"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耐雷ファスナであって、絶縁体層が、頭部の一端面を覆うように融着されているとともに、前記一端面に形成された係合部と機械的に噛み合っており、前記係合部の周縁部が、周方向に沿って丸みを有していることを特徴とする耐雷ファスナ。前記絶縁体層が、インサート成形により形成されていることを特徴とする請求項1に記載の耐雷ファスナ。前記絶縁体層が、前記係合部の周縁部を包み込むように形成されていることを特徴とする請求項1または2に記載の耐雷ファスナ。前記係合部の表面の少なくとも一部に、微細な凹凸を形成する前処理が施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耐雷ファスナ。前記絶縁体層が、前記係合部の表面との密着性に優れた材料からなることを特徴とする請求項1から4のいずれか一項に記載の耐雷ファスナ。前記絶縁体層が、前記係合部の表面を覆う第一層と、この第一層を覆う層を少なくとも1層を有しており、前記第一層が、前記係合部の表面との密着性に優れた材料からなることを特徴とする請求項1から4のいずれか一項に記載の耐雷ファスナ。前記絶縁体層が、複数回のインサート成形により形成されることを特徴とする請求項6に記載の耐雷ファスナ。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耐雷ファスナであって、頭部の一端面に形成された係合部の周縁部が、周方向に沿って丸みを有していることを特徴とする耐雷ファスナ。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から8のいずれか一項に記載した耐雷ファスナであることを特徴とする航空機組立品。前記耐雷ファスナと前記外板との間が、シーリング材で満たされていることを特徴とする請求項9に記載の航空機組立品。前記外板に穿設された穴と、この穴に対向する前記絶縁体層の面との間に隙間ができるように、前記絶縁体層が形成されていることを特徴とする請求項9または10に記載の航空機組立品。前記絶縁体層の頂面と前記外板の表面とが、面一になるように加工されていることを特徴とする請求項9から11のいずれか一項に記載の航空機組立品。請求項1から8のいずれか一項に記載の耐雷ファスナの製造方法であって、軸部の他端部に雄ネジ部が形成されたファスナ本体を準備し、頭部にファスナ側係合部を加工する段階と、金型を予め射出成形機の型盤に取り付け、前記金型の蓋部材を開き、前記頭部に加工が施された前記ファスナ本体を、前記金型の本体に形成された耐雷ファスナを受け入れる穴部の中に挿入する段階と、前記金型の蓋部材を閉じ、所定の型締力を加えた後、前記頭部の近くに設けられた樹脂の注入点より樹脂を射出充填し、前記頭部に前記絶縁体層を形成させる段階と、を備えていることを特徴とする耐雷ファスナの製造方法。しかしながら、上記文献に開示されたファスナは、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った。本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、航空機運用中の絶縁キャップピールオフを確実に防止することができて、ファスナへの着雷防止効果および信頼性を向上させることができる耐雷ファスナを提供することを目的とする。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。本発明に係る耐雷ファスナは、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耐雷ファスナであって、絶縁体層が、頭部の一端面を覆うように融着されているとともに、前記一端面に形成された係合部と機械的に噛み合っており、前記係合部の周縁部が、周方向に沿って丸みを有している。本発明に係る耐雷ファスナによれば、例えば、図1および図2に示すように、絶縁体層は頭部のファスナ側係合部に融着され取り付けられ、ファスナ側係合部7の外表面と絶縁体層側係合部8の内表面とが、全体的に密着されており、また、図1および図2に示すファスナ側係合部7の凸部7aと絶縁体層側係合部8の凹部8aとが機械的形状的に噛み合うとともに、ファスナ側係合部7の凹部7bと絶縁体層側係合部8の凸部8bとが機械的形状的に噛み合うことにより、絶縁体層5が頭部3に機械的にロックされた固定された状態となるので、航空機運用中に、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、耐雷ファスナ1を常に良好な状態に保つことができる。また、本発明に係る耐雷ファスナによれば、従来の皿頭ファスナでは、皿頭周縁部が鋭いナイフ状に加工されており、着雷前の前駆フェーズにおいて、皿頭周縁部に電界が集中してストリーマが発生し、ファスナへ選択的に着雷することが通常であったが、このような耐雷ファスナによれば、頭部に形成されたファスナ側係合部の周縁部における断面視形状が、例えば、図1および図2に示すような丸みを帯びるように形成されている例えば、0.1mm~0.3mm程度のアールRを有するように加工されているので、着雷直前の前駆フェーズにおける電界集中を防止することができて、絶縁体層の着雷防止効果に加えて耐雷ファスナへの着雷を防止することができる。上記耐雷ファスナにおいて、前記絶縁体層が、インサート成形により形成されているとさらに好適である。このような耐雷ファスナによれば、例えば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層が、インサート成形例えば、射出成形やコンプレッションモールディング等によって頭部のファスナ側係合部に融着され取り付けられ、図1および図2に示すように、ファスナ側係合部7の外表面と絶縁体層側係合部8の内表面とが、全体的に密着するとともに、絶縁体層5自身が有する接着力によって絶縁体層5が頭部3にしっかりと確実に固定されることとなるので、絶縁体層5を頭部3により確実に固定する取り付けることができて、耐雷ファスナ1の信頼性をさらに向上させることができる。また、このような耐雷ファスナによれば、例えば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層が、インサート成形例えば、射出成形やコンプレッションモールディング等によって頭部のファスナ側係合部に取り付けられることとなるので、大量生産が実施可能となり、製造コストの低減化を図ることができる。上記耐雷ファスナにおいて、前記絶縁体層が、前記係合部の周縁部を包み込むように形成されているとさらに好適である。このような耐雷ファスナによれば、ファスナ側係合部の頂面すなわち、ファスナ頭部の頂面およびファスナ側係合部の外周面が絶縁体層で覆われることとなるので、耐雷ファスナへの着雷をより確実に防止することができる。上記耐雷ファスナにおいて、前記係合部の表面の少なくとも一部に、微細な凹凸を形成する前処理が施されているとさらに好適である。このような耐雷ファスナによれば、係合部の表面と絶縁体層との密着性がさらに向上することとなるので、航空機運用中に、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より確実に防止することができ、耐雷ファスナを常に良好な状態に保つことができる。上記耐雷ファスナにおいて、前記絶縁体層の材料が、前記係合部の表面との密着性に優れたもの例えばポリエーテルサルフォンPS,熱硬化性ポリイミド等であるとさらに好適である。このような耐雷ファスナによれば、係合部の表面と絶縁体層との密着性がより一層向上することとなるので、航空機運用中に、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より確実に防止することができ、耐雷ファスナを常に良好な状態に保つことができる。上記耐雷ファスナにおいて、前記絶縁体層が、前記係合部の表面を覆う第一層と、この第一層を覆う層を少なくとも1層有すると好適であり、たとえば、第一層を塗布し第二層はインサート成型、あるいは、第一層と第二層を二段階のインサート成形により形成されており、前記第一層の材料が、前記係合部の表面との密着性に優れたもの例えばポリエーテルサルフォンPS,熱硬化性ポリイミドであるとさらに好適である。このような耐雷ファスナによれば、係合部の表面と絶縁体層との密着性がより一層向上することとなるので、航空機運用中に、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より確実に防止することができ、耐雷ファスナを常に良好な状態に保つことができる。本発明に係る耐雷ファスナは、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耐雷ファスナであって、頭部の一端面に形成された係合部の周縁部が、周方向に沿って丸みを有している。本発明に係る耐雷ファスナによれば、例えば、図1および図2に示すファスナ側係合部7の凸部7aと絶縁体層側係合部8の凹部8aとが機械的に噛み合うとともに、ファスナ側係合部7の凹部7bと絶縁体層側係合部8の凸部8bとが機械的に噛み合うことにより、絶縁体層5が頭部3に機械的にロックされた固定された状態となるので、航空機運用中に、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、耐雷ファスナ1を常に良好な状態に保つことができる。本発明に係る航空機組立品は、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、前記ファスナとして、上記耐雷ファスナのいずれかを具備している。本発明に係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雷撃電流が、絶縁体層により遮断される低減させられることとなるので、ファスナ取付部で雷撃電流によって発生するスパークを防止することができる。また、ファスナ本体の方へ流れようとする雷撃電流が、絶縁体層により遮断される低減させられることにより、従来、構造材とカラーとの間にスパーク防止のために必要とされたDIDielectricInsulator:絶縁板、およびファスナの雄ネジ部の先端部と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の二次的放電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。上記航空機組立品において、前記耐雷ファスナと前記外板との間が、シーリング材で満たされているとさらに好適である。このような航空機組立品によれば、シャープエッジのために電界集中が発生して、特に着雷の頻度の高いファスナ皿頭周辺部で、着雷の前駆フェーズであるストリーマの発生を抑制することができて、耐雷ファスナへの着雷を抑制することができる。上記航空機組立品において、前記外板に穿設された穴と、この穴に対向する前記絶縁体層の面との間に隙間ができるように、前記絶縁体層が形成されているとさらに好適である。このような航空機組立品によれば、耐雷ファスナを外板に形成された穴内に挿入して取り付けた際に、穴の表面にこれと対向する絶縁体層の面例えば、図1および図2に示すようにテーパが形成される場合、円錐台面が押し付けられることを防止することができ、絶縁体層の損傷割れを防止することができる。上記航空機組立品において、前記絶縁体層の頂面と前記外板の表面とが、面一になるように加工されているとさらに好適である。このような航空機組立品によれば、耐雷ファスナを外板に形成された穴内に挿入して取り付けた際に絶縁体層が外板の表面よりも外側に突出してしまうような場合には、絶縁体層の表面が削られ、絶縁体層の頂面と外板の表面とが、面一になるように加工される。あるいは、あらかじめ絶縁体層を若干厚く例えば、必要寸法0.1mm成形しておき、組立後に外板表面と面一となるよう加工する。これにより、空力性能を向上させることができ、燃費の低減化を図ることができる。本発明に係る耐雷ファスナの製造方法は、上記耐雷ファスナのいずれかの耐雷ファスナの製造方法であって、軸部の他端部に雄ネジ部が形成されたファスナ本体を準備し、頭部にファスナ側係合部を加工する段階と、金型を予め射出成形機の型盤に取り付け、前記金型の蓋部材を開き、前記頭部に加工が施された前記ファスナ本体を、前記金型の本体に形成された耐雷ファスナを受け入れる穴部の中に挿入する段階と、前記金型の蓋部材を閉じ、所定の型締力を加えた後、前記頭部の近くに設けられた樹脂の注入点より樹脂を射出充填し、前記頭部に前記絶縁体層を形成させる段階と、を備えている。本発明に係る耐雷ファスナの製造方法によれば、樹脂の射出充填に伴い発生する樹脂圧力は、例えば、100MPa程度と高いので、絶縁体層と頭部との間にボイドvoidが発生しにくく、絶縁体層と頭部3の密着性を向上させることができる。本発明に係る耐雷ファスナによれば、航空機運用中のピールオフを確実に防止することができて、信頼性を向上させることができるという効果を奏する。以下、本発明に係る耐雷ファスナFastenerの第1実施形態を、図1および図2を参照しながら説明する。図1および図2に示すように、本実施形態に係る耐雷ファスナ耐雷型のファスナ1は、円柱形状の軸部シャンク:Shank2、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:FlushHead3を有するファスナ本体4と、頭部3の一端部図1および図2において上側に位置する頂部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および図2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とを主たる要素として構成されたものである。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Ti6Al4V: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および図2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が設けられて形成されている。頭部3の一端部頂部には、絶縁体層5が係止されるファスナ側係合部係合部7が設けられて形成されている。このファスナ側係合部7は、軸部2と反対の側図1および図2において上側に位置するとともに、周方向に沿って半径方向外側に突出する拡径する凸部7aと、軸部2と凸部7aとを接続連結するとともに、周方向に沿って半径方向内側に凹む窪む凹部7bとを備えている。これら凸部7aおよび凹部7はそれぞれ、その断面視形状が図1および図2に示すような丸みを帯びるように形成されている例えば、0.1mm~0.3mm程度のアールRを有するように加工されている。なお、頭部3の一端面における直径は、例えば、6mm程度である。絶縁体層5は、例えば、熱可塑性樹脂例えば、耐熱性強度を有する他、絶縁破壊電圧が高いポリエーテルイミドPEI、耐熱性強度が優れている他、成形性汎用性に優れたポリエーテルエーテルケトンPEEK、耐熱性強度を有する他、成形性汎用性に優れたポリフェニルサルルファイドPPS、耐熱性強度が特に優れているポリアミドイミドPAIや、熱硬化性樹脂例えば、耐熱性強度が特に優れているポリイミドPI等を用いて作製された円盤状の部材である。絶縁体層5の周縁部図1および図2において下側の端部には、ファスナ側係合部7に係止される絶縁体層側係合部8が設けられて形成されている。この絶縁体層側係合部8は、周方向に沿って半径方向内側に凹む窪むとともに、ファスナ側係合部7の凸部7aと合致する凹部8aと、周方向に沿って半径方向外側に突出する拡径するとともに、ファスナ側係合部7の凹部7bと合致する凸部8bとを備えている。また、この絶縁体層5は、射出成形によって頭部3のファスナ側係合部7に取り付けられるようになっている。これにより、ファスナ側係合部7の外表面より詳しくは、ファスナ側係合部7の頂面平面、凸部7aの側面外周面、および凹部7bの側面外周面と、絶縁体層側係合部8の内表面より詳しくは、絶縁体層側係合部8の底面図1および図2において下側に位置する平面、凹部8aの側面内周面、および凸部8bの側面内周面とが全体にわたって密着し、絶縁体層5自身が有する接着力によって絶縁体層5が頭部3にしっかりと確実に固定されることとなる。なお、絶縁体層5の板厚頂面図1および図2において上側に位置する平面と底面図1および図2において下側に位置する平面との間の長さは、MILSTD1757AZone1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、例えば、0.6mm~1.0mm程度とされていることが望ましい。導電体層6は、その外径が絶縁体層5の外径と略同じ寸法とされた、例えば、銅箔からなる円盤状の部材であり、例えば、接着剤によって絶縁体層5の頂面に固定されている貼り付けられている。なお、導電体層6は必須の要素ではなく、要求される信頼度によって省略することができる。このようにして製造された耐雷ファスナ1は、例えば、図1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、外板10と構造材11とは、耐雷ファスナ1によって結合され、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1100~11000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。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、耐雷ファスナ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、耐雷ファスナ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。なお、図1中の符号18は、耐雷ファスナ1と凹所16との間の隙間を埋めるシーリング材例えば、スペック:AMS3281、メーカー:PRC-Desoto、型番:PR1776MB2のポリサルファイドポリマであり、符号19は、例えば、接着剤によって耐雷ファスナ1の表面より詳しくは、導電体層6の表面および導電性メッシュ15の表面に固定された貼り付けられたアルミニウムテープである。また、このアルミニウムテープ19は必須の要素ではなく、要求される信頼度によって省略することができる。本実施形態に係る耐雷ファスナ1によれば、ファスナ側係合部7の凸部7aと絶縁体層側係合部8の凹部8aとが機械的に噛み合うとともに、ファスナ側係合部7の凹部7bと絶縁体層側係合部8の凸部8bとが機械的に噛み合うことにより、絶縁体層5が頭部3に機械的にロックされた固定された状態となるので、航空機運用中に、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、耐雷ファスナ1を常に良好な状態に保つことができる。また、本実施形態に係る耐雷ファスナ1によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層5が、射出成形によって頭部3のファスナ側係合部7に取り付けられ、ファスナ側係合部7の外表面と絶縁体層側係合部8の内表面とが、全体的に密着するとともに、絶縁体層5自身が有する接着力によって絶縁体層5が頭部3にしっかりと確実に固定されることとなるので、絶縁体層5を頭部3により確実に固定する取り付けることができて、耐雷ファスナ1の信頼性をさらに向上させることができる。さらに、本実施形態に係る耐雷ファスナ1によれば、凸部7aの断面視形状が図1および図2に示すような丸みを帯びるように形成されている例えば、0.1mm~0.3mm程度のアールRを有するように加工されているので、着雷前の電界集中を緩和し、耐雷ファスナ1への着雷を防止することができて、耐雷性能を向上させることができる。さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ1によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層5が、射出成形によって頭部3のファスナ側係合部7に取り付けられることとなるので、大量生産が実施可能となり、製造コストの低減化を図ることができる。さらにまた、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、導電体層6からファスナ本体4へ流れようとする雷撃電流を遮断する低減させることができる。さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ1が、例えば、図1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からファスナ本体4へ流れようとする雷撃電流が、絶縁体層5により遮断される低減させられることとなるので、CFRP12への雷撃電流の導入を防止することができ、雷撃電流によりCFRP12が損傷してしまうことを防止することができる。さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ1が、例えば、図1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、ファスナ本体4の方へは雷撃電流が流れない流れ難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DIDielectricInsulator: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からの二次的放電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、本実施形態に係る耐雷ファスナ1が、例えば、図1に示すような航空機の外板10と、構造材11とを結合するのに用いられた場合に、絶縁体層5のテーパ面凹所16のテーパ面と対向する面と、外板10に穿設された凹所16より詳しくは、凹所16のテーパ面との間に隙間ができるように、絶縁体層5が形成されているとさらに好適である。これにより、耐雷ファスナ1を外板10に形成された凹所16内に挿入して取り付けた際に、絶縁体層5のテーパ面が凹所16の表面テーパ面に押し付けられることを防止することができ、絶縁体層の損傷割れを防止することができる。本発明に係る耐雷ファスナの第1参考実施形態を、図3を用いて説明する。本実施形態に係る耐雷ファスナ21は、前述した係合部7,8の代わりに、係合部22,23が設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。頭部3の一端部頂部には、絶縁体層5が係止されるファスナ側係合部係合部22が設けられて形成されている。このファスナ側係合部22は、頭部3の周縁部に沿って配置された、板厚方向に貫通する複数個本実施形態では8個の貫通穴である。また、図3aおよび図3bに示すように、各貫通穴は、頭部3の頂面図3aにおいて上側に位置する平面から軸部2の側に向かって放射状に、すなわち、頭部3の頂面に位置する開口端が、頭部3の側面に位置する開口端よりも半径方向内側に位置するように延びている。ファスナ頭部の周縁部については、その断面視形状が丸みを帯びるように形成されているアールRを有するように加工されているとさらに好ましい。絶縁体層5の底面図3aにおいて下側に位置する平面には、ファスナ側係合部22に係止される絶縁体層側係合部23が設けられて形成されている。この絶縁体層側係合部23は、周縁部に沿って配置されるとともに、ファスナ側係合部22と合致する複数本本実施形態では8本の丸棒状の突起凸部である。なお、この絶縁体層5は、射出成形によって頭部3に取り付けられるようになっているため、絶縁体層側係合部23は、射出成形時においてファスナ側係合部22内に入り込むようにして形作られる形成されることとなる。そして、絶縁体層5が射出成形によって頭部3に取り付けられることにより、絶縁体層5の表面より詳しくは、絶縁体層5の底面および絶縁体層側係合部23の外周面と、頭部3の表面より詳しくは、頭部3の頂面およびファスナ側係合部22の内周面とが全体にわたって密着し、絶縁体層5自身が有する接着力によって絶縁体層5が頭部3にしっかりと確実に固定されることとなる。本実施形態に係る耐雷ファスナ21によれば、ファスナ側係合部22と絶縁体層側係合部23とが機械的に噛み合うことにより、絶縁体層5が頭部3に機械的にロックされた固定された状態となるので、航空機運用中に、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、耐雷ファスナ21を常に良好な状態に保つことができる。また、本実施形態に係る耐雷ファスナ21によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層5が、射出成形によって頭部3に取り付けられ、絶縁体層5の表面と頭部3の表面とが、全体的に密着するとともに、絶縁体層5自身が有する接着力によって絶縁体層5が頭部3にしっかりと確実に固定されることとなるので、絶縁体層5を頭部3により確実に固定する取り付けることができて、耐雷ファスナ21の信頼性をさらに向上させることができる。さらに、本実施形態に係る耐雷ファスナ21によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層5が、射出成形によって頭部3に取り付けられることとなるので、大量生産が実施可能となり、製造コストの低減化を図ることができる。さらにまた、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、導電体層6からファスナ本体4へ流れようとする雷撃電流を遮断する低減させることができる。さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ21が、例えば、図1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からファスナ本体4へ流れようとする雷撃電流が、絶縁体層5により遮断される低減させられることとなるので、CFRP12への雷撃電流の導入を防止することができる。さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ21が、例えば、図1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、ファスナ本体4の方へは雷撃電流が流れない流れ難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DIDielectricInsulator: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からの二次的放電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。本発明に係る耐雷ファスナの第2参考実施形態を、図4を用いて説明する。本実施形態に係る耐雷ファスナ31は、前述した係合部7,8,22,23の代わりに、係合部32,33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、前述した実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。頭部3の頂面には、絶縁体層5が係止されるファスナ側係合部係合部32が設けられて形成されている。このファスナ側係合部32は、平面視円形状を呈して中央部に位置する第1の凸部34と、平面視円環状を呈して周縁部に位置する第2の凸部35とを備えている。これら第1の凸部34および第2の凸部35の高さ図4aにおける上下方向の長さは、0.2mm~0.4mmとされており、これら第1の凸部34および第2の凸部35の側面外周面には、アリ溝36がそれぞれ形成されている。また、これら第1の凸部34および第2の凸部35の周縁部、およびファスナ頭部3の周縁部はそれぞれ、その断面視形状が丸みを帯びるように形成されているアールRを有するように加工されているとさらに好ましい。絶縁体層5の底面図4aにおいて下側に位置する平面には、ファスナ側係合部32に係止される絶縁体層側係合部33が設けられて形成されている。この絶縁体層側係合部33は、中央部に配置されるとともに、第1の凸部34と合致する第1の凹部37と、周縁部に沿って配置されるとともに、第2の凸部35と合致する第2の凹部38とを備えている。なお、この絶縁体層5は、射出成形によって頭部3に取り付けられるようになっているため、射出成形時において絶縁体層5がアリ溝36内に隙間なく入り込むようにして形作られる形成されることとなる。そして、絶縁体層5が射出成形によって頭部3に取り付けられることにより、ファスナ側係合部32の外表面より詳しくは、第1の凸部34の頂面、第1の凸部34の側面、第2の凸部35の頂面、および第2の凸部35の側面と、絶縁体層側係合部33の内表面より詳しくは、第1の凹部37の底面、第1の凹部37の内周面、第2の凹部38の底面、および第2の凹部38の内周面とが全体にわたって密着し、絶縁体層5自身が有する接着力によって絶縁体層5が頭部3にしっかりと確実に固定されることとなる。本実施形態に係る耐雷ファスナ31によれば、ファスナ側係合部32と絶縁体層側係合部33とが機械的に噛み合うことにより、絶縁体層5が頭部3に機械的にロックされた固定された状態となるので、航空機運用中に、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、耐雷ファスナ31を常に良好な状態に保つことができる。また、本実施形態に係る耐雷ファスナ31によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層5が、射出成形によって頭部3に取り付けられ、絶縁体層5の表面と頭部3の表面とが、全体的に密着するとともに、絶縁体層5自身が有する接着力によって絶縁体層5が頭部3にしっかりと確実に固定されることとなるので、絶縁体層5を頭部3により確実に固定する取り付けることができて、耐雷ファスナ31の信頼性をさらに向上させることができる。さらに、本実施形態に係る耐雷ファスナ31によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層5が、射出成形によって頭部3に取り付けられることとなるので、大量生産が実施可能となり、製造コストの低減化を図ることができる。さらにまた、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、導電体層6からファスナ本体4へ流れようとする雷撃電流を遮断する低減させることができる。さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ31が、例えば、図1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からファスナ本体4へ流れようとする雷撃電流が、絶縁体層5により遮断される低減させられることとなるので、CFRP12への雷撃電流の導入を防止することができる。さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ31が、例えば、図1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、ファスナ本体4の方へは雷撃電流が流れない流れ難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DIDielectricInsulator: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からの二次的放電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。つぎに、上述した耐雷ファスナ1,21,31の作製方法の一例を、図5および図6を用いて説明する。なお、図6は耐雷ファスナ1の形状をもとに説明した図であり、耐雷ファスナ21,31についても同様である。1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に、耐雷ファスナ1の場合にはファスナ側係合部7を、耐雷ファスナ21の場合には複数個のファスナ側係合部22を、耐雷ファスナ31の場合にはファスナ側係合部32を加工する。2次に、型締力30tonの縦型射出成形機図示せずと、取り数4個のインサート成形用金型41図5参照を用いて絶縁体層5を有する耐雷ファスナ1の成形を行う。絶縁体層5の材料としては熱可塑性のポリイミド以下、樹脂という。を用い、シリンダ温度は380°Cに設定する。また、金型温度は、金型内に組み込んだカートリッジヒータ45図5参照により180°Cに温調する。3金型41を予め射出成形機の型盤に取り付け、金型41の蓋部材41bを開く図6a参照。頭部3に加工が施されたファスナ本体4を、金型41の本体41aに形成された耐雷ファスナを受け入れる穴部44の中に挿入する。この際、ファスナ本体4を金型温度もしくはその近傍の温度に予熱しておくと、樹脂とファスナ本体4との高い密着性ならびに樹脂の良好な流動性が得られる。4金型の蓋部材41bを閉じ図6b参照、所定の型締力を加えた後、頭部3の近くに設けられた樹脂の注入点ゲート43aより樹脂を射出充填し、頭部3に絶縁体層5を形成させる図6c参照。注入点43aの形状はピンゲート形状とし、頭部3のほぼ真ん中に位置する。頭部3の面に垂直に樹脂の注入点43aを設ける事により、樹脂の射出充填に伴い発生する樹脂圧力によってファスナ本体4が金型41の本体41aに押し付けられる。このため、頭部3の傾斜面とこれに相対する金型41の本体41aの傾斜面との間に生じる隙間が小さくなりバリの発生を抑制できる。5射出完了後、ヒケを防止するため所定時間、保持圧をかけ一定時間冷却した後、金型の蓋部材41bを開き、頭部3に絶縁体層5を有する耐雷ファスナ1を取り出す。6取り出した耐雷ファスナ1は一定時間放置し冷却したあと、必要であれば成形品のゲートマークをニッパーやサンドペーパーやカッターなどを用いて後加工し仕上げる。ただし、ゲートマークの処理方法はこれらの方法に限定されるものではない。7また、成形時の残留応力を除去する目的で、必要に応じて絶縁層を有する耐雷ファスナ1を、加熱炉などを用いてアニール処理を行う。なお、樹脂の射出充填に伴い発生する樹脂圧力は、例えば、100MPa程度と高いので、絶縁体層5と頭部3との間にボイドvoidが発生しにくく、絶縁体層5と頭部3との密着性を向上させることができる。また、前述した射出成形の前処理としてファスナ本体4と樹脂絶縁層との密着性向上を目的として、頭部3の表面に、大気圧プラズマを照射する等の表面処理を施して、頭部3の表面に微細な凹凸を形成する前処理を行っても良い。前処理の方法としては、例えば、以下のような方法を具体例として挙げることができる。1大気圧プラズマを照射する場合には、原料ガスとして空気酸素、窒素、あるいはこれらを含むガスを用い、流量:10sccm、圧力:大気圧、図示しない直流トーチRFトーチ、マイクロ波トーチ、あるいは真空トーチでもよい。を40Wに設定した条件で、20秒間処理する。2頭部3の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場合には、圧力400kPa、使用グリット:アルミナ、番手60、照射時間:10sec/20個、ノズルと供試体との距離:100mm、施工後の表面粗さ凹凸:Ra1.6μm、カバレージ:100以上の条件で行う。3頭部3の表面に陽極酸化被膜形成処理を施す。4頭部3の表面を粗面化させるための他の手段として、研磨目やローレット等を用いたり、化学的なエッチングを用いたりすることもできる。また、ファスナ頭部と絶縁体の融着部分の密着性を向上させるために、ファスナ頭部のプライマー処理を施しても良い。たとえば、ファスナ頭部にポリエーテルサルフォンPES樹脂を塗布することで、ポリイミドとファスナ本体4との密着性を約3倍程度高めることが出来る。あるいは、ファスナ頭部に融着する最初の絶縁体層を、その上に成形する絶縁体と比較して密着性の良い樹脂で作り、ファスナ頭部と絶縁体層の密着性を高めることも出来る。たとえば、最初の絶縁体層を、密着性の高いエラストマーとし、その上部に絶縁耐電圧の高いポリイミドを成形することで、密着性が高く絶縁性も高い耐雷ファスナとすることができる。作製方法としては、たとえばエラストマーとポリイミドの二色成形の射出成形を用いることが出来る。エラストマーのような柔らかい絶縁体を最初の絶縁体層に用いることで、密着性が向上するだけでなく、機械的かみ合い部分の応力を緩和し、かみ合い部分の破損を抑える効果も持たせることが出来る。つぎに、作製された耐雷ファスナ31が、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の施工方法を、図7を用いて説明する。なお、図7は耐雷ファスナ31の形状をもとに説明した図であり、耐雷ファスナ1,21についても同様である。1航空機の外板10と構造材11とを重ね合わせた後、ドリル等の穴あけ具機械を用いて、所定の場所に凹所穴16を穿設する図7a参照。2凹所16の内表面内周面にシーリング材18を塗布する図7b参照。3耐雷ファスナ31の軸部2をシーリング材18が塗布された穴16内に差し込み挿入し、構造材11から内方裏面側に突出する雄ネジ部2aにカラー17図1参照を締め込んでいく図7c参照。4耐雷ファスナ31の表面より詳しくは、導電体層6の表面、シーリング材18の表面、および導電性メッシュ15の表面にアルミニウムテープ19を貼り付ける図7d参照。なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、必要に応じて適宜変更実施可能である。例えば、導電体層6は、本発明に係る耐雷ファスナにおいて必須の要素ではなく、省略することもできる。すなわち、絶縁体層5の表面と導電性メッシュ15の表面とが、同一平面上に位置するように面一になるように構成することもできる。また、本発明に係る耐雷ファスナは、図1に示すような航空機の外板10と、構造材11とを結合するためだけに用いられるものではなく、例えば、図8に示すような航空機の外板50と、構造材11とを結合するのにも用いることができる。外板50は、主として導電性アルミニウムの1100~11000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には、導電性を有する部材例えば、銅51が積層されており、その裏面組み立て後、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14が積層されている。また、CFRP12の表面側に位置する導電性を有する部材51の表面全体には、絶縁性を有する樹脂材料例えば、GFRPガラス繊維硬化樹脂52が積層されている。"