"強化繊維及び樹脂を含む複合材料と、高分子フィルムを熱処理して得られるグラファイトフィルムと、を含む航空機用構造材料。上記複合材料と上記グラファイトフィルムとは積層されており、上記グラファイトフィルムは、上記複合材料の最外層に設けられている、請求項1に記載の航空機用構造材料。上記グラファイトフィルムの表面側に、さらに保護層が設けられている、請求項2に記載の航空機用構造材料。上記グラファイトフィルムが、ポリイミド、ポリアミド、ポリオキサジアゾール、ポリベンゾチアゾール、ポリベンゾオキサゾール、ポリベンゾビスオキサゾール、ポリパラフェニレンビニレン、ポリベンゾイミダゾール、ポリベンゾビスイミダゾール及びポリチアゾールからなる群から選択される少なくとも1種の高分子の熱処理によって得られたものである、請求項1~3の何れか1項に記載の航空機用構造材料。上記グラファイトフィルムの面方向の電気伝導度が1,000S/cm以上である、請求項1~4の何れか1項に記載の航空機用構造材料。上記グラファイトフィルムの厚さ方向の電気伝導度が100S/cm以下である、請求項1~5の何れか1項に記載の航空機用構造材料。上記グラファイトフィルムの面方向の熱伝導度が1,000W/mK以上である、請求項1~6の何れか1項に記載の航空機用構造材料。上記グラファイトフィルムの厚さが5μm以上100μm以下である、請求項1~7の何れか1項に記載の航空機用構造材料。上記グラファイトフィルムの単位面積あたりの重さが20g/m2以上90g/m2以下である、請求項1~8の何れか1項に記載の航空機用構造材料。上記グラファイトフィルムのMIT耐揉疲労試験結果が10,000回以上である、請求項1~9の何れか1項に記載の航空機用構造材料。コキュアによって、上記グラファイトフィルムと上記複合材料とが固定されている、請求項1~10の何れか1項に記載の航空機用構造材料。請求項1~11の何れか1項に記載の航空機用構造材料を用いて得られた航空機。しかしながら、耐雷撃性、軽量化あるいは再利用のための便益性等の面でまだ改善の余地がある。このため、新たな航空機用構造材料の開発が求められていた。本発明は、上記の問題点に鑑みてなされたものであり、その目的は、これまでに無い新たな航空機用構造材料及びその利用を提供することにある。本発明者は上記課題を解決するために、鋭意検討を行った。ここで、本発明者は、取り扱い時に破れ易く、機械的強度が低いため、航空機の構造材料として今までに全く注目されてこなかったグラファイトに着目した。つまり、本発明者は、グラファイトは、銅等と比較して機械的強度は劣るが、電気伝導性及び熱伝導性の異方性を示すため、航空機の構造材料として用いられる複合材料とグラファイトとを組み合わせれば、当該構造材料を雷撃から効果的に保護することができると考えた。そして、本発明者の検討の結果、特定のグラファイトフィルムを、航空機の構造材料として用いられる複合材料と組み合わせることによって、耐雷撃性に優れた航空機用構造材料を実現し得ることを見出し、本発明を完成するに至った。即ち、本発明に係る航空機用構造材料は、上記課題を解決するために、強化繊維及び樹脂を含む複合材料と、高分子フィルムを熱処理して得られるグラファイトフィルムと、を含むことを特徴としている。上記構成によれば、グラファイトは電気伝導性及び熱伝導性の異方性を示すため、雷による電気及び熱は当該グラファイトフィルムの面方向に素早く広がり、グラファイト以外の部材へ電気及び熱が伝わることを抑制することができる。よって、耐雷撃性に優れた航空機用構造材料を提供することができる。また、グラファイトフィルムは金属と比較して比重が軽いため、従来の構成と比較して軽量化を図ることができる。更には、グラファイトフィルムは沸点が高いため、雷撃による発熱の際に蒸発することを抑制することができる。また、金属を含む従来の構成では、特に炭素繊維を用いた複合材料に対して適用した場合に金属と繊維との間における電位差に起因した電腐といった問題が発生していた。しかし、グラファイトは、炭素繊維と同様に炭素原子から構成されており、イオン化傾向はほぼ同じであるため、このような問題も抑制することができる。更には、グラファイトは化学的に非常に安定であるため、長期間使用した場合における腐食による劣化を著しく抑制することができる。本発明に係る航空機用構造材料では、上記複合材料と上記グラファイトフィルムとは積層されており、上記グラファイトフィルムは、上記複合材料の最外層に設けられていることが好ましい。上記構成によれば、構造材料を構成する複合材料へ電気及び熱が伝わることをより抑制することができる。また、上記の構成によれば、雷撃の影響の大部分は、最外層のグラファイトフィルムにより吸収することができる。このため、雷撃等によって航空機用構造材料の表層部分が破損した場合であっても、グラファイトフィルムを貼り替えることで、簡便に航空機用構造材料を補修し、再利用することができる。本発明に係る航空機用構造材料では、上記グラファイトフィルムの表面側に、さらに保護層が設けられていることが好ましい。上記構成によれば、グラファイトフィルムを外部からの衝撃から保護することができ、機械的強度を補強することができる。本発明に係る航空機用構造材料では、上記グラファイトフィルムが、ポリイミド、ポリアミド、ポリオキサジアゾール、ポリベンゾチアゾール、ポリベンゾビスチアゾール、ポリベンゾオキサゾール、ポリベンゾビスオキサゾール、ポリパラフェニレンビニレン、ポリベンゾイミダゾール、ポリベンゾビスイミダゾール及びポリチアゾールからなる群から選択される少なくとも1種の高分子の熱処理によって得られたものであることが好ましい。本発明に係る航空機用構造材料では、上記グラファイトフィルムの面方向の電気伝導度が1,000S/cm以上であることが好ましい。本発明に係る航空機用構造材料では、上記グラファイトフィルムの厚さ方向の電気伝導度が100S/cm以下であることが好ましい。本発明に係る航空機用構造材料では、上記グラファイトフィルムの面方向の熱伝導度が1,000W/mK以上であることが好ましい。本発明に係る航空機用構造材料では、上記グラファイトフィルムの厚さが5μm以上100μm以下であることが好ましい。本発明に係る航空機用構造材料では、上記グラファイトフィルムの単位面積あたりの重さが20g/m2以上90g/m2以下であることが好ましい。本発明に係る航空機用構造材料では、上記グラファイトフィルムのMIT耐揉疲労試験結果が10,000回以上であることが好ましい。本発明に係る航空機用構造材料では、コキュアによって、上記グラファイトフィルムと上記複合材料とが固定されていることが好ましい。上記構成によれば、上記グラファイトフィルムと上記複合材料とをより強固に固定することができる。本発明に係る航空機は、上述した本発明に係る航空機用構造材料を用いて得られたことを特徴としている。上記構成によれば、本発明に係る航空機用構造材料を用いて得られているため、耐雷撃性に優れた航空機を提供することができる。本発明に係る航空機用構造材料は、以上のように、強化繊維及び樹脂を含む複合材料と、高分子フィルムを熱処理して得られるグラファイトフィルムと、を含むことを特徴としている。このため、耐雷撃性に優れた航空機用構造材料を提供することができるという効果を奏する。以下、本発明について詳しく説明する。尚、本明細書で挙げられている各種物性は、特に断りの無い限り後述する実施例に記載の方法により測定した値を意味する。本発明に係る航空機用構造材料は、強化繊維及び樹脂を含む複合材料と、高分子フィルムを熱処理して得られるグラファイトフィルムと、を含む。尚、本明細書において航空機とは、大気中あるいは宇宙空間を飛行する機械を意味し、具体的には、飛行機固定翼機、回転翼機等、飛行船、気球、ロケット、宇宙往還機及びスペースプレーン等が含まれる。また、グラファイトフィルムにおけるフィルムとは、薄い膜状のものを意味し、シート状のものも含まれる。Iグラファイトフィルム上記グラファイトフィルムは、高分子フィルムを熱処理して得られるものである。当該高分子フィルムを構成する高分子としては、ポリイミド、ポリアミド、ポリオキサジアゾール、ポリベンゾチアゾール、ポリベンゾビスチアゾール、ポリベンゾオキサゾール、ポリベンゾビスオキサゾール、ポリパラフェニレンビニレン、ポリベンゾイミダゾール、ポリベンゾビスイミダゾール、及びポリチアゾールからなる群から選択される少なくとも1種が挙げられる。上記高分子フィルムとしては、ポリイミドフィルムが特に好ましい。ポリイミドフィルムは、他の有機材料を原料とする高分子フィルムよりも、炭化及び黒鉛化によりグラファイトの層構造が発達し易いためである。更に、ポリイミドフィルムは複屈折率が0.08以上であることが好ましい。複屈折率が0.08以上であることによって、炭化及び黒鉛化が進行し易くなるため、グラファイト層が発達したグラファイトフィルムが得られ易くなる。その結果、電気伝導度及び熱伝導率が高くなり易い。また、結晶性に優れたグラファイトが得られるため、耐熱性及び折り曲げ性に優れ、複合材料と貼り合わせた場合に、表面からグラファイトが落ち難い。高分子からグラファイトフィルムを得るには、まず、出発物質である高分子フィルムを減圧下若しくは不活性ガス中で予備加熱処理して炭素化する。この炭素化は、通常1000°C程度の温度で行い、例えば、10°C/分の速度で昇温した場合には1000°Cの温度領域で30分程度の温度保持を行うことが望ましい。その後のグラファイト化工程は、減圧下若しくは不活性ガス中で行われる。不活性ガスとしてはアルゴン、ヘリウムが適当である。上記グラファイトフィルムの製造方法における熱処理温度としては、最低でも2000°Cが必要で、最終的には2400°C以上、より好ましくは、2600°C以上更に好ましくは2800°C以上であり、このような熱処理温度にすることにより、熱伝導率に優れたグラファイトを得ることができる。熱処理温度が高いほど良質のグラファイトへの転化が可能であるが、経済性の観点からはできるだけ低温で良質のグラファイトに転化できることが好ましい。2500°C以上の超高温を得るには、通常はグラファイトヒーターに直接電流を流して、そのジュール熱を利用した加熱が行われる。上記グラファイトフィルムの単位面積あたりの重さは、20g/m2以上90g/m2以下であることが好ましい。厚さグラファイトフィルムの厚さは、5μm以上100μm以下が好ましく、20μm以上80μm以下がより好ましい。厚さが5μ以上であれば、雷電流を効率的に伝達することができ、また、100μm以下であれば、軽量性に優れる複合材料を提供することができる。尚、本明細書では、上記グラファイトフィルムの厚さは、厚さゲージ製品名:HEIDENTH:AIN-CERTO、ハイデンハイン株製を用いて、25°Cの恒温室にて50mm×50mmのフィルムの任意の10点における平均厚さとして求められたものを意味する。電気伝導度グラファイトフィルムは、電気伝導性に優れているため、電気伝導度の低い複合材料に設けることによって複合材の耐雷性を向上させることができる。特に、グラファイトフィルムは、グラファイト結晶が面方向に配列した層状構造であるため、電気伝導度に異方性を有し、グラファイトフィルムの面方向に大きな電気伝導度を示す。これにより、雷電流を優先的に面方向に広げ、厚さ方向への雷電流量を軽減することができ、その結果、複合材料の損傷をより効果的に軽減することができる。グラファイトフィルムの面方向の電気伝導度は1,000S/cm以上であることが好ましい。また、厚さ方向の電気伝導度が100S/cm以下であれば、雷電流を優先的に面方向へ伝えることができ、損傷を軽減することができるため好ましい。熱伝導率グラファイトフィルムの面方向における熱伝導率は1,000W/mK以上であることが好ましく、1,100W/mK以上であることがより好ましく、1,200W/mK以上であることが特に好ましい。被雷すると、ジュール熱が発生し、樹脂の蒸発、炭素繊維の昇華のため、複合材料の残留強度が低下してしまう。しかし、面方向の熱伝導度が1,000W/mK以上の材料を貼り合せることで、被雷部分の温度上昇が緩和され、樹脂の蒸発及び繊維の昇華が抑制され、残留強度の著しい低下を緩和することができる。また、厚さ方向の熱伝導率が20W/mK以下であれば、被雷により発生するジュール熱を優先的に面方向へ伝えることができ、複合材料に対する損傷を軽減することができるため好ましい。尚、グラファイトフィルムの熱伝導率は、下記式1によって算出することができる。A=α×d×Cp...1ここで、Aは熱伝導率、αは熱拡散率、dは密度、Cpは比熱容量をそれぞれ表す。グラファイトフィルムの熱拡散率及び比熱容量は以下に示す方法で求めることができる。グラファイトフィルムの熱拡散率は、光交流法による熱拡散率測定装置製品名:LaserPit、アルバック理工株製を用い、4mm×40mmの形状に切り取ったグラファイトフィルムのサンプルについて、20°Cの雰囲気下で10Hzの交流条件で測定することができる。グラファイトフィルムの比熱容量測定は、示差走査熱量計製品名:DSC220CU、エスアイアイナノテクノロジー株製を使用して、20°Cから260°Cまで10°C/分の昇温条件で行うことができる。MIT耐揉疲労試験グラファイトフィルムのMIT耐揉疲労試験結果以下、MITと略する場合がある。は、10,000回以上であることが好ましい。グラファイトフィルムのMITが10,000回以上であれば、例えば、グラファイトフィルムを曲げながら複合材料と貼り合わせる作業も行うこともできるため、グラファイトフィルムと複合材料との間に空気が入ることを抑制することができ、その結果、雷撃の衝撃によってグラファイトフィルムが破れるといった問題を軽減することができる。本明細書では、グラファイトフィルムのMIT耐揉疲労試験結果とは、グラファイトフィルムを1.5cm×10cmにカットし、MIT耐揉疲労試験機型式D、東洋精機株製を用いて、試験荷重100gf0.98N、速度90回/分、折り曲げ半径R2mmで行い、折り曲げ角度は左右へ135°Cで行い、グラファイトフィルムが何回折り曲げに耐えることができたかを意味する。II複合材料本発明に係る航空機用構造材料で用いることができる複合材料は、強化繊維及び樹脂を含む材料であれば特には限定されず、航空機用耐雷複合材料に用いられている各種複合材料を採用することができる。上記複合材料を構成する強化繊維としては、例えば、炭素繊維、アラミド繊維、ガラス繊維、合成繊維、天然繊維、ナイロン等が挙げられる。これらの繊維は機械的強度に優れており、また、強化繊維として炭素繊維を用いた場合、熱伝導性の特に優れた複合材料とすることもできる。強化繊維としては、特に限定されないが、繊維の配向を一方向に引き揃えたもの、繊維束を織り合わせた織物材、異なる方向に引き揃えた繊維および繊維束を補助糸で固定したものNCF等等を用いることが望ましい。繊維の配向を一方向に引き揃えることで強化繊維層を均一な厚さとすることができる。また、このような強化繊維を複数積層した場合、これらの強化繊維をそれぞれ異なる方向に配置させることで何れの方向からの衝撃にも耐え得る材料とすることができる。上記複合材料を構成する樹脂としては、例えば、熱硬化性樹脂、熱可塑性樹脂が挙げられる。上記熱硬化性樹脂としては、PUポリウレタン、フェノール樹脂、ユリア樹脂、メラミン系樹脂、グアナミン樹脂、ビニルエステル樹脂、不飽和ポリエステル、オリゴエステルアクリレート、ジアリルフタレート、DKF樹脂レゾルシノール系樹脂の一種、キシレン樹脂、エポキシ樹脂、フラン樹脂、PIポリイミド系樹脂、PEIポリエーテルイミド樹脂、PAIポリアミドイミド樹脂等が挙げられる。中でもエポキシ樹脂を含む樹脂が、材料選択の幅が広く、強化繊維層とグラファイトとの密着性が優れるために好ましい。エポキシ樹脂としては、室温において固体で、加熱すると溶融するエポキシ樹脂がよい。加熱溶融することで、エポキシ樹脂が強化繊維層及びグラファイトの内部にまで溶け込み、エポキシ樹脂を強化繊維層及びグラファイト表面にある僅かな隙間に浸透させることができる。更に、冷却することによって、強化繊維層とグラファイトとの隙間に浸透したエポキシ樹脂が固まり、エポキシ樹脂と強化繊維層とグラファイトとの間で高いアンカー効果を発現し、高い接着力が発現するため好ましい。上記熱可塑性樹脂としては、アイオノマー、イソブチレン無水マレイン酸コポリマー、AASアクリロニトリル-アクリル-スチレン共重合体、AESアクリロニトリル-エチレン-スチレン共重合体、ASアクリロニトリル-スチレン共重合体、ABSアクリロニトリル-ブタジエン-スチレン共重合体、ACSアクリロニトリル-塩素化ポリエチレン-スチレン共重合体、MBSメチルメタクリレート-ブタジエン-スチレン共重合体、エチレン-塩化ビニル共重合体、EVAエチレン-酢酸ビニル共重合体、EVA系エチレン-酢酸ビニル共重合体系、EVOHエチレンビニルアルコール共重合体、ポリ酢酸ビニル、塩素化塩化ビニール、塩素化ポリエチレン、塩素化ポリプロピレン、カルボキシビニルポリマー、ケトン樹脂、ノルボルネン樹脂、プロピオン酸ビニル、PEポリエチレン、PPポリプロピレン、TPXポリメチルペンテン、ポリブタジエン、PSポリスチレン、スチレン無水マレイン酸共重合体、メタクリル、EMAAエチレン-メタクリル酸共重合体、PMMAポリメチルメタクリレート、PVCポリ塩化ビニール、ポリ塩化ビニリデン、PVAポリビニルアルコール、ポリビニルエーテル、ポリビニルブチラール、ポリビニルホルマール、セルロース系、ナイロン6、ナイロン6共重合体、ナイロン66、ナイロン610、ナイロン612、ナイロン11、ナイロン12、共重合ナイロン、ナイロンMXD、ナイロン46、メトキシメチル化ナイロン、アラミド、PETポリエチレンテレフタレート、PBTポリブチレンテレフタレート、PCポリカーボネート、POMポリアセタール、ポリエチレンオキシド、PPEポリフェニレンエーテル、変性PPEポリフェニレンエーテル、PEEKポリエーテルエーテルケトン、PESポリエーテルサルフォン、PSOポリサルフォン、ポリアミンサルフォン、PPSポリフェニレンサルファイド、PARポリアリレート、ポリパラビニールフェノール、ポリパラメチレンスチレン、ポリアリルアミン、芳香族ポリエステル、液晶ポリマー、PTFEポリテトラフルオロエチレン、ETFEテトラフルオロエチレン-エチレン共重合体、FEPテトラフルオロエチレン-ヘキサフルオロプロピレン共重合体、EPEテトラフルオロエチレン-ヘキサフルオロプロピレン-パーフルオロアルキルビニルエーテル共重合体、PFAテトラフルオロエチレン-パーフルオロアルキルビニルエーテル共重合体、PCTFEポリクロロトリフルオロエチレン共重合体、ECTFEエチレン-クロロトリフルオロエチレン共重合体、PVDFポリビニリデンフルオライド系、PVFポリビニルフルオライド等が挙げられる。エポキシ樹脂と混合して用いる場合には、高い密着力を発現できるためアミド系樹脂が好ましい。複合材料の厚さは、用途によって適宜設定すればよいが、例えば、1.0mm~50mmの範囲内とすることができる。上記複合材料としては、特に、炭素繊維を用いた複合材料、すなわち、炭素繊維強化プラスチックCFRP;Carbonfiberreinforcedplasticsが強度や軽量化の面で好ましい。III航空機用構造材料本発明に係る航空機用構造材料において、上記複合材料と上記グラファイトフィルムとは積層されており、上記グラファイトフィルムは、上記複合材料の最外層に設けられていることが好ましい。複合材料の表面にグラファイトフィルムを設けることによって、電気伝導度の低い複合材料への雷電流の到達を極力抑えることができる。また、グラファイトフィルムを複合材料内部に形成することで、外部からの衝撃に対する複合材料本来の強度を発揮することができる。上記の構成によれば、雷撃の影響の大部分は、最外層のグラファイトフィルムにより吸収することができる。それゆえ、雷撃によって構造材料の表層部分が破損した場合であっても、グラファイトフィルムを貼り替えることで、簡便に航空機用構造材料を補修し再利用することができる。また、グラファイトフィルムを用いているため、金属メッシュ等を用いる場合に比べて軽量化も達成できる。グラファイトフィルムを複合材料の表面に設ける場合、複合材料が露出している面全てをグラファイトフィルムで覆うことが好ましい。このような構成とすることによって、被雷時に構造材料を構成する複合材料へ電気及び熱が伝わることをより抑制することができる。強化繊維及び樹脂を含む複合材料の厚さTfと、グラファイトフィルムの厚さTgとの比Tf/Tgは、80~400とすることが好ましく、さらに100~200とすることがより好ましい。グラファイトフィルムと複合材料との積層は、図1に示すように、接着剤3を用いてグラファイトフィルム1と複合材料2とを貼り合せてもよいし、図2又は図3に示すように、複合材料成形プロセス中にコキュアによってグラファイトフィルム1を複合材料2へ積層させてもよい。接着剤を用いて貼り合わせる場合、用いることができる接着剤としては、例えば、熱可塑性若しくは熱硬化性の樹脂接着剤が挙げられ、液体状、ペースト状、フィルム状の何れの形態であってもよい。熱硬化性の樹脂接着剤としては、常温硬化型のものが好ましい。コキュアによって積層させる場合、例えば、グラファイトフィルムに、プリプレグ強化繊維を熱硬化性樹脂に含浸させ、半硬化させたものを積層した後、オートクレーブ等を用いて完全に硬化させることによって行うことができる。コキュアによってグラファイトフィルムを接着させる場合、航空機用構造材料の製造工程を削減することができる。また、上記グラファイトフィルムの表面側に、さらに保護層が設けられている形態であってもよい。かかる構成により、グラファイトフィルムを外部からの衝撃から保護することができ、機械的強度を補強することができる。保護層としては、常温硬化性樹脂、熱硬化性樹脂、熱可塑性樹脂、複合材料等を用いることができる。保護層として複合材料を用いる場合、複合材料と同じ材料から構成された複合材料を用いてもよいし、複合材料とは異なる材料から構成された複合材料を用いてもよい。なお、強度や扱い易さ等の面から、保護層としては、エポキシ樹脂が好ましい。具体的には、図3に示すように、複合材料2の表面に貼付したグラファイトフィルム1の更に外側に、複合材料2を形成する態様を挙げることができる。また、その他の態様としては、図4に示すように、複合材料2の表面に貼付したグラファイトフィルム1の更に外側に保護層4を設ける形態を例示できる。なお、グラファイトフィルムの表面に保護層を形成する手法については、当業者が利用可能な各種手法を好適に利用でき、特に限定されない。例えば、図4に示すように、直接グラファイトフィルムに樹脂層を形成固化させてもよいが、これ以外にもグラファイトフィルム上に接着剤層を形成し、保護層を貼り付けてもよい。接着剤層としては、上述した熱硬化性及び/又は熱可塑性の接着剤を好適に利用できる。また、本発明の航空機用構造材料は、被雷時に表面のグラファイトフィルムを意図的に破壊させることによって、複合材料を雷から保護するものであってもよい。この点は、従来の耐雷を付与する構造材料とは原理が異なる。例えば、グラファイトフィルムは層状構造を有する。このため、雷撃を受けた際の温度上昇に伴い、層間に存在する空気等の気体が膨張し、グラファイトフィルムの層間を押し広げる。その結果、雷撃の電流が大きい場合にはグラファイトフィルムが破壊される。つまり、雷電流を、グラファイトフィルムを破壊するエネルギーとして優先的に消費させるため、その下部に設ける複合材料の損傷を抑制することができる。さらに、グラファイトフィルムは、複合材料から容易に剥がすことができる。このため、例えば、雷撃等によって航空機用構造材料の表層部分が破壊された場合、グラファイトフィルムあるいはグラファイトフィルムと破損した複合材料の一部のみを剥がし、貼りなおすことにより、航空機用構造材料全体を交換することなく再利用することができる。IV航空機本発明に係る航空機は、上述した本発明に係る航空機用構造材料を用いて得られたものである。本発明に係る航空機は、本発明に係る航空機用構造材料を用いたこと以外は、当業者が利用可能な種々の方法によって製造することができる。以下、実施例に基づいて本発明をより詳細に説明するが、本発明は以下の実施例に限定されるものではない。雷撃試験雷撃試験は、2mmのギャップで設置された電極間に航空機用構造材料を設置し、非接触放電出力:40kA、100kAを行うことにより実施した。Haefely社製インパルス大電流試験装置を用い、2mm間のギャップで設置された電極間に航空機用構造材料を設置して行った。雷撃波形は、8.0/20.0μm、最大電流値は40kA又は100kAで行った。実施例1航空機用構造材料は、以下の工程で作製した。まず、東邦テナックス製QC-133UDプリプレグを積層構成45/0/-45/904Sの擬似等方性に積層した後、180°C、0.5MPaにて2時間オートクレーブ成形を行い、複合材料としてCFRPを形成した。平均厚みは4.8mm、寸法は150mm×100mmであった。その後、CFRP表面にエメリークロス400~600による表面処理を行い、エポキシ樹脂フィルム接着剤3M社製AF163-2Mを定着後、カネカ社製グラファイトフィルム厚み25μm、密度45g/m2、MIT>10000回、熱伝導率1500W/mK、電気伝導度1300S/cmを貼り合わせ、120°C、0.5MPaの圧力下、60分間、真空脱法を行うことにより接着した。作製した航空機用構造材料について、出力40kAで雷撃試験を行った結果、図5に示すように、航空機用構造材料には損傷が無かった。実施例2実施例1で作製した航空機用構造材料について、出力100kAで雷撃試験を行った結果、図5に示すように、航空機用構造材料を構成するグラファイトフィルムは衝撃で破壊されたが、CFRP自体には損傷が無かった。このため、表面のグラファイトフィルムのみを貼り替えることでCFRP全体を交換せずとも、航空機用構造材料を補修し、再利用できる。比較例1実施例1で用いた複合材料CFRPを用いて、出力40kAで雷撃試験を行った。その結果、図5に示すように、CFRPは表面に軽度の損傷を受けた。損傷は軽度であるが、航空機用構造材料として利用するためには、損傷箇所を完全に排除し、望ましいスカーフ角度を持って、すり鉢上に加工した後、再度硬化前のCFRPを積層し硬化プロセスを実施することによって補修する必要がある。比較例2実施例1で用いた複合材料CFRPを用いて、出力100kAで雷撃試験を行った。その結果、図5に示すように、CFRPの表面は重度の損傷を受けた。損傷の程度が大きいため、航空機用構造材料として利用するためには、損傷箇所を完全に排除し、望ましいスカーフ角度を持って、すり鉢上に加工した後、再度硬化前のCFRPを積層し硬化プロセスを実施することによって補修する必要がある。本発明は上述した各実施形態に限定されるものではなく、請求項に示した範囲で種々の変更が可能であり、異なる実施形態にそれぞれ開示された技術的手段を適宜組み合わせて得られる実施形態についても本発明の技術的範囲に含まれる。"