JP5535956B2 - 耐雷ファスナ - Google Patents

Description

本発明は、導電性を有する樹脂材料（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。

導電性を有する樹脂材料を、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、頭部の一端面が絶縁性のキャップで覆われたものが知られている（例えば、特許文献１参照）。

米国特許第４６３０１６８号明細書

しかしながら、上記文献に開示されたファスナは、航空機運用中に絶縁性のキャップがファスナ頭部からピールオフして（抜け落ちて）しまうおそれがあった。

本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、航空機運用中の絶縁キャップピールオフを確実に防止することができて、ファスナへの着雷防止効果および信頼性を向上させることができる耐雷ファスナを提供することを目的とする。

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。
本発明に係る耐雷ファスナは、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耐雷ファスナであって、絶縁体層が、頭部の一端面を覆うように融着されているとともに、前記一端面に形成された係合部と機械的に噛み合っており、前記係合部の周縁部が、周方向に沿って半径方向外側に突出する凸部を有し、前記凸部の縦断面視形状が丸みを有しているとともに、前記絶縁体層が、インサート成形により形成されている。

本発明に係る耐雷ファスナによれば、例えば、図１および図２に示すように、絶縁体層は頭部のファスナ側係合部に融着により取り付けられ、ファスナ側係合部７の外表面と絶縁体層側係合部８の内表面とが、全体的に密着されており、また、図１および図２に示すファスナ側係合部７の凸部７ａと絶縁体層側係合部８の凹部８ａとが機械的（形状的）に噛み合うとともに、ファスナ側係合部７の凹部７ｂと絶縁体層側係合部８の凸部８ｂとが機械的（形状的）に噛み合うことにより、絶縁体層５が頭部３に機械的にロックされた（固定された）状態となるので、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、耐雷ファスナ１を常に良好な状態に保つことができる。
また、本発明に係る耐雷ファスナによれば、従来の皿頭ファスナでは、皿頭周縁部が鋭いナイフ状に加工されており、着雷前の前駆フェーズにおいて、皿頭周縁部に電界が集中してストリーマが発生し、ファスナへ選択的に着雷することが通常であったが、このような耐雷ファスナによれば、頭部に形成されたファスナ側係合部の周縁部における断面視形状が、例えば、図１および図２に示すような丸みを帯びるように形成されている（例えば、０．１ｍｍ〜０．３ｍｍ程度のアール（Ｒ）を有するように加工されている）ので、着雷直前の前駆フェーズにおける電界集中を防止することができて、絶縁体層の着雷防止効果に加えて耐雷ファスナへの着雷を防止することができる。
さらに、本発明に係る耐雷ファスナによれば、例えば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層が、インサート成形（例えば、射出成形やコンプレッションモールディング等）によって頭部のファスナ側係合部に融着により取り付けられ、図１および図２に示すように、ファスナ側係合部７の外表面と絶縁体層側係合部８の内表面とが、全体的に密着するとともに、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなるので、絶縁体層５を頭部３により確実に固定する（取り付ける）ことができて、耐雷ファスナ１の信頼性をさらに向上させることができる。
さらにまた、このような耐雷ファスナによれば、例えば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層が、インサート成形（例えば、射出成形やコンプレッションモールディング等）によって頭部のファスナ側係合部に融着により取り付けられることとなるので、大量生産が実施可能となり、製造コストの低減化を図ることができる。

上記耐雷ファスナにおいて、前記絶縁体層が、前記係合部の周縁部を包み込むように形成されているとさらに好適である。

このような耐雷ファスナによれば、ファスナ側係合部の頂面（すなわち、ファスナ頭部の頂面）およびファスナ側係合部の外周面が絶縁体層で覆われることとなるので、耐雷ファスナへの着雷をより確実に防止することができる。

上記耐雷ファスナにおいて、前記係合部の表面の少なくとも一部に、微細な凹凸を形成する前処理が施されているとさらに好適である。

このような耐雷ファスナによれば、係合部の表面と絶縁体層との密着性がさらに向上することとなるので、航空機運用中に、絶縁体層が頭部からピールオフする（剥がれ落ちる）ことをより確実に防止することができ、耐雷ファスナを常に良好な状態に保つことができる。

上記耐雷ファスナにおいて、前記絶縁体層の材料が、前記係合部の表面との密着性に優れたもの（例えばポリエーテルサルフォン（PS），熱硬化性ポリイミド等）であるとさらに好適である。

このような耐雷ファスナによれば、係合部の表面と絶縁体層との密着性がより一層向上することとなるので、航空機運用中に、絶縁体層が頭部からピールオフする（剥がれ落ちる）ことをより確実に防止することができ、耐雷ファスナを常に良好な状態に保つことができる。

上記耐雷ファスナにおいて、前記絶縁体層が、前記係合部の表面を覆う第一層と、この第一層を覆う層を少なくとも１層有すると好適であり、たとえば、第一層を塗布し第二層はインサート成型、あるいは、第一層と第二層を二段階のインサート成形により形成されており、前記第一層の材料が、前記係合部の表面との密着性に優れたもの（例えばポリエーテルサルフォン（PS），熱硬化性ポリイミド）であるとさらに好適である。

このような耐雷ファスナによれば、係合部の表面と絶縁体層との密着性がより一層向上することとなるので、航空機運用中に、絶縁体層が頭部からピールオフする（剥がれ落ちる）ことをより確実に防止することができ、耐雷ファスナを常に良好な状態に保つことができる。

本発明に係る耐雷ファスナは、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耐雷ファスナであって、頭部の一端面に形成された係合部の周縁部が、周方向に沿って丸みを有している。

本発明に係る耐雷ファスナによれば、例えば、図１および図２に示すファスナ側係合部７の凸部７ａと絶縁体層側係合部８の凹部８ａとが機械的に噛み合うとともに、ファスナ側係合部７の凹部７ｂと絶縁体層側係合部８の凸部８ｂとが機械的に噛み合うことにより、絶縁体層５が頭部３に機械的にロックされた（固定された）状態となるので、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、耐雷ファスナ１を常に良好な状態に保つことができる。

本発明に係る航空機組立品は、導電性を有する樹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組立品であって、前記ファスナとして、上記耐雷ファスナのいずれかを具備している。

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（低減させられる）こととなるので、ファスナ取付部で雷撃電流によって発生するスパークを防止することができる。
また、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（低減させられる）ことにより、従来、構造材とカラー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）、およびファスナの雄ネジ部の先端部とカラーの全体を覆うように取り付けられていた（カラーからの二次的放電を防止するために取り付けられていた）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。

上記航空機組立品において、前記耐雷ファスナと前記外板との間が、シーリング材で満たされてい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、シャープエッジのために電界集中が発生して、特に着雷の頻度の高いファスナ皿頭周辺部で、着雷の前駆フェーズであるストリーマの発生を抑制することができて、耐雷ファスナへの着雷を抑制することができる。

上記航空機組立品において、前記外板に穿設された穴と、この穴に対向する前記絶縁体層の面との間に隙間ができるように、前記絶縁体層が形成されてい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、耐雷ファスナを外板に形成された穴内に挿入して取り付けた際に、穴の表面にこれと対向する絶縁体層の面（例えば、図１および図２に示すようにテーパが形成される場合、円錐台面）が押し付けられることを防止することができ、絶縁体層の損傷（割れ）を防止することができる。

上記航空機組立品において、前記絶縁体層の頂面と前記外板の表面とが、面一になるように加工されてい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、耐雷ファスナを外板に形成された穴内に挿入して取り付けた際に絶縁体層が外板の表面よりも外側に突出してしまうような場合には、絶縁体層の表面が削られ、絶縁体層の頂面と外板の表面とが、面一になるように加工される。あるいは、あらかじめ絶縁体層を若干厚く（例えば、必要寸法＋０．１ｍｍ）成形しておき、組立後に外板表面と面一となるよう加工する。これにより、空力性能を向上させることができ、燃費の低減化を図ることができる。

本発明に係る耐雷ファスナの製造方法は、上記耐雷ファスナのいずれかの耐雷ファスナの製造方法であって、軸部の他端部に雄ネジ部が形成されたファスナ本体を準備し、頭部にファスナ側係合部を加工する段階と、金型を予め射出成形機の型盤に取り付け、前記金型の蓋部材を開き、前記頭部に加工が施された前記ファスナ本体を、前記金型の本体に形成された耐雷ファスナを受け入れる穴部の中に挿入する段階と、前記金型の蓋部材を閉じ、所定の型締力を加えた後、前記頭部の近くに設けられた樹脂の注入点より樹脂を射出充填し、前記頭部に前記絶縁体層を形成させる段階と、を備えている。

本発明に係る耐雷ファスナの製造方法によれば、樹脂の射出充填に伴い発生する樹脂圧力は、例えば、１００ＭＰａ程度と高いので、絶縁体層と頭部との間にボイド（void）が発生しにくく、絶縁体層と頭部３の密着性を向上させることができる。

本発明に係る耐雷ファスナによれば、航空機運用中のピールオフを確実に防止することができて、信頼性を向上させることができるという効果を奏する。

本発明の第１実施形態に係る耐雷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。 本発明の第１実施形態に係る耐雷ファスナの正面図である。 本発明に係る耐雷ファスナの第１参考実施形態を示す図であって、（ａ）は正面図、（ｂ）は（ａ）のIII−III矢視断面図である。 本発明に係る耐雷ファスナの第２参考実施形態を示す図であって、（ａ）は正面図、（ｂ）は（ａ）のIV−IV矢視断面図である。 本発明に係る耐雷ファスナを作製するために用いられるインサート成形用金型の平面図である。 本発明に係る耐雷ファスナの作製方法を説明するための説明図である。 本発明に係る耐雷ファスナが、航空機の外板と、構造材とを結合するのに用いられた場合の施工方法を説明するための説明図である。 本発明に係る耐雷ファスナを適用することができる航空機組立品の他の実施形態を示す縦断面図である。

以下、本発明に係る耐雷ファスナ（Fastener）の第１実施形態を、図１および図２を参照しながら説明する。
図１および図２に示すように、本実施形態に係る耐雷ファスナ（耐雷型のファスナ）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から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の一端部（図１および図２において上側に位置する頂部）を覆うように配置された絶縁体層５と、絶縁体層５の一端面（図１および図２において上側の端面）を覆うように配置された導電体層６とを主たる要素として構成されたものである。

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-6Al-4V：アニール材）やインコネル等の合金を用いて作製されている。
軸部２の他端部（図１および図２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が設けられて（形成されて）いる。
頭部３の一端部（頂部）には、絶縁体層５が係止されるファスナ側係合部（係合部）７が設けられて（形成されて）いる。このファスナ側係合部７は、軸部２と反対の側（図１および図２において上側）に位置するとともに、周方向に沿って半径方向外側に突出する（拡径する）凸部７ａと、軸部２と凸部７ａとを接続（連結）するとともに、周方向に沿って半径方向内側に凹む（窪む）凹部７ｂとを備えている。これら凸部７ａおよび凹部７はそれぞれ、その断面視形状が図１および図２に示すような丸みを帯びるように形成されている（例えば、０．１ｍｍ〜０．３ｍｍ程度のアール（Ｒ）を有するように加工されている）。
なお、頭部３の一端面における直径は、例えば、６ｍｍ程度である。

絶縁体層５は、例えば、熱可塑性樹脂（例えば、耐熱性・強度を有する他、絶縁破壊電圧が高いポリエーテルイミド（ＰＥＩ）、耐熱性・強度が優れている他、成形性・汎用性に優れたポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、耐熱性・強度を有する他、成形性・汎用性に優れたポリフェニルサルルファイド（ＰＰＳ）、耐熱性・強度が特に優れているポリアミドイミド（ＰＡＩ））や、熱硬化性樹脂（例えば、耐熱性・強度が特に優れているポリイミド（ＰＩ））等を用いて作製された円盤状の部材である。絶縁体層５の周縁部（図１および図２において下側の端部）には、ファスナ側係合部７に係止される絶縁体層側係合部８が設けられて（形成されて）いる。この絶縁体層側係合部８は、周方向に沿って半径方向内側に凹む（窪む）とともに、ファスナ側係合部７の凸部７ａと合致する凹部８ａと、周方向に沿って半径方向外側に突出する（拡径する）とともに、ファスナ側係合部７の凹部７ｂと合致する凸部８ｂとを備えている。
また、この絶縁体層５は、射出成形によって頭部３のファスナ側係合部７に融着により取り付けられるようになっている。これにより、ファスナ側係合部７の外表面（より詳しくは、ファスナ側係合部７の頂面（平面）、凸部７ａの側面（外周面）、および凹部７ｂの側面（外周面））と、絶縁体層側係合部８の内表面（より詳しくは、絶縁体層側係合部８の底面（図１および図２において下側に位置する平面）、凹部８ａの側面（内周面）、および凸部８ｂの側面（内周面））とが全体にわたって密着し、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなる。
なお、絶縁体層５の板厚（頂面（図１および図２において上側に位置する平面）と底面（図１および図２において下側に位置する平面）との間の長さ）は、MIL-STD-1757A Zone１の雷撃試験電圧（約４０kV）に対しても十分な絶縁耐力を有するように、例えば、０．６ｍｍ〜１．０mm程度とされていることが望ましい。

導電体層６は、その外径が絶縁体層５の外径と略同じ寸法とされた、例えば、銅箔からなる円盤状の部材であり、例えば、接着剤によって絶縁体層５の頂面に固定されている（貼り付けられている）。
なお、導電体層６は必須の要素ではなく、要求される信頼度によって省略することができる。

このようにして製造された耐雷ファスナ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、外板１０と構造材１１とは、耐雷ファスナ１によって結合され、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）を有する樹脂材料（例えば、CFRP（炭素繊維強化樹脂）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、絶縁性を有する樹脂材料（例えば、GFRP（ガラス繊維硬化樹脂）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。

構造材１１は、例えば、アルミ合金やチタン材、またはCFRP（炭素繊維強化樹脂）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１０および構造物１１を板厚方向に貫通するとともに、耐雷ファスナ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、耐雷ファスナ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。
なお、図１中の符号１８は、耐雷ファスナ１と凹所１６との間の隙間を埋めるシーリング材（例えば、スペック：ＡＭＳ３２８１、メーカー：ＰＲＣ−Ｄｅｓｏｔｏ、型番：ＰＲ１７７６Ｍ Ｂ２のポリサルファイドポリマ）であり、符号１９は、例えば、接着剤によって耐雷ファスナ１の表面（より詳しくは、導電体層６の表面）および導電性メッシュ１５の表面に固定された（貼り付けられた）アルミニウムテープである。
また、このアルミニウムテープ１９は必須の要素ではなく、要求される信頼度によって省略することができる。

本実施形態に係る耐雷ファスナ１によれば、ファスナ側係合部７の凸部７ａと絶縁体層側係合部８の凹部８ａとが機械的に噛み合うとともに、ファスナ側係合部７の凹部７ｂと絶縁体層側係合部８の凸部８ｂとが機械的に噛み合うことにより、絶縁体層５が頭部３に機械的にロックされた（固定された）状態となるので、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、耐雷ファスナ１を常に良好な状態に保つことができる。
また、本実施形態に係る耐雷ファスナ１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３のファスナ側係合部７に融着により取り付けられ、ファスナ側係合部７の外表面と絶縁体層側係合部８の内表面とが、全体的に密着するとともに、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなるので、絶縁体層５を頭部３により確実に固定する（取り付ける）ことができて、耐雷ファスナ１の信頼性をさらに向上させることができる。
さらに、本実施形態に係る耐雷ファスナ１によれば、凸部７ａの断面視形状が図１および図２に示すような丸みを帯びるように形成されている（例えば、０．１ｍｍ〜０．３ｍｍ程度のアール（Ｒ）を有するように加工されている）ので、着雷前の電界集中を緩和し、耐雷ファスナ１への着雷を防止することができて、耐雷性能を向上させることができる。
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３のファスナ側係合部７に融着により取り付けられることとなるので、大量生産が実施可能となり、製造コストの低減化を図ることができる。
さらにまた、導電体層６とファスナ本体４との間には、絶縁体層５が配置されているので、仮に、導電体層６に雷が直撃したとしても、導電体層６からファスナ本体４へ流れようとする雷撃電流を遮断する（低減させる）ことができる。

さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ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、導電体層６からファスナ本体４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（低減させられる）こととなるので、CFRP１２への雷撃電流の導入を防止することができ、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、本実施形態に係る耐雷ファスナ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の方へは雷撃電流が流れない（流れ難い）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いた（カラー１７からの二次的放電を防止するために取り付けられていた）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、本実施形態に係る耐雷ファスナ１が、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材１１とを結合するのに用いられた場合に、絶縁体層５のテーパ面（凹所１６のテーパ面と対向する面）と、外板１０に穿設された凹所１６（より詳しくは、凹所１６のテーパ面）との間に隙間ができるように、絶縁体層５が形成されているとさらに好適である。
これにより、耐雷ファスナ１を外板１０に形成された凹所１６内に挿入して取り付けた際に、絶縁体層５のテーパ面が凹所１６の表面（テーパ面）に押し付けられることを防止することができ、絶縁体層の損傷（割れ）を防止することができる。

本発明に係る耐雷ファスナの第１参考実施形態を、図３を用いて説明する。
本実施形態に係る耐雷ファスナ２１は、前述した係合部７，８の代わりに、係合部２２，２３が設けられているという点で前述した第１実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した第１実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。

頭部３の一端部（頂部）には、絶縁体層５が係止されるファスナ側係合部（係合部）２２が設けられて（形成されて）いる。このファスナ側係合部２２は、頭部３の周縁部に沿って配置された、板厚方向に貫通する複数個（本実施形態では８個）の貫通穴である。また、図３（ａ）および図３（ｂ）に示すように、各貫通穴は、頭部３の頂面（図３（ａ）において上側に位置する平面）から軸部２の側に向かって放射状に、すなわち、頭部３の頂面に位置する開口端が、頭部３の側面に位置する開口端よりも半径方向内側に位置するように延びている。
ファスナ頭部の周縁部については、その断面視形状が丸みを帯びるように形成されている（アール（Ｒ）を有するように加工されている）とさらに好ましい。

絶縁体層５の底面（図３（ａ）において下側に位置する平面）には、ファスナ側係合部２２に係止される絶縁体層側係合部２３が設けられて（形成されて）いる。この絶縁体層側係合部２３は、周縁部に沿って配置されるとともに、ファスナ側係合部２２と合致する複数本（本実施形態では８本）の丸棒状の突起（凸部）である。なお、この絶縁体層５は、射出成形によって頭部３に融着により取り付けられるようになっているため、絶縁体層側係合部２３は、射出成形時においてファスナ側係合部２２内に入り込むようにして形作られる（形成される）こととなる。そして、絶縁体層５が射出成形によって頭部３に融着されることにより、絶縁体層５の表面（より詳しくは、絶縁体層５の底面および絶縁体層側係合部２３の外周面）と、頭部３の表面（より詳しくは、頭部３の頂面およびファスナ側係合部２２の内周面）とが全体にわたって密着し、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなる。

本実施形態に係る耐雷ファスナ２１によれば、ファスナ側係合部２２と絶縁体層側係合部２３とが機械的に噛み合うことにより、絶縁体層５が頭部３に機械的にロックされた（固定された）状態となるので、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、耐雷ファスナ２１を常に良好な状態に保つことができる。
また、本実施形態に係る耐雷ファスナ２１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３に融着により取り付けられ、絶縁体層５の表面と頭部３の表面とが、全体的に密着するとともに、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなるので、絶縁体層５を頭部３により確実に固定する（取り付ける）ことができて、耐雷ファスナ２１の信頼性をさらに向上させることができる。
さらに、本実施形態に係る耐雷ファスナ２１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３に融着により取り付けられることとなるので、大量生産が実施可能となり、製造コストの低減化を図ることができる。
さらにまた、導電体層６とファスナ本体４との間には、絶縁体層５が配置されているので、仮に、導電体層６に雷が直撃したとしても、導電体層６からファスナ本体４へ流れようとする雷撃電流を遮断する（低減させる）ことができる。

さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ２１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、導電体層６からファスナ本体４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（低減させられる）こととなるので、CFRP１２への雷撃電流の導入を防止することができる。
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ２１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の方へは雷撃電流が流れない（流れ難い）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いた（カラー１７からの二次的放電を防止するために取り付けられていた）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。

本発明に係る耐雷ファスナの第２参考実施形態を、図４を用いて説明する。
本実施形態に係る耐雷ファスナ３１は、前述した係合部７，８，２２，２３の代わりに、係合部３２，３３が設けられているという点で前述した実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。

頭部３の頂面には、絶縁体層５が係止されるファスナ側係合部（係合部）３２が設けられて（形成されて）いる。このファスナ側係合部３２は、平面視円形状を呈して中央部に位置する第１の凸部３４と、平面視円環状を呈して周縁部に位置する第２の凸部３５とを備えている。これら第１の凸部３４および第２の凸部３５の高さ（図４（ａ）における上下方向の長さ）は、０．２ｍｍ〜０．４ｍｍとされており、これら第１の凸部３４および第２の凸部３５の側面（外周面）には、アリ溝３６がそれぞれ形成されている。また、これら第１の凸部３４および第２の凸部３５の周縁部、およびファスナ頭部３の周縁部はそれぞれ、その断面視形状が丸みを帯びるように形成されている（アール（Ｒ）を有するように加工されている）とさらに好ましい。

絶縁体層５の底面（図４（ａ）において下側に位置する平面）には、ファスナ側係合部３２に係止される絶縁体層側係合部３３が設けられて（形成されて）いる。この絶縁体層側係合部３３は、中央部に配置されるとともに、第１の凸部３４と合致する第１の凹部３７と、周縁部に沿って配置されるとともに、第２の凸部３５と合致する第２の凹部３８とを備えている。なお、この絶縁体層５は、射出成形によって頭部３に融着により取り付けられるようになっているため、射出成形時において絶縁体層５がアリ溝３６内に隙間なく入り込むようにして形作られる（形成される）こととなる。そして、絶縁体層５が射出成形によって頭部３に融着により取り付けられることにより、ファスナ側係合部３２の外表面（より詳しくは、第１の凸部３４の頂面、第１の凸部３４の側面、第２の凸部３５の頂面、および第２の凸部３５の側面）と、絶縁体層側係合部３３の内表面（より詳しくは、第１の凹部３７の底面、第１の凹部３７の内周面、第２の凹部３８の底面、および第２の凹部３８の内周面）とが全体にわたって密着し、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなる。

本実施形態に係る耐雷ファスナ３１によれば、ファスナ側係合部３２と絶縁体層側係合部３３とが機械的に噛み合うことにより、絶縁体層５が頭部３に機械的にロックされた（固定された）状態となるので、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、耐雷ファスナ３１を常に良好な状態に保つことができる。
また、本実施形態に係る耐雷ファスナ３１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３に融着により取り付けられ、絶縁体層５の表面と頭部３の表面とが、全体的に密着するとともに、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなるので、絶縁体層５を頭部３により確実に固定する（取り付ける）ことができて、耐雷ファスナ３１の信頼性をさらに向上させることができる。
さらに、本実施形態に係る耐雷ファスナ３１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３に融着により取り付けられることとなるので、大量生産が実施可能となり、製造コストの低減化を図ることができる。
さらにまた、導電体層６とファスナ本体４との間には、絶縁体層５が配置されているので、仮に、導電体層６に雷が直撃したとしても、導電体層６からファスナ本体４へ流れようとする雷撃電流を遮断する（低減させる）ことができる。

さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ３１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、導電体層６からファスナ本体４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（低減させられる）こととなるので、CFRP１２への雷撃電流の導入を防止することができる。
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ３１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の方へは雷撃電流が流れない（流れ難い）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いた（カラー１７からの二次的放電を防止するために取り付けられていた）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。

つぎに、上述した耐雷ファスナ１，２１，３１の作製方法の一例を、図５および図６を用いて説明する。
なお、図６は耐雷ファスナ１の形状をもとに説明した図であり、耐雷ファスナ２１，３１についても同様である。
（１）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に、耐雷ファスナ１の場合にはファスナ側係合部７を、耐雷ファスナ２１の場合には複数個のファスナ側係合部２２を、耐雷ファスナ３１の場合にはファスナ側係合部３２を加工する。
（２）次に、型締力３０ｔｏｎの縦型射出成形機（図示せず）と、取り数４個のインサート成形用金型４１（図５参照）を用いて絶縁体層５を有する耐雷ファスナ１の成形を行う。絶縁体層５の材料としては熱可塑性のポリイミド（以下、「樹脂」という。）を用い、シリンダ温度は３８０℃に設定する。また、金型温度は、金型内に組み込んだカートリッジヒータ４５（図５参照）により１８０℃に温調する。
（３）金型４１を予め射出成形機の型盤に取り付け、金型４１の蓋部材４１ｂを開く（図６（ａ）参照）。頭部３に加工が施されたファスナ本体４を、金型４１の本体４１ａに形成された耐雷ファスナを受け入れる穴部４４の中に挿入する。この際、ファスナ本体４を金型温度もしくはその近傍の温度に予熱しておくと、樹脂とファスナ本体４との高い密着性ならびに樹脂の良好な流動性が得られる。
（４）金型の蓋部材４１ｂを閉じ（図６（ｂ）参照）、所定の型締力を加えた後、頭部３の近くに設けられた樹脂の注入点（ゲート）４３ａより樹脂を射出充填し、頭部３に絶縁体層５を形成させる（図６（ｃ）参照）。注入点４３ａの形状はピンゲート形状とし、頭部３のほぼ真ん中に位置する。頭部３の面に垂直に樹脂の注入点４３ａを設ける事により、樹脂の射出充填に伴い発生する樹脂圧力によってファスナ本体４が金型４１の本体４１ａに押し付けられる。このため、頭部３の傾斜面とこれに相対する金型４１の本体４１ａの傾斜面との間に生じる隙間が小さくなりバリの発生を抑制できる。
（５）射出完了後、ヒケを防止するため所定時間、保持圧をかけ一定時間冷却した後、金型の蓋部材４１ｂを開き、頭部３に絶縁体層５を有する耐雷ファスナ１を取り出す。
（６）取り出した耐雷ファスナ１は一定時間放置し冷却したあと、必要であれば成形品のゲートマークをニッパーやサンドペーパーやカッターなどを用いて後加工し仕上げる。ただし、ゲートマークの処理方法はこれらの方法に限定されるものではない。
（７）また、成形時の残留応力を除去する目的で、必要に応じて絶縁層を有する耐雷ファスナ１を、加熱炉などを用いてアニール処理を行う。

なお、樹脂の射出充填に伴い発生する樹脂圧力は、例えば、１００ＭＰａ程度と高いので、絶縁体層５と頭部３との間にボイド（void）が発生しにくく、絶縁体層５と頭部３との密着性を向上させることができる。

また、前述した射出成形の前処理としてファスナ本体４と樹脂絶縁層との密着性向上を目的として、頭部３の表面に、大気圧プラズマを照射する等の表面処理を施して、頭部３の表面に微細な凹凸を形成する前処理を行っても良い。前処理の方法としては、例えば、以下のような方法を具体例として挙げることができる。
（１）大気圧プラズマを照射する場合には、原料ガスとして空気（酸素、窒素、あるいはこれらを含むガス）を用い、流量：１０sccm、圧力：大気圧、図示しない直流トーチ（RFトーチ、マイクロ波トーチ、あるいは真空トーチでもよい。）を４０Wに設定した条件で、２０秒間処理する。
（２）頭部３の表面に投射材粒子（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）場合には、圧力４００ｋＰａ、使用グリット：アルミナ、番手＃６０、照射時間：１０sec／２０個、ノズルと供試体との距離：１００mm、施工後の表面粗さ（凹凸）：Ｒａ１．６μｍ、カバレージ：１００％以上の条件で行う。
（３）頭部３の表面に陽極酸化被膜形成処理を施す。
（４）頭部３の表面を粗面化させるための他の手段として、研磨目やローレット等を用いたり、化学的なエッチングを用いたりすることもできる。

また、ファスナ頭部と絶縁体の融着部分の密着性を向上させるために、ファスナ頭部のプライマー処理を施しても良い。たとえば、ファスナ頭部にポリエーテルサルフォン（PES）樹脂を塗布することで、ポリイミドとファスナ本体４との密着性を約３倍程度高めることが出来る。
あるいは、ファスナ頭部に融着する最初の絶縁体層を、その上に成形する絶縁体と比較して密着性の良い樹脂で作り、ファスナ頭部と絶縁体層の密着性を高めることも出来る。たとえば、最初の絶縁体層を、密着性の高いエラストマーとし、その上部に絶縁耐電圧の高いポリイミドを成形することで、密着性が高く絶縁性も高い耐雷ファスナとすることができる。作製方法としては、たとえばエラストマーとポリイミドの二色成形の射出成形を用いることが出来る。エラストマーのような柔らかい絶縁体を最初の絶縁体層に用いることで、密着性が向上するだけでなく、機械的かみ合い部分の応力を緩和し、かみ合い部分の破損を抑える効果も持たせることが出来る。

つぎに、作製された耐雷ファスナ３１が、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の施工方法を、図７を用いて説明する。
なお、図７は耐雷ファスナ３１の形状をもとに説明した図であり、耐雷ファスナ１，２１についても同様である。
（１）航空機の外板１０と構造材１１とを重ね合わせた後、ドリル等の穴あけ具（機械）を用いて、所定の場所に凹所（穴）１６を穿設する（図７（ａ）参照）。
（２）凹所１６の内表面（内周面）にシーリング材１８を塗布する（図７（ｂ）参照）。
（３）耐雷ファスナ３１の軸部２をシーリング材１８が塗布された穴１６内に差し込み（挿入し）、構造材１１から内方（裏面側）に突出する雄ネジ部２ａにカラー１７（図１参照）を締め込んでいく（図７（ｃ）参照）。
（４）耐雷ファスナ３１の表面（より詳しくは、導電体層６の表面）、シーリング材１８の表面、および導電性メッシュ１５の表面にアルミニウムテープ１９を貼り付ける（図７（ｄ）参照）。

なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、必要に応じて適宜変更実施可能である。
例えば、導電体層６は、本発明に係る耐雷ファスナにおいて必須の要素ではなく、省略することもできる。すなわち、絶縁体層５の表面と導電性メッシュ１５の表面とが、同一平面上に位置するように（面一になるように）構成することもできる。

また、本発明に係る耐雷ファスナは、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材１１とを結合するためだけに用いられるものではなく、例えば、図８に示すような航空機の外板５０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５０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）を有する樹脂材料（例えば、CFRP（炭素繊維強化樹脂）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）５１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、絶縁性を有する樹脂材料（例えば、GFRP（ガラス繊維硬化樹脂）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５１の表面全体には、絶縁性を有する樹脂材料（例えば、GFRP（ガラス繊維硬化樹脂））５２が積層されている。

１ 耐雷ファスナ
３ 頭部
５ 絶縁体層
７ ファスナ側係合部（係合部）
７ａ 凸部
７ｂ 凹部
１０ 外板
１１ 構造材
１８ シーリング材
２１ 耐雷ファスナ
２２ ファスナ側係合部（係合部）
３１ 耐雷ファスナ
３２ ファスナ側係合部（係合部）
３４ 第１の凸部
３５ 第２の凸部
５０ 外板
Ａ 航空機組立品

Claims (11)

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耐雷ファスナであって、
   絶縁体層が、頭部の一端面を覆うように融着により取り付けられているとともに、前記一端面に形成された係合部と機械的に噛み合っており、
   前記係合部の周縁部が、周方向に沿って半径方向外側に突出する凸部を有し、
   前記凸部の縦断面視形状が丸みを有しているとともに、
   前記絶縁体層が、インサート成形により形成されていることを特徴とする耐雷ファスナ。
2. 前記絶縁体層が、前記係合部の周縁部を包み込むように形成されていることを特徴とする請求項１に記載の耐雷ファスナ。
3. 前記係合部の表面の少なくとも一部に、微細な凹凸を形成する前処理が施されていることを特徴とする請求項１または２に記載の耐雷ファスナ。
4. 前記絶縁体層が、前記係合部の表面との密着性に優れた材料からなることを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載の耐雷ファスナ。
5. 前記絶縁体層が、前記係合部の表面を覆う第一層と、この第一層を覆う層を少なくとも１層を有しており、前記第一層が、前記係合部の表面との密着性に優れた材料からなることを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載の耐雷ファスナ。
6. 前記絶縁体層が、複数回のインサート成形により形成されることを特徴とする請求項５に記載の耐雷ファスナ。
7. 導電性を有する樹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組立品であって、
   前記ファスナが、請求項１から６のいずれか一項に記載した耐雷ファスナであることを特徴とする航空機組立品。
8. 前記耐雷ファスナと前記外板との間が、シーリング材で満たされていることを特徴とする請求項７に記載の航空機組立品。
9. 前記外板に穿設された穴と、この穴に対向する前記絶縁体層の面との間に隙間ができるように、前記絶縁体層が形成されていることを特徴とする請求項７または８に記載の航空機組立品。
10. 前記絶縁体層の頂面と前記外板の表面とが、面一になるように加工されていることを特徴とする請求項７から９のいずれか一項に記載の航空機組立品。
11. 請求項１から６のいずれか一項に記載の耐雷ファスナの製造方法であって、
    軸部の他端部に雄ネジ部が形成されたファスナ本体を準備し、頭部にファスナ側係合部を加工する段階と、
    金型を予め射出成形機の型盤に取り付け、前記金型の蓋部材を開き、前記頭部に加工が施された前記ファスナ本体を、前記金型の本体に形成された耐雷ファスナを受け入れる穴部の中に挿入する段階と、
    前記金型の蓋部材を閉じ、所定の型締力を加えた後、前記頭部の近くに設けられた樹脂の注入点より樹脂を射出充填し、前記頭部に前記絶縁体層を形成させる段階と、を備えていることを特徴とする耐雷ファスナの製造方法。

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