JPWO2011043346A1 - 複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体 - Google Patents

Abstract

アクセスホール周縁部の応力集中を考慮した上で、軽量化が可能とされた主翼を提供することを目的とする。長手方向に引張り荷重が負荷される主翼（１）は、長手方向に延在するとともにアクセスホール（５）が形成された繊維強化プラスチック製の複合材とされた孔付き構造部材としての中央部（３ｂ）と、主翼１の長手方向に延在するとともに中央部（３ｂ）の側部に接続された繊維強化プラスチック製の複合材とされた前方部（３ａ）及び後方部（３ｃ）とを備えている。中央部（３ｂ）の長手方向における引張り剛性が、前方部（３ａ）及び後方部（３ｃ）の長手向における引張り剛性よりも小さくされている。

Description

本発明は、孔を有する複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体に関するものである。

例えば航空機、船舶、車両等の分野にて、高強度かつ軽量化とされた構造体として繊維強化プラスチック（FRP：Fiber Reinforced Plastics）製の複合材が広く用いられている。このような複合材に対して、点検のためや組立時のアクセス用のために、孔が形成されることがある。孔が形成された場合、孔の周縁部には応力集中が生じるため、孔の周縁部の強度強化が必要となる。

下記の特許文献１には、航空機の外板のアクセスホールの周縁部を強化するために、強化層を付加して増厚し、強度を高める発明が開示されている。この特許文献１に記載された強化層は、基材に対してピンやスティッチによって固定することで、荷重を受けた際の剥離を防止している。

特表２００３−５１３８２１号公報

しかし、上記特許文献１に記載された発明は、強化層を付加する際にピンやスティッチを施す工程が増えるため、生産性の点で問題がある。

このようなピンやスティッチを用いない方法として、図８に示された構造の航空機の主翼１００の下面外板１０３が知られている。図８（ａ）に示したように、下面外板１０３の幅方向中央部には、複数のアクセスホール１０２が形成されている。アクセスホール１０２は、主翼１００内に設けられた燃料タンクの点検のため、あるいは組立時の際に使用される。なお、同図に示した破線は、フラップやスラット等を含む主翼１００の外形線を示している。

アクセスホール１０２の周縁部の強度強化のために、図８（ｂ）に示すように、強化用積層体１０４が基材積層体１０６に対して積層（パッドアップ）されている。強化用積層体１０４は、図８（ｂ）のように断面視した場合に、アクセスホール１０２から離間するにしたがって厚さが減少するテーパが形成された形状となっている。アクセスホール１０２の補強のためには、アクセスホール１０２の周縁部に位置するとともに一定厚さとされた定厚部分１０４ａで足りるが、仮に定厚部分１０４ａのみとすると、荷重を受けた場合に基材１０６との界面で剥離が生じてしまう。この剥離を防止するために、定厚部分１０４ａのみとせずに、さらに延長してテーパ部分１０４ｂを形成し、徐々に増厚することとしている。なお、図８（ｂ）では、理解の容易のためにテーパ部分１０４ｂをハッチングして示してあるが、テーパ部分１０４ｂと定厚部分１０４ａとは連続しており、同一の積層シートによって構成されている。
しかし、図８のような構造は、上記特許文献１のようなピンやスティッチを施す工程を不要とするものの、アクセスホール１０２の補強のみの観点からするとテーパ部分１０４ｂは本来不要であり、重量増の原因となっている。

本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、孔の周縁部の応力集中を考慮した上で、軽量化が可能とされた複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体を提供することを目的とする。

上記課題を解決するために、本発明の複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体は以下の手段を採用する。
本発明の複合材構造体は、一方向に延在するとともに孔が形成された繊維強化プラスチック製の複合材とされた孔付き構造部材と、前記一方向に延在するとともに前記孔付き構造部材の側部に接続された繊維強化プラスチック製の複合材とされた隣接構造部材と、を備え、前記一方向に引張り荷重および／または圧縮荷重が負荷される複合材構造体であって、前記孔付き構造部材の前記一方向における引張り剛性および／または圧縮剛性が、前記隣接構造部材の前記一方向における引張り剛性および／または引張り剛性よりも小さいことを特徴とする。

孔付き構造部材の一方向における引張り剛性が、隣接構造部材の一方向における引張り剛性よりも小さいので、引張り荷重は隣接構造部材が主として負担することになる。したがって、孔付き構造部材に加わる引張り荷重が相対的に小さくなるので、孔を形成する周縁部に加わる応力集中が緩和される。これにより、孔付き構造部材を隣接構造部材と同等の引張り剛性にした場合に比べて、孔周縁部の補強を少なくすることができる。
また、孔付き構造部材の一方向における圧縮剛性が、隣接構造部材の一方向における圧縮剛性よりも小さい場合には、圧縮荷重は隣接構造部材が主として負担することになる。したがって、孔付き構造部材に加わる圧縮荷重が相対的に小さくなるので、孔を形成する周縁部に加わる応力集中が緩和される。これにより、孔付き構造部材を隣接構造部材と同等の圧縮剛性にした場合に比べて、孔周縁部の補強を少なくすることができる。
さらに、複合材構造部材に引張り荷重および圧縮荷重が加わる場合（すなわち曲げ荷重が加わる場合）には、孔付き構造部材の一方向における引張り剛性および圧縮剛性を、隣接構造部材の一方向における引張り剛性および圧縮剛性よりも小さくして、引張り荷重および圧縮荷重を隣接構造部材が主として負担することとすればよい。

さらに、本発明の複合構造体によれば、前記孔付き構造部材は、前記一方向を０°とした場合に、±３０°以上±６０°以下の方向、好ましくは±４５°方向に配向された繊維を主体とする複合材とされていることを特徴とする。

±３０°以上±６０°以下の方向、好ましくは±４５°方向に配向された繊維を主体とする複合材とされているので、０°方向（一方向）の引張り剛性が低下して引張り方向（及び／又は圧縮方向）の伸びを許容する複合材を実現することができる。また、±３０°以上±６０°以下の方向、好ましくは±４５°方向に繊維が主として設けられているので、剪断方向（一方向に直交する方向、すなわち±９０°方向）の強度が大きくなり、捩り剛性を高めることができる。
なお、「±３０°以上±６０°以下の方向、好ましくは±４５°方向に配向された繊維を主体とする」とは、一般に用いられる複合材（例えば、隣接構造部材）よりも±３０°以上±６０°以下の方向、好ましくは±４５°方向の繊維の配合率が高いことを意味する。例えば、航空機の主翼に用いられる通常の複合材は、±４５°方向の繊維の配合率は６０％程度（（０°，＋４５°，−４５°，９０°）＝（３０％，３０％，３０％，１０％））とされるが、これよりも大きい配合率、例えば７０％以上、好ましくは８０％以上を意味する。
また、孔付き構造部材の０°方向の剛性を更に低下させるために、０°方向の繊維を、±３０°以上±６０°以下の方向、好ましくは±４５°方向の繊維よりも剛性が小さい材料とすることが好ましい。例えば、±３０°以上±６０°以下の方向、好ましくは±４５°方向に炭素繊維を用いた場合には、０°方向にガラス繊維やアラミド繊維を用いる。

さらに、本発明の複合構造体によれば、航空機の主翼の下面外板が、該主翼の長手方向に延在する分割面を有する複数の複合材で構成され、これら複合材のうち、前記下面外板に形成された前記孔としてアクセスホールを有する複合が前記孔付き構造部材とされ、他の複合材が前記隣接構造部材とされていることを特徴とする。

下面外板は、航空機の主翼に加わる荷重を負担するトルクボックスの下面部分を構成する。したがって、この下面外板には、飛行時に、主翼長手方向に引張り荷重が加わる。アクセスホールが形成された複合材を上記の孔付き構造部材とし、この孔付き構造部材に接続された複合材を上記の隣接構造部材としたので、引張り荷重は主として隣接構造部材が負担し、孔付き構造部材には比較的小さな引張り荷重しか加わらない。したがって、アクセスホールの周縁部の補強を少なくでき、軽量化された主翼を提供することができる。

さらに、本発明の複合構造体によれば、航空機の胴体の外板が、該胴体の長手方向に延在する分割面を有する複数の複合材で構成され、これら複合材のうち、前記外板に形成された前記孔として窓用孔を有する複合材が前記孔付き構造部材とされ、他の複合材が前記隣接構造部材とされていることを特徴とする。

航空機の胴体には、長手方向に引張り荷重および圧縮荷重（すなわち曲げ荷重）が加わる。窓用孔が形成された複合材を上記の孔付き構造部材とし、この孔付き構造部材に接続された複合材を上記の隣接構造部材としたので、引張り荷重および圧縮荷重は主として隣接構造部材が負担し、孔付き構造部材には比較的小さな引張り荷重および圧縮荷重しか加わらない。したがって、窓用孔の周縁部の補強を少なくでき、軽量化された航空機用胴体を提供することができる。

本発明の複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体によれば、孔付き構造部材の引張り剛性および／または圧縮剛性を隣接構造部材の引張り剛性および／または圧縮剛性よりも小さくして孔周縁部に加わる集中応力を小さくすることとしたので、孔周縁部の補強構造を簡素化して軽量化することができる。

本発明の複合材構造体の一実施形態にかかる航空機の主翼の下面外板を示し、（ａ）は平面図であり、（ｂ）は縦断面図である。 ボックス構造とされた主翼の一部を構成する下面外板およびストリンガを示した斜視図である。 図２のＡ−Ａにおける横断面図である。 ストリンガと下面外板との固定方法を示し、図２のＢ−Ｂにおける横断面図である。 ストリンガと下面外板との他の固定方法を示し、図２のＢ−Ｂにおける横断面図である。 ストリンガと下面外板との他の固定方法を示し、図２のＢ−Ｂにおける横断面図である。 本発明の複合材構造体の他の適用例を示し、航空機の胴体部分を示した側面図である。 従来の航空機の主翼の下面外板を示し、（ａ）は平面図であり、（ｂ）は縦断面図である。

以下、本発明の一実施形態について、図１乃至図３を用いて説明する。
図１には、航空機の主翼１の下面外板３が示されている。下面外板３は、繊維強化プラスチック（FRP：Fiber Reinforced Plastics）製の複合材構造体で形成されている。同図に示した破線は、フラップやスラット等を含む主翼１の外形線を示している。

下面外板３は、図２及び図３に示したように、下面外板３の幅方向両端から立設する側面外板となるフロントスパー２０及びリアスパー２２と、これらフロントスパー２０及びリアスパー２２の上端同士を接続する上面外板２４と共に箱形のトルクボックスを形成しており、主翼１の荷重を負担する。

下面外板３は、主翼１の前縁側に位置する前方部（隣接構造部材）３ａと、前方部３ａに接続された中央部３ｂと、中央部３ｂに接続され、主翼１の後縁側に位置する後方部（隣接構造部材）３ｃとの３つの部分から構成されている。前方部３ａ、中央部３ｂ及び後方部３ｃは、主翼１の長手方向に延在する分割面４にて、それぞれ、ファスナによって、又は、接着によって結合されている。この結合方法の具体例については、後述するが、ファスナ結合か接着結合かは適宜選択すれば良く、ファスナ結合は艤装が容易となる利点があり、接着結合は軽量化が可能となる利点がある。

図２及び図３に示されているように、主翼１の長手方向には、複数のストリンガ２６が設けられている。ストリンガ２６は、下面外板３等と同様にＦＲＰ製の複合材とされている。各ストリンガ２６は、下面外板３及び上面外板２４の内表面に対して固定されており、主翼１の長手方向の荷重を主として負担する。
また、ボックス構造とされた主翼１の内部には、その内部空間を長手方向において複数に分割するようにリブ２８が設けられている。リブ２８は、主翼１の幅方向（長手方向に直交する方向）にわたって延在した板状とされており、長手方向に所定間隔を有して複数配置されている。図３に示すように、各リブ２８の前後の端部は、それぞれ、フロントスパー２０及びリアスパー２２に対してボルト・ナット等の所定のファスナ３０によって固定されている。

下面外板３の前方部３ａは、炭素繊維強化プラスチック（CFRP：Carbon Fiber Reinforced Plastics）が主体とされた複合材となっている。炭素繊維の配向の比率は、航空機の構造体として用いられる通常程度とされており、例えば、主翼１の延在方向（長手方向）を０°とした場合、（０°，＋４５°，−４５°，９０°）＝（３０％，３０％，３０％，１０％）となるように、各繊維方向を有する複数のシートが積層されて構成されている。前方部３ａに用いられる複合材の積層数は、負担する強度によって決定され、例えば数十程度とされる。

下面外板３の後方部３ｃは、前方部３ａと同様に、炭素繊維強化プラスチック（CFRP）が主体とされた複合材となっている。炭素繊維の配向の比率は、前方部３ａと同様に、航空機の構造体として用いられる通常程度とされており、例えば、主翼１の延在方向を０°とした場合、（０°，＋４５°，−４５°，９０°）＝（３０％，３０％，３０％，１０％）となるように、各繊維方向を有する複数のシートが積層されて構成されている。後方部３ｃに用いられる複合材の積層数は、負担する強度によって決定され、例えば数十程度とされる。

下面外板３の中央部３ｂは、炭素繊維強化プラスチック（CFRP）が主体とされた複合材となっている。中央部３ｂに、主翼１内に設けられた燃料タンクの点検時や組立時等に用いるためのアクセスホール（孔）５が、主翼１の延在方向に沿って所定間隔ごとに複数形成されている。このように、中央部３ｂは、孔付き構造部材となっている。なお、上述した前方部３ａ及び後方部３ｃには、アクセスホール５が形成されていない。
中央部３ｂは、図１（ｂ）に示されているように、一定厚とされており、前方部３ａ及び後方部３ｃよりも積層数が多く、その分だけ厚くされている。
中央部３ｂの炭素繊維の配向の比率は、前方部３ａ及び後方部３ｃとは異なり、主翼１の延在方向を０°とした場合、±４５°を主体としたものとなっている。つまり、前方部３ａ及び後方部３ｃよりも±４５°の配向比率を大きくしており、例えば±４５°の配向比率を７０％以上、好ましくは８０％以上となるように、各繊維方向を有する複数のシートが積層されて構成されている。さらに、０°方向の引張り剛性を低下させるために、０°方向の繊維を炭素繊維からガラス繊維（Glass fiber）やアラミド繊維（Aramid fiber）に変更しても良い。

次に、下面外板３の中央部３ｂと、前方部３ａ及び後方部３ｃとの結合方法について説明する。
中央部３ｂは、本実施形態によれば前方部３ａ及び後方部３ｃよりも長手方向の強度の負担割合が小さくなるとはいえ、アクセスホール５が形成されており応力集中があるので、前方部３ａ及び後方部３ｃよりも板厚が厚くなる。このような場合、図４乃至図６に示した結合方法が適用される。

図４では、中央部３ｂと前方部３ａ（又は後方部３ｃ）との板厚差を吸収するために、前方部３ａ（又は後方部３ｃ）の分割面４近傍の端部に、テーパ部３ｅによって漸次増厚して形成した増厚部３ｄを設けることとした。これにより、中央部３ｂと前方部３ａ及び後方部３ｃとの板厚が同等となり、ストリンガ２６を介在させて安定的に固定することができる。
ストリンガ２６と、下面外板３（中央部３ｃ，前方部３ａ及び後方部３ｃ）との固定は、図４（ａ）に示すように、一点鎖線で示した位置に、ボルト・ナット等から構成されるファスナ４０によって行われる。
また、図４（ｂ）に示すように、ストリンガ２６と下面外板３（中央部３ｃ，前方部３ａ及び後方部３ｃ）との間の接着部４２にて接着させた後に、ファスナ４０によって固定する方法としてもよい。
また、図４（ｃ）に示すように、ファスナを用いずに接着部４２における接着のみによって固定する方法としてもよい。

なお、接着としては、ストリンガ２６と、下面外板３（中央部３ｃ，前方部３ａ及び後方部３ｃ）との両者をそれぞれ硬化させた後に、接着剤を用いて接着する方法（キュア後接着法）の他、硬化後のストリンガ２６と、硬化前の下面外板３との間に接着剤を介挿した後に、温度及び/又は圧力を加えて一体的に硬化させるコボンド（co-bond）法や、硬化前のストリンガ２６と硬化前の下面外板３との間に接着剤を介挿した後に、温度及び/又は圧力を加えて一体的に硬化させるコキュア（co-cure）法等が用いられる。このような接着法は、以下に説明する図５及び図６の結合方法に対しても適用できる。

また、図４（ｄ）に示すように、分割面４を板厚方向に対して傾斜するように設けることとしても良い。このように傾斜面とされた分割面４とすれば、中央部３ｂと前方部３ａ（又は後方部３ｃ）とが重なり合って接触する面積が大きくなるので、より安定的に結合することができる。このような分割面４は、以下に説明する図５及び図６の結合方法に対しても適用できる。

図５では、中央部３ｂと前方部３ａ（又は後方部３ｃ）との板厚差を吸収するために、ストリンガ２６と前方部３ａ（又は後方部３ｃ）との間にフィラー４４を介在させることとした。フィラー４４としては、前方部３ａ等と同様の繊維強化された複合材を用いることができ、或いはチタン合金等を用いることもできる。
図５（ａ）は、図４（ａ）と同様に、ファスナ４０のみによってストリンガ２６と下面外板３（中央部３ｂ、前方部３ａ及び後方部３ｃ）とを固定する方法が示されている。
図５（ｂ）は、フィラー４４と前方部３ａ（又は後方部３ｃ）との間に接着部４６を設け、さらにファスナ４０によって固定する方法が示されている。
図５（ｃ）は、図５（ｂ）に加え、ストリンガ２６と中央部３ｂ及び前方部３ａ（又は後方部３ｃ）との間に、接着部４８を設けて固定する方法が示されている。
図５（ｄ）は、図５（ｃ）で用いていたファスナ４０を省略し、接着部４６，４８における接着のみによって固定する方法が示されている。

図６では、中央部３ｂと前方部３ａ（又は後方部３ｃ）との板厚差を吸収するために、ストリンガ２６の形状を変更した。具体的には、ストリンガ２６の前方部３ａ（又は後方部３ｃ）側のフランジ２６ａの板厚を、中央部３ｂ側のフランジ２６ｂよりも厚くし、フランジ２６ａの下面を前方部３ａ側に位置させた。
図６（ａ）は、図４（ａ）と同様に、ファスナ４０のみによってストリンガ２６と下面外板３（中央部３ｂ、前方部３ａ及び後方部３ｃ）とを固定する方法が示されている。
図６（ｂ）は、図４（ｂ）と同様に、ファスナ４０と、接着部４２における接着の両方を用いた固定方法が示されている。
図６（ｃ）は、図４（ｃ）と同様に、ファスナ４０を用いずに接着部４２における接着のみによって固定する方法が示されている。

次に、上記構成の主翼１を用いた際の作用効果について説明する。
飛行時、主翼１には、その先端が上向きに変位するように荷重が加わる。したがって、主翼１の下面外板３には、その延在方向（０°方向）に引張り荷重が加わる。０°方向の引張り荷重は、中央部３ｂではなく、下面外板３の前方部３ａ及び後方部３ｃが主として負担する。なぜなら、中央部３ｂは、前方部３ａ及び後方部３ｃに比べて±４５°配向の繊維が主体とされており０°方向の引張り荷重に対して剛性が低い複合材とされているからである。したがって、中央部３ｂには、前方部３ａ及び後方部３ｃに比べて小さな引張り荷重しか加わらないので、アクセスホール５の周縁部の必要強度が下がる。つまり、前方部３ａ及び後方部３ｃに用いた配向比率の複合材を中央部に用いた場合に比べて、積層数を少なく（厚さを薄く）することができる。ただし、アクセスホール５の周縁部に加わる集中応力を負担する必要はあるので、中央部３ｂの積層数は前方部３ａ及び後方部３ｃの積層数よりも多く（厚く）なっている。
また、中央部３ｂは、±４５°を主体としているので、剪断方向の剛性すなわち捩り剛性については強化されている。したがって、中央部３ｂは、軸力（引張り荷重）を負担せず、捩り荷重を負担するようになっている。なお、主翼１に加わる荷重において、捩り荷重は引張り荷重に対して３０％程度と小さいので、中央部３ｂの厚さは、下面外板の引張り荷重がアクセスホール周縁部にそのまま加わる図８に示した場合ほど増厚する必要はない。

さらに、中央部３ｂは、図１（ｂ）に示したように、前方部３ａ及び後方部３ｃとは別部材とされているので、図８を用いて説明したような剥離が生じない。すなわち、中央部３ｂと前方部３ａ及び後方部３ｃとの間に厚さ方向の段差があったとしても、各積層シートが中央部３ｃと前方部３ａ及び後方部３ｃとで分断されているので、引張り力が各部３ａ，３ｂ，３ｃ間で伝達されないからである。

さらに、本実施形態では、図８（ｂ）に示したようなテーパ部分１０４ｂが不要とされるので、この分だけ軽量化することができる。

なお、本実施形態は主翼１の下面外板３への適用について説明したが、本発明はこれに限定されず、孔を有する複合材構造体であれば広く適用することができる。
例えば、下面外板３とともにトルクボックスを構成する上面外板に、下面外板３と同様の構成を適用しても良い。この場合、上面外板には圧縮荷重が加わることになるが、孔が形成された中央部の圧縮強度を前方部および後方部よりも小さくしておくことにより、中央部に形成した孔の周縁部に加わる集中応力を緩和することができる。

また、図７に示すように、窓材が設置される窓用孔１１が形成された航空機胴体１０の中央部１２に、上記実施形態の中央部３ｂと同様の材料を適用し、隣接する他の部材１３に上記実施形態の前方部３ａ及び後方部３ｃと同様の材料を適用しても良い。この場合には、胴体１０には、曲げ荷重（すなわち引張り荷重および圧縮荷重）が加わることになるが、中央部１２の引張り強度および圧縮強度を他の部材１３よりも小さくしておくことにより、中央部１２に形成した窓用孔１１の周縁部に加わる集中応力を緩和することができる。

さらには、本発明の複合材構造体は、航空機に限定されず、例えば船舶や車両等にも適用することができる。
また、上記実施形態では、主として炭素繊維強化プラスチック（CFRP）を主として用いることとしたが、本発明はこれに限定されず、例えばガラス繊維強化プラスチック（GFRP：Glass Fiber Reinforced Plastic）やアラミド繊維強化プラスチック（AFRP：Aramid Fiber Reinforced Plastic）を用いても良い。

１ 主翼
３ 下面外板（複合材構造体）
３ａ 前方部（隣接構造部材）
３ｂ 中央部（孔付き構造部材）
３ｃ 後方部（隣接構造部材）
５ アクセスホール（孔）

下面外板３は、主翼１の前縁側に位置する前方部（隣接構造部材）３ａと、前方部３ａに接続された中央部３ｂと、中央部３ｂに接続され、主翼１の後縁側に位置する後方部（隣接構造部材）３ｃとの３つの部分から構成されている。前方部３ａ、中央部３ｂ及び後方部３ｃは、主翼１の長手方向に延在する分割面４にて、それぞれ、ファスナによって、又は、接着によって結合されている。この結合方法の具体例については、後述するが、ファスナ結合か接着結合かは適宜選択すれば良い。

図４では、中央部３ｂと前方部３ａ（又は後方部３ｃ）との板厚差を吸収するために、前方部３ａ（又は後方部３ｃ）の分割面４近傍の端部に、テーパ部３ｅによって漸次増厚して形成した増厚部３ｄを設けることとした。これにより、中央部３ｂと前方部３ａ及び後方部３ｃとの板厚が同等となり、ストリンガ２６を介在させて安定的に固定することができる。
ストリンガ２６と、下面外板３（中央部３ｂ，前方部３ａ及び後方部３ｃ）との固定は、図４（ａ）に示すように、一点鎖線で示した位置に、ボルト・ナット等から構成されるファスナ４０によって行われる。
また、図４（ｂ）に示すように、ストリンガ２６と下面外板３（中央部３ｂ，前方部３ａ及び後方部３ｃ）との間の接着部４２にて接着させた後に、ファスナ４０によって固定する方法としてもよい。
また、図４（ｃ）に示すように、ファスナを用いずに接着部４２における接着のみによって固定する方法としてもよい。

なお、接着としては、ストリンガ２６と、下面外板３（中央部３ｂ，前方部３ａ及び後方部３ｃ）との両者をそれぞれ硬化させた後に、接着剤を用いて接着する方法（キュア後接着法）の他、硬化後のストリンガ２６と、硬化前の下面外板３との間に接着剤を介挿した後に、温度及び/又は圧力を加えて一体的に硬化させるコボンド（co-bond）法や、硬化前のストリンガ２６と硬化前の下面外板３との間に接着剤を介挿した後に、温度及び/又は圧力を加えて一体的に硬化させるコキュア（co-cure）法等が用いられる。このような接着法は、以下に説明する図５及び図６の結合方法に対しても適用できる。

さらに、中央部３ｂは、図１（ｂ）に示したように、前方部３ａ及び後方部３ｃとは別部材とされているので、図８を用いて説明したような剥離が生じない。すなわち、中央部３ｂと前方部３ａ及び後方部３ｃとの間に厚さ方向の段差があったとしても、各積層シートが中央部３ｂと前方部３ａ及び後方部３ｃとで分断されているので、引張り力が各部３ａ，３ｂ，３ｃ間で伝達されないからである。

Claims (7)

1. 一方向に延在するとともに孔が形成された繊維強化プラスチック製の複合材とされた孔付き構造部材と、
   前記一方向に延在するとともに前記孔付き構造部材の側部に接続された繊維強化プラスチック製の複合材とされた隣接構造部材と、を備え、前記一方向に引張り荷重および／または圧縮荷重が負荷される複合材構造体であって、
   前記孔付き構造部材の前記一方向における引張り剛性および／または圧縮剛性が、前記隣接構造部材の前記一方向における引張り剛性および／または圧縮剛性よりも小さいことを特徴とする複合材構造体。
2. 前記孔付き構造部材は、前記一方向を０°とした場合に、±３０°以上±６０°以下の方向に配向された繊維を主体とする複合材とされていることを特徴とする請求項１に記載の複合材構造体。
3. 前記孔付き構造部材は、前記一方向を０°とした場合に、±４５°方向に配向された繊維を主体とする複合材とされていることを特徴とする請求項１に記載の複合材構造体。
4. 航空機の主翼の下面外板が、該主翼の長手方向に延在する分割面を有する複数の複合材で構成され、
   これら複合材のうち、前記下面外板に形成された前記孔としてアクセスホールを有する複合材が前記孔付き構造部材とされ、他の複合材が前記隣接構造部材とされていることを特徴とする請求項１から３のいずれかに記載の複合材構造体。
5. 航空機の胴体の外板が、該胴体の長手方向に延在する分割面を有する複数の複合材で構成され、
   これら複合材のうち、前記外板に形成された前記孔として窓用孔を有する複合材が前記孔付き構造部材とされ、他の複合材が前記隣接構造部材とされていることを特徴とする請求項１から３のいずれかに記載の複合材構造体。
6. 請求項４に記載の複合材構造体を備えていることを特徴とする航空機主翼。
7. 請求項５に記載の複合材構造体を備えていることを特徴とする航空機胴体。

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