KR20100045519A - 내낙뢰 파스너 - Google Patents

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KR20100045519A
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마사히로 벳쇼
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나오모또 이시까와
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미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
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Abstract

본 발명의 과제는 항공기 운용 중의 절연체층 필 오프를 확실하게 방지할 수 있어, 착전 방지 효과 및 신뢰성을 향상시킬 수 있는 내낙뢰 파스너를 제공하는 것이다. 항공기의 외판(10)과, 이 외판(10)의 내측에 위치하는 구조재(11)를 결합하는 내낙뢰 파스너(1)이며, 절연체층(5)이, 헤드부(3)의 일단부면을 덮도록 융착되어 있는 동시에, 상기 일단부면에 형성된 파스너측 결합부(결합부)(7)와 기계적으로 맞물리도록 하였다.

Description

내낙뢰 파스너 {LIGHTING-RESISTING FASTENER}
본 발명은 도전성을 갖는 수지 재료[예를 들어, CFRP(탄소 섬유 강화 수지)]를, 항공기의 외판으로서 사용할 때에 사용되는 파스너, 특히 내낙뢰형의 파스너에 관한 것이다.
도전성을 갖는 수지 재료를, 항공기의 외판으로서 사용할 때에 사용되는 파스너로서는, 헤드부의 일단부면이 절연성의 캡으로 덮인 것이 알려져 있자(예를 들어, 특허 문헌 1 참조).
특허 문헌 1 : 미국 특허 제4,630,168호 명세서
그러나, 상기 문헌에 개시된 파스너는 항공기 운용 중에 절연성의 캡이 파스너 헤드부로부터 필 오프되어(벗겨져 떨어져) 버릴 우려가 있었다.
본 발명은 상기한 사정을 감안하여 이루어진 것으로, 항공기 운용 중의 절연캡 필 오프를 확실하게 방지할 수 있어, 파스너로의 착전 방지 효과 및 신뢰성을 향상시킬 수 있는 내낙뢰 파스너를 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명은 상기 과제를 해결하기 위해, 이하의 수단을 채용하였다.
본 발명의 제1 형태에 관한 내낙뢰 파스너는, 항공기의 외판과, 이 외판의 내측에 위치하는 구조재를 결합하는 내낙뢰 파스너이며, 절연체층이, 헤드부의 일단부면을 덮도록 융착되어 있는 동시에, 상기 일단부면에 형성된 결합부와 기계적으로 맞물려 있다.
제1 형태에 관한 내낙뢰 파스너에 따르면, 예를 들어, 도 1 및 도 2에 도시한 바와 같이 절연체층은 헤드부의 파스너측 결합부에 융착되어(설치되어), 파스너측 결합부(7)의 외표면과 절연체층측 결합부(8)의 내표면이 전체적으로 밀착되어 있고, 또한 도 1 및 도 2에 도시하는 파스너측 결합부(7)의 볼록부(7a)와 절연체층측 결합부(8)의 오목부(8a)가 기계적(형상적)으로 맞물리는 동시에, 파스너측 결합부(7)의 오목부(7b)와 절연체층측 결합부(8)의 볼록부(8b)가 기계적(형상적)으로 맞물림으로써, 절연체층(5)이 헤드부(3)에 기계적으로 로크된(고정된) 상태로 되므로, 항공기 운용 중에 절연체층(5)이 헤드부(3)로부터 필 오프되는(벗겨져 떨어지는) 것을 확실하게 방지할 수 있어, 내낙뢰 파스너(1)를 항상 양호한 상태로 유지할 수 있다.
상기 내낙뢰 파스너에 있어서, 상기 절연체층이 인서트 성형에 의해 형성되어 있으면 더욱 적합하다.
이와 같은 내낙뢰 파스너에 따르면, 예를 들어 열가소성 수지 또는 열경화성 수지로 이루어지는 절연체층이, 인서트 성형(예를 들어, 사출 성형이나 컴프레션 몰딩 등)에 의해 헤드부의 파스너측 결합부에 융착되어(설치되어), 도 1 및 도 2에 도시한 바와 같이 파스너측 결합부(7)의 외표면과 절연체층측 결합부(8)의 내표면이 전체적으로 밀착하는 동시에, 절연체층(5) 자신이 갖는 접착력에 의해 절연체층(5)이 헤드부(3)에 확실하게 고정되게 되므로, 절연체층(5)을 헤드부(3)에 보다 확실하게 고정할(설치할) 수 있어, 내낙뢰 파스너(1)의 신뢰성을 더욱 향상시킬 수 있다.
또한, 이와 같은 내낙뢰 파스너에 따르면, 예를 들어 열가소성 수지 또는 열경화성 수지로 이루어지는 절연체층이, 인서트 성형(예를 들어, 사출 성형이나 컴프레션 몰딩 등)에 의해 헤드부의 파스너측 결합부에 설치되게 되므로, 대량 생산이 실시 가능해져, 제조 비용의 저감화를 도모할 수 있다.
상기 내낙뢰 파스너에 있어서, 상기 결합부의 주연부가, 둘레 방향을 따라서 라운딩 처리되어 있으면 더욱 적합하다.
종래의 플랫 헤드 파스너에서는, 플랫 헤드 주연부가 예리한 나이프 형상으로 가공되어 있고, 착전 전의 전구 페이즈에 있어서, 플랫 헤드 주연부에 전계가 집중하여 스트리머가 발생하여, 파스너에 선택적으로 착전하는 것이 통상적이었지만, 이와 같은 내낙뢰 파스너에 따르면, 헤드부에 형성된 파스너측 결합부의 주연부에 있어서의 단면을 볼 때의 형상이, 예를 들어, 도 1 및 도 2에 도시한 바와 같은 라운딩 처리되도록 형성되어 있으므로(예를 들어, 0.1㎜ 내지 0.3㎜ 정도의 반경(R)을 갖도록 가공되어 있으므로), 착전 직전의 전구 페이즈에 있어서의 전계 집중을 방지할 수 있고, 절연체층의 착전 방지 효과에 추가하여 내낙뢰 파스너로의 착전을 방지할 수 있다.
상기 내낙뢰 파스너에 있어서, 상기 절연체층이 상기 결합부의 주연부를 감싸도록 형성되어 있으면 더욱 적합하다.
이와 같은 내낙뢰 파스너에 따르면, 파스너측 결합부의 정상면(즉, 파스너 헤드부의 정상면) 및 파스너측 결합부의 외주면이 절연체층으로 덮이게 되므로, 내낙뢰 파스너로의 착전을 보다 확실하게 방지할 수 있다.
상기 내낙뢰 파스너에 있어서, 상기 결합부의 표면 중 적어도 일부에, 미세한 요철을 형성하는 전처리가 실시되어 있으면 더욱 적합하다.
이와 같은 내낙뢰 파스너에 따르면, 결합부의 표면과 절연체층의 밀착성이 더욱 향상되게 되므로, 항공기 운용 중에, 절연체층이 헤드부로부터 필 오프되는(벗겨져 떨어지는) 것을 보다 확실하게 방지할 수 있어, 내낙뢰 파스너를 항상 양호한 상태로 유지할 수 있다.
상기 내낙뢰 파스너에 있어서, 상기 절연체층의 재료가, 상기 결합부의 표면과의 밀착성이 우수한 것[예를 들어, 폴리에테르설폰(PS), 열경화성 폴리이미드 등]이면 더욱 적합하다.
이와 같은 내낙뢰 파스너에 따르면, 결합부의 표면과 절연체층의 밀착성이 가일층 향상되게 되므로, 항공기 운용 중에, 절연체층이 헤드부로부터 필 오프되는(벗겨져 떨어지는) 것을 보다 확실하게 방지할 수 있어, 내낙뢰 파스너를 항상 양호한 상태로 유지할 수 있다.
상기 내낙뢰 파스너에 있어서, 상기 절연체층이, 상기 결합부의 표면을 덮는 제1 층과, 이 제1 층을 덮는 층을 적어도 1층 가지면 적합하고, 예를 들어 제1 층을 도포하고 제2 층은 인서트 성형, 혹은 제1 층과 제2 층을 2단계의 인서트 성형에 의해 형성되어 있고, 상기 제1 층의 재료가, 상기 결합부의 표면과의 밀착성이 우수한 것[예를 들어, 폴리에테르설폰(PS), 열경화성 폴리이미드]이면 더욱 적합하다.
이와 같은 내낙뢰 파스너에 따르면, 결합부의 표면과 절연체층의 밀착성이 가일층 향상되게 되므로, 항공기 운용 중에, 절연체층이 헤드부로부터 필 오프되는(벗겨져 떨어지는) 것을 보다 확실하게 방지할 수 있어, 내낙뢰 파스너를 항상 양호한 상태로 유지할 수 있다.
본 발명의 제2 형태에 관한 내낙뢰 파스너는 항공기의 외판과, 이 외판의 내측에 위치하는 구조재를 결합하는 내낙뢰 파스너이며, 헤드부의 일단부면에 형성된 결합부의 주연부가, 둘레 방향을 따라서 라운딩 처리되어 있다.
제2 형태에 관한 내낙뢰 파스너에 따르면, 예를 들어, 도 1 및 도 2에 도시하는 파스너측 결합부(7)의 볼록부(7a)와 절연체층측 결합부(8)의 오목부(8a)가 기계적으로 맞물리는 동시에, 파스너측 결합부(7)의 오목부(7b)와 절연체층측 결합부(8)의 볼록부(8b)가 기계적으로 맞물림으로써, 절연체층(5)이 헤드부(3)에 기계적으로 로크된(고정된) 상태로 되므로, 항공기 운용 중에, 절연체층(5)이 헤드부(3)로부터 필 오프되는(벗겨져 떨어지는) 것을 확실하게 방지할 수 있어, 내낙뢰 파스너(1)를 항상 양호한 상태로 유지할 수 있다.
본 발명의 제3 형태에 관한 항공기 조립품은 도전성을 갖는 수지 재료를 주된 요소로 하여 구성된 외판과, 이 외판을 내측으로부터 지지하는 구조재와, 이들 외판과 구조재를 결합하는 파스너를 구비한 항공기 조립품이며, 상기 파스너로서, 상기 내낙뢰 파스너 중 어느 하나를 구비하고 있다.
본 발명의 제3 형태에 관한 항공기 조립품에 따르면, 파스너 본체쪽으로 흐르려고 하는 뇌격 전류가, 절연체층에 의해 차단되게(저감되게) 되므로, 파스너 설치부에서 뇌격 전류에 의해 발생하는 스파크를 방지할 수 있다.
또한, 파스너 본체쪽으로 흐르려고 하는 뇌격 전류가, 절연체층에 의해 차단됨(저감됨)으로써, 종래, 구조재와 컬러 사이에 스파크 방지를 위해 필요해진 DI(Dielectric Insulator : 절연판) 및 파스너의 수나사부의 선단부와 컬러의 전체를 덮도록 설치되어 있던(컬러로부터의 2차적 방전을 방지하기 위해 설치되어 있던) 절연 고무제의 캡을 모두 없앨 수 있어, 기체 중량을 대폭으로 저감시킬 수 있다.
상기 항공기 조립품에 있어서, 상기 내낙뢰 파스너와 상기 외판 사이가, 실링재로 가득 차 있으면 더욱 적합하다.
이와 같은 항공기 조립품에 따르면, 샤프 에지로 인해 전계 집중이 발생하고, 특히 착전의 빈도가 높은 파스너 플랫 헤드 주변부에서, 착전의 전구 페이즈인 스트리머의 발생을 억제할 수 있어, 내낙뢰 파스너로의 착전을 억제할 수 있다.
상기 항공기 조립품에 있어서, 상기 외판에 천공된 구멍과, 이 구멍에 대향하는 상기 절연체층의 면 사이에 간극이 생기도록 상기 절연체층이 형성되어 있으면 더욱 적합하다.
이와 같은 항공기 조립품에 따르면, 내낙뢰 파스너를 외판에 형성된 구멍 내에 삽입하여 설치했을 때에, 구멍의 표면에 이것과 대향하는 절연체층의 면(예를 들어, 도 1 및 도 2에 도시한 바와 같이 테이퍼가 형성되는 경우, 원추대면)이 압박되는 것을 방지할 수 있어, 절연체층의 손상(깨짐)을 방지할 수 있다.
상기 항공기 조립품에 있어서, 상기 절연체층의 정상면과 상기 외판의 표면이, 동일 평면에 위치되도록 가공되어 있으면 더욱 적합하다.
이와 같은 항공기 조립품에 따르면, 내낙뢰 파스너를 외판에 형성된 구멍 내에 삽입하여 설치했을 때에 절연체층이 외판의 표면보다도 외측으로 돌출되어 버리는 경우에는, 절연체층의 표면이 깎여서, 절연체층의 정상면과 외판의 표면이, 동일 평면에 위치되도록 가공된다. 혹은, 미리 절연체층을 약간 두껍게(예를 들어, 필요 치수 ＋0.1㎜) 성형해 두고, 조립 후에 외판 표면과 동일 평면에 위치되도록 가공한다. 이에 의해, 공력 성능을 향상시킬 수 있어, 연비의 저감화를 도모할 수 있다.
본 발명에 관한 내낙뢰 파스너에 따르면, 항공기 운용 중의 필 오프를 확실하게 방지할 수 있어, 신뢰성을 향상시킬 수 있다고 하는 효과를 발휘한다.
도 1은 본 발명의 제1 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너에 의해 외판과 구조재가 결합된 상태를 도시하는 항공기 조립품의 종단면도이다.
도 2는 본 발명의 제1 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너의 정면도이다.
도 3a는 본 발명의 제2 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너의 정면도이다.
도 3b는 도 3a의 III-III 화살표 단면도이다.
도 4a는 본 발명의 제3 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너의 정면도이다.
도 4b는 도 4a의 IV-IV 화살표 단면도이다.
도 5는 본 발명에 관한 내낙뢰 파스너를 제작하기 위해 사용되는 인서트 성형용 금형의 평면도이다.
도 6a는 본 발명에 관한 내낙뢰 파스너의 제작 방법을 설명하기 위한 설명도이다.
도 6b는 본 발명에 관한 내낙뢰 파스너의 제작 방법을 설명하기 위한 설명도이다.
도 6c는 본 발명에 관한 내낙뢰 파스너의 제작 방법을 설명하기 위한 설명도이다.
도 7a는 본 발명에 관한 내낙뢰 파스너가, 항공기의 외판과, 구조재를 결합하는 데 사용된 경우의 시공 방법을 설명하기 위한 설명도이다.
도 7b는 본 발명에 관한 내낙뢰 파스너가, 항공기의 외판과, 구조재를 결합하는 데 사용된 경우의 시공 방법을 설명하기 위한 설명도이다.
도 7c는 본 발명에 관한 내낙뢰 파스너가, 항공기의 외판과, 구조재를 결합하는 데 사용된 경우의 시공 방법을 설명하기 위한 설명도이다.
도 7d는 본 발명에 관한 내낙뢰 파스너가, 항공기의 외판과, 구조재를 결합하는 데 사용된 경우의 시공 방법을 설명하기 위한 설명도이다.
도 8은 본 발명에 관한 내낙뢰 파스너를 적용할 수 있는 항공기 조립품의 다른 실시 형태를 도시하는 종단면도이다.
이하, 본 발명에 관한 내낙뢰 파스너(Fastener)의 제1 실시 형태를, 도 1 및 도 2를 참조하면서 설명한다.
도 1 및 도 2에 도시한 바와 같이, 본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(내낙뢰형의 파스너)(1)는 원기둥 형상의 축부(섕크 : Shank)(2) 및 축부(2)의 일단부측에 설치되어, 축부(2)로부터 멀어짐에 따라서 직경 확장되는 대략 원추 사다리꼴 형상의 헤드부(플러쉬 헤드 : Flush Head)(3)를 갖는 파스너 본체(4)와, 헤드부(3)의 일단부(도 1 및 도 2에 있어서 상측에 위치하는 정상부)를 덮도록 배치된 절연체층(5)과, 절연체층(5)의 일단부면(도 1 및 도 2에 있어서 상측의 단부면)을 덮도록 배치된 도전체층(6)을 주된 요소로 하여 구성된 것이다.
파스너 본체(4)는 축부(2)와 헤드부(3)가 일체로 형성된 것으로, 예를 들어 티탄(Ti-6Al-4V : 어닐재)이나 인코넬 등의 합금을 사용하여 제작되어 있다.
축부(2)의 타단부(도 1 및 도 2에 있어서 하측의 단부)에는 후술하는 컬러(너트)의 암나사부와 나사 결합하는 수나사부(2a)가 설치되어(형성되어) 있다.
헤드부(3)의 일단부(정상부)에는 절연체층(5)이 걸리는 파스너측 결합부(결합부)(7)가 설치되어(형성되어) 있다. 이 파스너측 결합부(7)는 축부(2)와 반대의 측(도 1 및 도 2에 있어서 상측)에 위치하는 동시에, 둘레 방향을 따라서 반경 방향 외측으로 돌출되는(직경 확장하는) 볼록부(7a)와, 축부(2)와 볼록부(7a)를 접속(연결)하는 동시에, 둘레 방향을 따라서 반경 방향 내측으로 오목한(움푹 패인) 오목부(7b)를 구비하고 있다. 이들 볼록부(7a) 및 오목부(7)는 각각 그 단면을 볼 때의 형상이 도 1 및 도 2에 도시한 바와 같이 라운딩 처리되어 형성되어 있다(예를 들어, 0.1㎜ 내지 0.3㎜ 정도의 반경(R)을 갖도록 가공되어 있다).
또한, 헤드부(3)의 일단부면에 있어서의 직경은, 예를 들어 6㎜ 정도이다.
절연체층(5)은, 예를 들어 열가소성 수지[예를 들어, 내열성ㆍ강도를 갖는 것 외에, 절연 파괴 전압이 높은 폴리에테르이미드(PEI), 내열성ㆍ강도가 우수한 것 외에, 성형성ㆍ범용성이 우수한 폴리에테르에테르케톤(PEEK), 내열성ㆍ강도를 갖는 것 외에, 성형성ㆍ범용성이 우수한 폴리페닐설파이드(PPS), 내열성ㆍ강도가 특히 우수한 폴리아미드이미드(PAI)]나, 열경화성 수지[예를 들어, 내열성ㆍ강도가 특히 우수한 폴리이미드(PI)] 등을 사용하여 제작된 원반 형상의 부재이다. 절연체층(5)의 주연부(도 1 및 도 2에 있어서 하측의 단부)에는 파스너측 결합부(7)에 걸리는 절연체층측 결합부(8)가 설치되어(형성되어) 있다. 이 절연체층측 결합부(8)는 둘레 방향을 따라서 반경 방향 내측으로 오목해지는(움푹 패이는) 동시에, 파스너측 결합부(7)의 볼록부(7a)와 합치하는 오목부(8a)와, 둘레 방향을 따라서 반경 방향 외측으로 돌출되는(직경 확장되는) 동시에, 파스너측 결합부(7)의 오목부(7b)와 합치하는 볼록부(8b)를 구비하고 있다.
또한, 이 절연체층(5)은 사출 성형에 의해 헤드부(3)의 파스너측 결합부(7)에 설치되도록 되어 있다. 이에 의해, 파스너측 결합부(7)의 외표면[보다 상세하게는, 파스너측 결합부(7)의 정상면(평면), 볼록부(7a)의 측면(외주면) 및 오목부(7b)의 측면(외주면)]과, 절연체층측 결합부(8)의 내표면[보다 상세하게는, 절연체층측 결합부(8)의 저면(도 1 및 도 2에 있어서 하측에 위치하는 평면), 오목부(8a)의 측면(내주면) 및 볼록부(8b)의 측면(내주면)]이 전체에 걸쳐서 밀착하여, 절연체층(5) 자신이 갖는 접착력에 의해 절연체층(5)이 헤드부(3)에 확실하게 고정되게 된다.
또한, 절연체층(5)의 판 두께[정상면(도 1 및 도 2에 있어서 상측에 위치하는 평면)과 저면(도 1 및 도 2에 있어서 하측에 위치하는 평면) 사이의 길이]는 MIL-STD-1757A Zone1의 뇌격 시험 전압(약 40㎸)에 대해서도 충분한 절연 내력을 갖도록, 예를 들어 0.6㎜ 내지 1.0㎜ 정도로 되어 있는 것이 바람직하다.
도전체층(6)은 그 외경이 절연체층(5)의 외경과 대략 동일 치수로 된, 예를 들어 동박으로 이루어지는 원반 형상의 부재이고, 예를 들어 접착제에 의해 절연체층(5)의 정상면에 고정되어 있다(부착되어 있다).
또한, 도전체층(6)은 필수의 요소가 아니라, 요구되는 신뢰도에 따라서 생략할 수 있다.
이와 같이 하여 제조된 내낙뢰 파스너(1)는, 예를 들어 도 1에 도시한 바와 같은 항공기의 외판(10)과, 구조재(예를 들어, 리브, 스트링거 등)(11)를 결합하는 데 사용된다. 또한, 외판(10)과 구조재(11)는 내낙뢰 파스너(1)에 의해 결합되어, 항공기 조립품(예를 들어, 주날개 조립품, 뒷날개 조립품, 동체 조립품 등)(A)으로 된다.
외판(10)은, 주로 도전성(알루미늄의 1/100 내지 1/1000 정도의 도전성)을 갖는 수지 재료[예를 들어, CFRP(탄소 섬유 강화 수지)이며, 이하, 「CFRP」라고 함](12)로 이루어지고, 그 표면(조립 후, 외측에 위치하는 면) 전체 및 이면(조립 후, 내측에 위치하는 면) 전체에는 절연성을 갖는 수지 재료[예를 들어, GFRP(유리 섬유 경화 수지)이며, 이하, 「GFRP」라고 함](13, 14)가 적층되어 있다.
또한, CFRP(12)의 표면측에 위치하는 GFRP(13)의 표면(조립 후, 외측에 위치하는 면)에는 그 전체가 도전성을 갖는 메쉬 형상(혹은 판형상)의 부재(예를 들어, 구리이며, 이하, 「도전성 메쉬」라고 함)(15)가 적층되어 있다.
구조재(11)는, 예를 들어 알루미늄 합금이나 티탄재 또는 CFRP(탄소 섬유 강화 수지)로 이루어지고, GFRP(14)의 이면(조립 후, 내측에 위치하는 면) 상의 소정 위치에 배치되어 있다.
GFRP(14)의 이면 상에 구조재(11)가 배치된 구조물의 소정 위치에는, 이들 외판(10) 및 구조물(11)을 판 두께 방향으로 관통하는 동시에, 내낙뢰 파스너(1)를 수납할 수 있는 오목부(구멍)(16)이 드릴링되어 있다. 그리고, 각 오목부(16)에는 내낙뢰 파스너(1)가 수납되어 있고, 구조재(11)의 이면으로부터 내측으로 돌출되는 수나사부(2a)에는, 예를 들어 티탄이나 인코넬 등의 합금을 사용하여 제작된 컬러(너트)(17)가 체결되어 있다.
또한, 도 1 중 부호 18은 내낙뢰 파스너(1)와 오목부(16) 사이의 간극을 메우는 실링재(예를 들어, 스펙 : AMS 3281, 메이커 : PRC-Desoto, 모델 넘버 : PR1776MB2의 폴리설파이드 폴리머)이고, 부호 19는, 예를 들어 접착제에 의해 내낙뢰 파스너(1)의 표면[보다 상세하게는, 도전체층(6)의 표면] 및 도전성 메쉬(15)의 표면에 고정된(부착된) 알루미늄 테이프이다.
또한, 이 알루미늄 테이프(19)는 필수의 요소가 아니라, 요구되는 신뢰도에 따라서 생략할 수 있다.
본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(1)에 따르면, 파스너측 결합부(7)의 볼록부(7a)와 절연체층측 결합부(8)의 오목부(8a)가 기계적으로 맞물리는 동시에, 파스너측 결합부(7)의 오목부(7b)와 절연체층측 결합부(8)의 볼록부(8b)가 기계적으로 맞물림으로써, 절연체층(5)이 헤드부(3)에 기계적으로 로크된(고정된) 상태로 되므로, 항공기 운용 중에, 절연체층(5)이 헤드부(3)로부터 필 오프되는(벗겨져 떨어지는) 것을 확실하게 방지할 수 있어, 내낙뢰 파스너(1)를 항상 양호한 상태로 유지할 수 있다.
또한, 본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(1)에 따르면, 열가소성 수지 또는 열경화성 수지로 이루어지는 절연체층(5)이, 사출 성형에 의해 헤드부(3)의 파스너측 결합부(7)에 설치되고, 파스너측 결합부(7)의 외표면과 절연체층측 결합부(8)의 내표면이 전체적으로 밀착하는 동시에, 절연체층(5) 자신이 갖는 접착력에 의해 절연체층(5)이 헤드부(3)에 확실하게 고정되게 되므로, 절연체층(5)을 헤드부(3)에 보다 확실하게 고정할(설치할) 수 있어, 내낙뢰 파스너(1)의 신뢰성을 더욱 향상시킬 수 있다.
또한, 본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(1)에 따르면, 볼록부(7a)의 단면을 볼 때의 형상이 도 1 및 도 2에 도시한 바와 같이 라운딩 처리되어 형성되어 있으므로(예를 들어, 0.1㎜ 내지 0.3㎜ 정도의 반경(R)을 갖도록 가공되어 있으므로), 착전 전의 전계 집중을 완화하여, 내낙뢰 파스너(1)로의 착전을 방지할 수 있어, 내낙뢰 성능을 향상시킬 수 있다.
또한, 본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(1)에 따르면, 열가소성 수지 또는 열경화성 수지로 이루어지는 절연체층(5)이, 사출 성형에 의해 헤드부(3)의 파스너측 결합부(7)에 설치되게 되므로, 대량 생산이 실시 가능해져, 제조 비용의 저감화를 도모할 수 있다.
또한, 도전체층(6)과 파스너 본체(4) 사이에는 절연체층(5)이 배치되어 있으므로, 가령, 도전체층(6)에 낙뢰가 직격했다고 해도, 도전체층(6)으로부터 파스너 본체(4)로 흐르려고 하는 뇌격 전류를 차단할(저감시킬) 수 있다.
또한, 본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(1)가, 예를 들어, 도 1에 도시한 바와 같은 항공기의 외판(10)과, 구조재(예를 들어, 리브, 스트링거 등)(11)를 결합하는 데 사용된 경우에는, 도전체층(6)으로부터 파스너 본체(4)로 흐르려고 하는 뇌격 전류가, 절연체층(5)에 의해 차단되게(저감되게) 되므로, CFRP(12)로의 뇌격 전류의 도입을 방지할 수 있어, 뇌격 전류에 의해 CFRP(12)가 손상되어 버리는 것을 방지할 수 있다.
또한, 본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(1)가, 예를 들어, 도 1에 도시한 바와 같은 항공기의 외판(10)과, 구조재(예를 들어, 리브, 스트링거 등)(11)를 결합하는 데 사용된 경우에는, 파스너 본체(4)쪽으로는 뇌격 전류가 흐르지 않도록(흐르기 어렵도록) 되어 있으므로, 종래, 구조재(11)와 컬러(17) 사이에 스파크 방지를 위해 필요해진 DI(Dielectric Insulator : 절연판) 및 수나사부(2a)의 선단부와 컬러(17)의 전체를 덮도록 설치되어 있던[컬러(17)로부터의 2차적 방전을 방지하기 위해 설치되어 있던] 절연 고무제의 캡을 모두 없앨 수 있어, 기체 중량을 대폭으로 저감시킬 수 있다.
또한, 본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(1)가, 예를 들어, 도 1에 도시한 바와 같은 항공기의 외판(10)과, 구조재(11)를 결합하는 데 사용된 경우에, 절연체층(5)의 테이퍼면[오목부(16)의 테이퍼면과 대향하는 면]과, 외판(10)에 천공된 오목부(16)[보다 상세하게는, 오목부(16)의 테이퍼면] 사이에 간극이 생기도록, 절연체층(5)이 형성되어 있으면 더욱 적합하다.
이에 의해, 내낙뢰 파스너(1)를 외판(10)에 형성된 오목부(16) 내에 삽입하여 설치했을 때에, 절연체층(5)의 테이퍼면이 오목부(16)의 표면(테이퍼면)으로 압박되는 것을 방지할 수 있어, 절연체층의 손상(깨짐)을 방지할 수 있다.
본 발명에 관한 내낙뢰 파스너의 제2 실시 형태를, 도 3a 및 도 3b를 사용하여 설명한다.
본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(21)는 전술한 결합부(7, 8) 대신에, 결합부(22, 23)가 설치되어 있다는 점에서 전술한 제1 실시 형태의 것과 상이하다. 그 밖의 구성 요소에 대해서는 전술한 제1 실시 형태의 것과 동일하므로, 여기서는 그들 구성 요소에 대한 설명은 생략한다.
또한, 전술한 제1 실시 형태와 동일한 부재에는 동일한 번호를 부여하고 있다.
헤드부(3)의 일단부(정상부)에는 절연체층(5)이 걸리는 파스너측 결합부(결합부)(22)가 설치되어(형성되어) 있다. 이 파스너측 결합부(22)는 헤드부(3)의 주연부를 따라서 배치된, 판 두께 방향으로 관통하는 복수개(본 실시 형태에서는 8개)의 관통 구멍이다. 또한, 도 3a 및 도 3b에 도시한 바와 같이, 각 관통 구멍은 헤드부(3)의 정상면(도 3a에 있어서 상측에 위치하는 평면)으로부터 축부(2)의 측을 향해 방사상으로, 즉 헤드부(3)의 정상면에 위치하는 개구 단부가, 헤드부(3)의 측면에 위치하는 개구 단부보다도 반경 방향 내측에 위치하도록 연장되어 있다.
파스너 헤드부의 주연부에 대해서는, 그 단면을 볼 때의 형상이 라운딩 처리되어 형성되어 있으면(반경(R)을 갖도록 가공되어 있으면) 더욱 바람직하다.
절연체층(5)의 저면(도 3a에 있어서 하측에 위치하는 평면)에는 파스너측 결합부(22)에 걸리는 절연체층측 결합부(23)가 설치되어(형성되어) 있다. 이 절연체층측 결합부(23)는 주연부를 따라서 배치되는 동시에, 파스너측 결합부(22)와 합치하는 복수개(본 실시 형태에서는 8개)의 둥근 막대 형상의 돌기(볼록부)이다. 또한, 이 절연체층(5)은 사출 성형에 의해 헤드부(3)에 설치되도록 되어 있으므로, 절연체층측 결합부(23)는 사출 성형 시에 있어서 파스너측 결합부(22) 내로 들어가도록 하여 구성되게(형성되게) 된다. 그리고, 절연체층(5)이 사출 성형에 의해 헤드부(3)에 설치됨으로써, 절연체층(5)의 표면[보다 상세하게는, 절연체층(5)의 저면 및 절연체층측 결합부(23)의 외주면]과, 헤드부(3)의 표면[보다 상세하게는, 헤드부(3)의 정상면 및 파스너측 결합부(22)의 내주면]이 전체에 걸쳐서 밀착하여, 절연체층(5) 자신이 갖는 접착력에 의해 절연체층(5)이 헤드부(3)에 확실하게 고정되게 된다.
본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(21)에 따르면, 파스너측 결합부(22)와 절연체층측 결합부(23)가 기계적으로 맞물림으로써, 절연체층(5)이 헤드부(3)에 기계적으로 로크된(고정된) 상태로 되므로, 항공기 운용 중에, 절연체층(5)이 헤드부(3)로부터 필 오프되는(벗겨져 떨어지는) 것을 확실하게 방지할 수 있어, 내낙뢰 파스너(21)를 항상 양호한 상태로 유지할 수 있다.
또한, 본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(21)에 따르면, 열가소성 수지 또는 열경화성 수지로 이루어지는 절연체층(5)이, 사출 성형에 의해 헤드부(3)에 설치되어, 절연체층(5)의 표면과 헤드부(3)의 표면이 전체적으로 밀착하는 동시에, 절연체층(5) 자신이 갖는 접착력에 의해 절연체층(5)이 헤드부(3)에 확실하게 고정되게 되므로, 절연체층(5)을 헤드부(3)에 보다 확실하게 고정할(설치할) 수 있어, 내낙뢰 파스너(21)의 신뢰성을 더욱 향상시킬 수 있다.
또한, 본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(21)에 따르면, 열가소성 수지 또는 열경화성 수지로 이루어지는 절연체층(5)이 사출 성형에 의해 헤드부(3)에 설치되게 되므로, 대량 생산이 실시 가능해져, 제조 비용의 저감화를 도모할 수 있다.
또한, 도전체층(6)과 파스너 본체(4) 사이에는 절연체층(5)이 배치되어 있으므로, 가령, 도전체층(6)에 낙뢰가 직격했다고 해도, 도전체층(6)으로부터 파스너 본체(4)로 흐르려고 하는 뇌격 전류를 차단할(저감시킬) 수 있다.
또한, 본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(21)가, 예를 들어, 도 1에 도시한 바와 같은 항공기의 외판(10)과, 구조재(예를 들어, 리브, 스트링거 등)(11)를 결합하는 데 사용된 경우에는 도전체층(6)으로부터 파스너 본체(4)로 흐르려고 하는 뇌격 전류가, 절연체층(5)에 의해 차단되게(저감되게) 되므로, CFRP(12)로의 뇌격 전류의 도입을 방지할 수 있다.
또한, 본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(21)가, 예를 들어, 도 1에 도시한 바와 같은 항공기의 외판(10)과, 구조재(예를 들어, 리브, 스트링거 등)(11)를 결합하는 데 사용된 경우에는, 파스너 본체(4)쪽으로는 뇌격 전류가 흐르지 않도록(흐르기 어렵도록) 되어 있으므로, 종래, 구조재(11)와 컬러(17) 사이에 스파크 방지를 위해 필요해진 DI(Dielectric Insulator : 절연판) 및 수나사부(2a)의 선단부와 컬러(17)의 전체를 덮도록 설치되어 있던[컬러(17)로부터의 2차적 방전을 방지하기 위해 설치되어 있던] 절연 고무제의 캡을 모두 없앨 수 있어, 기체 중량을 대폭으로 저감시킬 수 있다.
본 발명에 관한 내낙뢰 파스너의 제3 실시 형태를, 도 4a 내지 도 6c를 사용하여 설명한다.
본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(31)는 전술한 결합부(7, 8, 22, 23) 대신에, 결합부(32, 33)가 설치되어 있다는 점에서 전술한 실시 형태의 것과 상이하다. 그 밖의 구성 요소에 대해서는 전술한 실시 형태의 것과 동일하므로, 여기서는 그들 구성 요소에 대한 설명은 생략한다.
또한, 전술한 실시 형태와 동일한 부재에는 동일한 번호를 부여하고 있다.
헤드부(3)의 정상면에는 절연체층(5)이 걸리는 파스너측 결합부(결합부)(32)가 설치되어(형성되어) 있다. 이 파스너측 결합부(32)는 평면에서 볼 때 원형상을 나타내고 중앙부에 위치하는 제1 볼록부(34)와, 평면에서 볼 때 원환상을 나타내고 주연부에 위치하는 제2 볼록부(35)를 구비하고 있다. 이들 제1 볼록부(34) 및 제2 볼록부(35)의 높이(도 4a에 있어서의 상하 방향의 길이)는 0.2㎜ 내지 0.4㎜로 되어 있고, 이들 제1 볼록부(34) 및 제2 볼록부(35)의 측면(외주면)에는 도브테일 홈(36)이 각각 형성되어 있다. 또한, 이들 제1 볼록부(34) 및 제2 볼록부(35)의 주연부 및 파스너 헤드부(3)의 주연부는 각각 그 단면을 볼 때의 형상이 라운딩 처리되어 형성되어 있으면(반경(R)을 갖도록 가공되어 있으면) 더욱 바람직하다.
절연체층(5)의 저면(도 4a에 있어서 하측에 위치하는 평면)에는 파스너측 결합부(32)에 걸리는 절연체층측 결합부(33)가 설치되어(형성되어) 있다. 이 절연체층측 결합부(33)는 중앙부에 배치되는 동시에, 제1 볼록부(34)와 합치하는 제1 오목부(37)와, 주연부를 따라서 배치되는 동시에, 제2 볼록부(35)와 합치하는 제2 오목부(38)를 구비하고 있다. 또한, 이 절연체층(5)은 사출 성형에 의해 헤드부(3)에 설치되도록 되어 있으므로, 사출 성형 시에 있어서 절연체층(5)이 도브테일 홈(36) 내에 간극 없이 들어가도록 하여 구성되게(형성되게) 된다. 그리고, 절연체층(5)이 사출 성형에 의해 헤드부(3)에 설치됨으로써, 파스너측 결합부(32)의 외표면[보다 상세하게는, 제1 볼록부(34)의 정상면, 제1 볼록부(34)의 측면, 제2 볼록부(35)의 정상면 및 제2 볼록부(35)의 측면]과, 절연체층측 결합부(33)의 내표면[보다 상세하게는, 제1 오목부(37)의 저면, 제1 오목부(37)의 내주면, 제2 오목부(38)의 저면 및 제2 오목부(38)의 내주면]이 전체에 걸쳐서 밀착하여, 절연체층(5) 자신이 갖는 접착력에 의해 절연체층(5)이 헤드부(3)에 확실하게 고정되게 된다.
본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(31)에 따르면, 파스너측 결합부(32)와 절연체층측 결합부(33)가 기계적으로 맞물림으로써, 절연체층(5)이 헤드부(3)에 기계적으로 로크된(고정된) 상태로 되므로, 항공기 운용 중에, 절연체층(5)이 헤드부(3)로부터 필 오프되는(벗겨져 떨어지는) 것을 확실하게 방지할 수 있어, 내낙뢰 파스너(31)를 항상 양호한 상태로 유지할 수 있다.
또한, 본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(31)에 따르면, 열가소성 수지 또는 열경화성 수지로 이루어지는 절연체층(5)이, 사출 성형에 의해 헤드부(3)에 설치되어, 절연체층(5)의 표면과 헤드부(3)의 표면이 전체적으로 밀착하는 동시에, 절연체층(5) 자신이 갖는 접착력에 의해 절연체층(5)이 헤드부(3)에 확실하게 고정되게 되므로, 절연체층(5)을 헤드부(3)에 보다 확실하게 고정할(설치할) 수 있어, 내낙뢰 파스너(31)의 신뢰성을 더욱 향상시킬 수 있다.
또한, 본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(31)에 따르면, 열가소성 수지 또는 열경화성 수지로 이루어지는 절연체층(5)이, 사출 성형에 의해 헤드부(3)에 설치되게 되므로, 대량 생산이 실시 가능해져 제조 비용의 저감화를 도모할 수 있다.
또한, 도전체층(6)과 파스너 본체(4) 사이에는 절연체층(5)이 배치되어 있으므로, 가령, 도전체층(6)에 낙뢰가 직격했다고 해도, 도전체층(6)으로부터 파스너 본체(4)로 흐르려고 하는 뇌격 전류를 차단할(저감시킬) 수 있다.
또한, 본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(31)가, 예를 들어, 도 1에 도시한 바와 같은 항공기의 외판(10)과, 구조재(예를 들어, 리브, 스트링거 등)(11)를 결합하는 데 사용된 경우에는, 도전체층(6)으로부터 파스너 본체(4)로 흐르려고 하는 뇌격 전류가, 절연체층(5)에 의해 차단되게(저감되게) 되므로, CFRP(12)로의 뇌격 전류의 도입을 방지할 수 있다.
또한, 본 실시 형태에 관한 내낙뢰 파스너(31)가, 예를 들어, 도 1에 도시한 바와 같은 항공기의 외판(10)과, 구조재(예를 들어, 리브, 스트링거 등)(11)를 결합하는 데 사용된 경우에는, 파스너 본체(4)쪽으로는 뇌격 전류가 흐르지 않도록(흐르기 어렵도록) 되어 있으므로, 종래, 구조재(11)와 컬러(17) 사이에 스파크 방지를 위해 필요해진 DI(Dielectric Insulator : 절연판) 및 수나사부(2a)의 선단부와 컬러(17)의 전체를 덮도록 설치되어 있던[컬러(17)로부터의 2차적 방전을 방지하기 위해 설치되어 있던] 절연 고무제의 캡을 모두 없앨 수 있어, 기체 중량을 대폭으로 저감시킬 수 있다.
다음에, 상술한 내낙뢰 파스너(1, 21, 31)의 제작 방법의 일례를, 도 5 및 도 6a 내지 도 6c를 사용하여 설명한다.
또한, 도 6a 내지 도 6c는 내낙뢰 파스너(1)의 형상을 기초로 설명한 도면으로, 내낙뢰 파스너(21, 31)에 대해서도 마찬가지이다.
(1) 축부(2)의 타단부에 수나사부(2a)가 형성된 파스너 본체(4)를 준비하여, 헤드부(3)에, 내낙뢰 파스너(1)의 경우에는 파스너측 결합부(7)를, 내낙뢰 파스너(21)의 경우에는 복수개의 파스너측 결합부(22)를, 내낙뢰 파스너(31)의 경우에는 파스너측 결합부(32)를 가공한다.
(2) 다음에, 형체결력 30ton의 종형 사출 성형기(도시하지 않음)와, 총 4개의 인서트 성형용 금형(41)(도 5 참조)을 사용하여 절연체층(5)을 갖는 내낙뢰 파스너(1)의 성형을 행한다. 절연체층(5)의 재료로서는 열가소성의 폴리이미드(이하, 「수지」라고 함)를 사용하고, 실린더 온도는 380℃로 설정한다. 또한, 금형 온도는 금형 내에 내장한 카트리지 히터(45)(도 5 참조)에 의해 180℃로 온도 조절한다.
(3) 금형(41)을 미리 사출 성형기의 형반에 설치하여, 금형(41)의 덮개 부재(41b)를 개방한다(도 6a 참조). 헤드부(3)에 가공이 실시된 파스너 본체(4)를, 금형(41)의 본체(41a)에 형성된 내낙뢰 파스너를 수납하는 구멍부(44) 속에 삽입한다. 이때, 파스너 본체(4)를 금형 온도 혹은 그 근방의 온도로 예열해 두면, 수지와 파스너 본체(4)의 높은 밀착성 및 수지의 양호한 유동성이 얻어진다.
(4) 금형의 덮개 부재(41b)를 폐쇄하여(도 6b 참조), 소정의 형체결력을 가한 후, 헤드부(3)의 근처에 설치된 수지의 주입점(게이트)(43a)으로부터 수지를 사출 충전하여, 헤드부(3)에 절연체층(5)을 형성시킨다(도 6c 참조). 주입점(43a)의 형상은 핀 게이트 형상으로 하여, 헤드부(3)의 대략 한가운데에 위치한다. 헤드부(3)의 면에 수직으로 수지의 주입점(43a)을 설치함으로써, 수지의 사출 충전에 수반하여 발생하는 수지 압력에 의해 파스너 본체(4)가 금형(41)의 본체(41a)로 압박된다. 이로 인해, 헤드부(3)의 경사면과 이것에 마주보는 금형(41)의 본체(41a)의 경사면 사이에 발생하는 간극이 작아져 버어의 발생을 억제할 수 있다.
(5) 사출 완료 후, 수축을 방지하기 위해 소정 시간, 유지압을 가하여 일정 시간 냉각한 후, 금형의 덮개 부재(41b)를 개방하여, 헤드부(3)에 절연체층(5)을 갖는 내낙뢰 파스너(1)를 취출한다.
(6) 취출한 내낙뢰 파스너(1)는 일정 시간 방치하여 냉각한 후, 필요하면 성형품의 게이트 마크를 니퍼나 샌드페이퍼나 커터 등을 사용하여 후가공 마무리한다. 단, 게이트 마크의 처리 방법은 이들 방법으로 한정되는 것은 아니다.
(7) 또한, 성형 시의 잔류 응력을 제거할 목적으로, 필요에 따라서 절연층을 갖는 내낙뢰 파스너(1)를, 가열로 등을 사용하여 어닐 처리를 행한다.
또한, 수지의 사출 충전에 수반하여 발생하는 수지 압력은, 예를 들어 100㎫ 정도로 높으므로, 절연체층(5)과 헤드부(3) 사이에 보이드(void)가 발생하기 어려워, 절연체층(5)과 헤드부(3)의 밀착성을 향상시킬 수 있다.
또한, 전술한 사출 성형의 전처리로서 파스너 본체(4)와 수지 절연층의 밀착성 향상을 목적으로 하여, 헤드부(3)의 표면에, 대기압 플라즈마를 조사하는 등의 표면 처리를 실시하고, 헤드부(3)의 표면에 미세한 요철을 형성하는 전처리를 행해도 좋다. 전처리의 방법으로서는, 예를 들어 이하와 같은 방법을 구체예로서 들 수 있다.
(1) 대기압 플라즈마를 조사하는 경우에는, 원료 가스로서 공기(산소, 질소, 혹은 이들을 포함하는 가스)를 사용하여, 유량 : 10sccm, 압력 : 대기압, 도시하지 않은 직류 토치(RF 토치, 마이크로파 토치, 혹은 진공 토치라도 좋음)를 40W로 설정한 조건에서 20초간 처리한다.
(2) 헤드부(3)의 표면에 투사재 입자[예를 들어, 금속, 세라믹스, 글래스 등의 경질 입자를 투사하여, 헤드부(3)의 표면을 조면화시키기 위한 전처리를 행하는(이와 같은 처리는 일반적으로 「숏블라스트」라고도 칭함) 경우에는, 압력 400㎪, 사용 그리트 : 알루미나, 번수 #60, 조사 시간 : 10sec/20개, 노즐과 시험 제공체의 거리 : 100㎜, 시공 후의 표면 거칠기(요철) : Ra 1.6㎛, 커버리지 : 100％ 이상의 조건에서 행한다.
(3) 헤드부(3)의 표면에 양극 산화 피막 형성 처리를 실시한다.
(4) 헤드부(3)의 표면을 조면화시키기 위한 다른 수단으로서, 연마 무늬나 로렛 등을 사용하거나, 화학적인 에칭을 사용할 수도 있다.
또한, 파스너 헤드부와 절연체의 융착 부분의 밀착성을 향상시키기 위해, 파스너 헤드부의 프라이머 처리를 실시해도 좋다. 예를 들어, 파스너 헤드부에 폴리에테르설폰(PES) 수지를 도포함으로써, 폴리이미드와 파스너 본체(4)의 밀착성을 약 3배 정도 높일 수 있다.
혹은, 파스너 헤드부에 융착하는 최초의 절연체층을, 그 위에 성형하는 절연체와 비교하여 밀착성이 양호한 수지로 제작하여, 파스너 헤드부와 절연체층의 밀착성을 높일 수도 있다. 예를 들어, 최초의 절연체층을, 밀착성이 높은 엘라스토머로 하고, 그 상부에 절연 내전압이 높은 폴리이미드를 성형함으로써, 밀착성이 높고 절연성도 높은 내낙뢰 파스너로 할 수 있다. 제작 방법으로서는, 예를 들어 엘라스토머와 폴리이미드의 2색 성형의 사출 성형을 사용할 수 있다. 엘라스토머와 같은 연한 절연체를 최초의 절연체층에 사용함으로써, 밀착성이 향상될 뿐만 아니라, 기계적 맞물림 부분의 응력을 완화하여, 맞물림 부분의 파손을 억제하는 효과도 갖게 할 수 있다.
다음에, 제작된 내낙뢰 파스너(31)가, 항공기의 외판(10)과, 구조재(예를 들어, 리브, 스트링거 등)(11)를 결합하는 데 사용된 경우의 시공 방법을, 도 7a 내지 도 7d를 사용하여 설명한다.
또한, 도 7a 내지 도 7d는 내낙뢰 파스너(31)의 형상을 기초로 설명한 도면이고, 내낙뢰 파스너(1, 21)에 대해서도 마찬가지이다.
(1) 항공기의 외판(10)과 구조재(11)를 포갠 후, 드릴 등의 펀칭구(기계)를 사용하여, 소정의 장소에 오목부(구멍)(16)를 천공한다(도 7a 참조).
(2) 오목부(16)의 내표면(내주면)에 실링재(18)를 도포한다(도 7b 참조).
(3) 내낙뢰 파스너(31)의 축부(2)를 실링재(18)가 도포된 구멍(16) 내에 삽입하여, 구조재(11)로부터 내측(이면측)으로 돌출되는 수나사부(2a)에 컬러(17)(도 1 참조)를 조여 넣는다(도 7c 참조).
(4) 내낙뢰 파스너(31)의 표면[보다 상세하게는, 도전체층(6)의 표면], 실링재(18)의 표면 및 도전성 메쉬(15)의 표면에 알루미늄 테이프(19)를 부착한다(도 7d 참조).
또한, 본 발명은 상술한 실시 형태로 한정되는 것은 아니고, 필요에 따라서 적절하게 변경 실시 가능하다.
예를 들어, 도전체층(6)은 본 발명에 관한 내낙뢰 파스너에 있어서 필수의 요소는 아니고, 생략할 수도 있다. 즉, 절연체층(5)의 표면과 도전성 메쉬(15)의 표면이 동일 평면 상에 위치하도록(동일 평면에 위치되도록) 구성할 수도 있다.
또한, 본 발명에 관한 내낙뢰 파스너는, 도 1에 도시한 바와 같은 항공기의 외판(10)과, 구조재(11)를 결합하기 위해서만 사용되는 것은 아니고, 예를 들어, 도 8에 도시한 바와 같은 항공기의 외판(50)과, 구조재(11)를 결합하는 데에도 사용할 수 있다.
외판(50)은 주로 도전성(알루미늄의 1/100 내지 1/1000 정도의 도전성)을 갖는 수지 재료[예를 들어, CFRP(탄소 섬유 강화 수지)이며, 이하, 「CFRP」라고 함](12)로 이루어지고, 그 표면(조립 후, 외측에 위치하는 면) 전체에는 도전성을 갖는 부재(예를 들어, 구리)(51)가 적층되어 있고, 그 이면(조립 후, 내측에 위치하는 면) 전체에는 절연성을 갖는 수지 재료[예를 들어, GFRP(유리 섬유 경화 수지)이며, 이하, 「GFRP」라고 함](14)가 적층되어 있다.
또한, CFRP(12)의 표면측에 위치하는 도전성을 갖는 부재(51)의 표면 전체에는 절연성을 갖는 수지 재료[예를 들어, GFRP(유리 섬유 경화 수지)](52)가 적층되어 있다.

Claims (13)

  1. 항공기의 외판과, 이 외판의 내측에 위치하는 구조재를 결합하는 내낙뢰 파스너이며,
    절연체층이, 헤드부의 일단부면을 덮도록 융착되어 있는 동시에, 상기 일단부면에 형성된 결합부와 기계적으로 맞물려 있는 것을 특징으로 하는, 내낙뢰 파스너.
  2. 제1항에 있어서, 상기 절연체층이 인서트 성형에 의해 형성되어 있는 것을 특징으로 하는, 내낙뢰 파스너.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 결합부의 주연부가 둘레 방향을 따라서 라운딩 처리되어 있는 것을 특징으로 하는, 내낙뢰 파스너.
  4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 절연체층이 상기 결합부의 주연부를 감싸도록 형성되어 있는 것을 특징으로 하는, 내낙뢰 파스너.
  5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 결합부의 표면 중 적어도 일부에 미세한 요철을 형성하는 전처리가 실시되어 있는 것을 특징으로 하는, 내낙뢰 파스너.
  6. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 절연체층이, 상기 결합부의 표면과의 밀착성이 우수한 재료로 이루어지는 것을 특징으로 하는, 내낙뢰 파스너.
  7. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 절연체층이, 상기 결합부의 표면을 덮는 제1 층과, 이 제1 층을 덮는 층을 적어도 1층을 갖고 있고, 상기 제1 층이, 상기 결합부의 표면과의 밀착성이 우수한 재료로 이루어지는 것을 특징으로 하는, 내낙뢰 파스너.
  8. 제7항에 있어서, 상기 절연체층이 복수회의 인서트 성형에 의해 형성되는 것을 특징으로 하는, 내낙뢰 파스너.
  9. 항공기의 외판과, 이 외판의 내측에 위치하는 구조재를 결합하는 내낙뢰 파스너이며,
    헤드부의 일단부면에 형성된 결합부의 주연부가 둘레 방향을 따라서 라운딩 처리되어 있는 것을 특징으로 하는, 내낙뢰 파스너.
  10. 도전성을 갖는 수지 재료를 주된 요소로 하여 구성된 외판과, 이 외판을 내측으로부터 지지하는 구조재와, 이들 외판과 구조재를 결합하는 파스너를 구비한 항공기 조립품이며,
    상기 파스너가, 제1항 내지 제9항 중 어느 한 항에 기재된 내낙뢰 파스너인 것을 특징으로 하는, 항공기 조립품.
  11. 제10항에 있어서, 상기 내낙뢰 파스너와 상기 외판 사이가 실링재로 가득 차 있는 것을 특징으로 하는, 항공기 조립품.
  12. 제10항 또는 제11항에 있어서, 상기 외판에 천공된 구멍과, 이 구멍에 대향하는 상기 절연체층의 면 사이에 간극이 생기도록, 상기 절연체층이 형성되어 있는 것을 특징으로 하는, 항공기 조립품.
  13. 제10항 내지 제12항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 절연체층의 정상면과 상기 외판의 표면이 동일 평면에 위치하도록 가공되어 있는 것을 특징으로 하는, 항공기 조립품.
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