以下、図面を参照して、本発明の一実施形� ��について説明する。
 図1は、本実施形態に係る航空機用アクチュ エータA(摺動構造体)の断面図である。
 この航空機用アクチュエータAでは、円盤状 のピストン2(部品)と棒状のピストンロッド3(� ��動軸)とが、連接された状態で、中空円筒状 のハウジング1(部品)内に、収納されている。 ピストン2によって仕切られた、ハウジング1� ��の2箇所の空隙K1,K2に、外部から作動油が注� ��される。この作動油の圧力差によってピス� ��ン2及びピストンロッド3が紙面左右方向に� �動する。ハウジング1はアルミ合金から形成� ��れており、ピストン2及びピストンロッド3� �、ステンレスから形成された一体部品であ� �。

 ハウジング1には、ピストンロッド3との摺� �面(円筒面)に、ベアリング1aとシール部材1b� �が設けられており、またピストン2には、ハ� ��ジング1との摺動面(円筒面)に、ベアリング2 aとシール部材2bとが設けられている。ベアリ ング1a,2aは、ピストン2及びピストンロッド3� �支持すると共に摩擦抵抗を低減するための� �のであり、樹脂から形成されている。シー� �部材1b,2bは、作動油の漏れを防止するための ものであり、フッ素樹脂から形成されている 。
 このように構成された本航空機用アクチュ� ��ータAは、航空機燃料(燃料油)を作動油とし� ��用いる。

 このような航空機用アクチュエータAにお いて、ハウジング1のベアリング1a及びシール 部材1bは、ピストンロッド3の摺動面S1(円筒状 の周面)と摺動し、またピストン2のベアリン� ��2a及びシール部材2bは、ハウジング1の摺動� �S2(円筒状の内周面)と摺動する。

 図2は、上記摺動面S2の拡大断面図である� ��この図2に示すように、ハウジング1の摺動� �S2は、アルミ合金からなる母材1cの表面に、0 .5μm厚のジンケート処理膜1d、5.0μm厚の無電� �Ni-P-B(ニッケル-リン-ボロン)めっき膜1e(下地� ��っき膜)、0.1μm厚のRh(ロジウム)めっき膜1f(� �上げめっき膜)が順次積層された構造を有す� ��。なお、ピストンロッド3の摺動面S1は、母� ��であるステンレス上に例えばRh(ロジウム)め っき膜1fのみが形成されている。

 無電解Ni-P-Bめっき膜1eは、アルミ合金から� �る母材1cを補強するためのめっき膜である。 また、Rhめっき膜1fは、本実施形態における� �摩耗性金属めっき膜に相当し、シール部材(� ��ッ素樹脂)と一定の反応性を有する金属とし て選定されたRh(ロジウム)からなるめっき膜� �ある。
 なお、ジンケート処理膜1dは、母材1c表面の 酸化膜等を除去するためのジンケート処理に よって形成されたものであり、めっき処理の 技術分野において周知のものである。

 このように構成された本航空機用アクチ� ��エータAは、ハウジング1とピストン2との間� ��空隙に作動油が外部から注入されることに� ��り、ピストン2が可動する。そのため、上記 耐摩耗強化膜が形成されたハウジング1の摺� �面S2は、作動油が介在した状態で、ベアリン グ2a及びシール部材2bと摺動する。

 しかしながら、本航空機用アクチュエー� ��Aでは、航空機燃料を作動油として用いる為 、上記摺動面における潤滑性は、専用の潤滑 油を作動油として用いる場合よりも劣る。本 航空機用アクチュエータAでは、シール部材2b に対する耐摩耗性を向上させるためにRhめっ� ��膜1fを設けている。

 一般に、フッ素樹脂が金属などの硬い材料� ��摩擦されたとき、バンド構造からフィルム� ��の移着膜を相手摩擦面に形成し、この移着� ��が潤滑性に優れているために摩擦係数を小� ��くする効果があるとされている。しかし、� ��の移着膜は、摩擦面から剥離し易く、剥離� ��成形とが繰り返されることにより、フッ素� ��脂が摩耗すると考えられている。
 本実施形態では、シール部材2b(フッ素樹脂) がハウジング1の摺動面S2と摺動すると、Rh(ロ ジウム)がフッ素(F)に対して一定の反応性を� �することにより、Rhめっき膜1fの表面にフッ� ��物(剥離し難い移着膜)を形成し、シール部� �2bに対する耐摩耗性を発揮する。

 以下では、本航空機用アクチュエータAのRh� ��っき膜1fの耐摩耗性に関する実験結果につ� �て詳しく説明する。
 図3は試験片の外形図、また図4は試験装置� �構成図である。試験片は、アルミ合金板の� �面に上記Rhめっき膜1fと同等な積層膜Fが設け られたライナ板L1(上記ハウジング1と同等の� �の)と、ステンレスブロックの片面に上記シ� ��ル部材2bと同等なシール部材Nが設けられた� ��ールブロック片L2からなり、図示した寸法� �有している。

 試験装置は、上記ライナ板L1を、積層膜Fが� ��面となるようにスライドトレイTの底に固定 し、このライナ板L1上にシール部材Nが所定荷 重で当接するように上記シールブロック片L2� ��配置している。また、上記航空機燃料(作動 油)と同等な試験油UをスライドトレイT内に充 填し、このスライドトレイTをモータMによっ� ��水平方向に往復運動させることにより、ラ� ��ナ板L1とシールブロック片L2とを摺動させる 。また、この試験装置は、モータMを含む駆� �設備を除いた全ての設備をチャンバC内に収� ��しており、このチャンバC内は、図示するよ うに、窒素ガス(N ₂ ガス)雰囲気となっている。

 図5は、このような試験片及び試験装置を 用いた試験結果(摩耗量の他者比較)を示すグ� ��フである。この摩耗量は、ロジウムめっき� ��摩耗量の平均を1としたときの相対的な摩耗 量を表す。図5に示すように、上記試験装置� �用いて、複数の試験片を摺動させて得られ� �シール部材Nの摩耗量の平均値(最左の棒グラ フ)は、他の膜(HVOF膜、Ni-P-Bめっき膜またはハ ードCrめっき膜)を設けた試験片の摩耗量の1/3 以下である。したがって、本航空機用アクチ ュエータAのRhめっき膜1fが、ハウジング1の摺 動面に優れた耐摩耗性を付与することが確認 された。

 また、図6は、試験結果(摩耗量と表面粗� �との関係)を示すグラフである。この摩耗量� ��、ロジウムめっきの摩耗量の平均を1とした ときの相対的な摩耗量を表す。図6に示すよ� �に、Ni-P-Bめっき膜を有すると共に仕上げ研� �処理を行った試験片(三角印で示す)よりも、 上記試験片(四角印で示す)は表面の粗さが粗� ��。しかしながら、このNi-P-Bめっき膜の試験� ��の摩耗量よりも、上記試験片の摩耗量は同� ��あるいはそれ以下であった。したがって、� ��航空機用アクチュエータAのRhめっき膜1fは� �表面粗さに起因して実現されているもので� �ないことが確認された。

 なお、本発明は、上記実施形態に限定され� ��ものではなく、例えば以下のような変形例� ��考えられる。
(1)上記実施形態では、航空機用アクチュエー タAに本願発明を適用した。しかしながら、� �願発明は航空機用アクチュエータA以外の各� ��摺動構造体に適用可能である。
(2)上記実施形態では、補強金属膜として無電 解Ni-P-Bめっき膜1eを採用し、また耐摩耗性金� ��めっき膜としてRhめっき膜1fを採用した。し かしながら、本発明は、これに限定されるも のではない。補強金属膜については、簿材を 補強できるだけの強度を有し、かつ、母材及 び耐摩耗性金属めっき膜と高密着性を有する ものであれば、Ni-P-Bめっき以外の膜や表面処 理であっても良い。耐摩耗性金属めっき膜に ついては、シール部材2bと一定の反応性を有� ��る金属からなるものであれば、Rh(ロジウム) 以外の金属であっても良い。