CN101808895B - 防雷紧固件 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种防雷紧固件，能够可靠地防止航空器飞行中的绝缘体层剥离，且能够提高防止雷击效果及可靠性。防雷紧固件(1)将航空器的外板(10)和位于该外板(10)内侧的结构部件(11)结合，绝缘体层(5)熔融成覆盖头部(3)的一端面，并且与形成于所述一端面的紧固件侧扣合部(扣合部)(7)机械地咬合。

Description

防雷紧固件
技术领域
本发明涉及一种紧固件，在将具有导电性的树脂材料(例如，CFRP(碳纤维强化树脂))作为航空器的外板使用时利用，尤其涉及防雷型的紧固件。
背景技术
作为将具有导电性的树脂材料作为航空器的外板使用时利用的紧固件，公知的是通过绝缘性的帽覆盖头部的一端面的紧固件(例如，参照专利文献1)。
专利文献1：(美国)专利第4,630,168号说明书
但是，所述文献公开的紧固件在航空器飞行中绝缘性的帽有可能从紧固件头部剥离(脱落)。
发明内容
本发明是鉴于所述的课题而开发的，其目的是提供一种防雷紧固件，该防雷紧固件能够可靠地防止航空器飞行中的绝缘帽剥离，且能够提高防止雷击紧固件的效果及可靠性。
为了解决所述课题，本发明采用了以下的办法。
本发明的第一方式的防雷紧固件将航空器的外板和位于该外板内侧的结构部件结合，绝缘体层熔融成覆盖头部的一端面，并且与形成于所述一端面的扣合部机械地咬合。
根据第一方式的防雷紧固件，如图1及图2所示，绝缘体层熔融(安装)于头部的紧固件侧扣合部，且紧固件侧扣合部7的外表面和绝缘体层侧扣合部8的内表面整体粘合，另外，图1及图2所示的紧固件侧扣合部7的凸部7a和绝缘体层侧扣合部8的凹部8a机械地(形状上)咬合，并且紧固件侧扣合部7的凹部7b和绝缘体层侧扣合部8的凸部8b机械地(形状上)咬合，由此成为绝缘体层5与头部3机械地卡住(固定)的状态，因此在航空器飞行中，能够可靠地防止绝缘体层5从头部3剥离(脱落)，并且能够将防雷紧固件1总是保持为良好的状态。
所述防雷紧固件特别优选所述绝缘体层通过嵌入成形而形成。
根据这样的防雷紧固件，例如由热可塑性树脂或热硬化性树脂形成的绝缘体层通过嵌入成形(例如，注射成形或压缩模压等)熔融(安装)于头部的紧固件侧扣合部，如图1及图2所示，紧固件侧扣合部7的外表面和绝缘体层侧扣合部8的内表面整体粘合，并且绝缘体层5通过绝缘体层5自身具有的粘接力牢固地(可靠地)固定在头部3上，因此通过头部3能够可靠地固定(安装)绝缘体层5，能够进一步提高防雷紧固件1的可靠性。
另外，根据这样的防雷紧固件，例如由热可塑性树脂或热硬化性树脂形成的绝缘体层通过嵌入成形(例如，注射成形或压缩模压等)安装于头部的紧固件侧扣合部，因此能够实施大量生产，从而能够实现制造成本的降低化。
所述防雷紧固件特别优选所述扣合部的周缘部沿周方向具有圆角。
目前的埋头紧固件，将埋头周缘部加工成尖刀状，在雷击前的前驱阶段，电场集中在埋头周缘部，发生流光，通常选择性雷击紧固件，但根据这样的防雷紧固件，形成于头部的紧固件侧扣合部的周缘部的截面视形状，例如形成为带有图1及图2所示的圆角(例如，加工成具有0.1mm～0.3mm大小的半径(R))，因此能够防止雷击之前的前驱阶段的电场集中，绝缘体层除具有防止雷击效果之外，还能够防止雷击防雷紧固件。
所述防雷紧固件特别优选所述绝缘体层以将所述扣合部的周缘部包入的方式形成。
根据这样的防雷紧固件，由于紧固件侧扣合部的顶面(即，紧固件头部的顶面)及紧固件侧扣合部的外周面被绝缘体层覆盖，所以能够更可靠地防止雷击防雷紧固件。
所述防雷紧固件特别优选对所述扣合部表面的至少一部分实施形成微细的凹凸的预处理。
根据这样的防雷紧固件，由于进一步提高扣合部的表面和绝缘体层的密合性，所以在航空器飞行中，能够更可靠地防止绝缘体层从头部剥离(剥落)，且能够将防雷紧固件总是保持为良好的状态。
所述防雷紧固件特别优选所述绝缘体层的材料为与所述扣合部的表面的密合性优良的材料(例如聚醚砜(PES)、热硬化性聚酰亚胺等)。
根据这样的防雷紧固件，由于更进一步提高扣合部的表面和绝缘体层的密合性，所以在航空器飞行中，能够更可靠地防止绝缘体侧从头部剥离(剥落)，且能够将防雷紧固件总是保持为良好的状态。
所述防雷紧固件优选所述绝缘体层具有覆盖所述扣合部表面的第一层和至少一层覆盖该第一层的层，例如涂敷第一层，第二层嵌入成形，或者通过两阶段的嵌入成形形成第一层和第二层，特别优选所述第一层的材料为与所述扣合部表面的密合性优良的材料(例如聚醚砜(PES)、热硬化性聚酰亚胺等)。
根据这样的防雷紧固件，由于更进一步提高扣合部表面和绝缘体层的密合性，所以在航空器飞行中，能够更可靠地防止绝缘体层从头部剥离(剥落)，且能够将防雷紧固件总是保持为良好的状态。
本发明的的第二方式的防雷紧固件将航空器的外板和位于该外板内侧的结构部件结合，形成于头部一端面的扣合部的周缘部沿周方向具有圆角
根据第二方式的防雷紧固件，例如如图1及图2所示的紧固件侧扣合部7的凸部7a和绝缘体层侧扣合部8的凹部8a机械地咬合，并且紧固件侧扣合部7的凹部7b和绝缘体层侧扣合部8的凸部8b机械地咬合，由此成为绝缘体层5与头部3机械地卡住(固定)的状态，因此在航空器飞行中，能够可靠地防止绝缘体层5从头部3剥离(剥落)，且能够将防雷紧固件1总是保持为良好的状态。
本发明的的第三方式的航空器组件具备：以具有导电性的树脂材料为主要要素构成的外板；从内侧支承该外板的结构部件；及将这些外板和结构部件结合的紧固件，作为所述紧固件，具备所述防雷紧固件中的任一种。
根据本发明的第三方式的航空器组件，由于流向紧固件主体方的雷击电流被绝缘体层切断(减小)，所以能够防止在紧固件安装部由于雷击电流而产生的电火花。
另外，由于流向紧固件主体一方的雷击电流被绝缘体层切断(减小)，所以能够完全取消目前为了防止电火花而在结构部件和轴环之间所需要的DI(DielectricInsulator：绝缘板)、及以覆盖紧固件的外螺纹部的前端部和轴环整体的方式安装(为了防止来自轴环的二次放电而安装)的绝缘橡胶制的帽，从而能够大幅度减小机体重量。
所述航空器组件特别优选所述防雷紧固件和所述外板之间由密封材料填满。
根据这样的航空器组件，能够抑制因锋利的刃口而发生电场集中，尤其能够抑制在雷击频率高的紧固件埋头周边部发生雷击的前驱阶段的流光，且能抑制雷击防雷紧固件。
所述航空器组件特别优选所述绝缘体层形成为在贯穿设置于所述外板的孔和与该孔相对的所述绝缘体层的面之间可形成间隙。
根据这样的航空器组件，在将防雷紧固件插入并安装在形成于外板的孔内时，能够防止向孔的表面按压与其相对的绝缘体层的面(例如，如图1及图2所示，在形成锥面时，为圆锥台面)，能够防止绝缘体层的损伤(裂纹)。
所述航空器组件特别优选所述绝缘体层的顶面和所述外板的表面加工成为齐平面。
根据这样的航空器组件，在将防雷紧固件插入并安装在形成于外板的孔内时，在绝缘体层向外板的表面的外侧突出的情况下，切削绝缘体层的表面，将绝缘体层的顶面和外板的表面加工成为齐平面。或者，预先使绝缘体层成形若干厚度(例如，需要尺寸+0.1mm)，在组装后，加工成与外板表面齐平面。由此，能够提高空气动力性能，能够实现燃料费用的减小化。
根据这样的防雷紧固件，能够可靠地防止航空器飞行中的剥离，从而实现提高可靠性的效果。
附图说明
图1是表示通过本发明的第1实施方式的防雷紧固件将外板和结构部件结合后的状态的航空器组件的纵剖面图；
图2是本发明的第1实施方式的防雷紧固件的正面图；
图3A是本发明的第2实施方式的防雷紧固件的正面图；
图3B是图3A的III-III向视剖面图；
图4A是本发明的第3实施方式的防雷紧固件的正面图；
图4B是图4A的IV-IV向视剖面图；
图5是为了制作本发明的防雷紧固件而使用的插入成型用模具的平面图；
图6A是用于说明本发明的防雷紧固件的制作方法的说明图；
图6B是用于说明本发明的防雷紧固件的制作方法的说明图；
图6C是用于说明本发明的防雷紧固件的制作方法的说明图；
图7A是用于说明本发明的防雷紧固件为将航空器的外板和结构部件结合而使用的情况的施工方法的说明图；
图7B是用于说明本发明的防雷紧固件为将航空器的外板和结构部件结合而使用的情况的施工方法的说明图；
图7C是用于说明本发明的防雷紧固件为将航空器的外板和结构部件结合而使用的情况的施工方法的说明图；
图7D是用于说明本发明的防雷紧固件为将航空器的外板和结构部件结合而使用的情况的施工方法的说明图；
图8是表示能够使用本发明的防雷紧固件的航空器组件的其它实施方式的纵剖面图。
具体实施方式
以下，参照图1及图2，对本发明的防雷紧固件(Fastener)的第1实施方式进行说明。
如图1及图2所示，本实施方式的防雷紧固件(防雷型的紧固件)1以紧固件主体4、绝缘体层5、导电体层6为主要要素而构成，所述紧固件主体4具有圆柱形状的轴部(柄：Shank)2、设于轴部2的一端侧且随着远离轴部2而扩大直径的大致圆锥台形状的头部(埋头：FlushHead)3，所述绝缘体层5配置成覆盖头部3的一端部(在图1及图2中位于上侧的顶部)，所述导电体层6配置成覆盖绝缘体层5一端面(在图1及图2中上侧的端面)。
紧固件主体4一体形成轴部2和头部3，例如，利用钛(Ti-6Al-4V：退火材料)、镍铬铁等的合金制成。
在轴部2的另一端部(图1及图2中下侧的端部)设有(形成)与后述的轴环(螺母)的内螺纹部螺合的外螺纹部2a。
在头部3的一端部(顶部)设有(形成)扣合绝缘体层5的紧固件侧扣合部(扣合部)7。该紧固件侧扣合部7具备：位于轴部2的相反侧(图1及图2中上侧)并且沿周方向向半径方向外侧突出(扩大直径)的凸部7a；连接(连结)轴部2和凸部7a并且沿周方向向半径方向内侧凹陷(洼下)的凹部7b。这些凸部7a及凹部7b分别形成为其截面视形状带有图1及图2所示的圆角(例如，加工成具有0.1mm～0.3mm大小的半径(R))。
另外，头部3的一端面的直径，例如为6mm左右。
绝缘体层5为利用例如热可塑性树脂(例如，除了具有耐热性/强度之外绝缘破坏电压较高的聚醚酰亚胺(PEI)；除了耐热性/强度优良之外成形性/通用性优良的聚醚醚酮(PEEK)；除了具有耐热性/强度之外成形性/通用性优良的聚苯硫醚(PPS)；耐热性/强度特别优良的聚酰胺酰亚胺(PAI))、热硬化性树脂(例如，耐热性/强度特别优良的聚酰亚胺(PI))等制成的圆盘状的部件。在绝缘体层5的周缘部(图1及图2中下侧的端部)设有(形成)与紧固件侧扣合部7扣合的绝缘体层侧扣合部8。该绝缘体层侧扣合部8具备：沿周方向向半径方向内侧凹陷(洼下)且与紧固件侧扣合部7的凸部7a吻合的凹部8a；沿周方向向半径方向外侧突出(扩大直径)且与紧固件侧扣合部7的凹部7b吻合的凸部8b。
另外，该绝缘体层5通过注射成形安装于头部3的紧固件侧扣合部7上。由此，紧固件侧扣合部7的外表面(更详细地说，紧固件侧扣合部7的顶面(平面)、凸部7a的侧面(外周面)及凹部7b的侧面(外周面))、绝缘体层侧扣合部8的内表面(更详细地说，绝缘体层扣合部8的底面(图1及图2中，位于下侧的平面)、凹部8a的侧面(内周面)、及凸部8b的侧面(内周面))遍及整体粘合，绝缘体层5通过绝缘体层5自身具有的粘接力牢固地(可靠地)固定在头部3上。
另外，希望使绝缘体层5的板厚(顶面(图1及图2中位于上侧的平面)和底面(图1及图2中位于下侧的平面)之间的长度)，例如为0.6mm～1.0mm左右，以使之对于MIL-STD-1757AZone1的雷击试验电压(约40kV)也具有充分的绝缘耐力。
将导电体层6做成其外径与绝缘体层5的外径大致相同尺寸，例如为由铜箔形成的圆盘状的部件，例如通过粘接剂固定(粘附)在绝缘体层5的顶面。
另外，导电体层6并不是必须的要素，根据所要求的可信度可省略。
这样制成的防雷紧固件1，例如用于将图1所示的航空器的外板10和结构部件(例如，肋、纵梁等)11结合。外板10和结构部件11通过防雷紧固件1结合，成为航空器组件(例如，主翼组件、尾翼组件、机身组件等)A。
外板10为主要由具有导电性(铝的1/100～1/1000大小的导电性)的树脂材料(例如，CFRP(碳纤维强化树脂，以下称作“CFRP”))12构成，在其表面(组装后，位于外侧的面)整体及里面(组装后，位于内侧的面)整体上层叠有具有绝缘性的树脂材料(例如，GFRP(玻璃纤维硬化树脂)，以下称作“GFRP”)13、14。
另外，在位于CFRP12的表面侧的GFRP13的表面(组装后，位于外侧的面)上层叠有其整体具有导电性的网状(或板状)的部件(例如，铜，以下称作“导电性网”)15。
结构部件11例如由铝合金或钛材料、或CFRP(碳纤维强化树脂)构成，配置在GFRP14的里面(组装后位于内侧的面)上的规定位置。
在GFRP14的里面上配置有结构部件11的结构物的规定位置，将这些外板10及结构部件11在板厚方向上贯通，并且开出能够容纳防雷紧固件1的凹部(孔)16。而且，各凹部16收纳有防雷紧固件1，在从结构部件11的里面向内侧突出的外螺纹部2a上例如连接有利用钛或镍铬铁等合金制成的轴环(螺母)17。
另外，图1中的标号18为填满防雷紧固件1和凹部16之间的间隙的密封材料(例如，规格：AMS3281、制造商：PRC-Desoto、型号：PR1776MB2的聚硫化物聚合物)，标号19例如是通过粘接剂固定(粘附)在防雷紧固件1的表面(更详细地说是导电体层6的表面)以及导电性网15的表面的铝带。
另外，该铝带19并不是必须的要素，根据所要求的可信度可省略。
根据本实施方式的防雷紧固件1，紧固件侧扣合部7的凸部7a和绝缘体层侧扣合部8的凹部8a机械地咬合，并且紧固件侧扣合部7的凹部7b和绝缘体层侧扣合部8的凸部8b机械地咬合，由此成为绝缘体层5机械地卡住(固定)于头部3上的状态，因此在航空器飞行中，能够可靠地防止绝缘体层5从头部3剥离(剥落)，并且能够将防雷紧固件1总是保持为良好的状态。
另外，根据本实施方式的防雷紧固件1，由热可塑性树脂或热硬化性树脂构成的绝缘体层5通过注射成形安装于头部3的紧固件侧扣合部7上，紧固件侧扣合部7的外表面和绝缘体层侧扣合部8的内表面整体粘合，并且绝缘体层5利用绝缘体层5自身具有的粘接力牢固地(可靠地)固定于头部3，因此能够通过头部3更可靠地固定(安装)绝缘体层5，能够进一步提高防雷紧固件1的可靠性。
另外，根据本实施方式的防雷紧固件1，凸部7a的截面视形状形成为带有图1及图2所示的圆角(例如，加工成具有0.1mm～0.3mm大小的半径(R))，因此能够缓和雷击前的电场集中，能够防止雷击防雷紧固件1，能够提高防雷性能。
而且，根据本实施方式的防雷紧固件1，由热可塑性树脂或热硬化性树脂构成的绝缘体层5通过注射成形安装于头部3的紧固件侧扣合部7上，因此能够实施大量生产，能够实现制造成本的降低化。
而且，由于在导电体层6和紧固件主体4之间配置有绝缘体层5，所以即使假设雷直击导电体层6，也能够切断(减小)从导电体层6流向紧固件主体4的雷击电流。
而且，本实施方式的防雷紧固件1，例如在用于将图1所示的航空器的外板10和结构部件(例如，肋、纵梁等)11结合的情况下，从导电体层6流向紧固件主体4的雷击电流通过绝缘体层5被切断(减小)，因此能够防止雷击电流向CFRP12导入，能够防止CFRP12因雷击电流而损伤。
而且，本实施方式的防雷紧固件1，例如在用于将图1所示的航空器的外板10和结构部件(例如，肋、纵梁等)11结合的情况下，由于雷击电流不流向(难以流向)紧固件主体4一方，所以能够完全取消以往为了防止电火花而在结构部件11和轴环17之间所需要的DI(DielectricInsulator：绝缘板)、及以覆盖外螺纹部2a的前端部和轴环17整体的方式安装(为了防止来自轴环17的二次放电而安装)的绝缘橡胶制的帽，从而能够大幅度地降低机体重量。
另外，本实施方式的防雷紧固件1，例如在用于将图1所示的航空器的外板10和结构部件11结合的情况下，特别优选绝缘体层5形成为绝缘体层5的锥面(与凹部16的锥面相对的面)贯穿设置在外板10上的凹部16(更详细地说，凹部16的锥面)之间可形成间隙。
由此，在将防雷紧固件1插入并安装在形成于外板10的凹部16内时，能够防止绝缘体层5的锥面压紧于凹部16的表面(锥面)上，能够防止绝缘体层的损伤(裂纹)。
参照图3A及图3B，对本发明的防雷紧固件的第2实施方式进行说明。
对本实施方式的防雷紧固件21而言，替代上述的扣合部7、8而设有扣合部22、23这一点与上述的第1实施方式不同。除此之外的构成要素与上述的第1实施方式相同，因此在此省略这些构成要素的说明。
另外，对与上述的第1实施方式相同的部件标注相同的标号。
在头部3的一端部(顶部)设有(形成)扣合绝缘体层5的紧固件侧扣合部(扣合部)22。该紧固件侧扣合部22为沿头部3的周缘部配置的、沿板厚方向贯通的多个(本实施方式中八个)的贯通孔。另外，如图3A及图3B所示，各贯通孔以从头部3的顶面(图3A中位于上侧的平面)朝向轴部2侧呈放射状延伸，即位于头部3的顶面的开口端以比位于头部3的侧面的开口端更位于半径方向内侧的方式延伸。
特别优选紧固件头部的周缘部形成为其截面视形状带有圆角(加工成具有半径(R))。
在绝缘体层5的底面(图3A中位于下侧的平面)设有(形成)与紧固件侧扣合部22扣合的绝缘体层侧扣合部23。该绝缘体层侧扣合部23沿周缘部配置，并且为与紧固件侧扣合部22吻合的多个(本实施方式中八个)的圆棒状的突起(凸部)。另外，该绝缘体层5通过注射成形安装于头部3上，因此绝缘体层侧扣合部23在注射成形时进入紧固件侧扣合部22内而可构成(形成)。而且，绝缘体层5通过注射成形安装于头部3，由此绝缘体层5的表面(更详细地说，绝缘体层5的底面及绝缘体层侧扣合部23的外周面)、头部3的表面(更详细地说，头部3的顶面及紧固件侧扣合部22的内周面)遍及整体粘合，绝缘体层5通过绝缘体层5自身具有的粘接力牢固地(可靠地)固定于头部3。
根据本实施方式的防雷紧固件21，紧固件侧扣合部22和绝缘体层侧扣合部23机械地咬合，由此成为绝缘体层5与头部3机械地卡住(固定)的状态，因此在航空器飞行中，能够可靠地防止绝缘体层5从头部3剥离(剥落)，且能够将防雷紧固件21总是保持为良好的状态。
另外，根据本实施方式的防雷紧固件21，由热可塑性树脂或热硬化性树脂构成的绝缘体层5通过注射成形安装于头部3，绝缘体层5的表面和头部3的表面整体粘合，并且绝缘体层5通过绝缘体层5自身具有的粘接力牢固地(可靠地)固定于头部3，因此通过头部3能够更可靠地固定(安装)绝缘体层5，从而能够进一步提高防雷紧固件21的可靠性。
另外，根据本实施方式的防雷紧固件21，由热可塑性树脂或热硬化性树脂构成的绝缘体层5通过注射成形安装于头部3，因此能够实施大量生产，能够实现制造成本的降低化。
而且，由于在导电体层6和紧固件主体4之间配置有绝缘体层5，所以假设即使雷直击导电体层6，也能够切断(减小)从导电体层6流向紧固件主体4的雷击电流。
而且，本实施方式的防雷紧固件21，例如在用于将图1所示的航空器的外板10和结构部件(例如，肋、纵梁等)11结合的情况下，从导电体层6流向紧固件主体4的雷击电流被绝缘体层5切断(减小)，因此能够防止雷击电流导入CFRP12。
而且，本实施方式的防雷紧固件21，例如在用于将图1所示的航空器的外板10和结构部件(例如，肋、纵梁等)11结合的情况下，雷击电流不会流向(难以流向)紧固件主体4一方，因此能够完全取消以往为了防止电火花而在结构部件11和轴环17之间所需要的DI(DielectricInsulator：绝缘板)、及以覆盖外螺纹部2a的前端部和轴环17整体的方式安装(为了防止来自轴环17的二次放电而安装)的绝缘橡胶制的帽，从而能够大幅度地降低机体重量。
参照图4A～图6C，对本发明的防雷紧固件的第3实施方式进行说明。
对本实施方式的防雷紧固件31而言，替代上述的扣合部7、8、22、23而设有扣合部32、33这一点与上述的实施方式不同。除此之外的构成要素与上述的实施方式相同，因此在此省略这些构成要素的说明。
另外，对与上述的实施方式相同的部件标注相同的标号。
在头部3的顶面设有(形成)扣合绝缘体层5的紧固件侧扣合部(扣合部)32。该紧固件侧扣合部32具备：平面视呈圆形状且位于中央部的第一凸部34、平面视呈圆环状且位于周缘部的第二凸部35。使这些第一凸部34及第二凸部35的高度(图4A的上下方向的长度)为0.2mm～0.4mm，在这些第一凸部34及第二凸部35的侧面(外周面)上分别形成燕尾槽36。另外，特别优选这些第一凸部34及第二凸部35的周缘部、以及紧固件头部3的周缘部分别形成(加工成具有半径(R))为其截面视形状带有圆角。
在绝缘体层5的底面(在图4A中位于下侧的平面)上设有(形成)与紧固件侧扣合部32扣合的绝缘体层侧扣合部33。该绝缘体层侧扣合部33具备：配置在中央部且与第一凸部34吻合的第一凹部37；及沿周缘部配置且与第二凸部35吻合的第二凹部38。另外，该绝缘体层5通过注射成形安装于头部3，因此在注射成形时绝缘体层5无间隙地进入燕尾槽36内而可构成(形成)。而且，绝缘体层5通过注射成形安装于头部3，由此紧固件侧扣合部32的外表面(更详细地说，第一凸部34的顶面、第一凸部34的侧面、第二凸部35的顶面及第二凸部35的侧面)和绝缘体层侧扣合部33的内表面(更详细地说，第一凹部37的底面、第一凹部37的内周面、第二凹部38的底面及第二凹部38的内周面)遍及整体粘合，绝缘体层5通过绝缘体层5自身具有的粘接力牢固地(可靠地)固定于头部3。
根据本实施方式的防雷紧固件31，由于紧固件侧扣合部32和绝缘体层侧扣合部33机械地咬合，由此成为绝缘体层5与头部3机械地卡住(固定)的状态，所以在航空器飞行中，能够可靠地防止绝缘体层5从头部3剥离(剥落)，且能够将防雷紧固件31总是保持为良好的状态。
另外，根据本实施方式的防雷紧固件31，由热可塑性树脂或热硬化性树脂构成的绝缘体层5通过注射成形安装于头部3，绝缘体层5的表面和头部3的表面整体粘合，并且绝缘体层5通过绝缘体层5自身具有的粘接力牢固地(可靠地)固定于头部3，因此通过头部3能够更可靠地固定(安装)绝缘体层5，能够进一步提高防雷紧固件31的可靠性。
另外，根据本实施方式的防雷紧固件31，由热可塑性树脂或热硬化性树脂构成的绝缘体层5通过注射成形安装于头部3，因此能够实施大量生产，能够实现制造成本的降低化。
而且，在导电体层6和紧固件主体4之间配置有绝缘体层5，因此假设即使雷直击导电体层6，也能够切断(减小)从导电体层6流向紧固件主体4的雷击电流。
而且，本实施方式的防雷紧固件31，例如在用于将图1所示的航空器的外板10和结构部件(例如，肋、纵梁等)11结合的情况下，从导电体层6流向紧固件主体4的雷击电流被绝缘体层5切断(减小)，因此能够防止雷击电流导入CFRP12。
而且，本实施方式的防雷紧固件31，例如在用于将图1所示的航空器的外板10和结构部件(例如，肋、纵梁等)11结合的情况下，雷击电流不会流向(难以流向)紧固件主体4一方，因此能够完全取消以往为了防止电火花而在结构部件11和轴环17之间所需要的DI(DielectricInsulator：绝缘板)、及以覆盖外螺纹部2a的前端部和轴环17整体的方式安装(为了防止来自轴环17的二次放电而安装)的绝缘橡胶制的帽，从而能够大幅度地降低机体重量。
接着，参照图5及图6A～6C，对上述的防雷紧固件1、21、31的制作方法的一例进行说明。
图6A～图6C是依据防雷紧固件1的形状进行说明的图，防雷紧固件21、31也一样。
(1)准备在轴部2的另一端部形成有外螺纹部2a的紧固件主体4，对于头部3，为防雷紧固件1时，加工紧固件侧扣合部7，为防雷紧固件21时，加工多个紧固件侧扣合部22，为防雷紧固件31时，加工紧固件侧扣合部32。
(2)接着，利用合模力30ton的纵模注射成形机(未图示)和安装数量为4个的嵌入成形用模具41(参照图5)，进行具有绝缘体层5的防雷紧固件1的成形。作为绝缘体层5的材料，使用热可塑性的聚酰亚胺(以下，称作“树脂”)，气缸温度设定为380℃。另外，模具温度通过装入模具内的筒式加热器45(参照图5)调温成180℃。
(3)将模具41安装于预先注射成形机的模盘，打开模具41的盖部件41b(参照图6A)。将对头部3实施加工后的紧固件主体4插入孔部44中，该孔部44容纳形成于模具41的主体41a的防雷紧固件。此时，当将紧固件主体41预热成模具温度或其附近的温度时，得到树脂和紧固件主体4的高密合性以及树脂的良好流动性。
(4)关闭模具的盖部件41b(参照图6B)，在施加规定的合模力后，通过设于头部3附近的树脂注入点(口)43a注射充填树脂，在头部3形成绝缘体层5(参照图6C)。注入点43a的形状为点状浇口形状，位于头部3的大致正中央。通过在头部3的面上垂直设置树脂的注入点43a，由此紧固件主体4通过随树脂的注射充填而产生的树脂压力贴紧于模具41的主体41a。因此，在头部3的倾斜面和与之相对的模具41的主体41a的倾斜面之间产生的间隙变小，能够抑制溢料的产生。
(5)注射结束后，为了防止气孔，在规定时间内作用保持压冷却一定时间后，打开模具的盖部件41b，取出在头部3具有绝缘体层5的防雷紧固件1。
(6)取出来的防雷紧固件1放置冷却一定时间后，如果需要，利用钳子或砂纸或刀具等，对成形品的浇口痕迹进行后加工并进行精加工。但是，浇口痕迹的处理方法并不仅限定于这些方法。
(7)另外，为了除去成形时的残余应力，根据需要使用加热炉等对具有绝缘层的防雷紧固件1进行退火处理。
另外，随着树脂的注射充填而产生的树脂压力，例如高到100MPa程度，因此在绝缘体层5和头部3之间难以产生空隙(void)，从而能够提高绝缘体层5和头部3的密合性。
另外，作为上述的注射成形的预处理，以提高紧固件主体4和树脂绝缘层的密合性为目的，对头部3的表面实施照射大气压等离子体等表面处理，也可以在头部3的表面进行形成微细的凹凸的预处理。作为预处理的方法，例如可以举出以下的方法作为具体例。
(1)在照射大气压等离子体时，作为原料气体使用空气(氧、氮、或含有它们的气体)，在流量：10sccm、压力：大气压、将未图示的直流炬(也可以是RF炬、微波炬、或者真空炬)设定为40W的条件下，进行20秒钟处理。
(2)向头部3的表面投射投射材料粒子，例如金属、陶瓷、玻璃等硬质粒子，在进行用于使头部3的表面粗面化的预处理(这样的处理通常也称作“喷丸”)时，在压力400kPa、使用砂粒：氧化铝、粒度号#60、照射时间：10sec/20个、喷嘴和供试体之间的距离：100mm、施工后的表面粗糙度(凹凸)：Ra1.6μm、有效区域：100％以上的条件下进行。
(3)对头部3的表面实施阳极氧化被膜形成处理。
(4)作为用于使头部3的表面粗面化的其它方法，也可以利用研磨纹或滚花等，或者使用化学蚀刻。
另外，为了提高紧固件头部和绝缘体的熔融部分的密合性，也可以实施紧固件头部的涂底处理。例如，通过对紧固件头部涂敷聚醚砜(PES)树脂，能够将聚酰亚胺和紧固件主体4的密合性提高约3倍左右。
或者，利用与成形于其上的绝缘体相比密合性良好的树脂制成熔融于紧固件头部的最初的绝缘体层，也能够提高紧固件头部和绝缘体层的密合性。例如，将最初的绝缘体层做成密合性高的弹性体，并在其上部成形绝缘耐电压高的聚酰亚胺，由此能够做成密合性高且绝缘性也高的防雷紧固件。作为制作方法，例如可以使用弹性体和聚酰亚胺的双色成形的注射成形。通过将弹性体这样的柔软的绝缘体用于最初的绝缘体层，不仅密合性提高，而且还可以具有缓和机械咬合部分的应力且抑制咬合部分的破损的效果。
接着，参照图7A～图7D，对制成的防雷紧固件31用于将航空器的外板10和结构部件(例如，肋、纵梁等)11结合时的施工方法进行说明。
另外，图7A～图7D为依据防雷紧固件31的形状进行说明的图，防雷紧固件1、21也一样。
(1)在使航空器的外板10和结构部件11重合后，利用钻头等钻孔机(机械)，在规定部位贯穿设置凹部(孔)16(参照图7A)。
(2)在凹部16的内表面(内周面)涂敷密封材料18(参照图7B)。
(3)将防雷紧固件31的轴部2插入涂敷有密封材料18的孔16内，将轴环17(参照图1)拧入从结构部件11向内方(里面侧)突出的外螺纹部2a(参照图7C)。
(4)在防雷紧固件31的表面(更详细地说，导电体层6的表面)、密封材料18的表面、及导电性网15的表面粘附铝带19(参照图7D)。
另外，本发明并不仅限于上述的实施方式，根据需要可以实施适当变更。
例如，导电体层6对本发明的防雷紧固件来说，并不是必须的要素，也可以省略。即，绝缘体层5的表面和导电性网15的表面也可以以位于同一平面上(成为齐平面)的方式构成。
另外，本发明的防雷紧固件不仅用于结合图1所示的航空器的外板10和结构部件11，也可以用于结合例如图8所示的航空器的外板50和结构部件11。
外板50主要由具有导电性(铝的1/100～1/1000大小的导电性)的树脂材料(例如，CFRP(碳纤维强化树脂)，以下称作“CFRP”)12构成，在其表面(组装后位于外侧的面)层叠具有导电性的部件(例如铜)51，在其里面(组装后位于内侧的面)整体层叠有具有绝缘性的树脂材料(例如，GFRP(玻璃纤维硬化树脂)，以下称作“GFRP”)14。
另外，在位于CFRP12的表面侧的具有导电性的部件51的表面整体上层叠有具有绝缘性的树脂材料(例如，GFRP(玻璃纤维硬化树脂))52。

Claims (11)

1.一种航空器组件，具备：以具有导电性的树脂材料为主要要素构成的外板；从内侧支承该外板的结构部件；及将这些外板和结构部件结合的防雷紧固件，所述航空器组件的特征在于，
所述防雷紧固件具备绝缘体层和头部，所述绝缘体层熔融成覆盖所述头部的一端面，并且与形成于所述一端面的扣合部机械地咬合，
所述防雷紧固件包括紧固件主体，
所述紧固件主体具有圆柱形状的轴部及设于轴部的一端侧且随着远离轴部而扩大直径的大致圆锥台形状的头部，所述轴部和所述头部一体形成，
所述扣合部具备：位于轴部的相反侧并且沿周方向向半径方向外侧突出的凸部；和连接轴部和凸部并且沿周方向向半径方向内侧凹陷的凹部，所述凸部和所述凹部具有圆角。
2.如权利要求1所述的航空器组件，其特征在于，
所述绝缘体层通过嵌入成形而形成。
3.如权利要求1所述的航空器组件，其特征在于，
所述扣合部的周缘部沿周方向具有圆角。
4.如权利要求1所述的航空器组件，其特征在于，
所述绝缘体层以将所述扣合部的周缘部包入的方式形成。
5.如权利要求1所述的航空器组件，其特征在于，
对所述扣合部的表面的至少一部分实施形成微细的凹凸的预处理。
6.如权利要求1所述的航空器组件，其特征在于，
所述绝缘体层由与所述扣合部的表面的密合性优良的材料构成。
7.如权利要求1所述的航空器组件，其特征在于，
所述绝缘体层具有覆盖所述扣合部表面的第一层和至少一层覆盖该第一层的层，所述第一层由与所述扣合部表面的密合性优良的材料构成。
8.如权利要求7所述的航空器组件，其特征在于，
所述绝缘体层通过多次嵌入成形而形成。
9.一种航空器组件，具备：以具有导电性的树脂材料为主要要素构成的外板；从内侧支承该外板的结构部件；及将这些外板和结构部件结合的防雷紧固件，所述航空器组件的特征在于，
所述防雷紧固件包括紧固件主体，
所述紧固件主体具有圆柱形状的轴部及设于轴部的一端侧且随着远离轴部而扩大直径的大致圆锥台形状的头部，所述轴部和所述头部一体形成，
形成于该头部一端面的扣合部的周缘部沿周方向具有圆角，
所述防雷紧固件包括绝缘体层，
所述绝缘体层熔融成覆盖所述头部的一端面，并且与形成于所述一端面的扣合部机械地咬合，
所述扣合部具备：位于轴部的相反侧并且沿周方向向半径方向外侧突出的凸部；和连接轴部和凸部并且沿周方向向半径方向内侧凹陷的凹部，所述凸部和所述凹部具有圆角。
10.如权利要求1～9中的任一项所述的航空器组件，其特征在于，
所述绝缘体层以在贯穿设置于所述外板的孔的锥面和所述绝缘体层的与该孔相对的锥面之间能够形成间隙的方式形成。
11.如权利要求1～9中的任一项所述的航空器组件，其特征在于，
所述绝缘体层的顶面和所述外板的表面被加工成为齐平面。
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