JP5619446B2 - キャップ、これを用いた締結構造およびこの締結構造を有する航空機 - Google Patents

Description

本発明は、キャップ、これを用いた締結構造およびこの締結構造を有する航空機に関するものである。

航空機の機体を構成する外板は、格子状に形成された骨部材である構造部材によって内部から補強されている。
外板と外板の内側に位置する構造部材とは、ファスナによって接合されている。ファスナは金属製（たとえば、チタン合金）であるため、落雷がファスナを通って内部で火花（スパーク）を発生する恐れがある。

このため、たとえば、特許文献１に示されるように、ファスナに雷が通るのを抑制する構造が提案されている。
特許文献１に示されるものは、ファスナの頭部の外側端に絶縁性のキャップを装着しているものであり、このようにファスナの構造を工夫して雷の通過を抑制するものは多く提案されている。

特開２００７−１２６１１９号公報

ところで、従来のファスナによって外板と構造部材とを結合するものでは、ファスナの構造部材から突出した部分に角部が存在するので、ファスナに電流が流れた場合、この角部で電界が集中し易くなる。航空機が被雷した場合、たとえ、抑制対策が取られているものでも、一端ファスナに電流が流れると、角部で電界集中が起きて、スパークが発生し易くなる。たとえば、内部に燃料等の可燃物がある燃料タンクでスパークが発生すると、燃料が引火して爆発する恐れがある。

本発明は、このような事情に鑑み、被雷電流がファスナを通って流れたとしても内部でスパークが発生するのを抑制でき、安全性を向上し得るキャップ、これを用いた締結構造およびこの締結構造を有する航空機を提供することを目的とする。

上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を採用する。
すなわち、本発明の第一態様は、航空機の外板とこの外板の内側に位置する構造部材とを結合するファスナにおける前記構造部材を突き抜けて燃料タンクの内部空間に突出する部分を覆うように取り付けられるキャップであり、前記内部空間には、前記航空機の燃料が貯蔵され、前記外板の内部空間に触れる外側面が曲面で構成され、導電性材料によって形成されているキャップである。

本態様にかかるキャップは、導電性材料によって形成され、航空機の外板とこの外板の内側に位置する構造部材とを結合するファスナにおける構造部材を突き抜ける部分を覆うように取り付けられているので、ファスナを通る雷撃電流はキャップの内部を通って流れる。これにより、この部分に位置するファスナの角部に電界が集中することを抑制することができる。
キャップの外板の内部空間に触れる外側面、たとえば、タンク内に露出する面が曲面で構成されているので、キャップの外板の内部空間に触れる外側面には、角部が存在しない。これにより、キャップの外側面には、電界が集中する部分がないので、電界の集中によるスパーク（火花）の発生を抑制することができる。
たとえば、内部に燃料等の可燃物がある燃料タンクでこのキャップ用いれば、スパークが発生し、燃料に引火して爆発する恐れを抑制できるので、安全性を向上させることができる。

前記態様では、前記構造部材と接触する接触面を有していることが好適である。
前記接触面は、突起が形成され、前記接触面と前記構造部材との間にシーラントを介在させて、前記突起が前記構造部材に埋め込まれるように前記構造部材に接触していてもよい。
このようにすると、ファスナからキャップに流れた電流が接触面を通って構造部材に流れるので、ファスナから構造部材へ流れる電流の抵抗が実効上低くなる。ファスナから構造部材へ流れる電流の抵抗が低くなると、電流値が減少するので、スパークの発生をより抑制することができる。
なお、接触面は構造部材に接触しているので、外板の内部空間に触れる外側面に相当せず、角部が存在してもよい。

本発明の第二態様は、航空機の外板とこの外板の内側に位置する構造部材とを結合するファスナにおける前記構造部材を突き抜けて燃料タンクの内部空間に突出する部分を覆うように取り付けられるキャップであり、前記内部空間には、前記航空機の燃料が貯蔵され、前記構造部材と接触する接触面を有し、導電性材料によって形成されているキャップである。

本態様にかかるキャップは、導電性材料によって形成され、航空機の外板とこの外板の内側に位置する構造部材とを結合するファスナにおける構造部材を突き抜ける部分を覆うように取り付けられているので、ファスナを通る雷撃電流はキャップの内部を通って流れる。これにより、この部分に位置するファスナの角部に電界が集中することを抑制することができる。
また、ファスナからキャップに流れた電流が接触面を通って構造部材に流れるので、ファスナから構造部材へ流れる電流の抵抗が実効上低くなる。ファスナから構造部材へ流れる電流の抵抗が低くなると、電流値が減少するので、スパークの発生をより抑制することができる。
たとえば、内部に燃料等の可燃物がある燃料タンクでこのキャップを用いれば、スパークが発生し、燃料に引火して爆発する恐れを抑制できるので、安全性を向上させることができる。
なお、接触面は構造部材に接触しているので、外板の内部空間に触れる外側面に相当せず、角部が存在してもよい。

本発明の第三態様は、航空機の外板とこの外板の内側に位置する構造部材とがファスナによって結合され、該ファスナにおける前記構造部材を突き抜ける部分が、前記第一態様あるいは前記第二態様のキャップによって覆われている締結構造である。
その締結構造は、前記キャップと前記構造部材とに挟まれる導電性グリースをさらに備えることもできる。

本態様にかかる締結構造では、ファスナにおける構造部材を突き抜ける部分が第一態様あるいは第二態様のキャップによって覆われているので、たとえ、ファスナを通って雷撃電流が流れてもスパークの発生を抑制することができる。
たとえば、内部に燃料等の可燃物がある燃料タンクの締結構造として用いれば、スパークが発生し、燃料に引火して爆発する恐れを抑制できるので、安全性を向上させることができる。

本発明の第四態様は、前記第三態様の締結構造によって外板とこの外板の内側に位置する構造部材との少なくとも一部が締結されている航空機である。

本態様にかかる航空機では、スパークの発生を抑制することができる締結構造で外板とこの外板の内側に位置する構造部材との少なくとも一部が締結されているので、たとえば、内部に燃料等の可燃物がある燃料タンクの締結構造として用いれば、スパークが発生し、燃料に引火して爆発する恐れを抑制できるので、安全性を向上させることができる。

本発明によると、キャップは、導電性材料によって形成され、航空機の外板とこの外板の内側に位置する構造部材とを結合するファスナにおける構造部材を突き抜ける部分を覆うように取り付けられているので、ファスナを通る雷撃電流はキャップの内部を通って流れる。これにより、この部分に位置するファスナの角部に電界が集中することを抑制することができる。
キャップの外板の内部空間に触れる外側面、たとえば、タンク内に露出する面が曲面で構成されている、および／または構造部材と接触する接触面を有しているので、電界の集中によるスパークの発生を抑制することができる。
たとえば、内部に燃料等の可燃物がある燃料タンクでこのキャップ用いれば、スパークが発生し、燃料に引火して爆発する恐れを抑制できるので、安全性を向上させることができる。

本発明の一実施形態の締結構造を用いた燃料タンクが設けられた主翼の構成を説明する斜視図である。 図１の燃料タンクの構成を説明するＸ−Ｘ断面視図である。 図２の上外板とストリンガとの締結部の構成を説明する断面視図である。

以下、本発明の一実施形態にかかる締結構造を図１〜３を用いて詳細に説明する。
図１は、本実施形態の締結構造を用いた燃料タンクが設けられた主翼の構成を説明する斜視図である。図２は、図１の燃料タンクの構成を説明するＸ−Ｘ断面視図である。

主翼１には、図１および図２に示されるように、上外板（外板）３と、下外板（外板）５と、スパー（構造部材）７と、リブ（構造部材）９と、ストリンガ（構造部材）１１と、が主に設けられている。
さらに、主翼１の内部、すなわち、内部空間には、燃料タンク１３が主翼１と一体に設けられている。

上外板３および下外板５は、主翼１の外形を構成する薄板であり、スパー７、リブ９、および、ストリンガ１１とともに主翼１に働く引っ張り荷重や、圧縮荷重の一部を受け持つものである。
上外板３は、主翼１の上面を構成する薄板であり、下外板５は、主翼１の下面を構成する薄板である。
上外板３および下外板５は、たとえば、母材としてエポキシ系樹脂を用いるとともに、強化繊維として炭素繊維を用いた炭素繊維強化樹脂（ＣＦＲＰ）で形成されている。なお、上外板３および下外板５は、たとえば、アルミニウム合金等の金属製とされていてもよい。

スパー７は、図１および図２に示されるように、主翼１の翼幅方向（図２の紙面に垂直方向）に延びる構造部材であって、上外板３および下外板５との間にわたって配置される部材である。
本実施形態では、主翼１の前縁ＬＥ側と、後縁ＴＥ側にそれぞれスパー７が配置されている例に適用して説明する。

ストリンガ１１は、図１および図２に示されるように、一対のスパー７の間を、主翼１の翼幅方向（図２の紙面に垂直方向）に延びる構造部材であって、スパー７を強度的に補助するものである。
スパー７およびストリンガ１１は、主翼１に作用する前後方向や、上下方向に働く曲げや捩れなどの力を主翼１が取り付けられている航空機の胴体（図示せず）に伝達するものである。

リブ９は、図１および図２に示されるように、主翼１の翼弦方向（図２の左右方向）に延びるとともに、上外板１１および下外板１２の間にわたって配置される構造部材である。言い換えると、リブ９は、スパー７およびストリンガ１１と略直交する方向に延びる構造部材であって、主翼１の断面形状に形成された板状の部材である。

スパー７、リブ９およびストリンガ１１は、たとえば、アルミニウム合金等の金属で形成されている。また、部分的に金属で形成されるもの、全体がＣＦＲＰ等の繊維強化樹脂で形成されるものもある。

燃料タンク１３は、航空機の燃料（可燃物）が貯蔵されるタンクであって、その貯蔵空間は、図１および図２に示されるように、主翼１の内部が上外板３、下外板５、一対のスパー７および複数のリブ９で区切られて形成されている。燃料タンク１３は、主翼１と一体に形成されたインテグラルタンクである。
燃料タンク１３の内部には、燃料を受け入れ、供給する燃料配管（図示省略）および燃料量を計測する燃料計測系の配線（図示省略）が設置されている。

スパー７、ストリンガ１１およびリブ９は、上外板３および下外板５と金属製のファスナ１５を用いて締結されている。ファスナ１５は、たとえば、アルミニウム合金製、チタン製とされている。
図３は、図２の上外板３とストリンガ１１との締結構造１７の構成を示す断面視図である。

ファスナ１５は、円柱状に延びるシャンク部１９と、シャンク部１９の一端に配置されたヘッド部２１とを有している。
ヘッド部２１は、円錐台形状をし、その小径部が略同径のシャンク部１９に接続するようにされている。シャンク部１９の他端側（ヘッド部２１と反対側）には、雄ネジ２３が刻設されている。

ファスナ１５は、シャンク部１９が、上外板３およびストリンガ１１に形成された貫通孔に挿通され、ヘッド部２１は上外板３に埋め込まれるように配置されている。
シャンク部１９は、ストリンガ１１から燃料タンク１３の内部空間に突出するようにされている。ナット２５がシャンク部１９の雄ネジ２３に螺合し、ストリンガ１１側へ移動することによってファスナ１５は上外板３とストリンガ１１とを締結する。

ファスナ１５の燃料タンク１３内に位置する部分、すなわち、ストリンガ１１から燃料タンク１３内に突き抜けている部分、およびナット２５を覆うキャップ２７が備えられている。
キャップ２７は、略球体が一平面で切断された形状をしている。この切断面は、構造部材であるストリンガ１１と接触する接触面２９を構成している。

接触面２９の中央部分には、ファスナ１５のストリンガ１１から突き出している部分およびナット２５の全てを収容する収容空間３１が形成されている。キャップ２７は、収容空間３１がファスナ１５のストリンガ１１から突き出している部分およびナット２５の全てを収容し、接触面２９がストリンガ１１に接触する状態で装着される。言い換えると、キャップ２７は、ファスナ１５におけるストリンガ１１を突き抜ける部分およびナット２５の全てを覆うように取り付けられている。

キャップ２７の接触面２９を除く外側面３３は、上外板３の内部空間、すなわち、燃料タンク１３の内部空間に面している。キャップ２７の装着時に、外側面３１は上外板３の内部空間に触れる。一方、接触面２９はストリンガ１１に接触しているので、上外板３の内部空間に接触することはない。
外側面３３は、略球体の一部であるので、曲面で構成されている。外側面３３の形状は、球体の一部に限らず、曲面を構成する適宜形状とされてよい。
なお、接触面２９と外側面３３との境界部に角部ができるが、この角部は接触面２９がストリンガ１１に接触しているので、上外板３の内部空間に触れる外側面３３に相当しない。

キャップ２７は、たとえば、アルミニウム合金製とされている。キャップ２７は、アルミニウム合金に限らず、適宜な導電性材料で形成されてよい。
この場合、ファスナ１５およびストリンガ１１の材料と電気抵抗が略同等の材料を用いるのが電気腐食の発生を抑制する上で好適である。

キャップ２７は、収容空間３１に雌ネジを刻設し、ファスナ１５の雄ネジ２５に螺合させ、接触面２９がストリンガ１１に強く接触するように取り付けてもよい。
接触面２９とストリンガ１１との間に隙間が生じる場合には、接触面２９とストリンガ１１との間に導電性グリースを挟み、導電性を確保するようにしてもよい。
また、接触面２９とストリンガ１１との間にシーラントを介在させ、粘着性を向上させるようにしてもよい。この場合、たとえば、接触面２９に突起を設け、接触面２９を強く押し込み、ストリンガ１１側に埋め込ませて導電性を確保することが好ましい。

上外板３および下外板５とスパー７およびリブ９とのファスナ１５による締結構造には、上述したキャップ２７が備えられている。

以上のように構成された本実施形態にかかる締結構造１７の動作について説明する。
ファスナ１５の近傍に雷撃を受けると、雷撃電流がファスナ１５を通って流れる。ファスナ１５を通って流れる雷撃電流は、ファスナ１５からストリンガ１１へ流れるとともにファスナ１５からキャップ２７の内部を通って接触面２９を介してストリンガ１１へ流れる。

このように、雷撃電流はファスナ１５からキャップ２７の内部を通ってストリンガ１１に流れるので、この部分に位置するファスナ１５の角部、たとえば、雄ネジ２３に先端あるいはファスナ１５の端部に電界が集中することを抑制することができる。
キャップ２７の外側面３３は曲面で構成されているので、角部が存在しない。これにより、キャップ２７の外側面３３には、電界が集中する部分がないので、電界の集中によるスパーク（火花）の発生を抑制することができる。

また、ファスナ１５からキャップ２７に流れた雷撃電流が接触面２９を通ってストリンガ１１に流れるので、ファスナ１５から直接ストリンガ１１に流れるルートだけのものに比べて伝達される面積が増加する。これにより、ファスナ１５からストリンガ１１へ流れる電流の抵抗が実効上低くなる。ファスナ１５からストリンガ１１へ流れる電流の抵抗が低くなると、電流値が減少するので、スパークの発生をより抑制することができる。

これらにより、燃料タンク１３の内部でスパークが発生し、燃料に引火して爆発する恐れを十分に抑制できるので、航空機の安全性を向上させることができる。また、ファスナ１５等の耐雷構造を簡素で工作性のよいものにできるので、製造コストを低減することができる。

なお、本発明は以上説明した実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々の変形を行ってもよい。
たとえば、接触面２９を広く確保でき、ファスナ１５からストリンガ１１へ流れる電流の抵抗が十分低くできる場合、外側面３３に角部を有するようにしてもよい。

１ 主翼
３ 上外板
５ 下外板
７ スパー
９ リブ
１１ ストリンガ
１５ ファスナ
１７ 締結構造
２７ キャップ
２９ 接触面
３３ 外側面

Claims (8)

1. 航空機の外板とこの外板の内側に位置する構造部材とを結合するファスナにおける前記構造部材を突き抜けて燃料タンクの内部空間に突出する部分を覆うように取り付けられるキャップであり、
   前記内部空間には、前記航空機の燃料が貯蔵され、
   前記内部空間に触れる外側面が曲面で構成され、
   前記構造部材と接触する接触面を有し、導電性材料によって形成され、
   前記接触面は、突起が形成され、前記接触面と前記構造部材との間にシーラントを介在させて、前記突起が前記構造部材に埋め込まれるように前記構造部材に接触していることを特徴とするキャップ。
2. 航空機の外板とこの外板の内側に位置する構造部材とを結合するファスナにおける前記構造部材を突き抜けて燃料タンクの内部空間に突出する部分を覆うように取り付けられるキャップであり、
   前記内部空間には、前記航空機の燃料が貯蔵され、
   前記構造部材と接触する接触面を有し、導電性材料によって形成され、
   前記接触面は、突起が形成され、前記接触面と前記構造部材との間にシーラントを介在させて、前記突起が前記構造部材に埋め込まれるように前記構造部材に接触していることを特徴とするキャップ。
3. 航空機の外板とこの外板の内側に位置する構造部材とがファスナによって結合され、
   該ファスナにおける前記構造部材を突き抜ける部分が、請求項１または請求項２に記載のキャップによって覆われていることを特徴とする締結構造。
4. 航空機の外板とこの外板の内側に位置する構造部材とを結合するファスナにおける前記構造部材を突き抜けて燃料タンクの内部空間に突出する部分を覆うように取り付けられるキャップであり、前記内部空間に触れる外側面が曲面で構成され、前記構造部材と接触する接触面を有し、導電性材料によって形成されているキャップと、
   前記キャップと前記構造部材とに挟まれる導電性グリースとを備え、
   前記内部空間には、前記航空機の燃料が貯蔵される締結構造。
5. 航空機の外板とこの外板の内側に位置する構造部材とを結合するファスナにおける前記構造部材を突き抜けて燃料タンクの内部空間に突出する部分を覆うように取り付けられるキャップであり、前記構造部材と接触する接触面を有し、導電性材料によって形成されているキャップと、
   前記キャップと前記構造部材とに挟まれる導電性グリースとを備え、
   前記内部空間には、前記航空機の燃料が貯蔵される締結構造。
6. 請求項４または請求項５に記載の締結構造によって外板とこの外板の内側に位置する構造部材との少なくとも一部が締結されていることを特徴とする航空機。
7. 締結構造によって外板とこの外板の内側に位置する構造部材との少なくとも一部が締結され、
   前記締結構造は、
   航空機の外板とこの外板の内側に位置する構造部材とがファスナによって結合され、
   該ファスナにおける前記構造部材を突き抜ける部分が、キャップによって覆われ、
   前記キャップは、
   航空機の外板とこの外板の内側に位置する構造部材とを結合するファスナにおける前記構造部材を突き抜ける部分を覆うように取り付けられ、
   前記外板の内部空間に触れる外側面が曲面で構成され、
   前記構造部材と接触する接触面を有し、導電性材料によって形成され、
   前記接触面は、突起が形成され、前記接触面と前記構造部材との間にシーラントを介在させて、前記突起が前記構造部材に埋め込まれるように前記構造部材に接触していることを特徴とする航空機。
8. 締結構造によって外板とこの外板の内側に位置する構造部材との少なくとも一部が締結され、
   前記締結構造は、
   航空機の外板とこの外板の内側に位置する構造部材とがファスナによって結合され、
   該ファスナにおける前記構造部材を突き抜ける部分が、キャップによって覆われ、
   前記キャップは、
   航空機の外板とこの外板の内側に位置する構造部材とを結合するファスナにおける前記構造部材を突き抜ける部分を覆うように取り付けられ、
   前記構造部材と接触する接触面を有し、導電性材料によって形成され、
   前記接触面は、突起が形成され、前記接触面と前記構造部材との間にシーラントを介在させて、前記突起が前記構造部材に埋め込まれるように前記構造部材に接触していることを特徴とする航空機。

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