本田小型商用HondaJet噴射機CFRP构件
By www.carbonfiber.com.cn
本田耗時20餘年開發的小型商用噴射飛機「HondaJet」已經到了向客戶交付的倒計時階段。包括配備了嶄新技術的機體、以及研發中心、量產工廠在內，本文將通過多個角度，為您介紹HondaJet的全貌。
設計目標：頭等艙的寬敞和價格
「『HondaJet』在客艙的寬敞程度、低油耗、飛行速度上全都勝過現有的小型商用噴射飛機」。美國本田飛機公司（Honda Aircraft）社長兼CEO藤野道格對HondaJet的競爭力充滿了信心。
以客艙的寬敞程度為例。在以往的小型商用噴射飛機中，對面而坐的乘客腳下的空間非常侷促。而在HondaJet中，落座的空間充足，相向而坐的乘客，腳不會碰到一起（圖1）。燃效還比以往同級別的商用噴射飛機提高了約20％*1。
圖1：HondaJet的內部示例
因為無需在機身上安裝引擎，所以無需貫穿機身的構造構件，擴大了客艙和行李艙的空間。上圖為2名駕駛員、5名乘客時的佈局。即便是相向而坐，腳下空間也十分寬敞。
*1 機體的價格為450萬美元。
HondaJet是在新型交通系統的理念下開發而成。尤其是在幅員遼闊的美國，小城市間的移動需要搭乘飛機，但是，由於需要途徑大型機場，每次出行必然會伴隨漫長的換乘時間。因此，搭乘飛機出差往往要耗時兩天。不過，如果小城市之間能夠直航，兩天就能縮短為一天。藤野認為，滿足這種需求的交通系統，應該能夠得到很多客戶的青睞。
話雖如此，但倘若飛機不夠舒適，或是使用費用昂貴，客戶也不會買帳，上述遠大宏圖也就會變得如同白紙一張。因此，在HondaJet的開發中，客艙的寬敞程度與直接關係到使用費的燃效都以「美國國內線頭等艙」（藤野）為標準。
目前，即便是小型機，一架商用噴射飛機1小時的使用費也接近2000美元。如果能夠降低到1000美元或是1500美元，當4人合用時，人均費用就僅為250美元或是375美元，與美國國內的頭等艙價格相當。而且，如果能夠使舒適度媲美頭等艙，此前只能望洋興嘆的小型商用噴射飛機的用戶數量將會大幅攀升。
但是，擴大客艙提高舒適度與提高燃效是相互矛盾的設計要求。二者是如何權衡的呢？下面，我們就從「空間」、「阻力」、「輕量化」三個角度來分析。
空間：引擎配置在機翼上
HondaJet外觀上的最大特徵是引擎配置在主翼之上。通常商用噴射飛機的引擎配置在機身的左右後方。此時，懸吊引擎需要使用貫穿機身的結構部件，這樣會在機體中產生死角，也就是無法作為客艙和行李艙使用的空間。
而把引擎配置在主翼上既不需要貫穿機身的結構部件，也不會產生死角。但是，把引擎配置在主翼上一直被視為禁忌。原因是引擎（嚴格來說是覆蓋引擎的短艙）與主翼之間會產生非常巨大的氣動干擾阻力。
在開發HondaJet時，由於理論上「引擎的配置方式的不同可以減少阻力」（藤野），開發人員大膽向這一禁忌發起了挑戰。在當時，最大的問題是高速飛行時發生的興波阻力。
當飛行速度提升，機翼表面氣流的馬赫數*2達到音速附近的時候，在大氣壓縮的作用下，將會形成衝擊波。由此產生的阻力就是興波阻力，阻力會在高馬赫數區域激增。其實，衡量阻力的阻力係數（CD）之所以在馬赫數0.8前後激增並且發散，就是緣于興波阻力（圖2）。因此，在設計中，如何減少興波阻力、如何提高興波阻力發散（開始激增）的馬赫數是高速下提高飛行效率的重點。
圖2：引擎配置與阻力係數的關係
馬赫數接近0.8後，阻力係數激增。商用噴射飛機慣用的機身後部配置（6）與翼上配置相比，在圖上的所有區域，翼上配置的前方（2）和中間（3）的阻力係數均偏大，但HondaJet採用的後方位置（4、5）所有區域的阻力係數都小於機身後部配置。
*2 馬赫數 流體的相對速度與音速之比。
讓我們再來看圖2。通過改變引擎的配置方式（前後方向的安裝位置），馬赫數與阻力係數的關係會發生變化。翼上配置時，阻力係數總體上高於單獨機翼，但配置在某個位置時卻出現了縮小。那就是引擎短艙尖端部的前後位置配置在機翼上表面發生的衝擊波附近的時候（圖中4、5）。如果從這個位置略微偏向前方，阻力係數就會猛增（圖中3）。與引擎配置機身後部的以往商用噴射飛機的做法相比，配置在這個位置時的阻力係數要小得多（圖中6）。
當然，引擎的配備位置並不是單由這一點決定的，包括距離主翼的高度、與機身的距離在內，「（開發人員）通過調整數量龐大的參數，找出了最佳位置」（藤野）。圖中給出的最終配備位置正是以數cm為單位調整得出的最佳位置（圖3）。
圖3：引擎與主翼的位置關係
支撐引擎的塔架從主翼上表面後方向斜後方延伸。圖前方（機體左側）透視顯示了內部構造，後方（機體右側）的引擎圖上未標出。
配置在機翼上方對於振動特性的影響
在實際製造飛機之際，除了通過優化引擎的配備位置降低阻力之外，還必須考慮操控的穩定性和振動特性。其中之一是抑制顫振現象，也就是主翼的彈性變形與空氣流受力的共振現象。
顯而易見，當主翼上安裝與其重量基本相同的引擎後，主翼的振動特性將大幅改變。對於普通的噴射飛機，當引擎配備在「主翼下表面前方」時，引擎的重量起著抑制顫振現象的效果。這是因為「引擎重量位於主翼彈性軸前方，發揮了平衡效果」（藤野）。
而HondaJet與普通的噴射飛機相反，引擎配備在「主翼上表面後方」。也就是說，引擎的重量位於主翼彈性軸的後方，一般來說，這樣的配置會令顫振現象惡化（增大）。
因此，HondaJet在氣動彈性特性的設計上也做了詳細研究，通過把引擎配置在主翼節線附近，在顫振現象不惡化的前提下，成功實現了興波阻力的最小化。而且，通過優化作為引擎支柱的塔架的振動模式與主翼的振動模式的關係，與顫振現象相關的振動特性也得到了改善。
為了實現在機翼上的配置，開發人員進行了龐大的數據理論計算（模擬）和風洞實驗（圖4）。尤其是風洞實驗，由於機體模型的固定方法會影響到實驗結果，「與實機的實驗結果建立關聯成為了重要的技術經驗」（藤野）。風洞實驗的結果需要根據這一關聯進行修正。
圖4：翼上配置的性能評價
在微調引擎位置的同時，通過反覆進行數值模擬（a）和風洞實驗（b）找到了最佳位置。
阻力：精密控制空氣流動
對於縮小HondaJet機體阻力貢獻卓著的是自然層流翼型「SHM-1」。SHM-1具有高升力係數、平緩的失速特性、上升及巡航時形狀阻力低、高速飛行時俯仰力矩小的特徵。
其實，自然層流翼型相關研究的歷史悠久，可以上溯到1930年代（圖5）。不過，「當時的自然層流翼型缺點太多，未能投入實用」（藤野）。進入1980年代後，NASA（美國航太總署）重新開始研究自然層流翼型。但那些自然層流翼型主要針對的是低速飛行的飛機，不適合高速飛行的商用噴射飛機。之後，高速使用的自然層流翼型雖然也開發成功，但翼厚比（機翼厚度與前後寬度之比）小、裝載燃料的容積小、失速特性差等缺點沒能全部解決。
圖5：自然層流翼型的變遷
自然層流翼型的研究始於1930年代，但由於在高速飛機中使用時失速特性差，未能投入實用。為HondaJet開發的自然層流翼型「SHM-1」從根本上調整翼型，解決了過去的課題。
HondaJet的開發也向這些障礙發起了挑戰。為了開發高速時也能使用的自然層流翼型，開發人員使用新的設計方法，完全改變了過去的自然層流翼型的概念*3。
*3 通過確保自然層流降低阻力的知識經驗也運用到了機身設計之中。尤其是設計非常困難的複雜3D形狀的機頭部分，阻力比普通機體減少了約10％。
按照傳統翼型設計的固定概念，翼型由厚度分佈和彎度*4組成。而新方法把翼型的輪廓視為微小的面——「翼素」的集合體。其思路是通過逐一調整翼素進行優化，把翼型作為翼素的集合體進行設計*5。
*4 彎度 連接機翼上表面與下表面中心點的曲線——翼型中心線與連接翼型中心線前端與後端的直線——翼弦線的距離。
*5 此時，機翼上表面與下表面要分別進行設計。
SHM-1的設計就採用了這一方法（圖6）。流經機翼表面的空氣從層流邊界層過渡到湍流邊界層，然後剝離。通過精密地控制這些變化點，SHM-1在確保小阻力、大升力的同時，實現了良好的失速特性和低俯仰力矩。
圖6：HondaJet的自然層流翼型「SHM-1」的壓力分佈
為了防止在馬赫0.7以上的高速區域發生衝擊波，需要控制壓力係數的峰值，但是，為了得到足夠的升力，還需要長時間維持大壓力係數。因此，SHM-1把峰值從一個增加到了多個。
從SHM-1的壓力分佈來看，傳統翼型沒有的精緻設計隨處可見。以圖6所示的壓力係數（CP）為例，如果其峰值過大，就會容易產生引發興波阻力的衝擊波。相反，如果峰值過小，就得不到足夠的升力。
而SHM-1的設計在降低峰值的同時，增加了峰值出現的次數。這樣既增加了衝擊波發生的難度，也能夠確保足夠的升力。這種精密的控制可以說歸功於以翼素為單位的設計。
其實，SHM-1在設計之初就把擴大翼厚比作為了前提。如果能擴大翼厚比，不僅易於保持主翼的強度，還便於確保燃料的裝載容量*6。
*6 一般來說，該等級飛機的主翼翼厚比為10～12％，HondaJet加厚3～5個百分點，達到了15％。傳統翼型存在為確保燃料裝載量而無謂增加主翼面積的情況。
在根據理論推算出SHM-1的形狀後，開發人員利用與實機相同的鋁合金構造的全尺寸（1/1）模型實施低速風洞試驗、在噴氣式教練機「T-33」上配備試製品進行實際飛行，通過眾多實驗對其性能進行了確認（圖7）。由於T-33無法完成馬赫數0.8～0.85的高速飛行驗證，實驗時租借了法國航太院（ONERA）的風洞。
圖7：實機的自然層流翼型驗證
在實驗機上安裝了設計的自然層流翼型（右）。通過使用紅外相機從機內拍攝測量表面溫度，確認到了層流到湍流的過渡（左）。在圖中綠色轉變為藍色的部分過渡到湍流邊界層。
而且，在實際飛行時，通過使用紅外相機測量機翼表面的溫度分佈，層流邊界層過渡到湍流邊界層的位置（遷移點）實現了可視化*7。這些技術的開發也為SHM-1的實現做出了巨大貢獻。
*7 雖然湍流邊界層的導熱率高，但是，由於主翼溫度受外界氣體溫度的影響，湍流邊界層部分的溫度不一定低於層流邊界層部分。
輕量化：區別使用2種CFRP構造
輕量化的主角是機身採用的碳纖維強化樹脂（CFRP）*8。HondaJet區別使用了2種構造。一種是內夾蜂窩材料的蜂窩夾芯板構造。另一種是框架蒙皮採用的加筋板構造*9（圖8）。
圖8：機身對於複合材料構造的區別使用
由自由曲面構成的前部和後部採用蜂窩夾芯板構造，圓筒形狀的機身部分則採用框架安裝蒙皮的加筋板構造。
*8 實際上，本田在開發計劃初期製作的實驗機「MH-02」的機身和主翼均為CFRP制。但HondaJet的主翼為鋁合金製。這是考慮到成本與輕量化效果的平衡後做出的選擇。
*9 加筋板構造 沿機體前後方向延伸的縱樑與圓環狀的框架、板狀蒙皮相組合的構造。
前者蜂窩夾芯構造適合存在自由曲面的3D形狀。但其重量容易偏大，而且回音大。因此，HondaJet只在3D表面形狀尤其重要的機體前部和後部使用了這種構造。
而加筋板構造適合比較簡單的形狀，因此應用在了接近圓筒形的機身中央。在為增加搭乘人數而延長HondaJet機體，開發衍生機型時也容易沿用。
這些CFRP制部件由供應商提供（圖9）。在對各部分進行成形後，組裝成一個整體，利用高壓釜使其硬化。這樣就製造出了輕巧而且堅固的機身。
圖9：複合材料機身的組裝
（a）組裝中的機身中央。可以看到尚未組裝蒙皮的圓環狀框架。
（b）從內部觀察機身的照片。縱樑和框架縱橫交錯。
（C）完成組裝的機身。前部與中央、後部一體成形。
本田耗時20餘年開發的小型商用噴射飛機「HondaJet」已經到了向客戶交付的倒計時階段。包括配備了嶄新技術的機體、以及研發中心、量產工廠在內，本文將通過多個角度，為您介紹HondaJet的全貌。
設計目標：頭等艙的寬敞和價格
「『HondaJet』在客艙的寬敞程度、低油耗、飛行速度上全都勝過現有的小型商用噴射飛機」。美國本田飛機公司（Honda Aircraft）社長兼CEO藤野道格對HondaJet的競爭力充滿了信心。
以客艙的寬敞程度為例。在以往的小型商用噴射飛機中，對面而坐的乘客腳下的空間非常侷促。而在HondaJet中，落座的空間充足，相向而坐的乘客，腳不會碰到一起（圖1）。燃效還比以往同級別的商用噴射飛機提高了約20％*1。
圖1：HondaJet的內部示例
因為無需在機身上安裝引擎，所以無需貫穿機身的構造構件，擴大了客艙和行李艙的空間。上圖為2名駕駛員、5名乘客時的佈局。即便是相向而坐，腳下空間也十分寬敞。
*1 機體的價格為450萬美元。
HondaJet是在新型交通系統的理念下開發而成。尤其是在幅員遼闊的美國，小城市間的移動需要搭乘飛機，但是，由於需要途徑大型機場，每次出行必然會伴隨漫長的換乘時間。因此，搭乘飛機出差往往要耗時兩天。不過，如果小城市之間能夠直航，兩天就能縮短為一天。藤野認為，滿足這種需求的交通系統，應該能夠得到很多客戶的青睞。
話雖如此，但倘若飛機不夠舒適，或是使用費用昂貴，客戶也不會買帳，上述遠大宏圖也就會變得如同白紙一張。因此，在HondaJet的開發中，客艙的寬敞程度與直接關係到使用費的燃效都以「美國國內線頭等艙」（藤野）為標準。
目前，即便是小型機，一架商用噴射飛機1小時的使用費也接近2000美元。如果能夠降低到1000美元或是1500美元，當4人合用時，人均費用就僅為250美元或是375美元，與美國國內的頭等艙價格相當。而且，如果能夠使舒適度媲美頭等艙，此前只能望洋興嘆的小型商用噴射飛機的用戶數量將會大幅攀升。
但是，擴大客艙提高舒適度與提高燃效是相互矛盾的設計要求。二者是如何權衡的呢？下面，我們就從「空間」、「阻力」、「輕量化」三個角度來分析。
空間：引擎配置在機翼上
HondaJet外觀上的最大特徵是引擎配置在主翼之上。通常商用噴射飛機的引擎配置在機身的左右後方。此時，懸吊引擎需要使用貫穿機身的結構部件，這樣會在機體中產生死角，也就是無法作為客艙和行李艙使用的空間。
而把引擎配置在主翼上既不需要貫穿機身的結構部件，也不會產生死角。但是，把引擎配置在主翼上一直被視為禁忌。原因是引擎（嚴格來說是覆蓋引擎的短艙）與主翼之間會產生非常巨大的氣動干擾阻力。
在開發HondaJet時，由於理論上「引擎的配置方式的不同可以減少阻力」（藤野），開發人員大膽向這一禁忌發起了挑戰。在當時，最大的問題是高速飛行時發生的興波阻力。
當飛行速度提升，機翼表面氣流的馬赫數*2達到音速附近的時候，在大氣壓縮的作用下，將會形成衝擊波。由此產生的阻力就是興波阻力，阻力會在高馬赫數區域激增。其實，衡量阻力的阻力係數（CD）之所以在馬赫數0.8前後激增並且發散，就是緣于興波阻力（圖2）。因此，在設計中，如何減少興波阻力、如何提高興波阻力發散（開始激增）的馬赫數是高速下提高飛行效率的重點。
圖2：引擎配置與阻力係數的關係
馬赫數接近0.8後，阻力係數激增。商用噴射飛機慣用的機身後部配置（6）與翼上配置相比，在圖上的所有區域，翼上配置的前方（2）和中間（3）的阻力係數均偏大，但HondaJet採用的後方位置（4、5）所有區域的阻力係數都小於機身後部配置。
*2 馬赫數 流體的相對速度與音速之比。
讓我們再來看圖2。通過改變引擎的配置方式（前後方向的安裝位置），馬赫數與阻力係數的關係會發生變化。翼上配置時，阻力係數總體上高於單獨機翼，但配置在某個位置時卻出現了縮小。那就是引擎短艙尖端部的前後位置配置在機翼上表面發生的衝擊波附近的時候（圖中4、5）。如果從這個位置略微偏向前方，阻力係數就會猛增（圖中3）。與引擎配置機身後部的以往商用噴射飛機的做法相比，配置在這個位置時的阻力係數要小得多（圖中6）。
當然，引擎的配備位置並不是單由這一點決定的，包括距離主翼的高度、與機身的距離在內，「（開發人員）通過調整數量龐大的參數，找出了最佳位置」（藤野）。圖中給出的最終配備位置正是以數cm為單位調整得出的最佳位置（圖3）。
圖3：引擎與主翼的位置關係
支撐引擎的塔架從主翼上表面後方向斜後方延伸。圖前方（機體左側）透視顯示了內部構造，後方（機體右側）的引擎圖上未標出。
配置在機翼上方對於振動特性的影響
在實際製造飛機之際，除了通過優化引擎的配備位置降低阻力之外，還必須考慮操控的穩定性和振動特性。其中之一是抑制顫振現象，也就是主翼的彈性變形與空氣流受力的共振現象。
顯而易見，當主翼上安裝與其重量基本相同的引擎後，主翼的振動特性將大幅改變。對於普通的噴射飛機，當引擎配備在「主翼下表面前方」時，引擎的重量起著抑制顫振現象的效果。這是因為「引擎重量位於主翼彈性軸前方，發揮了平衡效果」（藤野）。
而HondaJet與普通的噴射飛機相反，引擎配備在「主翼上表面後方」。也就是說，引擎的重量位於主翼彈性軸的後方，一般來說，這樣的配置會令顫振現象惡化（增大）。
因此，HondaJet在氣動彈性特性的設計上也做了詳細研究，通過把引擎配置在主翼節線附近，在顫振現象不惡化的前提下，成功實現了興波阻力的最小化。而且，通過優化作為引擎支柱的塔架的振動模式與主翼的振動模式的關係，與顫振現象相關的振動特性也得到了改善。
為了實現在機翼上的配置，開發人員進行了龐大的數據理論計算（模擬）和風洞實驗（圖4）。尤其是風洞實驗，由於機體模型的固定方法會影響到實驗結果，「與實機的實驗結果建立關聯成為了重要的技術經驗」（藤野）。風洞實驗的結果需要根據這一關聯進行修正。
圖4：翼上配置的性能評價
在微調引擎位置的同時，通過反覆進行數值模擬（a）和風洞實驗（b）找到了最佳位置。
阻力：精密控制空氣流動
對於縮小HondaJet機體阻力貢獻卓著的是自然層流翼型「SHM-1」。SHM-1具有高升力係數、平緩的失速特性、上升及巡航時形狀阻力低、高速飛行時俯仰力矩小的特徵。
其實，自然層流翼型相關研究的歷史悠久，可以上溯到1930年代（圖5）。不過，「當時的自然層流翼型缺點太多，未能投入實用」（藤野）。進入1980年代後，NASA（美國航太總署）重新開始研究自然層流翼型。但那些自然層流翼型主要針對的是低速飛行的飛機，不適合高速飛行的商用噴射飛機。之後，高速使用的自然層流翼型雖然也開發成功，但翼厚比（機翼厚度與前後寬度之比）小、裝載燃料的容積小、失速特性差等缺點沒能全部解決。
圖5：自然層流翼型的變遷
自然層流翼型的研究始於1930年代，但由於在高速飛機中使用時失速特性差，未能投入實用。為HondaJet開發的自然層流翼型「SHM-1」從根本上調整翼型，解決了過去的課題。
HondaJet的開發也向這些障礙發起了挑戰。為了開發高速時也能使用的自然層流翼型，開發人員使用新的設計方法，完全改變了過去的自然層流翼型的概念*3。
*3 通過確保自然層流降低阻力的知識經驗也運用到了機身設計之中。尤其是設計非常困難的複雜3D形狀的機頭部分，阻力比普通機體減少了約10％。
按照傳統翼型設計的固定概念，翼型由厚度分佈和彎度*4組成。而新方法把翼型的輪廓視為微小的面——「翼素」的集合體。其思路是通過逐一調整翼素進行優化，把翼型作為翼素的集合體進行設計*5。
*4 彎度 連接機翼上表面與下表面中心點的曲線——翼型中心線與連接翼型中心線前端與後端的直線——翼弦線的距離。
*5 此時，機翼上表面與下表面要分別進行設計。
SHM-1的設計就採用了這一方法（圖6）。流經機翼表面的空氣從層流邊界層過渡到湍流邊界層，然後剝離。通過精密地控制這些變化點，SHM-1在確保小阻力、大升力的同時，實現了良好的失速特性和低俯仰力矩。
圖6：HondaJet的自然層流翼型「SHM-1」的壓力分佈
為了防止在馬赫0.7以上的高速區域發生衝擊波，需要控制壓力係數的峰值，但是，為了得到足夠的升力，還需要長時間維持大壓力係數。因此，SHM-1把峰值從一個增加到了多個。
從SHM-1的壓力分佈來看，傳統翼型沒有的精緻設計隨處可見。以圖6所示的壓力係數（CP）為例，如果其峰值過大，就會容易產生引發興波阻力的衝擊波。相反，如果峰值過小，就得不到足夠的升力。
而SHM-1的設計在降低峰值的同時，增加了峰值出現的次數。這樣既增加了衝擊波發生的難度，也能夠確保足夠的升力。這種精密的控制可以說歸功於以翼素為單位的設計。
其實，SHM-1在設計之初就把擴大翼厚比作為了前提。如果能擴大翼厚比，不僅易於保持主翼的強度，還便於確保燃料的裝載容量*6。
*6 一般來說，該等級飛機的主翼翼厚比為10～12％，HondaJet加厚3～5個百分點，達到了15％。傳統翼型存在為確保燃料裝載量而無謂增加主翼面積的情況。
在根據理論推算出SHM-1的形狀後，開發人員利用與實機相同的鋁合金構造的全尺寸（1/1）模型實施低速風洞試驗、在噴氣式教練機「T-33」上配備試製品進行實際飛行，通過眾多實驗對其性能進行了確認（圖7）。由於T-33無法完成馬赫數0.8～0.85的高速飛行驗證，實驗時租借了法國航太院（ONERA）的風洞。
圖7：實機的自然層流翼型驗證
在實驗機上安裝了設計的自然層流翼型（右）。通過使用紅外相機從機內拍攝測量表面溫度，確認到了層流到湍流的過渡（左）。在圖中綠色轉變為藍色的部分過渡到湍流邊界層。
而且，在實際飛行時，通過使用紅外相機測量機翼表面的溫度分佈，層流邊界層過渡到湍流邊界層的位置（遷移點）實現了可視化*7。這些技術的開發也為SHM-1的實現做出了巨大貢獻。
*7 雖然湍流邊界層的導熱率高，但是，由於主翼溫度受外界氣體溫度的影響，湍流邊界層部分的溫度不一定低於層流邊界層部分。
輕量化：區別使用2種CFRP構造
輕量化的主角是機身採用的碳纖維強化樹脂（CFRP）*8。HondaJet區別使用了2種構造。一種是內夾蜂窩材料的蜂窩夾芯板構造。另一種是框架蒙皮採用的加筋板構造*9（圖8）。
圖8：機身對於複合材料構造的區別使用
由自由曲面構成的前部和後部採用蜂窩夾芯板構造，圓筒形狀的機身部分則採用框架安裝蒙皮的加筋板構造。
*8 實際上，本田在開發計劃初期製作的實驗機「MH-02」的機身和主翼均為CFRP制。但HondaJet的主翼為鋁合金製。這是考慮到成本與輕量化效果的平衡後做出的選擇。
*9 加筋板構造 沿機體前後方向延伸的縱樑與圓環狀的框架、板狀蒙皮相組合的構造。
前者蜂窩夾芯構造適合存在自由曲面的3D形狀。但其重量容易偏大，而且回音大。因此，HondaJet只在3D表面形狀尤其重要的機體前部和後部使用了這種構造。
而加筋板構造適合比較簡單的形狀，因此應用在了接近圓筒形的機身中央。在為增加搭乘人數而延長HondaJet機體，開發衍生機型時也容易沿用。
這些CFRP制部件由供應商提供（圖9）。在對各部分進行成形後，組裝成一個整體，利用高壓釜使其硬化。這樣就製造出了輕巧而且堅固的機身。
圖9：複合材料機身的組裝
（a）組裝中的機身中央。可以看到尚未組裝蒙皮的圓環狀框架。
（b）從內部觀察機身的照片。縱樑和框架縱橫交錯。
（C）完成組裝的機身。前部與中央、後部一體成形。
