JP2013501216A - 航空機製造のための複合材料の電気的分析方法 - Google Patents

Abstract

航空機の製造のための複合材料を電気的に分析する方法において、以下のステップが実行される。すなわち、複合材料で作られた少なくとも１つのテストピース（１８）に２つのスペーサー（１６）を押し付け、前記スペーサー及び前記テストピースで形成されたアセンブリの電気抵抗値を測定し、前記値から前記複合材料の電気抵抗の値を推定する。

Description

本発明は、航空機の製造に用いられる複合材料に関する。

今日では、特にその重量が小さいことと機械的特性のゆえに、複合材料を用いて航空機を製造することが望まれている。このような複合材料は、カーボンファイバーのようなファイバーが埋め込まれた合成材料（例えばエポキシ樹脂）の母材によって構成されている。

このような材料が航空機を作るのに使われる場合には、それが電気抵抗の点でどのような挙動をするのかを知ることは有用である。この目的のために、今日では以下の工程が実施される。複数層の積み重ねを有する複合材料の棒が作られる。層の数はわかっており、層は、向きが例えば４５°／０°／−４５°／９０°…という順序になっている。電気の良導体である金属が、棒の両端に電気分解によって析出する。これらの２つの電着物の間の電位差を測定するために電圧計が用いられ、棒には電流計を経由して直列に電流が供給されている。このように電圧及び電流を知ることによって、オームの法則Ｒ＝Ｕ／Ｉを適用して棒の抵抗を求めることができる。

しかしながら、棒の両端に電着物を作ることは、比較的難しいということがわかる。このような作業は、時間がかかり、煩わしく、信頼性の保証がない。特に、電着物によって構成される表面処理の品質は、大部分が棒の準備の際に与えられた配慮による。これは、電着物が適切に作られるためには、約１０の異なる工程を実行する必要があるということを実際には意味する。これらの工程は特別な要員及び手段を必要とし、このため、この運用自体が無視できないコストを示す。更に、得られた結果は、一貫性がなく、作られた電着物の品質に実際には左右される、ということがわかることもある。加えて、電流が棒の両端に供給され、電圧がクリップ手段によって測定される場合には、電着物が急速に老朽化し、試験を繰り返すことが困難になることがある。

本発明の目的は、複合材料を電気的に分析することをより簡単に行えるようにすることである。

この目的のために、本発明は、航空機の製造のための複合材料を電気的に分析する方法を提供する。この方法は、
・複合材料で作られた少なくとも１つのテストピースに２つのスペーサーを押し付け、
・前記スペーサー及びテストピースで形成されたアセンブリの電気抵抗値を測定し、
・前記値から前記複合材料の電気抵抗値を推定する、
というステップを含む。

このように、電着物は、スペーサーとテストピースとの間に接触圧を確立することによって置き換えられる。スペーサーとテストピースとの間の接触は、確かに電気的な接触抵抗を生じさせる。しかし、その大きさは計算によって意のままに制御又は除去され得るので、この操作方法により、複合材料の電気抵抗値を信頼できるやり方で得ることが可能になる。この方法は、また、電着物の作成に関する方法より、実行するのが簡単でありかつ速い。この方法により信頼できる結果が提供され、測定は再現可能である。

好都合なことに、前記押し付けは、前記テストピースに所定の閾値を超える接触圧が与えられるように、行われる。

驚いたことに、スペーサーとの間でテストピースに与えられる圧縮力が増加すると、そのアセンブリの電気抵抗が急速に低下し、漸近線に近づくことがわかった。このことは、いったん圧力が閾値を超えると、各スペーサーとテストピースとの間の電気的な接触抵抗はほぼ一定になるということを示し、抵抗は無視できるほど小さなものにさえなり得る。このため、電気的な接触抵抗の存在は、複合材料自身の抵抗の分析の障害とはならない。

好都合なことに、前記テストピースにおいて、スペーサーの少なくとも１つが開口部に挿入され、前記スペーサーと前記開口部との間に締まりばめが確立されている。

これは、簡単かつ便利であり、各スペーサーとテストピースとの間の電気的接触抵抗を小さくするのに役立つ組み立て技術を構成する。

好都合なことに、前記スペーサーは、前記開口部の直径より大きな直径を呈する。

好ましくは、前記スペーサーの直径ｃ及び前記開口部の直径ｅは、次の等式、
（ｃ−ｅ）／ｃ≧０．００２５
を満たす。

したがって、各スペーサーとテストピースとの間の電気的接触抵抗は、無視できるほど小さくなる。

好ましくは、押し付けが、同じ複合材料で作られた少なくとも２つのテストピースに対して行われる。

これにより、テストピースを用いて得られた結果を組み合わせることによって、電気的接触抵抗の計算を省くことが可能になり、このため、このパラメータを考慮する必要がなくなる。

好都合なことに、押し付けが、前記スペーサーの１つの位置を変更せずに維持しながら、前記２つのテストピースに対して連続して行われる。

これにより、操作の量が減少する。更に、スペーサーとテストピースとの間の接触を断つ回数を減少させることにより、結果の信頼性が向上する。

好ましくは、前記２つのテストピースは、単一の部品の部分を構成する。

これは、２つのテストピースの間で異なる特性についてのリスクを減少させるのに役立ち、結果の信頼性が向上する。

好ましくは、３つのスペーサーが前記部品上において互いに一直線上にある場所に配置されている。

この方法によると、特に簡単な計算手段によって、材料の電気抵抗値を得ることが可能になる。

本発明は、コード命令を含むコンピュータプログラムも提供し、前記コード命令は、前記コンピュータプログラムを、コンピュータでの実行時に、本発明の方法の少なくともいくつかのステップの実装を制御するのに適するようにする。

本発明は、そのようなプログラムを記録された形態で含むデータ記録媒体も提供する。

本発明は、そのようなプログラムを電気通信ネットワーク上でダウンロードして利用可能にもする。

本発明は、航空機を製造する方法も提供し、この方法において、前記航空機は、本発明の方法の手段によって電気的に分析された複合材料を用いて、前記方法によって求められる前記材料の電気抵抗値を考慮して、製造される。

好ましくは前記航空機の電気機器は、前記複合材料で作られた部品に接続され、前記航空機は、前記機器の故障電流回路が前記部品を経由するように構成されている。

本発明は、また、航空機の製造に用いられる複合材料を電気的に分析する装置を提供する。この装置は、
・少なくとも２つのスペーサーと、
・前記２つのスペーサーをテストピースに押し付ける手段と、
・前記スペーサー及び前記テストピースで構成されたアセンブリの電気抵抗値を測定する手段と
を有する。

本発明は、また、本発明の方法の手段によって電気的に分析された複合材料手段によって製造された航空機を提供する。

前記航空機は、前記部品に接続されており、それ自身の故障電流回路が前記部品を経由するようになっている電気機器を、好ましくは有する。

本発明は、例えば以下の状況で適用され得る。

航空機は、種々の非常に多くの数の電気機器や装置を有する。それらは、モータや、コンピュータのような電子装置であり得る。

このような機器のうち、多くには単相で電力が与えられている。この目的で、機器はケーブル手段で発電機の正端子に接続される。発電機の負端子への接続は、機器の他方の端子を、発電機の負端子が接続されている飛行機の金属グラウンドに接続することによって行われる。これにより、動作電流用の回路が構成される。

機器に関して生じ得る故障電流を流すための備えも必要である。例として、このタイプの電流は、リーク電流や短絡電流であり、異常事態時に生じ得る。飛行機の大部分が金属でできている場合には、機器は飛行機の金属部品に接続されており、故障電流を動作電流と同様に流すことができる。

しかし、非金属繊維で強化されたプラスチック基材を有する複合材料から飛行機の部分を製造することが望まれる場合には、事情は異なる。このような材料は、金属ほど電気の良導体ではない。

動作電流が流れるように、航空機の金属グラウンドをこのタイプの航空機内にある機器に接続するために、各機器は特定のケーブル手段によって前記グラウンドに接続される。したがって、胴体にあって、電気的構造ネットワーク（electrical structure network）又は「ＥＳＮ」とも呼ばれる、特定のメタルネットワークを考えることが知られている。

更に、機器から金属グラウンドへ戻る、生じ得る故障電流に対する備えが必要である。そのために、メタリックボンディングネットワーク（metallic bonding network）又は「ＭＢＮ］と呼ばれる特定の故障用ネットワークが用いられる。このネットワークは、機器からの故障電流を流すことができるメッシュ又は格子を飛行機に設けるために、シートレールのような飛行機の構造的金属部品と部分的に一致する。この状況において、複合材料が存在するにもかかわらず、飛行機の金属部品間を電気的に導通させるために、飛行機の各フレーム及び各クロスメンバに金属テープのような特定の部材を備えるようにすることが知られている。この導通が、故障電流を飛行機のグラウンドに流すのに役立つ。

しかし、これらの金属エレメントは全体として、複雑であり非常に多くの問題を生じさせるメッシュを形成する。このように、特定の要素を加えることにより、飛行機の重量が増加する。このことにより、全ての組み立て作業を成し遂げるのに必要な時間も増加する。関連コストも無視できない。これらのエレメントは、電流帰還ネットワークをより複雑にもする。このようなエレメントを用いることにより、寸法合わせ、メンテナンス、腐食、及びＥＳＮの異なる部分の接続に関して、特別な検討が必要になる。

このため、好都合なことに、本発明は、少なくとも１つの電子機器と、この機器が接続される複合材料部品とを有する航空機を提供する。複合材料は本発明の手段によって分析され、この航空機は、前記機器の故障電流回路が前記部品を経由するように構成されている。

このように、機器からのいずれの故障電流も、複合材料と金属との両方で構成された非均一ネットワーク手段によって流れ得る。ネットワークの金属部分は、航空機の金属グラウンドに対応する。これは主ネットワークである。複合材料で作られた部品は、故障電流をこの主ネットワークに導き得る送出ネットワークを形成する。したがって、機器からの故障電流を流すために使われるのは、複合材料自身である。航空機に搭載された複合材料の電気的特性では、複合材料によって航空機の動作電流をグラウンドに流すことはできないが、これとは対照的に複合材料によって故障電流を流すことはできる、という事実が利用される。実施には、多数の特別な構成要素を加える必要はない。余分な重量を追加することや、組み立て作業に要する時間を著しく増加させることもない。コストが著しく増加することはなく、電流帰還ネットワークがより複雑になることもない。最後に、ＥＳＮの様々な部分を相互接続するために上述の検討の用意をする必要はない。本願において、複合材料は、その使用を可能にするために前述のように分析されている。

好都合なことに、前記航空機は、前記機器に接続され、前記部品との間の締まりばめ手段によって前記部品に組み付けられた少なくとも１つの接触部材を有する。

これにより、故障電流が適切に流れるように、前記機器と前記複合材料部品との間に良質な電気的接続を確保することができる。より正確には、この締まりばめは、前記部材と前記部品との間の接触抵抗を最小限又は無視できるほどに小さくし、故障電流を前記複合材料部品を経由してより流れやすくするのに役立つ。

好ましくは、前記接触部材は、前記部品の開口部内に伸びており、前記部材の直径ｖ及び前記部品の直径ｅは、次式、
（ｖ−ｅ）／ｖ≧０．００２５
を満たす。

直径の間のこの関係は、確実に接触抵抗を無視できるほどに小さくする。

好都合なことに、前記複合材料は、カーボンファイバーで強化されたプラスチック材料を有する。

好ましくは、前記故障電流回路の回路長の大部分は、前記航空機の金属製の部品で構成されている。

このように、前記ネットワークは、大部分が金属エレメント、特に航空機の構造エレメントで構成されていて、あり得る最小のメッシュ電気抵抗を得ている。

好都合なことに、電気機器の数及び複合材料部品の数は、少なくとも２であり、前記航空機は、各機器の前記故障電流回路が、関連する前記部品及び前記金属構造を経由し他の機器に関連する前記部品を経由しないように前記複合材料部品に接続された、金属構造を有する。

好ましくは、前記航空機は、前記機器に関する故障電流を検出するのに適したモニタリング装置を含む。

この装置は、故障電流の出現による起こり得る結果から前記機器を保護するのに役立つ。

好ましくは、前記装置は、前記機器に関する故障電流を検出すると前記機器への電源供給を遮断するのに適している。

好都合なことに、前記モニタリング装置は、前記機器の部分を構成する。

このように、前記装置は前記機器の専用である。この装置は、故障電流が生じたときには、他の機器の動作を中断することなく前記機器を隔離することができる。航空機組み立てラインにおいて行われるべき特別な組み立て作業は必要ない。

好都合なことに、本発明の前述の方法において、前記航空機の電気機器が複合材料で形成された部品に接続され、前記航空機は、前記機器のための故障電流回路が前記部品を経由するようになっている。

好ましくは、少なくとも１つの接触部材が前記機器に接続され、前記接触部材は前記部品との間の締まりばめ手段によって前記部品に組み付けられる。

本発明の他の特性及び利点は、非限定的な例として示される実施形態及び応用の以下の記載から、添付の図面を参照して、更に明らかになる。

図１は、本発明の方法によって分析された複合材料から作られた飛行機の透視図である。 図２は、本発明の分析装置の図である。 図３は、図２の装置におけるスタックの抵抗が、そのスタックに与えられた力の関数としてどのように変化するかを示す曲線を描くグラフである。 図４及び５は、本発明の方法の実施における２つのステップを示す。 図４及び５は、本発明の方法の実施における２つのステップを示す。 図６は、図４及び５の機構において、結合抵抗が、締めしろの関数としてどのように変化するかを示す曲線を描くグラフである。 図７は、図１の飛行機の機上で機器がどのように接続されているかを示す電気回路図である。 図８は、機器及びその図１の飛行機の構造の部分への接続の図である。 図９は、機上の接続を示す、図８のＩＸ−ＩＸの断面図である。 図１０は、モニタリング装置の原理の変形例を示す電気回路図である。 図１１は、前記モニタリング装置を組み込んだ機器の接続の電気回路図である。

図１は、航空機（aeronef）２を示す。これは、ここでは、重航空機（aerodyne）で構成され、特に飛行機（avion）の形をとる。この例において、飛行機は、胴体４と、２つの翼６と、翼によって保持されるエンジン８とを有している。

胴体４や翼６のような、飛行機の少なくともある程度の部分は、とりわけ、少なくとも１つの複合材料で作られている。本例におけるそのような材料は、この例では特にカーボンファイバーのようなファイバーが埋め込まれた母材を構成するエポキシ樹脂のようなプラスチック材料を含む。これは、カーボンファイバー強化プラスチック（ＣＦＲＰ）型の材料である。

このような複合材料を電気的に分析する本発明の方法の実施を以下に説明する。これは、図２に示された装置手段１０によって行われる。この装置は、プレス機のような圧縮機１２を有する。特に、この機械は、それらの間に圧縮力が与えられる２枚のプレート２０と、与えられている圧縮力を示すために使われる画面１４とを有する。この装置は、電気の良導体である金属でできた２つのスペーサー１６を有する。延性のある金属、すなわち、比較的変形が容易な金属を用いることが望ましい。

本発明の方法では、複合材料でできたテストピース１８が、例えば矩形又は円形の断面の断片要素の形で用いられる。例として、それは、向きが例えば４５°／０°／−４５°／９０°…という順序になっている複数の層のアセンブリでできた、複合材料の棒であり得る。

テストピースがその長手方向の両端に置かれた２つのスペーサー１６の間に挟まれるように、テストピースを配置することにより、スタックが作られる。アセンブリは、プレートがスペーサー１６に反対方向の２つの力２２を与えるように、機械１２の２つのプレート２０の間に配置される。これらの２つの力は、スタックの方向に沿って、すなわち、スペーサーの一方から他方への向きに与えられる。

装置１０は、スタックの端子間の電位差を測定する手段も有する。この手段は、例として、２つのスペーサー１６のそれぞれに接続された電圧計２３を有する。装置は、２つのスペーサーを経由してスタックに電気を供給するのに適した発電機２４も有する。電流計２６のような電流測定手段が、回路に直列に接続される。

この装置手段によって、テストピース１８は２つのスペーサー１６の間で圧縮される。文字盤１４は、スタックに与えられた力２２の大きさを伝える。電圧計及び電流計から得られた測定された電圧及び電流に基づいて、２つのスペーサー及びテストピースで形成されたスタックの全体の抵抗を示すためにオームの方法が常に適用される。

次の表に示された結果は、このようにして実験的に得られたものであり、この表は、２つの列において、ニュートン（Ｎ）単位の圧縮力２２とミリオーム（mΩ）単位の測定された抵抗とをそれぞれ示している。

このデータは、横軸に示された与えられた力の関数として、縦軸に抵抗の変化をmΩで示す、図３の曲線によってグラフ化されている。抵抗が、約４００Ｎの力で急に低下し、その後、６００オーム（Ω）という値に向かって漸近することがわかる。

例として、このようにして１０００Ｎの力２２について得られたように、接触圧を計算することが可能である。この例におけるテストピースの断面はＳ＝１２３．４１平方ミリ（mm^２）であるので、接触圧は次のように得られる。すなわち、
ε＝Ｆ／Ｓ＝１０００／１２３．４１＝８メガパスカル（MPa)
である。

スペーサー１６の電気抵抗を無視してもよいすると、このようにして測定された全体の抵抗Ｒは、
Ｒ＝２＊Ｒ_Ｃ＋Ｒ_ＣＦＲＰ＊Ｌ
を満たす。ここで、
・Ｒは測定で得られたスタックの全体の電気抵抗、
・Ｒ_Ｃはテストピースと各スペーサー１６との間の電気的接触抵抗、
・Ｒ_ＣＦＲＰはテストピースの材料の単位長さ当たりの電気抵抗、
・Ｌはテストピースの長さ
である。

もちろん、与えられる力が大きいほど、接触圧は大きい。図３の曲線は、この例では、圧縮力の閾値（例えば４００Ｎ）からは電気的接触抵抗Ｒ_Ｃは一定である、すなわち、無視してもよい量であるとみなしてもよい、ということを示している。そうだとすると、この閾値からは接触抵抗の値は最小であり制御下にあり、したがって、複合材料１８自身を電気的に分析することが可能になる。

この分析は、多数の方法で行われ得る。そのような方法の１つを例として以下に説明する。図４及び５を参照して、この例では、分析されるべき複合材料で作られた共通部品３０上の１片として形成された、２つのテストピース１８ａ及び１８ｂが用いられる。この部品は、矩形ブロックの形をしている。この部品は、スペーサー１６を受け入れる場所を提供する。具体的には、これらの場所は、ボア又はハウジングの形をとり、それぞれはインサートの形に作られたそれぞれのスペーサー１６を受け入れるように設計されている。開口部は、この例におけるスペーサー１６のように、断面が円形の円筒形である。開口部は、互いに平行な軸を有し、全てが前記部品の同じ面に開口している。ボアは、形及び大きさが同じである。具体的には、部品３０においてハウジング３２の数は３である。これらは一直線上に、第１ハウジング３２と第２ハウジング３２との間の距離Ｌが第２ハウジングと第３ハウジングとの間の距離２Ｌの半分であるように並んでいる。

テストピース１８ａ及び１８ｂのそれぞれが所定の閾値を超える接触圧を確実に受けるようにすることが望ましい。このようにするために、各スペーサーとそのボアとの間の締まりばめを実現するように、開口部及びスペーサーの寸法が合わされている。換言すると、「締めしろ」固定が実現される。具体的には、スペーサーはボアの直径ｅより大きい直径ｃを呈し、これらの直径は次の関係、すなわち、
（ｃ−ｅ）／ｃ≧０．００２５
を満たす。

値０．００２５は、接触抵抗を確実に無視できるようにするのに適している。例えば０．００３０、更には０．００３５に等しい最小値を採用することによって、接触抵抗が更に低減されれば、よりよい結果を得ることができる。もちろん、プラスチック材料の許容強度の超過を避けるために、反対に、例えば０．００８３を越えないように比（ｃ−ｅ）／ｃを制限することが好ましい。

図６は、縦座標に示される結合抵抗又は接触抵抗が、スペーサー又はインサートと、それを受け入れるボアとの間を締め付けるアセンブリの関数としてどのように変化するかを示す２つの実験曲線を示す。これは、「締めしろ」という用語で呼ばれる大きさ（ｃ−ｅ）／ｃであって、パーセンテージとして測定され、横座標に示される。上方の曲線３７は熱可塑性材料に対するテスト結果を示し、下方の曲線３８は熱可塑性材料に関する。０．２５％という締めしろの値から、どちらの材料についても結合抵抗は５mΩ未満にとどまることがわかる。

本発明の方法は、以下のように実現される。

２つのスペーサー１６が、第１及び第２開口部３２に挿入される。嵌合いは締まりばめであるので、これはプレス機のような道具の助けを借りて行われる。このようにして作られたはめ込みアセンブリを経由して、圧縮力が、２つのスペーサー間、２つのハウジング間に広がるテストピースに、長さＬに対応する方向に与えられる。このようにして、スペーサーと複合材料のボアとの間の接触圧を得るために、半径方向の圧力が各スペーサーとテストピースとの間に加えられることがわかる。直径を上述のように選択することにより、圧力が１００MPaを越えるようにすることが可能となる。このように、装置１０は、得られる力が接触抵抗をほぼ一定かつ最小にする所定の閾値を超えるような、圧力を及ぼす。

上述のように、電流を２つのスペーサー１６の間に流れさせ、この電流はこれらの２つのスペーサー間の電位差として測定され、２つのスペーサーと、部品３０の第１テストピースを形成する部分１８ａとによって形成される、アセンブリの抵抗値Ｒ_１を得る。

図５を参照して、次のステップにおいて、同じ操作が行われるが、今度はスペーサー１６を第２及び第３ハウジング３２に挿入する。測定された電流及び電位差は、２つのスペーサー１６と、部品の部分を形成し２つの対応するハウジング間に広がるテストピース１８ｂとを有する、アセンブリの抵抗値Ｒ_２を求めるために使える。

このようにして、次の連立方程式が得られる。すなわち、
Ｒ_１＝２＊Ｒ_Ｃ＋Ｒ_ＣＦＲＰ＊Ｌ
Ｒ_２＝２＊Ｒ_Ｃ＋Ｒ_ＣＦＲＰ＊２Ｌ
ここで、
・Ｒ_１及びＲ_２： 測定された電気抵抗
・Ｒ_Ｃ： 各スペーサーにおける電気的接触抵抗
・Ｒ_ＣＦＲＰ： 複合材料の単位長さ当たりの電気抵抗
・Ｌ： 間隔、ここでは５０ミリ（mm）に等しい
である。

図４及び５のステップにおいて及ぼされる圧力（１００MPa）が各ボアにおいて同じであることがわかっているので、大きさＲ_Ｃにも同じことが言える。ゆえにこれは、複合材料の単位長さ当たりの電気抵抗を得るために除外され得る。これらの２つの等式を組み合わせることにより、次の等式、すなわち、
Ｒ_ＣＦＲＰ＝（Ｒ_２−Ｒ_１）／Ｌ
が得られる。

第２ハウジング３２に位置するスペーサー１６は、図４のステップから図５のステップに移るときに場所を変えなくてもよいことがわかり、これによって結果の信頼性を向上させることが可能である。

本発明の方法の１以上のステップは、そのプログラムがコンピュータ上で実行されるときにこれらのステップが実行されるようにするコード命令を有する、コンピュータプログラム手段によって制御され得る。プログラムは、データ記録媒体上に記録されていてもよいし、ダウンロード用の通信ネットワーク上で利用可能であってもよい。

この分析の原理は、例えば次のように適用されてもよい。

飛行機２は、機上に、種々の装置及び器具によって構成された多数の電気機器を有する。例えば、これらはモータや、コンピュータのような電子装置であり得る。これらの機器１２の１つが図８に示されている。

飛行機の構造は、図８に示されたシートレール１４のような金属製の構造部材を有する。飛行機は、同じ図に示されたクロスメンバ１６のような複合材料製の構造部材も有する。

「複合材料」という用語は、少なくとも２つの非混和性材料（materiaux nonmiscible）であってそれにもかかわらず強い付着性（adhesion）を示すものの結合を意味するために、ここでは使われている。複合材料は、これに機械的強度を与える骨組み又は補強材、及び保護基材も有する。具体的には、基材はプラスチック材からできていてもよく、補強材はカーボンファイバーからできていてもよい。よって、材料はここではカーボンファイバー強化プラスチック材である。レール１４は、クロスメンバ１６上にあり、クロスメンバ１６に直角に伸び、構造結合エレメント手段１８によってクロスメンバ１６に固定されている。

図７は、飛行機２に搭載された発電機２０への機器１２の接続方法を示す電気回路図である。ここで、発電機は単相型である。機器１２は、回路図上ではそのインピーダンスＺＩで表されており、抵抗Ｒｆを示すケーブル２２のような導体手段によって発電機の正極に接続されている。機器１２は、抵抗Ｒｇを示すケーブル２４のような接地導体によって発電機の負極へも接続されている。このケーブルはそれ自身、機器１２の動作電流の帰還パスにおいて抵抗Ｒｒを示す飛行機２のＥＳＮ２６に接続されている。これらのエレメントは、機器１２の動作電流の帰還用の接地回路を構成しており、この回路は図７において２８で参照される太線で表されている。これは、機器１２の通常動作時に、発電機２０によって出力された電流が流れ、機器１２に電力を供給する、通常パスである。

この図は、直列に接続された機器１２及びケーブル２４を有するブランチ３２と並列に伸びるブランチ３０を示している。ブランチ３０は、スイッチ３４によって記号で表された短絡の可能性を示している。このような短絡時には、発電機２０の正極からの電流は、少なくとも部分的にはブランチ３０を経由して流れ、閉位置にあるスイッチを通り、抵抗Ｒｂによって記号で示されたエレメント３６を経由しＥＳＮ２６を経由する故障電流回路を流れる。

図８に示されているように、この例のエレメント３６は、複合材料部品１６に固定されたプレートのような金属エレメント４２にそれ自身が接続されたケーブル手段４０によって、機器１２を複合材料部品１６に接続することによって構成される。この固定は、それぞれがプレート４２を通り部品１６に入り込む、１つ以上のねじ４３のような金属部材を用いることによって行われる。

図９に示されているように、各ねじ４３は、部品１６との締まりばめである。この目的のために、ねじ４３は、部品１６と接触する軸に沿って滑らかな円筒状の部分を特に呈する。このため、ねじ山４５は、ねじの末端の部分に沿って、ねじの軸のわずかな部分にしか付けられていない。ねじは、ねじの挿入前に用意された、部品１６の調整されたボア４１に入る。具体的には、ねじ４３の直径ｖ及びボアの直径ｅは次の等式、
（ｖ−ｅ）／ｖ≧０．００２５
を満たす。

このような締まりばめにより、ねじの軸の面がボアの複合材料面に押し付けられるようにすることができる。このようにして、ねじとボアとの間で１００メガパスカル（MPa）を越える接触圧を達成するように、ねじとこの部品との間で半径方向の圧力を確立する。この閾値は、ねじとこの部品との間の電気的接触抵抗を確実にほぼ一定かつ最小にするのに役立つ。

値０．００２５により、接触抵抗を無視できる程度にすることを確実にすることができる。０．００３０、更には０．００３５に等しい最小値を用いることによって接触抵抗をより減少させることができる場合には、よりよい結果を得ることができる。もちろん、反対に、プラスチック材料の機械的強度の超過を避けるように、例えば０．００８３を越えないように、比（ｖ−ｅ）／ｖを制限することが望ましい。

機器１２は、上述のように部品１６に電気的に接続されており、この部品は、レール１４を経由して飛行機のＥＳＮ２６に接続されている。図７の回路に示されているエレメント３６は、上述のようにこの例においてケーブル４０、プレート４２、ねじ４３、及び、故障電流をもしあれば流す、部品１６の部分によって構成されている。

上述のように、スイッチ３４を閉じることによって記号で表される短絡が生じているときには、電流は、もはやブランチ３２を流れず、ブランチ３０を流れる。故障電流は、上述のように特に複合材料部品１６を経由する回路に流れる。この故障電流回路４４は、図７において破線で表されている。

図１０及び１１に示された変形例では、モニタリング装置手段４６によって機器１２を故障電流から保護することが認識され得る。このような装置の構造及び動作が、図１０に三相型の電源の状況において示されている。原理は、それでもなお、単相電源の場合と同様のままである。機上の３相電源の３つのより線Ａ，Ｂ及びＣは、このように３つのブランチ４８，５０及び５２を有する。装置４６は、これらの３つのブランチが通る円環体５４を有する。単相電源２０が、ブランチｘ１で表されたその正端子とともに示され、グラウンドがブランチｘ２によって表されている。装置４６は、中央制御モジュール４７と、円環体５４に巻かれ、モジュール４７及びグラウンドの両方に接続された巻線５６と、電源２０及びモジュール４７に接続されたコイル５８とを有する。電力が供給されると、コイルは、ブランチＡ，Ｂ及びＣのそれぞれに位置するスイッチ６０を駆動し、ブランチのそれぞれを流れる電流を遮断する。

通常の動作状態では、この状態は均衡のとれた三相モードであり、相Ａ，Ｂ及びＣを流れる電流の和はゼロである。その結果、円環体５４には磁束の流れは存在しない。したがってスイッチ６０は閉じられ続ける。

故障時、例えばこの三相電源によって電力が与えられる負荷で短絡が生じた場合には、相Ａ，Ｂ及びＣを流れる電流の和は、もはやゼロでないので、円環体５４には磁束が現れる。この磁束は巻線５６に電流を誘導し、この電流はモジュール４７に送られる。そして、モジュールは、スイッチ６０を開くためにコイル５８に電力が与えられるようにし、これにより電流がブランチＡ，Ｂ及びＣを流れないようにする。

装置４６は、コイル５８に電力を与えるブランチと並列に伸びるテストブランチを有する。テストブランチは、電源２０のブランチｘ１に接続され、ボタン６１と、円環体５４に巻かれた巻線６２とを有する。この巻線は、グラウンドにも接続されている。ボタン６１が押されると、巻線６２に発電機２０から電力が与えられ、これによって円環体５４内に磁束を生じさせ、巻線５６に電流を誘導する。前述のように、ブランチＡ，Ｂ及びＣのそれぞれの電流の流れが遮断される。

図１１は、機器１２の接続の原理を示す。この機器には、抵抗Ｒｆ１及びＲｆ２を有するケーブル２２を経由して発電機２０の正端子によって電力が与えられることがわかる。

通常動作においては、抵抗Ｒｇ１及びＲｇ２を示すケーブル２４を経由して電流が飛行機のグラウンドに流れる。モニタリング装置４６は、これらのケーブル２２及び２４のそれぞれに取り付けられている。故障電流が存在する場合には、電流は、もはやケーブル２２を経由しては流れず、抵抗Ｒｂのエレメント３６を含む故障回路を経由して流れる。

モニタリング装置４６は、ケーブル２２及び２４のそれぞれのために各スイッチ６０を有する。通常動作においては、ケーブル２２及び２４が電気を流すように、両スイッチは閉じられている。故障時には、電気はケーブル３６の故障回路を経由して流れ、これにより、ケーブル２２及び２４によって流れる電流に不均衡が生じる。その結果、モニタリング装置４６はスイッチ６０を開かせ、これによって機器１２と発電機との間のいずれの接続も遮断する。機器１２はこのようにして保護される。

図１０に示された原理は、電源のモード、すなわち、交流（ＡＣ）電源であるか直流（ＤＣ）電源であるかにかかわらず、適用可能である。

種々のエレメントの寸法及び特にスイッチ６０の容量は、インピーダンスＲｂの関数として算出される。このインピーダンス自身は、ねじ４３と部品１６との間の接触抵抗の質、及びこの部品の抵抗に関連しており、この抵抗の大きさも、複合材料へ電流を流し込むには重要である。

同様に、この仕組みは、比較的高レベルの電流を連続して流すことができるようにする能力があるはずである。

例として、装置４６は、機器１２を構成する機器の電源経路の接触器（contacteurs）に配置されてもよい。しかし、このような実施形態には、機器のうちの１つだけに故障電流が生じている場合であっても、所定の接触器に接続された機器の全てへの電源を遮断してしまうという難点がある。

したがって、それぞれの機器のための装置４６の機能を、その機器自身に実装することが好ましい。すると、機器のそれぞれに過電流から保護するための専用のモニタリング装置を提供することが可能になる。例として、モニタリング装置は、ソリッドステートの電力接触器の形態であり得る。

飛行機内の各機器は、飛行機の少なくとも１つの他の機器が接続されている部品とは異なる、又は１つの機器に専用の、部品１６に接続され得、これらの機器もまた同じＥＳＮを用いる、ということが理解され得る。

このように適用することにより、故障電流の帰還のためのネットワークを複雑にすること、及び重量の増加を防ぐということが、理解され得る。

もちろん、本発明には、その範囲を超えることなく、多数の修正が適用され得る。

同一の部品に対しては行われていない測定を組み合わせることも可能である。

等式を組み合わせることによって接触抵抗が除去されることがわかっているので、前述の閾値未満の力で同じ動作を行うことが可能である。

ハウジング３２は、必ずしも整列されている必要はない。

本発明は、抵抗値以外の大きさを求めるために、例えばコンダクタンス値やインピーダンス値を求めるために、用いられ得る。

Claims (10)

1. 航空機の製造のための複合材料を電気的に分析する方法であって、
   複合材料で作られた少なくとも１つのテストピース（１８； １８ａ，１８ｂ）に２つのスペーサー（１６）を押し付け、
   前記スペーサー及び前記テストピースで形成されたアセンブリの電気抵抗値（Ｒ； Ｒ１，Ｒ２）を測定し、
   前記値から前記複合材料の電気抵抗値（Ｒ_ＣＦＲＰ）を推定する
   ことを特徴とする方法。
2. 前記押し付けは、前記テストピース（１８ａ，１８ｂ）に所定の閾値を超える接触圧が与えられるように、行われる
   請求項１の方法。
3. 前記テストピース（１８ａ，１８ｂ）において、スペーサー（１６）の少なくとも１つと開口部（３２）との間に締まりばめが実装されている
   請求項１又は２の方法。
4. 前記スペーサーは、前記開口部の直径より大きな直径を呈し、前記スペーサーの直径ｃ及び前記開口部の直径ｅは、次の等式、
   （ｃ−ｅ）／ｃ≧０．００２５
   を好ましくは満たす
   請求項３の方法。
5. 前記押し付けは、同じ複合材料で作られた少なくとも２つのテストピース（１８ａ，１８ｂ）に対して行われ、前記押し付けは、好ましくは、前記スペーサー（１６）の１つの位置を変更せずに維持しながら、前記２つのテストピース（１８ａ，１８ｂ）に対して連続して行われる
   請求項１〜４のいずれか１項の方法。
6. 前記２つのテストピース（１８ａ，１８ｂ）は、単一の部品（３０）の部分を構成する
   請求項５の方法。
7. ３つのスペーサー（１６）が前記部品（３０）上において互いに一直線上にある場所（３２）に配置されている
   請求項６の方法。
8. 航空機（２）を製造する方法であって、
   前記航空機は、請求項１〜７のいずれか１項による方法の手段によって及び前記方法によって求められる前記材料の電気抵抗値（Ｒ_ＣＦＲＰ）を考慮することによって、それ自身が電気的に分析された複合材料手段によって製造され、
   好ましくは前記航空機の電気機器（１１２）は、前記複合材料で作られた部品（１１６）に接続され、
   前記航空機は、前記機器の故障電流回路（１４４）が前記部品を経由するように構成されている
   ことを特徴とする方法。
9. 航空機（２）の製造に用いられる複合材料を電気的に分析する装置（１０）であって、
   前記装置は、
   少なくとも２つのスペーサー（１６）と、
   前記２つのスペーサーをテストピース（１８，１８ａ，１８ｂ）に押し付ける手段（１２）と、
   前記スペーサー及び前記テストピースで構成されたアセンブリの電気抵抗値（Ｒ_ＣＦＲＰ）を測定する手段（２３，２４，２６）とを有する
   ことを特徴とする装置。
10. 航空機（２）であって、
    請求項１〜７のいずれか１項による方法の手段によって電気的に分析される複合材料で作られた少なくとも１つの部品（１６）を有し、
    前記部品に接続されており、それ自身の故障電流回路（１４４）が前記部品を経由するようになっている電気機器（１１２）を、好ましくは有する
    ことを特徴とする航空機。

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