(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
導電性を有する樹脂材料を主たる要素として構成され、その外側に導電性を有する部材が積層された航空機の外板と、この外板の内側に位置する構造材とを結合するファスナであって、
頭部の一端面を覆うように配置された絶縁体層と、この絶縁体層の一端面を覆うように配置された導電体層とを備え、
前記絶縁体層により覆われた前記頭部の一端面が、周囲の前記導電性を有する部材に対して絶縁されていることを特徴とするファスナ。
【請求項２】
前記絶縁体層が、絶縁破壊電圧の値で１００ｋＶ／ｍｍ以上を示す絶縁体であることを特徴とする請求項１に記載のファスナ。
【請求項３】
前記絶縁体が、二軸延伸ポリエチレンテレフタレートフィルム、ポリイミドフィルム、二軸延伸ポリエチレンナフタレートフィルム、ポリフェニレンサルファイドフィルム、あるいは二軸延伸ポリプロピレンフィルムのいずれかからなることを特徴とする請求項２に記載のファスナ。
【請求項４】
前記頭部、前記絶縁体層、および前記導電体層が、固定手段により互いに結合されていることを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載のファスナ。
【請求項５】
前記絶縁体層と前記導電体層とが二層構成物として構成されているとともに、当該二層構成物が、接着剤を介して前記頭部に固定されていることを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載のファスナ。
【請求項６】
前記絶縁体層および前記導電体層をそれぞれ、溶射または塗布焼成法により形成したことを特徴とする請求項１または２に記載のファスナ。
【請求項７】
導電性を有する樹脂材料を主たる要素として構成された外板と、この外板を内側から支持する構造材と、これら外板と構造材とを結合するファスナとを具備した航空機組立品であって、
前記ファスナが、請求項１ないし６のいずれか一項に記載したファスナであることを特徴とする航空機組立品。
【請求項８】
前記導電性を有する樹脂材料の外側表面に、導電性を有する部材が積層されているとともに、前記導電体層と、前記導電性を有する部材とが、電気的に接続されていることを特徴とする請求項７に記載の航空機組立品。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、導電性を有する樹脂材料（例えば、CFRP（炭素繊維強化樹脂））を、航空機の外板として使用する際に用いられるファスナ、特に耐雷型のファスナに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
導電性を有する樹脂材料を、航空機の外板として使用する際に用いられるファスナとしては、頭部の一端面が絶縁性のキャップで覆われたものが知られている（例えば、特許文献１参照）。
【特許文献１】米国特許第４，６３０，１６８号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
上記文献に開示されたファスナでは、機体の表面に絶縁性のキャップが位置することとなり、落雷による電撃電流を外板の表面に沿って流そうとした場合、電撃電流がこれら絶縁性のキャップを迂回して流れなければならず、電撃電流の流れが阻害されてしまうといった問題点があった。
また、米国のFAR（Federal Aviation Regulation）25.981(a)(3)に要求されるLightning Protection Redundancyの点からも、絶縁性のキャップの紫外線等の環境による劣化や砂塵や氷塊、雨滴等の衝突による損傷に対する対策が十分でなく、さらに、航空機運用中に絶縁性のキャップがファスナ頭部からピールオフして（抜け落ちて）しまうおそれがあり、適切ではない。
【０００４】
本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、外板の表面に沿って流れる電撃電流の流れを阻害することなく、かつ、紫外線等の環境や砂塵等の衝突による損傷を防止することができるファスナを提供することを主たる目的としている。
また、他の目的としては、航空機運用中のピールオフの可能性をなくすことができる耐雷型のファスナを提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明によるファスナは、導電性を有する樹脂材料を主たる要素として構成され、その外側に導電性を有する部材が積層された航空機の外板と、この外板の内側に位置する構造材とを結合するファスナであって、頭部の一端面を覆うように配置された絶縁体層と、この絶縁体層の一端面を覆うように配置された導電体層とを備え、前記絶縁体層により覆われた前記頭部の一端面が、周囲の前記導電性を有する部材に対して絶縁されている。
本発明によるファスナによれば、紫外線等の環境の影響を受けやすく、航空機運用中に砂塵や氷塊、雨滴等の固形物が衝突するおそれのある最も外側の箇所を、例えば、金属（例えば、電気伝導性に優れる銅、あるいは耐食性に優れるステンレス鋼等）からなる導電体層で覆うようにしているので、導電体層のすぐ内側に設けられた絶縁体層が、紫外線や固形物、雨滴等により損傷してしまうことを防止することができる。
また、導電体層とファスナ本体との間には、絶縁体層が配置されているので、仮に、導電体層に雷が直撃したとしてもファスナ本体の方へ流れようとする電撃電流を完全に遮断して、導電体層に雷撃電流を安全に逃がすことができる。
【０００６】
上記ファスナは、前記絶縁体層が、絶縁破壊電圧の値で１００ｋＶ／ｍｍ以上を示す絶縁体であれば好適であり、二軸延伸ポリエチレンテレフタレート（ＰＥＴ）フィルム、ポリイミドフィルム、二軸延伸ポリエチレンナフタレート（ＰＥＮ）フィルム、ポリフェニレンサルファイド（ＰＰＳ）フィルム、あるいは二軸延伸ポリプロピレンフィルムのいずれかからなるものであるとさらに好適である。
このようなファスナによれば、絶縁体層の厚みを大幅に低減させることができるので、ファスナ一つあたりの重量を大幅に低減させることができる。
【０００７】
上記ファスナは、前記頭部、前記絶縁体層、および前記導電体層が、固定手段により互いに結合されているとさらに好適である。
このようなファスナによれば、頭部、絶縁体層、および導電体層が、例えば、ポリ４フッ化エチレンやケブラーからなる糸状の部材により縫いつけられた後、オートクレーブ内に入れられてキュア（加熱成形）して製造されることとなるので、航空機運用中に、導電体層が絶縁体層から、あるいは絶縁体層が頭部からピールオフする（剥がれ落ちる）ことを確実に防止することができるとともに、ファスナを常に良好な状態に保つことができる。
【０００８】
上記ファスナは、前記絶縁体層と前記導電体層とが二層構成物として構成されているとともに、当該二層構成物が、接着剤を介して前記頭部に固定されているとさらに好適である。
このようなファスナによれば、絶縁体層および導電体層を備えた二層構成物が、接着剤（例えば、エポキシ系接着剤）を介して頭部に固定されることとなるので、容易かつ迅速にファスナを製造することができるとともに、製造コストの低減化を図ることができる。
【０００９】
上記ファスナは、前記絶縁体層および前記導電体層がそれぞれ、溶射または塗布焼成法により形成されているとさらに好適である。
このようなファスナによれば、絶縁体層および導電体層はそれぞれ、溶射または塗布焼成法により形成されることとなるので、容易かつ迅速にファスナを製造することができるとともに、製造コストの低減化を図ることができる。
【００１０】
本発明による航空機組立品は、導電性を有する樹脂材料を主たる要素として構成された外板と、この外板を内側から支持する構造材と、これら外板と構造材とを結合するファスナとを具備した航空機組立品であって、前記ファスナが、上記ファスナであることを特徴とする。
本発明による航空機組立品によれば、ファスナ本体の方へ流れようとする電撃電流が、絶縁体層により完全に遮断されることとなるので、導電性を有する樹脂材料への電撃電流の導入を完全に防止することができ、電撃電流により導電性を有する樹脂材料が損傷してしまうことを完全に防止することができる。
また、ファスナ本体の方へは電撃電流が流れないようになっているので、従来、構造材とファスナのカラーとの間に必要とされたDI（Dielectric Insulator：絶縁板）、およびファスナの雄ネジ部の先端部とファスナのカラーの全体を覆うように取り付けられていた（カラーから二次的に放電するストリーマを防止するために取り付けられていた）絶縁ゴム製のキャップをすべてなくすことができ、機体重量を大幅に低減させることができる。
なお、ここでいう樹脂材料には、CFRP（炭素繊維強化樹脂）等の繊維強化樹脂材料が含まれる。
【００１１】
上記航空機組立品は、前記導電性を有する樹脂材料の外側表面に、導電性を有する部材が積層されているとともに、前記導電体層と、前記導電性を有する部材とが、電気的に接続されていればさらに好適である。
このような航空機組立品によれば、仮に、導電体層に雷が直撃したとしても電撃電流を導電性を有する部材の方へスムーズに流すことができ、また、導電性を有する部材の一側（例えば、図２において左側）から流れてきた電撃電流を、導電体層を通して導電性を有する部材の他側（例えば、図２において右側）へスムーズに流すことができる。
なお、ここでいう樹脂材料には、CFRP（炭素繊維強化樹脂）等の繊維強化樹脂材料が含まれる。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によるファスナによれば、外板の表面に沿って流れる電撃電流を阻害することなく、かつ、紫外線等の環境による劣化や砂塵や氷塊、雨滴等の衝突による損傷を防止することができるという効果を奏する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１３】
以下、本発明による耐雷型のファスナ（Fastener）の第１実施形態を、図面を参照しながら説明する。
図１に示すように、本実施形態による耐雷型のファスナ（以下、「ファスナ」という）１は、円柱形状の軸部（シャンク：Shank）２、および軸部２の一端側に設けられ、軸部２から遠ざかるにつれて拡径する略円錐台形状の頭部（フラッシュ・ヘッド：Flush Head）３を有するファスナ本体４と、頭部３の一端面（図１（ａ）において上側の端面）を覆うように配置された絶縁体層５と、絶縁体層５の一端面（図１（ａ）において上側の端面）を覆うように配置された導電体層６と、固定手段７とを主たる要素として構成されたものである。
【００１４】
ファスナ本体４は、軸部２と頭部３とが一体に形成されたものであり、例えば、チタン（Ti-6Al-4V：アニール材）やインコネル等の合金を用いて作製されている。
軸部２の他端部（図１（ａ）において下側の端部）には、後述するカラー（ナット）の雌ネジ部と螺合する雄ネジ部２ａが形成されている。
頭部３は、その外径Ｄ１が軸部２の外径Ｄ２の例えば２倍程度以上の寸法となるように形成されており、頭部３の周縁部には、板厚方向に貫通した貫通穴３ａが複数個（本実施形態では２２個）設けられている。
【００１５】
絶縁体層５は、その外径が頭部３の外径Ｄ１と同じ（若しくは略同じ）寸法となるように形成された円盤状の部材であり、例えば、GFRP（ガラス繊維硬化樹脂）を用いて作製されている。絶縁体層５の周縁部には、頭部３の周縁部に設けられた貫通穴３ａに対応した箇所に、板厚方向に貫通した貫通穴（図示せず）が複数個（本実施形態では２２個）設けられている。絶縁体層５は、その板厚が、例えば、１．０mmとされており、MIL-STD-1757A Zone１の雷撃試験電圧（約４０kV）に対しても十分な絶縁耐力を有するように構成されている。絶縁体層５としてGFRPを使用した場合、GFRPの絶縁耐力は安全サイドで見積っても４０ｋＶ／ｍｍであるから、板厚１．０mmでMIL-STD-1757A Zone１の雷撃試験電圧（約４０kV）を受けたとしても十分な絶縁耐力を有することとなる。
【００１６】
導電体層６は、その外径が頭部３の外径Ｄ１よりも大きい（例えば、１．０ｍｍ大きい）寸法となり、その板厚が絶縁体層５の板厚よりも薄い（若しくは絶縁体層５の板厚と略同じ）寸法となるように形成された円盤状の部材である。導電体層６は、例えば、CRES（Corrosion REsistive Steel）やベリリウム銅等のバネの強い金属（すなわち、容易に塑性変形しない金属）を用いて作製されている。導電体層６の周縁部には、絶縁体層５の周縁部に設けられた貫通穴に対応した箇所に、板厚方向に貫通した貫通穴６ａが複数個（本実施形態では２２個）設けられている。
固定手段７は、例えば、ポリ４フッ化エチレンやケブラーからなる糸状の部材で、図１のように、頭部３の貫通穴３ａ、絶縁体層５の貫通穴、および導電体層６の貫通穴６ａに通されて、頭部３、絶縁体層５、および導電体層６に縫いつけられることにより、これら頭部３、絶縁体層５、および導電体層６を互いに固定（連結）するものである。
【００１７】
以上説明したファスナ１は、以下の手順で製造される。
（１）軸部２の他端部に雄ネジ部２ａが形成され、頭部３の周縁部に複数個の貫通穴３ａが形成されたファスナ本体４と、硬化する前（プリプレグ状態）の絶縁体層５と、周縁部に複数個の貫通穴６ａが形成された導電体層６とを準備する。
（２）頭部３の一端面上に絶縁体層５を載せ、さらにこの絶縁体層５の一端面上に、貫通穴６ａの位置と貫通穴３ａの位置とが一致するように導電体層６を載せる。
（３）固定手段７を頭部３の貫通穴３ａ、絶縁体層５の貫通穴、および導電体層６の貫通穴６ａに通して、頭部３、絶縁体層５、および導電体層６が互いに分離しないように縫いつける。
（４）オートクレーブ内に入れてキュア（加熱成形）する。
【００１８】
このようにして製造されたファスナ１は、例えば、図２（固定手段７は図示せず）に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられる。なお、ファスナ１により外板１０と構造材１１とが結合されて航空機組立品（例えば、主翼組立品、尾翼組立品、胴体組立品等）Ａとなる。
外板１０は、主として導電性（アルミニウムの1/100〜1/1000程度の導電性）を有する樹脂材料（例えば、CFRP（炭素繊維強化樹脂）であって、以下、「CFRP」という）１２からなり、その表面（組み立て後、外側に位置する面）全体および裏面（組み立て後、内側に位置する面）全体には、絶縁性を有する樹脂材料（例えば、GFRP（ガラス繊維硬化樹脂）であって、以下、「GFRP」という）１３，１４が積層されている。
また、CFRP１２の表面側に位置するGFRP１３の表面（組み立て後、外側に位置する面）には、その全体が導電性を有するメッシュ状（若しくは板状）の部材（例えば、銅であって、以下、「導電性メッシュ」という）１５が積層されている。
【００１９】
構造材１１は、例えば、アルミ合金やチタン材、またはCFRP（炭素繊維強化樹脂）からなり、GFRP１４の裏面（組み立て後、内側に位置する面）上の所定位置に配置されている。
GFRP１４の裏面上に構造材１１が配置された構造物の所定位置には、これら外板１０および構造物１１を板厚方向に貫通するとともに、ファスナ１を受け入れることができる凹所（穴）１６があけられている。そして、各凹所１６には、ファスナ１が収められており、構造材１１の裏面から内側に突出する雄ネジ部２ａには、例えば、チタンやインコネル等の合金を用いて作製されたカラー（ナット）１７が締結されている。また、雄ネジ部２ａにカラー１７が締結された状態で、導電体層６の周縁部に位置する裏面が導電性メッシュ１５の表面と接触するようになっている。
なお、図２において、導電体層６はその板厚分だけ導電性メッシュ１５の表面から外側に突出するようになっているが、導電体層６の板厚は、０．数mm以下とされており、また、導電体層６および導電性メッシュ１５の表面には、最終的に塗装（ペイント）が施されることとなるため、塗装後における外板１０の表面は略面一な状態となる。
【００２０】
本実施形態によるファスナ１によれば、紫外線を受けやすく、航空機運用中に砂塵や氷塊、雨滴等が衝突するおそれのある最も外側の箇所を、例えば、銅やステンレス鋼等の金属からなる導電体層６で覆うようにしているので、導電体層６のすぐ内側に設けられた絶縁体層５が、紫外線や固形物等により損傷してしまうことを防止することができる。
また、導電体層６とファスナ本体４との間には、絶縁体層５が配置されているので、仮に、導電体層６に雷が直撃したとしてもファスナ本体４の方へ流れようとする電撃電流を完全に遮断することができる。
さらに、頭部３、絶縁体層５、および導電体層６は、固定手段７により縫いつけられた後、オートクレーブ内に入れられてキュア（加熱成形）して製造されているので、航空機運用中に、導電体層６が絶縁体層５から、あるいは絶縁体層５が頭部３からピールオフする（剥がれ落ちる）ことを確実に防止することができるとともに、ファスナ１を常に良好な状態に保つことができる。
【００２１】
さらにまた、本実施形態によるファスナ１が、例えば、図２に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合には、導電体層６の周縁部に位置する裏面が導電性メッシュ１５の表面と接触するようになっているので、仮に、導電体層６に雷が直撃したとしても電撃電流を導電性メッシュ１５の方へスムーズに流すことができ、また、導電性メッシュ１５の一側（例えば、図２において左側）から流れてきた電撃電流を、導電体層６を通して導電性メッシュ１５の他側（例えば、図２において右側）へスムーズに流すことができる。
さらにまた、ファスナ本体４の方へ流れようとする電撃電流が、絶縁体層５により完全に遮断されることとなるので、CFRP１２への電撃電流の導入を完全に防止することができ、電撃電流によりCFRP１２が損傷してしまうことを完全に防止することができる。
さらにまた、本実施形態によるファスナ１によれば、ファスナ本体４の方へは電撃電流が流れないようになっているので、従来、構造材１１とカラー１７との間にスパーク防止のために必要とされたDI（Dielectric Insulator：絶縁板）、および雄ネジ部２ａの先端部とカラー１７の全体を覆うように取り付けられていた（カラー１７から二次的に放電するストリーマを防止するために取り付けられていた）絶縁ゴム製のキャップをすべてなくすことができ、機体重量を大幅に低減させることができる。
【００２２】
本発明によるファスナの第２実施形態を、図３を用いて説明する。
本実施形態におけるファスナ２０は、前述した導電体層６の代わりに、貫通穴６ａよりも半径方向外側に位置する周縁端部がファスナ本体４の側（図３において下側）に曲げられた（向けられた）導電体層２１が設けられているという点で前述した実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した第１実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。
【００２３】
本実施形態によるファスナ２０によれば、例えば、図２に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合に、導電体層２１の周縁端部に位置する裏面を導電性メッシュ１５の表面により密着して接触させることができ、導電体層２１の周縁端部に位置する裏面と、導電性メッシュ１５の表面との接触をより確実なものとすることができるので、仮に、導電体層６に雷が直撃したとしても電撃電流を導電性メッシュ１５の方へよりスムーズに流すことができ、また、導電性メッシュ１５の一側（例えば、図２において左側）から流れてきた電撃電流を、導電体層６を通して導電性メッシュ１５の他側（例えば、図２において右側）へよりスムーズに流すことができる。
その他の作用効果は前述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではその説明を省略する。
【００２４】
本発明によるファスナの第３実施形態を、図４を用いて説明する。
本実施形態におけるファスナ３０は、絶縁体層５の表面に導電体層６が積層された二層構成物３１が、接着剤（図示せず）を介してファスナ本体４の頭部３に固定されている（取り付けられている）という点で前述した第１実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した第１実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。
【００２５】
本実施形態においては、絶縁体層５として板厚１．０mmのGFRPを使用し、導電体層６として板厚０．２ｍｍ（板厚３０μｍ程度のものでも差し支えない）の銅箔を使用している。
また、接着剤として、エポキシ系接着剤（例えば、Hysol−Dexter社製のエポキシ系接着剤EA9396）を使用している。
【００２６】
以上説明したファスナ３０は、以下の手順で製造される。
（１）硬化する前（プリプレグ状態）の絶縁体層５の表面（上）に導電体層６を積層し（載せ）、エポキシ樹脂を用いて含浸させた後、加熱硬化させることにより二層構成物３１を製作する。
（２）軸部２の他端部に雄ネジ部２ａが形成されたファスナ本体４を準備し、頭部３の一端面（表面）に投射材粒子（例えば、金属、セラミックス、ガラス等の硬質粒子で、平均粒径が２００μｍ以下のもの（より好ましくは１０μｍ以上１００μｍ以下のもの））を投射して、頭部３の表面を粗面化させるための前処理を行う（このような処理は一般に「ショットブラスト」とも呼ばれる）。
なお、ショットブラストの代わりに、サンドペーパー等を用いて頭部３の表面を粗面化させることもできる。
（３）導電体層６の表面（外側面）に、サンディングによるウォーターブレイクフリー処理（水が弾かなくなるまでサンディングする方法）を施す。
（４）頭部３の一端面上に接着剤を塗布した後、その上に二層構成物３１を載せ、接着剤を硬化させることにより二層構成物３１を頭部３に固定する。
【００２７】
本実施形態によるファスナ３０によれば、紫外線を受けやすく、航空機運用中に砂塵や氷塊、雨滴等が衝突するおそれのある最も外側の箇所を、例えば、銅やステンレス鋼等の金属からなる導電体層６で覆うようにしているので、導電体層６のすぐ内側に設けられた絶縁体層５が、紫外線や固形物等により損傷してしまうことを防止することができる。
また、導電体層６とファスナ本体４との間には、絶縁体層５が配置されているので、仮に、導電体層６に雷が直撃したとしてもファスナ本体４の方へ流れようとする電撃電流を完全に遮断することができる。
さらに、絶縁体層５および導電体層６を備えた二層構成物３１が接着剤を介して頭部３に固定されているので、前述した第１実施形態のものよりも容易かつ迅速にファスナ３０を製造することができるとともに、製造コストの低減化を図ることができる。
さらにまた、頭部３の表面には、当該表面を粗面化させるための前処理が施されているので、二層構成物３１を頭部３に対して確実に（堅固に）固定することができるとともに、航空機運用中に、二層構成物３１が頭部３からピールオフする（剥がれ落ちる）ことを確実に防止することができるとともに、ファスナ３０を常に良好な状態に保つことができる。
【００２８】
さらにまた、本実施形態によるファスナ３０が、例えば、図２に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合には、導電体層６の周縁部に位置する裏面が導電性メッシュ１５の表面と接触するようになっているので、仮に、導電体層６に雷が直撃したとしても電撃電流を導電性メッシュ１５の方へスムーズに流すことができ、また、導電性メッシュ１５の一側（例えば、図２において左側）から流れてきた電撃電流を、導電体層６を通して導電性メッシュ１５の他側（例えば、図２において右側）へスムーズに流すことができる。
さらにまた、ファスナ本体４の方へ流れようとする電撃電流が、絶縁体層５により完全に遮断されることとなるので、CFRP１２への電撃電流の導入を完全に防止することができ、電撃電流によりCFRP１２が損傷してしまうことを完全に防止することができる。
さらにまた、本実施形態によるファスナ３０によれば、ファスナ本体４の方へは電撃電流が流れないようになっているので、従来、構造材１１とカラー１７との間にスパーク防止のために必要とされたDI（Dielectric Insulator：絶縁板）、および雄ネジ部２ａの先端部とカラー１７の全体を覆うように取り付けられていた（カラー１７から二次的に放電するストリーマを防止するために取り付けられていた）絶縁ゴム製のキャップをすべてなくすことができ、機体重量を大幅に低減させることができる。
【００２９】
本発明によるファスナの第４実施形態を、図５を用いて説明する。
本実施形態におけるファスナ４０は、前述した導電体層６の代わりに、貫通穴６ａよりも半径方向外側に位置する周縁端部がファスナ本体４の側（図５において下側）に曲げられた（向けられた）導電体層２１が設けられているという点で前述した第３実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した第３実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した第３実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。
【００３０】
本実施形態によるファスナ４０によれば、例えば、図２に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合に、導電体層２１の周縁端部に位置する裏面を導電性メッシュ１５の表面により密着して接触させることができ、導電体層２１の周縁端部に位置する裏面と、導電性メッシュ１５の表面との接触をより確実なものとすることができるので、仮に、導電体層６に雷が直撃したとしても電撃電流を導電性メッシュ１５の方へよりスムーズに流すことができ、また、導電性メッシュ１５の一側（例えば、図２において左側）から流れてきた電撃電流を、導電体層６を通して導電性メッシュ１５の他側（例えば、図２において右側）へよりスムーズに流すことができる。
その他の作用効果は前述した第３実施形態のものと同じであるので、ここではその説明を省略する。
【００３１】
なお、本発明は上述した実施形態のものに限定されるものではなく、二層構成物３１の代わりに、絶縁体層５として板厚１２５μｍのPET（例えば、東レ社製のルミナー）を使用し、導電体層６として板厚３０μｍの銅箔を使用した二層構成物を採用することもできる。
このように、絶縁体層５としてPETを使用することにより、絶縁体層５の厚みを大幅に低減させることができるとともに、ファスナ一つあたりの重量を大幅に低減させることができる。
なお、GFRPの絶縁破壊電圧は約４０kV／mmであるのに対して、PET（二軸延伸ポリエチレンテレフタレート）の絶縁破壊電圧は約３００kV／mmである。
また、絶縁体層５として東レ社製のルミナーを使用する場合には、その厚みを１００μｍ、１２５μｍ、１８８μｍ、２１０μｍ、２５０μｍのいずれかとすることが好ましい。
【００３２】
さらに、二層構成物３１の代わりに、絶縁体層５として板厚１２５μｍのポリイミド（カプトン）を使用し、導電体層６として板厚３０μｍの銅箔を使用した二層構成物を採用することもできる。
このように、絶縁体層５としてポリイミドを使用することにより、絶縁体層５の厚みを大幅に低減させることができるとともに、ファスナ一つあたりの重量を大幅に低減させることができる。
なお、GFRPの絶縁破壊電圧は約４０kV／mmであるのに対して、ポリイミドの絶縁破壊電圧は約３００kV／mmである。
また、このように絶縁体層５としてポリイミドを使用する場合には、上述したエポキシ系接着剤（例えば、Hysol−Dexter社製のエポキシ系接着剤EA9396）を用いる代わりに、ポリイミド層を用いて熱融着させることにより二層構成物を頭部３に固定することもできる。
【００３３】
さらにまた、二層構成物３１の代わりに、絶縁体層５として板厚１２５μｍの二軸延伸ポリエチレンナフタレート（PEN）（例えば、テイジン社製のテオネックス）を使用し、導電体層６として板厚３０μｍの銅箔を使用した二層構成物を採用することもできる。
このように、絶縁体層５としてPENを使用することにより、絶縁体層５の厚みを大幅に低減させることができるとともに、ファスナ一つあたりの重量を大幅に低減させることができる。
なお、GFRPの絶縁破壊電圧は約４０kV／mmであるのに対して、PEN（二軸延伸ポリエチレンテレフタレートフィルム）の絶縁破壊電圧は３００kV／mm〜４００kV／mmである。
また、絶縁体層５としてテイジン社製のテオネックスを使用する場合には、その厚みを７５μｍ、１００μｍ、１２５μｍ、１８８μｍ、２５０μｍのいずれかとすることが好ましい。
【００３４】
さらにまた、二層構成物を頭部３の表面に接着する（熱融着させる）代わりに、溶射（例えば、プラズマ溶射、アーク系溶射、あるいはHVOF溶射等）を用いて、頭部３の表面に絶縁体層５および導電体層６を形成させるようにすることもできる。
具体的には、頭部３の表面にアルミナ絶縁層を溶射し、その上に銅導電層を溶射することとなる。
なお、絶縁体層５はアルミナに限定されるものではなく、また、溶射によるコーティングは、存在する空孔のために絶縁性が劣ることから、シリコーン系やポリイミド系の溶液を含浸して封孔処理して絶縁性を向上させることができる。
【００３５】
さらにまた、二層構成物を頭部３の表面に接着する（熱融着させる）代わりに、塗布焼成法を用いて、頭部３の表面に絶縁体層５および導電体層６を形成させるようにすることもできる。
具体的には、ポリイミドのワニス（溶液）、例えば、宇部興産社製のポリイミドワニス（「U−ワニス」）を用いて、塗布／乾燥／焼成によりポリイミドを頭部３の表面にコーティングする。なお、ポリイミド層の厚みを増すためには、塗布／乾燥／焼成の工程を繰返し行えばよい。
つづいて、ポリイミド層の表面に、銀ペーストを塗布することにより、導電層を形成する。
【００３６】
さらにまた、図６に示すように、絶縁体層５の外径が、導電体層６の外径と同じ（若しくは略同じ）、すなわち、頭部３の外径Ｄ１よりも大きい（例えば、１．０ｍｍ大きい）寸法を有するものであればさらに好適である。
これにより、ファスナ本体４の方へ流れようとする電撃電流が、絶縁体層５により完全に遮断されることとなるので、CFRP１２への電撃電流の導入を完全に防止することができ、電撃電流によりCFRP１２が損傷してしまうことを完全に防止することができる。
【００３７】
さらにまた、図６に示すように、頭部３の半径方向外側に位置する周縁部に、周方向に沿って第２の絶縁体層５ａが設けられているとさらに好適である。
これにより、落雷の２次的な放電による電流の流入を防止することができる。
【００３８】
さらにまた、軸部２を導電性のコンパウンドを用いてウェット・インストールすることもできる。これにより、軸部２とCFRP１２との接触をより確実なものとし、電撃時（落雷時）のファスナ電位をより低く固定することができる。
【図面の簡単な説明】
【００３９】
【図１】本発明によるファスナの第１実施形態を示す図であって、（ａ）は正面図、（ｂ）は上方から見た斜視図、（ｃ）は下方から見た斜視図である。
【図２】図１に示すファスナにより外板と構造材とが結合された状態を示す航空機組立品の縦断面図である。
【図３】本発明によるファスナの第２実施形態を示す正面図である。
【図４】本発明によるファスナの第３実施形態を示す正面図である。
【図５】本発明によるファスナの第４実施形態を示す正面図である。
【図６】本発明によるファスナの他の実施形態を示す要部拡大断面図である。
【符号の説明】
【００４０】
１  ファスナ
３  頭部
５  絶縁体層
６  導電体層
７  固定手段
１０  外板
１１  構造材
１２  CFRP（導電性を有する樹脂材料）
１５  導電性メッシュ（導電性を有する部材）
２０  ファスナ
２１  導電体層
３０  ファスナ
３１  二層構成物
４０  ファスナ
４１  二層構成物
Ａ  航空機組立品
【図１】
0004786426.tif 000002
【図２】
0004786426.tif 000003
【図３】
0004786426.tif 000004
【図４】
0004786426.tif 000005
【図５】
0004786426.tif 000006
【図６】
0004786426.tif 000007