(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機（１０）の構造組立品（１４）であって、
マトリクス材（２２、２８）及び前記マトリクス材を通って延在するように配置された複数の繊維（２４、３０）を含む、複合材料から製造された構造要素（２０、２６）であって、前記複数の繊維の少なくとも一部分が、前記構造要素の表面（４８、５０、５２）からアクセス可能である、構造要素、
前記構造要素を構造用部品（３２）に固定するファスナ（３４）、及び
前記ファスナの表面（３８）と接触するように配置された金属構造物（５６）であって、前記ファスナの前記表面から延在し前記複数の繊維の前記少なくとも一部分の少なくとも一部分（２５）に接触する、金属構造物を備え、
前記金属構造物は、ガリウム合金及び付加された機械的フェーズを含み、該付加された機械的フェーズが、純タングステン、純モリブデン、純チタニウム若しくはチタニウム合金、又はステンレススチールのうちの少なくとも１つを含む、構造組立品。
【請求項２】
前記複数の繊維が炭素を含み、
前記マトリクス材が熱可塑性樹脂及び熱硬化性樹脂のうちの１つを含み、
前記ファスナが金属から製造されている、請求項１に記載の構造組立品。
【請求項３】
前記金属構造物が、インジウム及び錫のうちの少なくとも１つを含むガリウム合金を含む、請求項１又は２に記載の構造組立品。
【請求項４】
前記金属構造物が、固体金属及び固体金属合金のうちの１つを更に含む、請求項１から３のいずれか一項に記載の構造組立品。
【請求項５】
前記金属構造物が、２５μｍ及び１ｍｍの間の範囲内において、前記ファスナの前記表面と前記複数の繊維の前記少なくとも一部分の少なくとも一部分との間で延在し、
前記金属構造物が、前記構造要素の前記表面と接触する、請求項１から４のいずれか一項に記載の構造組立品。
【請求項６】
構造体（１０）を組み立てるための方法であって、
マトリクス材（２２、２８）及び前記マトリクス材を通って延在するように配置された複数の繊維（２４、３０）を含む、複合材料から製造された構造要素（２０、２６）を提供するステップであって、前記複数の繊維の少なくとも一部分が、前記構造要素の表面（４８、５０、５２）からアクセス可能である、前記構造要素を提供するステップ、
ガリウムを含む液体金属合金を、固体金属及び固体金属合金のうちの少なくとも１つと混合してスラリ（５６）を生成するステップ、
純タングステン、純モリブデン、純チタニウム若しくはチタニウム合金、又はステンレススチールのうちの少なくとも１つを含む機械的フェーズを前記スラリ（５６）に付加するステップ、
前記スラリを、ファスナ（３４）の表面（３８）に付け、前記複数の繊維の前記少なくとも一部分の少なくとも一部分（２５）に付けるステップ、及び
前記ファスナを用いて前記構造要素を構造用部品（３２）に固定するステップであって、前記スラリが、前記ファスナの前記表面と接触するように配置され、前記ファスナの前記表面を前記複数の繊維の前記少なくとも一部分の前記少なくとも一部分と相互連結させる、前記固定するステップを含む、方法。
【請求項７】
前記複数の繊維が炭素を含み、
前記マトリクス材が熱可塑性樹脂及び熱硬化性樹脂のうちの１つを含み、
前記ファスナが金属から製造され、
前記固定するステップが、前記構造要素の前記表面と接触するように前記スラリを配置することを含む、請求項６に記載の構造体を組み立てるための方法。
【請求項８】
前記液体金属合金が、インジウム及び錫のうちの少なくとも１つを含む合金であり、
前記混合するステップが、前記液体金属合金を、固体金属及び固体金属合金のうちの少なくとも１つと混合させることを含む、請求項６又は７に記載の構造体を組み立てるための方法。
【請求項９】
前記構造体が航空機であり、前記航空機を飛行させる前に、前記スラリが固まることを可能にするステップを更に含む、請求項６から８のいずれか一項に記載の構造体を組み立てるための方法。
【請求項１０】
前記構造要素及び前記構造用部品が、航空機の部品である、請求項６から９のいずれか一項に記載の構造体を組み立てるための方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、構造体の構造用部品間に配置される填隙剤に関し、特に、航空機の構造用部品間に導電性を提供する填隙剤に関する。
【背景技術】
【０００２】
構造体及び特に航空機は、雷撃に耐えそれらの構造的統合性を維持するように設計される。例えば、航空機の従来からの製造は、金属ファスナを用いて金属構造要素が固定されることを含んできた。金属ファスナが金属構造要素と接触している状態で、ファスナが、金属構造要素に電気的に接地された。この構成は、ファスナと構造要素との間に導電性を提供し、それによって、構造要素からファスナを電気的に孤立させなかった。さもなければ、ファスナを孤立させることは、航空機に雷撃が生じた際に、ファスナと構造要素との間に望ましくない静電気力を提供し得る。
【０００３】
航空機は、より最近では、複合材料から作られた構造用部品から建造されている。複合材料は、しばしば樹脂であるマトリクス材、及び炭素繊維などの繊維材料のマトリクス材を含む。樹脂は、概して、繊維材料とは対照的に、導電性を有しない。この複合材料は、しばしば、炭素繊維強化プラスチック（「ＣＦＲＰ」）である。ＣＦＲＰの構造要素は、金属ボルトなどのファスナを用いて固定される。ＣＦＲＰから製造された構造要素を留めるために使用されるボルトは、必ずしもＣＦＲＰの構造要素に電気的に接地されない。ボルトの粗い表面及び構造要素の粗い表面は、金属ボルトの表面と導電性を有する繊維の表面との間に隙間を生成し得る。この状態は、ファスナとＣＦＲＰから製造された構造要素との間に静電気力が蓄積されることをもたらし得る。
【０００４】
現在、ファスナと構造要素との間に静電気力が蓄積されることを妨げる試みでは、ファスナ又はボルトが、ＣＦＲＰ材料から製造された構造要素に固定される前に、電気的に絶縁された密封剤で被覆される。したがって、航空機への雷撃の際に、構造要素からファスナを絶縁することは、ファスナと構造要素との間に望ましくない静電気力が蓄積されることを妨げる。
【０００５】
しかしながら、ファスナを密封剤で被覆すること、及び、その後に、それらを構造要素に固定することは、従来の金属ファスナを用いた金属構造要素の固定と比較して、多大な労力、時間、及び費用を必要とする。密封剤はファスナの表面を完全に覆わなければならず、さもなければ、航空機への雷撃の際に、密封剤の開口部又は切れ目を通して、構造要素の繊維からファスナへ電流が流れ得る。そのような開口部を通り抜ける電流は、ファスナを帯電させ、ファスナとＣＦＲＰの繊維との間の帯電の不均衡を生み出す。この状態は、ボルトとＣＦＲＰの繊維との間に望ましくない静電気力を生成し得る。密封剤が工程中に取り除かれないように、ファスナを固定する際に更なる注意が必要である。更に、一旦、ファスナが設置されると、ファスナの固定工程の間に、密封剤を貫通する開口部が生成されなかったという注意深い検査を行うことが必要である。したがって、留める工程では、ファスナを被覆すること、ファスナを固定すること、及びファスナを検査することにおいて、注意深いステップがとられなければならない。これらのステップは、航空機の組み立ての費用が増加する一因となる。
【０００６】
構造要素のＣＦＲＰ材料と金属ファスナ又はボルトとの間に望ましくない静電気力が蓄積されることを妨げるために、他の試みも試されてきた。これらの試みは、実現可能ではなかった。例えば、はんだ付けの使用は、採用することができなかった。はんだ付けは、ボルトとＣＦＲＰ材料との間に導電性及び構造的統合性を提供するけれども、ＣＦＲＰ材料の統合性は、多くのはんだの融点未満である華氏２５４度（２５４°Ｆ）を超えた温度において構造的に損なわれる。代替的には、導電性接着剤が、ボルトとＣＦＲＰ材料との間で採用され得る。しかしながら、接着剤は、金属接合よりも抵抗が高い導電性を有する。この抵抗性は、ボルトとＣＦＲＰ材料との２つの表面の間に帯電が蓄積されることをもたらし、望ましくない静電放電をもたらし得る。
【０００７】
柔らかい金属インサートもまた採用され、ボルトとＣＦＲＰ材料との２つの表面の間に配置され得る。しかしながら、これは、２つの表面の間の導電性を改良し得るが、２つの表面の間に構造的な弱点を生成し、２つの表面に対して適合する能力において制限を有する。代替的に、ボルトをＣＦＲＰの構造用部品に溶接することは、実現可能ではない。ＣＦＲＰの構造用部品の一表面は非金属だからである。
【０００８】
ファスナ又はボルト、及びＣＦＲＰから製造された構造要素の粗い表面に適合する、安価で信頼性の高い填隙剤が必要である。填隙剤は、ファスナ又はボルトとＣＦＲＰ材料の繊維との間に導電性を提供し、ファスナをＣＦＲＰ材料から製造された構造要素に接地することが必要である。
【発明の概要】
【０００９】
航空機の構造組立品の実施例は、マトリクス材及びマトリクス材を通って延在するように配置された複数の繊維を含む、複合材料から製造された構造要素であって、複数の繊維の少なくとも一部分が構造要素の表面からアクセス可能である、構造要素を含む。ファスナは、構造要素を構造用部品に固定する。ガリウムを含む金属構造物が、ファスナの表面と接触するように配置される。金属構造物が、ファスナの表面から延伸し、複数の繊維の少なくとも一部分の少なくとも一部分に接触する。
【００１０】
マトリクス材及びマトリクス材を通って延在するように配置された複数の繊維を含む、複合材料から製造された構造要素であって、複数の繊維の少なくとも一部分が構造要素の表面からアクセス可能である、構造要素を提供するステップを含む、構造体を組み立てるための方法の実施例が提供される。別の一ステップは、ガリウムを含む液体金属合金を、固体金属又は固体金属合金のうちの少なくとも１つと混合させてスラリを形成する。方法は、スラリを、ファスナの表面に付け、複数の繊維の少なくとも一部分の少なくとも一部分に付けるステップを更に含む。方法の別の一ステップは、ファスナを用いて構造要素を構造用部品に固定することを含み、スラリが、ファスナの表面と接触するように配置され、ファスナの表面を、複数の繊維の少なくとも一部分の少なくとも一部分に相互連結させる。
【００１１】
上述の特徴、機能、及び利点は、様々な実施形態において独立に実現することが可能であり、また別の実施形態において組み合わせることも可能である。これらの実施形態について、以下の説明および添付図面を参照して更に詳細に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】航空機の側面図である。
【図２】図１の航空機の選択された部分の例示的な概略部分図であり、ファスナの表面と接触するように配置され、ファスナの表面を構造要素の複合材料の繊維と相互連結させる金属填隙剤を用いて、複合材料から製造された構造要素を構造用部品に連結させる、ファスナの断面が示される。
【図３】純粋固体金属又は固体金属合金と混ぜ合わされた液体金属のガリウム系合金を含む填隙剤のサンプル組成を示す表１である。
【図４】図３の表１から選択された金属填隙剤のサンプルに対する自由腐食率を示すグラフである。
【図５】図３の表１から選択された金属填隙剤のサンプルに対するガルバニック腐食率を示すグラフである。
【図６】表１から選択された金属填隙剤のサンプル、銅箔、及びアルミニウム６０６１合金に対する、自由腐食率、ガルバニック腐食率、及び自由腐食率に対するガルバニック腐食率の相対的な比率を示す表２である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
様々な実施形態が上述されてきた一方で、本開示がそれらに限定されることは企図されない。更に、添付の特許請求の範囲内に含まれる、本開示の実施形態に対する変形例が作られ得る。
【００１４】
前に議論されたように、雷に打たれた際に損傷を被らない構造体を組み立てることが重要である。そのように組み立てられる構造体の一実施例は、航空機を含む。雷撃の際に、航空機の金属ファスナと組立てられた構造要素との間に、静電気力が蓄積されないことが望ましい。今度は、複合材料を用いて航空機が選択的に組み立てられる際に、構造要素の複合材料の導電性繊維に金属ファスナを接地させることが必要である。
【００１５】
図１を参照すると、組み立てられた構造体の一実施例である航空機１０が示されている。航空機１０は、その組み立てにおいて様々なセクションを含む。この実施例では、これらのセクションが、胴体１２、及び胴体１２の両側から延伸する翼１４を含む。胴体１２は、ノーズセクション１６、及び反対側のテールセクション１８も含む。航空機１０のこれらのセクションの各々は、複合材料から製造された構造要素を用いて選択的に建造され得る。
【００１６】
図２を参照すると、航空機１０の選択されたセクションの組み立てにおける、構造要素２０の例示的な固定が示されている。構造要素２０は、複合材料から製造され、複合材料は、マトリクス材２２、及びマトリクス材２２を通って延在するように配置された複数の繊維２４を含む。
【００１７】
図２で示されるこの実施例では、構造要素２０が別の構造要素２６と重なり、構造要素２６も、マトリクス材２８、及びマトリクス材２８を通って延在するように配置された複数の繊維３０を含む複合材料から製造される。構造要素２０及び他の構造要素２６の両方が、構造用部品３２に固定される。構造用部品３２は、航空機１０のセクションの組立品の別の構造的物品である。構造用部品３２は、複合材料、金属、またはそれらと同様なものから製造され得る。この実施例では、構造用部品３２が、航空機１０の選択されたセクション内に配置された金属フレームの一部分である。
【００１８】
この実施例における複数の繊維２４及び３０は、炭素などの導電性材料から製造される。この実施例におけるマトリクス材２２及び２８は、ポリプロピレン、ポリエチレン、及びナイロンなどの熱可塑性樹脂、又はエポキシなどの熱硬化性樹脂のうちの１つから製造される。
【００１９】
構造要素２０及び別の構造要素２６は、ファスナ３４を用いて構造用部品３２に固定される。ファスナ３４は、ボルト、スクリュー、ピン、又はそれらと同様なものなどの、２以上の物品を共に固定し得る固定用物品である。この実施例では、ファスナ３４は、頭部３６、ネジが切られたシャフト３８（ネジは示されていない）、及びネジが切られたナット４０（ネジは示されていない）を含むボルトである。ファスナ又はボルト３４は、炭素鋼、チタニウム合金、又はそれらと同様なものなどの金属から製造される。
【００２０】
この実施例では、構造用部品３２を通って貫通孔４２が配置されている。この実施例では、貫通孔が、構造用部品３２内に予め形成された。貫通孔４２は、構造用部品３２を通る穿孔によっても、構造用部品３２を通るように配置してもよい。この実施例では、構造要素２０の貫通孔４４及び窪みセクション５４、及び他の構造要素２６の貫通孔４６が、構造要素２０及び他の構造要素２６を通る穿孔によって形成されている。構造要素２０及び別の構造要素２６の複合材料を通る穿孔では、構造要素２０の粗い表面４８及び他の構造要素２６の粗い表面５０が形成される。更に、粗い表面５２が、構造要素２０の窪みセクション５４内に形成される。
【００２１】
構造要素２０のマトリクス材２２を通って延在する複数の繊維２４が、図２で概略的に表現されている。この実施例では、複数の繊維２４が、マトリクス材２２を通って延在し、構造要素２０の全体を通して配置され、構造要素２０の長さ方向、幅方向に延在し、厚さ方向に積層されている。図２の複数の繊維２４は、複数の繊維２４がマトリクス２２内の幅方向に延在することを示すことなく、構造要素２０の長さ方向に延在し、構造要素２０の厚さ方向に積層されていることを概略的に示している。
【００２２】
構造要素２０を通る個別の貫通孔４４及び窪みセクション５４を形成すると、貫通孔４４及び窪みセクション５４には、構造要素２０の全体を通して配置された複数の繊維２４の全体の少なくとも一部分２５が絡まる。図２では、構造要素２０の複数の繊維２４の少なくとも一部分２５が、貫通孔４４の粗い表面４８において及び粗い表面４８に沿って、並びに窪みセクション５４の粗い表面５２において及び粗い表面５２に沿って配置されるように概略的に示されている。複数の繊維２４の一部分２５は、貫通孔４４及び窪みセクション５４の周りにも配置されるが、それは示されていない。図２では、複数の繊維２４の少なくとも一部分２５が、貫通孔４４における粗い表面４８へ、及び窪みセクション５４における粗い表面５２へ延在するように概略的に示されている。しかしながら、本実施例では、構造要素２０を通る穿孔によって、貫通孔４４及び窪みセクション５４が形成される際に、貫通孔４４及び窪みセクション５４に配置された複数の繊維２４の少なくとも一部分２５の端部が、粗い表面４８及び粗い表面５２から延伸するか、粗い表面４８及び粗い表面５２と同一平面上にあるか、又は粗い表面４８及び粗い表面５２から窪んでいる。粗い表面４８及び５２に対する複数の繊維２４の少なくとも一部分２５の繊維の端部の位置にかかわらず、端部は、貫通孔４４内の粗い表面４８から及び窪みセクション５４の粗い表面５２からアクセス可能である。
【００２３】
複数の繊維３０を有する他の構造要素２６が、複数の繊維２４を有する構造要素２０に対して上述されたものと同様に構成され、概略的に示される。複数の繊維２４が構造要素２０内で構成され概略的に示されたように、複数の繊維３０は、マトリクス材２８を通って延在するように概略的に示され、別の構造要素２６の全体を通して配置され、別の構造要素２６の長さ方向、幅方向において延在し、厚さ方向において積層されている。本実施例では、複数の繊維３０がマトリクス２８内の幅方向に延在することを示すことなく、複数の繊維３０が、別の構造要素２６の長さ方向に延在し、厚さ方向に積層されていることが示されている。
【００２４】
構造要素２６を通る個別の貫通孔４６を形成する際に、貫通孔４６は、複数の繊維３０の全体の少なくとも一部分４７と係合し、複数の繊維３０は、別の構造要素２６の全体を通して配置される。構造要素２６の複数の繊維３０の少なくとも一部分４７は、貫通孔４６の粗い表面５０において又は粗い表面５０に沿って配置されるように概略的に示されている。複数の繊維３０の少なくとも一部分４７は、貫通孔４６の周りにも配置されるが、それは示されていない。複数の繊維３０の少なくとも一部分４７は、貫通孔４６における粗い表面５０へ延在するように概略的に示されている。しかしながら、本実施例では、構造要素２６を通る穿孔によって、貫通孔４６が形成される際に、貫通孔４６に配置された複数の繊維３０の少なくとも一部分４７の端部が、粗い表面５０から延伸するか、粗い表面５０と同一平面上にあるか、又は粗い表面５０から窪んでいる。粗い表面５０に対する複数の繊維３０の少なくとも一部分４７の繊維の端部の位置にかかわらず、端部は、貫通孔４６内の粗い表面５０からアクセス可能である。
【００２５】
構造要素２０の窪み部分５４及び貫通孔４４を形成すること、及び他の構造要素２６の貫通孔４６を形成することにおいて、これらの開口部は、ファスナ３４が構造要素２０及び別の構造要素２６を通って延在することを可能にするために、ファスナ３４よりもわずかに大きく寸法決定されている。同じ理由のために、構造用部品３２の貫通孔４２は、同様に、ファスナ３４の寸法よりもわずかに大きい。一方の、頭部３６及びネジが切られたシャフト３８と、他方の、構造要素２０、構造要素２０の窪み部分５４、及び別の構造要素２６の粗い表面４８、５０、及び５２との間でギャップ５５が形成される。図２で見られるように、ギャップ５５は、構造用部品３２とファスナ又はボルト３４との間でもまた形成される。
【００２６】
金属構造物５６が、ギャップ５５の範囲内に配置され、ギャップ５５の形状に合致する。金属は、典型的には、展性があり、可溶性であり、延性があり、優れた電気的及び熱的伝導性を有する固形物である。金属構造物５６は、ファスナ３４の表面５７と接触し、表面５７は、頭部３６の表面５８及びネジが切られたシャフト３８の表面６０を含む。金属構造物５６は、表面５８及び６０からギャップ５５を横断して延在し、構造要素２０及び構造要素２０の窪みセクション５４に関連付けられた、複数の繊維２４の少なくとも一部分２５の少なくとも一部分と接触する。金属構造物５６のこの構成は、繊維とファスナ３４との間の電気的接続を確立し、それによってファスナ３４を接地する。同様に、金属構造物５６は、表面６０を含むファスナ３４の表面５７と接触し、ギャップ５５を横断して延在し、別の構造要素２６に関連付けられた複数の繊維３０の少なくとも一部分４７の少なくとも一部分と接触する。同様に、金属構造物５６のこの構成は、繊維とファスナ３４との間の電気的接続を確立し、それによってファスナ３４を接地する。本実施例では、金属構造物５６は、表面６０を含むファスナ３４の表面５７と接触し、ギャップ５５を横断して延在し、貫通孔４２の表面６２とも接触する。金属構造物５６のこの構成は、ファスナ３４と構造用部品３２との間の電気的接続も確立する。
【００２７】
上述されたように、金属構造物５６は、上述したファスナ３４の表面から、ギャップ５５を横断して、それぞれ、上述した複数の繊維２４及び３０の少なくとも一部分２５及び４７の少なくとも一部分へ延在し、且つ、構造用部品３２へ延在する。金属構造物５６は、これらの電気的接続を達成することにおいて、２５マイクロメートル（２５μｍ）及び１ミリメートル（ｍｍ）の間の範囲で延在する。ギャップ５５を横断して延在することにおいて、金属構造物５６は、粗い表面４８、５０、及び５２と接触し、それらの形状に合致する。以下で説明されるように、金属構造物５６は、上述のファスナ３４の表面に対して、並びに粗い表面４８、５０、及び５２、及び表面６２に対して、スラリ又はペースト状の粘性物質として付けられる。粗い表面４８、５０、及び５２への金属構造物の適用では、それぞれ、複数の繊維２４及び３０の少なくとも一部分２５及び４７の少なくとも一部分が、金属構造物５６に接触する。ファスナ３４を用いて、構造要素２０及び他の構造要素２６を構造用部品３２に固定することにおいて、金属構造物５６のペースト状の粘性物質は、ギャップ５５の範囲内に配置され、ギャップ５５を占有し、ファスナ３４と上述した複合材料の繊維との間の連続的な電気的接続を提供する。金属構造物は、ファスナ３４と構造用部品３２との間の電気的接続も提供する。
【００２８】
本実施例の航空機１０などの構造体を組み立てるための方法は、構造要素２０を提供することを含む。この実施例では、他の構造要素２６が、更に提供される。構造要素２０及び他の構造要素２６は、前に説明されたように、構造要素２０のためのマトリクス材２２及び他の構造要素２６のためのマトリクス材２８を含む、複合材料から製造される。複数の繊維２４は、構造要素２０のマトリクス材２２を通って延在し、複数の繊維３０は、マトリクス材２８を通って延在する。上述されたように、複数の繊維２４の少なくとも一部分２５は、構造要素２０に関連付けられた粗い表面４８及び５２からアクセス可能であり、上述されたように、複数の繊維３０の少なくとも一部分４７は、構造要素２６に関連付けられた粗い表面５０からアクセス可能である。構造要素２０、他の構造要素２６、構造用部品３２、及びファスナ３４が組み立てのために利用可能であれば、ガリウムを含む液体合金を、固体金属及び固体金属合金のうちの少なくとも１つと混合することが行われ得る。この実施例では、Ｗｉｇ‐Ｌ‐Ｂｕｇ歯科用アマルガム機（ａｍａｌｇａｍａｔｏｒ）が採用される。この混合は、スラリを生成する。
【００２９】
スラリ又はペースト状の混合物は、ファスナ３４の表面５８及び６０を含む表面５７に付けられ、ペースト状の材料を粗い表面４８、５０、及び５２に付けることによって、それぞれ複数の繊維２４及び３０の少なくとも一部分２５及び４７の少なくとも一部分に付けられる。ペースト状の材料は、構造用部品３２の表面６２にもまた付けられる。上述のように、金属構造物５６のペースト状の材料が適正に付けられると、この実施形態では他の構造要素２６と共に、構造要素２０を、ファスナ３４を用いて構造用部品３２に固定することが行われ得る。ファスナ又はボルト３４を固定すると、ギャップ５５は、金属構造物５６のペースト状の粘性物質に占有され、満たされ、金属構造物５６はギャップ５５の形状に合致する。以下で説明されるように、ペースト状の材料は、ある期間を経て硬くなり、固まる。金属構造物５６は、ファスナ３４と繊維及び構造用部品３２との間で必要とされる電気的接続を提供し、ファスナ３４を接地する。
【００３０】
金属構造物５６は、ガリウム合金を含み、最初は約室温で液状であり、その後、金属の粉体又はフィルムと混合されスラリを生成し、液体金属合金内のガリウムが純金属又は金属合金などの固体金属の中へと拡散する包晶接合（ｐｅｒｉｔｅｃｔｉｃ  ｂｏｎｄ）が形成される。最初の混合は、より高い融点を有する合金へと変容する、スラリ又はペースト状の混合物を生成する。時を経て、スラリ又はペースト状の粘性物質が固体へと硬化する。
【００３１】
図３を参照すると、金属構造物５６に対する組成のサンプルを含む表１が示されている。表１で示され得るように、ガリウム合金は、ガリウムを錫及びインジウムの一方又は両方と混合することによって形成される。これらの金属合金は、最初は、摂氏３０度（３０℃）未満の約室温で液状である。ガリウムを含む液体金属合金は、その後、固体金属又は固体金属合金と混合される。液体金属合金と混合されるべき固体金属又は固体金属合金は、粉体状態又はフィルム状態のいずれかである。粒子のサイズ又はフィルムの厚さの寸法は、５０ナノメートル（５０ｎｍ）及び１００マイクロメートル（１００μｍ）の間である。図３の表１で示され得るように、ガリウム合金と混合される固体金属は、純ニッケル、純銅、又は純銀のいずれかである。青銅の固体金属合金が、選択されて、液体ガリウム金属合金と混合するために使用され得る。表１は、金属構造物５６の各々のサンプルを生成するために混合されるべき化学成分の材料成分重量比率を示している。
【００３２】
ガリウム合金を固体金属又は固体金属合金と混合すると、結果としてのスラリ又はペースト状の粘性物質は、ユーザが、ファスナ及び複合材料の粗い表面と合致するように材料を適切に付けることを可能にする。一旦、ファスナ３４を使用して固定が完了すると、材料即ち金属構造物５６は、固体状態へと硬化する。組み立てられた構造体、即ち本実施例では航空機１０が、その後、飛行のために使用され得る。
【００３３】
更なる機械的強化フェーズ（ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ  ｒｅｉｎｆｏｒｓｉｎｇ  ｐｈａｓｅ）が、液体ガリウム金属合金と固体金属又は固体金属合金との混合物のスラリに付加され得る。この機械的なフェーズは、硬化して固まった合金に対して高められたせん断抵抗を提供する。この機械的フェーズの材料は、純コバルト、純タングステン、純モリブデン、若しくは純チタニウム、又はＡＭＳ４９１１などのチタニウム合金、又は３０２若しくは３１６などのステンレススチールのうちの１つを選択的に含み得る。
【００３４】
今度は図４を参照すると、グラフは、図３の表１で示された金属構造物５６から選択された５つのサンプルの自由腐食試験結果を示す。耐食性は、様々な環境状態に晒される外部環境の下で性能を発揮する金属構造物５６にとって重要である。試験基準評価は、市販の３電極腐食試験セル（３‐ｅｌｅｃｔｒｏｄｅ  ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ  ｔｅｓｔ  ｃｅｌｌ）を使用する。作用電極を含んだ試験サンプルに加えて、セルは、プラチナメッシュカウンター電極（ｐｌａｔｉｎｕｍ  ｍｅｓｈ  ｃｏｕｎｔｅｒ  ｅｌｅｃｔｒｏｄｅ）及び銀ワイヤー基準電極（ｓｉｌｖｅｒ  ｗｉｒｅ  ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ  ｅｌｅｃｔｒｏｄｅ）を含んだ。電解液（腐食環境）は、実験室空気に晒された、即ち溶存酸素を含んだ、３重量パーセント（３．０ｗｔ％）の塩化ナトリウム（ＮａＣｌ）であった。セル内の備品を使用して、各サンプルの１平方センチメートル（１ｃｍ×１ｃｍ）の表面領域が電解液に晒された。標準的な直線分極測定法が、−１０ｍＶから＋１０ｍＶまでの電位掃引を使用して、（開回路）腐食電位の付近で実行された。データは直線に適合し、分極抵抗（Ｒｐ、オーム）を得た。相対的な腐食率が、分極抵抗の逆数を用いて表現された。グラフで見られ得るように、少なくとも１つの例で、試験は８０時間まで続いた。
【００３５】
自由腐食率は、分極抵抗の逆数として与えられ、図４のこのグラフで示されている。このグラフにおけるより低い逆分極抵抗値は、腐食に対するより大きい耐性を示す。銅を含む金属合金の全ては、同じ液体金属合金（Ｇａ／Ｉｎ又はＧａ／Ｉｎ／Ｓｎ）が使用された場合に、金属の組成にかかわらず、同等な腐食率を有した。ガリウム液体金属合金は、何らかの効果を有した。ガリウム／錫液体金属合金は、ガリウム／インジウム液体金属よりも耐食性が高かった。この差異は、錫がインジウムよりも酸化的に安定であることを原因とする。記載され得るように、銀を含む凝固金属は、インジウムを含むいかなる材料よりも安定的であった。
【００３６】
図５を参照すると、グラフは、図３の表１から選択された金属構造物５６の３つのサンプルに対するガルバニック腐食試験の結果を示す。金属構造物５６は、複合材料の導電性炭素繊維と絶えず電気的に接触しているので、ガルバニック試験は、金属構造物５６のサンプルで行われる。
【００３７】
試験基準は、各サンプルを炭素繊維強化プラスチック（「ＣＦＲＰ」）と接触するように配置すること、及び組み合わされた試験サンプル／ＣＦＲＰ電極で実行される直線分極測定法を使用することを含む。このアプローチは、ガルバニック対を単一の電極として扱い、自由腐食率とガルバニック腐食率との相対的な比較を可能にする。ＣＦＲＰは、ＣＦＲＰパネルから１平方センチメートル（１ｃｍ２）のピースを切り取ることによって準備された。炭素繊維を露出させるために、一面が研磨された。端部及び背面は、摂氏５０度（５０℃）で一晩硬化された５つの微小なエポキシによって密封された。全体のＣＲＦＰのピースは、試験サンプルに隣接した電解液に浸された。試験サンプルとＣＦＲＰとの間の電気的接続は、試験サンプルから、ＣＦＲＰに連結されたエポキシで密封されたネジが切られたロッドへのジャンパー（ｊｕｍｐｅｒ）を使用して行われた。試験サンプルのための面積は、０．７８５平方センチメートル（０．７８５ｃｍ２）であり、ＣＦＲＰの面積は、４平方センチメートル（４ｃｍ２）に等しい、２センチメートル×２センチメートル（２ｃｍ×２ｃｍ）であった。したがって、ＣＦＲＰ／金属合金の面積の比率は、５：１であった。
【００３８】
図５のグラフを参照すると、グラフ上で描かれた最初の１８時間までは、これらの３つのサンプルに対する自由腐食試験結果である。上述のガルバニック試験が、その後、開始され、それは、このグラフ内の各サンプルに対する腐食率の急激な上昇を示した。時間が経過すると、３つのサンプルの各々の腐食率は、ほぼ平坦になり、安定状態に到達した。再び、このグラフでのより高い位置は、より大きい腐食率を示す。見られ得るように、銅合金を有するガリウム／錫、及び銅合金を有するガリウム／インジウムは、同様な腐食率を有する。ガリウム／インジウム及び銀合金は、最も低い腐食率を有した。
【００３９】
図６を参照すると、５つのサンプルの腐食率を示す表２が提供されている。最初の３つのサンプルは、図３の表１からのサンプル組成であり、図４及び図５で説明されたグラフ内の腐食試験において見られる。表２の次のサンプルは銅箔であり、最後のサンプルはアルミニウム合金６０６１である。この表は、第１の列において自由腐食率を示す。第２の列では、ガルバニック腐食率が示される。第３の列では、自由腐食率に対するガルバニック腐食率の比が示される。銅固体金属と混合されたガリウム液体合金のサンプルは、銅箔、及び銀固体金属と混合されたガリウム液体合金よりもわずかに大きいガルバニック腐食率を有するが、アルミニウム合金６０６１よりもわずかに小さい腐食率を有する。
【００４０】
更に、本開示は、以下の条項による実施形態を含む。
【００４１】
条項１
航空機の構造組立品であって、マトリクス材及び前記マトリクス材を通って延在するように配置された複数の繊維を含む、複合材料から製造された構造要素であって、前記複数の繊維の少なくとも一部分が、前記構造要素の表面からアクセス可能である、構造要素、前記構造要素を構造用部品に固定するファスナ、及び前記ファスナの表面と接触するように配置された金属構造物であって、前記ファスナの前記表面から延在し前記複数の繊維の前記少なくとも一部分の少なくとも一部分に接触する、金属構造物を備える、構造組立品。
【００４２】
条項２
前記複数の繊維が炭素を含み、前記マトリクス材が熱可塑性樹脂及び熱硬化性樹脂のうちの１つを含み、前記ファスナが金属から製造されている、条項１に記載の構造組立品。
【００４３】
条項３
前記金属構造物が、インジウム及び錫のうちの少なくとも１つを含むガリウム合金を含む、条項１に記載の構造組立品。
【００４４】
条項４
前記金属構造物が、固体金属及び固体金属合金のうちの１つを更に含む、条項１に記載の構造組立品。
【００４５】
条項５
前記固体金属及び前記固体金属合金のうちの前記１つが、粉体及びフィルムのうちの１つを含み、前記粉体の粒度又は前記フィルムの厚さが、５０ｎｍ及び１００μｍの間の範囲内に含まれる寸法を有する、条項４に記載の構造組立品。
【００４６】
条項６
前記固体金属が、純銅、純銀、及び純ニッケルのうちの１つを含む、条項５に記載の構造組立品。
【００４７】
条項７
前記固体金属合金が青銅を含む、条項５に記載の構造組立品。
【００４８】
条項８
前記金属構造物が、純コバルト、純タングステン、純モリブデン、及び純チタニウムのうちの１つを含む機械的強化フェーズ、又はチタニウム合金及びステンレススチールのうちの１つを含む合金を更に含む、条項１に記載の構造組立品。
【００４９】
条項９
前記金属構造物が、２５μｍ及び１ｍｍの間の範囲内において、前記ファスナの前記表面と前記複数の繊維の前記少なくとも一部分の少なくとも一部分との間で延在し、前記金属構造物が、前記構造要素の前記表面と接触する、条項１に記載の構造組立品。
【００５０】
条項１０
マトリクス材及び前記マトリクス材を通って延在するように配置された複数の繊維を含む、複合材料から製造された構造要素であって、前記複数の繊維の少なくとも一部分が、前記構造要素の表面からアクセス可能である、構造要素を提供するステップ、ガリウムを含む液体金属合金を、固体金属及び固体金属合金のうちの少なくとも１つと混合させてスラリを生成するステップ、前記スラリを、ファスナの表面に付け、前記複数の繊維の前記少なくとも一部分の少なくとも一部分に付けるステップ、及び前記ファスナを用いて前記構造要素を構造用部品に固定するステップであって、前記スラリが、前記ファスナの前記表面と接触するように配置され、前記ファスナの前記表面を前記複数の繊維の前記少なくとも一部分の前記少なくとも一部分と相互連結させる、固定するステップを含む、構造体を組み立てるための方法。
【００５１】
条項１１
前記複数の繊維が炭素を含み、前記マトリクス材が熱可塑性樹脂及び熱硬化性樹脂のうちの１つを含み、前記ファスナが金属から製造され、前記固定するステップが、前記構造要素の前記表面と接触するように前記スラリを配置することを含む、条項１０に記載の構造体を組み立てるための方法。
【００５２】
条項１２
前記液体金属合金が、インジウム及び錫のうちの少なくとも１つを含む合金であり、前記混合させるステップが、前記液体金属合金を、固体金属及び固体金属合金のうちの少なくとも１つと混合させることを含む、条項１０に記載の構造体を組み立てるための方法。
【００５３】
条項１３
前記固体金属及び前記固体金属合金のうちの前記少なくとも１つが、粉体及びフィルムのうちの１つを含む、条項１２に記載の構造体を組み立てるための方法。
【００５４】
条項１４
前記粉体の粒度又は前記フィルムの厚さが、５０ｎｍ及び１００μｍの間の範囲内に含まれる寸法を有する、条項１３に記載の構造体を組み立てるための方法。
【００５５】
条項１５
前記固体金属が、純銅、純銀、及び純ニッケルのうちの少なくとも１つを含む、条項１２に記載の構造体を組み立てるための方法。
【００５６】
条項１６
前記固体金属合金が青銅の合金を含む、条項１２に記載の構造体を組み立てるための方法。
【００５７】
条項１７
前記混合させるステップが、純コバルト、純タングステン、純モリブデン、及び純チタニウムのうちの１つを含む機械的強化フェーズ、又はチタニウム合金及びステンレススチールのうちの１つを含む合金を混合させることを更に含む、条項１０に記載の構造体を組み立てるための方法。
【００５８】
条項１８
前記液体金属が、摂氏３０度（３０℃）未満の融点を有する、条項１０に記載の構造体を組み立てるための方法。
【００５９】
条項１９
前記構造体が航空機であり、前記航空機を飛行させる前に、前記スラリが固まることを可能にするステップを更に含む、条項１０に記載の構造体を組み立てるための方法。
【００６０】
条項２０
前記構造要素及び前記構造用部品が、航空機の部品である、条項１０に記載の構造体を組み立てるための方法。
【００６１】
様々な実施形態が上述されてきた一方で、本開示がそれらに限定されることは企図されない。更に、添付の特許請求の範囲内に含まれる、本開示の実施形態に対する変形例が作られ得る。
【図１】
0006719218.tif 000002
【図２】
0006719218.tif 000003
【図３】
0006719218.tif 000004
【図４】
0006719218.tif 000005
【図５】
0006719218.tif 000006
【図６】
0006719218.tif 000007