JP7398331B2 - 燃料搭載構造体とその製造方法 - Google Patents

Description

本発明は、機体の中央部分の有効スペース以外に液体燃料を搭載する燃料搭載構造体とその製造方法に関する。

機体（例えば航空機の胴体）は、その軸心を中心とする中空円筒形の構造体であり、構造部材としてフレーム、ストリンガー、及びスキンを有する。
フレームは、中空円筒形の構造体の周方向に円形状又は円弧状に延びる部材であり、ストリンガーは、構造体の軸方向に直線状に延びる部材である。
フレームとストリンガーは、通常、Ｈ型、Ｔ型、又はＬ型の断面形状を有し、互いに交差し、交差部で連結され、機体の骨格を構成する。
スキンは、機体の骨格の外面に張りつけられた円弧状の平板であり、フレーム及びストリンガーと一体化されて機体（例えば胴体）の剛性を高めるとともに、機体の内側と外側とを空間的に仕切る機能を有する。

上述したフレーム、ストリンガー、及びスキンは、従来主として金属（ジュラルミン、等）からなり、その結合には、リベット又は溶接が用いられていた。
しかし、航空機の軽量化の観点から機体（胴体及び翼）を複合材（例えば、ＣＦＲＰ：炭素繊維強化プラスチック）で構成することが望まれている。
また、機体を複合材（ＣＦＲＰ）で構成した場合に、例えば翼内のＣＦＲＰ構造体で囲まれた空間を燃料タンクとして用いることが提案されている（例えば、特許文献１）。

特開２０１２－１８７８０８号公報

機体（例えば翼内）のＣＦＲＰ構造体で囲まれた空間を燃料タンクとして用いる場合、以下の問題点がある。
航空機の翼内には、飛行制御用の配管や配線を通す必要があり、小型航空機の場合、燃料タンクの設置スペースが不足する可能性がある。
また、機体内に燃料タンクを設置すると、機体の中央部分の有効スペース（貨物や人員の搭載スペース）がその分、削減される。

本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、機体を複合材で構成した場合に、機体の中央部分の有効スペースの低減を最小限に抑えて必要な燃料を搭載することができる燃料搭載構造体とその製造方法を提供することにある。

本発明によれば、機体を構成する燃料搭載構造体であって、
前記機体の軸方向に延びるストリンガーと、
前記機体の周方向に延びるフレームと、を備え、
前記ストリンガー及び前記フレームは、それぞれ中空管であり、
内側に充填した液体燃料の圧力による面内応力を超える引張強度を有する繊維強化プラスチックからなる外層と、
前記外層の内面に密着し前記液体燃料に対する耐食性と気密性を有するライナーと、を有する、燃料搭載構造体が提供される。

また、本発明によれば、上記の燃料搭載構造体の製造方法であって、
複数の前記ストリンガーを、前記周方向に間隔を隔てて前記軸方向に延びるように配置し、
複数の前記フレームを、少なくともその一部が前記軸方向に間隔を隔てて前記周方向に延びるように配置し、
前記ストリンガーと前記フレームを熱可塑性樹脂の融点を超える温度まで加熱して互いに交差部で強固に連結し、全体として単一の骨格を構成する、燃料搭載構造体の製造方法が提供される。

本発明の構成によれば、ストリンガー及びフレームが、繊維強化プラスチックからなる外層と、耐食性と気密性を有するライナーと、を有するので、機体を複合材で構成し、軽量化することができる。

また、ストリンガー及びフレームは、それぞれ中空管であり、それぞれの外層が液体燃料の圧力による面内応力を超える引張強度を有し、ライナー（内層）が液体燃料に対する耐食性と気密性を有する。これにより、ストリンガー及びフレームの中空管内に液体燃料の充填が可能となり、従来の燃料搭載スペースを削減できる。

さらに、燃料搭載構造体が機体（例えば航空機の胴体）を構成するので、機体の中央部分の有効スペースの低減を最小限に抑えて必要な燃料を搭載することができ、より多くの貨物・人員を航空機に搭載することができる。

燃料搭載構造体の第１実施形態の全体構成図である。 図１（Ｂ）の右下部分に相当する４分割円の拡大図である。 図２の斜視図である。 ストリンガーの断面図である。 燃料搭載構造体の第２実施形態の図３と同様の斜視図である。

以下、本発明の実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。

図１は、本発明による燃料搭載構造体１００の第１実施形態の全体構成図である。
この図において、（Ａ）は側面図、（Ｂ）はＢ－Ｂ線における断面図である。

図１において、燃料搭載構造体１００は、機体１（例えば航空機の胴体）を構成し、内側の荷物スペース２を囲む中空円筒形の構造物である。
機体１は、例えば航空機の胴体であるが、航空機以外の飛翔体（人工衛星、ロケット、等）の機体であってもよい。
以下、図１（Ａ）において中空円筒形の中心軸をＺ軸、図１（Ｂ）において、中心をＯ、中心Ｏを通る水平軸をＸ軸、中心Ｏを通る鉛直軸をＹ軸と定義する。
なお、燃料搭載構造体１００は、完全な中空円筒形に限定されず、中空楕円形でも、一部に変形部分を有してもよい。

図２は、図１（Ｂ）の右下部分に相当する４分割円の拡大図であり、図３は、図２の斜視図である。

図１～図３において、燃料搭載構造体１００は、複数のストリンガー１０と複数のフレーム２０を備える。
複数のストリンガー１０は、周方向に間隔を隔てて機体１の軸方向（Ｚ軸方向）に延びる。機体１は、この例では胴体である。
複数のフレーム２０は、少なくともその一部が軸方向に間隔を隔てて機体１の周方向に延びる。
また、ストリンガー１０とフレーム２０は、互いに交差部で強固に連結されており、全体として単一の骨格Ｆを構成する。ストリンガー１０とフレーム２０の交差部は、直接連結しても、中間材を介して連結してもよい。

燃料搭載構造体１００は、さらに、ストリンガー１０の外面に取り付けられた板状のスキン３０を有する。
上述したストリンガー１０、フレーム２０、及びスキン３０は、全体として一体化され、機体１（構造体）として必要な剛性を有するとともに、機体１の内側と外側とを空間的に仕切っている。

図４は、ストリンガー１０の断面図である。
ストリンガー１０は、中空管であり、外層６０ａと内層（以下、ライナー６２ａ）を有する。

外層６０ａは、内側に充填した液体燃料Ｌの圧力による面内応力を超える引張強度を有する繊維強化プラスチックからなる。また、上述したスキン３０も、ストリンガー１０及びフレーム２０の外層６０ａと同種の繊維強化プラスチックからなり、ストリンガー１０及びフレーム２０の荷重を一部分担する。
繊維強化プラスチック（以下、ＦＲＰ）は、好ましくは炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）であるが、アラミド繊維強化プラスチック、又はガラス繊維強化プラスチックであってもよい。
また、炭素繊維強化プラスチックは、好ましくは熱可塑性の難燃性炭素繊維強化プラスチックである。
また、機体１の内部には与圧がかかるので、内部の気体が外部に漏れないようにスキン３０にもライナー６２ａと同様のライナーを設けることが好ましい。

液体燃料Ｌは、例えば、液体酸素（ＬＯＸ）又は液体水素（ＬＨ２）である。液体酸素の温度は約－１８０℃の極低温であり、液体水素の温度は約－２５３℃の極低温である。なお、これは一例であり、他の燃料（例えば通常のジェット燃料）でもよい。

ライナー６２ａは、外層６０ａの内面に密着し、液体燃料Ｌに対する耐食性と気密性を有する。ライナー６２ａは、液体燃料Ｌに対して耐食性を有する熱可塑性のエンジニアリングプラスチックである。
エンジニアリングプラスチックは、例えば、ナイロン（ＰＡ６）、ポリアセタール（ＰＯＭ）、ポリフェニレンサルファイト（ＰＰＳ）、ポリアリルエーテルケトン（ＰＡＥＫ）などの結晶性ポリマー、又は、例えば、ポリカーボネート（ＰＣ）、ポリフェニレンエーテル（ＰＰＥ）、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）などの非結晶性ポリマーである。

この図において、ストリンガー１０は、さらに、表面張力部材６４ａを有する。
表面張力部材６４ａは、ライナー６２ａの内側に位置し、表面張力により気液を分離しマニホールド４０（後述する）に液体のみを供給する。表面張力部材６４ａは、多孔性又はメッシュ状のＦＲＰであるのがよい。
表面張力部材６４ａを有することにより、極低重力（１０^－４Ｇ以下）で内部の液体燃料Ｌをエンジン（又は推進装置、連結されているマニホールド４０）に強制的に供給することができる。

フレーム２０は、中空管であり、ストリンガー１０と同様の図示しない外層６０ｂ、ライナー６２ｂ、及び表面張力部材６４ｂを有する。
フレーム２０の外層６０ｂ、ライナー６２ｂ、及び表面張力部材６４ｂは、好ましくは、ストリンガー１０の外層６０ａ、ライナー６２ａ、及び表面張力部材６４ａと同一であるが、異なってもよい。

この例でストリンガー１０及びフレーム２０は、矩形管である。矩形管の寸法（幅、高さ、厚さ）は、機体１（構造体）として必要な剛性が得られるように、設定される。
なお、中空管の断面形状は、矩形に限定されず、台形、ハット型、円形、楕円形でもよい。

図４において、ストリンガー１０は、外層６０ａの外面（図で下面）に一体的に取り付けられ、図で幅方向に張り出した平板状のフランジ部１２を有する。
フランジ部１２は、外層６０ａと同じＦＲＰ（好ましくはＣＦＲＰ）からなり、スキン３０との連結を容易にするために用いられる。
フランジ部１２は、ストリンガー１０の全長に連続的に設けることが好ましいが、長さ方向に間隔を開けて複数を設けてもよい。
なお、フレーム２０に同様のフランジ部（図示せず）を設けてもよい。

図３において、燃料搭載構造体１００は、さらに、マニホールド４０を有する。
マニホールド４０は、ストリンガー１０及びフレーム２０に連結され、内部に液体燃料Ｌを貯留する。
マニホールド４０は、ストリンガー１０及びフレーム２０と同様に繊維強化プラスチック製の外層とエンジニアリングプラスチックのライナーを有することが好ましいが、金属製であってもよい。
また、マニホールド４０は、ストリンガー１０及びフレーム２０と同様に表面張力部材を有することが好ましいが、これを省略してもよい。
ストリンガー１０、フレーム２０、及びマニホールド４０は、全体として燃料タンクとして機能する。すなわち、マニホールド４０は、図示しない配管ラインを介して航空機の推進装置（例えばエンジン）と連通しており、液体燃料Ｌを推進装置に供給するようになっている。
推進装置が燃料電池を有する場合、液体燃料Ｌは液体水素である。

図３において、マニホールド４０は、機体１の周方向に延び軸方向（Ｚ方向）に間隔を隔てた複数（この例では２つ）の中空環状部材４２を有する。
中空環状部材４２は、この例では、中空の円形部材を９０度ごとに４分割した円弧状部材である。しかし、中空環状部材４２は、分割されていない一体の中空円形部材であってもよい。
中空環状部材４２の断面形状は、ストリンガー１０及びフレーム２０と同様に、矩形管であることが好ましいが、台形、ハット型、円形、楕円形でもよい。
また、中空環状部材４２は、ストリンガー１０と同様の図示しない外層６０ｃ、ライナー６２ｃ、及び表面張力部材６４ｃを有する。

図３において、フレーム２０は、周方向に延びる複数の円弧部２６ａと、複数の円弧部２６ａの端面同士を互いに連結する中間連結部２６ｂと、円弧部２６ａの最端部を中空環状部材４２に連結する端部連結部２６ｃとを有する。
この例でフレーム２０は、全体として連続管であり、軸方向に隣接する１対の中空環状部材４２に両端が気密に固定されている、
複数の円弧部２６ａは、軸方向に間隔を隔てており、好ましくは互いに平行に位置する。

円弧部２６ａ、中間連結部２６ｂ、及び端部連結部２６ｃは、一体的に形成され、その外層６０ｂ、ライナー６２ｂ、及び表面張力部材６４ｂが、継ぎ目なく連続していることが好ましい。
また、フレーム２０は、軸方向に隣接する１対の中空環状部材４２に両端が気密に固定され、表面張力部材６４ｂとその内側の空間が、中空環状部材４２の表面張力部材６４ｃとその内側の空間に連続して連通している。
この構成により、連続管であるフレーム２０の中空管に液体燃料Ｌを充填することができ、かつ表面張力部材６４ｂ，６４ｃにより極低重力で内部の液体燃料Ｌをマニホールド４０に強制的に供給することができる。

なお、フレーム２０を円弧部２６ａ、中間連結部２６ｂ、及び端部連結部２６ｃの別体で構成し、中間連結部２６ｂと端部連結部２６ｃを用いて円弧部２６ａ、中間連結部２６ｂ、及び端部連結部２６ｃを連結して組み立ててもよい。
この構成により、円弧部２６ａ、中間連結部２６ｂ、及び端部連結部２６ｃの形状を統一して、量産可能にし、製造費、組立費を低減することができる。

図２と図３において、燃料搭載構造体１００は、さらに、断熱部材５０を有する。断熱部材５０は、スキン３０の外側に設けられた外側断熱部材５２と、フレーム２０及びストリンガー１０（すなわち骨格Ｆ）の内側に設けられた内側断熱部材５４とからなる。
外側断熱部材５２は、外部からの入熱を防止する。外側断熱部材５２は、好ましくは真空断熱層であるが、発泡断熱材などによる極低温用の断熱材であってもよい。
内側断熱部材５４は、ストリンガー１０、フレーム２０及びマニホールド４０の内側に設けられ、これらの部材への内側からの入熱を防止する。内側断熱部材５４は、発泡断熱材などによる極低温用の断熱材であるのがよい。
上述した断熱部材５０により、ストリンガー１０、フレーム２０及びマニホールド４０の内部に貯留した液体燃料Ｌのガス化を低減することができる。

図３に示した４分割された４組の燃料搭載構造体１００を組み合わせることで、図１に示した機体１（例えば航空機の胴体）が形成される。
なお、機体１の分割は４分割に限定されず、その他の分割数でも、その一部又は全部を分割せずに一体化してもよい。
例えば、スキン３０、マニホールド４０、及び断熱部材５０は、分割せずに一体であることが好ましい。

図５は、本発明による燃料搭載構造体１００の第２実施形態の図３と同様の斜視図である。
この図において、マニホールド４０は、機体１の周方向に延び軸方向に間隔を隔てた複数の中空環状部材４２と、隣接する１対の中空環状部材４２に両端が固定され軸方向に延びる中空棒状部材４４と、を有する。

中空環状部材４２は、この例では、４分割した円弧状部材であるが、分割されていない一体の中空円形部材であってもよい。
また、中空棒状部材４４は、この例では、４分割した円弧状部材に対し２つずつ設けているが、分割されていない一体の中空円形部材に対し、複数（２乃至４）を設けてもよい。
中空環状部材４２及び中空棒状部材４４の断面形状は、ストリンガー１０及びフレーム２０と同様に、矩形管であることが好ましいが、台形、ハット型、円形、楕円形でもよい。
また、中空環状部材４２及び中空棒状部材４４は、ストリンガー１０と同様の外層６０ｃ、ライナー６２ｃ、及び表面張力部材６４ｃを有する。

フレーム２０は、この例では、周方向に隣接する１対の中空棒状部材４４の一方から他方まで、周方向に延びる円弧管２７である。
複数の円弧管２７は、軸方向に間隔を隔てており、好ましくは互いに平行に位置する。

図５に示した４分割された４組の燃料搭載構造体１００を組み合わせることで、図１に示した機体１（例えば航空機の胴体）が形成される。
なお、機体１の分割数は４分割に限定されず、その他の分割数でも、その一部又は全部を分割せずに一体化してもよい。
その他の構成は、第１実施形態と同様である。

上述した燃料搭載構造体１００の製造方法は、以下のステップ（工程）Ｓ１～Ｓ３による。
（Ｓ１）複数のストリンガー１０を、周方向に間隔を隔てて軸方向に延びるように配置する。
（Ｓ２）複数のフレーム２０を、少なくともその一部が軸方向に間隔を隔てて周方向に延びるように配置する。
（Ｓ３）ストリンガー１０又はフレーム２０の外層を構成する繊維強化プラスチックに使用されている熱可塑性樹脂の融点を超える温度までストリンガー１０とフレーム２０を加熱して互いに交差部で強固に連結し、全体として単一の骨格Ｆを構成する。

また、上述したストリンガー１０及びフレーム２０は、例えば以下のステップＴ１～Ｔ４で製造することができる。
（Ｔ１）軸方向又は周方向に延びるマンドレル（図示せず）を準備する。
（Ｔ２）気密性を有する熱可塑性樹脂テープを、マンドレルの軸線を中心としてマンドレルの外周面に巻き付ける。
（Ｔ３）ストリンガー１０又はフレーム２０の外層を構成する繊維強化プラスチックに使用されている熱可塑性樹脂が含侵された繊維プリプレグテープを、マンドレルの軸線を中心として熱可塑性樹脂テープの外周面に巻き付ける。
（Ｔ４）熱可塑性樹脂テープと繊維プリプレグテープが巻き付けられたマンドレルを繊維プリプレグテープに使用されている熱可塑性樹脂の融点を超える温度まで加熱して、ストリンガー１０又はフレーム２０を製造する。
この場合、熱可塑性樹脂テープが上述したライナーを構成し、繊維プリプレグテープが上述した外層を構成する。

なお、外層６０ａ，６０ｂとライナー６２ａ，６２ｂの樹脂を同一とする場合には、外層とライナーの区別をなくすことができ、製造プロセスのシンプル化ができる。

また、表面張力部材６４ａ，６４ｂは、ステップＴ１の前にマンドレルの表面に予め取り付けても、ステップＴ４の後で内部に挿入してもよい。

また、ストリンガー１０の外面に板状のスキン３０を取り付け、スキン３０を熱可塑性樹脂の融点を超える温度まで加熱して、スキン３０をストリンガー１０の外面に強固に固定することが好ましい。

上述した繊維プリプレグテープに使用されている熱可塑性樹脂は、熱可塑性のエンジニアリングプラスチックである。
エンジニアリングプラスチックは、例えば、ナイロン（ＰＡ６）、ポリアセタール（ＰＯＭ）、ポリフェニレンサルファイト（ＰＰＳ）、ポリアリルエーテルケトン（ＰＡＥＫ）などの結晶性ポリマー、又は、例えば、ポリカーボネート（ＰＣ）、ポリフェニレンエーテル（ＰＰＥ）、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）などの非結晶性ポリマーである。
これらは、樹脂単体でライナー材として使用されるが、繊維強化プラスチックのマトリックス樹脂としても適用される。

上述した繊維強化プラスチック（ＦＲＰ）は、熱可塑性ＦＲＰが好ましいが、それに限定されず、熱硬化性ＦＲＰを含んでもよい。
また、熱可塑性ＦＲＰの製造方法として、上記の他に、加熱プレス成形、ハイブリッド射出成形、自動テープ積層成形、連続成形、融着接合、締結接合、等を適用することができる。
また、引抜成形と連続成形を組み合わせて、ストリンガー１０及びフレーム２０を連続成形してもよい。
また、ＦＲＰの融着接合方法として、上述した熱融着の他に、高周波誘導融着、抵抗融着、等を適用することができる。

上述した本発明の実施形態によれば、ストリンガー１０及びフレーム２０が、繊維強化プラスチック（ＦＲＰ）からなる外層６０ａ，６０ｂと、耐食性と気密性を有するライナー６２ａ，６２ｂと、を有するので、機体１を複合材で構成し、軽量化することができる。

また、ストリンガー１０及びフレーム２０は、それぞれ中空管であり、それぞれの外層６０ａ，６０ｂが液体燃料Ｌの圧力による面内応力を超える引張強度を有し、ライナー６２ａ，６２ｂ（内層）が液体燃料Ｌに対する耐食性と気密性を有する。これにより、ストリンガー１０及びフレーム２０の中空管内に液体燃料Ｌの充填が可能となり、従来の燃料搭載スペースを削減できる。

さらに、ストリンガー１０及びフレーム２０からなる燃料搭載構造体１００が、航空機の機体内側の荷物スペース２を囲むので、機体１の中央部分の有効スペースの低減を最小限に抑えて必要な燃料を搭載することができる。これにより、より多くの貨物・人員を航空機に搭載することができる。

なお本発明は上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。

Ｆ 骨格、Ｌ 液体燃料、Ｏ 中心、Ｘ 水平軸、Ｙ 鉛直軸、Ｚ 中心軸、
１ 機体、２ 荷物スペース、１０ ストリンガー、１２ フランジ部、
２０ フレーム、２６ａ 円弧部、２６ｂ 中間連結部、
２６ｃ 端部連結部、２７ 円弧管、３０ スキン、
４０ マニホールド、４２ 中空環状部材、４４ 中空棒状部材、
５０ 断熱部材、５２ 外側断熱部材、５４ 内側断熱部材、
６０ａ，６０ｂ，６０ｃ 外層、６２ａ，６２ｂ，６２ｃ ライナー、
６４ａ，６４ｂ，６４ｃ 表面張力部材、１００ 燃料搭載構造体

Claims (12)

1. 機体を構成する燃料搭載構造体であって、
   前記機体の軸方向に延びるストリンガーと、
   前記機体の周方向に延びるフレームと、
   前記ストリンガー及び前記フレームに連結され、内部に液体燃料を貯留するマニホールドと、を備え、
   前記ストリンガー及び前記フレームは、それぞれ中空管であり、
   内側に充填した前記液体燃料の圧力による面内応力を超える引張強度を有する繊維強化プラスチックからなる外層と、
   前記外層の内面に密着し前記液体燃料に対する耐食性と気密性を有するライナーと、を有し、
   前記ストリンガー及び前記フレームは、前記ライナーの内側に位置し、表面張力により気液を分離し前記マニホールドに液体のみを供給する表面張力部材を有する、燃料搭載構造体。
2. 機体を構成する燃料搭載構造体であって、
   前記機体の軸方向に延びるストリンガーと、
   前記機体の周方向に延びるフレームと、
   前記ストリンガー及び前記フレームに連結され、内部に液体燃料を貯留するマニホールドと、を備え、
   前記ストリンガー及び前記フレームは、それぞれ中空管であり、
   内側に充填した前記液体燃料の圧力による面内応力を超える引張強度を有する繊維強化プラスチックからなる外層と、
   前記外層の内面に密着し前記液体燃料に対する耐食性と気密性を有するライナーと、を有し、
   前記マニホールドは、前記機体の周方向に延び軸方向に間隔を隔てた複数の中空環状部材を有し、
   前記フレームは、周方向に延びる複数の円弧部と、複数の前記円弧部の端面同士を互いに連結する中間連結部と、前記円弧部の最端部を前記中空環状部材に連結する端部連結部とを有する、燃料搭載構造体。
3. 機体を構成する燃料搭載構造体であって、
   前記機体の軸方向に延びるストリンガーと、
   前記機体の周方向に延びるフレームと、
   前記ストリンガー及び前記フレームに連結され、内部に液体燃料を貯留するマニホールドと、を備え、
   前記ストリンガー及び前記フレームは、それぞれ中空管であり、
   内側に充填した前記液体燃料の圧力による面内応力を超える引張強度を有する繊維強化プラスチックからなる外層と、
   前記外層の内面に密着し前記液体燃料に対する耐食性と気密性を有するライナーと、を有し、
   前記マニホールドは、前記機体の周方向に延び軸方向に間隔を隔てた複数の中空環状部材と、
   隣接する１対の中空環状部材に両端が固定され軸方向に延びる中空棒状部材と、を有し、
   前記フレームは、周方向に隣接する１対の中空棒状部材の一方から他方まで、周方向に延びる円弧管である、燃料搭載構造体。
4. 前記ストリンガーの外面に取り付けられた板状のスキンを有し、
   前記スキンは、前記ストリンガー及び前記フレームの前記外層と同種の前記繊維強化プラスチックからなり、前記ストリンガー及び前記フレームの荷重を一部分担する、請求項１乃至３のいずれか一項に記載の燃料搭載構造体。
5. 前記フレーム及び前記ストリンガーの内側、又は前記スキンの外側に設けられた断熱部材を有する、請求項４に記載の燃料搭載構造体。
6. 前記液体燃料は、液体酸素又は液体水素であり、
   前記ライナーは、前記液体燃料に対して耐食性を有するエンジニアリングプラスチックであり、
   前記繊維強化プラスチックは、炭素繊維強化プラスチック、アラミド繊維強化プラスチック、又はガラス繊維強化プラスチックである、請求項１乃至３のいずれか一項に記載の燃料搭載構造体。
7. 請求項１乃至３のいずれか一項に記載の燃料搭載構造体の製造方法であって、
   複数の前記ストリンガーを、前記周方向に間隔を隔てて前記軸方向に延びるように配置し、
   複数の前記フレームを、少なくともその一部が前記軸方向に間隔を隔てて前記周方向に延びるように配置し、
   前記ストリンガー又は前記フレームの前記外層を構成する繊維強化プラスチックに使用されている熱可塑性樹脂の融点を超える温度まで前記ストリンガーと前記フレームを加熱して互いに交差部で強固に連結し、全体として単一の骨格を構成する、燃料搭載構造体の製造方法。
8. 前記軸方向に延びるマンドレルを準備し、
   気密性を有する熱可塑性樹脂テープを、軸線を中心として前記マンドレルの外周面に巻き付け、
   前記熱可塑性樹脂が含侵された繊維プリプレグテープを、前記軸線を中心として前記熱可塑性樹脂テープの外周面に巻き付け、
   前記熱可塑性樹脂テープと前記繊維プリプレグテープが巻き付けられた前記マンドレルを前記熱可塑性樹脂の融点を超える温度まで加熱して、前記ストリンガー又は前記フレームを製造する、請求項７に記載の燃料搭載構造体の製造方法。
9. 前記ストリンガーの外面に板状のスキンを取り付け、前記スキンを前記熱可塑性樹脂の融点を超える温度まで加熱する、請求項７に記載の燃料搭載構造体の製造方法。
10. 前記熱可塑性樹脂は、エンジニアリングプラスチックであり、
    該エンジニアリングプラスチックは、ナイロン、ポリアセタール、ポリフェニレンサルファイト、ポリアリルエーテルケトン、ポリカーボネート、ポリフェニレンエーテル、又はエーテルイミドである、請求項７に記載の燃料搭載構造体の製造方法。
11. 前記熱可塑性樹脂は、エンジニアリングプラスチックであり、
    該エンジニアリングプラスチックは、ナイロン、ポリアセタール、ポリフェニレンサルファイト、ポリアリルエーテルケトン、ポリカーボネート、ポリフェニレンエーテル、又はエーテルイミドである、請求項８に記載の燃料搭載構造体の製造方法。
12. 前記熱可塑性樹脂は、エンジニアリングプラスチックであり、
    該エンジニアリングプラスチックは、ナイロン、ポリアセタール、ポリフェニレンサルファイト、ポリアリルエーテルケトン、ポリカーボネート、ポリフェニレンエーテル、又はエーテルイミドである、請求項９に記載の燃料搭載構造体の製造方法。
    

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