專利名稱：防雷緊固件的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種緊固件，在將具有導(dǎo)電性的樹脂材料(例如，CFRP(碳纖維強(qiáng)化樹 脂))作為航空器的外板使用時利用，尤其涉及防雷型的緊固件。
背景技術(shù)：
作為將具有導(dǎo)電性的樹脂材料作為航空器的外板使用時利用的緊固件，公知的是 通過絕緣性的帽覆蓋頭部的一端面的緊固件(例如，參照專利文獻(xiàn)1)。專利文獻(xiàn)1 (美國)專利第4，630，168號說明書但是，所述文獻(xiàn)公開的緊固件在航空器飛行中絕緣性的帽有可能從緊固件頭部剝 離(脫落)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明是鑒于所述的課題而開發(fā)的，其目的是提供一種防雷緊固件，該防雷緊固 件能夠可靠地防止航空器飛行中的絕緣帽剝離，且能夠提高防止雷擊緊固件的效果及可靠 性。為了解決所述課題，本發(fā)明采用了以下的辦法。本發(fā)明的第一方式的防雷緊固件將航空器的外板和位于該外板內(nèi)側(cè)的結(jié)構(gòu)部件 結(jié)合，絕緣體層熔融成覆蓋頭部的一端面，并且與形成于所述一端面的扣合部機(jī)械地咬合。根據(jù)第一方式的防雷緊固件，如圖1及圖2所示，絕緣體層熔融(安裝)于頭部的 緊固件側(cè)扣合部，且緊固件側(cè)扣合部7的外表面和絕緣體層側(cè)扣合部8的內(nèi)表面整體粘合， 另外，圖1及圖2所示的緊固件側(cè)扣合部7的凸部7a和絕緣體層側(cè)扣合部8的凹部8a機(jī) 械地(形狀上)咬合，并且緊固件側(cè)扣合部7的凹部7b和絕緣體層側(cè)扣合部8的凸部8b 機(jī)械地(形狀上)咬合，由此成為絕緣體層5與頭部3機(jī)械地卡住(固定)的狀態(tài)，因此在 航空器飛行中，能夠可靠地防止絕緣體層5從頭部3剝離(脫落)，并且能夠?qū)⒎览拙o固件 1總是保持為良好的狀態(tài)。所述防雷緊固件特別優(yōu)選所述絕緣體層通過嵌入成形而形成。根據(jù)這樣的防雷緊固件，例如由熱可塑性樹脂或熱硬化性樹脂形成的絕緣體層通 過嵌入成形(例如，注射成形或壓縮模壓等)熔融(安裝)于頭部的緊固件側(cè)扣合部，如圖 1及圖2所示，緊固件側(cè)扣合部7的外表面和絕緣體層側(cè)扣合部8的內(nèi)表面整體粘合，并且 絕緣體層5通過絕緣體層5自身具有的粘接力牢固地(可靠地)固定在頭部3上，因此通 過頭部3能夠可靠地固定(安裝)絕緣體層5，能夠進(jìn)一步提高防雷緊固件1的可靠性。另外，根據(jù)這樣的防雷緊固件，例如由熱可塑性樹脂或熱硬化性樹脂形成的絕緣 體層通過嵌入成形(例如，注射成形或壓縮模壓等)安裝于頭部的緊固件側(cè)扣合部，因此能 夠?qū)嵤┐罅可a(chǎn)，從而能夠?qū)崿F(xiàn)制造成本的降低化。所述防雷緊固件特別優(yōu)選所述扣合部的周緣部沿周方向具有圓角。目前的埋頭緊固件，將埋頭周緣部加工成尖刀狀，在雷擊前的前驅(qū)階段，電場集中在埋頭周緣部，發(fā)生流光，通常選擇性雷擊緊固件，但根據(jù)這樣的防雷緊固件，形成于頭部 的緊固件側(cè)扣合部的周緣部的截面視形狀，例如形成為帶有圖ι及圖2所示的圓角(例如， 加工成具有0. Imm 0. 3mm大小的半徑(R))，因此能夠防止雷擊之前的前驅(qū)階段的電場集 中，絕緣體層除具有防止雷擊效果之外，還能夠防止雷擊防雷緊固件。
所述防雷緊固件特別優(yōu)選所述絕緣體層以將所述扣合部的周緣部包入的方式形 成。根據(jù)這樣的防雷緊固件，由于緊固件側(cè)扣合部的頂面(即，緊固件頭部的頂面)及 緊固件側(cè)扣合部的外周面被絕緣體層覆蓋，所以能夠更可靠地防止雷擊防雷緊固件。所述防雷緊固件特別優(yōu)選對所述扣合部表面的至少一部分實施形成微細(xì)的凹凸 的預(yù)處理。根據(jù)這樣的防雷緊固件，由于進(jìn)一步提高扣合部的表面和絕緣體層的密合性，所 以在航空器飛行中，能夠更可靠地防止絕緣體層從頭部剝離(剝落)，且能夠?qū)⒎览拙o固件 總是保持為良好的狀態(tài)。所述防雷緊固件特別優(yōu)選所述絕緣體層的材料為與所述扣合部的表面的密合性 優(yōu)良的材料(例如聚醚砜(PS)、熱硬化性聚酰亞胺等)。根據(jù)這樣的防雷緊固件，由于更進(jìn)一步提高扣合部的表面和絕緣體層的密合性， 所以在航空器飛行中，能夠更可靠地防止絕緣體側(cè)從頭部剝離(剝落)，且能夠?qū)⒎览拙o固 件總是保持為良好的狀態(tài)。所述防雷緊固件優(yōu)選所述絕緣體層具有覆蓋所述扣合部表面的第一層和至少一 層覆蓋該第一層的層，例如涂敷第一層，第二層嵌入成形，或者通過兩階段的嵌入成形形 成第一層和第二層，特別優(yōu)選所述第一層的材料為與所述扣合部表面的密合性優(yōu)良的材料 (例如聚醚砜(PS)、熱硬化性聚酰亞胺等)。根據(jù)這樣的防雷緊固件，由于更進(jìn)一步提高扣合部表面和絕緣體層的密合性，所 以在航空器飛行中，能夠更可靠地防止絕緣體層從頭部剝離(剝落)，且能夠?qū)⒎览拙o固件 總是保持為良好的狀態(tài)。本發(fā)明的的第二方式的防雷緊固件將航空器的外板和位于該外板內(nèi)側(cè)的結(jié)構(gòu)部 件結(jié)合，形成于頭部一端面的扣合部的周緣部沿周方向具有圓角根據(jù)第二方式的防雷緊固件，例如如圖1及圖2所示的緊固件側(cè)扣合部7的凸部 7a和絕緣體層側(cè)扣合部8的凹部8a機(jī)械地咬合，并且緊固件側(cè)扣合部7的凹部7b和絕緣 體層側(cè)扣合部8的凸部8b機(jī)械地咬合，由此成為絕緣體層5與頭部3機(jī)械地卡住(固定) 的狀態(tài)，因此在航空器飛行中，能夠可靠地防止絕緣體層5從頭部3剝離(剝落)，且能夠?qū)?防雷緊固件1總是保持為良好的狀態(tài)。本發(fā)明的的第三方式的航空器組件具備以具有導(dǎo)電性的樹脂材料為主要要素構(gòu) 成的外板；從內(nèi)側(cè)支承該外板的結(jié)構(gòu)部件；及將這些外板和結(jié)構(gòu)部件結(jié)合的緊固件，作為 所述緊固件，具備所述防雷緊固件中的任一種。根據(jù)本發(fā)明的第三方式的航空器組件，由于流向緊固件主體方的雷擊電流被絕緣 體層切斷(減小)，所以能夠防止在緊固件安裝部由于雷擊電流而產(chǎn)生的電火花。另外，由于流向緊固件主體一方的雷擊電流被絕緣體層切斷(減小)，所以能 夠完全取消目前為了防止電火花而在結(jié)構(gòu)部件和軸環(huán)之間所需要的DI (DielectricInsulator 絕緣板)、及以覆蓋緊固件的外螺紋部的前端部和軸環(huán)整體的方式安裝(為了防止來自軸環(huán)的二次放電而安裝)的絕緣橡膠制的帽，從而能夠大幅度減小機(jī)體重量。所述航空器組件特別優(yōu)選所述防雷緊固件和所述外板之間由密封材料填滿。根據(jù)這樣的航空器組件，能夠抑制因鋒利的刃口而發(fā)生電場集中，尤其能夠抑制 在雷擊頻率高的緊固件埋頭周邊部發(fā)生雷擊的前驅(qū)階段的流光，且能抑制雷擊防雷緊固 件。所述航空器組件特別優(yōu)選所述絕緣體層形成為在貫穿設(shè)置于所述外板的孔和與 該孔相對的所述絕緣體層的面之間可形成間隙。根據(jù)這樣的航空器組件，在將防雷緊固件插入并安裝在形成于外板的孔內(nèi)時，能 夠防止向孔的表面按壓與其相對的絕緣體層的面(例如，如圖1及圖2所示，在形成錐面 時，為圓錐臺面)，能夠防止絕緣體層的損傷(裂紋)。所述航空器組件特別優(yōu)選所述絕緣體層的頂面和所述外板的表面加工成為齊平面。根據(jù)這樣的航空器組件，在將防雷緊固件插入并安裝在形成于外板的孔內(nèi)時，在 絕緣體層向外板的表面的外側(cè)突出的情況下，切削絕緣體層的表面，將絕緣體層的頂面 和外板的表面加工成為齊平面?；蛘撸A(yù)先使絕緣體層成形若干厚度(例如，需要尺寸 +0. 1mm)，在組裝后，加工成與外板表面齊平面。由此，能夠提高空氣動力性能，能夠?qū)崿F(xiàn)燃 料費用的減小化。根據(jù)這樣的防雷緊固件，能夠可靠地防止航空器飛行中的剝離，從而實現(xiàn)提高可 靠性的效果。


圖1是表示通過本發(fā)明的第1實施方式的防雷緊固件將外板和結(jié)構(gòu)部件結(jié)合后的 狀態(tài)的航空器組件的縱剖面圖；圖2是本發(fā)明的第1實施方式的防雷緊固件的正面圖；圖3A是本發(fā)明的第2實施方式的防雷緊固件的正面圖；圖3B是圖3A的III-III向視剖面圖；圖4A是本發(fā)明的第3實施方式的防雷緊固件的正面圖；圖4B是圖4A的IV-IV向視剖面圖；圖5是為了制作本發(fā)明的防雷緊固件而使用的插入成型用模具的平面圖；圖6A是用于說明本發(fā)明的防雷緊固件的制作方法的說明圖；圖6B是用于說明本發(fā)明的防雷緊固件的制作方法的說明圖；圖6C是用于說明本發(fā)明的防雷緊固件的制作方法的說明圖；圖7A是用于說明本發(fā)明的防雷緊固件為將航空器的外板和結(jié)構(gòu)部件結(jié)合而使用 的情況的施工方法的說明圖；圖7B是用于說明本發(fā)明的防雷緊固件為將航空器的外板和結(jié)構(gòu)部件結(jié)合而使用 的情況的施工方法的說明圖；圖7C是用于說明本發(fā)明的防雷緊固件為將航空器的外板和結(jié)構(gòu)部件結(jié)合而使用 的情況的施工方法的說明圖7D是用于說明本發(fā)明的防雷緊固件為將航空器的外板和結(jié)構(gòu)部件結(jié)合而使用 的情況的施工方法的說明圖；圖8是表示能夠使用本發(fā)明的防雷緊固件的航空器組件的其它實施方式的縱剖 面圖。
具體實施方式

以下，參照圖1及圖2，對本發(fā)明的防雷緊固件(Fastener)的第1實施方式進(jìn)行說 明。如圖1及圖2所示，本實施方式的防雷緊固件(防雷型的緊固件)1以緊固件主體 4、絕緣體層5、導(dǎo)電體層6為主要要素而構(gòu)成，所述緊固件主體4具有圓柱形狀的軸部(柄 Shank) 2、設(shè)于軸部2的一端側(cè)且隨著遠(yuǎn)離軸部2而擴(kuò)大直徑的大致圓錐臺形狀的頭部(埋 頭Flush Head) 3，所述絕緣體層5配置成覆蓋頭部3的一端部(在圖1及圖2中位于上側(cè) 的頂部)，所述導(dǎo)電體層6配置成覆蓋絕緣體層5 —端面(在圖1及圖2中上側(cè)的端面)。緊固件主體4 一體形成軸部2和頭部3，例如，利用鈦(Ti-6A1_4V 退火材料)、鎳 鉻鐵等的合金制成。在軸部2的另一端部(圖1及圖2中下側(cè)的端部)設(shè)有(形成)與后述的軸環(huán) (螺母)的內(nèi)螺紋部螺合的外螺紋部2a。在頭部3的一端部(頂部)設(shè)有(形成)扣合絕緣體層5的緊固件側(cè)扣合部(扣 合部)7。該緊固件側(cè)扣合部7具備位于軸部2的相反側(cè)(圖1及圖2中上側(cè))并且沿周 方向向半徑方向外側(cè)突出(擴(kuò)大直徑)的凸部7a;連接(連結(jié))軸部2和凸部7a并且沿 周方向向半徑方向內(nèi)側(cè)凹陷(洼下)的凹部7b。這些凸部7a及凹部7分別形成為其截面 視形狀帶有圖1及圖2所示的圓角(例如，加工成具有0. Imm 0. 3mm大小的半徑(R))。另外，頭部3的一端面的直徑，例如為6mm左右。絕緣體層5為利用例如熱可塑性樹脂(例如，除了具有耐熱性/強(qiáng)度之外絕緣破 壞電壓較高的聚醚酰亞胺(PEI)；除了耐熱性/強(qiáng)度優(yōu)良之外成形性/通用性優(yōu)良的聚醚 醚酮(PEEK)；除了具有耐熱性/強(qiáng)度之外成形性/通用性優(yōu)良的聚苯硫醚(PPS)；耐熱性/ 強(qiáng)度特別優(yōu)良的聚酰胺酰亞胺(PAI))、熱硬化性樹脂(例如，耐熱性/強(qiáng)度特別優(yōu)良的聚酰 亞胺(PI))等制成的圓盤狀的部件。在絕緣體層5的周緣部(圖1及圖2中下側(cè)的端部) 設(shè)有(形成)與緊固件側(cè)扣合部7扣合的絕緣體層側(cè)扣合部8。該絕緣體層側(cè)扣合部8具 備沿周方向向半徑方向內(nèi)側(cè)凹陷(洼下)且與緊固件側(cè)扣合部7的凸部7a吻合的凹部 8a;沿周方向向半徑方向外側(cè)突出(擴(kuò)大直徑)且與緊固件側(cè)扣合部7的凹部7b吻合的凸 部8b。另外，該絕緣體層5通過注射成形安裝于頭部3的緊固件側(cè)扣合部7上。由此，緊 固件側(cè)扣合部7的外表面(更詳細(xì)地說，緊固件側(cè)扣合部7的頂面(平面)、凸部7a的側(cè)面 (外周面)及凹部7b的側(cè)面(外周面))、絕緣體層側(cè)扣合部8的內(nèi)表面(更詳細(xì)地說，絕 緣體層扣合部8的底面(圖1及圖2中，位于下側(cè)的平面)、凹部8a的側(cè)面(內(nèi)周面)、及 凸部8b的側(cè)面(內(nèi)周面))遍及整體粘合，絕緣體層5通過絕緣體層5自身具有的粘接力 牢固地(可靠地)固定在頭部3上。另外，希望使絕緣體層5的板厚(頂面(圖1及圖2中位于上側(cè)的平面)和底面(圖1及圖2中位于下側(cè)的平面)之間的長度)，例如為0. 6mm 1. Omm左右，以使之對于 MIL-STD-1757A Zonel的雷擊試驗電壓(約40k V)也具有充分的絕緣耐力。
將導(dǎo)電體層6做成其外徑與絕緣體層5的外徑大致相同尺寸，例如為由銅箔形成 的圓盤狀的部件，例如通過粘接劑固定(粘附)在絕緣體層5的頂面。另外，導(dǎo)電體層6并不是必須的要素，根據(jù)所要求的可信度可省略。這樣制成的防雷緊固件1，例如用于將圖1所示的航空器的外板10和結(jié)構(gòu)部件 (例如，肋、縱梁等)11結(jié)合。外板10和結(jié)構(gòu)部件11通過防雷緊固件1結(jié)合，成為航空器組 件(例如，主翼組件、尾翼組件、機(jī)身組件等)A。外板10為主要由具有導(dǎo)電性(鋁的1/100 1/1000大小的導(dǎo)電性)的樹脂材料 (例如，CFRP (碳纖維強(qiáng)化樹脂，以下稱作“CFRP”))12構(gòu)成，在其表面(組裝后，位于外側(cè) 的面)整體及里面(組裝后，位于內(nèi)側(cè)的面)整體上層疊有具有絕緣性的樹脂材料(例如， GFRP (玻璃纖維硬化樹脂)，以下稱作“GFRP”)13、14。另外，在位于CFRP12的表面?zhèn)鹊腉FRP13的表面(組裝后，位于外側(cè)的面)上層疊 有其整體具有導(dǎo)電性的網(wǎng)狀(或板狀)的部件(例如，銅，以下稱作“導(dǎo)電性網(wǎng)”)15。結(jié)構(gòu)部件11例如由鋁合金或鈦材料、或CFRP(碳纖維強(qiáng)化樹脂)構(gòu)成，配置在 GFRP14的里面(組裝后位于內(nèi)側(cè)的面)上的規(guī)定位置。在GFRP14的里面上配置有結(jié)構(gòu)部件11的結(jié)構(gòu)物的規(guī)定位置，將這些外板10及結(jié) 構(gòu)物11在板厚方向上貫通，并且開出能夠容納防雷緊固件1的凹部(孔)16。而且，各凹部 16收納有防雷緊固件1，在從結(jié)構(gòu)部件11的里面向內(nèi)側(cè)突出的外螺紋部2a上例如連接有 利用鈦或鎳鉻鐵等合金制成的軸環(huán)(螺母)17。另外，圖1中的標(biāo)號18為填滿防雷緊固件1和凹部16之間的間隙的密封材料(例 如，規(guī)格=AMS 3281、制造商PRC-Desoto、型號PR1776M B2的聚硫化物聚合物)，標(biāo)號19 例如是通過粘接劑固定(粘附)在防雷緊固件1的表面(更詳細(xì)地說是導(dǎo)電體層6的表 面)以及導(dǎo)電性網(wǎng)15的表面的鋁帶。另外，該鋁帶19并不是必須的要素，根據(jù)所要求的可信度可省略。根據(jù)本實施方式的防雷緊固件1，緊固件側(cè)扣合部7的凸部7a和絕緣體層側(cè)扣合 部8的凹部8a機(jī)械地咬合，并且緊固件側(cè)扣合部7的凹部7b和絕緣體層側(cè)扣合部8的凸 部8b機(jī)械地咬合，由此成為絕緣體層5機(jī)械地卡住(固定)于頭部3上的狀態(tài)，因此在航 空器飛行中，能夠可靠地防止絕緣體層5從頭部3剝離(剝落)，并且能夠?qū)⒎览拙o固件1 總是保持為良好的狀態(tài)。另外，根據(jù)本實施方式的防雷緊固件1，由熱可塑性樹脂或熱硬化性樹脂構(gòu)成的絕 緣體層5通過注射成形安裝于頭部3的緊固件側(cè)扣合部7上，緊固件側(cè)扣合部7的外表面 和絕緣體層側(cè)扣合部8的內(nèi)表面整體粘合，并且絕緣體層5利用絕緣體層5自身具有的粘 接力牢固地(可靠地)固定于頭部3，因此能夠通過頭部3更可靠地固定(安裝)絕緣體層 5，能夠進(jìn)一步提高防雷緊固件1的可靠性。另外，根據(jù)本實施方式的防雷緊固件1，凸部7a的截面視形狀形成為帶有圖1及圖 2所示的圓角(例如，加工成具有0. Imm 0. 3mm大小的半徑(R))，因此能夠緩和雷擊前的 電場集中，能夠防止雷擊防雷緊固件1，能夠提高防雷性能。而且，根據(jù)本實施方式的防雷緊固件1，由熱可塑性樹脂或熱硬化性樹脂構(gòu)成的絕緣體層5通過注射成形安裝于頭部3的緊固件側(cè)扣合部7上，因此能夠?qū)嵤┐罅可a(chǎn)，能夠 實現(xiàn)制造成本的降低化。而且，由于在導(dǎo)電體層6和緊固件主體4之間配置有絕緣體層5，所以即使假設(shè)雷 直擊導(dǎo)電體層6，也能夠切斷(減小)從導(dǎo)電體層6流向緊固件主體4的雷擊電流。而且，本實施方式的防雷緊固件1，例如在用于將圖1所示的航空器的外板10和結(jié) 構(gòu)部件(例如，肋、縱梁等)11結(jié)合的情況下，從導(dǎo)電體層6流向緊固件主體4的雷擊電流 通過絕緣體層5被切斷(減小)，因此能夠防止雷擊電流向CFRP12導(dǎo)入，能夠防止CFRP12 因雷擊電流而損傷。而且，本實施方式的防雷緊固件1，例如在用于將圖1所示的航空器的外板10和結(jié) 構(gòu)部件(例如，肋、縱梁等)11結(jié)合的情況下，由于雷擊電流不流向(難以流向)緊固件主 體4 一方，所以能夠完全取消以往為了防止電火花而在結(jié)構(gòu)部件11和軸環(huán)17之間所需要 的DI (Dielectric Insulator 絕緣板)、及以覆蓋外螺紋部2a的前端部和軸環(huán)17整體的 方式安裝(為了防止來自軸環(huán)17的二次放電而安裝)的絕緣橡膠制的帽，從而能夠大幅度 地降低機(jī)體重量。另外，本實施方式的防雷緊固件1，例如在用于將圖1所示的航空器的外板10和結(jié) 構(gòu)部件11結(jié)合的情況下，特別優(yōu)選絕緣體層5形成為絕緣體層5的錐面(與凹部16的錐 面相對的面)貫穿設(shè)置在外板10上的凹部16 (更詳細(xì)地說，凹部16的錐面)之間可形成 間隙。由此，在將防雷緊固件1插入并安裝在形成于外板10的凹部16內(nèi)時，能夠防止絕 緣體層5的錐面壓緊于凹部16的表面(錐面)上，能夠防止絕緣體層的損傷(裂紋)。參照圖3A及圖3B，對本發(fā)明的防雷緊固件的第2實施方式進(jìn)行說明。對本實施方式的防雷緊固件21而言，替代上述的扣合部7、8而設(shè)有扣合部22、23 這一點與上述的第1實施方式不同。除此之外的構(gòu)成要素與上述的第1實施方式相同，因 此在此省略這些構(gòu)成要素的說明。另外，對與上述的第1實施方式相同的部件標(biāo)注相同的標(biāo)號。在頭部3的一端部(頂部)設(shè)有(形成)扣合絕緣體層5的緊固件側(cè)扣合部(扣 合部)22。該緊固件側(cè)扣合部22為沿頭部3的周緣部配置的、沿板厚方向貫通的多個(本 實施方式中八個)的貫通孔。另外，如圖3A及圖3B所示，各貫通孔以從頭部3的頂面(圖 3A中位于上側(cè)的平面)朝向軸部2側(cè)呈放射狀延伸，即位于頭部3的頂面的開口端以比位 于頭部3的側(cè)面的開口端更位于半徑方向內(nèi)側(cè)的方式延伸。特別優(yōu)選緊固件頭部的周緣部形成為其截面視形狀帶有圓角(加工成具有半徑 (R))。在絕緣體層5的底面(圖3A中位于下側(cè)的平面)設(shè)有(形成)與緊固件側(cè)扣合 部22扣合的絕緣體層側(cè)扣合部23。該絕緣體層側(cè)扣合部23沿周緣部配置，并且為與緊固 件側(cè)扣合部22吻合的多個(本實施方式中八個)的圓棒狀的突起(凸部)。另外，該絕緣 體層5通過注射成形安裝于頭部3上，因此絕緣體層側(cè)扣合部23在注射成形時進(jìn)入緊固件 側(cè)扣合部22內(nèi)而可構(gòu)成(形成)。而且，絕緣體層5通過注射成形安裝于頭部3，由此絕緣 體層5的表面(更詳細(xì)地說，絕緣體層5的底面及絕緣體層側(cè)扣合部23的外周面)、頭部3 的表面(更詳細(xì)地說，頭部3的頂面及緊固件側(cè)扣合部22的內(nèi)周面)遍及整體粘合，絕緣
8體層5通過絕緣體層5自身具有的粘接力牢固地(可靠地)固定于頭部3。根據(jù)本實施方式的防雷緊固件21，緊固件側(cè)扣合部22和絕緣體層側(cè)扣合部23機(jī) 械地咬合，由此成為絕緣體層5與頭部3機(jī)械地卡住(固定)的狀態(tài)，因此在航空器飛行中， 能夠可靠地防止絕緣體層5從頭部3剝離(剝落)，且能夠?qū)⒎览拙o固件21總是保持為良 好的狀態(tài)。另外，根據(jù)本實施方式的防雷緊固件21，由熱可塑性樹脂或熱硬化性樹脂構(gòu)成的 絕緣體層5通過注射成形安裝于頭部3，絕緣體層5的表面和頭部3的表面整體粘合，并且 絕緣體層5通過絕緣體層5自身具有的粘接力牢固地(可靠地)固定于頭部3，因此通過 頭部3能夠更可靠地固定(安裝)絕緣體層5，從而能夠進(jìn)一步提高防雷緊固件21的可靠 性。另外，根據(jù)本實施方式的防雷緊固件21，由熱可塑性樹脂或熱硬化性樹脂構(gòu)成的 絕緣體層5通過注射成形安裝于頭部3，因此能夠?qū)嵤┐罅可a(chǎn)，能夠?qū)崿F(xiàn)制造成本的降低 化。而且，由于在導(dǎo)電體層6和緊固件主體4之間配置有絕緣體層5，所以假設(shè)即使雷 直擊導(dǎo)電體層6，也能夠切斷(減小)從導(dǎo)電體層6流向緊固件主體4的雷擊電流。而且，本實施方式的防雷緊固件21，例如在用于將圖1所示的航空器的外板10和 結(jié)構(gòu)部件(例如，肋、縱梁等)11結(jié)合的情況下，從導(dǎo)電體層6流向緊固件主體4的雷擊電 流被絕緣體層5切斷(減小)，因此能夠防止雷擊電流導(dǎo)入CFRP12。而且，本實施方式的防雷緊固件21，例如在用于將圖1所示的航空器的外板10和 結(jié)構(gòu)部件(例如，肋、縱梁等)11結(jié)合的情況下，雷擊電流不會流向(難以流向)緊固件主 體4 一方，因此能夠完全取消以往為了防止電火花而在結(jié)構(gòu)部件11和軸環(huán)17之間所需要 的DI (Dielectric Insulator 絕緣板)、及以覆蓋外螺紋部2a的前端部和軸環(huán)17整體的 方式安裝(為了防止來自軸環(huán)17的二次放電而安裝)的絕緣橡膠制的帽，從而能夠大幅度 地降低機(jī)體重量。參照圖4A 圖6C，對本發(fā)明的防雷緊固件的第3實施方式進(jìn)行說明。對本實施方式的防雷緊固件31而言，替代上述的扣合部7、8、22、23而設(shè)有扣合部 32、33這一點與上述的實施方式不同。除此之外的構(gòu)成要素與上述的實施方式相同，因此在 此省略這些構(gòu)成要素的說明。另外，對與上述的實施方式相同的部件標(biāo)注相同的標(biāo)號。在頭部3的頂面設(shè)有(形成)扣合絕緣體層5的緊固件側(cè)扣合部(扣合部)32。 該緊固件側(cè)扣合部32具備平面視呈圓形狀且位于中央部的第一凸部34、平面視呈圓環(huán)狀 且位于周緣部的第二凸部35。使這些第一凸部34及第二凸部35的高度(圖4A的上下方 向的長度)為0. 2mm 0. 4mm，在這些第一凸部34及第二凸部35的側(cè)面(外周面)上分別 形成燕尾槽36。另外，特別優(yōu)選這些第一凸部34及第二凸部35的周緣部、以及緊固件頭部 3的周緣部分別形成(加工成具有半徑(R))為其截面視形狀帶有圓角。在絕緣體層5的底面(在圖4A中位于下側(cè)的平面)上設(shè)有(形成)與緊固件側(cè) 扣合部32扣合的絕緣體層側(cè)扣合部33。該絕緣體層側(cè)扣合部33具備配置在中央部且與 第一凸部34吻合的第一凹部37 ；及沿周緣部配置且與第二凸部35吻合的第二凹部38。另 外，該絕緣體層5通過注射成形安裝于頭部3，因此在注射成形時絕緣體層5無間隙地進(jìn)入燕尾槽36內(nèi)而可構(gòu)成(形成)。而且，絕緣體層5通過注射成形安裝于頭部3，由此緊固件 側(cè)扣合部32的外表面(更詳細(xì)地說，第一凸部34的頂面、第一凸部34的側(cè)面、第二凸部35 的頂面及第二凸部35的側(cè)面)和絕緣體層側(cè)扣合部33的內(nèi)表面(更詳細(xì)地說，第一凹部 37的底面、第一凹部37的內(nèi)周面、第二凹部38的底面及第二凹部38的內(nèi)周面)遍及整體 粘合，絕緣體層5通過絕緣體層5自身具有的粘接力牢固地(可靠地)固定于頭部3。根據(jù)本實施方式的防雷緊固件31，由于緊固件側(cè)扣合部32和絕緣體層側(cè)扣合部 33機(jī)械地咬合，由此成為絕緣體層5與頭部3機(jī)械地卡住(固定)的狀態(tài)，所以在航空器飛 行中，能夠可靠地防止絕緣體層5從頭部3剝離(剝落)，且能夠?qū)⒎览拙o固件31總是保持 為良好的狀態(tài)。另外，根據(jù)本實施方式的防雷緊固件31，由熱可塑性樹脂或熱硬化性樹脂構(gòu)成的 絕緣體層5通過注射成形安裝于頭部3，絕緣體層5的表面和頭部3的表面整體粘合，并且 絕緣體層5通過絕緣體層5自身具有的粘接力牢固地(可靠地)固定于頭部3，因此通過頭 部3能夠更可靠地固定(安裝)絕緣體層5，能夠進(jìn)一步提高防雷緊固件31的可靠性。另外，根據(jù)本實施方式的防雷緊固件31，由熱可塑性樹脂或熱硬化性樹脂構(gòu)成的 絕緣體層5通過注射成形安裝于頭部3，因此能夠?qū)嵤┐罅可a(chǎn)，能夠?qū)崿F(xiàn)制造成本的降低 化。而且，在導(dǎo)電體層6和緊固件主體4之間配置有絕緣體層5，因此假設(shè)即使雷直擊 導(dǎo)電體層6，也能夠切斷(減小)從導(dǎo)電體層6流向緊固件主體4的雷擊電流。而且，本實施方式的防雷緊固件31，例如在用于將圖1所示的航空器的外板10和 結(jié)構(gòu)部件(例如，肋、縱梁等)11結(jié)合的情況下，從導(dǎo)電體層6流向緊固件主體4的雷擊電 流被絕緣體層5切斷(減小)，因此能夠防止雷擊電流導(dǎo)入CFRP12。而且，本實施方式的防雷緊固件31，例如在用于將圖1所示的航空器的外板10和 結(jié)構(gòu)部件(例如，肋、縱梁等)11結(jié)合的情況下，雷擊電流不會流向(難以流向)緊固件主 體4 一方，因此能夠完全取消以往為了防止電火花而在結(jié)構(gòu)部件11和軸環(huán)17之間所需要 的DI (Dielectric Insulator 絕緣板)、及以覆蓋外螺紋部2a的前端部和軸環(huán)17整體的 方式安裝(為了防止來自軸環(huán)17的二次放電而安裝)的絕緣橡膠制的帽，從而能夠大幅度 地降低機(jī)體重量。接著，參照圖5及圖6A 6C，對上述的防雷緊固件1、21、31的制作方法的一例進(jìn) 行說明。圖6A 圖6C是依據(jù)防雷緊固件1的形狀進(jìn)行說明的圖，防雷緊固件21、31也一樣。(1)準(zhǔn)備在軸部2的另一端部形成有外螺紋部2a的緊固件主體4，對于頭部3，為 防雷緊固件1時，加工緊固件側(cè)扣合部7，為防雷緊固件21時，加工多個緊固件側(cè)扣合部 22，為防雷緊固件31時，加工緊固件側(cè)扣合部32。(2)接著，利用合模力30ton的縱模注射成形機(jī)(未圖示)和安裝數(shù)量為4個的嵌 入成形用模具41 (參照圖5)，進(jìn)行具有絕緣體層5的防雷緊固件1的成形。作為絕緣體層 5的材料，使用熱可塑性的聚酰亞胺(以下，稱作“樹脂”)，氣缸溫度設(shè)定為380°C。另外， 模具溫度通過裝入模具內(nèi)的筒式加熱器45(參照圖5)調(diào)溫成180°C。(3)將模具41安裝于預(yù)先注射成形機(jī)的模盤，打開模具41的蓋部件41b (參照圖6A)。將對頭部3實施加工后的緊固件主體4插入孔部44中，該孔部44容納形成于模具41 的主體41a的防雷緊固件。此時，當(dāng)將緊固件主體41預(yù)熱成模具溫度或其附近的溫度時， 得到樹脂和緊固件主體4的高密合性以及樹脂的良好流動性。(4)關(guān)閉模具的蓋部件41b(參照圖6B)，在施加規(guī)定的合模力后，通過設(shè)于頭部3 附近的樹脂注入點(口)43a注射充填樹脂，在頭部3形成絕緣體層5 (參照圖6C)。注入點 43a的形狀為點狀澆口形狀，位于頭部3的大致正中央。通過在頭部3的面上垂直設(shè)置樹脂 的注入點43a，由此緊固件主體4通過隨樹脂的注射充填而產(chǎn)生的樹脂壓力貼緊于模具41 的主體41a。因此，在頭部3的傾斜面和與之相對的模具41的主體41a的傾斜面之間產(chǎn)生 的間隙變小，能夠抑制溢料的產(chǎn)生。(5)注射結(jié)束后，為了防止氣孔，在規(guī)定時間內(nèi)作用保持壓冷卻一定時間后，打開 具的蓋部件41b，取出在頭部3具有絕緣體層5的防雷緊固件1。(6)取出來的防雷緊固件1放置冷卻一定時間后，如果需要，利用鉗子或砂紙或刀 具等，對成形品的澆口痕跡進(jìn)行后加工并進(jìn)行精加工。但是，澆口痕跡的處理方法并不僅限 定于這些方法。(7)另外，為了除去成形時的殘余應(yīng)力，根據(jù)需要使用加熱爐等對具有絕緣層的防 雷緊固件1進(jìn)行退火處理。另外，隨著樹脂的注射充填而產(chǎn)生的樹脂壓力，例如高到IOOMPa程度，因此在絕 緣體層5和頭部3之間難以產(chǎn)生空隙(void)，從而能夠提高絕緣體層5和頭部3的密合性。另外，作為上述的注射成形的預(yù)處理，以提高緊固件主體4和樹脂絕緣層的密合 性為目的，對頭部3的表面實施照射大氣壓等離子體等表面處理，也可以在頭部3的表面進(jìn) 行形成微細(xì)的凹凸的預(yù)處理。作為預(yù)處理的方法，例如可以舉出以下的方法作為具體例。(1)在照射大氣壓等離子體時，作為原料氣體使用空氣(氧、氮、或含有它們的氣 體)，在流量10SCCm、壓力大氣壓、將未圖示的直流炬(也可以是RF炬、微波炬、或者真空 炬)設(shè)定為40W的條件下，進(jìn)行20秒鐘處理。(2)向頭部3的表面投射投射材料粒子，(例如金屬、陶瓷、玻璃等硬質(zhì)粒子，在 進(jìn)行用于使頭部3的表面粗面化的預(yù)處理(這樣的處理通常也稱作“噴丸”)時，在壓力 400kPa、使用砂粒氧化鋁、粒度號#60、照射時間10sec/20個、噴嘴和供試體之間的距離 100mm、施工后的表面粗糙度(凹凸)Ι^1.6μπι、有效區(qū)域100%以上的條件下進(jìn)行。(3)對頭部3的表面實施陽極氧化被膜形成處理。(4)作為用于使頭部3的表面粗面化的其它方法，也可以利用研磨紋或滾花等，或 者使用化學(xué)蝕刻。另外，為了提高緊固件頭部和絕緣體的熔融部分的密合性，也可以實施緊固件頭 部的涂底處理。例如，通過對緊固件頭部涂敷聚醚砜(PES)樹脂，能夠?qū)⒕埘啺泛途o固件 主體4的密合性提高約3倍左右?；蛘?，利用與成形于其上的絕緣體相比密合性良好的樹脂制成熔融于緊固件頭部 的最初的絕緣體層，也能夠提高緊固件頭部和絕緣體層的密合性。例如，將最初的絕緣體層 做成密合性高的彈性體，并在其上部成形絕緣耐電壓高的聚酰亞胺，由此能夠做成密合性 高且絕緣性也高的防雷緊固件。作為制作方法，例如可以使用彈性體和聚酰亞胺的雙色成 形的注射成形。通過將彈性體這樣的柔軟的絕緣體用于最初的絕緣體層，不僅密合性提高，而且還可以具有緩和機(jī)械咬合部分的應(yīng)力且抑制咬合部分的破損的效果。接著，參照圖7A 圖7D，對制成的防雷緊固件31用于將航空器的外板10和結(jié)構(gòu)部件(例如，肋、縱梁等)11結(jié)合時的施工方法進(jìn)行說明。另外，圖7A 圖7D為依據(jù)防雷緊固件31的形狀進(jìn)行說明的圖，防雷緊固件1、21
也一樣。(1)在使航空器的外板10和結(jié)構(gòu)部件11重合后，利用鉆頭等鉆孔機(jī)(機(jī)械)，在 規(guī)定部位貫穿設(shè)置凹部(孔)16 (參照圖7A)。(2)在凹部16的內(nèi)表面(內(nèi)周面)涂敷密封材料18 (參照圖7B)。(3)將防雷緊固件31的軸部2插入涂敷有密封材料18的孔16內(nèi)，將軸環(huán)17(參 照圖1)擰入從結(jié)構(gòu)部件11向內(nèi)方(里面?zhèn)?突出的外螺紋部2a(參照圖7C)。(4)在防雷緊固件31的表面(更詳細(xì)地說，導(dǎo)電體層6的表面)、密封材料18的 表面、及導(dǎo)電性網(wǎng)15的表面粘附鋁帶19(參照圖7D)。另外，本發(fā)明并不僅限于上述的實施方式，根據(jù)需要可以實施適當(dāng)變更。例如，導(dǎo)電體層6對本發(fā)明的防雷緊固件來說，并不是必須的要素，也可以省略。 艮口，絕緣體層5的表面和導(dǎo)電性網(wǎng)15的表面也可以以位于同一平面上(成為齊平面)的方 式構(gòu)成。另外，本發(fā)明的防雷緊固件不僅用于結(jié)合圖1所示的航空器的外板10和結(jié)構(gòu)部件 11，也可以用于結(jié)合例如圖8所示的航空器的外板50和結(jié)構(gòu)部件11。外板50主要由具有導(dǎo)電性(鋁的1/100 1/1000大小的導(dǎo)電性)的樹脂材料 (例如，CFRP (碳纖維強(qiáng)化樹脂)，以下稱作“CFRP”)12構(gòu)成，在其表面(組裝后位于外側(cè)的 面)層疊具有導(dǎo)電性的部件(例如銅)51，在其里面(組裝后位于內(nèi)側(cè)的面)整體層疊有具 有絕緣性的樹脂材料(例如，GFRP (玻璃纖維硬化樹脂)，以下稱作“GFRP”) 14。另外，在位于CFRP12的表面?zhèn)鹊木哂袑?dǎo)電性的部件51的表面整體上層疊有具有 絕緣性的樹脂材料(例如，GFRP (玻璃纖維硬化樹脂))52。
權(quán)利要求
一種防雷緊固件，將航空器的外板和位于該外板內(nèi)側(cè)的結(jié)構(gòu)部件結(jié)合，所述防雷緊固件的特征在于，絕緣體層熔融成覆蓋頭部的一端面，并且與形成于所述一端面的扣合部機(jī)械地咬合。
2.如權(quán)利要求1所述的防雷緊固件，其特征在于， 所述絕緣體層通過嵌入成形而形成。
3.如權(quán)利要求1或2所述的防雷緊固件，其特征在于， 所述扣合部的周緣部沿周方向具有圓角。
4.如權(quán)利要求1 3中任一項所述的防雷緊固件，其特征在于， 所述絕緣體層以將所述扣合部的周緣部包入的方式形成。
5.如權(quán)利要求1 4中任一項所述的防雷緊固件，其特征在于， 對所述扣合部的表面的至少一部分實施形成微細(xì)的凹凸的預(yù)處理。
6.如權(quán)利要求1 5中任一項所述的防雷緊固件，其特征在于， 所述絕緣體層由與所述扣合部的表面的密合性優(yōu)良的材料構(gòu)成。
7.如權(quán)利要求1 5中任一項所述的防雷緊固件，其特征在于，所述絕緣體層具有覆蓋所述扣合部表面的第一層和至少一層覆蓋該第一層的層，所述 第一層由與所述扣合部表面的密合性優(yōu)良的材料構(gòu)成。
8.如權(quán)利要求7所述的防雷緊固件，其特征在于， 所述絕緣體層通過多次嵌入成形而形成。
9.一種防雷緊固件，將航空器的外板和位于該外板內(nèi)側(cè)的結(jié)構(gòu)部件結(jié)合，所述防雷緊 固件的特征在于，形成于頭部一端面的扣合部的周緣部沿周方向具有圓角。
10.一種航空器組件，具備以具有導(dǎo)電性的樹脂材料為主要要素構(gòu)成的外板；從內(nèi)側(cè) 支承該外板的結(jié)構(gòu)部件；及將這些外板和結(jié)構(gòu)部件結(jié)合的緊固件，所述航空器組件的特征 在于，所述緊固件為權(quán)利要求1 9中任一項所述的防雷緊固件。
11.如權(quán)利要求10所述的航空器組件，其特征在于， 所述防雷緊固件和所述外板之間由密封材料填滿。
12.如權(quán)利要求10或11所述的航空器組件，其特征在于，所述絕緣體層以在貫穿設(shè)置于所述外板的孔和所述絕緣體層的與該孔相對的面之間 能夠形成間隙的方式形成。
13.如權(quán)利要求10 12中任一項所述的航空器組件，其特征在于， 所述絕緣體層的頂面和所述外板的表面被加工成為齊平面。
全文摘要
本發(fā)明提供一種防雷緊固件，能夠可靠地防止航空器飛行中的絕緣體層剝離，且能夠提高防止雷擊效果及可靠性。防雷緊固件(1)將航空器的外板(10)和位于該外板(10)內(nèi)側(cè)的結(jié)構(gòu)部件(11)結(jié)合，絕緣體層(5)熔融成覆蓋頭部(3)的一端面，并且與形成于所述一端面的緊固件側(cè)扣合部(扣合部)(7)機(jī)械地咬合。
文檔編號F16B33/06GK101808895SQ20088010870
公開日2010年8月18日 申請日期2008年9月25日 優(yōu)先權(quán)日2007年9月28日
發(fā)明者別所正博, 垂水健康, 小栗和幸, 山越英男, 柏木圣纮, 石川直元, 神納祐一郎 申請人:三菱重工業(yè)株式會社