JP6664904B2 - 航空機に使用するための導電性熱可塑性グラウンドプレーン - Google Patents

Description

本開示は、金属製又は硬化複合材料製の航空機外板の内側又は外側に用いるためのグラウンドプレーン（ground plane）及びその形成方法に関し、より詳しくは、電気的連続性及び可撓性の実現を容易にする導電性熱可塑性グラウンドプレーンに関する。

グラウンドプレーンは、アンテナの一部としての役割を行い、他のアンテナ要素からの電波を反射するための導電性の面である。グラウンドプレーンは、落雷保護として機能したり、コンピュータや通信機器などの、電磁干渉に対して特に敏感な電子機器を保護するためのシールドとして機能したりすることができる。航空機産業においては、電磁干渉が原因で、航空機の計器が誤作動する場合があり、結果としてナビゲーションエラーが起こり、航空機を失う可能性さえある。以前は、航空機の金属外板がグラウンドプレーンの役割を果たしていた。しかし、少なくともいくつかの周知の航空機は、軽量化のために、複合材料積層体を外板材料として用いている。そのような場合には、積層体外板そのものは、もはや導電性ではなく、導電性のグラウンドプレーンを外板に組み込む必要がある。

航空機の複合材外板に使用するための周知のグラウンドプレーンの少なくともいくつかは、例えば不織繊維マットなどの、複合材料内に埋設された構成材料を含んでおり、これは重く脆い場合がある。また、繊維マットが原因で、隣接する複合材パネルとの間の製造ジョイントに電気的な断絶が起こる場合がある。非導電性複合材外板にグラウンドプレーンを組み込むための別の方法として、外板の表面に、塗料などの吹き付け式の導電性材料を塗布する方法がある。しかし、このような塗料は、損傷や欠け（chipping）を生じやすく、そのような損傷が起こった場合には、導電連続性が失われる。

また、留め具を挿入するための開口を複合材外板に設けた場合、埋設構成材料及び吹き付け材料のいずれも、開口が形成された箇所において導電連続性を失う。また、グラウンドプレーンが航空機の落雷保護の役割も行っていた場合、留め具の位置においては、航空機はもはや落雷から保護されない。また、埋設構成材料または吹き付け材料のいずれも、疲労損傷を招くことなく複合材外板に追随して湾曲及び伸張しその静止構造位置に戻るということができない。

従って、あらゆる方向に容易且つ大幅に伸張することができ、あらゆる撓み状態において導電性が高く、シールド効果や材料特性を低下させることなく繰り返される伸張に耐えることができ、薄く、軽量であり、寒冷環境、高い高度及び／又は他の飛行条件で航空機が動作している時に遭遇する厳しい航空宇宙環境に耐えるのに十分な耐久性を有する材料が必要とされている。

一態様において、航空機の外板パネルが提供される。当該外板パネルは、積層複合材層と、複合材層に連結されたグラウンドプレーンとを含み、グラウンドプレーンは、導電性の弾性熱可塑性材料である。

別の態様において、航空機が提供される。航空機は、変形可能な構造体と、当該変形可能な構造体に連結された複数の外板パネルと、外板パネルの少なくとも１つに連結されたグラウンドプレーンとを含み、グラウンドプレーンは導電性の弾性熱可塑性材料である。

さらに別の対応において、航空機外板パネルの製造方法が提供される。当該方法は、積層複合材層を形成することと、導電性の弾性熱可塑性材料からグラウンドプレーンを形成することとを含む。次に、導電性の弾性熱可塑性グラウンドプレーンを複合材層に連結する。

本発明は、さらに以下の付記を含む。

付記１ 変形可能な構造体と、前記変形可能な構造体に連結された複数の外板パネルと、前記外板パネルの少なくとも１つに連結されたグラウンドプレーンとを含み、前記グラウンドプレーンは導電性の弾性熱可塑性材料である、航空機。

付記２ 前記グラウンドプレーンは、前記変形可能な構造体の変形に起因する前記外板パネルの変形に対応して変形するように構成されている、付記１に記載の航空機。

付記３ 前記外板パネルと前記グラウンドプレーンとの間に接合された接着剤をさらに含む、付記１に記載の航空機。

付記４ 前記グラウンドプレーンは、共硬化及び後硬化の一方によって前記外板パネルと一体に形成されている、付記１に記載の航空機。

付記５ 前記グラウンドプレーンは、電磁干渉シールドを形成するように構成されている、付記１に記載の航空機。

付記６ 前記複数の外板パネルは、第１グラウンドプレーンを含む第１外板パネルと、第２グラウンドプレーンを含む第２外板パネルとを含み、前記第１外板パネルは前記第２外板パネルに隣接して位置しており、前記第１グラウンドプレーン及び前記第２グラウンドプレーンは、互いに接合されることによって、前記第１外板パネルと前記第２外板パネルの両方を覆う単一の連続グラウンドプレーンを形成するように構成されている、付記１に記載の航空機。

例示的な航空機の製造及びサービス方法のフロー図である。 例示的な航空機のブロック図である。 図２に示した航空機で使用するための例示的な導電性熱可塑性グラウンドプレーンの形成方法を示す概略図である。 図２に示した航空機のような航空機の変形可能構造体に連結された航空機外板パネルの断面図である。 図２に示した航空機のような航空機の変形可能構造体に連結された航空機外板パネルの別の実施形態の断面図である。 熱可塑性グラウンドプレーンの一部が剥離された状態を示す、図５に示した航空機外板パネルの斜視断面図である。 図４及び図５の隣接する航空機外板パネル間の製造ジョイントの斜視断面図であって、接合方法を示す図である。 導電性熱可塑性材料の別の実施形態の断面図である。

本明細書に記載の実施態様は、航空機に使用するための複数の複合材外板に関する。より具体的には、航空機は、主翼や尾翼などの変形可能な構造体、及び、当該変形可能構造体に連結された複数の外板パネルを含む。様々な実施形態において、外板パネルは、アルミニウムなどの金属材料、複合材料、又は、金属材料と複合材料との組み合わせから製造することができる。図示の実施形態では、各外板パネルは、少なくとも、積層複合材層と、当該複合材層に連結されたグラウンドプレーンとを含み、グラウンドプレーンは、導電性の弾性熱可塑性材料からなる。この導電性熱可塑性グラウンドプレーンは、航空機の構造体を変形させることがある構造的荷重、飛行荷重、熱膨張及び収縮、グラウンドハンドリング（ground handling）、及び他のタイプの航空機荷重に起因する外板パネル、留め具、構造ジョイントにおける対応する変形に応じて変形するように構成されている。従って、グラウンドプレーンは、導電性を維持し且つ疲労損傷を受けることなく、変形可能面に連結されていることに関連して起こる応力及びひずみを繰り返し吸収する。動作において、導電性熱可塑性グラウンドプレーンは、例えば隣接する外板パネル間の間隙、留め具、及び、隣接する外板パネル同士の導電率の違いによって起こりうる表面の電気的不連続を最小化及び／又は解消する。いくつかの実施形態において、導電性熱可塑性グラウンドプレーンは、航空機の一部上に設けることができる。任意には、航空機の外表面全体、すなわち、金属表面又は複合材表面の全体に導電性熱可塑性グラウンドプレーンを設けることによって、航空機の外表面を覆う、中断箇所の無い、電気的にシールされたエンベロープ（envelope）を設けることができる。従って、導電性熱可塑性グラウンドプレーンは、航空機に設けられた様々な電子部品間で起こりうる電気的干渉を低減及び／又は解消することができ、さらに落雷保護装置としても機能する。

図１を参照すると、本開示の実施態様を、航空機の製造及びサービス方法１００に関連させ、また、航空機１０２（図２に図示）を通じて説明する。仕様決定及び設計１０４を含む生産開始前の工程において、航空機１０２のデータを製造プロセス中に用いることができ、機体に関連する他の材料を１０６において調達することができる。生産中は、航空機１０２の部品及び小組立品（subassembly）の製造１０８及びシステムインテグレーション１１０が行われ、次に、航空機１０２は、例えば認証及び納品１１２の段階に入る。機体の認証が首尾よく完了すると、航空機１０２は就航１１４に入る。顧客による就航中は、航空機１０２は、定期的なルーティンのメンテナンス及びサービス１１６のスケジュールに組み込まれ、これは、例えば変更、再構成、及び／又は改装などを含む。代替の実施態様において、製造及びサービス方法１００は、航空機以外の乗り物によって実施することもできる。

航空機の製造及び／又はサービス方法１００の各部および各工程は、システムインテグレーター、第三者、及び／又はオペレーター（例えば顧客）によって実行または完了することができる。説明のために言及すると、システムインテグレーターは、航空機メーカー及び主要システム（majority-system）下請業者をいくつ含んでいてもよいが、これに限定されない。第三者は、売主、下請業者、供給業者をいくつ含んでいてもよいが、これに限定されない。オペレーターは、航空会社、リース会社、軍事団体（military entity）、サービス組織（service organization）などであってもよい。

図２に示すように、方法１００によって生産される航空機１０２は、例えば、複数のシステム１２０及び内装１２２を備えた機体１１８を含む。ハイレベルシステム１２０の例としては、１つ又はそれ以上の駆動系１２４、電気系１２６、油圧系１２８、及び／又は環境系１３０が挙げられる。また、その他のシステムをいくつ含んでいてもよい

本明細書において具体化した装置及び方法は、方法１００における、１つ又はそれ以上のどの段階において採用してもよい。例えば、部品製造工程１０８に対応する部品又は小部品は、航空機１０２のサービス段階で作製される部品又は小部品と同様に作製することができる。また、１つ又はそれ以上の装置の実施形態、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせを、例えば、実質的に航空機１０２の組み立て速度を速めたりコストを削減したりすることによって、製造工程１０８及び１１０で用いてもよい。同様に、１つ又はそれ以上の装置の実施形態、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせを、航空機１０２のサービス又はメンテナンス中に、例えば、スケジュールされたメンテナンス及びサービス１１６において、用いてもよい。

本明細書において、「航空機」という用語は、限定するものではないが、飛行機、無人航空機（ＵＡＶ）、グライダー、ヘリコプター、及び／又は空域を通過する任意の他の物体を含みうる。また、代替の実施形態において、本明細書に記載の航空機の製造及びサービス方法を、いかなる製造及び／又はサービスの操作においても使用することができる。

図３は、航空機１０２（図２に示す）のグラウンドプレーンに使用しうる例示的な導電性熱可塑性材料２００の形成方法を示す概略図である。上述したように、耐久性があり、可撓性で、導電連続性を維持するグラウンドプレーンを含むことは、航空機１０２にとって有益である。航空機は、複合材料、金属材料、又は、複合材料と金属材料との組み合わせから製造することができる。従って、本明細書において、導電性熱可塑性グラウンドプレーン２００について説明する。この構造は、非常に高い表面導電率、無線周波数（ＲＦ）反射率、電磁干渉シールド、並びに、非常に高い機械的可撓性という特性を有する。図３に示すように、導電性熱可塑性材料２００は、まず、第１熱可塑性エラストマー２０２を第２熱可塑性エラストマー２０４と混合することによって、熱可塑性エラストマーアロイ（alloyed thermoplastic elastomer）２０６を形成することによって形成される。この混合は、第１熱可塑性エラストマー２０２及び第２熱可塑性エラストマー２０４を約３５０°Ｆ（１７７℃）で共に融解することによって行われる。例示的な実施態様において、第１熱可塑性エラストマー２０２は、オハイオ州クリーブランドのThe Lubrizol Corporationによって製造されたEstane 58881であり、第２熱可塑性エラストマー２０４は、同じくオハイオ州クリーブランドのThe Lubrizol Corporationによって製造されたEstane 58887である。これに代えて、第１熱可塑性エラストマー２０２及び第２熱可塑性エラストマー２０４は、周知の任意の熱可塑性エラストマーであってもよい。一般的に、約華氏−４０度という比較的低いガラス転移温度Ｔｇ、及び、複合材料の製造硬化温度に適合する融解温度を有するエラストマーが選択される。

例示的な実施態様において、熱可塑性エラストマーアロイ２０６は、第１熱可塑性エラストマー２０２と第２熱可塑性エラストマー２０４とを実質的に等量ずつ混合したものによって形成される。これに代えて、熱可塑性エラストマーアロイ２０６は、第１熱可塑性エラストマー２０２と第２熱可塑性エラストマー２０４とを任意に混合したものによって形成してもよい。また、熱可塑性エラストマーアロイ２０６は、任意の量の熱可塑性エラストマーの任意の組み合わせによって形成してもよく、第１熱可塑性エラストマー２０２と第２熱可塑性エラストマー２０４によって形成されるものに限定されない。本明細書においては、「エラストマー」なる用語は、伸長性があり、引張を解除した後は、迅速に元の形状に戻る性質によって特徴づけられる高分子材料を指す。

熱可塑性エラストマーアロイ２０６を導電性にするため、融解熱可塑性エラストマーアロイ２０６にフィラー材２０８を混合する。例示的な実施態様において、フィラー材２０８は、熱可塑性エラストマーアロイ２０６全体に分散された複数のニッケル被覆グラファイトフレークを含む。これに代えて、フィラー材２０８は、金属コーティングを有する任意の炭素粒子であってもよい。概して、フィラー材２０８は、本明細書に記載したような導電性熱可塑性材料２００の作用を促進する導電性コーティングを有するものであれば、いかなる粒子を含んでいてもよい。このように、金属粒子、もしくは限定するものではないが被覆されたグラファイトなどの金属含有粒子、又はこれらの組み合わせを、マトリックス材として機能する実質的に非導電性の熱可塑性ポリマーに混合することによって、導電性がしばしば実現される。導電性熱可塑性材料２００を導電性にするためには、当該材料に混入されるフィラー材２０８の粒子は、互いに接触する状態、又は、効果的に電流を通すことができるほど粒子間の距離が十分に小さい状態のいずれかでなければならない。

フィラー材２０８が熱可塑性エラストマーアロイ２０６内に十分均一に分散されると、当該混合物を、航空機２においてグラウンドプレーンとして使用するための導電性熱可塑性材料２００のシートとして押し出す。例示的な一実施態様において、各シートは、約０．０１０インチと０．０２０インチの間の厚みを有する。例示的な実施形態において、各シートの公称厚み（nominal thickness）は、約０．０１５インチである。これに代えて、導電性熱可塑性材料２００の押し出しシートは、所望の用途のための導電性熱可塑性材料２００の作用を促進する任意の所望の厚みを有していてもよい。また、フィラー材２０８と熱可塑性エラストマーアロイ２０６との混合物を型内に押し出すことによって、導電性熱可塑性材料２００を所望形状に容易に押出成形することができる。このように、導電性熱可塑性材料２００の押出シートは、複雑な形状に形成することができ、あるいは、シート形状のドレープ性を超える複雑な曲率を有する面に対して熱成形及び／又は熱真空成形によって押し付けると、当該所望の曲率に一致する形状となる。導電性熱可塑性シート２００は、冷めると所望の形状を保持するが、可撓性を有し変形可能な状態のままである。他の実施形態において、導電性熱可塑性シートを、様々なタイプの導電性スクリム（conductive scrims）と重ね合わせる又はスクリム内に埋め込むことによって、相乗的に電気的性能を向上させてもよい。本明細書において、スクリムとは、織布又はめっき処理されたナイロン織布又はガラス繊維織布、並びに、炭素繊維又はめっき処理された繊維のランダム布を含む、導電性材料の織物又はランダム繊維マットとして定義される。より具体的には、スクリム同士が接合されている構成又は少なくとも部分的に重なり合っている構成のいずれの場合でも、導電性熱可塑性シートは、スクリム間のジョイント部の電気的接続又は連結を効果的に行う機能を果たす。

上述した埋設構成及び吹付材料のような公知のグラウンドプレーンの少なくともいくつかも、内部にフィラー材を分散させて含んでいる場合がある。しかし、これらの材料内のフィラー材は、ランダムに配向されており、従って、所望のレベルの導電性を実現するためには、導電性熱可塑性材料２００よりも実質的に多くのフィラー材を必要とする。フィラー材を追加すると、グラウンドプレーンの重量が増したり、グラウンドプレーンがより損傷を受けやすくなったりする。これに対して、導電性熱可塑性材料２００内のフィラー材２０８の粒子の少なくとも一部は、実質的に共通の配向で並んでいる。より具体的には、導電性熱可塑性材料２００内のフィラー材２０８の粒子の少なくとも一部は、実質的に、押し出される際の導電性熱可塑性材料２００の流動の方向に並んでいる。押し出し中に導電性熱可塑性材料２００に加えられる圧力は、フィラー材２０８を１より大きいアスペクト比を有するよう実質的に整列させるのに十分である。このように、フィラー材２０８の整列によって、公知のグラウンドプレーンよりも少量のフィラー材を使用しつつ、導電性熱可塑性材料２００の所望のレベルの導電性をもたらすことができる。より少量のフィラー材２０８の量を有する導電性熱可塑性材料２００によって、公知のグラウンドプレーンよりも軽量で可撓性の大きい導電性熱可塑性材料２００を容易に提供することができる。

図４は、航空機１０２（図２に示す）に使用するための熱可塑性グラウンドプレーン３０６の例示的な実施態様に従い変形可能構造体３０２の一部に連結された航空機の外板パネル３００の断面図である。例示的な実施態様において、変形可能構造体３０２は、飛行中に撓み又は変形を受けやすい航空機１０２の一部であり、例えば、限定するものではないが、航空機１０２の主翼又は尾翼の一部である。例示的な実施態様において、外板パネル３００は、積層複合材層３０４と、導電性の弾性熱可塑性グラウンドプレーン３０６とを含み、複合材層３０４が構造体３０２とグラウンドプレーン３０６との間に連結された状態となっている。これに代えて、グラウンドプレーン３０６を、導電性を有する必要があり且つ電磁干渉シールドを必要とする任意の面に連結してもよく、特に、飛行中に撓んだり伸張したりする傾向にある任意の面に連結することができる。また、例示的な実施態様において、グラウンドプレーン３０６は、外板３００の最も外側の層としての役割を行い、従って航空機１０２の飛行中はグラウンドプレーンが大気環境に暴露される状態となる。これに代えて、外板パネル３００は、グラウンドプレーン３０６の上面に連結された層を含んでいてもよい。

グラウンドプレーン３０６は、フィラー材２０８の複数の整列した粒子３０８を有する導電性熱可塑性材料２００を含む。上述したように、グラウンドプレーン３０６を導電性にするためには、導電性熱可塑性材料２００内の粒子３０８は、互いに接触する状態、又は、効果的に電流を通すことができるほど粒子間の距離が十分に小さい状態のいずれかでなければならない。複合材層３０４は、ファブリックの複数の層、及び、これらの層に含浸した樹脂から形成されている。例示的な実施形態において、外板パネル３００の複合材層３０４は、航空機１０２の主翼又は尾翼などの変形可能構造体３０２に連結されている。これに代えて、複合材層３０４は、飛行中に撓み又はねじれなどの変形を受けやすい航空機１０２の任意の部分に連結してもよい。

例示的な実施態様において、グラウンドプレーン３０６、より具体的には、導電性熱可塑性材料２００は可撓性であり、変形可能構造体３０２、ひいては複合材層３０４が撓んだり変形したりすると、グラウンドプレーン３０６は、疲労損傷を受けることなくこれに応じて変形し、その後当初の撓みの無い状態に戻るように構成されている。このように、グラウンドプレーン３０６は、導電性を維持し、且つ、疲労損傷を受けたり航空機１０２の重量を大幅に増加させたりすることなく、変形可能面、すなわち複合材層３０４に連結されていることに関連して起こる応力及びひずみを繰り返し吸収するように構成されている。また、グラウンドプレーン３０６は、約−６０°Ｆから３００°Ｆ（−５１℃から１４９℃）という比較的広い動作温度内において可撓性を維持することができる。従って、グラウンドプレーン３０６は、外板パネル３００の最外層として、飛行中に遭遇する低温に暴露されるにもかかわらず、グラウンドプレーン３０６の可撓性が維持される。

例示的な実施態様において、様々な方法を用いてグラウンドプレーン３０６を複合材層３０４に連結することができる。図４は、共硬化法（co-curing method）及び後硬化法（post curing method）法の一例を示している。共硬化法では、導電性熱可塑性材料２００のシートを、複合材ファブリックの予備含浸された層上に積層する。導電性熱可塑性材料２００及びファブリックの層に熱と圧力の両方を加えることによって、層を硬化し、上層としてグラウンドプレーン３０６を有する複合材層３０４を形成する。従って、グラウンドプレーン３０６と複合材層３０４とは、少なくとも部分的に互いに一体化している。共硬化法は、導電性熱可塑性材料２００の融点に近い温度で複合材層３０４を硬化することができるため、複合材層３０４内への導電性熱可塑性材料２００の一体化を促進することができ、理想的である。また、共硬化の間に、複合材層３０４内に形成されている間隙を導電性熱可塑性材料２００が満たす場合があり、これによって追加的な支持構造がもたらされる。

図４は、後硬化法を用いて複合材層３０４にグラウンドプレーン３０６を連結する例でもある。後硬化法では、複合材層３０４を十分に硬化した後で、導電性熱可塑性材料２００のシートを硬化複合材層３０４上に積層する。導電性熱可塑性材料２００を加えた後、硬化複合材層３０４と導電性熱可塑性材料２００のシートとを含む積層体を硬化することによって、少なくとも部分的にグラウンドプレーン３０６と一体化した複合材層３０４を有する外板パネル３００を形成する。後硬化法は、複合材層３０４を硬化するための温度及び圧力要件が、導電性熱可塑性材料２００のガラス転移温度外にある場合に採用することができる。例えば、導電性熱可塑性材料２００の融解温度が３５０°Ｆ（１７６℃）であり、複合材層３０４が適切に硬化するためには６００°Ｆ（３１５℃）の温度が必要な場合、最初に複合材層３０４を硬化させ、次に３５０°Ｆ近くまで再加熱することによって、導電性熱可塑性材料２００の液化を防ぐことが好ましい。グラウンドプレーン３０６を用いて、組立プロセスの任意の部分において航空機に取り付けた部品を覆うこともできる。例えば、グラウンドプレーン３０６を用いて、航空機の様々な部品同士を連結するために用いられている留め具又は改良プロセス中に取り付られた部品を覆うことができる。また、グラウンドプレーン３０６によって、破損が決定的な危機を招く部品の非破壊検査（ＮＤＩ）を、よりクリーンな状態で、既存の部品に処理又は改装を行うことなく実施することができる。従って、グラウンドプレーン３０６は、様々な部品に対してＮＤＩを行う前又は後における製造プロセス中の任意の時点で、設置することができる。

図５は、航空機１０２（図２に示す）の変形可能構造体３０２に連結された航空機外板パネル３５０の別の実施形態の断面図である。図５に示したコンポーネントのうち、図４に示したコンポーネントと実質的に同じものは、同じ参照数字で示している。図５は、外板パネル３５０の複合材層３０４にグラウンドプレーン３０６を連結するための接合方法を示す。当該接合方法においては、接着剤３５２の層が、グラウンドプレーン３０６と複合材層３０４との間に接合される。例示的な実施態様において、接着剤３５２をまず導電性熱可塑性材料２００に接合させ、次に複合材層３０４に接合させる。これに代えて、接着剤３５２をまず複合材層３０４に接合させ、次に、導電性熱可塑性材料２００に接合させてもよい。図６に示すように、当該接合方法は、複合材層３０４が留め具３５６を挿入するための開口３５４を含む場合に採用するのが理想的である。図６は、グラウンドプレーン３０６を形成する導電性熱可塑性材料２００のシートが剥離されて開口３５４及び留め具３５６を露出させている状態を示している。明瞭にするため、接着剤層３５２は、図６には示していない。開口３５４を形成し留め具３５６を開口に挿入した後、接着剤３５２及びグラウンドプレーン３０６を複合材層３０４上に載置することによって、開口３５４及び留め具３５６を覆う。このように、導電性熱可塑性グラウンドプレーン３０６を開口３５４及び留め具３５６上に接合することによって、複合材層３０４に連結された連続する導電性面を設けることができる。様々な実施形態において、接着剤は、例えば、ホットメルト接着剤、ゴムセメント、エポキシ、及び／又は溶剤結合剤を含む。また、接合方法は、スクリムの使用を含んでもよく、これによって、所望の場合には、接合される材料の厚みの制御、並びに、連結する部品間の電気的接続及び構造体に対する電気的な接続をもたらすことができる。

上述したように、グラウンドプレーン３０６を複合材層３０４に接着によって接合することは、複合材層３０４が開口３５４及び留め具３５６を含む場合に理想的である。一方、共硬化及び後硬化による連結方法は、複合材層３０４が開口３５４及び留め具３５６を含まない場合に理想的である。これは、当該層に開口３５４が形成されていると、グラウンドプレーン３０６が導電的連続性を失うからである。ただし、以下により詳しく述べるように、導電性熱可塑性材料２００によって開口３５４を覆い、グラウンドプレーン３０６と共に接合することもできる。連結方法にかかわらず、フィラー材２０８を有する導電性熱可塑性材料２００によって形成されたグラウンドプレーン３０６は複合材層３０４上で可撓性を維持し、連続する導電面を提供するものであり、当該導電面は、複合材層３０４の変形に応じて繰り返し伸張及び変形しその後非伸張状態に戻ることが可能な電磁干渉シールド及び避雷ガードとしての役割を果たす。

例示的な実施態様において、グラウンドプレーン３０６は、グラウンドプレーン３０６に隣接する部分と接合することができる。グラウンドプレーン３０６が複合材層３０４に共硬化又は後硬化されている実施形態においては、グラウンドプレーン３０６は、複合材層３０４の隣接パネルのグラウンドプレーン３０６に、隣接する外板パネル間に規定された製造ジョイントに沿って、接合することができる。これに代えて、グラウンドプレーンが複合材外板に接着剤３５２（図５に示す）を用いて接合されている実施形態においては、導電性熱可塑性グラウンドプレーン３０６の第１シートの端部が、グラウンドプレーン３０６の隣接するシートの端部に接合される。いずれの場合においても、グラウンドプレーン３０６の２つの隣接するシートを接合することによって、グラウンドプレーン３０６のシート間に継ぎ目の無い単一の連続する導電面を形成することができる。図７Ａ及び図７Ｂは、第１外板パネル４０２と第２外板パネル４０４との間に規定された製造ジョイント４００を示す斜視断面図である。第１外板パネル４０２及び第２外板パネル４０４は、航空機１０２（図２に示す）の変形可能構造体３０２に連結された隣接する外板パネルである。図７Ａに示すように、第１パネル４０２は、第１複合材層４０６と、グラウンドプレーン３０６の第１シート４０８とを含み、当該シートは第１エッジ４１０を有する。第２パネル４０４は、第２複合材層４１２と、グラウンドプレーン３０６の第２シート４１４とを含み、当該シートは第２エッジ４１６を含む。第１シート４０８及び第２シート４１４の第１エッジ４１０と第２エッジ４１６との間には、継ぎ目４１８が規定されている。

図７Ｂは、接合後の製造ジョイント４００を示しており、継ぎ目４１８は、破線で表すことによって、無くなったことを示している。例示的な実施態様において、第１エッジ４１０と第２エッジ４１６とが接合されることによって、継ぎ目４１８が、外板パネル４０２及び４０４の第１複合材層４０６及び第２複合材層４１２の両方の上に、グラウンドプレーン３０６の１つの連続するシート４２０を形成する。例示的な実施形態において、接合は、溶接、レーザー溶接、超音波溶接、化学溶剤溶着の少なくとも１つによって実施される。これに代えて、接合は、グラウンドプレーン３０６の第１シート４０８と第２シート４１４とを融着させる任意の方法によって、例えば、実質的に同じ導電性フィラーが充填された充填熱硬化性接着剤を用いて、実施してもよい。従って、接合は、複合材層同士を物理的に結合し、且つ、これらの層同士を電気的に結合又は接続する機能を果たす。

別の実施形態において、熱可塑性材料５００から作製したシールを、航空機５００のドア、例えば図８に示した航空機ドア５０２と、航空機外板５０４との間に形成してもよい。動作において、熱可塑性材料５００は、航空機ドア５０２と航空機外板との間隙のシールとして機能する。ドア５０２は、乗客が航空機に出入りするための乗客用ドア、着陸装置を覆うドア、貨物室出入り用のドア、又は、航空機１０２の任意の他のドア又はハッチであってよい。

さらに、熱可塑性材料５００は、ドア５０２を航空機外板５０４に電気的に接続するグラウンドプレーンとして機能する。図示の実施形態においては、熱可塑性材料５００は、２つの別個のグラウンドプレーン部を含むように形成されている。第１グラウンドプレーン部５１０は、航空機外板５０４の表面５１２に連結又は接合されている。第２グラウンドプレー部５１２は、ドア５０２に連結又は接合されており、外板５０４に物理的に接触しているドア５０２の部分が、グラウンドプレーン部で覆われるようになっている。グラウンドプレーン部５１０とグラウンドプレーン部５１２とは、上述した方法のいずれかによって連結又は接合することができる。

動作において、電性熱可塑性グラウンドプレーン５００は、ドア５０２と外板５０４との間の間隙によって起こりうる断絶などの電気的表面断絶を最小化及び／又は解消し、これによってドア５０２と外板５０４との間で起こりうる電気的干渉を低減及び／又は解消し、さらに、落雷保護装置としても機能する。熱可塑性材料５００が、航空機の他の部分に接合された熱可塑性材料と連携して機能することによって、航空機の外側に実質的に連続する電気グラウンドプレーンを形成することは明らかであろう。

上記からわかるように、公知のグラウンドプレーン技術に勝る利点をいくつかもたらす導電性熱可塑性グラウンドプレーンを図示及び説明してきた。本明細書に記載したグラウンドプレーンは、少なくとも１つの熱可塑性エラストマーをフィラー材と混合し、混合物をシート状に形成するという、より単純な方法によって製造される。当該製造方法によれば、エラストマー内のフィラー材を整列させることができ、これによって、ランダムに配向されたフィラー材と同じレベルの導電率を、より少量のフィラー材を使用して実現することができる。フィラー材がより少量であることによって、グラウンドプレーンの重量及び剛性を低減することができる。シートは、次に、少なくとも１つの取り付け方法、すなわち、共硬化、後硬化、接着接合によって、簡単に複合材積層体に取り付けることができるように構成される。グラウンドプレーンは、複合材に連結されたときも可撓性を維持し、このため、対応する複合材の変形に応じて疲労損傷を受けることなく繰り返し伸張及び湾曲しその後非伸張状態に戻ることができる。また、グラウンドプレーンのシートは、導電性熱可塑性グラウンドプレーンの隣接するシート又はパッチと融着することができ、これによって航空機全体にわたって導電連続性を維持することができ、最適な電磁干渉シールドをもたらすことができる。

電磁干渉シールドとしての使用に加えて、熱可塑性グラウンドプレーンは、落雷保護としても機能する。熱可塑性グラウンドプレーンの連続導電性によって、雷撃によって印加される電流を消散させる連続導電面を形成することができる。熱可塑性グラウンドプレーンは、雷撃と非導電性複合材外板との間で保護層として機能する。熱可塑性グラウンドプレーンによって、複合材外板パネルと複合材外板に挿入された留め具との間の間隙を覆う連続導電面を形成することができ、このような間隙は、通常であれば電磁放射線の進入を許していたであろうものである。このように、あらゆる方向に容易且つ大幅に伸張することができ、あらゆる撓み状態において導電性が高く、シールド効果や材料特性を低下させることなく繰り返し起こる伸張に耐えることができ、薄く、軽量であり、厳しい航空宇宙環境に耐えるのに十分な耐久性を有する導電性熱可塑性グラウンドプレーンについて説明してきた。

本発明の特定の実施形態を、複数の外板パネルを有する航空機について図示及び説明してきたが、当業者であれば特に上記の教示を考慮して改変を行うことができるため、本発明はこれらに限定されないということがわかるであろう。例えば、本明細書に記載したグラウンドプレーンは、乗り物、列車、及び／又は他のアセンブリの内面又は外面に連結することができる。従って、以下の特許請求の範囲は、そのようなあらゆる改変も範囲に含め、これら改変の本質的な特徴を構成する特徴も、本発明の精神及び範囲内に包含することを想定している。

本記載は、例を用いることによって、ベストモードを含む様々な実施態様を開示し、且つ、任意の装置又はシステムを作製及び使用すること及び包含された方法を実行することを含めて、当業者が様々な実施態様を実施することができるようにしている。本開示における特許を受けうる範囲は、特許請求の範囲によって規定されるものであり、当業者が想定しうる他の例を含みうる。そのような他の例は、特許請求の範囲の文言と相違しない構成要素を有する場合、又は、特許請求の範囲の文言と実質的に相違しない均等の構成要素を含む場合において、特許請求の範囲に含まれることを意図している。

Claims (14)

1. 積層複合材層と、
   前記複合材層に連結されたグラウンドプレーンと、を含む航空機外板パネルであって、
   前記グラウンドプレーンは、導電性の弾性熱可塑性材料であるとともに、航空機外板パネルの第１部分に接合された第１グラウンドプレーン部と、航空機外板パネルにおいてドアを構成する第２部分に接合された第２グラウンドプレーン部と、を含み、ドアを閉じたときに、前記第２グラウンドプレーン部が、航空機外板パネルの前記第１部分における前記第１グラウンドプレーン部に接触するように構成されている、航空機外板パネル。
2. 前記グラウンドプレーンは、前記複合材層の変形に対応して変形するように構成されている、請求項１に記載の航空機外板パネル。
3. 前記グラウンドプレーンは、導電性材料で被覆された複数の粒子を含むフィラー材を含んでおり、前記複数の粒子は、実質的に、共通の配向で並んでいる、請求項１又は２に記載の航空機外板パネル。
4. 前記熱可塑性材料は、少なくとも１つの熱可塑性エラストマーアロイを含む、請求項１〜３のいずれかに記載の航空機外板パネル。
5. 前記グラウンドプレーンは、前記複合材層に接着によって接合されている、請求項１〜４のいずれかに記載の航空機外板パネル。
6. 前記グラウンドプレーンは、共硬化及び後硬化の一方によって、前記複合材層と一体に形成されている、請求項１〜５のいずれかに記載の航空機外板パネル。
7. 前記グラウンドプレーンは、電磁干渉シールドを形成するように構成されている、請求項１〜６のいずれかに記載の航空機外板パネル。
8. 前記グラウンドプレーンは、大気に暴露される最も外側の層である、請求項１〜７のいずれかに記載の航空機外板パネル。
9. 導電性の弾性熱可塑性材料からグラウンドプレーンを形成することと、
   前記グラウンドプレーンを積層複合材層に連結することと、を含む、航空機外板パネルの製造方法であって、
   前記グラウンドプレーンは、第１グラウンドプレーン部と、第２グラウンドプレーン部と、を含んでおり、
   製造方法は、前記第１グラウンドプレーン部を航空機外板パネルの第１部分に接合することと、前記第２グラウンドプレーン部を航空機外板パネルにおいてドアを構成する第２部分に接合することと、をさらに含み、ドアを閉じたときに、前記第２グラウンドプレーン部が、航空機外板パネルの前記第１部分における前記第１グラウンドプレーン部に接触するようにした、航空機外板パネルの製造方法。
10. グラウンドプレーンを形成することは、前記複合材層の変形に対応して変形するように構成されたグラウンドプレーンを形成することをさらに含む、請求項９に記載の方法。
11. グラウンドプレーンを形成することは、少なくとも２つの熱可塑性エラストマーからグラウンドプレーンを形成することをさらに含む、請求項９又は１０に記載の方法。
12. グラウンドプレーンを形成することは、前記少なくとも２つの熱可塑性エラストマーを、導電性材料で被覆された複数の粒子を含むフィラー材と混合することをさらに含み、前記複数の粒子は、実質的に、共通の配向で並んでいる、請求項１１に記載の方法。
13. 前記グラウンドプレーンを前記複合材層に連結することは、共硬化及び後硬化の一方によって前記グラウンドプレーンを前記複合材層と一体に形成することをさらに含む、請求項９〜１２のいずれかに記載の方法。
14. 前記グラウンドプレーンを前記複合材層に連結することは、前記複合材層と前記グラウンドプレーンとを接着によって接合することをさらに含む、請求項９〜１２のいずれかに記載の方法。

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