JP7179447B2 - 金属部品と複合材料との間の電気伝導を促進するための方法 - Google Patents

Description

本発明は、一般的に、金属部品と複合材料との間の電気伝導を促進するための方法に関する。

雷保護および電磁効果（EME）管理システムは、航空機内で、燃料タンク内またはその近くでのアーク放電やスパーク、および航空機の他の部品への電気的損傷を防止するために使用される。このようなシステムは落雷を逃れるだけでなく、電気シールド、接地およびサージ抑制を提供する。

過去には、大部分の航空機は、電気を非常に良く伝導するアルミニウムで構成されていた。しかしながら、現代の航空機は、炭素繊維強化ポリマー（CFRP）などの高度な複合化材料を使用している。その結果、電流を運ぶためにそのような材料とともに使用するように、導電路を設計しなければならない。

複合材料に関するこれらの問題に対する任意の解決策が、低コストでかつ軽量な影響で提供されることが望ましい。例えば、現在の実施は、スリーブ固定具を複合材料と共に使用することである。しかしながら、スリーブ固定具は、購入および使用するのに非常に高価であり、設置および修理中に多くの検査を必要とする。

さらに、CFRP構造における金属固定具の使用は、例えば、翼の雷保護のために、シーラントおよびシールキャップの使用をしばしば伴う。シーラントの広範な使用は、コストおよび工場の流れ時間を増やすだけでなく、顧客にとって不評であることが証明されている。

複合材料を用いた隙間嵌め固定具を使用することが好ましい。しかしながら、隙間嵌め固定具は、通常、複合材料の穿孔に対して電気的接触が不十分であり、その結果、アークおよびスパークが生じる。

導電性塗料は、複合構造の外面の導電性を改善する方法として過去に提案されている。しかし、粒子を含む塗料を使用する過去の試みは、それらの中程度の導電率およびそれらの用途における困難性のために、失敗している。

提案された別の解決策は、従来の固定具と複合材料の孔との間の空間を充填するために液体金属（すなわち、室温でまたは室温近くで液体）を使用することである。しかしながら、液体金属は、固定具の機械的特性を著しく低下させるおそれのある、チタンおよび他の構造金属との脆い金属間化合物を形成する傾向がある。

したがって、必要とされるのは、特に締結されたジョイントで、またはシステムが主構造に電気的に接合される場所で、金属部品と複合材料との間の電気伝導を促進する解決策である。

上述した従来技術の限界を克服し、本明細書を読んで理解することによって明らかになる他の制限を克服するために、本発明は、金属部品と複合材料との間の電気伝導を促進するための方法、装置および製品を開示する。

一実施形態では、複合体は、導電性材料を含む接着層でコーティングされ、金属部品が複合体に結合された場合に、金属部品が接着層の導電性材料に電気的に接続される。複合体は、炭素繊維強化ポリマー（CFRP）から形成された複合材料からなる航空機または他のビークルの構造であり、金属部品は固定具であり、あるいは留め具と複合体との間の境界面に配置されたスリーブ、ワッシャーまたは他の要素であり、接着層の導電性材料に電気的に接続された金属部品は、雷保護システム、電磁効果（EME）管理システム、または接地システムの一部を形成する。

接着層は、導電性インクまたは導電性塗料の少なくとも一方を含み、導電性インクまたは導電性塗料は、低温焼結剤を含む配合物中に銅または銀の少なくとも一方を含む複数の粒子からなる。導電性インクまたは導電性塗料は、スクリーン印刷、インクジェット印刷、凹版、ドライフィルム転写、金属被覆、またはめっきのうちの少なくとも1つを用いて複合体に塗布される。

導電性インクまたは導電性塗料はチタンを含んでもよく、チタンは、炭素繊維の薄い表面層を炭化チタン（TiC）に変換することによって複合体の炭素繊維への接着を促進し、粒子はTiCの上部により厚い接着層を形成する。

複合体をコーティングする接着層は、複合体に悪影響を及ぼさない温度で硬化される。一実施形態では、この温度は約100℃～約200℃である。

接着層が複合体の孔に適用される場合には、接着層のその場硬化は、焼成、フラッシュ放射加熱、またはレーザー加熱のうちの少なくとも1つによって行われる。接着層のその場硬化は、金属部品が孔に挿入された場合に電気誘導加熱によっても行われてもよい。

ここで図面を参照すると、同じ符号は全体を通して対応する部分を表す。

一実施形態による構造を示す断面図である。 一実施形態による、接着層が複合体にどのように適用されるかを示す断面図である。 一実施形態による、接着層がどのように硬化されるかを示す断面図である。 一実施形態による製造プロセスを示すフローチャートである。 いくつかの実施形態による航空機の概略図である。 いくつかの実施形態による、航空機の製造および保守点検方法を示すフローチャートである。

好ましい実施形態の以下の説明では、好ましい実施形態の一部を形成する添付の図面を参照し、本発明を実施することができる特定の実施形態を例示として示す。本発明の範囲から逸脱することなく、他の実施形態を利用することができ、構造的変更を行うことができることを理解されたい。

構造の説明
一実施形態では、金属部品と複合材料との間の電気伝導が促進される。金属部品および複合材料は、航空機および航空宇宙ビークル、構造、および用途に使用され、したがって、促進された電気伝導は、雷保護システム、電磁効果管理システムまたは接地システムの機能を向上させる。

図1は、複合材料からなる複合体14に穿孔された孔12に挿入された金属部品10を含む、一実施形態による構造を示す断面図である。一実施形態では、金属部品10は固定具であり、複合体14はCFRPであり、CFRPの繊維の配向は破線16で示されている。別の実施形態では、金属部品10は、固定具と複合体14との間の境界面に配置されたスリーブ、ワッシャーまたは他の要素を含む。

接着層18は、複合体14の孔12の内側に、および／または複合体14の孔12の縁部に沿って、および／または複合体14の表面20の少なくとも一部に選択的に堆積される。接着層18は、複数の導電性粒子が充填されたインクまたは塗料などの導電性材料の層を含む。これらの導電性粒子は、典型的には、グリース、エポキシ、樹脂、溶媒または他の材料などの担体に埋め込まれているか、これらと共に溶液中にある、銅（Cu）または銀（Ag）などのナノ粒子またはマイクロ粒子であり、低温焼結剤を含んでいてもよい。

層18として使用するための組成物は、スクリーン印刷およびインクジェット印刷を含む、いくつかのプロセスによって適用することができる印刷電子機器用の市販のインクまたは塗料を含む。実験には、GC Electronics Silver Print II（60％微粒子銀／樹脂塗料）と、90％ナノ粒子銀インクであるNovacentrix Metalon HPS－DEV（商標）の両方が含まれる。比較のために、微粒子銀／樹脂塗料は、10e－3 ohm－cmの典型的な抵抗率を有するが、ナノ粒子銀インクは、堆積形態および焼結形態では、通常10e－5 ohm－cmまたはそれ以上の抵抗率を有する。実験結果は、ナノ粒子銀インクが微粒子銀／樹脂塗料よりも満足できることを示している。

適用後、微粒子塗料は、通常、時間以外の硬化工程を必要としない。しかしながら、ナノ粒子インクは、通常、ある期間インクを加熱する乾燥および硬化工程を必要とし、それによって安定化剤、キャリア剤または表面酸化物などの非銀生成物を除去する。

硬化は、インクを硬化させるのに十分な温度および時間の環境として定義され、インクの金属成分を焼結するのに十分であるか、または十分でない場合がある。硬化工程では、金属粒子がそれ自体に結合され、複合体14と結合する。硬化工程は、焼成、誘導加熱、レーザー加熱、フラッシュ放射加熱または光子焼結のうちの少なくとも1つを必要とする場合がある。

同様の材料またはプロセスのほとんどの硬化工程は、複合体14の炭素／エポキシを損傷する温度を必要とするが、層18は、約100℃～約200℃の低温で処理されて、複合体14を損傷させることなく高い導電性材料を生成する。（一般的に使用されている多くのCFRP系は、177℃の硬化温度よりはるかに高い温度で安定でないエポキシ樹脂マトリックスを有する。）

また、これらの低温は、層18中の導電性粒子が、一般的には、金属間化合物の形成を実質的に排除する、それらの融点付近では得られないことを意味する。堆積した金属インクの非常に短い（ミリ秒）溶融を引き起こす可能性がある光子硬化の任意の使用はまた、金属間化合物形成を最小限に抑えるべきである。

その結果、複合体14に損傷を与えることなく、金属部品10と層18との間の高い導電性を可能にする構造が得られる。一実施形態では、複合体14は、航空機または他のビークルの構造であり、金属部品10は、接着層18の導電性材料に電気的に接続されると、雷保護システムの一部を形成する。雷保護システムは、複合体14の表面20、例えば外面の下に、雷メッシュ22または他の導電構造を含み、複合体14の対向する表面24、例えば内面は、燃料タンク（図示せず）の表面であるか、またはそれに隣接する表面である。複合体14の孔12の内側、および／または複合体14の孔12の縁部に沿って、および／または複合体14の表面20の少なくとも一部に堆積された層18の導電性材料は、金属部品10が孔12に挿入されて複合体14に結合された場合に、金属部品10と雷メッシュ22との間の電気的接触を実質的に改善する。

コーティングの説明
図2は、一実施形態による、層18が複合体14にどのように適用されるかを示す断面図である。この実施形態では、インクジェットプリンタなどのアプリケータ26を複合体14の孔12に挿入し、アプリケータ26の往復直線運動28を使用して孔12の内側に層18を堆積させる。アプリケータ26はまた、層18を複合体14の孔12の縁部および／または複合体14の表面20に沿って堆積させるために使用することができるが、他のアプリケータも同様に使用することができる。

硬化の説明
図3は、一実施形態による、層18がどのように硬化されるかを示す断面図である。この実施形態では、複合体14の孔12に光パイプなどの硬化装置30を挿入し、硬化装置30の往復直線運動32を使用して孔12内の層18を硬化させる。硬化装置30はまた、複合体14の孔12の縁部に沿って、および／または複合体14の表面20上で層18を硬化させるために使用することができるが、他の硬化装置も同様に使用することができる。例えば複合体14の孔12内での、このその場硬化は局所的な熱暴露を提供する。

製造プロセスの説明
図4は、一実施形態による製造プロセスを示すフローチャートである。

ブロック34は、複合体14からなる構造を提供するステップを表し、複合体14は、コーティングするステップのために準備された金属部品10のための孔12を含む。様々な表面、孔および孔の縁部の処理が、このステップでまたはその前に実行されてもよいことに留意されたい。

ブロック36は、複合体14の孔12の内側に、および／または複合体14の孔12の縁部に沿って、および／または複合体14の表面20の少なくとも一部の上に、層18を選択的に堆積させることによって、複合体14を接着層18でコーティングするステップを表している。この工程には、スクリーン印刷、インクジェット印刷、凹版、ドライフィルム転写、金属被覆、めっきなどを含む、任意の適切な材料転写方法を使用することができる。

ブロック38は、接着層18のその場硬化を行うステップを表す。例えば、硬化は、熱、光および／または圧力を用いて、層18の金属ナノ粒子を圧縮し、ならびに層18を固化および硬化させることができる。硬化工程は、化学的に増強されてもよく、熱的であってもよく、典型的には、層18の組成および複合体14と層18との相互作用によって決定される温度での遅い熱焼成または誘導加熱、あるいは孔12の幾何学的形状、層18の組成、および複合体14と層18との相互作用によって決定される特性を用いて、通常広いスペクトルの光を使用する、レーザー加熱またはフラッシュ放射加熱のいずれかで構成される。

ブロック40は、もしあれば追加の処理のステップを表す。例えば、層18を堆積させた後に孔12のサイズをさらに設定する必要がある場合には、必要に応じて適切なツールを使用する。

ブロック42は、金属部品10を孔12内に設置し、金属部品10を複合体14に結合するステップを表す。通常の固定プロセスを使用することができる。金属部品10が複合体14に結合されると、金属部品10が層18の導電性材料に電気的に接続される。

別の実施形態では、その場硬化が行われる前に、金属部品10が孔12内に設置される。具体的には、接着層18のその場硬化は、金属部品10が複合体14の孔12に挿入されると、電気誘導加熱によって行われる。

上記の処理ステップは、任意の数の異なる用途または処理に使用することができる。例えば、これらの用途または処理には、以下のものが含まれる。
・孔12内の層18の堆積は、電磁効果および雷保護システムなどの電気伝導目的のためのスリーブを提供する。
・孔12内の層18の堆積は、構造上の目的のためのスリーブを提供する（EME目的と組み合わせることができる）。
・孔12内の層18の堆積（完全なまたは部分的な孔12の内面処理を伴う）は、固定具10と雷メッシュ22との間の電気的接続を提供する。
・表面20上の層18の堆積は、固定具10と表面20との間の電気的接続を提供する。
・表面20、孔12の縁部および孔12の内面への層18の堆積は、電気的ビアまたは経路としての孔12の処理を用いて、複合体14の一方の側から複合体14の他方の側への電気的接続を提供する。

孔12のための縁部処理は、雷保護、導電性向上、および孔12の処理と同様の他の処理のために、ならびに同様の方法を用いるために、露出した縁部を層18でコーティングすることを含むことができる。加えて、孔12の縁部に層18を堆積させることにより、縁部のグロースパークをなくすことができる。

修復処理は、上記処理のいずれかの交換または修復、ならびに雷保護メッシュ22の電気的修復を含むことができる。

航空機の例ならびに航空機の製造および操作の方法
記載したシステムおよび技術の実施の様々な態様をより良く理解するために、航空機および航空機の翼の簡単な説明をここで提示する。図5は、いくつかの実施形態による航空機44の概略図である。図5に示すように、航空機44は、縦軸線（X軸線）、横軸線（Y軸線）、および垂直軸線（Z軸線）によって規定される。様々な実施形態において、航空機44は、内部48を有する機体46を備える。航空機44は、機体46に結合された翼50を含む。航空機44はまた、翼50によって支持されたエンジン52を含むことができる。いくつかの実施形態では、航空機44は、電気システム54および環境システム56などのいくつかの高レベルシステムをさらに含む。他の実施形態では、任意の数の他のシステムを含むことができる。

航空宇宙の例が示されているが、本明細書に開示される原理は、自動車産業などの他の産業にも適用され得る。したがって、航空機44に加えて、本明細書に開示される原理は、例えば陸上ビークル、海上ビークル、宇宙ビークルなどの他のビークルにも適用され得る。

本開示の例は、図6に示すような航空機の製造および保守点検方法58ならびに図5に示すような航空機44の文脈で説明することができる。予備製造中に、例示的な方法58は、航空機44の仕様および設計（ブロック60）ならびに材料調達（ブロック62）を含むことができる。生産中に、航空機44の構成要素および部分組立品の製造（ブロック64）ならびにシステム統合（ブロック66）を行うことができる。いくつかの実施形態では、構成要素および部分組立品の製造（ブロック64）ならびにシステム統合（ブロック66）が同時に行われてもよい。例えば、様々な構成要素および／または部分組立品がブロック64で製造を完了すると、それらはブロック66で航空機に統合され、他の構成要素および／または部分組立品はブロック64で製造される。記載したシステム、方法、およびこれらの方法によって形成された組立品は、航空機44の仕様および設計（ブロック60）、材料調達（ブロック62）、構成要素および部分組立品の製造（ブロック64）、ならびに／または航空機44のシステム統合（ブロック66）のいずれかで使用することができる。

その後、航空機44は、認証および搬送を経て（ブロック68）、就航される（ブロック70）。就航中（ブロック70）に、航空機44は、日常的な整備および保守点検のためにスケジュールされ得る（ブロック72）。定期的な整備および保守点検は、航空機44の1つまたは複数の検査システムの修正、再構成、改装などを含むことができる。記載したシステム、方法、およびこれらの方法によって形成された組立品は、認証および搬送（ブロック68）、就航中（ブロック70）、および／または整備および保守点検（ブロック72）のいずれかで使用することができる。

例示的な方法58の各プロセスは、システムインテグレータ、第三者、および／またはオペレータ（例えば、顧客）によって実行または実施されてもよい。この説明の目的のために、システムインテグレータは、任意の数の航空機製造業者および主要システム下請け業者を含むことができるが、これらに限定されず、第三者は、任意の数のベンダー、下請け業者、サプライヤーを含むことができるが、これらに限定されず、オペレータは、航空会社、リース会社、軍事エンティティ、サービス組織などであってもよい。

本明細書に示した、または記載した装置および方法は、製造および保守点検方法（例示的な方法58）の任意の1つまたは複数の段階で使用されてもよい。例えば、構成要素および部分組立品の製造（ブロック64）に対応する構成要素または部分組立品は、航空機44が就航中（ブロック70）に製造された構成要素または部分組立品と同様の方法で製作または製造することができる。また、装置、方法、またはそれらの組み合わせの1つまたは複数の例は、例えば、航空機44の組立を実質的に迅速化し、または航空機44のコストを低減することによって、製造段階（ブロック64）および（ブロック66）において利用することができる。同様に、装置もしくは方法の実現またはそれらの組み合わせの1つまたは複数の例は、例えば限定はしないが、航空機44が就航中（ブロック70）および／または整備および保守点検中（ブロック72）に利用することができる。

代替例
上述の実施形態の説明は、例示および説明のために提示されたものであり、網羅的なものではなく、あるいは記載した実施形態に限定するものではない。上記の特定の要素の代わりに、多くの代替例、修正例および変形例を使用することができる。

接着層18は、主として、金属部品10および複合体14に対して導電性の向上を提供する。しかしながら、接着層18はまた、金属部品10、複合体14、および接着層18の特性に応じて構造的な強化を提供することもできる。

層18には、Tiと共にCuまたはAg以外の金属粒子および合金を使用することができ、可能な非金属強化物（緩衝剤、安定剤、キャッピング剤など）も同様に使用することができる。さらに、複数の金属粒子合金を組み合わせたり、層状にして、層18の最終的な特性を具体的に向上させることができる。しかしながら、層18内の粒子は、通常、複合体14を損傷しないように十分低い温度で、かつ金属粒子の融点より低い温度で、硬化、焼結、結合または凝集することが期待される。

層18はまた、銀に加えて少量のチタン（Ti）を含む配合物を含んでもよい。チタンは、炭素の薄い表面層を炭化チタン（TiC）に変換することにより、炭素繊維への接着を促進することができる。層18中の高い導電性の銀は、炭素に対する親和性が低く、したがって、TiCの上部に厚いが付着した層を形成する。

最後に、上記の説明は航空機および航空宇宙ビークル、構造および用途に向けられているが、本発明は他のビークル、構造、および用途にも適用可能である。本発明の範囲は、この詳細な説明によってではなく、添付の特許請求の範囲によって限定されるものとする。

さらに、本開示は、以下の項による実施形態を含む。
1．電気伝導を向上させるための方法であって、
複合体を導電性材料を含む接着層でコーティングするステップを含み、金属部品が複合体に結合された場合に、金属部品が接着層の導電性材料に電気的に接続される、方法。

2．複合体は、炭素繊維強化ポリマー（CFRP）から形成された複合材料からなる航空機または他のビークルの構造であり、金属部品は固定具であり、接着層の導電性材料に電気的に接続された金属部品は、雷保護システム、電磁効果（EME）管理システム、または接地システムの一部を形成する、項1に記載の方法。

3．金属部品は、固定具と複合体との間の境界面に配置されたスリーブ、ワッシャー、または他の要素を含む、項1または2に記載の方法。

4．接着層は、導電性インクまたは導電性塗料の少なくとも一方を含む、項1から3のいずれか一項に記載の方法。

5．導電性インクまたは導電性塗料は、低温焼結剤を含む配合物中に銅または銀の少なくとも一方を含む複数の粒子からなる、項4に記載の方法。

6．導電性インクまたは導電性塗料はチタンを含み、チタンは、炭素繊維の薄い表面層を炭化チタン（TiC）に変換することによって複合体の炭素繊維への接着を促進し、粒子はTiCの上部により厚い接着層を形成する、項5に記載の方法。

7．導電性インクまたは導電性塗料は、スクリーン印刷、インクジェット印刷、凹版、ドライフィルム転写、金属被覆、またはめっきのうちの少なくとも1つを用いて複合体に塗布される、項4から6のいずれか一項に記載の方法。

8．複合体に悪影響を及ぼさない温度で複合体をコーティングする接着層を硬化させるステップをさらに含む、項1から7のいずれか一項に記載の方法。

9．温度は約100℃～約200℃である、項8に記載の方法。

10．コーティングするステップは、複合体内の孔の内部に接着層を堆積させるステップをさらに含み、硬化させるステップは、孔の内部に堆積した接着層のその場硬化を実行するステップをさらに含む、項8または9に記載の方法。

11．接着層のその場硬化は、焼成、フラッシュ放射加熱、またはレーザー加熱のうちの少なくとも1つによって行われる、項10に記載の方法。

12．接着層のその場硬化は、金属部品が孔に挿入された場合に電気誘導加熱によって行われる、項10に記載の方法。

13．電気伝導を向上させるための装置であって、
導電性材料を含む接着層でコーティングされた複合体を含み、金属部品が複合体に結合された場合に、金属部品が接着層の導電性材料に電気的に接続される、装置。

14．複合体は、炭素繊維強化ポリマー（CFRP）から形成された複合材料からなる航空機または他のビークルの構造であり、金属部品は固定具であり、接着層の導電性材料に電気的に接続された金属部品は、雷保護システム、電磁効果（EME）管理システム、または接地システムの一部を形成する、項13に記載の装置。

15．金属部品は、固定具と複合体との間の境界面に配置されている、項13または14に記載の装置。

16．接着層は導電性インクまたは塗料を含む、項13から15のいずれか一項に記載の装置。

17．導電性インクまたは塗料は、低温焼結剤を含む配合物中に銅または銀を含む複数の粒子からなる、項16に記載の装置。

18．導電性インクまたは導電性塗料はチタンを含み、チタンは、炭素繊維の薄い表面層を炭化チタン（TiC）に変換することによって複合体の炭素繊維への接着を促進し、粒子はTiCの上部により厚い接着層を形成する、項17に記載の装置。

19．電気伝導が向上された航空機であって、
導電性材料を含む接着層でコーティングされた複合体と、複合体に結合された金属部品と、を含み、金属部品は、接着層の導電性材料と電気的に接続されている、航空機。

20．複合体は、炭素繊維強化ポリマー（CFRP）から形成された複合材料からなる航空機の構造であり、金属部品は固定具であり、あるいは留め具と複合体との間の境界面に配置され、層の導電性材料に電気的に接続された金属部品は、雷保護システム、電磁効果（EME）管理システム、または接地システムの一部を形成する、項19に記載の航空機。

10 金属部品、固定具
12 孔
14 複合体
16 破線
18 接着層
20 表面
22 雷保護メッシュ、雷メッシュ
24 対向する表面
26 アプリケータ
28 往復直線運動
30 硬化装置
32 往復直線運動
44 航空機
46 機体
48 内部
50 翼
52 エンジン
54 電気システム
56 環境システム
58 航空機の製造および保守点検方法

Claims (11)

1. 電気伝導を向上させるための方法であって、
   導電性材料を含む接着層で複合体をコーティングするステップであって、前記コーティングするステップは、前記複合体内の孔の内面に前記接着層を堆積させるステップを含むステップと、
   金属部品を前記孔に挿入し、前記金属部品を前記複合体に結合するステップと、
   を含み、前記金属部品が前記複合体に結合された場合に、前記金属部品が前記接着層の前記導電性材料に電気的に接続される、方法。
2. 前記複合体は、炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）から形成された複合材料からなる航空機または他のビークルの構造であり、前記金属部品は固定具であり、前記接着層の前記導電性材料に電気的に接続された前記金属部品は、雷保護システム、電磁効果（ＥＭＥ）管理システム、または接地システムの一部を形成する、請求項１に記載の方法。
3. 前記金属部品は、固定具と前記複合体との間の境界面に配置されたスリーブ、ワッシャー、または他の要素を含む、請求項１または２に記載の方法。
4. 前記接着層は、導電性インクまたは導電性塗料の少なくとも一方を含む、請求項１から３のいずれか一項に記載の方法。
5. 前記導電性インクまたは前記導電性塗料は、低温焼結剤を含む配合物中に銅または銀の少なくとも一方を含む複数の粒子からなる、請求項４に記載の方法。
6. 前記導電性インクまたは前記導電性塗料はチタンを含み、前記チタンは、前記複合体の炭素繊維の薄い表面層を炭化チタン（ＴｉＣ）に変換することによって前記複合体の炭素繊維への接着を促進し、前記粒子は前記ＴｉＣの上部により厚い接着層を形成する、請求項５に記載の方法。
7. 前記導電性インクまたは前記導電性塗料は、スクリーン印刷、インクジェット印刷、凹版、ドライフィルム転写、金属被覆、またはめっきのうちの少なくとも１つを用いて前記複合体に塗布される、請求項４から６のいずれか一項に記載の方法。
8. １００℃～２００℃の温度で前記複合体をコーティングする前記接着層を硬化させるステップをさらに含む、請求項１から７のいずれか一項に記載の方法。
9. 前記硬化させるステップは、前記孔の内面に堆積した前記接着層のその場硬化を実行するステップをさらに含む、請求項８に記載の方法。
10. 前記接着層の前記その場硬化は、焼成、フラッシュ放射加熱、またはレーザー加熱のうちの少なくとも１つによって行われる、請求項９に記載の方法。
11. 前記接着層の前記その場硬化は、前記金属部品が前記孔に挿入された場合に電気誘導加熱によって行われる、請求項９に記載の方法。

Images