繊維強化樹脂プライの積層された積み重ね、および、繊維強化樹脂プライを金属シートに接続する複合材と金属のジョイントを形成するために、縁部が繊維強化樹脂プライの縁部と交互配置されている金属シートの積み重ねを含む、複合構造物。繊維強化樹脂プライの積み重ねおよび金属シートの積み重ねが層状に配置されており、層の各々が、金属シートおよび繊維強化樹脂プライの少なくとも一方を含む、請求項1に記載の複合構造物。層の各々における繊維強化樹脂プライの厚さが、層における金属シートの厚さと概ね等しい、請求項2に記載の複合構造物。層の各々における繊維強化樹脂プライおよび金属シートが、樹脂から金属への遷移点を形成する実質的に接している縁部を有する、請求項2に記載の複合構造物。層の遷移点が、互いに対して互い違いになっている、請求項4に記載の複合構造物。層が、樹脂プライの積み重ねと金属シートの積み重ねとの間に繊維強化樹脂と複合材のフィンガージョイントを形成している、請求項2に記載の複合構造物。金属シートのうちの隣接したもの同士の間にシートを接合するための接着剤の層をさらに含む、請求項1に記載の複合構造物。金属シートがチタン合金であり、かつ、プライの繊維強化材が炭素を含む、請求項1に記載の複合構造物。レイアップの複合樹脂部分と金属部分との間の複合材と金属のジョイントを形成することを含む、繊維強化複合樹脂部分と金属部分とを有する多層複合材レイアップを形成することを含む、複合構造物を組立てる方法。レイアップを形成することが、少なくとも1層の繊維強化複合樹脂プライおよび1枚の金属シートを実質的に縁部同士が互いに接している状態で配置して、層における繊維強化複合樹脂と金属との間の遷移点を形成することにより、層の各々を形成することを含む、請求項9に記載の方法。レイアップを形成することが、層における遷移点同士を互いに対して互い違いにすることを含む、請求項10に記載の方法。金属シートの間に接着剤の層を配置することにより金属部分を一体化することをさらに含む、請求項10に記載の方法。まず図1を参照して、混成複合構造物20は、複合材と金属のジョイント26を含む遷移セクション25により金属部分24と結合されている複合樹脂部分22を含む。説明されている実施例において、複合構造物20は、実質的に平坦な複合材シートであるが、用途によっては、構造物20は、1つ以上の湾曲部、なだらかな起伏またはその他の幾何学的特徴を有していてもよい。例えば、複合構造物20は、外板20を通ってフレーム28内へ貫通するラップジョイント30および締結具32により航空機のフレーム28部分に固定されている航空機図示せずの起伏の付いた内部および/または外部外板を含んでいてもよい。フレーム28は、複合材料、金属材料またはその他の剛性材料を含んでいてもよく、構造物20の金属部分24は、フレーム28と複合材部分20との間のさまざまな荷重およびローディングの種類の伝達に適した剛性の金属製取り付け具24として作用してもよい。下でより詳細に取り上げるように、金属部分24は、限定はされないが、複合材部分20および構体28に対して実質的に非反応性かつ親和性のチタンなどのさまざまな金属のうちのいずれかを含んでいてもよい。実用的な一実施形態において、例えば限定はされないが、複合樹脂部分22は、炭素繊維強化エポキシを含んでいてもよく、金属部分24は、チタン合金を含んでいてもよく、フレーム28は、アルミニウム合金または複合材を含んでいてもよい。遷移セクション25およびジョイント26は、限定はされないが引張り、曲げ、ねじれおよびせん断荷重を含む複合樹脂部分22と金属部分24との間の典型的な荷重の範囲および種類を支えるのに十分な強度を有する。説明した遷移セクション25およびジョイント26は、全複合樹脂部分22と全金属部分24との間に形成されているが、2つの異なる複合構造物図示せず同士または2つの異なる金属製構造物図示せず同士の結合にこれらを使用することも可能である。図1~図4を参照して、複合材料プライ35のレイアップは、後にここで遷移点39と呼ばれる界面位置39において終端され、ここで、複合材料プライ35と実質的に同じ厚さの金属シートまたはプライ37が金属部分24の金属縁部24aへと続き、前の界面位置39から金属縁部24aへ向かって互い違いになっており、かつ、金属プライ37間に構造用金属接着剤45のプライ図5および図6参照を含む複合材と金属の界面39に対してレイアップが繰り返され、次の金属と複合材の界面39は、部品縁部24aから離れて互い違いになって、入れ子継ぎ目27が製造される。入れ子タブ29図3参照を製造するこの互い違いの界面の積み重ねは、混成複合構造物20の全厚さまで続き、複合材プライ35のいずれも全金属部分24の金属縁部24aまで完全に延在することはない。ここで図2~図4も参照して、構造物20の複合材部分22は、繊維強化樹脂プライ35の積層された積み重ね34を含み、構造物20の金属部分24は、ともに接合されて、実質的に一体化された金属構造物を形成する金属シートまたはプライ37の積み重ね36を含む。図5および図6に示すように、複合材プライ35および金属シート37は、層38に配置されている。層38の各々は、金属シート37のうちの1枚と実質的に縁部同士が接している状態の複合材プライ35のうちの1層以上を含む。したがって、層38の各々は、点39において、複合材、すなわち、複合樹脂プライ35から金属、すなわち、金属シート37へと遷移する。遷移点39は、プライ35と金属シート37とが遷移セクション25図1において互いに重複するような所定のレイアップ計画にしたがって、互いに対して互い違いになっている。遷移点39が互い違いとなっていることにより、ジョイント26における亀裂や接合剥れの発生および/または伝搬を低減可能な複数の接合線が作られる。また、遷移点39が互い違いとなっている結果、全複合材部分22と全金属部分24との間の入れ子継ぎ目27を形成するジョイント26内の複合材プライ35と金属シート37との交互配置の形態が生じる。この入れ子継ぎ目27は、フィンガー接合26、フィンガージョイント26または複数段階ラップジョイント26とも呼ばれることがある。遷移点39のうちの隣接したもの同士は、構造物20の面内方向において互いから離間していることにより、接合剥れおよび亀裂などの不整合の伝搬に対する強度および耐性を含む最適な性能特性を示す接合ジョイント26を達成する。説明されている実施例において、ジョイント26を形成している入れ子継ぎ目27は、遷移点39が最大重複部の概ね中央点55から反対方向に互い違いになっている両側フィンガージョイント26の形態である。しかしながら、複数の遷移点39が単一方向に互い違いになっている片側フィンガージョイントに限定されないがこれを含むその他のジョイント構成が可能である。複合材プライ35は、限定はされないが、一方向プリプレグテープまたは布地の形態であってもよい炭素繊維エポキシなどの繊維強化樹脂を含んでいてもよい。ガラス繊維を含むその他の繊維強化材が可能であり、非プリプレグ材料の使用が可能であることがある。複合材プライ35は、所定の繊維配向を有していてもよく、所望の性能仕様を満たすために予め規定されたプライ計画にしたがってレイアップされる。前に触れたように、接合シート37は、対象とする用途に適したチタンなどの金属を含んでいてもよい。説明されている実施例において、金属シート37の積み重ね36は、プライ35の積層された積み重ね34の厚さt2と概して実質的に等しい全体厚さt1を有する。ただし、説明されている実施例において、t2は、積み重ね37の両面のいくつかの上包プライ43の厚さだけt1よりわずかに大きい。図5および図6は、図2~図4に示したジョイント26の2つの隣り合った層38の詳細を示している。本実施例において、各層38は、ひとまとめにした全体厚さT1を有する4層のプライ35を含む。隣接した層38の個々の金属シート37は、構造用接着剤45の層によりともに接合されており、該接着剤45は、レイアッププロセス中に金属シート36間に配置される市販のフィルム接着剤またはその他の形態の適切な接着剤を含んでいてもよい。図6においてT2として表されている各金属シート37と1層の接着剤45との一体とした厚さは、層38における複合材プライ35の厚さT1と実質的に等しい。図示していないが、接着剤の薄膜をプライ35間に配置して、層間接合強度を増してもよい。実用的な一実施形態において、チタン合金金属シート37を用いてもよく、該シート37は各々が、およそ0.0025インチの厚さを有し、フィルム接着剤45は、およそ0.005インチの厚さであってもよく、4つの複合炭素繊維エポキシプライ35は、約0.30インチのひとまとめにした全体厚さを有する各層38において用いられていてもよい。用途によっては、チタン以外の金属の使用が可能なことがある。隣接した遷移点39間の距離、よって、層38間の重複部の長さのみならず、複合材プライ35の厚さおよび数、ならびに、金属シート37の厚さは、ジョイント26を介して伝達されることとなる荷重の種類および大きさならびに、場合によると、その他の性能仕様を含む特定の用途の要件次第で異なる。複合材部分22と金属部分24それぞれ図1の2つの異なる材料間のジョイント26の異なる層38により、構造物20が埋め込みまたは搭載センサ図示せずを用いた接合品質の非破壊評価に正に適したものとなる。超音波構造波図示せずは、金属部分24の縁部、複合材部分22または遷移セクション25において構造物20中に導かれてもよい。これらの超音波は、金属37シートおよび複合材プライ35と金属シート37との間の界面図示せずにより形成される導波路となるものを通して進む。MEMS微小電気機械システムによるセンサ、薄型圧電センサ図示せずまたは構造物20に配置されたその他のトランスデューサを用いて、ジョイント26における接合線の状態を分析するために超音波構造波を受信してもよい。ここで図7を参照すると、複合構造物20を作製する1つの方法は、65に示すように多層複合材レイアップを形成することを含む。レイアップを形成することは、工程67において複合樹脂部分22をレイアップすること、および、69において金属部分24をレイアップすることを含む。レイアップを形成する工程65は、71に示すようにレイアップの複合樹脂部分と金属部分との間に複合材と金属のジョイントを形成することをさらに含む。図8は、図7に示した方法の追加の詳細を示している。工程40において始めに、個々の金属シート37を所望の大きさおよび/または形状に切り取る。次に42において、溶剤でシート37を洗浄し、それらを乾燥させることなどを含んでもよい適切なプロセスにより金属シート37の表面を処理し、次いで44において、各層38におけるプライ35と金属シート36との間の遷移点39の所定の互い違い配置を含む予め規定されたプライ計画図示せずにより決定された順序で金属シート36および複合材プライ35をレイアップすることにより、レイアップを組み立てる。レイアッププロセス中、従来のレイアッププロセスにおける複合材プライのレイアップ内への配列とそっくりに、レイアップ内へのプライのように金属シート37が配列される。工程46に示すように、金属シート37間に接着剤を挿入することにより、該シートを一体化された金属構造物となるようともに接合してもよい。同様に、図8には示していないが、個々の複合材プライ35間に接合接着剤を挿入することにより、これらプライ35間の接合強度を強めてもよい。次に48において、真空バッグ法などのいくつかの知られている圧縮技法のうちのいずれかを用いてレイアップを圧縮してもよく、その後、オートクレーブでのまたはオートクレーブ外での硬化プロセスを用いて工程50においてレイアップを硬化させる。工程52において、必要に応じて、硬化した複合構造物20を切り取りおよび/または点検してもよい。図9は、混成複合部品20を作製する方法のさらに別の実施形態を示している。該方法は、工程73において界面位置39において終端する少なくとも1層の複合材プライ35を適切なレイアップ工具図示せず上に設置することにより開始する。75において、隣接した複合材料プライ35と実質的に同じ厚さの隣接した金属プライ37をレイアップする。77に示すように、前の界面位置39から部品20の金属縁部24aへ向かって互い違いになっている複合材と金属の界面39に対してレイアッププロセスを繰り返す。79において、金属プライ37間に構造用接着剤のプライ45を設置する。引き続いて工程73~工程79を繰り返して、入れ子継ぎ目27および互い違いの界面積み重ねを製造して、いずれの複合材プライ35も部品20の金属縁部24aまで完全には延在していない状態で入れ子タブ29を混成部品20の全体厚さに形成する。図9には示していないが、完成したレイアップを真空バッグ法で処理して、空隙を除去し、その後、何らかの適切な硬化方法を用いて硬化させる。本開示の実施形態は、多種多様な潜在的用途、とりわけ、例えば航空宇宙、海洋および自動車用途を含む輸送産業において用いられてもよい。したがって、ここで図10および図11を参照して、図10に示す航空機の製造および保守方法60ならびに図11に示す航空機62との関連において本開示の実施形態を用いてもよい。開示している実施形態の航空機用途は、例えば広範な種類の構造的複合部品および構成部品、特に、組立てプロセス中に締結具の使用を要する部品を含んでいてもよい。本生産の前で、例示的方法60は、航空機62の仕様および設計64ならびに材料調達66を含んでいてもよい。生産の際は、航空機62の構成部品および部分組立品の製造68ならびにシステム統合70が行われる。その後、航空機62は、認証および納品72を経て、運航74されてもよい。顧客による運航中、航空機62は、改修、再構成、修繕などをも含むかもしれない定常的整備および保守76を受けることとなる。方法60のプロセスの各々は、システムインテグレータ、第三者および/または操作者例えば、顧客により行われるかまたは実施されてもよい。本件の説明のため、システムインテグレータは、任意の数の航空機製造者および主要なシステム下請け業者に限定されないがこれらを含んでもよい。第三者は、任意の数の取り扱い業者、下請け業者および供給業者に限定されないがこれらを含んでもよい。操作者は、航空会社、リース会社、軍隊、保守組織などであってもよい。図11に示すように、例示的方法60により製造される航空機62は、複数のシステム80および内装82とともに機体78を含んでいてもよい。高度システム80の例としては、推進システム84、電気システム86、油圧システム88および環境システム90のうちの1つ以上が挙げられる。任意の数のその他のシステムが含まれてもよい。開示している方法を使用して、機体78内または内装82内で用いられる部品、構造物および構成部品を組立ててもよい。航空宇宙の例が示されているが、本開示の原理は、海洋産業および自動車産業といった他の産業に適用することもできる。ここで実施されているシステムおよび方法は、製造および保守方法60のいずれか1つまたはそれ以上の段階中に使用してもよい。例えば、製造プロセス68に対応する部品、構造物および構成部品は、航空機62が運航されている間に製造される部品、構造物および構成部品と同様に組立てまたは製造されてもよい。また、航空機62の組立てを大幅に早めるか、または、航空機62のコストを削減することにより、例えば、製造段階68および70中に、一以上の装置の実施形態、方法の実施形態またはこれらの組み合わせを利用してもよい。同様に、航空機62の運航中から、例えば限定はされないが、整備および保守76中にかけて、一以上の装置の実施形態、方法の実施形態またはこれらの組み合わせを利用してもよい。ある例示的な実施形態に関して本開示の実施形態を説明してきたが、他の変形例に当業者が想到するであろうから、該特定の実施形態は、限定ではなく説明を目的とするものであることは理解されるべきである。