JP2018045995A - 金属部品と複合材料との間の電気伝導を促進するための方法 - Google Patents
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Abstract
Description
一実施形態では、金属部品と複合材料との間の電気伝導が促進される。金属部品および複合材料は、航空機および航空宇宙ビークル、構造、および用途に使用され、したがって、促進された電気伝導は、雷保護システム、電磁効果管理システムまたは接地システムの機能を向上させる。
図2は、一実施形態による、層18が複合体14にどのように適用されるかを示す断面図である。この実施形態では、インクジェットプリンタなどのアプリケータ26を複合体14の孔12に挿入し、アプリケータ26の往復直線運動28を使用して孔12の内側に層18を堆積させる。アプリケータ26はまた、層18を複合体14の孔12の縁部および/または複合体14の表面20に沿って堆積させるために使用することができるが、他のアプリケータも同様に使用することができる。
図3は、一実施形態による、層18がどのように硬化されるかを示す断面図である。この実施形態では、複合体14の孔12に光パイプなどの硬化装置30を挿入し、硬化装置30の往復直線運動32を使用して孔12内の層18を硬化させる。硬化装置30はまた、複合体14の孔12の縁部に沿って、および/または複合体14の表面20上で層18を硬化させるために使用することができるが、他の硬化装置も同様に使用することができる。例えば複合体14の孔12内での、このその場硬化は局所的な熱暴露を提供する。
図4は、一実施形態による製造プロセスを示すフローチャートである。
・孔12内の層18の堆積は、電磁効果および雷保護システムなどの電気伝導目的のためのスリーブを提供する。
・孔12内の層18の堆積は、構造上の目的のためのスリーブを提供する(EME目的と組み合わせることができる)。
・孔12内の層18の堆積(完全なまたは部分的な孔12の内面処理を伴う)は、固定具10と雷メッシュ22との間の電気的接続を提供する。
・表面20上の層18の堆積は、固定具10と表面20との間の電気的接続を提供する。
・表面20、孔12の縁部および孔12の内面への層18の堆積は、電気的ビアまたは経路としての孔12の処理を用いて、複合体14の一方の側から複合体14の他方の側への電気的接続を提供する。
記載したシステムおよび技術の実施の様々な態様をより良く理解するために、航空機および航空機の翼の簡単な説明をここで提示する。図5は、いくつかの実施形態による航空機44の概略図である。図5に示すように、航空機44は、縦軸線(X軸線)、横軸線(Y軸線)、および垂直軸線(Z軸線)によって規定される。様々な実施形態において、航空機44は、内部48を有する機体46を備える。航空機44は、機体46に結合された翼50を含む。航空機44はまた、翼50によって支持されたエンジン52を含むことができる。いくつかの実施形態では、航空機44は、電気システム54および環境システム56などのいくつかの高レベルシステムをさらに含む。他の実施形態では、任意の数の他のシステムを含むことができる。
上述の実施形態の説明は、例示および説明のために提示されたものであり、網羅的なものではなく、あるいは記載した実施形態に限定するものではない。上記の特定の要素の代わりに、多くの代替例、修正例および変形例を使用することができる。
1.電気伝導を向上させるための方法であって、
複合体を導電性材料を含む接着層でコーティングするステップを含み、金属部品が複合体に結合された場合に、金属部品が接着層の導電性材料に電気的に接続される、方法。
導電性材料を含む接着層でコーティングされた複合体を含み、金属部品が複合体に結合された場合に、金属部品が接着層の導電性材料に電気的に接続される、装置。
導電性材料を含む接着層でコーティングされた複合体と、複合体に結合された金属部品と、を含み、金属部品は、接着層の導電性材料と電気的に接続されている、航空機。
12 孔
14 複合体
16 破線
18 接着層
20 表面
22 雷保護メッシュ、雷メッシュ
24 対向する表面
26 アプリケータ
28 往復直線運動
30 硬化装置
32 往復直線運動
44 航空機
46 機体
48 内部
50 翼
52 エンジン
54 電気システム
56 環境システム
58 航空機の製造および保守点検方法
Claims (14)
- 電気伝導を向上させるための方法であって、
導電性材料を含む接着層で複合体をコーティングするステップを含み、金属部品が前記複合体に結合された場合に、前記金属部品が前記接着層の前記導電性材料に電気的に接続される、方法。 - 前記複合体は、炭素繊維強化ポリマー(CFRP)から形成された複合材料からなる航空機または他のビークルの構造であり、前記金属部品は固定具であり、前記接着層の前記導電性材料に電気的に接続された前記金属部品は、雷保護システム、電磁効果(EME)管理システム、または接地システムの一部を形成する、請求項1に記載の方法。
- 前記金属部品は、固定具と前記複合体との間の境界面に配置されたスリーブ、ワッシャー、または他の要素を含む、請求項1または2に記載の方法。
- 前記接着層は、導電性インクまたは導電性塗料の少なくとも一方を含む、請求項1から3のいずれか一項に記載の方法。
- 前記導電性インクまたは前記導電性塗料は、低温焼結剤を含む配合物中に銅または銀の少なくとも一方を含む複数の粒子からなる、請求項4に記載の方法。
- 前記導電性インクまたは前記導電性塗料はチタンを含み、前記チタンは、前記炭素繊維の薄い表面層を炭化チタン(TiC)に変換することによって前記複合体の炭素繊維への接着を促進し、前記粒子は前記TiCの上部により厚い接着層を形成する、請求項5に記載の方法。
- 前記導電性インクまたは前記導電性塗料は、スクリーン印刷、インクジェット印刷、凹版、ドライフィルム転写、金属被覆、またはめっきのうちの少なくとも1つを用いて前記複合体に塗布される、請求項4から6のいずれか一項に記載の方法。
- 前記複合体に悪影響を及ぼさない温度で前記複合体をコーティングする前記接着層を硬化させるステップをさらに含む、請求項1から7のいずれか一項に記載の方法。
- 前記温度は100℃〜200℃である、請求項8に記載の方法。
- 前記コーティングするステップは、前記複合体内の孔の内部に前記接着層を堆積させるステップをさらに含み、前記硬化させるステップは、前記孔の内部に堆積した前記接着層のその場硬化を実行するステップをさらに含む、請求項8または9に記載の方法。
- 前記接着層の前記その場硬化は、焼成、フラッシュ放射加熱、またはレーザー加熱のうちの少なくとも1つによって行われる、請求項10に記載の方法。
- 前記接着層の前記その場硬化は、前記金属部品が前記孔に挿入された場合に電気誘導加熱によって行われる、請求項10に記載の方法。
- 請求項1から12のいずれか一項により製造された、電気伝導を向上させるための装置。
- 請求項13に記載の複合体を含む、向上された電気伝導を有する航空機。
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