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申请/专利权人：株式会社斯巴鲁

摘要：本发明涉及复合材料结构体、航空器及雷电流的诱导方法，在具有通过紧固件将由复合材料构成的零件连结的结构的复合材料结构体中，降低由雷电流引起的发生火花的风险。实施方式的复合材料结构体具有：复合材料，其具有贯通孔；以及紧固件，其插入所述贯通孔，将所述复合材料与其他零件连结，其中由导电性复合材料构成所述复合材料的至少一部分，使形成所述贯通孔的所述导电性复合材料的部分的厚度比所述导电性复合材料的其他部分的厚度厚。

主权项：1.一种复合材料结构体，包括：复合材料，其具有贯通孔；以及紧固件，其插入所述贯通孔，将所述复合材料与其他零件连结，其中由导电性复合材料构成所述复合材料的至少一部分，使形成所述贯通孔的所述导电性复合材料的部分的厚度比所述导电性复合材料的其他部分的厚度厚，其中，由非导电性复合材料构成所述复合材料的一部分，以及其中，将厚度不一定的板状的所述导电性复合材料与厚度为一定的板状的所述非导电性复合材料重合而构成所述复合材料。

全文数据：复合材料结构体、航空器及雷电流的诱导方法技术领域本发明的实施方式涉及一种复合材料结构体、航空器及雷电流的诱导方法。背景技术在设计航空器时，需要应对雷电的对策。作为应对击向航空器的雷电的代表性的对策，列举有防止金属制的紧固件和用于插入紧固件的孔之间的火花例如参照专利文献1。现有技术文献专利文献专利文献1：日本特开2014－189070号公报发明内容发明所要解决的课题近年来，作为航空器的材料，使用玻璃纤维强化塑料GFRP：Glassfiberreinforcedplastics或碳纤维强化塑料CFRP：CarbonFiberReinforcedPlastics等利用纤维强化了树脂的复合材料的比例增加。但是，复合材料难以通过电流，因此，当利用作为良导体的紧固件连结由复合材料构成的零件时，由雷电流引起复合材料和紧固件之间产生火花的风险变高。这在具有利用紧固件连结由复合材料构成的零件的结构的复合材料结构体中是共通的课题，不局限于航空器。因此，本发明的目的在于，在具有利用紧固件连结由复合材料构成的零件的结构的复合材料结构体中，降低产生由雷电流引起的火花的风险。用于解决课题的技术方案本发明的实施方式的复合材料结构体具有：复合材料，其具有贯通孔；以及紧固件，其插入所述贯通孔，将所述复合材料与其他零件连结，其中由导电性复合材料构成所述复合材料的至少一部分，使形成所述贯通孔的所述导电性复合材料的部分的厚度比所述导电性复合材料的其他部分的厚度厚。另外，本发明的实施方式的航空器是具有上述的复合材料结构体的航空器。另外，本发明的实施方式的雷电流的诱导方法，在利用插入复合材料的贯通孔的紧固件将所述复合材料与其他零件连结的复合材料结构体中，由导电性复合材料构成所述复合材料的至少一部分，使形成所述贯通孔的所述导电性复合材料的部分的厚度比所述导电性复合材料的其他部分的厚度厚，由此，将雷电流诱导到所述导电性复合材料。附图说明图1是具有本发明的第一实施方式的复合材料结构体的航空器的俯视图。图2是图1所示的航空器的中央翼的立体图。图3是图2所示的中央翼的下表面面板和主翼的下表面面板的连结部分的剖视图。图4是表示通过间隙配合方式将紧固件插入图3等所示的复合材料的贯通孔的例子的纵剖视图。图5是表示通过过盈配合方式将紧固件插入图3等所示的复合材料的贯通孔的例子的纵剖视图。图6是具有本发明的第二实施方式的复合材料结构体的航空器的俯视图。图7是图6所示的中央翼的下表面面板和主翼的下表面面板的连结部分的剖视图。具体实施方式参照附图对本发明的实施方式的复合材料结构体、航空器及雷电流的诱导方法进行说明。第一实施方式图1是具有本发明的第一实施方式的复合材料结构体的航空器的俯视图，图2是图1所示的航空器的中央翼的立体图。航空器1具有在机身2上设置左右主翼3L、3R、左右水平尾翼4L、4R及垂直尾翼5等的结构。连接左右主翼3L、3R的机身2部分称为中央翼6。机身2、主翼3L、3R、水平尾翼4L、4R及垂直尾翼5等航空器结构体具有在外板面板上安装有横梁主梁、小骨肋及纵梁纵梁等增强部件的结构。例如，左右的主翼3L、3R具有通过前横梁前横梁、后横梁后横梁、多个肋以及多个纵梁增强上表面面板7U和下表面面板7L的箱结构。而且，在左右的主翼3L、3R的内部或收纳于左右的主翼3L、3R的内部的燃料箱搭载燃料。同样，中央翼6的结构也成为如图2例示的通过增强部件增强上表面面板8U和下表面面板8L的箱结构。机身2、主翼3L、3R、水平尾翼4L、4R及垂直尾翼5等航空器结构体可以由复合材料结构体9构成。复合材料结构体9是至少一部分使用通过纤维强化了树脂的纤维强化塑料FRP：FiberReinforcedPlastics作为材料的结构体。FRP也称为复合材料，具有层叠了纤维强化树脂层的结构。作为复合材料，通过碳纤维强化了树脂的CFRP或通过玻璃纤维强化了树脂的GFRP是代表性复合材料。图3是图2所示的中央翼6的下表面面板8L和主翼3L的下表面面板7L的连结部分的剖视图。如图3所例示那样，中央翼6的下表面面板8L和左侧的主翼3L的下表面面板7L可以通过托架11连结。另外，在中央翼6的下表面面板8L和主翼3L的下表面面板7L之间安装有需要的零件，但细小的零件的图示省略。另外，关于右侧的主翼3R的下表面面板7L以及左右的主翼3L、3R的上表面面板7U，同样也可以通过托架11与中央翼6的下表面面板8L以及上表面面板8U连结。以下，主要参照图3以中央翼6的下表面面板8L和左侧的主翼3L的下表面面板7L之间的连结结构为例进行说明，但右侧的主翼3R的下表面面板7L以及左右的主翼3L、3R的上表面面板7U和中央翼6的下表面面板8L以及上表面面板8U之间的各连结结构也相同。在由复合材料结构体9构成中央翼6及主翼3L的情况下，中央翼6的下表面面板8L及主翼3L的下表面面板7L由被CFRP等纤维强化了树脂的复合材料12构成。因此，中央翼6的下表面面板8L、主翼3L的下表面面板7L均具有层叠了纤维强化树脂层的结构。在构成中央翼6的下表面面板8L的第一复合材料12A上设有用于插入第一紧固件13A的第一贯通孔14A。同样，在构成主翼3L的下表面面板7L的第二复合材料12B上也设有用于插入第二紧固件13B的第二贯通孔14B。而且，通过插入第一复合材料12A的第一贯通孔14A的第一紧固件13A及插入第二复合材料12B的第二贯通孔14B的第二紧固件13B，在第一复合材料12A及第二复合材料12B的两面侧，将一对托架11与第一复合材料12A及第二复合材料12B连结。即，通过插入第一复合材料12A的第一贯通孔14A的第一紧固件13A，将第一复合材料12A与一对托架11连结。另一方面，通过插入第二复合材料12B的第二贯通孔14B的第二紧固件13B将第二复合材料12B与一对托架11连结。其结果，能够通过一对托架11将构成中央翼6的下表面面板8L的第一复合材料12A和构成主翼3L的下表面面板7L的第二复合材料12B连结。在通过托架11连结的中央翼6的下表面面板8L的端部及主翼3L的下表面面板7L的端部局部地负荷比其他部分大的负载。因此，需要对通过托架11连结的第一复合材料12A及第二复合材料12B的各端部赋予用于承受负荷的强度。因此，板状的第一复合材料12A的端部的厚度及板状的第二复合材料12B的端部的厚度设计为分别比其他部分的厚度厚。具体而言，层叠比其他部分多的数量的纤维强化树脂层。此外，通过如此赋予追加的纤维强化树脂层而局部增加了厚度的部分也被称作PadUp部。另一方面，在雷落在航空器1上的情况下，已知雷击到如左右的主翼3L、3R的翼端及机身2的前端或后端那种锐利的部分的几率较高。雷包括由正离子的等离子构成的正极性的雷和由电子或负离子的等离子构成的负极性的雷。当正极性的雷击到航空器1时，雷击点成为雷电流的入口。而且，雷电流从雷击点流过航空器1，从形成于与雷击点不同的位置的雷电流的出口产生正极性的放电。相反，当负极性的雷击到航空器1时，雷击点成为雷电流的出口。而且，电子从雷击点流过航空器1，从形成于与雷击点不同的位置的雷电流的入口产生负极性的放电。即，当航空器1被雷击中时，流过以雷击点为入口或出口的雷电流，从与雷击点不同的位置产生放电。此外，有时流过航空器1的雷电流分支，从多个位置产生放电。另外，雷电流具有直行性。因此，如图1所示，在正极性的雷击到左右的主翼3L、3R的翼端的情况下，雷电流从主翼3L、3R的翼端朝向机身2流动的情况较多。当流过雷电流时，发生在零件间的间隙产生火花的风险。当火花点燃在主翼3L、3R内的燃料箱里填充的燃料时，导致大事故。因此，将燃料箱充分绝缘。其结果，在雷电流从主翼3L、3R的翼端朝向机身2流动的情况下，雷电流流过构成主翼3L、3R的下表面面板7L的第二复合材料12B或构成主翼3L、3R的上表面面板7U的复合材料12。同样，在负极性的雷击到主翼3L、3R的翼端的情况下，电子从主翼3L、3R的翼端朝向机身2流过构成主翼3L、3R的下表面面板7L的第二复合材料12B或构成主翼3L、3R的上表面面板7U的复合材料12。因此，在用于连结左右的主翼3L、3R的上表面面板7U及下表面面板7L、和用于连结中央翼6的上表面面板8U及下表面面板8L的紧固件13的周边发生火花的可能性变高。因此，能够由导电性复合材料20构成构成左右的主翼3L、3R的上表面面板7U及下表面面板7L以及中央翼6的上表面面板8U及下表面面板8L的各复合材料12的至少一部分。而且，也可以使形成用于插入第一紧固件13A及第二紧固件13B等紧固件13的第一贯通孔14A及第二贯通孔14B等贯通孔14的导电性复合材料20的部分的厚度比导电性复合材料20的其他部分的厚度厚。作为具体例，如图3所例示那样，可以由导电性复合材料20分别构成第一复合材料12A及第二复合材料12B的至少一部分，使形成第一贯通孔14A及第二贯通孔14B的导电性复合材料20的部分的厚度比导电性复合材料20的其他部分的厚度厚。即，可以使用于连结第一复合材料12A和第二复合材料12B的一对托架11间的导电性复合材料20的厚度比其他部分的厚度厚。在图3所示的例子中，导电性复合材料20的厚度从远离第一贯通孔14A及第二贯通孔14B等贯通孔14的一侧朝向贯通孔14逐渐变厚。于是，在雷电流流过主翼3L、3R的上表面面板7U或下表面面板7L的情况下，能够将雷电流诱导到导电性复合材料20，且在插入有第一紧固件13A及第二紧固件13B等紧固件13的第一贯通孔14A及第二贯通孔14B等贯通孔14周边减小雷电流的电流密度。更具体而言，因为可以使雷电流在面板的板厚方向上流动，所以能够避免雷电流向面板的表层及紧固件13的周边部分的集中。其结果，能够降低在第一紧固件13A及第二紧固件13B等紧固件13和第一复合材料12A及第二复合材料12B之间发生火花的风险。具体而言，能够防止紧固件13和复合材料12之间的间隙或紧固件13的头和复合材料12之间发生火花。这样，如果在紧固件13周边加厚导电性复合材料20的板厚，则能够降低紧固件13周边发生火花的风险。而且，如果加厚导电性复合材料20的板厚，则也能够加厚第一复合材料12A及第二复合材料12B本身的厚度。因此，如上所述，可以对第一复合材料12A及第二复合材料12B的端部局部赋予用于耐受较大的负载的强度。导电性复合材料20是通过碳纤维将导电性树脂强化的CFRP。因此，构成导电性复合材料20的树脂和碳双方成为雷电流的导体。导电性树脂可以由混合了碳纳米管等碳的树脂、混合了金属粉的树脂或混合了导电性高分子的树脂等构成。但是，导电性复合材料20价格高昂。因此，由CFRP或GFRP等非导电性复合材料21构成第一复合材料12A及第二复合材料12B的一部分实现材料成本的降低。作为实用的例子，如图3所例示那样，可以将厚度不一定的板状的导电性复合材料20与厚度为一定的板状的非导电性复合材料21重合而构成第一复合材料12A及第二复合材料12B。这对于构成主翼3L、3R的上表面面板7U的复合材料12和构成中央翼6的上表面面板8U的复合材料12的连结部分也是相同的。作为更具体的例子，仅在构成面板的PadUp部分的层上使用导电性复合材料20，另一方面，构成PadUp部分以外的部分的层可以由使用了非导电性复合材料21的纤维强化树脂层的混合物层叠体构成各面板。在图3所示的例子中，形成面板表层的层和形成面板中心的层由非导电性复合材料21构成，通过在形成面板表层的层和形成面板中心的层之间追加由导电性复合材料20构成的层而形成PadUP部。因此，能够降低高昂的导电性复合材料20的使用量。相反，也可以由导电性复合材料20构成第一复合材料12A及第二复合材料12B等复合材料12的全部。在该情况下，容易将雷电流诱导到导电性复合材料20，在紧固件13的周边能够进一步降低发生火花的风险。紧固件13插入形成于复合材料12的贯通孔14的方法可以采用间隙配合方式，也可以采用过盈配合方式。过盈配合方式也称为过渡配合方式。图4是表示将紧固件13通过间隙配合方式插入图3等所示的复合材料12的贯通孔14的例子的纵剖视图。如图4所例示那样，间隙配合方式是紧固件13不与复合材料12接触而插入贯通孔14的方式。因此，在贯通孔14的内部、在紧固件13和复合材料12之间形成圆筒状的间隙。通常，在紧固件13和复合材料12之间配置绝缘体30，使紧固件13绝缘。具体而言，在紧固件13上涂布了绝缘性密封胶的状态下将紧固件13插入贯通孔14。或者，在插入到圆筒状的绝缘套筒的状态下将紧固件13与绝缘套筒一起插入贯通孔14。另外，从复合材料12的贯通孔14突出的紧固件13的头31和紧固于紧固件13的前端32的圆盖螺母33等根据需要也通过绝缘帽或绝缘涂料等绝缘体30进行绝缘。因此，即使在紧固件13具有导电性的情况下，也能够降低雷电流流过紧固件13的可能性。即，能够提高形成不经由紧固件13的雷电流的路径的概率。如图4所例示那样，在通过间隙配合方式紧固紧固件13的情况下，由于在紧固件13和复合材料12之间产生间隙，因此，能够扩大紧固件13和复合材料12之间的制造误差的允许范围。另外，能够在装拆紧固件13的情况下避免复合材料12的损伤。另外，如果使导电性复合材料20的电阻比紧固件13的电阻足够小，则雷电流比流过紧固件13更容易流过导电性复合材料20。因此，也能够省略用于绝缘紧固件13的绝缘体30整体或部分省略绝缘体30。该情况下，能够降低紧固件13周边的火花的发生风险，同时降低复合材料结构体9的制造成本。图5是表示将紧固件13通过过盈配合方式插入图3等所示的复合材料12的贯通孔14的例子的纵剖视图。如图5所例示那样，过盈配合方式是使紧固件13与复合材料12接触而插入贯通孔14的方式。因此，在紧固件13具有导电性的情况下，紧固件13与导电性复合材料20电连接。其结果，紧固件13作为用于通过雷电流的导体来使用。此外，在通过过盈配合方式紧固紧固件13的情况下，也与通过间隙配合方式紧固紧固件13的情况相同，也可以以从从复合材料12的贯通孔14突出的紧固件13的头31和紧固于紧固件13的前端32的圆盖螺母33等不产生火花的方式根据需要通过绝缘帽或绝缘涂料等的绝缘体30进行绝缘。在通过过盈配合方式紧固紧固件13的情况下，由于在紧固件13和复合材料12之间未产生间隙，因此，与如图4例示的通过间隙配合方式紧固紧固件13的情况相比，能够进一步降低火花的发生风险。因此，在紧固件13的装拆不频繁地进行的情况下，能够活用过盈配合方式的优点。在通过如图4例示的间隙配合方式将图3所示的第二紧固件13B与第二复合材料12B紧固的情况下，从主翼3L的翼端朝向机身2从下表面面板7L的表层流入导电性复合材料20的雷电流不经由第二紧固件13B而到达导电性复合材料20的端部。另一方面，在通过如图5例示的过盈配合方式将图3所示的第二紧固件13B与第二复合材料12B紧固的情况下，从主翼3L的翼端朝向机身2从下表面面板7L的表层流入导电性复合材料20的雷电流经由第二紧固件13B到达导电性复合材料20的端部。因此，如果用于将主翼3L的下表面面板7L与中央翼6的下表面面板8L连结的托架11为金属等导体，则雷电流经由托架11从构成主翼3L的下表面面板7L的导电性复合材料20流入构成中央翼6的下表面面板8L的导电性复合材料20。即，从主翼3L的翼端流过的雷电流经由托架11流入中央翼6。这在以右侧的主翼3R的下表面面板7L或左右的主翼3L、3R的上表面面板7U的翼端为入口流入雷电流的情况、或通过负极性的雷的雷击导致电子从面板的翼端流入的情况下也是相同的。即，在雷击到主翼3L、3R的翼端的情况下，形成从构成主翼3L、3R的面板的表层经由导电性复合材料20及托架11流入中央翼6的导电性复合材料20的雷电流的路径。因此，如图1所例示那样，能够将分别构成中央翼6的下表面面板8L及上表面面板8U的导电性复合材料20与导体40连接，该导体40沿着构成机身2的面板从中央翼6敷设至机身2的前端及后端中的至少一方。即，构成航空器1中央翼6的上表面面板8U及下表面面板8L等面板的至少一部分由包含导电性复合材料20的第一复合材料12A构成，另一方面，构成航空器1主翼3L、3R的上表面面板7U及下表面面板7L等面板的至少一部分由包含导电性复合材料20的第二复合材料12B构成，能够将构成构成中央翼6的面板的至少一部分的导电性复合材料20与端部配置于航空器1的机体前端及机体后端中的至少一方的导体40连结。导体40只要形成引导雷电流的路径的话，就不限于金属，可以由导电性复合材料等期望的材料构成。这样，如图1所示，能够将从主翼3L、3R流入中央翼6的雷电流或电子的流动引导到航空器1的机体前端及机体后端中的至少一方。然后，可以将成为航空器1的机体前端及机体后端的机身2的前端及后端中的至少一方作为雷电流或电子的流动的出口产生放电。其结果，能够防止雷电流流入应避免雷电流流入的客室或电子零件等。特别是，如果雷电流或电子的流动朝向机身2的前端侧及后端侧进行分支，则能够降低电流密度，提高安全性。此外，如图3所例示那样，也可以在构成中央翼6的第一复合材料12A和构成主翼3L、3R的第二复合材料12B之间形成的空隙填充具有导电性的粘接剂41、或通过导体将第一复合材料12A和第二复合材料12B连结。具有导电性的粘接剂41能够通过混合金属、碳或导电性高分子而制作。这样，在托架11以外的部分也形成雷电流的路径，能够将从主翼3L、3R的端部流入的雷电流或电子的流动更适当地引导到构成中央翼6的导电性复合材料20。另外，在上述例子中，对将导电性复合材料20用于中央翼6和主翼3L、3R之间的连结部分的情况进行了说明，但在复合材料12的贯通孔14插入用于将该复合材料12与其他零件连结的紧固件13的情况下，同样也能够使用导电性复合材料20。即，在通过插入复合材料12的贯通孔14的紧固件13将复合材料12与其他零件连结的复合材料结构体9中，由导电性复合材料20构成复合材料12的至少一部分，使形成贯通孔14的导电性复合材料20的部分的厚度比导电性复合材料20的其他部分的厚度厚，由此，能够将雷电流诱导到导电性复合材料20。效果根据以上的航空器1、复合材料结构体9及雷电流的诱导方法，由于能够在紧固件13周边将雷电流诱导到导电性复合材料20，因此能够降低紧固件13周边发生火花的风险。其结果，也能够防止火花点燃燃料。另外，在通过间隙配合方式安装紧固件13的情况下，能够简化紧固件13的绝缘处理。例如，能够省略利用盖封或套筒覆盖紧固件13的作业，降低航空器1及复合材料结构体9的制造成本。第二实施方式图6是具有本发明的第二实施方式的复合材料结构体9A的航空器1A的俯视图，图7是图6所示的中央翼6的下表面面板8L和主翼3L的下表面面板7L的连结部分的剖视图。图6及图7所示的第二实施方式的航空器1A及复合材料结构体9A中，构成中央翼6的面板的一部分和构成主翼3L、3R的面板的一部分由层叠共同的纤维强化层而成的导电性复合材料20构成这一点、和电连接构成左右的主翼3L、3R的导电性复合材料20彼此这一点与第一实施方式的航空器1及复合材料结构体9不同。第二实施方式的航空器1A及复合材料结构体9A的其他结构及作用与第一实施方式的航空器1及复合材料结构体9基本上没有不同，因此，关于相同的结构或对应的结构标注相同符号并省略说明。第二实施方式的航空器1A及复合材料结构体9A中，与第一实施方式相同，构成航空器1中央翼6的上表面面板8U及下表面面板8L等面板的至少一部分由包含导电性复合材料20的第一复合材料12A构成，另一方面，构成航空器1左右的主翼3L、3R的上表面面板7U及下表面面板7L等面板的至少一部分分别由包含导电性复合材料20的第二复合材料12B构成。而且，如图7所例示那样，构成中央翼6的下表面面板8L等面板的第一复合材料12A的至少一部分和构成主翼3L、3R的下表面面板7L等面板的第二复合材料12B的至少一部分由层叠共通的纤维强化层而成的导电性复合材料20构成。因此，中央翼6的面板和主翼3L、3R的面板不仅通过托架11连接，还通过导电性复合材料20连结。在图7所示的例子中，作为PadUp部，层叠于非导电性复合材料21的导电性复合材料20在中央翼6的面板和主翼3L、3R的面板之间是共通的。因此，从主翼3L、3R的翼端朝向中央翼6的雷电流不仅经由托架11还经由导电性复合材料20流入中央翼6。另外，与第一实施方式同样，如果在构成中央翼6的第一复合材料12A和构成主翼3L、3R的第二复合材料12B之间形成的空隙填充具有导电性的粘接剂41，则粘接剂41也能够成为雷电流的路径。进而，如图6所示，能够由包含构成中央翼6的面板的至少一部分的导电性复合材料20的导体50连结构成左右主翼3L、3R的面板的导电性复合材料20之间。导体50可以仅由导电性复合材料20构成，也可以使用金属线构成。这样，能够将从左右的主翼3L、3R的一方的翼端流入中央翼6的雷电流或电子的流动诱导到另一方的主翼3L、3R的翼端。即，在左右的主翼3L、3R的一个翼端成为雷击点的情况下，能够从左右的主翼3L、3R中另一方的翼端产生放电。当然，与第一实施方式同样，通过将构成中央翼6的面板的至少一部分的导电性复合材料20与端部配置于航空器1的机体前端及机体后端中的至少一方的导体40连结，也可以将从主翼3L、3R流入中央翼6的雷电流或电子的流动的一部分引导到航空器1的机体前端及机体后端中的至少一方。尤其是，如果将构成中央翼6的各导电性复合材料20与端部配置于航空器1的机体前端及机体后端中的至少一方的导体40及将构成中央翼6的导电性复合材料20间连接的导体50双方连结，则能够提高雷电流分散的概率。其他实施方式以上，对特定的实施方式进行了记载，但所记载的实施方式只不过是一例，不限定发明的范围。这里所记载的新的方法及装置能够通过各种其他的方式具体化。另外，在这里记载的方法及装置的方式中，在不脱离发明的要旨的范围内，能够进行各种的省略、替换及变更。添加的权利要求及其等效物作为在发明的范围及要旨中所包含的，可以包含这样的各种方式及变形例。例如，在上述的各实施方式中，对复合材料结构体9、9A为航空器结构体的情况进行了说明，但也可以将复合材料结构体9、9A作为汽车用的结构体及其他结构体。符号说明1、1A航空器2机身3L、3R主翼4L、4R水平尾翼5垂直尾翼6中央翼7U主翼的上表面面板7L主翼的下表面面板8U中央翼的上表面面板8L中央翼的下表面面板9、9A复合材料结构体11托架12复合材料12A第一复合材料12B第二复合材料13紧固件13A第一紧固件13B第二紧固件14贯通孔14A第一贯通孔14B第二贯通孔20导电性复合材料21非导电性复合材料30绝缘体31紧固件的头32紧固件的前端33圆盖螺母40导体41粘接剂50导体

权利要求：1.一种复合材料结构体，包括：复合材料，其具有贯通孔；以及紧固件，其插入所述贯通孔，将所述复合材料与其他零件连结，其中由导电性复合材料构成所述复合材料的至少一部分，使形成所述贯通孔的所述导电性复合材料的部分的厚度比所述导电性复合材料的其他部分的厚度厚。2.根据权利要求1所述的复合材料结构体，其中，所述导电性复合材料的厚度从远离所述贯通孔的一侧朝向所述贯通孔渐渐加厚。3.根据权利要求1或2所述的复合材料结构体，其中，还具有通过所述紧固件在所述复合材料的两面侧与所述复合材料连结的一对托架，使所述一对托架间的所述导电性复合材料的厚度比其他部分的厚度厚。4.根据权利要求1～3中任一项所述的复合材料结构体，其中，由非导电性复合材料构成所述复合材料的一部分。5.根据权利要求4所述的复合材料结构体，其中，将厚度不一定的板状的所述导电性复合材料与厚度为一定的板状的所述非导电性复合材料重合而构成所述复合材料。6.根据权利要求1～5中任一项所述的复合材料结构体，其中，将具有导电性的所述紧固件不与所述复合材料接触而插入所述贯通孔。7.根据权利要求1～5中任一项所述的复合材料结构体，其中，使具有导电性的所述紧固件与所述复合材料接触而插入所述贯通孔。8.根据权利要求1～7中任一项所述的复合材料结构体，其中，具有：第一复合材料，其具有第一贯通孔；第二复合材料，其具有第二贯通孔；托架，其将所述第一复合材料和所述第二复合材料连结；第一紧固件，其插入所述第一贯通孔，将所述第一复合材料与所述托架连结；以及第二紧固件，其插入所述第二贯通孔，将所述第二复合材料与所述托架连结，其中由所述导电性复合材料分别构成所述第一复合材料及所述第二复合材料的至少一部分，使形成所述第一贯通孔及第二贯通孔的所述导电性复合材料的部分的厚度比所述导电性复合材料的其他部分的厚度厚。9.根据权利要求8所述的复合材料结构体，其中，在所述第一复合材料和所述第二复合材料之间形成的空隙填充具有导电性的粘接剂。10.根据权利要求8或9所述的复合材料结构体，其中，由层叠共通的纤维强化层而成的导电性复合材料构成所述第一复合材料的至少一部分和所述第二复合材料的至少一部分。11.根据权利要求8～10中任一项所述的复合材料结构体，其中，由所述第一复合材料构成航空器的中央翼外板的至少一部分，另一方面，由所述第二复合材料分别构成所述航空器的左右的主翼外板的至少一部分，通过包含构成所述中央翼外板的至少一部分的所述导电性复合材料的导体将构成所述左右的主翼外板的所述导电性复合材料之间进行连结。12.根据权利要求8～11中任一项所述的复合材料结构体，其中，由所述第一复合材料构成航空器的中央翼外板的至少一部分，另一方面，由所述第二复合材料构成所述航空器的主翼外板的至少一部分，将构成所述中央翼外板的至少一部分的所述导电性复合材料与端部配置于所述航空器的机体前端及机体后端中的至少一方的导体连结。13.一种航空器，其具有：权利要求1～12中任一项所述的复合材料结构体。14.一种雷电流的诱导方法，在通过插入复合材料的贯通孔的紧固件将所述复合材料与其他零件连结的复合材料结构体中，由导电性复合材料构成所述复合材料的至少一部分，使形成所述贯通孔的所述导电性复合材料的部分的厚度比所述导电性复合材料的其他部分的厚度厚，由此将雷电流诱导到所述导电性复合材料。

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