JP6770297B2 - 落雷防護システムの形成方法 - Google Patents

Description

本開示の分野は、概して、落雷防護システムに関し、より詳しくは、付加製造技術（additive manufacturing techniques）によって構造体に施される落雷防護システムに関する。

既知の航空機の少なくともいくつかは、ある動作条件下で落雷を受けやすい。近年、既知の航空機の少なくともいくつかは、炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）などの非金属複合材料の多層積層構造体で製造されている。金属材料によって製造された航空機部品とは異なり、複合材部品は、通常、落雷によって発生する極度な電流や電磁力を簡単に逃すことができない。フライトの安全性を保証するため、複合材料を使用している航空機に、落雷防護（ＬＳＰ）要素を備え付けることがある。例えば、導電性媒体を複合材部品の表面に設けたり内部に埋設したりすることによって、金属製留め具やその他のフライトにとって重要な部品（flight-critical components）から電流をそらすことができる。

少なくともいくつかの既知の導電性媒体が、様々な構成に形成された後、複合材部品上に設置又は層間に埋設される。ただし、複合材部品の表面に設けた場合、導電性媒体と複合材部品との間で表面の不一致が起こるため、部品の表面が実質的に均一となるように、過度の量の表面材料を導電性媒体に塗布する必要がある。また、既知の導電性媒体の少なくともいくつかは、不均一な指向的抵抗（directional resistivity）などの他の製造上の問題の影響を受けやすい。また、既知の導電性媒体の少なくともいくつかは、少なくともいくつかのＣＲＦＰシステムにおける微小割れ（microcracking）の影響を受けやすい。このように、落雷防護システムに用いるための導電性媒体の既存の製造方法は、結果として航空機の重量又は製造時間を増加させたり、複合材部品への組み入れを困難にしたり、複合材部品の耐用年数を短くする１つ又は複数の特性につながったりすることがある。

本明細書よる開示は、これら及び他の事情に関連してなされるものである。

一態様において、航空機に使用するための落雷防護システムを形成する方法が提供される。当該方法は、航空機の部品に付着させる少なくとも１つの導電性材料層の構成を選択することを含み、当該構成は、当該部品に施すべき落雷防護レベルの関数として選択される。当該方法は、少なくとも１つの導電性材料層を、付加製造技術によって部品に付着させることをさらに含む。

別の態様において、航空機用の落雷防護システムの形成に使用するための装置が提供される。落雷防護システムは、航空機の部品に付着させる少なくとも１つの導電性材料層を含む。装置は、エンドエフェクタと、エンドエフェクタに連結された印刷装置とを含む。印刷装置は、流動性の金属ペースト又はスラリー材料を部品に向けて吐出することによって部品上に少なくとも１つの導電性材料層を形成するように構成されている。

さらに別の態様において、部品に接合された落雷防護システムの修理方法が提供される。当該方法は、落雷防護システムの損傷部分を特定することと、損傷部分に位置する部品に付着させる少なくとも１つ導電性材料層の構成を選択することと、少なくとも１つの導電性材料層を付加製造技術によって部品に付着させること、とを含む。

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。 例示的な航空機の上面図である。 図３に示した航空機に使用しうる例示的な部品の概略断面図である。 図４に示した落雷防護システムの形成に用いる例示的な付加製造装置の概略図である。

本明細書に記載の実施形態は、例えば航空機に使用するための、落雷防護システムの形成装置及び方法に関する。より具体的には、落雷防護システムは、付加製造技術によって航空機の部品に付着させた少なくとも１つの導電性材料層を含む。付加製造技術によって導電性材料を付着させることによって、製造者は、航空機に付着させる層の位置及び／又は構成を選択することができる。例えば、航空機の様々な位置における導電性材料の種類及び／又はデザインを選択することによって、様々な位置に所定量の落雷防護を施すことができる。このように、本明細書に記載の装置及び方法の例示的な技術的効果は、ａ）航空機の所定領域に、当該領域に施すべき所望の落雷防護レベルに基づいて、落雷防護部を印刷できること、ｂ）導電性材料層における表面均一性を向上させること、ｃ）導電性材料層がより滑らかになることによって当該層に塗布する表面材料（surfacer）の量を減らすことができ、これによって航空機の全体重量を低減できること、ｄ）加工性が非常に低く（highly immalleable）通常は加工が難しい導電性材料を直接航空機に印刷できること、ｅ）導電性材料層の指向性抵抗（directional resistivity）の均一性を向上させること、ｆ）導電性材料層をカスタムデザインで印刷することによって、例えば層の微小割れの抑制を推進すること、の少なくとも１つを含む。本明細書に記載の装置及び方法を用いることによって、既存の落雷防護システムを修理することもできる。

上述したように、本明細書に記載の装置及び方法の技術的効果として、既知の落雷防護システムに比べて、導電性材料層に塗布すべき表面材料の量を減らすことが挙げられる。例えば、少なくともいくつかの既知の導電性媒体、例えばエキスパンデッドメタル箔（expanded metal foil）のあらさ及び厚みでは、当該エキスパンデッドメタル箔に塗布する表面材料が、１平方フィートあたり約０．０３ポンドと約０．０６ポンドの間の単位重量、及び、約０．００５インチと約０．００８インチの間の厚みとなる。付加製造技術を用いて導電性材料を付着させることによって、概して、本明細書に記載の導電性媒体に塗布する表面材料の単位重量を、１平方フィートあたり約０．０１ポンドと約０．０２ポンドの間の範囲、及び、約０．００１インチと約０．００２インチの間の範囲の厚みまで減らすことができるであろう。また、いくつかの実施形態において、例えば導電性媒体がチタン系材料によって製造されている場合、表面材料を完全に省くことができる。

図を参照し、本開示の実施形態を、航空機の製造及びサービス方法１００（図１に示す）に関連させ、航空機１０２（図２示す）に関連させて説明する。生産開始前の工程において、使用決定及び設計１０４を含め、航空機１０２のデータが製造プロセス中に使用され、１０６において機体に関連する他の材料が生産される。生産中の工程としては、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、その後、航空機１０２は、例えば認及び納品１１２の工程に入る。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。顧客によるサービス中は、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に組み込まれ、これは例えば任意の変更、再構成、改装などを含む。代替の実施形態において、製造及びサービス方法１００は、航空機以外のプラットフォームで実施してもよい。

航空機の製造及び／又はサービス方法１００に関連する各部分及び工程は、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実施することができる。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によって製造される航空機１０２は、例えば、複数のシステム１２０と内装１２２とを備えた機体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される装置及び方法は、製造及びサービス方法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、部品及び小組立品製造工程１０８で作製される部品又は小部品は、航空機１０２のサービス中１１４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、定例のメンテナンス及びサービス１１６に用いてもよいが、これに限定されない。

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／又は空域を移動する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、任意の製造及び／又はサービス工程に用いることもできる。

図３は、航空機１０２の平面図である。例示的な実施形態において、航空機１０２は、主翼ゾーン１３２、翼端ゾーン１３４、ノーズ（nose）ゾーン１３６、胴体ゾーン１３８、尾翼ゾーン１４０などの複数のゾーン及びエンジンナセル１４２を含む。以下により詳細に説明するように、これらのゾーンの１つ又は複数における構成部品は、雷撃の際の航空機１０２の損傷を低減するため、落雷防護要素を含んでいる。落雷防護要素は、航空機１０２の電気的影響を受けやすい部品を収容する領域に設けることもできる。

図４は、航空機１０２（図３に示す）に使用しうる例示的な部品２００の概略断面図である。部品２００は、ゾーン１３２〜１４０のいずれか又はエンジンナセル１４２に設けられる。例示的な実施形態において、部品２００は、基板２０２、基板２０２に接合された落雷防護システム２０４、落雷防護システム２０４に付着させた表面材料層２０６、及び、層２０６に付着させた仕上げ材層２０８を含む。仕上げ材は、典型的には、プライマー／トップコートの組み合わせから製造されるが、空力性能を向上させるためのリブレット（riblets）付きもしくはリブレット無しの付加部品（applique）であってもよい。落雷防護システム２０４は、基板２０２に直接又は間接的に付着させた導電性材料層２１０を含む。以下により詳しく説明するように、いくつかの実施形態において、層２１０と基板２０２との間に絶縁材料層２１２が配置される。

基板２０２は、部品２００を本明細書に記載のように機能させることができる任意の材料によって製造することができる。例えば、例示的な実施形態において、基板２０２は、複合材料の少なくとも１つのプライ（ply）（図示せず）によって形成される。これに代わる例として、基板２０２が金属材料によって形成される場合、落雷防護システム２０４は航空機１０２に追加的落雷防護をもたらす。また、絶縁材料層２１２は、部品２００を本明細書に記載のように機能させることができる任意の材料によって製造することができる。具体的には、層２１２は、部品２００内の電気化学的腐食の抑制を促進する材料によって製造される。例えば、一般的に、基板２０２を形成する材料と層２１０を形成する材料との陽極酸化指数（anodic index）による電極電位のレベルが異なる場合に、層２１２が設けられる。陽極酸化指数は、材料のアノード又はカソードへのなりやすさを、各材料をガルバニ電池に用いた際の電極電位に基づいて判断するものである。従って、層２１２は、ガラス、石英、ポリエステル、ナイロン、又はポリアミドなどの誘電繊維材料を、基板２０２を形成する材料に適合する誘電マトリックス材料に含浸させたものによって形成される。層２１２は、導電性材料層２１０を基板２０２から分離することによって、電気化学的腐食の抑制を促進する。これに代えて、層２０２を形成する材料と層２１０を形成する材料とが、電気化学的に、且つ、ひずみに関して適合する場合、層２１２を省いてもよい。

以下により詳しく説明するように、層２１０の構成は、航空機１０２のゾーン１３２〜１４０又はエンジンナセル１４２に施すべき落雷防護レベルの関数として選択される。より具体的には、各ゾーンにおける層２１０は、そのゾーンに施すべき落雷防護の所望レベル及び／又はタイプによって、異なる構成とすることができる。具体的には、燃料を収容する主翼ゾーン１３２、直接の雷撃を最も受けやすいゾーン（例えば、翼端ゾーン１３４及びノーズゾーン１３６）、及び、電気的影響を受けやすい部品を収容するゾーンなどの、航空機１０２の重要な（critical）ゾーンでは、より高レベルの落雷防護をもたらす構成を採用する。航空機１０２の重要ゾーン以外のゾーンでは、より低レベルの落雷防護をもたらす構成を採用する。層２１０の構成は、層２１０の少なくとも１つの形成材料、層２１０の厚みＴ、及び／又は層２１０のデザインなどの、層２１０の特性によって変化する。導電率のレベルは材料によって異なり、落雷防護の量は厚みＴが増すと増加し、以下により詳しく説明するように、様々な態様で層２１０を基板２０２に付着させることができる。層２１０の形成に用いる例示的な材料は、限定するものではないが、アルミニウム、銅、黄銅、ニッケル及びチタンを含む。

上述したように、部品２００に施される落雷防護の量は、少なくとも部分的には層２１０のデザインに基づいて決まる。例示的なデザインは、限定するものではないが、実質的に中実のパターン、穿孔されたパターン、及び、メッシュパターンを含む。例えば、例示的な実施形態において、層２１０は、当該層を貫通する複数の穿孔２１４を有し、表面材料が穿孔２１４を実質的に充填する形となる。穿孔２１４を設けることによって、層２１０の重量が減り、層２１０が加工しやすくなり、層２１２又は基板２０２対する機械的接合が容易になるが、一方で、部品２００に与えられる落雷防護の量が減少する。

落雷防護システム２０４によって付与するシールドの必要量は、落雷防護システム２０４の下に位置するシステムに基づいて選択することができる。例えば、主翼ゾーン１３２は、一般に金属の留め具を含んでおり、このようなゾーンに設けるシールドは、雷撃が留め具を通って伝わるのを防ぐように選択される。このように、多様な電磁効果保護要件を含んでいる航空機１０２の局所領域には、概して層２１０の実質的に中実のデザインが用いられ、落雷防護と経済性とが望まれる航空機１０２の局所領域には、概して層２１０の非中実のデザイン（例えば、穿孔パターン又はメッシュパターン）が用いられる。例えば、導電性媒体層２１０を留め具の近くでは実質的に中実のパターンにて付着させ、その構成を留め具から離れるに従って徐々に穿孔パターンに変えていくと、費用効率が良くなるであろう。また、付加製造技術を用いて層２１０を形成することによって、部品２００の耐用年数内に層２１０に微小割れが起こる可能性を減らすような穿孔２１４の形状の選択が可能である。具体的には、穿孔２１４を、実質的に丸い輪郭を有するものにすることによって、鋭い角を有する形状の穿孔に比べて、穿孔２１４内での表面材料の応力集中を抑制することができる。

図５は、落雷防護システム２０４の形成に用いる例示的な付加製造装置２１６の概略図である。例示的な実施形態において、装置２１６は、例えばロボットアーム（図示せず）に連結されるエンドエフェクタ２１８、及び、エンドエフェクタ２１８に連結された印刷装置２２０を含む。一実施形態において、印刷装置２２０は、流動性の金属ペースト又はスラリー材料を基板２０２に向けて吐出することによって層２１０を形成する、金属ペースト／スラリー印刷装置として実施される。

動作においては、ロボットアームがエンドエフェクタ２１８を基板２０２の端から端まで移動させ、その間、印刷装置２２０が材料ペースト又はスラリーを基板に付着させる。具体的には、印刷装置２２０は、金属ペースト又はスラリーを、上述のいずれの構成においても（例えば、材料、厚み、又はデザインのいかなる組み合わせでも）基板２０２に付着させることができる。また、印刷装置２２０は、上述したように、各ゾーン１３２〜１４０及びエンジンナセル１４２によって異なる構成となるように、層２１０を形成することができる。印刷装置は、ゾーン１３２〜１４０及びエンジンナセル１４２の各部品２００内の位置によって異なる構成となるように、層２１０を形成することもできる。このように、航空機１０２にわたってカスタムデザインされた落雷防護システム２０４を形成することができる。

いくつかの実施形態において、印刷装置２２０は、航空機１０２を組み立てる前又は組み立てた後のいずれかにおいて、基板２０２上に層２１０を形成する。例えば、部品２００を組み付けることによって航空機１０２を形成する前に各部品に層２１０を形成することもできるし、部品２００を組み付けることによって航空機１０２を形成した後に層２１０を設ける付着させることもできる。

部品２００に接合された落雷防護システム２０４を修理する方法も、本明細書において提供される。当該方法は、落雷防護システム２０４の損傷部分を特定することと、損傷部分に位置する部品２００に付着させる少なくとも１つ導電性材料層２１０の構成を選択することと、当該少なくとも１つの導電性材料層２１０を付加製造技術によって部品２００に付着させることを含む。当該少なくとも１つの層２１０は、流動性の金属ペースト又はスラリー材料を部品２００に向けて吐出することによって付着され、これによって当該少なくとも１つの層２１０が形成される。当該方法は、損傷部分に隣接する落雷防護システム２０４の非損傷部分と実質的に一直線となる少なくとも１つの導電性材料層２１０の構成を選択することをさらに含む。

本開示は、以下の付記による実施形態を含む。

１．航空機に使用するための落雷防護システムを形成する方法であって、
前記航空機の部品に付着させる少なくとも１つの導電性材料層）の構成を、当該部品に施すべき落雷防護レベルの関数として選択することと、
前記少なくとも１つの導電性材料層を、付加製造技術によって前記部品に付着させること、とを含む方法。

２．前記少なくとも１つの層を付着させることは、流動性の金属ペースト又はスラリー材料を前記部品に向けて吐出することによって、前記少なくとも１つの層を形成することを含む、付記１に記載の方法。

３．構成を選択することは、前記少なくとも１つの導電性材料層の材料、厚み、又はデザインの少なくとも１つを選択することを含む、付記１に記載の方法。

４．構成を選択することは、
航空機の重要なゾーンの部品に付着させる前記少なくとも１つの導電性材料層の第１の構成を規定することと、
前記重要なゾーン以外の航空機のゾーンの部品に付着させる前記少なくとも１つの導電性材料層の第２の構成を規定すること、とを含み、
前記第１の構成は、前記第２の構成より高いレベルの落雷防護をもたらす、付記１に記載の方法。

５．燃料を収容するゾーン、雷撃を最も受けやすいゾーン、又は電気的影響を受けやすい部品を収容するゾーンの少なくとも１つを含む、航空機の前記重要なゾーンを規定することをさらに含む、付記４に記載の方法。

６．前記少なくとも１つの導電性材料層に、少なくとも１つの表面材料層を付着させることをさらに含む、付記１に記載の方法。

７．前記部品と前記少なくとも１つの導電性材料層との間に少なくとも１つの絶縁材料層を配置することをさらに含む、付記１に記載の方法。

８．前記少なくとも１つの層を付着させることは、前記少なくとも１つの導電性材料層に複数の穿孔を形成することを含み、前記複数の穿孔は実質的に丸い輪郭を有する、付記１に記載の方法。

９．航空機の部品に付着させる少なくとも１つの導電性材料層を含んだ航空機用の落雷防護システムの形成に使用するための装置であって、
エンドエフェクタと、
前記エンドエフェクタに連結された印刷装置とを含み、前記印刷装置は、流動性の金属ペースト又はスラリー材料を前記部品に向けて吐出することによって前記部品上に前記少なくとも１つの導電性材料層を形成するように構成されている、装置。

１０．前記印刷装置は、前記部品に施すべき落雷防護レベルの関数として選択された構成となるように前記少なくとも１つの導電性材料層を形成するよう構成されている、付記９に記載の装置。

１１．前記印刷装置は、前記少なくとも１つの導電性材料層の材料、厚み、又はデザインの少なくとも１つを含む特性から選択された構成となるように、前記少なくとも１つの導電性材料層を形成するよう構成されている、付記９に記載の装置。

１２． 前記印刷装置は、
前記航空機の重要なゾーンの部品上に、前記少なくとも１つの導電性材料層を、第１の構成となるように形成する一方、
前記重要なゾーン以外の航空機のゾーンの部品上に、前記少なくとも１つの導電性材料層を、第２の構成となるように形成するよう構成されており、前記第１の構成は、前記第２の構成より高いレベルの落雷防護をもたらす、付記９に記載の装置。

１３．前記印刷装置は、前記少なくとも１つの導電性材料層に、当該層を貫通する複数の穿孔を形成するように構成されており、前記複数の穿孔は実質的に丸い輪郭を有する、付記９に記載の装置。

１４．部品に接合された落雷防護システムの修理方法であって、
前記落雷防護システムの損傷部分を特定することと、
前記損傷部分に位置する部品に付着させる少なくとも１つ導電性材料層の構成を選択することと、
前記少なくとも１つの導電性材料層を付加製造技術によって前記部品に付着させること、とを含む方法。

１５．前記少なくとも１つの層を付着させることは、流動性の金属ペースト又はスラリー材料を前記部品に向けて吐出することによって、前記少なくとも１つの導電性材料層を形成することを含む、付記１４に記載の方法。

１６．構成を選択することは、前記損傷部分に隣接する落雷防護システムの非損傷部分と実質的に一直線となる、前記少なくとも１つの導電性材料層の構成を選択することを含む、付記１４に記載の方法。

１７．構成を選択することは、前記少なくとも１つの導電性材料層の材料、厚み、又はデザインの少なくとも１つを選択することを含む、付記１４に記載の方法。

１８．前記少なくとも１つの導電性材料層に、少なくとも１つの表面材料層を付着させることをさらに含む、付記１４に記載の方法。

１９．前記少なくとも１つの表面材料層を付着させることは、前記少なくとも１つの表面材料層を、約０．００１インチと約０．００２インチとの間の厚みに付着させることを含む、付記１８に記載の方法。

２０．前記部品と前記前記少なくとも１つの導電性材料層との間に少なくとも１つの絶縁材料層を配置することをさらに含む、付記１４に記載の方法。

本明細書は、例を用いてベストモードを含む様々な実施形態を開示することよって、任意の装置又はシステムを作製及び使用すること、及び、組み入れられた方法を実行することを含め、当業者が様々な実施形態を実施することができるようにしたものである。開示における特許を受けようとする範囲は、特許請求の範囲の記載によって規定されるものであり、当業者が想定する他の例を含み得る。そのような他の例は、それらが、特許請求の範囲の文言と相違のない構成要素である場合、又は、特許請求の範囲の文言に対して非本質的な相違を有するだけの均等の構成要素を含む場合、特許請求の範囲に含まれると考えられるべきである。

Claims (7)

1. 航空機（１０２）に使用するための落雷防護システム（２０４）を形成する方法であって、
   前記航空機の部品（２００）に付着させる少なくとも１つの導電性材料層（２１０）の構成を、当該部品に施すべき落雷防護レベルの関数として選択することと、
   前記少なくとも１つの導電性材料層を、付加製造技術によって前記部品に付着させることと、を含み、
   前記少なくとも１つの導電性材料層（２１０）は、当該層を貫通するとともに、実質的に丸い輪郭を有する複数の穿孔（２１４）を備えている、方法。
2. 前記少なくとも１つの層（２１０）を付着させることは、流動性の金属ペースト又はスラリー材料を前記部品（２００）に向けて吐出することによって、前記少なくとも１つの層を形成することを含む、請求項１に記載の方法。
3. 構成を選択することは、前記少なくとも１つの導電性材料層（２１０）の材料、厚み、又はデザインの少なくとも１つを選択することを含む、請求項１又は２に記載の方法。
4. 構成を選択することは、
   航空機（１０２）の重要なゾーンの部品（２００）に付着させる前記少なくとも１つの導電性材料層（２１０）の第１の構成を規定することと、
   前記重要なゾーン以外の航空機のゾーンの部品に付着させる前記少なくとも１つの導電性材料層の第２の構成を規定することと、を含み、
   前記第１の構成は、前記第２の構成より高いレベルの落雷防護をもたらす、請求項１〜３のいずれかに記載の方法。
5. 燃料を収容するゾーン、雷撃を最も受けやすいゾーン、又は電気的影響を受けやすい部品を収容するゾーンの少なくとも１つを含む、航空機（１０２）の前記重要なゾーンを規定することをさらに含む、請求項４に記載の方法。
6. 前記少なくとも１つの導電性材料層（２１０）に、少なくとも１つの表面材料層（２０６）を付着させることをさらに含む、請求項１〜５のいずれかに記載の方法。
7. 前記部品（２００）と前記少なくとも１つの導電性材料層（２１０）との間に少なくとも１つの絶縁材料層（２１２）を配置することをさらに含む、請求項１〜６のいずれかに記載の方法。

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