(57)【要約】  落雷から保護された導電性の複合構造は、外表面上に一列に配置されて締結具の中心線の少なくとも一部を覆う導体材料を含む。貫通孔が締結具の中心線に沿って、導体材料及び下部構造シェル内へと延びている。これらの貫通孔は、構造シェル内に皿状の入口部を有し、この入口部は、貫通孔内の締結具が構造の外表面上の導体材料と電気的連続性又は連絡を持たないような深さを有している。貫通孔の皿状の入口部における、締結具のヘッドと構造と同延の外表面とのギャップは、誘電性又は非導電性の材料によって充填される。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
下部構造１６０、
複合材料からなる複数の層１２０と、その外部表面上に配置される導体材料１３０からなる一の層とを含む構造用複合外皮１１０、
各々が皿状の入口部分を有し且つ導体材料１３０と複合材料１２０とを貫通して下部構造１６０中に延びる複数の貫通孔１１２、
各々が貫通孔１１２に受容されて外皮１１０を下部構造１６０に固定する複数の締結具１４２、並びに
締結具１４２が貫通孔１１２に受容されるとき、各々が貫通孔１１２の皿状の入口内に受容される実質的に非導電性の複数のプラグ１２５
を備える構造１００であって、
締結具１４２が貫通孔１１２内に配置され、且つプラグ１２５が皿状の入口部に位置するとき、締結具１４２が導体材料１３０から実質的に絶縁されるように、貫通孔１１２が外皮１１０中に皿状の入口部を有する
構造。
【請求項２】
下部構造１６０が実質的に導電性である、請求項１に記載の構造。
【請求項３】
下部構造１６０が、液体を収容するように構成された内部容積１５５を含む、請求項１又は２に記載の構造。
【請求項４】
構造１００が宇宙産業用のコンポーネントである、請求項１又は２に記載の構造。
【請求項５】
構造１００が航空機である、請求項１又は２に記載の構造。
【請求項６】
複合材料１２０が炭素繊維を含む、請求項１に記載の構造。
【請求項７】
導体材料１３０が金属を含む、請求項１に記載の構造。
【請求項８】
プラグが非導電性のフェノール樹脂からなる基質中にガラス繊維を含む、請求項１に記載の構造。
【請求項９】
導体材料が発泡させた（expanded）アルミニウム箔を含む、請求項８に記載の構造。
【請求項１０】
複合材料からなる複数の層１２０、
複合材料からなる層１２０の外部表面上に配置される導体材料１３０からなる一の層、並びに
各々が皿状の入口部分を有し且つ導体材料１３０と複合材料１２０とを貫通する複数の貫通孔１１２、
を備えた構造用複合外皮１１０であって、
貫通孔１１２が、それぞれ一の締結具１４２を受けることにより、外皮１１０が下部構造１６０に固定可能となるように構成されており、且つ
貫通孔１１２が皿状の入口部を有することにより、締結具が貫通孔１１２に受容されて皿状の入口部が実質的に非導電性のプラグ１２５で塞がれるとき、締結具１４２が導体材料１３０から実質的に絶縁される
構造用複合外皮。
【請求項１１】
貫通孔１１２が外皮１１０中に、少なくとも約１ｍｍの深さの皿状の入口部を有する、請求項８に記載の構造。
【請求項１２】
外皮１１０は航空機に使用されるためのものである、請求項８又は９に記載の構造。
【請求項１３】
落雷から保護された航空機構造を製造する方法であって、
導電性の複合材料を含む外皮を備え、且つ締結具の取り付け位置を有する構造であって、外皮が、締結具取り付け位置においてその外表面上に導体材料を含む構造を選択するステップ、
締結具の取り付け位置において、外皮中に皿状の入口部を有する貫通孔を形成するステップ、
締結具が導体材料から電気的に絶縁されるように、貫通孔内の締結具によって下部構造に構造を取り付けるステップ、並びに
締結具と、シェルの外表面の間の空間を、非導電性の材料で充填するステップ
を含む方法。
【請求項１４】
充填するステップが更に、フェノール樹脂からなる基質中にガラス繊維を含む誘電性の材料で空間を充填することを含む、請求項１３に記載の方法。
【請求項１５】
充填するステップが更に、エポキシ樹脂からなる基質中にガラス繊維を含む誘電性の材料で空間を充填することを含む、請求項１３に記載の方法。
【請求項１６】
導体材料が、発泡させたアルミニウム箔を含む、請求項１４又は１５に記載の方法。
【請求項１７】
取り付けるステップが更に、締結具のヘッドと導体材料の間に少なくとも約１ｍｍのギャップができるように構造を下部構造に取り付けることを含む、請求項１３に記載の方法。
【請求項１８】
選択するステップが更に、締結具の中心線に沿って発泡させたアルミニウム箔からなるストリップを含む構造用外皮を選択することを含む、請求項１３に記載の方法。
【請求項１９】
選択するステップが更に、固体金属箔又は金属性の網目状ストリップを含む構造用外皮を選択することを含む、請求項１３に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本明細書に記載する実施形態は、概して、航空宇宙産業において使用される締結具に関し、具体的には、複合材料又は非導体材料の締結に使用されると落雷からの保護を提供する締結具に関する。
【背景技術】
【０００２】
炭素繊維強化プラスチック等の複合材料の使用は、複合材料の技術が進化するにつれて益々一般的になっている。複合材料の使用により、設計者は、金属構造と比較して構造性能を向上させることができ、且つ重量を低減できる。複合構造の使用に関する主な課題は、金属と比較した場合に落雷の影響を受け易いことである。
アルミニウム構造等の金属構造は、導電性が高いという材料特性を有することと、金属性の締結具によって互いに固定された構造用コンポーネント間の抵抗性が低いことから、そのままで落雷からの保護層となる。アルミニウムの導電性が高いことにより、落雷の電流は、構造内における発火やアルミニウム外皮の破裂を含む悪影響を生じずに構造を通り抜ける。金属のための対落雷保護は、一般的に、外皮の厚みを大きくすることと、発火を防止する方法を使用して接合部を固定することとによって行われる。
【０００３】
炭素繊維強化プラスチック等の複合構造の対落雷保護は、その高い電気抵抗と多層構造により、複雑性が高い。複合材料の表面に落雷があったとき、落雷の電流は表面で高く、下部構造に取り付けられた金属製の締結具に進入する。このような電流は、複合構造内部に発火源を形成する場合がある。（構造が金属製であり、外皮が複合材料である場合、有意な量の落雷の電流が下部構造内に流入する。これにより、締結具と構造要素の間にアーク放電及び火花が生じうる。）このような下部のコンポーネントは、例えば炭素繊維強化プラスチック（CＦＲＰ）構造のような金属性又は導電性の複合材料を含みうる。一般に、構造を固定して構造内に貫入する金属性締結具の上側表面は、直接落雷に曝される。その結果、落雷の電流が締結具を介して外皮及び構造用コンポーネントに侵入する際、これらの締結具から、導電性の複合構造内部における火花／アーク放電の影響を受けることになる。
【０００４】
図１及び２は、構造１５（一部のみを示す）の下部金属構造２５にＣＦＲＰ構造外皮１０を取り付けるために使用される締結具のヘッドに対する直接の落雷２０が及ぼす可能性のある影響を示している。下部金属構造２０と、航空機構造（図示しない）に対するその複数の取り付け地点が導電性を有することにより、落雷の電流を構造容積３０に引き込みうる条件が形成される。矢印１６が示すように、エネルギーは外皮１０の外表面から外皮１０の中へと流れる。このようなエネルギーの流れは、締結具１４から内部３０へと出てゆく可能性のある「ホットパーティクル」１８を生成するのに十分に大きい。
ホットパーティクル又は火花を生成することなく落雷による大きな電流を流すことのできる締結具アセンブリを有する有利な構造がある。また、航空機の構造への直接的な取り付けを回避し、翼構造の外皮の取り付け具を覆うパッチを利用することにより、落雷から翼構造を遮蔽する構造取り付け方法もある。しかしながら、これらの方法は、実施が困難且つコスト高であるという製造上の課題を有する。
【０００５】
従って、導電性の複合外皮を有する構造を、落雷に起因する電流及び電圧量の急増から遮蔽するか、又は他の方法で保護することが望ましい。保護技術は常套的な製造工程において比較的簡単に実施できるものでなければならない。更に、構造を落雷から保護する技術に望ましい他の機能及び特徴は、後述の概要、詳細な説明及び請求の範囲と、添付図面及び上述の技術範囲及び背景から明らかになるであろう。
【発明の概要】
【０００６】
一実施形態では、対落雷保護の導電性複合構造は、液体を収容するように構成された半導電又は非導電の構造シェルを含む。導体材料は、少なくとも部分的に締結具の中心線を覆うように、導体構造の外表面上に一列に配置される。貫通孔が締結具の中心線に沿って導体材料及び下部構造シェルを通る。これらの貫通孔は、構造シェルを航空機の下部構造に固定する締結具を受けるように構成されている。貫通孔は、締結具が同貫通孔内において構造の外表面上の導体材料との電気的連続性を失う深さまで、構造シェル内に更に広がっている。締結具のヘッドと、構造の同延の外表面の間の、皿状に広がる貫通孔のギャップは、誘電性又は非導電性の材料で充填される。
【０００７】
別の例示的実施形態では、落雷から保護された航空機構造の製造方法が提供される。本方法は、導電性の複合材料からなるシェルを有する構造と、締結具の中心線に沿った締結具の位置を選択するステップを含む。導体材料は、締結具の中心線の位置に沿ってシェルの外表面に配置される。本方法は、更に、シェル内において、締結具の中心線上に位置する締結地点に締結具のヘッドを受けるために皿状に広がる孔を形成するステップと、締結具のヘッド部分が導体材料と電気的に接触しないように広がった孔内の締結具によって航空機構造に構造を取り付けるステップとを含む。加えて、本方法は、締結具のヘッド部分とシェルの外表面の間のギャップを非導電性又は誘電性の材料で充填するステップを含む。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】一般的な構造の先行技術による部分の概略的部分断面図であり、ヘッドが落雷に曝されている締結具によって下部構造に固定された構造の外皮を示す。
【図２】図１の先行技術による構造部の上面図である。
【図３】例示的な一実施形態による構造の一部の概略的断面図である。
【図４】図３の例示的実施形態の上面図である。
【図５】図３の一部の拡大断面図であり、固定具のヘッドと導電ストリップの間のギャップを示す。
【図６】別の例示的実施形態による構造の一部の概略的断面図であり、落雷とエネルギーの散逸方向とを示す。
【図７】図６の上面図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
例示的な一実施形態によれば、導電性複合構造は、外表面上に延びて雷を生成する環境に曝される導電性の層又はストリップを有する。この導体層は、複合構造の製造工程の間に、導体構造の外皮の外表面に埋設することができる。例えば、効率的には、導体層は、構造外皮の硬化行程の間に外皮に接着させることができる。或いは、宇宙産業における使用に適した接着剤を用いて構造の外皮に導体ストリップを固着させることができる。いずれの場合も、通常の使用条件下において構造の外皮から分離しないように、導体層を緊密に接着させる必要がある。この条件には、例えば、材料の熱伝導率の係数が異なることに起因する構造外皮と導体層の間の拡張の差異が含まれる。加えて、翼が搭載されると構造は或る程度屈曲することが予測され、この屈曲が構造外表面からの導体層の分離を引き起こしてはならない。
一実施形態では、導体層が、航空機の下部構造に構造を搭載するための締結具が貫通する構造外皮の領域を覆う。これらの締結具は通常所定の締結具中心線に沿って配置されるので、導体層の一実施形態は、少なくとも締結具中心線を覆う導体材料からなるストリップを含む。導体層は、それ自体を通して航空機構造に電流を流して接地システムに伝達することにより、落雷のエネルギーを散逸させることができるのに十分な幅及び／又は厚さを有していなければならない。従って、導体層の寸法は、使用される材料と、製造の容易さ等その他の要因に応じて決まる。一実施形態では、ストリップは金属性である。例えば、発泡させた（expanded）アルミニウム箔からなるストリップは軽量伝導体として有用であるが、他の適切な金属性ストリップも使用可能である。例えば、網目状の金属製ストリップは軽量の良質な伝導体となる。
【００１０】
一実施形態によれば、構造外皮を下部構造に取り付ける締結具は外皮に設けられた孔を貫通して延びる。このような孔は、構造外皮の外表面に皿状に広がる入口を持ち、よって締結具のヘッドが外皮の外表面より下に位置して、構造外皮の外表面上にある導体層と接触することがない。沈んだ位置にある締結具のヘッドは、誘電性又は非導電性の材料からなるプラグによって覆われる。従って、プラグ又は周囲の導体ストリップからの電気的連絡又は連続性は、ゼロでない場合も最小限に抑えられる。結果として、落雷のエネルギーは導体層に沿って散逸し、締結具のヘッドから端部まで長さ方向に伝わって構造内部に入り込むことはない。誘電性又は非導電性のプラグは、しっかりと接着され、通常の使用条件下において皿状の入口を有する貫通孔領域からの分離に対する抵抗性を有しなければならない。この条件には、例えば、材料の熱伝導率の係数が異なることに起因する構造外皮とプラグ材の間の拡張の差異が含まれる。加えて、翼が搭載されると構造は或る程度屈曲することが予測され、この屈曲が皿状の入口を有する貫通孔からのプラグの分離を引き起こしてはならない。
【００１１】
図３、４、及び５に示すように、構造１００は、複合材料からなる複数の層１２０を含む構造外皮１１０を有している。図示の例示的実施形態では、複合材料１２０は、例えば、五つの層１２２、１２４、１２９、１２６及び１２８を含む。図５及び７に示すように、構造外皮１１０は、外部導体ストリップ１３０も含むことができる。多数の実施形態において、導体ストリップ１３０は締結具の中心線１４０に沿って延びることができる。他の実施形態では、導体ストリップ１３０は、外皮１１０の外表面上に非線形に配置される。
構造外皮１１０は、締結具１４２を受ける大きさを有する複数の貫通孔１２０を有し、締結具の各々は、図５に詳細に示すように、ヘッド１４４、脚部１４６及び端部１４８を含む。貫通孔１１２は、締結具１４２が所定の位置に固定されたときに、締結具のヘッド１４４が外側の導体ストリップ１３０からギャップ１５０だけ下方に位置するように、皿状に広がる入口部を有することができる。外側の導体ストリップ１３０と固定具のヘッド１４４の間における電気的連続性又は連絡の危険を最小化するため、ギャップ１５０の大きさは約１ｍｍ以上であり、多数の実施形態において、約１ｍｍ〜約２５ｍｍとすることができる。図示のように、締結具１４２は、適切なトルクがナット１４５に印加されると、貫通孔１１２及び内部容積１５５を有する導電性の下部構造１６０に貫入することにより、構造外皮１１０を下部構造１６０に固定する。締結具１４２が固定された後で、誘電性又は非導電性の材料からなるプラグ１２５が、締結具のヘッド１４４と導体ストリップ１３０の間のギャップ１５０に隙間無く差し込まれる。プラグ１２５は、締結具のヘッド１４４と密着する。プラグ１２５の誘電性の材料又は非導電性の材料は、例えば、非導電性のフェノール又はエポキシ樹脂からなる基質中のガラス繊維等とすることができる。ギャップ１５０を埋めるプラグ１２５の材料は、導電性表面と構造外皮１１０の間のインピーダンスより大きいインピーダンスを生成する。これは、構造の電流を有意に低下させ、構造容積１５５内における火花又はアーク放電の可能性を低下させることを目的としている。
【００１２】
図６及び７に示すように、締結具のヘッド１４４を覆うプラグ１２５に落雷１７０があった場合、落雷のエネルギーの大部分は矢印１８０が示す方向に外側の導体ストリップ１３０を流れ、例えば航空機の接地システム又は電流のリターンネットワークに達する。エネルギーの一部は、矢印１８５で示すように、構造外皮１１０を通過して下部構造１６０に達する。しかしながら、そのようなエネルギーの流れは非常に小さいので、構造内部の容積１５５内へのアーク放電を起こしたり、構造内部の容積１５５内へのホットパーティクルの飛び出しを招いたりすることはない。締結具１４２により構造内部に有意な量のエネルギーが運び込まれることは一切ない。従って、構造内部の容積１５５は落雷の影響から保護される。
【００１３】
本発明による材料及び用途の他の実施例は、当業者には明らかであろう。例えば、液体を収容する複合タンクを含む複合航空機翼を、落雷から保護された導電性複合材料を用いることにより遮蔽することができる。このような構造は特に、発火源に反応する液体を収容するタンクに適用可能である。多くの実施形態において、構造１００は、航空機、燃料タンク等の宇宙産業で使用されるコンポーネント、或いは内部の導電性要素又は構造も含みうるその他の実質的な複合構造とすることができる。
【００１４】
上述の詳細な説明において少なくとも一つの例示的実施形態を提示したが、多数の変形例が存在することを理解されたい。また、一又は複数の例示的実施形態は実施例に過ぎず、記載された実施形態の範囲、適用性、又は構造をいかなる意味でも制限するものではない。むしろ、前記詳細な説明は、当業者に対し、一又は複数の実施形態を実行するための便利な概要を提供するものである。請求の範囲において規定される範囲及びその法的均等物から逸脱することなく、要素の機能及び配置に様々な変化を加えることができる。更に、請求の範囲は、ここに特定された対落雷保護システム及び方法の具体的な機能を特定するもので、これらは、既存の一請求項の一部を形成する具体的な一つの特徴が、他の継続中の請求項又は新規請求項の一部として等価に再申請することができること、従って本出願が、過度な請求項の列挙及び審査の延長により特許庁に負荷をかけることなく、そのような全ての実施形態を特許化するための十分な支持となるということを認識した上で、特許庁の要件を満たし、且つ迅速な審査を容易にするような好ましい構成にまとめられている。
【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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【国際調査報告】
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