JP6465554B2 - 航空機構造域内に電流リターンネットワークを設けるための方法および装置 - Google Patents

Description

本開示のある特定の態様は、一般的に、航空機の電流リターンネットワークに関する。更に具体的には、本開示のある特定の実施形態は、電流リターンネットワークが、電流リターンネットワーク（ＣＲＮ）として、また航空機の少なくとも一部に対する耐荷重支持としても機能する方法およびアセンブリに関する。

おそらく、飛行における最大の不確定要素は気象である。気象条件は、風、気温、稲妻、雷、氷結状態、雨、雪、前線に起因する乱気流、霧、スモッグ、竜巻、およびハリケーンを含む、多くの要素を有し得る。気象条件は、乗客のみならず航空会社、航空管制官、気象予報士、パイロットおよび乗組員にとっても重要である。

稲妻は、飛行中に発生し得る１つの特定の気象要素である。航空機は、平均して、年に１回程度しか落雷を受けないことが報告されている。歴史的に、民間航空機は通常、導電性であるアルミニウム外板を備えている。外板がアルミニウムである航空機に落雷が生じた場合、落雷は、一般に機首または他のゾーンなどの航空機の末端から進入する。落雷により運び込まれた電気エネルギーまたは電流は、一般的に航空機のアルミニウムの導電性外板を通過し、その後、尾部などの別の末端から抜け出る。一般的には、乗客にも機内の機器のいずれにも何ら損害は生じない。

外板などに少なくともいくつかの複合材料を使用する最新の航空機の場合、かかる複合材料は、アルミニウム外板の航空機に比べると導電性でないため、通常は追加の対策が講じられる。そのような対策の１つとしては、部分的に複合材料が使用された航空機の種々の場所に設けられ得る電流リターンネットワークアセンブリが挙げられる。複合材料航空機は全体が複合材料から成るのではなく、航空機のある特定の部分にはアルミニウムなどの導電性材料が使用される領域が存在することを理解すべきである。

航空機の設計では、概して、種々の部品の重量が非常に重要である。航空機に設けられる電流リターンネットワークアセンブリは通常、それ自体がそのような電流リターンネットワークの大部分をなすアルミニウム製の航空機では特に、さほど問題ではない。しかしながら、複合材料航空機に関しては、一般的に航空機の軽量化により燃料効率が増大するため、航空機に重量を付加しない電流リターンネットワークアセンブリを設けることが非常に望ましい。

従来の手法および伝統的な手法の更なる限界および欠点は、図面を含む本出願の他の部分に記載の本開示とかかる手法との比較を通じて、当業者に明らかになるであろう。

実施形態によれば、所定の潜在的落雷ゾーンを有する航空機用の電流リターンネットワークアセンブリは、所定の潜在的落雷ゾーン内に取り付けられる。電流リターンネットワークアセンブリは、アセンブリと所定の潜在的落雷ゾーンとの両方を通して電流を伝導する導電性のハニカム中央コアを含む。電流は、航空機の所定の潜在的落雷ゾーンへの落雷により生じる。

更なる実施形態によれば、所定の潜在的落雷ゾーンを有する航空機は内側部を有する。電流リターンネットワークアセンブリは、このゾーンにおよび所定の潜在的落雷ゾーンの内側部内に取り付けられる。導電性のハニカム中央コア部は、電流リターンネットワークアセンブリの部品として設けられる。中央コア部は、ハニカムコアを通して、および前記ゾーンを通して電流を伝導する。伝導される電流は、航空機の前記ゾーンへの落雷により生じたものである。

更に他の実施形態によれば、航空機内で使用される電流リターンネットワークアセンブリを構成するための方法が提供される。この方法は、少なくとも部分的に導電性の低い材料で作製された、航空機の潜在的落雷ゾーンを最初に特定するステップを含む。この方法は、前記電流リターンネットワークアセンブリに有効に置き換え可能である、前記ゾーン内の置き換え可能な部材を特定するステップを含む。次のステップは、前記ゾーン内の置き換え可能な部材の少なくとも１つの物理的要件を決定することを含む。次のステップは、前記電流リターンネットワークアセンブリに、落雷により前記ゾーンに電流が生じたときに前記コアおよび前記ゾーンを通して電流を伝導することが可能である導電性のハニカム中央コアを設けることである。最後のステップは、航空機の置き換え可能な部材の前記物理的要件を有する前記アセンブリを構成することである。

更に、本開示は以下の条項による実施形態を含む。

条項１
所定の潜在的落雷ゾーンを有しかつ前記ゾーン内に取り付ける電流リターンネットワークアセンブリを有する航空機において、前記航空機の前記ゾーンへの落雷により生じた電流を、前記アセンブリおよび前記ゾーンを通して伝導する導電性のハニカム中央コアを備える前記アセンブリ。

条項２
前記ハニカム中央コアがアルミニウムで構成される、条項１に記載の電流リターンネットワークアセンブリ。

条項３
前記所定の潜在的落雷ゾーンに対して耐荷重支持を提供するように構成される、条項１に記載の電流リターンネットワークアセンブリ。

条項４
前記ハニカム中央コアが、離間した端部と、前記端部により相互連結された離間した側面とを有し、前記側面、前記端部および前記コアが、前記耐荷重支持を少なくとも部分的に提供するために協働する、条項３に記載の電流リターンネットワークアセンブリ。

条項５
前記アセンブリを通して前記電流を伝導する上で前記コアと協働するように前記コアの前記端部に取り付けられた導電性の端部キャップ部材を含み、前記端部キャップ部材が追加の耐荷重支持を少なくとも部分的に提供する、条項４に記載の電流リターンネットワークアセンブリ。

条項６
部分的に導電性でありかつ前記コアの前記側面に接合された側面シートを含み、前記側面シート、前記端部キャップ、および前記コアが、前記耐荷重支持を提供するために協働し、かつ前記アセンブリおよび前記ゾーンを通して前記電流を伝導する上で協働する、条項５に記載の電流リターンネットワーク。

条項７
前記航空機が、前記ゾーン内では少なくとも部分的に複合材料で構成される、条項１に記載の電流リターンネットワークアセンブリ。

条項８
前記ゾーンが前記航空機の垂直尾翼を含む、条項７に記載の電流リターンネットワークアセンブリ。

条項９
航空機において、 内側部を有する所定の潜在的落雷ゾーンと、
前記内側部内において前記ゾーンに取り付けられた電流リターンネットワークアセンブリと、
前記航空機の前記ゾーンへの落雷により生じた電流を、前記コアおよび前記ゾーンを通して伝導する電流リターンネットワークアセンブリの部品としての導電性のハニカム中央コア部と、
を備える航空機。

条項１０
前記ゾーンが、前記ゾーン内では少なくとも部分的に複合材料で構成される、条項９に記載の航空機。

条項１１
前記ゾーンが前記航空機の垂直尾翼を含む、条項９に記載の航空機。

条項１２
前記ハニカム中央コアが、離間した端部と、前記端部により相互連結された離間した側面とを含み、前記側面および前記コアが、前記垂直尾翼に対し、前記耐荷重支持を少なくとも部分的に提供するために協働する、条項１１に記載の航空機。

条項１３
前記電流リターンネットワークが、前記アセンブリを通して前記電流を伝導する上で前記コアと協働するように前記コアの端部に取り付けられた複数の導電性の端部キャップを含み、前記電流リターンネットワークが更に、部分的に導電性でありかつ前記コアの側面に接合された側面部材を含み、前記側面部材、前記端部キャップ、および前記コアが、前記アセンブリを通して前記電流を伝導する上で協働する、条項１２に記載の航空機。

条項１４
前記アセンブリが、前記航空機の前記潜在的落雷ゾーンに対して構造的耐荷重支持を提供するように構成される、条項９に記載の航空機。

条項１５
航空機において使用する電流リターンネットワークアセンブリを構成するための方法であって、
少なくとも部分的に導電性の低い材料で作製された、前記航空機の潜在的落雷ゾーンを特定するステップと、
前記電流リターンネットワークアセンブリに有効に置き換え可能である、前記ゾーン内の置き換え可能な部材を特定するステップと、
前記ゾーン内の前記置き換え可能な部材の少なくとも１つの設計パラメータを決定するステップと、
前記電流リターンネットワークアセンブリに、前記落雷により生じる電流を前記コアおよび前記ゾーンを通して伝導することが可能な導電性のハニカム中央コアを設けるステップと、
前記置き換え可能な部材の前記少なくとも１つの設計パラメータを有する前記アセンブリを構成するステップと
を含む方法。

条項１６
前記少なくとも１つの設計パラメータを決定するステップが、前記置き換え可能な部材の複数の寸法を決定することを含み、前記構成するステップが、前記寸法で前記電流ネットワークアセンブリを構成することを含む、条項１５に記載の方法。

条項１７
前記決定するステップが、前記置き換え可能な部材の多数の設計パラメータを決定することを含み、前記方法が、本来は前記置き換え可能な部材用に設計された場所における航空機ゾーン内に前記電流リターンネットワークアセンブリを設置するステップを含み、前記電流リターンネットワークアセンブリが、前記ゾーン内の前記置き換え可能な部材の設計パラメータを有しかつ将来起こり得る落雷が前記ゾーンに生じた場合の電流リターンネットワーク機能を有し、前記コアは、将来起こり得る落雷が前記落雷ゾーンに生じた場合に、前記落雷ゾーンから前記ゾーンと前記ハニカムコアとの両方を通して電流を伝導する、条項１５に記載の方法。

条項１８
前記航空機の前記潜在的落雷ゾーンが垂直尾翼である、条項１５に記載の方法。

条項１９
前記ゾーン内における前記置き換え可能な部材が耐荷重部材である、条項１５に記載の方法。

条項２０
前記少なくとも１つの設計パラメータを決定するステップが、前記置き換え可能な部材の耐荷重要件を決定することを含み、前記構成するステップが、前記置き換え可能な部材の前記耐荷重要件を備える前記電流リターンネットワークアセンブリを構成することを含む、条項１５に記載の方法。

条項２１
前記少なくとも１つの設計パラメータを決定するステップが、前記置き換え可能な部材の複数の寸法を決定する更なるステップを含み、前記構成するステップが、前記置き換え可能な部材の前記寸法で前記電流リターンネットワークアセンブリを構成することを含む、条項２０に記載の方法。

条項２２
条項１に記載の前記電流リターンネットワークアセンブリを備える航空機。

上述した特徴、機能、および利点は、種々の実施形態において個別に達成することができ、または更に他の実施形態において組み合わせることができ、これら実施形態の更なる詳細については、以下の説明および図面を参照して理解することができる。

電流リターンネットワークアセンブリを設置できる１つまたは複数のゾーンを有する航空機の図である。 電流リターンネットワークアセンブリが設置され得る図１に示す航空機の垂直尾翼の図である。 補助支持桁が設けられた図２の従来技術の垂直尾翼の前縁を示す、図２の線３−３に沿って切り取った拡大断面図である。 従来技術の図３に示す桁と置き換えられる電流リターンネットワークアセンブリの使用を示す、図３と同様の図である。 図３Ａに示すリターンネットワークアセンブリの斜視図である。 図４の電流リターンネットワークの一部を図示する拡大図である。 図５に示す電流リターンネットワークアセンブリの上端部の更なる拡大図である。 図３Ａおよび図４〜図６の電流リターンネットワークアセンブリの下端部を示す図であり、電流リターンネットワークアセンブリのハニカムコアの部分断面図を具体的に図示する。 図３Ａおよび図４〜図７のアセンブリの一端におけるΠ（パイ）字型接合部および端部キャップを示す図である。 図３Ａおよび図４〜図８のアセンブリのハニカムコアの一部の詳細図である。

後述する以下の説明および添付図面は、電流リターンネットワークアセンブリおよびかかるアセンブリを作製するための方法の詳細を提示する。以下の説明は、限定的な意味に取られるべきでなく、記載の電流ネットワークアセンブリおよび製造方法に関する特許請求の範囲の全般的な原理を説明する目的で提示されるものである。本開示の範囲は、詳細な説明に続く特許請求の範囲により定義される。

電流リターンネットワークアセンブリの説明は、胴体、翼、尾部での使用を含む相当量の複合材料を使用するタイプの民間航空機での使用を主に対象とする。しかしながら、電流リターンネットワークはまた、複合部品ではなく主にアルミニウム部品で構成された航空機でも使用され得ることを理解すべきである。

図１を参照すると、全体として５０で示す航空機の図が示されている。航空機５０は、上述したように、炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）材料などの相当量の複合材料を使用する最新設計の航空機を主に対象とする。本明細書で使用する場合、ＣＦＲＰは、炭素繊維を含むかまたは炭素繊維が充填され得る強靭で軽量の繊維強化ポリマーを示し、炭素繊維強化ポリマー、炭素繊維強化プラスチック、炭素繊維強化熱可塑性プラスチック、または炭素充填プラスチックを等しく意味し得る。航空機５０は、機首部５４を有し、機首部５４は胴体５２の両側に固設された１対の横方向に突出する翼５６を有する、全体として５２で示す中央胴体を含む。ジェットエンジン５８は、翼５６の各々に固定的に取り付けられる。航空機５０は更に、１対の横方向に突出する水平尾翼６２と、航空機５０の胴体５２の中央後部から上方に突出しかつ前縁部６６を含む、尾部６０の一部であり、全体として６４で示す垂直尾翼（時としてフィンと称される）とを含む全体として６０で示す尾部を含む。

図３を参照すると、垂直尾翼６４の前縁部６６の拡大断面図が示されている。具体的には、図３は、垂直尾翼６４の前縁部６６の、図２の線３−３に沿った従来技術部分の部分破断図である。垂直尾翼６４の前縁部６６よりも後方に位置し、全体として６８で示す、従来設計のアルミニウム補助桁が設けられている。桁６８は、横方向に離間した一体フランジ７２を有する中実の一体中央ウェブ部７０を有する。桁６８は、図１〜図３に示すように、概して垂直尾翼６４の前縁部６６に対して構造的支持を提供する。

航空機５０のある特定のゾーンは、胴体５２、翼５６、および尾部６０上を含む相当量の複合材料が使用され得る場所において、航空機５０への潜在的には稀な落雷の高い発生率を有し得る。以下の説明は、航空機５０に用いられる電流リターンネットワークアセンブリ１００の使用に関する。更に詳細に説明するように、電流リターンネットワークアセンブリ１００は、電流リターンネットワークアセンブリ１００が、図３に示すアルミニウム桁６８に対する構造的な代替物または置換物を提供し、かつ更に、垂直尾翼６４で発生し得る稀な落雷に対する電流リターンネットワークを提供する点で二重の機能を有する。

電流リターンネットワークアセンブリ
上述のように、航空機５０の落雷ゾーンは、翼５６の外側先端と、水平尾翼６４と、垂直尾翼６２と、機首５４とを含み得る。これらのゾーンは、本説明の電流リターンネットワークアセンブリ１００が有利に設置され得る航空機５０のゾーンである。上に特定した以外に選択される追加の場所が存在し得ることを理解すべきである。更に、電流リターンネットワークアセンブリ１００は、航空機の外板などに複合材料を含む航空機に使用されることが主に期待されるが、電流リターンネットワークアセンブリ１００の使用はこのような使用に限定されることを意図しないことを理解すべきである。

図４を参照すると、電流リターンネットワークアセンブリ１００が図示されており、１つまたは複数の潜在的落雷ゾーンに使用されている。本明細書における例示の目的で、電流リターンネットワークアセンブリ１００を図４に概略的に示す垂直尾翼６４内での設置に関連して説明する。更に、電流リターンネットワークアセンブリ１００の特定のサイズおよび形状は、電流リターンネットワークアセンブリが航空機５０において使用される特定のゾーンに応じて本明細書における説明と異なり得ることを理解すべきである。

図３Ａおよび図４を参照すると、電流リターンネットワークアセンブリは、全体として１０２で示す中央コア部と、全体として１０４で示す左側支持フランジアセンブリと、全体として１０６で示す右側支持フランジとを含む。図３Ａを参照すると、図示のように、フランジ１０４は右から左に内向きに角度が付けられており、同時に、フランジ１０６は右から左に内向きに角度が付けられている。フランジ１０４およびフランジ１０６に角度を付ける理由は、フランジ１０４および１０６が、従来技術の図３に示す内向きに角度付けされたフランジ７２を有するアルミニウム桁６８と置き換えられる支持部材として使用されるからである。この態様を本明細書でより詳細に説明する。

図５〜図８、特に図７に示す中央コア１０２は、図７および図９に最も良く図示する中空六角形状の相互連結された構造の一体管から構成される中央ハニカムコア部１０８を備える。ハニカムコア部１０８は、中央コアアセンブリ１０２に対して耐荷重構造をなして横方向に対向する側面１１０に対し、横断方向に位置する。ハニカム部１０８の側面１１０は、側面１１０を覆いかつハニカムコア１０８に対して追加の構造的支持を提供する１対の外側支持シート１１４で囲まれる。ハニカムコア１０８の端部１１６もまた、図８で最も良く分かるように、端部キャップ１１８により覆われる。図７において、端部キャップ１１８は、例示の目的で取り除かれている。図７は、しかしながら、ハニカム構造体１０８の端部１１６を囲む支持側面シート１１４を示している。ハニカムコア部１０８、側面シート１１４、および端部キャップ１１８は、電流リターンネットワーク（ＣＲＮ）としてだけでなく、図３に示すアルミニウム桁６８と置き換え可能な耐荷重支持としても使用され得るようなサイズおよび形状とされる、構造的に堅固な中央コア部を提供するために協働する。

図４、図５および図８を参照すると、上部フランジ１０６および下部フランジ１０４は、実質的に同じように構成されている。図８を参照すると、下部フランジ１０４が概略的に示されており、Π（パイ）字型接合部材１２０と複合厚板部材１２２とを備えている。厚板部材１２２は、Π（パイ）字型接合部材１２０の下にかつこれに対して確実に取り付けられ、接合される。上部フランジ１０６は、同様のΠ（パイ）字型接合部材１２０と、Π（パイ）字型接合部材１２０に接合された厚板部材１２２とを有することを理解すべきである。

各Π（パイ）字型接合部材１２０は、上部フランジアセンブリ１０６と下部フランジアセンブリ１０４とのそれぞれにより中央コア部１０２の上端と下端を確実に受けかつ支持するための中央空間を間に画定する、板部１２４と１対の横方向に離間した直立部１２６とを備える。直立部１２６は板部１２４と一体に形成される。

電流リターンネットワークアセンブリ１００は垂直尾翼６４の領域内での落雷により生じた電流を通過させるため、中央コア部１０２は導電性材料で構成される。好ましくは、中央ハニカムコア１０８はアルミニウムで構成される。アルミニウムほど導電性は高くないが、チタンを使用してもよい。電流リターンネットワークアセンブリの側面シート１１４は、共に比較的導電性の低い、チタンまたは炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）材料で作製されることが好ましい。好ましくは、上部フランジ１０６および下部フランジ１０４に使用されるΠ（パイ）字型接合部１２０は、炭素繊維強化プラスチック材料またはチタンで構成される。上部フランジ１０６と下部フランジ１０４の両方でΠ（パイ）字型接合部１２０に接合された厚板部材１２２は、炭素繊維強化プラスチック材料で構成されることが好ましい。厚板部材１２２は、図３Ａに示すように、垂直尾翼６４の対向する内側面に当接するように設計される。端部キャップ１１８はアルミニウムで作製されることが好ましいが、銅を使用してもよい。両金属は導電性であるが、アルミニウムは銅よりも重量が軽いためアルミニウムが好ましい。

垂直尾翼６４の領域内に落雷が生じた場合、電流リターンネットワークアセンブリ１００は、落雷による電流を、垂直尾翼６４の一方側の外面からハニカムコアを通して（電流リターンネットワークアセンブリ１００の反対側を通して、また垂直尾翼６４の壁を通してなど）外方向に通過させる。

電流リターンネットワークアセンブリを構成および設置する方法
上述のように、電流リターンネットワークアセンブリ１００は、航空機５０の潜在的落雷ゾーンに設計、構成、および設置されることが好ましい。垂直尾翼６４内に電流リターンネットワークアセンブリ１００を設置する場合、電流リターンネットワークアセンブリ１００は、従来技術の図３に示すアルミニウム桁６８の使用と置き換えられるように設計される。アルミニウムの補助桁６８を電流リターンネットワークアセンブリ１００に置き換えることにより、電流リターンネットワークアセンブリ１００が、垂直尾翼ゾーン６４内のアルミニウム桁６８と置き換えられた際に耐荷重支持として機能し、かつ航空機５０の電流リターンネットワーク（ＣＲＮ）としても機能するので、重量の節減およびコストの節減になる。

耐荷重の電流リターンネットワークアセンブリ１００を構成するための方法は、第１に、航空機５０の潜在的落雷ゾーンを特定するステップを必要とする。かかるゾーンが特定されると、次のステップは、電流リターンネットワークアセンブリ１００に置き換えられ得る航空機５０の既存の部品を特定することである。上述のように、潜在的落雷ゾーンは航空機５０の垂直尾翼６４を含み、補助桁６８は、電流リターンネットワークアセンブリ１００を適切に設計することにより有効に置き換え可能な航空機部品として特定される。

補助桁６８が好適に設計された電流リターンネットワークアセンブリ１００に有効に置き換えられると特定された時点で、電流リターンネットワークアセンブリ１００の設計パラメータは、補助桁６８の予め設定された設計パラメータに基づいている。電流ネットワークアセンブリ１００の設計パラメータは、広範囲に及び、（１）垂直尾翼６４内の利用可能空間および垂直尾翼内の隣接する他の構造に適切に嵌合するのに必要とされる電流リターンネットワークアセンブリ１００の全体寸法、（２）垂直尾翼６４を支持するための耐荷重支持要件、（３）電流リターンネットワーク１００が補助桁６４の置換物となるのに必要とされる熱膨張係数、（４）電流リターンネットワークアセンブリ１００の耐食性の要件、（５）電流リターンネットワークアセンブリ１００の製造時、設置時および使用時の損傷許容性、および場合により他の設計パラメータを含むが、これらに限定されるものではない。設計パラメータが決定されると、電流リターンネットワークアセンブリ１００は、特定された設計パラメータで設計および構成され、したがって、電流リターンネットワークアセンブリ１００は、補助桁６８の置換物としての使用が許容される。補助桁６８が、電流リターンネットワークアセンブリ１００を設置するために選択される航空機５０の特定の場所に応じて適切に設計された電流リターンネットワークアセンブリ１００に置き換えることができる航空機５０の唯一の置き換え可能な部材であることを理解すべきである。

電流リターンネットワークアセンブリ１００は、支持側面シート１１４および端部キャップ１１８を備えた、中央コア部１０２およびハニカムコア１０８で構成される。最終的に、中央コア部１０２の頂部および底部は、予め接合されたΠ（パイ）字型接合部１２０に、ならびに、上部フランジ１０６と下部フランジ１０４を画定する厚板部材１２２に設置される。そして、電流リターンネットワークアセンブリ１００は、設置の準備が整い、電流リターンネットワークアセンブリ１００が設計および構成されている補助桁６８の置換物として航空機５０のある場所内（すなわち、図３に示す補助桁６８の置換物として垂直尾翼６４内）に設置される。

本開示についてある特定の実施形態を参照して説明してきたが、当業者であれば、本開示の精神および範囲から逸脱することなく、種々の変更を行うことができ、かつ均等物に代えることができることを理解するであろう。加えて、本開示の教示に特定の状況または材料を適合させるために、本開示の範囲から逸脱することなく、多くの修正を行うことができる。それゆえ、本開示は、開示された特定の実施形態に限定されるものではなく、添付の特許請求の範囲内に含まれるすべての実施形態を包含することを意図するものである。

５０ 航空機
５２ 胴体
５４ 機首部
５６ 翼
５８ ジェットエンジン
６０ 尾部
６２ 水平尾翼
６４ 垂直尾翼
６６ 前縁部
６８ 桁
７０ ウェブ部
７２ フランジ
１００ 電流リターンネットワークアセンブリ
１０２ 中央コア部
１０４ 下部フランジ
１０６ 上部フランジ
１０８ ハニカムコア
１１０ 側面
１１４ 側面シート
１１６ 端部
１１８ 端部キャップ
１２０ Π（パイ）字型接合部材
１２２ 厚板部材
１２４ 板部
１２６ 直立部

Claims (3)

1. 所定の潜在的落雷ゾーンを有しかつ前記ゾーンの内部に取り付ける電流リターンネットワークアセンブリ（１００）を有する航空機（５０）において、前記アセンブリ（１００）は、前記アセンブリ（１００）および前記ゾーンを通して、前記航空機（５０）への落雷により前記ゾーンに生じた電流を伝導する導電性のハニカム中央コア（１０８）を備え、
   前記アセンブリ（１００）は、前記所定の潜在的落雷ゾーンに対して耐荷重支持を提供するように構成され、
   前記ハニカム中央コア（１０８）が、前記耐荷重支持方向に離間した端部（１１６）と、前記端部（１１６）により相互連結された離間した側面（１１０）とを有し、前記側面（１１０）、前記端部（１１６）およびコア（１０２）が、前記耐荷重支持を少なくとも部分的に提供するために協働し、
   前記アセンブリ（１００）は、前記アセンブリ（１００）を通して前記電流を伝導する上で前記コア（１０２）と協働するように前記コア（１０２）の前記端部（１１６）に取り付けられた導電性の端部キャップ（１１８）をさらに含み、前記端部キャップ（１１８）が追加の耐荷重支持を少なくとも部分的に提供する、前記アセンブリ（１００）。
2. 部分的に導電性でありかつ前記コア（１０２）の前記側面（１１０）に接合された側面シート（１１４）を含み、前記側面シート（１１４）、前記端部キャップ（１１８）、および前記コア（１０２）が、前記耐荷重支持を提供するために協働し、かつ前記アセンブリ（１００）および前記ゾーンを通して前記電流を伝導する上で協働する、請求項１に記載の電流リターンネットワークアセンブリ（１００）。
3. 請求項１又は２に記載の前記電流リターンネットワークアセンブリ（１００）を含む航空機（５０）。

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