WO2012105415A1 - 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

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 Download PDF

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豊 金山
一貴 佐藤
正剛 波多野
齋藤　暁
晃永 渡邉
良 安部
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    • Y10T428/24322—Composite web or sheet

Definitions

  • the present invention relates to a composite structure with holes, an aircraft wing and an aircraft fuselage comprising the same.
  • FRP fiber reinforced plastics
  • Patent Document 1 discloses an invention in which a reinforcing layer is added to increase the thickness to enhance the strength in order to strengthen the periphery of the access hole of the skin of the aircraft.
  • the reinforcing layer described in Patent Document 1 is fixed to a substrate by a pin or a stitch to prevent peeling when receiving a load.
  • Patent Document 1 has a problem in productivity because the number of processes for applying pins and stitches is increased when the reinforcing layer is added.
  • the lower surface skin 103 of the main wing 100 of the aircraft shown in FIG. 6 is known.
  • a plurality of access holes 102 are formed at the center in the width direction of the lower surface outer plate 103.
  • the access hole 102 is used for inspection of a fuel tank provided in the main wing 100 or at the time of assembly.
  • the broken line shown to the same figure has shown the outline of the main wing 100 containing a flap, a slat, etc.
  • the reinforcing laminate 104 is laminated (pad-up) to the base laminate 106.
  • the reinforcing laminate 104 has a shape in which a taper whose thickness decreases with distance from the access hole 102 is formed.
  • the tapered portion 104b is formed to be further extended and gradually thickened instead of using only the constant thickness portion 104a. In FIG.
  • the tapered portion 104b is hatched for easy understanding, the tapered portion 104b and the constant thickness portion 104a are continuous and are formed of the same laminated sheet.
  • the structure as shown in FIG. 6 does not require the step of applying pins or stitches as described in Patent Document 1, the taper portion 104b is essentially unnecessary from the viewpoint of only reinforcing the access hole 102 The cause of
  • the present invention has been made in view of such circumstances, and it is possible to reduce the weight of a composite material structure that can be reduced in weight after reinforcing stress concentration in the peripheral portion of a hole, and an aircraft wing provided with the same.
  • the purpose is to provide an aircraft fuselage.
  • a composite structure according to a first aspect of the present invention is a metal-made holed structural member that extends in one direction and has a hole formed therein; A fiber reinforced plastic composite adjacent structural member connected to the side of the structural member.
  • the holed structural member is made of metal, it is not necessary to provide a taper portion for preventing peeling at the hole peripheral portion as in the case of a composite material made of fiber reinforced plastic. Therefore, since the extra thickness for forming a taper part can be omitted, a lightweight structural member with holes can be realized.
  • a metal used for a holed structural member a titanium alloy and aluminum alloy are mentioned, for example.
  • the lower surface outer plate of the main wing of the aircraft is composed of a plurality of members extending in the longitudinal direction of the main wing, A member having an access hole as the hole formed in the plate is the holed structural member, and the other member is the adjacent structural member.
  • the lower skin constitutes the lower portion of the torque box which bears the load applied to the wing of the aircraft. Therefore, a tensile load is applied to the lower surface skin in the longitudinal direction of the main wing during flight.
  • This tensile load generates stress concentration at the peripheral portion of the access hole, but in the second aspect, the member in which the access hole is formed is the above-described metal holed structural member.
  • the reinforcement of the access hole peripheral portion is not accompanied by a weight increase like a composite material, a lightweight main wing can be provided.
  • the outer skin of the fuselage of the aircraft is composed of a plurality of members extending in the longitudinal direction of the fuselage, and among these members, the outer skin is used A member having a window hole as the formed hole is used as the holed structural member, and another member is used as the adjacent structural member.
  • the fuselage of the aircraft is subjected to longitudinal tensile, compressive and shear loads (i.e. bending loads). Stress concentration occurs in the peripheral portion of the window hole due to the tensile load, compressive load and shear load, but in the third aspect, the member in which the window hole is formed is the above-described metal holed structural member did. As a result, since the reinforcement of the peripheral portion of the window hole does not increase the weight as in the composite material, it is possible to provide a lightweight aircraft fuselage.
  • the holed structural member is made of metal, it is not necessary to provide a tapered portion at the periphery of the hole for preventing peeling as in the case of a composite material made of fiber reinforced plastic. Therefore, since the extra thickness for forming a taper part can be omitted, a lightweight structural member with holes can be realized.
  • FIG. 2 is a plan view of the lower skin of the aircraft wing according to one embodiment of the composite structure of the present invention. It is a longitudinal cross-sectional view which shows the lower surface skin of the main wing of the aircraft concerning one embodiment of the composite material structure of the present invention. It is the perspective view which showed the lower surface skin and stringer which comprise a part of main wing made into box structure.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along line AA of FIG. 2;
  • FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line BB in FIG. 2 showing a method of fixing the stringer to the lower surface skin.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line BB in FIG. 2 showing a method of fixing the stringer to the lower surface skin.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along line AA of FIG. 2;
  • FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line BB in FIG. 2 showing a method of fixing the stringer to the lower surface skin
  • FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line BB in FIG. 2 showing a method of fixing the stringer to the lower surface skin.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line BB in FIG. 2 showing a method of fixing the stringer to the lower surface skin.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line BB in FIG. 2 showing a method of fixing the stringer to the lower surface skin.
  • FIG. 6 is a side view showing another application of the composite structure of the present invention and showing a fuselage portion of an aircraft. It is the top view which showed the lower surface skin of the main wing of the conventional aircraft. It is the longitudinal cross-sectional view which showed the lower surface skin of the main wing of the conventional aircraft.
  • FIGS. 1 to 3 The undersurface skin 3 of the main wing 1 of the aircraft is shown in FIG. 1A.
  • the lower surface outer plate 3 is formed of a composite structure made of fiber reinforced plastic (FRP) and a metal structure.
  • the broken line shown in the figure indicates the outline of the main wing 1 including flaps, slats and the like.
  • the lower outer plate 3 has a front spar 20 and a rear spar 22 which are side outer plates erected from both ends in the width direction of the lower outer plate 3, and the front spar 20 and the rear spar 22.
  • a box-shaped torque box is formed together with the upper outer plate 24 connecting the upper ends, and bears the load of the main wing 1.
  • the lower surface outer plate 3 is connected to a front portion (adjacent structural member) 3a located on the front edge side of the main wing 1, a central portion 3b connected to the front portion 3a, and a central portion 3b. And the rear portion (adjacent structural member) 3c.
  • the front portion 3a, the central portion 3b and the rear portion 3c are connected by fasteners or by bonding at the dividing surfaces 4 extending in the longitudinal direction of the main wing 1, respectively.
  • this bonding method will be described later, it may be appropriately selected whether it is a fastener bonding or an adhesive bonding, and the fastener bonding has an advantage of being easy to coat and an adhesive bonding having an advantage of enabling weight reduction. .
  • a plurality of stringers 26 are provided in the longitudinal direction of the main wing 1.
  • the stringer 26 is a composite material made of FRP (fiber reinforced plastic).
  • Each stringer 26 is fixed to the inner surface of the lower surface skin 3 and the upper surface skin 24 and mainly bears the load of the main wing 1 in the longitudinal direction.
  • a rib 28 is provided so as to divide the inner space into a plurality in the longitudinal direction.
  • the ribs 28 are formed in a plate shape extending in the width direction (direction orthogonal to the longitudinal direction) of the main wing 1, and a plurality of the ribs 28 are arranged at predetermined intervals in the longitudinal direction.
  • the front and rear ends of each rib 28 are fixed to the front spar 20 and the rear spar 22 by predetermined fasteners 30 such as bolts and nuts.
  • the front portion 3a of the lower surface outer plate 3 is a composite mainly composed of carbon fiber reinforced plastics (CFRP).
  • CFRP carbon fiber reinforced plastics
  • the ratio of the orientation of the carbon fiber is a normal degree used as a structure of an aircraft, for example, assuming that the extension direction (longitudinal direction) of the main wing 1 is 0 ° (0 °, + 45 °, -45
  • the number of laminated layers of the composite material used for the front portion 3a is determined by the strength to bear.
  • the rear part 3c of the lower surface outer plate 3 is a composite material mainly made of carbon fiber reinforced plastic (CFRP), as the front part 3a.
  • CFRP carbon fiber reinforced plastic
  • the ratio of the orientation of the carbon fibers is, as with the front portion 3a, a normal degree used as a structure of an aircraft, for example, assuming that the extension direction of the main wing 1 is 0 ° (0 °, + 45 °
  • the number of laminated layers of the composite material used for the rear portion 3c is determined by the strength to bear.
  • the central portion 3b of the lower surface outer plate 3 is made of metal such as titanium alloy or aluminum alloy.
  • a plurality of access holes (holes) 5 are formed in the central portion 3 b along the extending direction of the main wing 1 for use in the inspection or assembly of a fuel tank provided in the main wing 1.
  • the central portion 3b is a holed structural member.
  • the access hole 5 is not formed.
  • the constant thickness region 3b-1 adjacent to the front portion 3a and the rear portion 3c has substantially the same thickness as the front portion 3a and the rear portion 3c.
  • Thick region 3 b-1 is provided to surround peripheral region 3 b-2 provided at the peripheral portion of access hole 5.
  • the peripheral region 3b-2 is thicker than the constant thickness region 3b-1.
  • the thickened peripheral region 3 b-2 is a reinforcement against stress concentration generated at the peripheral portion of the access hole 5.
  • the peripheral region 3b-2 and the adjacent region 3b-1 are connected by the fillet R processing unit 3b-3. That is, since the central portion 3b is made of metal, the peripheral region 3b-2 is formed by the fillet R processing portion 3b-3 without providing the tapered portion 104b as in the case of using a reinforced fiber plastic (see FIG. 6B). And the adjacent area 3b-1 can be connected. Therefore, as shown by the tapered portion 104b as a comparison in FIG. 1B, excess thickness can be omitted as compared with the case where the tapered portion 104b is provided, and weight reduction can be achieved.
  • the fixing of the stringer 26 and the lower surface outer plate 3 is a fastener composed of a bolt, a nut or the like at a position shown by an alternate long and short dash line. Done by 40.
  • the stringer 26 and the central portion 3b may be fixed by the fastener 40 by bonding at the bonding portion 42 between the stringer 26 and the front portion 3a (or the rear portion 3c). .
  • the stringer 26 and the front portion 3a (or the rear portion 3c) are fixed by the fastener 40, and the bonding portion 42 is formed between the stringer 26 and the central portion 3b. It may be adhered.
  • the bond between the stringer 26 and the front part 3a (or the rear part 3c) may be a bond of only the above-mentioned adhesion, but a fastener 40 may be used together if the adhesion strength or the reliability of the adhesion strength is not sufficient.
  • fasteners are interposed between the stringer 26 and the front part 3a (or the rear part 3c) and between the stringer 26 and the central part 3b, and then they are adhered. It may be fixed by 40.
  • the method may be a method of fixing only by adhesion at the adhesion portion 42 without using a fastener.
  • bonding after curing both the stringer 26 and the front part 3a (or the rear part 3c), bonding is performed using an adhesive (adhesion after curing), and the stringer after curing is cured.
  • a co-cure method or the like in which temperature and / or pressure are applied to integrally cure is used.
  • the dividing surface 4 may be provided so as to be inclined with respect to the thickness direction, and may be bonded by the bonding portion 42.
  • the dividing surface 4 is inclined as described above, the area in which the central portion 3b and the front portion 3a (or the rear portion 3c) overlap and contact is increased, so that stable coupling can be achieved.
  • this embodiment demonstrated the application to the lower surface skin 3 of the main wing 1, this invention is not limited to this, It is widely applicable if it is a composite material structure which has a hole.
  • the same configuration as that of the lower surface outer plate 3 may be applied to the upper surface outer plate that constitutes the torque box together with the lower surface outer plate 3.
  • the metal center part 3b of the said embodiment is applied to the center part 12 of the aircraft fuselage 10 in which the window hole 11 in which a window material is installed is formed, and the other adjacent
  • the same material as the front part 3a and the rear part 3c of the above embodiment may be applied to the member 13.
  • CFRP carbon fiber reinforced plastic
  • GFRP glass fiber reinforced plastic
  • AFRP Aramid Fiber Reinforced Plastic

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Abstract

孔の周縁部の応力集中を補強した上で、軽量化が可能とされた複合材構造体を提供する。主翼（１）は、ボックス構造とされており、その下面外板（３）は、一方向に延在するとともにアクセスホール（５）が形成された金属製とされた中央部（３ｂ）と、一方向に延在するとともに中央部（３ｂ）の両側部に接続された繊維強化プラスチック製の前方部（３ａ）および後方部（３ｃ）とを備えている。中央部（３ｂ）に用いられる金属としては、チタン合金やアルミ合金が好適である。

Description

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
　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６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６Ａ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６Ｂ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６Ｂ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６Ｂ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６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補強した上で、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。
　すなわち、本発明の第１の態様にかかる複合材構造体は、一方向に延在するとともに孔が形成された金属製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ている。
　孔付き構造部材に形成された孔の周囲には応力集中が発生するので、孔の周縁部を他の部位よりも板厚を増加させて補強する必要がある。前記第１の態様では、孔付き構造部材を金属製としたので、繊維強化プラスチック製の複合材とした場合のように剥離防止のためのテーパ部を孔周縁部に設ける必要がない。したがって、テーパ部を形成するための余肉を省略することができるので、軽量化された孔付き構造部材を実現することができる。
　なお、孔付き構造部材に用いる金属としては、例えば、チタン合金やアルミ合金が挙げられる。
　さらに、本発明の第２の態様にかかる複合材構造体は、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複数の部材で構成され、これら部材のうち、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部材が前記孔付き構造部材とされ、他の部材が前記隣接構造部材とされている。
　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。この引張り荷重によってアクセスホールの周縁部に応力集中が発生するが、前記第２の態様では、アクセスホールが形成された部材を上記の金属製の孔付き構造部材とした。これにより、アクセスホール周縁部の補強が複合材のような重量増を伴わないので、軽量化された主翼を提供することができる。
　さらに、本発明の第３の態様にかかる複合材構造体は、航空機の胴体の外板が、該胴体の長手方向に延在する複数の部材で構成され、これら部材のうち、前記外板に形成された前記孔として窓用孔を有する部材が前記孔付き構造部材とされ、他の部材が前記隣接構造部材とされている。
　航空機の胴体には、長手方向に引張り荷重、圧縮荷重およびせん断荷重（すなわち曲げ荷重）が加わる。この引張り荷重、圧縮荷重およびせん断荷重によって窓用孔の周縁部に応力集中が発生するが、前記第３の態様では、窓用孔が形成された部材を上記の金属製の孔付き構造部材とした。これにより、窓用孔の周縁部の補強が複合材のような重量増を伴わないので、軽量化された航空機用胴体を提供することができる。
　孔付き構造部材を金属製としたので、繊維強化プラスチック製の複合材とした場合のように剥離防止のためのテーパ部を孔周縁部に設ける必要がなくなる。したがって、テーパ部を形成するための余肉を省略することができるので、軽量化された孔付き構造部材を実現することができる。
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た平面図である。 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す縦断面図である。 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た平面図である。 従来の航空機の主翼の下面外板を示した縦断面図である。
　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１Ａ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）製の複合材構造体と、金属製構造体とで形成されている。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、ＦＲＰ（繊維強化プラスチック）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る。
　下面外板３の中央部３ｂは、チタン合金やアルミ合金等の金属製とされている。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１Ｂに示されているように、前方部３ａ及び後方部３ｃに隣接する定厚領域３ｂ－１は前方部３ａ及び後方部３ｃとほぼ同じ厚さとされており、この定厚領域３ｂ－１は、アクセスホール５の周縁部に設けられた周縁領域３ｂ－２を取り囲むように設けられている。周縁領域３ｂ－２は、定厚領域３ｂ－１よりも増厚されている。この増厚された周縁領域３ｂ－２が、アクセスホール５の周縁部に生じる応力集中に対する補強となっている。また、周縁領域３ｂ－２と隣接領域３ｂ－１とは、フィレットＲ処理部３ｂ－３によって接続されている。つまり、中央部３ｂは金属製とされているので、強化繊維プラスチックを用いた場合（図６Ｂ参照）のようにテーパ部分１０４ｂを設けずに、フィレットＲ処理部３ｂ－３によって周縁領域３ｂ－２と隣接領域３ｂ－１とを接続することができる。したがって、図１Ｂに比較としてテーパ部分１０４ｂを示したように、テーパ部分１０４ｂを設けた場合に比べて余肉を省略することができ、軽量化を図ることができる。
　次に、図４Ａから図４Ｅを用いて、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。
　図４Ａ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）との固定は、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４Ｂに示すように、ストリンガ２６と前方部３ａ（又は後方部３ｃ）との間の接着部４２にて接着させ、ストリンガ２６と中央部３ｂとをファスナ４０によって固定する方法としてもよい。なお、図４Ｂに示した方法と逆の方法、すなわち、ストリンガ２６と前方部３ａ（又は後方部３ｃ）とをファスナ４０によって固定し、ストリンガ２６と中央部３ｂとの間を接着部４２にて接着させてもよい。ストリンガ２６と前方部３ａ（又は後方部３ｃ）の結合は前記接着のみの結合としてもよいが、接着強度又は接着強度の信頼性が十分でない場合はファスナ４０を併用してもよい。
　また、図４Ｃに示すように、ストリンガ２６と前方部３ａ（又は後方部３ｃ）との間、及び、ストリンガ２６と中央部３ｂとの間に接着部４２を介在させて接着させた後に、ファスナ４０によって固定する方法としてもよい。
　また、図４Ｄ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、前方部３ａ（又は後方部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、硬化前の前方部３ａ（又は後方部３ｃ）又は、硬化前のストリンガ２６と、硬化後の前方部３ａ（又は後方部３ｃ）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と硬化前の前方部３ａ（又は後方部３ｃ）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。
　また、図４Ｅ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、接着部４２にて接着させ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。
　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に形成されたアクセスホール５の周縁部に応力集中を発生させる。本実施形態では、中央部３ｂを金属製としたので、繊維強化プラスチック製の複合材とした場合のように剥離防止のためのテーパ部１０４ｂ（図６Ｂ参照）を孔周縁部に設ける必要がない。したがって、テーパ部を形成するための余肉を省略することができるので、軽量化された中央部３ｂを実現することができる。
　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。
　また、図５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、上記実施形態の金属製の中央部３ｂ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。
　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）

Claims (5)

  1. 　一方向に延在するとともに孔が形成された金属製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、
    を備えている複合材構造体。
  2. 　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複数の部材で構成され、
    　これら部材のうち、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部材が前記孔付き構造部材とされ、他の部材が前記隣接構造部材とされている請求項１に記載の複合材構造体。
  3. 　航空機の胴体の外板が、該胴体の長手方向に延在する複数の部材で構成され、
    　これら部材のうち、前記外板に形成された前記孔として窓用孔を有する部材が前記孔付き構造部材とされ、他の部材が前記隣接構造部材とされている請求項１に記載の複合材構造体。
  4. 　請求項２に記載の複合材構造体を備えている航空機主翼。
  5. 　請求項３に記載の複合材構造体を備えている航空機胴体。
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