(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の複合構成部品の表面上に落雷防護システムを形成する方法であって、
前記複合構成部品の表面の領域上に誘電性コーティングを形成することであって、当該誘電性コーティングの形成中に誘電性コーティングは前記複合構成部品の表面の領域上に作製され、前記誘電性コーティングは前記複合構成部品の表面上に露出した金属機構を覆うこと、
前記形成された誘電性コーティングと、接地機構を含む複合構成部品の表面上の別の領域とを覆うパターンに金属接着促進剤を付与し、金属接着促進剤層を形成すること、及び
前記付与された金属接着促進剤層の上に金属コーティングを形成しすることであって、当該金属コーティングの形成中に金属コーティングは前記金属接着促進剤層の上に作製されて、前記金属機構を含む領域から前記接地機構までの経路を形成すること
を含む方法。
【請求項２】
塗料接着促進剤を付与して塗料接着層を形成すること、及び
塗料接着層に塗料を付与すること
を更に含む、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
直接金属被覆法を用いて前記金属コーティングを形成する、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
選択した誘電特性を有するコーティングから前記誘電性コーティングを形成する、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
接着促進剤層が、ガラス及び金属酸化物を充填したエポキシ樹脂を含んでいる、請求項１に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、概して航空機に関し、具体的には航空機の構成部品に対する電磁的影響の軽減に関する。更に具体的には、本発明は、複合材料及び金属構成部品を含む航空機構造への落雷による電磁的影響を軽減するための方法と装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の設計及び製造に複合材料が用いられる割合は次第に増大している。その一次構造の５割以上が複合材料からなる航空機もある。航空機における複合材料の使用目的は、航空機の重量を低減することである。このような軽量化により、ペイロード能及び燃料効率といった性能が向上する。更に、複合材料は、航空機の種々の構成部品の耐用年数を延ばす。複合材料は、２種類以上の異なる構成要素を組み合わせることにより作成される頑丈で軽量の材料である。例えば、ある複合材料は、繊維と樹脂とを含みうる。繊維と樹脂とを組み合わせ、硬化させることにより、複合材料が形成される。
更に、複合材料の使用により、航空機の各部分をこれまでより大きな部品又は部分から形成することができる。例えば、航空機の胴体は、互いに組み立てることにより航空機の胴体を形成することができる複数の円筒状の部分から形成することができる。他の例として、限定しないが、互いに接合すると一つの翼を形成する複数の翼部分、又は互いに接合すると一つのスタビライザーを形成するスタビライザー部分が挙げられる。
【０００３】
特に、炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）材料は、従来のアルミニウム構造に代わって民間航空機の構造部品における使用頻度が高まっている複合材料の例である。このような種類の複合材料は、アルミニウムより重量比強度が高いために使用されている。
落雷は、雷雨の近傍又は雷雨の中を飛行する航空機に日常的に起こる。アルミニウム製の航空機に落雷が起こる場合、材料が、雷撃点から電流を伝えて分散させる極めて効果的な能力を有することにより、一般に、航空機の飛行の安全に影響をするような損傷は起こらないが、焼け傷は残ることがある。加えて、落雷の入口及び／又は出口となった航空機上の地点には、穴又は焼けが生じることがある。特に、構造内の締め金具と穴との間に落雷によるアーク放電が発生する場合がある。この締め金具は、航空機の種々の構造部品を保持するために使用されている。この種のアーク放電は、表面上に、「点食」とも呼ばれる欠陥を誘発する場合がある。
【０００４】
しかしながら、炭素繊維は、アルミニウムの約２０００倍の抵抗性を有し、誘電性ポリマーマトリックス内に存在する。その結果、航空機外板の締め金具の位置において、露出表面に生じうる損傷の量と火花とは、アルミニウム製外板より大きい。
航空機上の保護されていない炭素繊維強化プラスチック材料に生じる損傷は、多くの場合アルミニウム構造の場合より重大である。落雷による熱は、金属より熱伝導率の低い炭素繊維の温度を上昇させうる。これら材料中の繊維の温度が周囲の基質の熱分解温度を超えると、樹脂が固体から加熱された気体へと変化する。このような加圧ガスは、層割れ、複合外板構造の孔、及び場合によっては締め金具のインターフェース及び炭素繊維強化プラスチック接合部からのホットパーティクルの噴出を招きうる。
【０００５】
このような状況は、現在のところ、耐飛行性及び経済的な構造修理に必要とされる、雷害と燃料点火の可能性とを共に軽減する種々のメカニズムにより防止されている。雷害は、複合材料内部に孔又は層割れを引き起こす可能性がある。
落雷防護システムは、飛行の安全性に影響を与えることなく落雷の影響を防ぐために使用される。このような種類のシステムは、雷が航空機の入口点から出口点までを通過するときに、構造の接合部、燃料継手、及び燃料タンク内の流体継手に火花が生じないことを保証する。
【０００６】
現在、多数の技術が、航空機上のこのような種類の複合材料を保護するために使用可能である。雷撃点からの落雷による雷の電流を分散させて電流密度を低減する特定の技術が提供されている。それらのシステムには、複合外板の積層材中に同時硬化させた銅製のグリッドを用いるものや、締め金具上に導電性のアップリケ又はデカール皮膜を付与するものがある。
銅製グリッド式落雷防護システムでは、締結領域の複合積層材に銅はくを統合する。この種の技術では、銅はくは、硬化の前に複合外板の部品積層材に添加される。銅はくは選択された締め金具に接触して、締め金具間に電流を流し、締め金具に流入する電流を低減する。
【０００７】
同様に、導電性アップリケ又はデカールは、外板の締め金具から雷をそらし、内部のアーク放電及び火花を防ぐことにより、炭素繊維強化プラスチック外板及び下部構造の損傷を最小限に抑えるように設計されている。この種のシステムは、締め金具を取り付けた後で、圧力感知接着剤を用いて、誘電層と導電層のストリップを、硬化した複合外板に付与する。この種のシステムでは、誘電層のストリップは接着剤の裏当てを有しており、この裏当ては外板表面上に配置される。次いで、導電層の複数の異なるストリップを、誘電層と外板の他の領域の上に配置することができる。このような誘電層のストリップも、ストリップの裏に接着性の裏当てを有している。
このようなシステムは保護機能を提供するが、信頼性、製造可能性及び軽量化の向上が依然として望まれている。
【発明の概要】
【０００８】
種々の有利な実施形態により、落雷防護のための方法と装置が提供される。一の有利な実施形態では、一方法により、航空機などの複合構造の表面上に落雷防護システムが形成される。誘電性コーティングが複合材料の表面上に形成されて、複合材料の表面上に露出した金属機構を覆う。誘電性コーティングの上の一パターンと、複合材料表面の追加領域の上とに金属接着促進剤を付与することにより、金属接着促進剤層を形成する。金属接着促進剤層の上と、接地機構の上とに金属コーティングを形成することにより、金属機構を含む領域から設置機構までの経路を形成する。
別の有利な実施形態では、一方法を使用して、落雷防護構造が形成される。誘電層を、保護される金属機構を覆う複合構成部品の表面上に形成する。保護される金属機構を覆う誘電層の一部を覆うパターンを有し、接地機構を覆う連続する導電層を形成する。
【０００９】
また別の有利な実施形態では、落雷防護システムは、誘電性コーティングと導電性コーティングとを含む。誘電性コーティングは、複合構成部品の表面の一部に付与されて、当該表面に露出した金属機構を覆っている。導電性コーティングは、接地機構と電気的に接続されて、誘電性コーティングによって覆われた金属機構を包囲する領域の誘電性コーティングを覆っている。
このような機構、機能、及び利点は、本発明の種々の実施形態において単独で達成されるか、又はまた別の実施形態において組み合わせることができる。これらの更なる詳細を、後述の説明及び添付図面によって示す。
【００１０】
有利な実施形態の新規と考えられる特徴は、特許請求の範囲に示す。しかしながら、有利な実施形態と、好適な使用モード、その更なる目的と利点とは、添付図面と併せて、本明細書の有利な一実施形態の以下の詳細な説明を読むことにより最もよく理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】図１は有利な一実施形態を実施できる航空機の製造及び使用方法を示す線図である。
【図２】図２は有利な一実施形態による航空機の線図である。
【図３】図３は有利な一実施形態による落雷防護システムを形成するために使用される構成部品を示すブロック図である。
【図４】図４は有利な一実施形態による金属機構を覆う落雷防護システムの一部の断面を示すブロック図である。
【図５】図５は有利な一実施形態による接地機構を覆う落雷防護システムの別の部分の断面を示すブロック図である。
【図６】図６は有利な一実施形態による落雷防護システムの断面図である。
【図７】図７は有利な一実施形態による落雷防護システム形成方法の高レベルのフローチャートである。
【図８】図８は有利な一実施形態により航空機上に落雷防護システムを形成する方法の詳細なフローチャートである。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
図面を更に詳細に参照し、図１に示す航空機の製造及び使用方法１００と、図２に示す航空機２００との観点から本発明の実施形態を説明する。図１は、有利な一実施形態による航空機の製造及び使用プロセスを示す。製造前の段階において、例示的な航空機の製造及び使用方法１００は、図２の航空機２００の仕様及び設計１０２と、材料調達１０４とを含むことができる。製造の段階では、図２の航空機２００の、構成部品及びサブアセンブリの製造１０６と、システムインテグレーション１０８が行われる。その後、図２の航空機２００は、認可及び納品１１０を経て就航１１２される。顧客により就航される間、図２の航空機２００は定期的なメンテナンス及び点検１１４を受け、これには、改修、再構成、改装、及びその他のメンテナンス又は点検が含まれる。
航空機の製造及び使用方法１００の各プロセスは、システムインテグレータ、第三者、及び／又はオペレータによって実施又は実行されうる。このような実施例において、オペレータは顧客でありうる。本明細書の目的のために、システムインテグレータには、限定しないが、任意の数の航空機製造者と主要システムの下請業者とが含まれ、第三者には、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者が含まれ、オペレータには、航空会社、リース会社、軍事団体、行政法人などが含まれる。
【００１３】
次に図２は、有利な一実施形態を実施できる航空機の図を示す。この実施例では、航空機２００は、図１に示す航空機の製造及び使用方法１００によって製造されており、複数のシステム２０４及び内装２０６と共に機体２０２を含むことができる。システム２０４の例は、推進システム２０８、電気システム２１０、油圧システム２１２、及び環境システム２１４のうちの一又は複数である。このような実施例では、航空機２００は、複合外板２１６の形態の外装も含み、このような外板は機体２０２に取り付けられる。任意の数の他のシステムも含まれうる。航空業界の一実施例を示したが、種々の有利な実施形態を、自動車産業などの他の産業に適用することができる。
本明細書に具現化される装置及び方法は、図１の製造及び使用方法１００の一又は複数の段階において利用することができる。例えば、図１の構成部品及びサブアセンブリの製造工程１０６において製造される構成部品又はサブアセンブリは、が図１に示す航空機２００の就航１１２中に製造される構成部品又はサブアセンブリと類似の方法で製作又は製造することができる。また、一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、或いはそれらの組み合わせを、例えば、限定しないが、航空機２００のアセンブリを実質的に効率的に行うか又は航空機２００のコストを低減することにより、図１の、構成部品及びサブアセンブリの製造工程１０６及びシステムインテグレーション１０８といった製造段階において利用することができる。同様に、一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、或いはそれらの組み合わせを、図１に示す航空機２００の就航１１２中に利用するか、又は図１のメンテナンス及び点検１１４中に利用することができる。
【００１４】
特定の実施例として、図１の構成部品及びサブアセンブリの製造１０６、並びにシステムインテグレーション１０８といった製造段階において実施することにより、複合外板２１６上に航空機２００の落雷防護システムを設置することができる。別の実施例として、種々の有利な実施形態を利用して、図１のメンテナンス及び点検１１４の間に複合外板２１６上の落雷防護システムの修理又は取り換えを行うこともできる。
種々の有利な実施形態は、現在利用できる落雷防護システムに、実際の使用に関する多数の欠点を認めている。銅製グリッドを用いるシステムは、航空機２００の複合外板２１６のような複合外板の製造段階において導入される。更に、この種の技術には、製造及び補修の問題が存在する。問題の幾つかは、例えば、積層及び硬化プロセスにおいて銅はくに皺が寄ること、締め金具を取り付けるためのその後の穿孔作業において燃料タンクに銅汚染が生じること、並びに、製造の間又は落雷の後に起こりうる欠陥状態から性能を完全に回復するための現実的な補修方法を欠くことである。
【００１５】
有利な実施形態は、アップリケ又はデコールストリップ方式にも、翼の複合外板２１６に伝導表面保護層を統合するのに必要な重量に関する欠点を認めている。種々の有利な実施形態は、この種の落雷防護システムが、事前に形成したストリップとして提供され、複合外板２１６の上に付与又は配置されて、雷の電流をそらす導電性の経路となることを認識している。種々の有利な実施形態はまた、この種のシステムを導入するために、層の厚さが、必要な落雷防護機能に十分な厚さより大きくなることが多いため、システムの重量が不要に大きくなることを認識する。この種のシステムでは、アップリケの縁による急な移行部に起因する塗料のひび割れを防ぐために、エッジシーラントが使用されることが多い。更に、アップリケ又はデコールを用いるシステムは、環境効果及び再塗装の必要により、定期的に取り替える必要もある。
種々の有利な実施形態は、落雷防護システム又は構造を航空機の複合表面、例えば複合外板２１６上に形成するために現在利用可能な技術は、実施及び／又は維持が困難であると認めている。更に、種々の有利な実施形態は、落雷防護に現在使用されているシステムが航空機の重量を容易に低減するものではないということも認めている。また、種々の有利な実施形態は、これら様々な技術は、航空機の寿命及びメンテナンスの間に適用し直す必要がありうることを認識している。
【００１６】
種々の有利な実施形態により、航空機に落雷防護システムを形成又は設置するための方法と装置が提供される。特に、種々の有利な実施形態により、複合構造落雷防護システム用の、パターン化した多層シームレスコーティングが提供される。落雷防護システムは、金属機構を覆う複合構成部品の表面上に誘電層を形成することにより、複合外板２１６のような複合構成部品の表面上に設置又は形成することができる。金属表面を覆う誘電層の一部と接地機構とを覆うパターンを有する連続する導電層も形成される。
【００１７】
図３は、有利な一実施形態による、落雷防護システムを形成するために使用される構成部品を示すブロック図である。この実施例では、コーティングシステム３００は、誘電体３０２、接着促進剤３０４、及び金属３０６を使用して落雷防護システム３１０を形成する。落雷防護システム３１０は、締め金具が付与されるか又は取り付けられた後で形成することができる。落雷防護システム３１０は、飛行の安全に影響を与えうる落雷による損傷から複合外板３１２及び構造３１４を保護する。落雷防護システム３１０は、落雷などの電磁的影響による電流を、接地機構３１６に向かって流す。
このような実施例では、コーティングシステム３００は、複合外板３１２の上にコーティング用の層を形成して落雷防護システム３１０を形成するために使用される一又は複数の機器又は工具を含むことができる。種々の実施例において、コーティングシステム３００は、コンピュータ制御式工具３０８を含むことができる。このような工具は、複合外板３１２上に正確なパターンでコーティングを形成するようにプログラムすることができる。
【００１８】
様々なコーティングを形成する方式は、特定の実施形態又は実施例に応じて変化させることができる。しかしながら、落雷防護システム３１０の層を形成するために使用される様々な種類の方法又は技術は、一部の技術において現在行われている、これらの層の裏側に接着剤を用いて航空機上に事前形成された金属層及び誘電層を手動で配置することは含まない。例えば、接着促進剤層は、標準的な液体塗料プロセスを用いて噴霧するか又は堆積させることができる。しかしながら、表面上にポリマー又はシランの層、或いはコーティングを形成するために使用される任意のプロセスを、本発明の種々の有利な実施形態に利用することができる。
更に、コーティングシステム３００は、複合外板３１２を形成する工程の一部として落雷防護システム３１０を形成する必要がない。この種の特徴は、製造欠陥の補修又は就航中に生じた損傷の構造修理といった、起こりうる様々な製造上の問題とメンテナンス上の問題を回避することにより、複合外板３１２に落雷防護システムを統合する現行のシステムを上回る利点を提供する。
【００１９】
更に、コーティングシステム３００は、異なる位置において厚みが異なりうる層又はコーティングの形成を可能にする。その結果、様々な層にテーパーを付けることにより、完成した航空機にひび割れ箇所を生じうる鋭利な角を縁から無くすことができる。結果として、落雷防護システム３１０の縁にエッジシーラントを付与するといった追加的な加工が不要となる。
コーティングシステム３００は、導電性の層内に存在しうる落雷の電流を、金属表面機構から分離するために、複合外板３１２を覆う誘電層として機能するのに十分な特性を有するポリマーコーティングである。誘電体のこのような特性は、例えば、絶縁量を選択できることである。必要な絶縁量は、絶縁することが望ましい電流の量に応じて変化しうる。その化学的性質と付与表面の複雑性とに応じて、誘電性コーティングは例えば、限定しないが、手動又は自動噴霧、カーテンコーティング、又はブラシコーティングにより付与することができる。
【００２０】
例えば、誘電層は、化学蒸着、溶射、及び標準的な液体塗装プロセスを用いて噴霧するか又は堆積させることができる。当然のことながら、このような実施例は、ポリマーコーティングの形成に使用できる技術の一部を示しているに過ぎない。表面上にポリマー層又はコーティングを形成するために使用される任意のプロセスを、本発明の種々の有利な実施形態に用いることができる。
コーティングシステム３００は、接着促進剤３０４から一の接着促進剤を使用して、導電層が形成される領域を覆うパターンに接着促進層を形成する。次に、コーティングシステム３００は、金属３０６を使用して、接着促進剤の層が形成された領域を覆うパターンに導電層を形成する。導電層は、落雷から、飛行に重要な領域から離れた場所に戦略的に配置された特定の接地機構３１６まで、電流を導くパターンを形成する。
【００２１】
コーティングシステム３００は、多数の異なる機構を使用して金属３０６を付与することにより、落雷防護システム３１０に金属製の導電層を形成する。例えば、限定しないが、金属層は、ツインアークワイヤー溶射のような従来技術の溶射を用いて噴霧するか、又は堆積させることができる。当然のことながら、あらゆる種類の金属被覆法、例えば、化学蒸着、プラズマ法、及び高速フレーム溶射を使用することができる。このような実施例は、金属コーティングの形成に使用可能な技術の一部に過ぎない。表面上に金属の層又はコーティングを形成するために使用される任意のプロセスを、本発明の種々の有利な実施形態に使用することができる。
【００２２】
図４は、有利な一実施形態による、落雷防護システムの、金属機構を覆う部分の断面を表わすブロック図である。この実施例では、落雷防護構造４００は、金属層４０２、金属接着促進剤層４０４、及び誘電層４０６を含む。このような層は「コーティング」とも呼ばれる。種々の有利な実施形態において、落雷防護構造４００の全ての層は、複合構成部品の表面上に形成される。即ち、層を、シート又はストリップとして事前に形成してから接着剤又はグルーを用いて表面に結合又は接着する必要がない。種々の有利な実施形態は、事前に形成された硬化ストリップ又はシートを使用しない。その代わり、種々の層が他の層又は表面の上に直接形成される。この種のプロセスは、表面を保護するために航空機の表面に事前に形成した材料層を配置又は設置する一般的な落雷防護機構とは対照的である。事前に形成した材料を落雷防護設計に使用することにより、必然的に、取り付け点から目的の接地機構までの落雷による電流の流れを中断しうるシーム及び継合せが生じる。有利な実施形態により、雷による電流の中断が排除又は最小化されて性能が向上する。
この実施例では、落雷防護構造４００は、複合構成部品４０８のような複合構成部品の上に位置し、複合構成部品４０８は下部構図の上に位置する。この実施例では、複合構成部品４０８は複合外板である。この実施例では、下部構造４１０は、例えば、スパー、リブ又はその他のフレーム構造とすることができる。当然のことながら、この実施例の下部構造４１０は、複合構成部品４０８の下に位置するあらゆる下部構造とすることができる。
【００２３】
落雷防護構造４００は、複合構成部品４０８の上に、金属機構４１２及び４１４を覆うように形成される。落雷防護システム４００は、金属機構４１２及び４１４を落雷から保護する。このような実施例では、金属機構４１２及び４１４は、例えば、下部構造４１０に複合構成部品４０８を固定するために使用される金属製の締め金具とすることができる。特に、誘電層４０６は絶縁体として機能し、落雷又はその他の電磁的影響により生じる電流から金属機構４１２及び４１４を保護する。金属層４０２は電流を伝えるもので、金属機構４１２及び４１４から接地機構まで電流を伝えるパターンを有している。金属接着促進剤層４０４は、金属層４０２を形成するときに、誘電層４０６に対する金属層４０２の接着又は結合を促進するために用いられる。幾つかの実施形態では、金属層４０２中の金属の誘電層４０６への接着又は結合を可能にする材料が誘電層４０６に利用されている場合、金属接着促進剤層４０４は不要である。
【００２４】
加えて、塗料接着促進剤層４１６を金属層４０２に付与することができる。その後、塗料層４１８を付与して航空機の表面を仕上げる。塗料層４１８は、プライマー及びトップコートを含むことができる。塗料層４１８は、落雷防護構造４００を保護するためのコーティングの特定の一実施例である。このような保護コーティングは、落雷防護構造４００を環境から保護するために選択される。当然のことながら、他の有利な実施形態に、他の種類の保護コーティングを使用することができる。
金属層４０２及び誘電層４０６は、事前に形成されて航空機の表面に付与されるストリップの場合と比較して、落雷からの保護となるが重量を低減する必要最小限の厚みに形成又は作製することができる。
【００２５】
このような実施例では、誘電層４０６の厚みは約０．００５インチとすることができる。この厚みは、異なる実施例では、特定の実施位置に応じて、約０．００１インチ〜約０．０１０インチの間で変化させることができる。例えば、落雷防護構造４００の端４２０及び４２２の誘電層４０６は薄くすることができる。このような薄層化によりテーパリングが施され、塗料層４１８のひび割れが防止される。この実施例では、金属接着促進剤層４０４の厚みは約０．００１５インチとすることができる。この層の厚みは、使用されている接着促進剤及び金属の種類に応じて変化させることができる。金属接着促進層４０４の厚みは、約０．０００３〜約０．００３インチとすることができる。
金属層４０２は、使用される金属の種類によって様々な厚みを有することができる。金属層４０２の厚みは、約０．０００５〜約０．００５インチの間で変化させることができる。金属層４０２は、様々な種類の材料を使用して実施することができる。例えば、アルミニウム、銅、ステンレス鋼、チタン、及びアンバーを使用することができる。アンバーは、特別につくられたニッケルと鉄の合金であり、小さな膨張係数を有する。実際に使用される厚みは、導電層がどれだけの量の電流を伝えるように設計されるかによって決まる。
【００２６】
誘電層４０６は、様々な材料を用いて形成することができる。幾つかの実施例は、例えば、ガラス又はその他の構成材料を充填したエポキシプライマーを含む。使用できる誘電体の他の実施例には、ポリウレタン、アクリル、セラミックポリマー、又は場合によっては複合材料が含まれる。多くの場合、均質な組成を有する誘電体が使用される。
エポキシ又はポリウレタンなどの種々の材料を使用して、金属接着促進剤層４０４を形成することができる。このような構成部品には、例えば、ガラス微粒子及び金属酸化物が含まれる。製品の一例として、Huntsman International, LLCより市販されているEpocast 89537ABが挙げられる。誘電層４０６は、形成されるとき、高い誘電率を有するように設計される。
【００２７】
図５は、有利な一実施形態による、落雷防護システムの、接地機構を覆う別の部分の断面を表わすブロック図である。この実施例では、落雷防護システム４００の別の部分が示される。この図面において、金属層４０２は図４から連続しており、図４の金属機構４１２及び４１４から接地機構５００までの経路となっている。この実施例では、図示の落雷防護構造４００の部分は接地機構５００の上に位置している。この断面図に示す落雷防護構造４００は、図４に示すような誘電層４０６は含まない。
このような実施例において、誘電層４０６は、金属機構を含む領域の上又は周囲に存在する。金属層４０２は、接地機構５００の上に延びて接地機構までの経路となる。この部分には、電流が流れうる金属機構が存在しないため、誘電層４０６は不要である。その代わり、このような実施例では、存在しうるあらゆる金属機構は接地機構５００の一部である。
【００２８】
図６は、有利な一実施形態による落雷防護システムの断面図である。この実施例では、落雷防護システム６００は、金属層６０２、金属接着促進剤層６０４、及び誘電層６０６を含む。落雷防護システム６００は複合外板６０８上に形成されており、複合外板６０８はシヤタイ６１０に取り付けられている。
保護コーティング６０９は、全ての構造を覆うように形成される。保護コーティング６０９は、このような実施例では塗料であり、プライマー及びトップコートを含むことができる。シヤタイ６１０は、金属合金、又は図４の下部構造４１０中の炭素繊維強化プラスチックのようなそれよりも導電性の低い材料系から作製されうる構造の一実施例である。複合外板６０８は、締め金具６１２及び６１４を用いてシヤタイ６１０に接続される。締め金具６１２及び６１４は、図４の金属機構４１２及び４１４のような金属機構の実施例である。
【００２９】
この実施例では、締め金具６１６及び接地ストリップ６１８は、図５の接地機構５００のような接地機構を形成している。部分６２０は、図４の断面図に類似の断面を有し、部分６２２は図５の断面図に類似の断面を有している。図示のように、各層の厚みは、落雷防護システム６００の種々の部分で異なっていてよい。図示のように、誘電層６０６の断面６２４及び６２６にはテーパーが付いている。同様に、金属層６０２及び金属接着促進剤層６０４の断面６２４及び断面６２８にもテーパーが付いている。
更に、図７及び他の既出の図面の落雷防護システムは、金属機構を有さない領域においても使用できる。この種のシステムを使用して、落雷の影響を最小化し、落雷による局所的な損傷を低減又は排除することができる。この種の機構は、航空機の、外板の下に燃料タンク又はその他の装備といった構成部品が位置する領域を保護するために特に有用である。このような種類の構成部品は、航空機の下部構造の一部とすることができる。更に、本発明の種々の有利な実施形態は、締め金具のような金属機構が存在する領域における複合構造を保護することができる。
【００３０】
図７は、有利な一実施形態による落雷防護システム形成方法の高レベルのフローチャートを示す。この方法は、複合構成部品の表面上に金属機構を覆う誘電層を形成することにより開始する（工程７００）。この実施例では、複合構成部品は航空機の外板とすることができる。金属機構は、航空機に外板を固定するために使用される締め金具の形態を採ることができる。具体的には、締め金具は、航空機の外板をシヤタイ又はスパーに固定することができ、このようなシヤタイ又はスパーは航空機の他の構造的骨組みに接続される。
次いで、金属機構を覆う誘電層の部分と、接地機構を覆うパターンを有する連続導電層を形成（工程７０２）し、その後方法は終了する。このような実施例では、連続導電層は、金属機構の上の領域から接地機構まで連続する。このようにして、落雷などの電磁的影響が金属機構に又は金属機構近傍で発生した場合に電流を流す経路が形成される。
【００３１】
図８は、有利な一実施形態による、航空機に落雷防護システムを形成する方法の詳細なフローチャートである。このフローチャートは、複合落雷システムのための多層パターン化コーティングの形成方法を示す。
この方法は、複合構成部品の表面を洗浄することにより開始する（工程８００）。複合構成部品は、航空機の外板といったあらゆる構成部品とすることができる。当然のことながら、この方法は、落雷防護が望まれるあらゆる複合構成部品に適用することができる。このような実施例では、表面は、溶剤又はアルカリ性洗浄液を用いて洗浄することができる。表面の洗浄は、表面上に形成される落雷防護システムの種々の層に適切な表面を提供するために行われる。
【００３２】
その後、方法は、随意で表面をマスクする（工程８０２）。場合によっては、コンピュータ制御プロセスによりマスクを必要とせずに種々の層を所望のパターンに正確に堆積させることができるため、このようなマスキングは随意である。次いで方法は誘電層を形成する（工程８０４）。誘電層は、上述のような種々のプロセスを用いて形成することができる。複合構成部品の表面上に層を形成するために使用されるあらゆるプロセスを用いてよい。次に、金属接着促進剤を付与して金属接着促進剤層を形成する（工程８０６）。このような実施例では、金属接着促進剤層を形成して金属層の形成を促進する。即ち、この層を使用して、下部構造となる材料に確実に金属を接着させることを補助又は援助する。当然のことながら、使用される本プロセス及び／又は誘電材料によって、誘電体上に直接金属を接着又は形成することが可能である場合には、この層は不要となりうる。その後、金属を付与し、金属層を形成する（工程８０８）。誘電層の場合と同様に、工程８０８では、他の層の表面、例えば金属接着促進剤層の表面上に金属層を形成するための種々の技術を用いて、金属層を形成することができる。
次に、金属層を紙やすりで磨く（工程８１０）。この作業は、特定の要件と、金属の種類及び表面上での金属形成方式とに応じて随意で行う。次に、方法は金属層を洗浄する（工程８１２）。この洗浄は、その後複合構成部品を塗装するための促進剤を付与するために、金属層を準備するために行われる。
【００３３】
方法は、塗料接着促進剤を付与する（工程８１４）。このような実施例では、この塗料接着促進剤は、例えば、市販の製品であるゾルゲルである。ゾルゲルは、AC Products Inc.から市販されているAC-131のような、反応性の金属リガンドの無機ネットワークからなるコーティングとすることができる。他の実施例では、塗料接着促進剤は、露出したコーティング上に他の無機ネットワーク形成製剤を用いて付与することができる。方法はプライマー及び／又はトップコートを付与し（工程８１６）、その後終了する。これらの様々な材料により、保護コーティングが形成される。工程８１６では、プライマー及びトップコートにより、様々な環境効果から航空機の表面を保護するための塗装が提供される。
更に、図８に示す方法は、新規構成部品に適用することも、修理を行なうために適用することもできる。修理を行う場合、落雷又は環境性の損耗、及び構成部品の表面の裂け目といった事象により損傷を生じている領域を修理するために、種々の工程が使用される。このような実施例では、コンピュータ制御式工具により、有利な実施形態の種々の工程を実行することができる。また、場合によっては、工程の一部を手動で実行することができる。例えば、種々の層の形成において、航空機上に種々の層を付与又は形成するために使用される工具を作業員が制御する場合、工程８０２が使用される。他の例示的な実施形態では、種々の材料を塗装して層を形成することができる。
【００３４】
このように、種々の有利な実施形態により、落雷保護システムを形成するための方法と装置が提供される。金属機構を覆う複合構成部品の表面上に誘電層が形成される。金属機構を覆う誘電層の部分と接地機構とを覆うパターンを有する連続導電層が形成される。
このような実施例では、これらの層は、航空機の表面上に誘電層及び導電層のストリップが配置される現行のシステムと比較して、高い精度で且つ薄く形成することができる。
【００３５】
更に、種々の有利な実施形態は、落雷防護システムの修理と新規装置の両方に適用することができる。種々の有利な実施形態では、航空機上に配置するためのストリップ又はシートの切断や事前形成を必要としない。更に、種々の有利な実施形態により、誘電体からなる連続層とコネクタからなる連続層とを、ストリップを配置する場合は対照的に、隙間無く形成することができる。
本明細書の種々の有利な実施形態の記述は、例示及び説明を目的に提示したものであって、開示された形態に限定又は制限することを意図するものではない。当業者には、多くの修正及び変形が可能であることは明らかであろう。ここに示した実施形態は航空機の落雷防護システムを目的としているが、他の有利な実施形態を他の構造に適用することができる。例えば、他の有利な実施形態を、建築物、カート、トラック、及び船舶に使用することができる。
【００３６】
更に、種々の有利な実施形態は、他の有利な実施形態とは異なる種々の利点を提供する。選択された一又は複数の実施形態は、実施形態の原理、実際の用途を最もよく説明し、且つ当業者が、考慮される特定の用途に適した様々な修正を含めて様々な実施形態の開示内容を理解できるように、選ばれ、記載されている。
また、本発明は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
航空機の複合表面上に落雷防護システムを形成する方法であって、
複合表面上に誘電性コーティングを形成し、当該誘電性コーティングで複合表面上に露出した金属機構を覆うこと、
誘電性コーティングと、接地機構を含む複合表面上の別の領域とを覆うパターンに金属接着促進剤を付与し、金属接着促進剤層を形成すること、及び
金属接着促進剤層の上に金属コーティングを形成し、金属機構を含む領域から接地機構までの経路を形成すること
を含む方法。
（態様２）
塗料接着促進剤を付与して塗料接着層を形成すること、及び
塗料接着層に塗料を付与すること
を更に含む、態様１に記載の方法。
（態様３）
金属コーティングの表面を洗浄した後で塗料接着促進剤を付与すること
を更に含む、態様２に記載の方法。
（態様４）
複合表面が航空機の翼上に位置する、態様１に記載の方法。
（態様５）
直接金属被覆法を用いて金属コーティングを形成する、態様１に記載の方法。
（態様６）
選択した誘電特性を有するコーティングから誘電性コーティングを形成する、態様１に記載の方法。
（態様７）
接着促進剤層が、ガラス及び金属酸化物を充填したエポキシ樹脂を含んでいる、態様１に記載の方法。
（態様８）
導電性材料から金属コーティングを形成する、態様１に記載の方法。
（態様９）
保護される金属機構を覆う複合構成部品の表面上に連続誘電層を形成すること、及び
保護される金属機構を覆う誘電層の部分と、接地機構とを覆うパターンを有する連続導電層を形成すること
を含む、落雷防護システム形成方法。
（態様１０）
連続導電層を形成するステップが、
前記パターンにより覆われる領域上に金属接着促進剤を付与することにより、金属接着促進剤層を形成すること、及び
前記金属接着促進剤層の上に、金属機構を覆う誘電層の部分と、接地機構とを覆うパターンを有する連続導電層を形成すること
を含む、態様９に記載の方法。
（態様１１）
複合構成部品が航空機の外板であり、保護される金属機構が、航空機の機体に外板を接続する金属製の締め金具である、態様９に記載の方法。
（態様１２）
化学蒸着、動的噴霧法、プラズマ法、及び高速フレーム溶射法より選択した一の方法を用いて金属コーティングを形成する、態様９に記載の方法。
（態様１３）
接着促進剤が、ガラス及び金属酸化物を充填したエポキシ樹脂を含んでいる、態様１０に記載の方法。
（態様１４）
特定の絶縁度を達成するように選択された誘電特性を有する材料を用いて誘電層を形成する、態様９に記載の方法。
（態様１５）
アルミニウム、銅、ステンレス鋼、チタン、及びアンバーより選択された一の材料を用いて連続導電層を形成する、態様９に記載の方法。
（態様１６）
既存の落雷防護システムを修理するために、誘電層形成と連続導電層形成とを実行する、態様９に記載の方法。
（態様１７）
複合構成部品の表面の一部に付与されて、当該表面に露出する金属機構を覆う誘電性コーティング、及び
接地機構に電気的に接続し、且つ前記誘電性コーティングにより覆われる金属機構を包囲する領域内の誘電性コーティングを覆う導電性コーティング
を有する装置。
（態様１８）
複合構成部品が航空機の外板であり、金属機構が外板を下部構造に接続する締め金具である、態様１７に記載の装置。
（態様１９）
誘電性コーティングが、特定の絶縁度を達成するように選択された誘電特性を有する材料から形成されている、態様１７に記載の装置。
（態様２０）
導電性コーティングが、アルミニウム、銅、ステンレス鋼、チタン、及びアンバーより選択された一の材料から形成されている、態様１７に記載の装置。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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