JP5822493B2 - 耐雷ファスナ、航空機組立品、航空機組立部品の製造方法 - Google Patents

Description

本発明は、航空機の機体、特に翼や胴体に設置される燃料タンク等の可燃性の燃料蒸気が存在する可能性のある部位に用いられる防爆用の耐雷ファスナ、航空機組立品、航空機組立部品の製造方法に関する。

航空機の機体を構成する翼は一般に中空構造となっており、翼表面を形成する翼面パネルは、翼内部にある構造部材にファスナ部材（留め具）によって固定されている。
このとき、ファスナ部材は、ピン状のファスナ本体を、翼面パネルおよび翼内部の構造部材の双方に形成された貫通孔に翼の外部側から挿入し、その先端部を翼の内部側から固定金具で固定することで、翼面パネルと構造部材とを締結する。
また、この他にも翼内部や胴体部で、翼面パネル以外の構造部材や装備品の固定用の部材もファスナ部材（留め具）によって締結・固定されている。
このとき、ファスナ部材は、ピン状のファスナ本体を、互いに固定される部材の双方に形成された貫通孔の双方を通過するように挿入し、その先端部を固定金具で固定することで双方の部材を締結する。
なお、固定される翼面パネルまたは部材は２つに限らない。

ところで、航空機においては、防爆のための被雷対策を万全に期す必要がある。航空機に被雷が発生して主翼等の翼面パネルや構造部材に大電流が流れると、上記の各種締結部にその一部、場合によっては全部が流れる。その電流値が各締結部における通過許容電流の限界値を超えると、電気的アーク（あるいはサーマルスパーク）と呼ばれる放電が発生する（以下、本明細書中ではこれをアークと称する。）。これは、締結部を通過する電流により締結部を構成する主として導電部材からなる部材の締結界面の局部に急激な温度上昇が生じて溶融し近傍の大気中に放電が発生する現象で、多くの場合、溶融部分からホット・パーティクルと言われる溶融物の飛散が発生する。一般に翼の内部空間は燃料タンクを兼ねているため、この被雷時において、アークの発生を抑えるか、あるいは、アークを封止することによって発生したアークの放電とそこから飛散するホット・パーティクルが可燃性の燃料蒸気に接触しないようにして発火を防止し、防爆構造とする必要がある（非特許文献１参照）。
具体的には、上記ファスナ部材（留め具）と、それが締結する各種部材との界面のうち、可燃性の燃料蒸気が充満する可能性のある部位に、耐雷（防爆）対策として、上記の電気的アークの発生抑制か、封止の対策が必要である。ここで、可燃性の燃料蒸気が存在する可能性のある部位とは、翼内部および胴体部の、燃料タンク内部、一般に燃料タンクの翼端側に設置されるサージタンク（ベントスクープやバーストディスクなどが設置されるタンク）内部、燃料系統装備品内部等である。

そこで、従来、たとえば図１０に示すように、翼１の内部側において、翼面パネルを例とする第一の部材２および翼の内部に取り付けられる第二の部材３を貫通するファスナ部材４のファスナ本体４ａおよび固定金具４ｂから離間した状態にキャップ６が取り付けられ、ファスナ本体４ａおよび固定金具４ｂとの間に空気で満たされた空隙７を形成する構造が提案されていた（例えば、特許文献１参照）。

しかしながら、特許文献１に記載の技術では、キャップ６をファスナ部材４に対して位置決めできる構造とはなっておらず、キャップ６の取付位置は作業者に依存する。このため、キャップ６の中心とファスナ部材４の中心とが大きくずれる可能性もある。空隙７においてファスナ部材４とキャップ６との間隙が小さい場所が生じると、キャップ６の機能（絶縁性）が低下する。最悪の場合、キャップ６がファスナ部材４に接触してしまった状態で取り付けられれば、キャップ６の機能そのものが大きく損なわれることもある。
また、キャップ６は、図１０（ａ）に示すように、接着剤９で第二の部材３に取り付けられたり、図１０（ｂ）に示すようにシーラント（絶縁材料）１０で外周をカバーしているため、取付現場において、接着作業、シーラント１０の塗布作業が必要であり、作業の手間がかかる。航空機の翼１の内部は、言うまでもなく空間が狭く、奥まった位置において上記したような作業を行うのは作業性が非常に悪い。しかも、このようなファスナ部材４は、翼１の全体に数千〜数万箇所設けられるため、作業性の悪化はコスト上昇に直結する。また、シーラント１０を十分塗布するため、重量オーバとなりやすい。翼以外の可燃性の燃料蒸気が存在する可能性のある部位についても、翼より数は少ないものの、同様の問題がある。
さらに、上記したような作業は、いわゆる手作業であり、作業者によって、施工品質にばらつきが出やすく、これは信頼性にも影響する。
また、図１１は、ファスナ部の一般的なアークの封止方法の例である。このような例は、非特許文献１（P.266、Fig.7.47 Fastener sealing concepts.の(b)）にも記載されており、ファスナ部材４の可燃性燃料蒸気のある側（燃料タンク側等）の締結部位に、シーラント１０をオーバーコート、または、キャップシール（シーラントをあらかじめ固めたキャップ）５をシーラントで接着して設置する。しかしながら、この例でも、シーラントの塗布作業があり、上記と同様の問題がある。
さらに、シーラントは、航空機の飛行中においては、例えば−６０℃といった低温環境にさらされる。そのような環境ではシーラントが硬化し、密着性能が低下する可能性がある。そのような状態でも十分なアークの抑制性能を持たせるために、十分厚くシーラントを塗布する必要がある場合があり、重量上の問題となっている。
さらに、燃料タンク防爆の航空規則の改正により、このような耐雷（防爆）対策に対する故障の防止の要求が非常に厳しくなっており、１機あたり数千〜数万あるファスナの１本にも故障の発生が許されなくなっている。このため、耐雷（防爆）対策には、製造時の故障の発生(製造ミス、装着ミス、検査ミス)の防止、製造バラツキによる性能の低下の防止、および、３０年にもおよぶ航空機寿命における運用環境下での性能の劣化等の防止が必要であり、上記のような信頼性の確保、品質保証が厳しく求められている。一方で、経済的、環境的な要求からは、低コストで軽量な対策が求められる。

そこで、本発明者らは、ファスナ部材の機体の内部側に突出した部分に係合部を形成し、キャップの内周面の中心部に、ファスナ部材の係合部に係合する被係合部を形成し、被係合部にファスナ部材の係合部を係合させる構成の技術を既に提案した（特許文献２参照）。

特開平２−７３９８号公報 特開２０１０−２５４２８７号公報

F. A. Fisher, J. A. Plumer, R. A. Perala, "Lightning Protection of Aircraft", Second Edition, 2004, Lightning Technologies Inc, p218, p266

しかしながら、上記したような特許文献２に記載の技術においても、絶縁性の確保のために、キャップの内側にシーラントを充填する必要があり、施工に手間がかかる。さらに、シーラントは施工前には低温での保存を要し、常温環境下に出した後では消費期間が短く、コストアップの要因となる。
また、前述のように、シーラントは、航空機の飛行中においては、例えば−６０℃といった低温環境にさらされる。そのような環境では、シーラントが、そのガラス転移温度以下になってしまい、硬化する可能性がある。すると、特許文献２の技術でも、非特許文献１ほどではないが、アークの発生の抑制性能に悪影響が出る可能性がある。
本発明は、このような技術的課題に基づいてなされたもので、低コストで軽量で、十分な耐雷性能を確保し故障の非常に少ない、高信頼性、長寿命の航空機における防爆用の耐雷ファスナ、航空機組立品、航空機組立部品の製造方法を提供することを目的とする。

かかる目的のもと、本発明者らがファスナ部材４の周囲で発生するアークについて雷撃試験でのアーク発生箇所調査やその電流分布解析、電流分布計測等により鋭意検討を行ったところ、図１１に例として描画した電流の流れとアークの発生箇所が示すように、ａ）翼パネル２とファスナ部材４の間で生じるもの、ｂ）翼パネル２と第二の部材３との間で生じるもの、ｃ）第二の部材３とファスナ部材４の外周のエッジ部４ｃとの界面で生じるもの、ｄ）ファスナ本体４ａと部材３の穴の内面との間で生じるもの、ｅ）ファスナ本体４ａの端部４ｄとカラー４ｂの間のネジ端部で生じるものがあり、特に、ｃ）の第二の部材３とファスナ部材４の外周のエッジ部４ｃとの界面で生じるものへの対策がファスナの耐雷対策上重要であることが判明した。
これは、ａ）は燃料タンク外（あるいは可燃性の燃料蒸気が存在しない部位）であるので問題がない、ｂ）は重要であるが合わせ面の問題であり本発明の対象であるファスナの問題ではない（一般にこの部分はシーラントで対策する。）、ｄ）はｂ）とｃ）の封止対策が出来ていれば解決される、ｅ）は規定以上の雷撃電流を試験的に与え、かつ、部材間の導通状況が非常に悪い等の特殊なケースでのみ起こる事象あって実際にはあり得ない、などが理由である。
したがって、ｃ）に対し、アークの発生防止、あるいは、万一発生した場合のアークの放電とそこから飛散するホット・パーティクルが可燃性の燃料蒸気に接触しないように封止することが重要である。

このような知見に基づいてなされた本発明は、航空機の機体を構成する少なくとも二つの部材を締結するため、全ての部材に形成された孔に一方の側から他方の側に貫通させて設けられるファスナ本体と、部材の他方の側に突出したファスナ本体に装着される締結部材と、ファスナ本体の頭部の外周縁および締結部材の外周縁の少なくとも一方と部材との間に、当該ファスナの締結時に圧縮状態で挟み込まれ、絶縁性を有した材料からなるリング部材と、を備えることを特徴とする。
絶縁性を有したリング部材を、ファスナ本体の頭部の外周縁および締結部材の外周縁の少なくとも一方と部材との間に圧縮状態で挟み込むことで、ファスナ本体の頭部や締結部材の外周部と部材との界面近傍の放電が発生しうる空間を無くし、前記ｃ）のようなアークの発生を防止することが出来る。また、万一アークが発生してしまっても、発生したアークの放電とそこから飛散するホット・パーティクルが可燃性の燃料蒸気に接触しないようにすることができる。

このようなリング部材は、ファスナ本体の頭部の外周縁または締結部材の外周縁に形成された溝に嵌め込まれる。
この溝は、部材側から離間するにつれてその径が漸次縮小するテーパ面を有しているようにしてもよい。これにより、リング部材が溝から外れにくくなる。
また、溝は、部材の表面に平行な平行面を有し、平行面と部材の表面との間にリング部材が挟み込まれるようにしても良い。
また、溝の内周面と、ファスナ本体または締結部材の外表面とが隣接するエッジ部を鈍角に形成するのが好ましい。
さらに、リング部材と溝の少なくとも一方に、リング部材の溝からのはずれ防止手段を備えていることを特徴とする。

本発明は、締結部材の内周部と部材との間に圧縮状態で挟み込まれる、絶縁性を有した材料からなる第二のリング部材をさらに備える。

二つの部材の一方の側が燃料タンクであるとき、二つの部材の界面、ファスナ本体と二つの部材の界面、ファスナ本体の先端部と締結部材との間の少なくとも１カ所に、燃料が二つの部材の一方の側から他方の側に漏れるのを防止するシール材を塗布しても良い。
その一方で、リング部材、第二のリング部材が、燃料が漏れるのを防止する機能を有するのであれば、シール材の塗布を省略しても良い。
また、本発明の締結部材は、溝よりも内側において部材と突き当たる接触面を有するように構成することができ、リング部材は、ファスナ本体の締結前にはファスナ本体の軸線方向における高さが、同方向における溝の深さよりも大きくなるよう形成することができる。

本発明は、航空機の機体を構成する少なくとも二つの部材が、請求項１から８のいずれか一項に記載の耐雷ファスナにより締結されていることを特徴とする航空機組立品とすることもできる。

なお、本発明は航空機の翼内の締結部に流れる電流のうち一般に最も大きいと考えられる被雷時の対策であるが、同様に電流によるアークが問題となる航空機の電気系統から構造への地絡（Ｆａｕｌｔ Ｃｕｒｒｅｎｔ）にも同様の効果がある。

本発明は、請求項１から８の耐雷ファスナを用いた防爆対策が必要な航空機組立品の製造方法であって、少なくとも二つの部材を重ね合わせて配置する工程と、重ね合わせた少なくとも二つの部材にファスナ孔を貫通形成する工程と、二つの部材の接触面にシーラントを塗布し、塗布したシーラントを接触面の周囲に押し出しながら再び少なくとも二つの部材を重ね合わせて配置する工程と、ファスナ本体を少なくとも二つの部材の孔に挿入し貫通させる工程と、部材との接触面の外周に設けられた溝にあらかじめ絶縁材リングが装着されたカラーを、ファスナ本体に装着して締め付ける工程とを行うことを特徴とする航空機組立部品の製造方法とすることもできる。

本発明によれば、絶縁性を有したリング部材を、ファスナ本体の頭部の外周部および締結部材の外周部の少なくとも一方と部材との間に圧縮状態で挟み込むことで、二つの部材と、ファスナ本体の頭部や締結部材との界面を封止することができ、これにより、低コスト、軽量で十分かつ非常に信頼性の高い耐雷（防爆）性能を確保することができる。このように部材とファスナ本体にしっかり圧縮状態で挟み込まれる構造であるので、製造時や運用時にはずれたりすることがない。

第一の実施の形態におけるファスナ部材を示す断面図、リング部材の変形例を示す断面図である。 第二の実施の形態におけるファスナ部材を示す断面図、およびリング部材の拡大断面図、リング部材の変形例を示す断面図である。 第三の実施の形態におけるファスナ部材を示す断面図、およびリング部材の拡大断面図である。 第四の実施の形態におけるファスナ部材を示す断面図、およびリング部材の拡大断面図である。 頭部にキャップを設けたファスナ部材を示す断面図、およびキャップの拡大断面図である。 第五の実施の形態におけるファスナ部材を示す断面図である。 図６の変形例を示す断面図である。 （ａ）は第六の実施の形態におけるファスナ部材を示す断面図、（ｂ）はボルトの頭部の平面図および断面図、（ｃ）はナットの平面図および断面図である。 リング部材の変形例を示す図である。 従来のファスナ部材の複数例を示す断面図である。 従来のファスナ部材においてアークが発生する箇所を示した断面図である。 リング部材の圧縮変形を適量とするための設計検討のための概念図である。 リング部材の発生応力と３０年後の残存応力について計算した例であり、（ａ）は、リング部材の材料がＰＥＥＫである場合、（ｂ）は、ナイロンである場合の計算例である。 リング部材の残存ひずみについて計算した例であり、（ａ）は、リング部材の材料がＰＥＥＫである場合、（ｂ）は、ナイロンである場合の計算例である。

以下、添付図面に示す実施の形態に基づいてこの発明を詳細に説明する。
［第一の実施形態］
図１は、以下に示す第一の実施形態における耐雷ファスナを適用した航空機の機体を構成する翼の一部の断面図である。
この図１（ａ）に示すように、翼（航空機組立品）２０は、その外殻が、例えばアルミ合金等の金属材料や、炭素繊維と樹脂との複合材料であるＣＦＲＰ（Ｃａｒｂｏｎ Ｆｉｂｅｒ Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ Ｐｌａｓｔｉｃｓ）やガラス繊維と樹脂との複合材料であるＧＦＲＰ（Ｇｌａｓｓ Ｆｉｂｅｒ Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ Ｐｌａｓｔｉｃｓ）からなる翼パネル（部材）２１によって形成されている。翼２０の内部に設けられる、補強のための構造部材（リブなど）や燃料タンク、各種の機器が、アルミ合金等の金属材料や複合材料により形成されたステー等の部材２２を介して翼パネル２１に固定されている。そして、ステー等の部材２２は、ファスナ部材２４によって翼パネル２１に取り付けられている。
なお、図には示さないが、翼パネル２１は、複合材料の場合、直撃の雷が着雷する可能性のある部位には表面側に金属のフォイルあるいはメッシュなどが張られていることが多い。また、翼パネル２１の外面には防食などのため、金属でも複合材料でも、プライマーと塗料が塗布されていることが多く、翼パネル２１のその他の面や内部の構造部材には、電気的導通を必要とする部分以外にはプライマーが塗布されていることが多い。

ファスナ部材２４は、ピン状のファスナ本体２５と、翼２０の内部側でファスナ本体２５に装着されるカラー（締結部材）２６とから構成される。
ファスナ本体２５およびカラー２６は、強度の面から一般に金属材料（たとえば、チタン、ステンレススチール、アルミニウムなど）により形成される。

ピン状をなしたファスナ本体２５は、先端部にネジ溝２５ａが形成され、後端部は先端部側より拡径した頭部２５ｂとされている。このファスナ本体２５は、翼パネル２１および部材２２を貫通して形成された孔２１ａ、２２ａに翼２０の外側から挿入され、後端部の頭部２５ｂを孔２１ａの周囲面に突き当てた状態で、先端部を翼２０の内方に突出させる。ファスナ本体２５の材質の表面処理は、使用される部位や施工方法により、無垢のもの、アルミナなどの絶縁被膜処理のもの、イオン蒸着による導電処理などを用いることが出来る。

カラー２６は、筒状で、その内周面にはファスナ本体２５のネジ溝２５ａに噛み合うネジ溝が形成されている。このカラー２６は、翼２０の内方に突出したファスナ本体２５のネジ溝２５ａにねじ込まれる。これによって、翼パネル２１と部材２２とは、ファスナ本体２５の頭部２５ｂとカラー２６とによって挟み込まれ、部材２２が翼パネル２１に固定されている。ここで、カラー２６は、ファスナ本体２５にねじ込んだ後の緩みを防止できるセルフロック式とするのが好ましい。また、カラー２６は、規定のトルクに達したときに六角形状などをしたナット状のヘッドが切れる構造となっている、トルクオフ式としても良い。あるいは、機器を取り付けるための結合であって、メンテナンスなどのために着脱が必要な場合には、ダブルヘックス式などの取り外し可能なカラーとしても良い。

このようなカラー２６には、部材２２に突き当たる接触面２６ａの外周部に溝３０Ａが形成され、この溝３０Ａに、リング状の樹脂製のリング部材４０Ａが装着されている。このリング部材４０Ａは、例えば、ＰＰＳ（ポリフェニレンサルファイド樹脂）、ポリイミド、ＰＥＥＫ（ポリエーテル・エーテル・ケトン樹脂、ＰＥＥＫはビクトレックス社（英国）の登録商標）、ナイロン樹脂、フッ素樹脂、エポキシ樹脂、フェノール樹脂、あるいは、硬質ゴム等の樹脂により形成するのが好ましい。これらは、航空機燃料タンク内で使用する樹脂として、機械的強度、耐油性、耐寒・耐熱性、等の点で信頼性が確認されている。
なお、カラー２６においては、ファスナ本体２５と協働して所定の締結力を発揮する必要があるため、溝３０Ａよりも内側においてカラー２６が部材２２に面接触する部分の面積を従来同等に確保する必要がある。

ここで、リング部材４０Ａは、図１（ｂ）に示すようにファスナ締結前にはファスナ本体２５の軸線方向における高さが、同方向における溝３０Ａの深さよりも大きくなるよう形成されている。これにより、カラー２６をファスナ本体２５に締め込んでいったときに、カラー２６の接触面２６ａよりも先にリング部材４０Ａが部材２２に突き当たり、カラー２６の締結が完了した状態においては、リング部材４０Ａは圧縮変形している。これにより、リング部材４０Ａは部材２２とカラー２６の双方に面圧により確実に密着する。

ここで、航空機の飛行中に生じる低温環境においてリング部材４０Ａが収縮したときにも、リング部材４０Ａが一定以上の面圧で部材２２とカラー２６の双方に接触するよう、リング部材４０Ａの高さを設定する。
リング部材４０Ａが一定以上の面圧で部材２２とカラー２６の双方に接触するよう、リング部材４０Ａの圧縮変形による樹脂変形量を適量とするためには、（１）一発破壊しないこと（カラー２６の締付時に樹脂に発生する応力が引張強度以下であること）、（２）残存応力：耐用年数（一般に３０年）後に残存応力が０以上あること、（３）圧縮ひずみが低温時に十分あること（残存ひずみが低温による ひずみ変化以上）、の３つの関係が成り立つ状態を見いだす必要がある。
図１２に、リング部材４０Ａの圧縮変形を適量とするための設計検討のための概念図を示す。カラー２６の全高をＬ１、リング部材４０Ａのフランジ面からの飛び出し量（樹脂変形量）をＹ、リング部材４０Ａの全長をＹ＋Ｈとする。

以下、リング部材４０ＡをＰＥＥＫ、ナイロン（Ｚｙｔｅｌ（ザイテル）：登録商標）とした場合を例とし、カラー２６の全高のうち、リング部材４０Ａの無い部分の高さＦがファスナ全高Ｌ１の３分の１と仮定した例を考える。
その検討結果を、表１および図１３、図１４に示した。

まず上記（１）、（２）について樹脂変形量Ｙを０．１ｍｍとして計算した例が図１３であり、図１３（ａ）は、リング部材４０Ａの材料がＰＥＥＫである場合、（ｂ）は、ナイロンである場合である。
この場合、カラー２６の締付時に樹脂に発生する応力が引張強度以下であり、耐用年数（一般に３０年）後の残存応力も０以上であることから、（１）も（２）も問題ないことが分かる。このような計算を樹脂変形量Ｙをパラメータとして行うと、樹脂変形量Ｙは、ＰＥＥＫの場合０．１１ｍｍ、ナイロンの場合０．１６ｍｍ以下であれば良いことが分かった。

次に上記（３）について同じく樹脂変形量Ｙを０．１ｍｍとして計算した例が図１４であり、図１４（ａ）は、リング部材４０Ａの材料がＰＥＥＫである場合、（ｂ）は、ナイロンである場合である。
この場合も問題ないことが分かる。
このような計算を樹脂変形量Ｙをパラメータとして行うと、樹脂変形量Ｙは、ＰＥＥＫの場合０．０３ｍｍ、ナイロンの場合０．０７ｍｍ以上であれば、良いことが分かった。

これらのことからＬ１の３分の１と仮定した場合、各材料の樹脂変形量Ｙが、ＰＥＥＫの場合０．０３〜０．１１ｍｍ、ナイロンの場合０．０７〜０．１６ｍｍとなるよう、リング部材４０Ａを形成すれば、リング部材４０Ａが一定以上の面圧で部材２２とカラー２６の双方に接触する条件を見いだすことができた。

上述したような構成によれば、カラー２６にリング状の樹脂製のリング部材４０Ａが装着されており、このリング部材４０Ａが部材２２とカラー２６との間に挟み込まれ、部材２２とカラー２６の双方に密着しているので、部材２２との界面を封止し、カラー２６の外周縁部（リング部材４０Ａが設けられている位置）でアークの発生防止および封止をすることができる。溝３０Ａとリング部材４０Ａの接触面が部材２２に対し垂直であるので、装着される圧縮時にお互いに密着しやすい。他の形状でも良いが、アーク発生箇所を無くすためにはこれらの面が接触していることが好ましい。しかし、離れていてもアークを封止する能力はあるので、本発明の効果はある。
なおここで、ファスナ本体２５の先端部２５ｃとカラー２６との界面にもアークが発生する可能性が考えられるが、規定以上の雷撃電流を試験的に与え、かつ、部材間の導通状況が非常に悪い等の特殊なケースでのみ起こる事象であって実際にはほとんどあり得ないことが試験により確認されている。これは、ファスナ本体２５に流れ込んだ電流が部材２２に流れる経路（分布）は、経路の伝搬距離で決まるバルク抵抗（単位断面積、単位長さあたりの抵抗）、経路が横切る界面の接触抵抗（単位断面積あたりの抵抗）、および電磁界的な影響（表皮効果でなるべくタンク外面に近い側を流れようとする）で決まり、その際、ファスナ本体２５の先端部２５ｃとカラー２６との界面を通る経路は、カラー２６と部材２２との界面（リング部材４０Ａが設けられている位置）近くを流れる経路と比べ、伝搬距離は大きく、タンク外面からも遠いため、この経路にはほとんど電流が流れず、その結果、この界面においてアークは生じにくいためと考えられる。

さらに、このようなリング部材４０Ａは事前に製作したものをカラー２６の溝３０Ａに単に装着してもよいし圧入などによりはめ込んでもよいし、機械加工されたカラー２６に射出成形の一種であるインサート成形により一体に形成してもよい。いずれの場合も、ファスナ部材２４の装着現場におけるリング取付け作業は不要であるため、現場における作業効率を高めることができ、作業者によるバラツキもない。耐雷（防爆）性能に寄与するリング部材４０Ａの圧縮変形は、前記のような設計で決まり、本質的にばらつく要素を無くすことができる。また、重量オーバにもならない。
また、リング部材４０Ａ自体、複雑な形状でもないため、低コストで量産することができる。特にインサート成形の場合は、低コストで量産できる上、成形時に樹脂が溶融し、カラー２６の溝３０Ａに流し込まれて隙間無くかつ強い密着力で融着するので、カラー２６とリング４０Ａは高度に一体化し、かつ高い精度で製造され、製造公差によるバラツキがない。また、製造後のリング部材４０Ａのはずれなどがない。
加えて、リング部材４０Ａは、たとえば−６０℃〜＋８０℃という温度変化の環境に関わらず、安定してアークの発生防止および封止をすることができる。
さらに、リング部材４０Ａの装着状態や劣化状態等を目視で検査しやすく、管理や保守作業を容易かつ確実に行うことができる。
これらのことから、本耐雷（防爆）ファスナは、現行の燃料タンク防爆の航空規則で要求される航空機用ファスナの耐雷（防爆）対策への故障防止に対する高い信頼性の要求（製造ミス、装着ミス、検査ミスによる故障の防止、製造バラツキによる性能低下の防止、および、３０年にもおよぶ航空機寿命における運用環境下での性能の劣化等の防止）に対して、低コストかつ軽量で、充分な耐雷性、信頼性の確保、品質保証を実現できる。

以下、本実施形態の耐雷ファスナを用いた航空機組立品の製造方法について説明する。
まず、あらかじめ所定の形状に加工され、所定のプライマー、塗料、あるいは、導電処理を表面に施された翼パネル２１と部材２２を、図示しないパイロットホールとピンで位置決めし、互いに重ね合わせて接触配置する。
そして、図示しないクランプにて両者を固定した上で、翼パネル２１の外側からドリルを用いて翼パネル２１および部材２２に孔２１ａおよび孔２２ａを貫通させる。必要に応じ、同様の動作にて他のファスナのための孔あけを行う。このとき、穴径および垂直性が、インターフェアランス・フィット（Ｉｎｔｅｒｆｅｒｅｎｃｅ Ｆｉｔ）、トランジション・フィット（Ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ Ｆｉｔ）、クリアランス・フィット（Ｃｌｅａｒａｎｃｅ Ｆｉｔ）等の指定に基づき、正確な公差範囲に入り、かつ、表面が平滑になるよう、注意して施工する。また、空力面などの必要に応じ、皿取りを行う。

施工後、穴径、垂直度、平滑性などを必要に応じて検査する。
部材２２の取付にかかる孔開けおよび検査作業が全て終了したら、クランプを取り外し、パネル２１と部材２２を分離する。そして、パネル２１と部材２２のそれぞれにおいて、孔２１ａおよび孔２２ａのバリを取り、さらに、表面に付いた切り粉および切削油等を除去、清掃する。

次に、翼パネル２１あるいは部材２２の接触面にシーラント５０を適量塗布の上、再びパネル２１と部材２２を図示しないパイロットホールとピンで位置決めの上、塗布したシーラント５０を接触面の周囲に押し出しながら接触配置する。
そして、ファスナ本体２５の軸部分にシーラント５０Ｂを適量塗布し、パネル２１の外側から孔２１ａに挿入し、部材２２の孔２２ａを貫通して所定位置に収める。このとき、ファスナ本体２５は通常とても挿入しにくいので、適宜ゴムハンマーなどで打ち込む。また、シーラント５０Ｂは余分な部分が孔から外に押し出されるので、孔の周囲やネジ溝２５ａについたものを拭き取る。

次に、あらかじめ溝３０Ａにリング部材４０Ａが装着されたカラー２６を用意する。このカラー２６をファスナ本体２５のネジ溝２５ａに装着し、規定トルクで締め付ける。さらにカラー２６の周囲にはみ出したシーラント５０Ｂを拭き取る。
同様の動作で他のファスナを施工完了したら、部材２２の端部にシーラント５０Ｃを塗布して組立製造が完了する。
以上の工程は、シーラントが固まる前（施工時間の間）に終わらせる必要がある。

本製造方法により、あらかじめ精度良く作製された樹脂リング付のカラーを用いることができ、従来必要であった手作業による樹脂シーラントの塗布などが不要となり、製造ばらつきによる耐雷・防爆性能の低下を皆無にすることができる。

なお、図１（ｃ）、（ｄ）のように、リング部材４０Ａには、径方向に突出する突起２７や凹溝２８を設け、溝３０Ａから、軸方向に外れるのを防止するためのはずれ止めを施しても良い。
また、リング部材４０Ａの外周面４１は、図１（ａ）のようにテーパでも良いし、図１（ｅ）のように、カラー２６の接触面２６ａに垂直でも良いし、その他の形状でも良い。
さらに、図１（ｆ）に示すように、リング部材４０Ａには、溝３０Ａの外周部に軸方向に突出する突起２９を設け、リング部材４０Ａが外周側に外れるのを防止するためのはずれ止めを施しても良い。
さらに突起２９は、図１（ｇ）、図１（ｈ）に示すように、リング部材４０Ａの外周を覆うように形成しても良い。その際、突起２９の先端はカラー２６の接触面２６ａと面一の位置よりも部材２２と接触しないよう、低く形成する必要がある。突起２９の先端は図１（ｇ）のように鋭角でも良いし、図１（ｈ）のように太くても良い。鋭角であればカラーの重量軽減が図れる。一方、太ければ電界の集中を避けることができ、万一雷撃の大電流がカラー２６に流れた場合に突起２９の先端と部材２２との間に電界集中によるスパークが発生し燃料が発火するような電流の閾値を上げることができるため、大電流が流れ得る部位に用いることができる。

加えて、カラー２６は、ファスナ本体２５からのはずれ止めのため、外周の複数点から押しつぶして（かしめる）多角形状にされることが多い。本カラー２６の場合、アーク封止効果を十分持たせるためには、リング部材４０Ａおよび溝３０Ａは隙間無く装着される必要があるとともに、製造上、加工も取付も円形が好ましいので、当該かしめをリング４０Ａおよび溝３０Ａから遠い、カラー２６の反対側半分の部分に施すことにより、リング部材４０Ａおよび溝３０Ａが多角形状につぶれることを防ぎ、円形を保つようにすることが好ましい。あるいは、カラー２６にかしめを施した後に、インサート成形でリング４０Ａを融着（溶融・装着）すれば、万一、溝３０Ａが多角形状につぶれていても隙間無く融着することが出来る。

なお、上記実施形態においては、翼パネル２１と部材２２との界面、ファスナ本体２５と翼パネル２１および部材２２との界面に、シーラント５０Ａ、５０Ｂを塗布した。また、翼パネル２１と部材２２の端部との境界部分にもシーラント５０Ｃを塗布した。ただしこれは燃料漏れ防止あるいは防蝕のための水分浸入防止のためのものであり、極薄であって電気的導通を妨げる作用などはなく、耐アークに対してはカラー２６に備えたリング部材４０Ａがその機能を担う。また、ファスナ本体２５やカラー２６は通常金属であるが、その表面処理として前述の通り非導電性、導電性の各種処理がしてあっても良い。また、ファスナ本体２５と孔２１ａ、２２ａの径の関係は、インターフェアランス・フィット（Ｉｎｔｅｒｆｅｒｅｎｃｅ Ｆｉｔ）、トランジション・フィット（Ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ Ｆｉｔ）、クリアランス・フィット（Ｃｌｅａｒａｎｃｅ Ｆｉｔ）など、どのような締まり状態でも良い。
また、本例は第一の部材を翼パネルを例として記載したが、内部の構造部材などでも良い。ファスナ本体２５の頭部は皿状、なべ状、ナット状など各種用いることが出来る。

次に、上記第一の実施形態の変形例を示す。以下に示す各実施形態では、リング部材、溝の構成が上記第一の実施形態と異なるものであり、それ以外の構成は上記第一の実施形態と共通する。そこで、以下においては、上記第一の実施形態と異なる構成を中心に説明を行い、共通する構成については同符号を付してその説明を省略する。
［第二の実施形態］
図２（ａ）に示すように、本実施形態におけるリング部材４０Ｂは、カラー２６の外周部に形成された溝３０Ｂに装着されている。
ここで、図２（ｂ）に示すように、溝３０Ｂは、カラー２６の接触面２６ａ側から反対側に向かうに従い、溝３０Ｂの内周壁面３１の内径が漸次小さくなるようテーパ状に形成されている。
リング部材４０Ｂも、この溝３０Ｂに嵌め合うような断面形状に形成されている。

このような構成によれば、リング部材４０Ｂが部材２２とカラー２６の双方に密着して部材２２との界面を封止し、カラー２６の外周縁部でアークの発生防止および封止をすることができる。
しかも、溝３０Ｂの内周壁面３１がテーパ状とされているので、リング部材４０Ｂがカラー２６から脱落しにくくなっている。これにより、カラー２６の装着時や装着前の保管、運搬時にリング部材４０Ｂが不用意に脱落してアークの発生防止および封止の効果が得られなくなるのを防止し、耐雷性能を確実に発揮することができる。

図２（ｃ）に示すように、溝３０Ｂは、カラー２６の接触面２６ａ側から反対側に向かうに従い、溝３０Ｂの内周壁面３１の内径が漸次小さくなるようテーパ状とする場合、リング部材４０Ｂが外周側に外れるのを防止するはずれ止めを形成するのも好ましい。この場合、溝３０Ｂの外周部に、カラー２６の軸線方向に突出する突起３７Ａを形成するとともに、その内周側に凹溝３７Ｂを形成することができる。そして、リング部材４０Ｂは、突起３７Ａに係合する段部４３を備え、初期状態において凹溝３７Ｂには入り込まない形状を有している。
そして、図２（ｄ）に示すように、ファスナ部材２４とカラー２６を締結してリング部材４０Ｂの先端部が部材２２に押し付けられると、リング部材４０Ｂが押しつぶされ、その一部が凹溝３７Ｂに入り込む。
これにより、リング部材４０Ｂは、突起３７Ａと凹溝３７Ｂによって外周側に外れるのを防止できるようになっている。

［第三の実施形態］
図３（ａ）、（ｂ）に示すように、本実施形態におけるリング部材４０Ｃが装着される溝３０Ｃは、カラー２６の接触面２６ａ側から反対側に向かうに従い、内径が漸次小さくなるようテーパ状に形成されたテーパ面３２を有している。さらに、溝３０Ｃの内周面とカラー２６の接触面２６ａ、外周面２６ｃとが隣接するエッジ部３３Ａ、３３Ｂにおいては、その角度θ１、θ２が鈍角となるよう形成されている。また、溝３０Ｃには、リング部材４０Ｃを部材２２に押し付けるため、カラー２６の接触面２６ａと平行に近い押し付け面３６が形成されている。
そして、リング部材４０Ｃは、この溝３０Ｃに嵌め合うような断面形状に形成されている。

このような構成によれば、リング部材４０Ｃが部材２２とカラー２６の双方に密着して部材２２との界面を封止し、カラー２６の外周縁部でアークの発生防止および封止をすることができる。
しかも、溝３０Ｃにテーパ面３２が形成されているので、リング部材４０Ｃがカラー２６から脱落しにくくなっている。これにより、カラー２６の装着時にリング部材４０Ｃが不用意に脱落してアークの発生防止および封止の効果が得られなくなるのを防止し、耐雷性能を確実に発揮することができる。
さらに、カラー２６の外周部のエッジ部３３Ａ、３３Ｂが鈍角とされているので、この部分に電流が集中するのを防ぎ、アークの発生防止および封止の効果を一層確実なものとすることができる。また、同じ理由でリング部材４０Ｃのエッジ部３３Ａ、３３Ｂとの接触部分に応力が集中しないので、外力により樹脂に亀裂などの損傷が発生するのを抑制することができる。

［第四の実施形態］
図４（ａ）、（ｂ）に示すように、本実施形態におけるリング部材４０Ｄが装着される溝３０Ｄは、カラー２６の接触面２６ａ側から反対側に向かうに従い、内径が漸次小さくなるようテーパ状に形成されたテーパ面３２を有している。さらに、溝３０Ｄの内周面とカラー２６の接触面２６ａとが隣接するエッジ部３３Ａにおいては、その角度θ１が鈍角となるよう形成されている。
一方、溝３０Ｄにおいて、接触面２６ａから離間した側には、カラー２６の接触面２６ａに平行な平面部（平行面）３４が形成されている。
そして、リング部材４０は、この溝３０Ｄに嵌め合うような断面形状に形成されている。

また、カラー２６の接触面２６ａにおいて、内周側のファスナ本体２５との界面近傍にも、溝３５を形成し、この溝３５に絶縁性を有したリング部材（第二のリング部材）６０を設けるようにしてもよい。

このような構成によれば、リング部材４０Ｄが部材２２とカラー２６の双方に密着して部材２２との界面を封止し、カラー２６の外周縁部のアークの発生防止および封止をすることができる。
しかも、溝３０Ｄにテーパ面３２が形成されているので、リング部材４０Ｄがカラー２６から脱落しにくくなっている。これにより、カラー２６の装着時にリング部材４０Ｄが不用意に脱落してアークの発生防止および封止の効果が得られなくなるのを防止し、耐雷性能を確実に発揮することができる。
また、溝３０Ｄに平面部３４が形成されているため、リング部材４０Ｄを、平面部３４と部材２２の表面とで確実に挟み込んで圧縮することができる。これにより、アークの発生防止および封止をより確実に行うことができる。特に、部材２２が複合材料である場合、カラー２６の接触面２６ａとの突き合わせ面が、機械加工の施されていない面となることがあり、そのような場合、リング部材４０Ｄを確実に部材２２に押し付けることができ、アークを確実に封止できる。

さらに、カラー２６の接触面２６ａにおいて、内周側のファスナ本体２５との界面近傍にもリング部材６０を設けるようにしたので、カラー２６とファスナ本体２５、部材２２との界面においてアークの発生を防止および封止できる。
このような構成は、ファスナ本体２５が金属材料からなり、翼パネル２１、部材２２が複合材料からなり、ファスナ本体２５と、翼パネル２１、部材２２との界面でアークが生じやすい場合に特に有効である。
この場合、リング部材６０が燃料漏れを防止するシール材としても機能するため、ファスナ本体２５のシーラント５０は、図４（ａ）に示すように、ファスナ本体２５の頭部２５ｂに塗布してこれを燃料漏れ防止のためのシール材とし、この頭部２５ｂを孔２１ａの周囲面に突き当てた状態としても良い。

なお、上記第一〜第四の実施形態では、燃料漏れ防止のために、ファスナ本体２５と、翼パネル２１および部材２２との界面にシーラント５０Ａ、５０Ｂ、５０Ｃを塗布する構成としたが、これに限るものではない。
例えば、図２（ａ）に示すように、ファスナ本体２５と、翼パネル２１および部材２２の界面のうち、ファスナ本体２５と翼パネル２１の界面にはシーラントを塗布せず、翼パネル２１および部材２２の界面のみにシーラント５０Ａを塗布するとともに、カラー２６の頂面２６ｂとファスナ本体２５の先端面２５ｄとに、燃料漏れ防止のため、シーラント５１をブラシ等で薄く塗布するようにしても良い。

また、ファスナ本体２５が金属材料からなり、翼パネル２１、部材２２がＣＦＲＰ材料からなるような場合、ファスナ本体２５と、翼パネル２１、部材２２との界面でアークの発生が強く起きる可能性があるため、これを防止および封止するため、図１、図３に示したように、シーラント５０をウェットインストールで施工することで、その部分の電気発生防止を図ることが望ましい。

さらに、燃料漏れを防止するためのシール材として、シーラント５０やシーラント５１を用いたが、これに代えて、図５に示すように、ファスナ本体２５の頭部２５ｂに、絶縁材料からなるキャップ７０を装着してもよい。ここに、ファスナ本体２５の頭部２５ｂは翼パネル２１に対しドライ側（燃料タンクの外側）に位置しており、皿面２５ｄで締結力（押さえる力）を与えている。
ファスナ本体２５の頭部２５ｂの外周部には、周方向に沿って半径方向外側に突出する（拡径する）凸部３８ａと、凸部３８ａに連続して形成され、周方向に沿って半径方向内側に凹む（窪む）凹部３８ｂとからなるキャップ係合部３８が形成されている。これら凸部３８ａおよび凹部３８ｂ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。このように、凸部３８ａおよび凹部３８ｂが丸みを帯びることで、電界集中によりストリーマが発生し、当該部に雷を誘雷する現象を抑制することができる。また、応力の集中も抑えられるので、運用中の外力による破損を防ぎ、高信頼、長寿命とすることができる。

キャップ７０は、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））等を用いて形成されている。
キャップ７０は、キャップ係合部３８に係合するよう、その内周側に、周方向に沿って半径方向外側に凹む（窪む）とともに、キャップ係合部３８の凸部３８ａと合致する凹部７１ａと、周方向に沿って半径方向内側に突出するとともに、キャップ係合部３８の凹部３８ｂと合致する凸部７１ｂとが形成されている。

キャップ７０は、射出成形によってファスナ本体２５の頭部２５ｂに一体に成形することができる。ここで、キャップ係合部３８に凹部７１ａ、凸部７１ｂが係合していることで、キャップ７０は、ファスナ本体２５に一体化している。

このようなキャップ７０を備えることで、ファスナ本体２５と翼パネル２１との間が封止され、燃料漏れを防ぐことができる。
なお、キャップ７０および翼パネル２１の表面には、塗装により塗膜７５が形成される。
また、キャップ７０の外周と翼パネル２１の間はシーラント７２により隙間を埋め、空力面をスムースにすることができると共に、塗膜７５のひび割れを防止することができる。

［第五の実施形態］
第一から第四の実施形態では、ファスナのヘッド（頭部）側が可燃性の燃料蒸気が充満する可能性のある部位の外側（燃料タンク外側）にある場合を例として例示したが、本実施の形態はヘッド側が可燃性の燃料蒸気が充満する可能性のある部位の内側にある場合の一例を示す。
図６に示すように、本実施形態においては、本実施形態におけるリング部材４０Ｅは、カラー２６ではなく、ファスナ本体２５の頭部２５ｂに設けられている。
すなわち、ファスナ本体２５の頭部２５ｂには、上記第一の実施形態の溝３０Ａと同様の断面形状の溝８０が形成され、この溝に、上記第一の実施形態におけるリング部材４０Ａと同様の断面形状のリング部材４０Ｅが装着されている。

このような構成によれば、ファスナ本体２５の頭部２５ｂと被締結部材（部材）２２ｃとの界面におけるアークの発生防止および封止ができる。被締結部材２２ｃの例としては、主翼リブ、スパーなどがある。

また、このような構成によれば、リング部材４０Ｅにより、ヘッド側からの水分の浸入に対する防蝕のためのシール性能を発揮できるので、図７に示すように、図６に示した構成からファスナ本体２５と、被締結部材２２ｃまたは部材２２ｄの界面へのシーラント５０の塗布を省略した構成とすることもでき、施工のさらなる容易化、低コスト化、軽量化を図ることができる。

なお、本実施形態で示した構成は、被締結部材の両側が可燃性の燃料蒸気が充満する可能性のある部位である場合は、上記第一〜第四の実施形態で示したカラー側の構成と組み合わせることも可能である。

［第六の実施形態］
図８（ａ）に示すように、本実施形態においては、ファスナ部材２４として、ファスナ本体２５に変えてボルト（ファスナ本体）９０を用い、カラー２６に代えてナット（締結部材）９１を用いることで、翼パネル２１と部材２２とを締結する構成となっている。本実施形態では被締結部材２２ｃ、部材２２ｄとも可燃性の燃料蒸気が充満する可能性のある部位の例となっている。
ここで、図８（ｂ）に示すように、ボルト９０の頭部９０ａのフランジ面９０ｂの外周部に溝９２が形成され、この溝９２にワッシャ状のリング部材４０Ｆが装着されている。そして、このリング部材４０Ｆは、翼パネル２１の表面とボルト９０の頭部９０ａとに挟み込まれることで、翼パネル２１の表面とボルト９０の頭部９０ａとの界面におけるアークに対する封止、燃料漏れに対する封止を行っている。

また、図８（ｃ）に示すように、ナット９１において部材２２との接触面９１ａには、外周側に張り出すフランジ部９３が形成されている。このフランジ部９３の外周部に溝９４が形成され、この溝９４にワッシャ状のリング部材４０Ｇが装着されている。
そして、このリング部材４０Ｇは、フランジ部９３と部材２２との間に挟み込まれることで、ナット９１と部材２２との界面におけるアークの発生防止および封止、燃料の封止を行う。
なお、ナット９１にはフランジ部９３を設けたので、リング部材４０Ｇをより広い面積で押圧することができるため、アークの発生防止および封止効果が特に高まる。

このような構成によれば、ファスナ部材２４としてボルト９０、ナット９１を用いる場合においても、アークの発生防止および封止効果、燃料漏れ防止効果を確実に発揮できる。
したがって、翼２０の内部空間に設けられる燃料タンクをはじめとする各種装備品を、ステー等の部材２２に着脱可能に取り付ける場合においても、ボルト９０、ナット９１からなるファスナ部材２４を適用することで、上記効果を得ることができる。

ところで、上記各実施形態において、図９に示すように、リング部材４０Ｆ、４０Ｇは、ボルト９０、ナット９１よりも外周側に張り出すようにしても良く、その場合、ボルト９０、ナット９１の外周側を囲う外周壁部１１０を備えるようにしても良い。このような構成は、リング部材４０Ａ〜４０Ｅにも同様に適用できる。
また、上記では、翼２０に用いられる耐雷ファスナを中心に記載したが、本発明は、航空機の胴体など他の部位に用いられる防爆用の耐雷ファスナについても同様の効果がある。
これ以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施の形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。

２０…翼（航空機組立品）、２１…翼パネル（部材）、２２…部材、２２ｃ…被締結部材（部材）、２２ｄ…部材、２４…ファスナ部材、２５…ファスナ本体、２６…カラー（締結部材）、２６ａ…接触面、３０Ａ、３０Ｂ、３０Ｃ、３０Ｄ…溝、３１…内周壁面、３２…テーパ面、３３Ａ、３３Ｂ…エッジ部、３４…平面部（平行面）、３５…溝、３８…キャップ係合部、４０Ａ、４０Ｂ、４０Ｃ、４０Ｄ、４０Ｅ、４０Ｆ、４０Ｇ…リング部材、５０、５１…シーラント、６０…リング部材（第二のリング部材）、７０…キャップ、９０…ボルト（ファスナ本体）、９１…ナット（締結部材）、１１０…外周壁部

Claims (9)

1. 航空機の機体を構成する少なくとも二つの部材を締結するため、すべての前記部材に形成された孔に貫通させて設けられるファスナ本体と、
   前記部材どうしを締結するために前記ファスナ本体の前記部材から突出した部位に装着される締結部材と、
   前記ファスナ本体の頭部の外周縁および前記締結部材の外周縁の少なくとも一方と前記部材との間に圧縮状態で挟み込まれる、絶縁性を有した材料からなるリング部材と、を備え、
   前記リング部材は、前記ファスナ本体の頭部の外周縁または前記締結部材の外周縁に形成された溝に嵌め込まれており、
   前記締結部材の内周部と前記部材との間に圧縮状態で挟み込まれる、絶縁性を有した材料からなる第二のリング部材をさらに備えることを特徴とする耐雷ファスナ。
2. 前記溝は、前記部材側から離間するにつれてその径が漸次縮小するテーパ面を有し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。
3. 前記溝は、前記部材の表面に平行な平行面を有し、前記リング部材は前記平行面と前記部材の表面との間に挟み込ま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。
4. 前記溝の内周面と、前記ファスナ本体または前記締結部材の外表面とが隣接するエッジ部が鈍角に形成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。
5. 前記リング部材と前記溝の少なくとも一方に、前記リング部材の前記溝からのはずれ防止手段を備えてい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。
6. 二つの前記部材の一方の側が燃料タンクであるとき、
   二つの前記部材の界面、前記ファスナ本体と二つの前記部材の界面、前記ファスナ本体の先端部と前記締結部材との間の少なくとも１カ所に、燃料が二つの前記部材の一方の側から他方の側に漏れるのを防止するシール材が塗布されていることを特徴とする請求項１から５のいずれか一項に記載の耐雷ファスナ。
7. 前記締結部材は、前記溝よりも内側において前記部材と突き当たる接触面を有し、
   前記リング部材は、前記ファスナ本体の締結前には前記ファスナ本体の軸線方向における高さが、前記軸線方向における前記溝の深さよりも大きくなるよう形成されていることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載の耐雷ファスナ。
8. 航空機の機体を構成する少なくとも二つの部材が、請求項１から７のいずれか一項に記載の耐雷ファスナにより締結されていることを特徴とする航空機組立品。
9. 請求項１から７のいずれか一項に記載の耐雷ファスナを用いた防爆対策が必要な航空機組立品の製造方法であって、
   少なくとも二つの部材を重ね合わせて配置する工程と、
   重ね合わせた少なくとも二つの前記部材にファスナ孔を貫通形成する工程と、
   二つの前記部材の接触面にシーラントを塗布し、塗布したシーラントを前記接触面の周囲に押し出しながら再び少なくとも二つの前記部材を重ね合わせて配置する工程と、
   前記ファスナ本体を少なくとも二つの前記部材の孔に挿入し貫通させる工程と、
   前記部材との接触面の外周に設けられた溝にあらかじめ絶縁材リングが装着されたカラーを、前記ファスナ本体に装着して締め付ける工程とを行うことを特徴とする航空機組立部品の製造方法。