）ので、容易かつ迅速に製造することができ、製造コストの低減化を図る ことができる。
また、本発明に係るファスナによれば、頭部の一端面が、絶縁体層により覆われて いるので、仮に、航空機の外板を構成する導電性を有する部材 (例えば、銅や GFRP (ガラス繊維硬化榭脂）等）に雷が直撃したとしても、この絶縁体層によってファスナ 本体の方へ流れようとする雷撃電流を遮断することができる。
さらに、本発明に係るファスナが航空機の外板に組み込まれた (結合された)際、外 板の表面に露出する（現れる）ファスナの露出面 (すなわち、頭部の一端面）には、絶 縁体層が形成されていることとなるので、ファスナヘの雷の直撃を防止することができ る。
[0006] 上記ファスナにお 、て、前記絶縁体層が、絶縁破壊電圧の値で lOOkVZmm以 上を示す絶縁体であれば好適であり、特に、高い絶縁耐カを有する二軸延伸ポリェ チレンテレフタレート（PET)フィルム、ポリイミドフィルム、二軸延伸ポリエチレンナフタ レート（PEN)フィルム、ポリフエ-レンサルファイド（PPS)フィルム、あるいはニ軸延 伸ポリプロピレンフィルムのいずれ力からなるものであるとさらに好適である。
このようなファスナによれば、絶縁体層の厚みを大幅に低減させることができるので 、ファスナーつあたりの重量を大幅に低減させることができる。
[0007] 上記ファスナにおいて、前記絶縁体層が、接着剤を介して前記頭部に固定されて いるとさらに好適である。
このようなファスナによれば、絶縁体層が、接着剤（例えば、エポキシ系接着剤）を 介して頭部に固定されることとなるので、容易かつ迅速にファスナを製造することがで きるとともに、製造コストの低減ィ匕を図ることができる。
[0008] 上記ファスナにお!/、て、前記絶縁体層が、溶射または塗布焼成法により形成されて いるとさらに好適である。
このようなファスナによれば、絶縁体層は、溶射または塗布焼成法により形成される こととなるので、容易かつ迅速にファスナを製造することができるとともに、製造コスト の低減ィ匕を図ることができる。
[0009] 本発明に係る航空機組立品は、導電性を有する榭脂材料を主たる要素として構成 された外板と、この外板を内側カゝら支持する構造材と、これら外板と構造材とを結合 するファスナとを具備した航空機組立品であって、前記ファスナカ 上記ファスナのい ずれかを備えたものである。
本発明に係る航空機組立品によれば、ファスナ本体の方へ流れようとする雷撃電 流が、絶縁体層により遮断される (低減される)こととなるので、導電性を有する榭脂 材料への雷撃電流の導入を防止する (低減させる）ことができ、雷撃電流により導電 性を有する榭脂材料が損傷してしまうことを防止することができる。
また、ファスナ本体の方へは雷撃電流が流れないようになっているので、従来、構 造材とファスナのカラーとの間に必要とされた DI (Dielectric Insulator：絶縁板）、およ びファスナの雄ネジ部の先端部とファスナのカラーの全体を覆うように取り付けられて Vヽた (カラーから二次的に放電するストリーマを防止するために取り付けられて ヽた） 絶縁ゴム製のキャップをすべてなくすことができ、機体重量を大幅に低減させることが できる。
なお、ここでいぅ榭脂材料には、 CFRP (炭素繊維強化榭脂)等の繊維強化榭脂材 料が含まれる。
[0010] 上記航空機組立品において、前記導電性を有する榭脂材料の外側表面に、導電 性を有する部材が積層されて 、るとさらに好適である。
このような航空機組立品によれば、仮に、航空機の外板を構成する導電性を有する 部材に雷が直撃したとしても、雷撃電流が導電性を有する部材を流れていくこととな るので、ファスナ本体への雷撃電流の進入を防止する（低減させる）ことができる。 なお、ここでいぅ榭脂材料には、 CFRP (炭素繊維強化榭脂)等の繊維強化榭脂材 料が含まれる。
[0011] 本発明に係るファスナによれば、厳しい強度が要求されるとともに、フラッシュサー フェス装備が考慮される箇所にも適用することができて、容易かつ迅速に製造するこ とができるとともに、製造コストの低減ィ匕を図ることができるという効果を奏する。
図面の簡単な説明
[0012] [図 1]本発明に係るファスナの一実施形態を示す図であって、当該ファスナにより外 板と構造材とが結合された状態を示す航空機組立品の縦断面図である。 [図 2]本発明に係るファスナの他の実施形態を示す要部拡大断面図である。
[図 3]本発明に係るファスナの別の実施形態を示す図であって、当該ファスナにより 外板と構造材とが結合された状態を示す航空機組立品の縦断面図である。
[図 4]本発明に係るファスナを適用することができる航空機の外板を示す縦断面図で ある。
符号の説明
[0013] 1 ファスナ
3 頭部
5 絶縁体層
10 外板
11 構造材
12 CFRP (導電性を有する榭脂材料）
15 導電性メッシュ (導電性を有する部材）
A 航空機組立品
発明を実施するための最良の形態
[0014] 以下、本発明による耐雷型のファスナ（Fastener)の一実施形態を、図面を参照しな がら説明する。
図 1に示すように、本実施形態による耐雷型のファスナ（以下、「ファスナ」という） 1 は、円柱形状の軸部（シャンク： Shank) 2、および軸部 2の一端側に設けられ、軸部 2 力 遠ざかるにつれて拡径する略円錐台形状の頭部（フラッシュ ·ヘッド： Flush Head) 3を有するファスナ本体 4と、頭部 3の一端面（図 1において上側の端面）を覆う ように配置された絶縁体層 5とを主たる要素として構成されたものである。
[0015] ファスナ本体 4は、軸部 2と頭部 3とが一体に形成されたものであり、例えば、チタン
(Ti-6A卜 4V:ァニール材）やインコネル等の合金を用いて作製されて 、る。
軸部 2の他端部（図 1において下側の端部）には、後述するカラー（ナット）の雌ネジ 部と螺合する雄ネジ部 2aが形成されて 、る。
頭部 3は、その外径 D1が軸部 2の外径 D2の例えば 2倍程度以上の寸法となるよう に形成されている。 [0016] 絶縁体層 5は、その外径が頭部 3の外径 D1と同じ (若しくは略同じ)寸法となるよう に形成された円盤状の部材であり、例えば、 GFRP (ガラス繊維硬化榭脂）を用いて作 製されている。絶縁体層 5は、その板厚が、例えば、 1. Ommとされており、 MIL- STD- 1757A Zonelの雷撃試験電圧 (約 40kV)に対しても十分な絶縁耐カを有するよう〖こ 構成されている。絶縁体層 5として GFRPを使用した場合、 GFRPの絶縁耐カは安全 サイドで見積っても 40kV/mmであるから、板厚 1. Ommで MIL- STD- 1757A Zonel の雷撃試験電圧 (約 40kV)を受けたとしても十分な絶縁耐カを有することとなる。
[0017] 以上説明したファスナ 1は、以下の手順で製造される。
(1)硬化する前 (プリプレダ状態）のガラス布を積層して、エポキシ榭脂を用いて含浸 させた後、加熱硬化させて絶縁体層 5を製作する。
(2)軸部 2の他端部に雄ネジ部 2aが形成されたファスナ本体 4を準備し、頭部 3の一 端面 (表面）に投射材粒子 (例えば、金属、セラミックス、ガラス等の硬質粒子で、平 均粒径が 200 μ m以下のもの（より好ましくは 10 μ m以上 100 μ m以下のもの） )を投 射して、頭部 3の表面を粗面化させるための前処理を行う（このような処理は一般に「 ショットブラスト」とも呼ばれる）。
なお、ショットブラストの代わりに、サンドペーパー等を用いて頭部 3の表面を粗面化 させることちでさる。
(3)頭部 3の一端面上に接着剤（エポキシ系接着剤（例えば、 Hysol— Dexter社製の エポキシ系接着剤 EA9396) )を塗布した後、その上に絶縁体層 5を載せ、接着剤を硬 化させることにより絶縁体層 5を頭部 3に固定する。
[0018] このようにして製造されたファスナ 1は、例えば、図 1に示すような航空機の外板 10 と、構造材 (例えば、リブ、ストリンガ等） 11とを結合するのに用いられる。なお、ファス ナ 1により外板 10と構造材 11とが結合されて航空機組立品（例えば、主翼組立品、 尾翼組立品、胴体組立品等) Aとなる。
外板 10は、主として導電性 (アルミニウムの 1/100〜1/1000程度の導電性)を有す る榭脂材料 (例えば、 CFRP (炭素繊維強化榭脂)であって、以下、「CFRP」という） 12 からなり、その表面 (組み立て後、外側に位置する面)全体および裏面 (組み立て後、 内側に位置する面)全体には、絶縁性を有する榭脂材料 (例えば、 GFRP (ガラス繊 維硬化榭脂）であって、以下、「GFRP」という） 13, 14が積層されている。 また、 CFRP12の表面側に位置する GFRP13の表面 (組み立て後、外側に位置する 面）には、その全体が導電性を有するメッシュ状 (若しくは板状)の部材 (例えば、銅 であって、以下、「導電性メッシュ」という） 15が積層されている。
[0019] 構造材 11は、例えば、アルミ合金やチタン材、または CFRP (炭素繊維強化榭脂)か らなり、 GFRP14の裏面 (組み立て後、内側に位置する面）上の所定位置に配置され ている。
GFRP14の裏面上に構造材 11が配置された構造物の所定位置には、これら外板 1 0および構造物 11を板厚方向に貫通するとともに、ファスナ 1を受け入れることができ る凹所（穴） 16があけられている。そして、各凹所 16には、ファスナ 1が収められてお り、構造材 11の裏面から内側に突出する雄ネジ部 2aには、例えば、チタンやインコ ネル等の合金を用いて作製されたカラー（ナット） 17が締結されている。
[0020] 本実施形態によるファスナ 1によれば、頭部 3の一端面に、絶縁体層 5が配置され ているので、仮に、絶縁体層 5に雷が直撃したとしてもファスナ本体 4の方へ流れよう とする雷撃電流を遮断することができる。
また、絶縁体層 5が接着剤を介して頭部 3に固定されており、容易かつ迅速にファ スナ 1を製造することができるので、製造コストの低減ィ匕を図ることができる。
さらに、頭部 3の表面には、当該表面を粗面化させるための前処理が施されている ので、絶縁体層 5を頭部 3に対して確実に（堅固に）固定することができるとともに、航 空機運用中に、絶縁体層 5が頭部 3からピールオフする (剥がれ落ちる）ことを確実に 防止することができるとともに、ファスナ 1を常に良好な状態に保つことができる。
[0021] さらにまた、本実施形態によるファスナ 1が、例えば、図 1に示すような航空機の外 板 10と、構造材 (例えば、リブ、ストリンガ等） 11とを結合するのに用いられた場合に は、ファスナ本体 4の方へ流れようとする雷撃電流が、絶縁体層 5により遮断される（ 低減される）こととなるので、 CFRP12への雷撃電流の導入を防止する（低減させる） ことができ、雷撃電流により CFRP12が損傷してしまうことを防止することができる。 さらにまた、本実施形態によるファスナ 1によれば、ファスナ本体 4の方へは雷撃電 流が流れないようになっているので、従来、構造材 11とカラー 17との間にスパーク防 止のために必要とされた DI (Dielectric Insulator:絶縁板）、および雄ネジ部 2aの先端 部とカラー 17の全体を覆うように取り付けられて 、た (カラー 17から二次的に放電す るストリーマを防止するために取り付けられて 、た)絶縁ゴム製のキャップをすべてな くすことができ、機体重量を大幅に低減させることができる。
[0022] なお、本発明は上述した実施形態のものに限定されるものではなぐ GFRP複合材 力もなる絶縁体層 5の代わりに、絶縁体層 5として板厚 125 mの PET (例えば、東レ 社製のルミナー)を採用することもできる。
このように、絶縁体層 5として PETを使用することにより、絶縁体層 5の厚みを大幅に 低減させることができるとともに、ファスナーつあたりの重量を大幅に低減させることが できる。
なお、 GFRPの絶縁破壊電圧は約 40kVZmmであるのに対して、 PET (二軸延伸ポ リエチレンテレフタレート）の絶縁破壊電圧は約 300kVZmmである。
また、絶縁体層 5として東レネ土製のルミナーを使用する場合には、その厚みを 100 πι、 125 ^ m, 188 ^ m, 210 ^ m, 250 mの!/、ずれ力とすること力 子まし!/ヽ。
[0023] さらに、 GFRP複合材カもなる絶縁体層 5の代わりに、絶縁体層 5として板厚 125 μ mのポリイミド (カプトン)を採用することもできる。
このように、絶縁体層 5としてポリイミドを使用することにより、絶縁体層 5の厚みを大 幅に低減させることができるとともに、ファスナーつあたりの重量を大幅に低減させる ことができる。
なお、 GFRPの絶縁破壊電圧は約 40kVZmmであるのに対して、ポリイミドの絶縁破 壊電圧は約 300kVZmmである。
また、このように絶縁体層 5としてポリイミドを使用する場合には、上述したエポキシ 系接着剤（例えば、 Hysol— Dexter社製のエポキシ系接着剤 EA9396)を用いる代わり に、ポリイミド層を用いて熱融着させることにより絶縁体層を頭部 3に固定することもで きる。
[0024] さらにまた、 GFRP複合材力 なる絶縁体層 5の代わりに、絶縁体層 5として板厚 12 5 μ mの二軸延伸ポリエチレンナフタレート（PEN) (例えば、ティジン社製のテオネッ タス）を採用することちでさる。 このように、絶縁体層 5として PENを使用することにより、絶縁体層 5の厚みを大幅に 低減させることができるとともに、ファスナーつあたりの重量を大幅に低減させることが できる。
なお、 GFRPの絶縁破壊電圧は約 40kVZmmであるのに対して、 PEN (二軸延伸ポ リエチレンテレフタレートフィルム）の絶縁破壊電圧は 300kV/mm〜400kV/mmで ある。
また、絶縁体層 5としてティジン社製のテオネックスを使用する場合には、その厚み を 75 πι、 100 ^ m, 125 ^ m, 188 ^ m, 250 mの! /、ずれ力とすること力 子まし!/、
[0025] さらにまた、絶縁体層 5を頭部 3の表面に接着する (熱融着させる）代わりに、溶射（ 例えば、プラズマ溶射、アーク系溶射、あるいは HVOF溶射等）を用いて、頭部 3の表 面に絶縁体層 5を形成させるようにすることもできる。
具体的には、頭部 3の表面にアルミナ絶縁層を溶射することとなる。
なお、絶縁体層 5はアルミナに限定されるものではなぐまた、溶射によるコーティン グは、存在する空孔のために絶縁性が劣ることから、シリコーン系やポリイミド系の溶 液を含浸して封孔処理して絶縁性を向上させることができる。
[0026] さらにまた、絶縁体層 5を頭部 3の表面に接着する (熱融着させる）代わりに、塗布 焼成法を用いて、頭部 3の表面に絶縁体層 5を形成させるようにすることもできる。 具体的には、ポリイミドのワニス (溶液）、例えば、宇部興産社製のポリイミドワニス（「
U—ワニス」）を用いて、塗布 Z乾燥 Z焼成によりポリイミドを頭部 3の表面にコ一ティ ングする。なお、ポリイミド層の厚みを増すためには、塗布 Z乾燥 Z焼成の工程を繰 返し行えばよい。
[0027] さらにまた、図 2に示すように、絶縁体層 5の外径が、頭部 3の外径 D1よりも大きい（ 例えば、 1. Omm大きい）寸法を有するものであればさらに好適である。
これにより、ファスナ本体 4の方へ流れようとする雷撃電流力 絶縁体層 5により遮断 される（低減される）こととなるので、 CFRP12への雷撃電流の導入を防止する（低減 させる）ことができ、雷撃電流により CFRP12が損傷してしまうことを防止することがで きる。 [0028] さらにまた、図 2に示すように、頭部 3の半径方向外側に位置する周縁部に、周方 向に沿って第 2の絶縁体層 5aが設けられているとさらに好適である。
これにより、落雷の 2次的な放電による電流の流入を防止する (低減させる）ことがで きる。
[0029] さらにまた、軸部 2を導電性のコンパウンドを用いてウエット 'インストールすることも できる。これにより、軸部 2と CFRP12との接触をより確実なものとし、雷撃時 (落雷時） のファスナ電位をより低く固定することができる。
[0030] さらにまた、図 3に示すように、絶縁体層 5の表面と導電性メッシュ 15の表面とが、 略面一（あるいは面一）な状態となるように、絶縁体層 5が形成されている（絶縁体層
5の厚さが設定されている）とさらに好適である。
これにより、塗装後における外板 10の表面をより面一な状態とすることができて、空 力抵抗をさらに低減させることができる。
[0031] さらにまた、本発明に係るファスナは、図 1に示すような航空機の外板 10と、構造材
(例えば、リブ、ストリンガ等） 11とを結合するためだけに用いられるものではなぐ例 えば、図 4に示すような航空機の外板 20と、構造材 11とを結合するのにも用いること ができる。
外板 20は、主として導電性 (アルミニウムの 1/100〜1/1000程度の導電性)を有す る榭脂材料 (例えば、 CFRP (炭素繊維強化榭脂)であって、以下、「CFRP」という） 12 からなり、その表面 (組み立て後、外側に位置する面)全体には、導電性を有する部 材 (例えば、銅） 21が積層されており、その裏面 (組み立て後、内側に位置する面)全 体には、絶縁性を有する榭脂材料 (例えば、 GFRP (ガラス繊維硬化榭脂）であって、 以下、「GFRP」という） 14が積層されている。
また、 CFRP12の表面側に位置する導電性を有する部材 21の表面全体には、絶縁 性を有する榭脂材料 (例えば、 GFRP (ガラス繊維硬化榭脂) ) 22が積層されて ヽる。

Claims

請求の範囲
[1] 航空機の外板と、この外板の内側に位置する構造材とを結合するファスナであって 頭部の一端面が、絶縁体層により覆われて 、ることを特徴とするファスナ。
[2] 前記絶縁体層が、絶縁破壊電圧の値で lOOkVZmm以上を示す絶縁体であるこ とを特徴とする請求項 1に記載のファスナ。
[3] 前記絶縁体が、二軸延伸ポリエチレンテレフタレートフィルム、ポリイミドフィルム、二 軸延伸ポリエチレンナフタレートフィルム、ポリフエ-レンサルファイドフィルム、あるい は二軸延伸ポリプロピレンフィルムのいずれかからなることを特徴とする請求項 2に記 載のファスナ。
[4] 前記絶縁体層が、接着剤を介して前記頭部に固定されていることを特徴とする請求 項 1力ら 3の!、ずれか一項に記載のファスナ。
[5] 前記絶縁体層を、溶射または塗布焼成法により形成したことを特徴とする請求項 1 または 2に記載のファスナ。
[6] 導電性を有する榭脂材料を主たる要素として構成された外板と、この外板を内側か ら支持する構造材と、これら外板と構造材とを結合するファスナとを具備した航空機 糸且立品であって、
前記ファスナカ 請求項 1な 、し 5の 、ずれか一項に記載したファスナであることを 特徴とする航空機組立品。
[7] 前記導電性を有する榭脂材料の外側表面に、導電性を有する部材が積層されて いることを特徴とする請求項 6に記載の航空機組立品。
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