CN102834245B - 复合结构构件 - Google Patents

Abstract

制造复合结构构件（1）的方法包括铺设纤维增强层压层（12）的叠层的步骤，其中，这些层中的至少一层作为分离的第一层部分（13）和第二层部分（14）被铺设，并且所述第二部分（14）的纤维与所述第一部分（13）的纤维具有不同的特征。同样，还公开了根据该方法制造的复合结构构件（1）。

Description

复合结构构件

技术领域

本发明涉及一种制造复合结构构件的方法，并且涉及如此形成的复合结构构件。

背景技术

在许多结构中，面板附接有加强结构构件，以改善搭接稳定性。在飞机中，蒙皮面板（即，翼盖）可能具有加强结构构件（例如，桁条）。该加强结构构件遭遇各种障碍物并且因此需要被“截断”或终止。在加强构件与在截断区域中进行加强的蒙皮面板之间传递负载的问题是众所周知的。通常使用结合线来将桁条凸缘附接到蒙皮，并且能够结合螺栓连接来使用该结合线以将负载传递到蒙皮中。

常规金属桁条能够从给定截面（例如，“I”、“T”、“L”）机加工成为在终端处的平坦延伸凸缘。桁条能够具有初始腹板锥形（即，降低腹板高度），以借助提供逐渐减小的横向弯曲和轴向刚度而有利于负载传递。所附接的平坦延伸凸缘使得该桁条末端当由于平面内负载的偏心而弯曲时能够更顺应蒙皮。通过显著地减小在截断部处的截面面积以及截面惯性矩来降低更接近蒙皮的桁条的中性轴以及逐渐减小桁条的刚度的作用是为了通过结合和/或螺栓连接来逐渐地传递负载。

复合桁条通常包括位于中心腹板部段中的背对背界面，但是这些复合桁条不能够以理想的方式截断，这是因为最小附接高度必须保持高于条状物（noodle）（在界面处的缝口中的纤维填充物），以防止腹板在负载下破裂。因此这限制了中性轴的降低以及截面面积的减小。结果，桁条终端区域中的几何锥形以及因此的负载传递趋于相对突然而在弯曲下较差地顺应蒙皮。

加强构件到蒙皮的结合或共固化缓解了这种情形；这是由于在附接凸缘终端位置处的高结合线刚度和峰值剪切负载引起的。这些结合接头还趋于易遭受剥离失效。这些因素会导致在这些区域中的过早破裂、剥离以及脱层生成。如果在加强构件和蒙皮之间存在显著的刚度不匹配，那么这种情况在复合面板中会加剧。为了实现共固化/共结合结构的潜在减重益处，克服这种问题也是重要的。

用于复合“T”桁条的典型截断部包括腹板部段的带角度锥形，直到残留高度足以确保背靠背腹板部段之间的足够结合区域。当该几何锥形可能不足以在桁条的期望位置处终止该桁条时，可能使用期望终止位置内侧的另一结构构件（例如，飞机翼肋）来帮助更有效地传递负载，从而延迟破裂开始/脱层。由于该较早的终止，必须沿桁条截断部增加蒙皮厚度，从而导致重量负担。此外，附加支承结构构件可能需要修改以考虑新的负载，并且截断区域的修复变得更复杂。

桁条终端区域中的进一步几何修改是可能的，但是这具有相关加工、公差和制造的复杂性。因此期望借助非几何修改来使得复合桁条在终端区域中更为顺应。此外或另选地，期望使得桁条在截断区域内侧的一个或更多个位置处更为顺应。更一般地，期望使得任何复合结构构件的区域借助非几何修改而更为顺应。

发明内容

本发明的第一方面提供一种制造复合结构构件的方法，所述方法包括铺设纤维增强层压层的叠层的步骤，其中，这些层中的至少一层作为分离的第一层部分和第二层部分被铺设，并且所述第二部分的纤维与所述第一部分的纤维具有不同的特征，且其中，所述第二部分延伸直到所述结构构件的边缘，并且所述第一部分被设置在所述边缘的内侧。

本发明的另一方面提供一种根据第一方面的方法制造的复合结构构件。

本发明的有利之处在于，层的一部分或一组层被替代为具有不同纤维特征的层部分。包含替代物的层能够被设置在叠层中的连续层之间。纤维特征能够是其模量、取向和/或材料。例如，具有0度取向的层能够具有包含+/-45度的纤维的替代部，以便有利地降低在结构构件的替代区域中的轴向刚度。另选地，替代层部分能够具有较低模量但与层的其余部分具有相同取向的纤维，以实现降低替代区域中的轴向刚度的相同效果。第一层部分和第二层部分能够具有相同材料（例如，用于一个部分的碳中模量（IMS）以及用于另一部分的碳高抗拉强度（HIS））的纤维，或者层部分能够具有不同材料（例如，碳和玻璃）的纤维，以便实现替代区域中的轴向刚度的降低。

优选地，第一部分的层和第二部分的层具有相同厚度，以便于制造。然而，能想到的是，一组相邻层能够替代一组不同数量的层，以便适应在单独的第一部分的层和第二部分的层之间的厚度差。例如，能够在第一区域中设置四个0.125mm厚的层，并且能够在第二区域中设置两个0.25mm厚的层，使得不发生局部厚度变化。

第一部分和第二部分的相邻边缘可以抵接，以有助于确保不存在局部厚度变化。然而，叠层内的有效负载传递可以通过重叠第一部分和第二部分的相邻边缘来实现。重叠距离能够被控制，以在需要时最小化对局部厚度变化的影响，以实现简化加工需求。

优选地，至少局部使用自动积层技术来铺设层。例如，可使用自动铺带机（ATL）或纤维铺设机来铺设结构构件的大多数层。可以借助手来更成本有效地铺设替代层。然而，能想到的是，整个铺设能够自动进行。例如，当替代层部分包括与在铺设结构中的另一层相同的纤维带时，在编程自动过程以实现这种替代方面不存在困难。

尤其在自动铺设的情况下，可能有利的是，第一层部分和第二层部分均包括单向纤维。然而，对用于第一部分和/或第二部分的编织或混合纤维层的使用不加限制。

优选地，在所述叠层中铺设下一层之前顺序地铺设所述第一部分和所述第二部分。然而，当替代一组层时，优选的是可以在该组中铺设全部第二层部分之前或之后来铺设该组中的全部第一层部分。

第二部分延伸到结构构件的边缘，并且第一部分设置在该边缘的内侧。当结构构件是桁条时，层替代物能够处于截断区域中。在一个实施方式中，具有大致沿桁条纵向取向的纤维的一层或更多层具有用具有不同特征的纤维替代的截断区域，使得该桁条在截断区域处与桁条的其余部分相比具有较低的轴向刚度。当结构构件是具有例如检修孔切口部的面板时，层替代物能够处于与该切口部相邻的区域中。在一个实施方式中，面板期望地在切口部的内侧具有高刚度，而在与切口部相邻的区域中具有较低刚度，且因此具有改善的损伤容限。

层替代能够通过层压叠层对多层或层组来重复。第一层部分和第二层部分之间的过渡能够沿叠层的全厚度方向交错，使得由于替代物引起的任何局部厚度变化或负载传递的降低不会集中在该结构构件的一个区域中。

附图说明

现在将参照附图来描述本发明的实施方式，在附图中：

图1a和1b示出了固定到面板的桁条终端的剖视图；

图2a至2e示出了从多个复合部件来形成桁条的方法；

图3示出了用于其中一个桁条部件的层压叠层，其中，其中一个层在其外侧端具有替代部；

图4详细地示出了替代层；

图5示出了穿过固定到面板的桁条的凸缘的剖视图；

图6示出了图5的细节C的第一示例，示出了抵接的替代层部分；

图7示出了细节C的第二示例，示出了重叠的替代层部分；

图8示出了细节C的第三示例，示出了多个层用不同数量的层来替代；

图9示出了a）逐渐过渡到替代层部分；b）瞬时过渡到替代层部分；以及c）台阶式过渡到替代层部分；

图10示出了现有技术飞机翼箱的局部剖切图，示出了理想的桁条终端位置（虚线）以及伴随有加厚蒙皮的受影响的桁条终端位置；

图11示出了飞机翼箱的局部剖切图，所述飞机翼箱包括根据本发明的修改桁条的第一示例，其中虚线表示引入层替代物以在该终端处提供有限的刚度降低；

图12示出了飞机翼箱的局部剖切图，所述飞机翼箱包括根据本发明的修改桁条的第二示例，其中虚线表示引入各种层替代物以在该终端处提供显著的刚度降低；以及

图13示出了飞机翼箱的局部剖切图，所述飞机翼箱包括根据本发明的修改翼盖，其中围绕检修孔盖的虚线表示引入层替代物以在翼盖的边缘处提供有限的刚度降低。

具体实施方式

图1a和1b示出了“T”截面复合桁条1，该桁条包括：一对“L”截面构件2、3；基部叠层4；以及中央叠层5。图1b示出了沿着图1a中的线A-A的剖视图，并且图1a示出了沿着图1b中的线B-B的剖视图。

桁条1借助结合线9以及常规类型的紧固件10的阵列附接到层压复合面板8。结合线9和紧固件10有助于将桁条终端处的负载传递到面板8中。桁条部件2、3、4和5中的每个均包括复合结构层的层压叠层，如将在下文更详细地讨论的。由于“L”截面部件2和3的有限弯曲半径，因此在背靠背的“L”截面2、3与中央叠层5之间的缝口中设置有条状物11，如从图1b中最佳地所示。条状物11包括纤维填充材料。

虽然在图1a和1b中示出的桁条1包括基部叠层4和中央叠层5，但是本领域技术人员将理解的是，这些部件是任选的，并且“T”截面桁条能够另选地形成为仅具有“L”截面的背靠背部件2、3；或者能够省除中央叠层5和基部叠层4中的一个。还应当注意的是，虽然此处描述的具体实施方式涉及“T”截面桁条，但是本发明的相同原理能够类似地应用到其他桁条截面，例如“I”和“L”截面。

通过将分离的叠层铺设至用于背靠背“L”截面2、3、中央叠层5以及基部叠层4的所需规格来制造桁条1。图2a示出了结构层的试样层压叠层12。需要平面层压叠层来形成基部叠层4和中央叠层5中的每个。需要另外的平面层压叠层来形成“L”截面2和3中的每个。通过将层压叠层12沿折线F折叠来形成该“L”截面，如图2b和2c所示的。于是，四个桁条部件2、3、4和5如图2d所示地被组装并且被固化以形成如图2e所示的桁条1。

能够使用自动积层技术来构造叠层12。例如，能够使用自动铺带机（ATL）或纤维铺设机。然而，叠层12同样能够用手工铺设。

层叠层12在图3中被更精楚地示出并且包括各种纤维取向的单向纤维层。在图3中能够看出用于叠层12中的每层的纤维取向。所示的取向包括0、+/-45和90度的层，但是这些取向仅是示例性的，并且实质上能够选择任何合适取向。重要的是要注意，层“S”包括替代部。

层S在图4中被更详细地示出并且包括具有零度取向的单向纤维的第一部分13。也就是说，零度纤维与桁条纵向对齐。层S还包括位于桁条截断部处的第二部分14。实际上，零度层S的一部分已被替换为具有不同纤维特征的层部分14。在图4中，替代层部分14包括与层S的其余部分具有不同取向的纤维。实际上，图4中示出的第二部分14具有+/-45度的层取向。通过使得桁条终端处的零度层断开并且用具有不同纤维取向的第二层部分14来替代它，桁条的轴向刚度在桁条终端处降低。在该示例中，层部分14除了其取向外在其他所有方面都与层部分13具有相同的特征。例如，层13和14都能够包括大致相同的单向纤维增强复合材料，例如相同层压厚度的中模量碳-环氧树脂。

在该示例中，选择零度层在桁条终端处包括替代部，这是因为零度层对桁条的轴向刚度贡献最大。通过形成这种替代，能够降低桁条的在桁条终端处的轴向刚度，这是因为所引入的+/-45度层部分14沿桁条轴向方向不太刚硬。此外，与未修改的桁条相比，将替代部形成为+/-45度层在桁条终端处提供了改善的支承强度和扭转刚度的附加益处。由于层部分14与层部分13具有相同厚度，因此贯穿层的叠层12不存在厚度变化或仅有极小的厚度变化。

图5示出了穿过结合到面板8上的桁条1的凸缘7的剖视图。如能够从图5看到的，在固化桁条1和面板8之后，直立腹板6已被切断，以在桁条终端处形成几何腹板锥形。在图6至8中示出了用于在图5中标记为“细节C”的区域的三个另选层替代铺设结构。该区域覆盖桁条1的凸缘7的层叠层的上半部。叠层的下半部实质上是叠层的上半部关于镜像平面M的镜像。

首先转到图6，示出了这样的实施方式，其中，替代层R在平面中与0度层（其已被部分替代）的其余部分设置成抵接关系。在如图6所示的实施方式中，两个0度层被部分地替代为抵接替代层R。在图5的右上角示出了层图例。如能够从图6看到的，桁条截断部具有轴向刚度逐渐减小的区域I、II和III。在区域I中，层布置与桁条的截断部内侧的其余部分相同。在区域II中，其中一个0度层被部分地替代为替代层R。在区域III中，其中两个0度层被部分地替代为替代层R。替代层R沿桁条纵向的模量比已被替代的0度层部分的模量更低。由此，桁条轴向刚度朝向截断部逐渐降低。

图7示出了另选实施方式，在该另选实施方式中，其中两个0度层已被部分地替代为以边缘重叠的方式设置的替代层R。在区域I和II之间的边界处，其中一个0度层终止，并且替代层R的边缘具有与剩余0度层部分重叠的小区域。类似地在区域II和III之间的边界处，其中另一个0度层终止，并且替代层R的边缘具有与剩余0度层部分重叠的小区域。这导致轴向刚度按照与图6的实施方式类似的方式逐渐降低。图6和图7之间的区别仅在于：在图7中，层替代物通过重叠替代层R而形成，且因此在区域I和II之间的边界处以及在区域II和III之间的边界处存在层叠层的总厚度的小的局部变化。

虽然图7所示的重叠层替代物与图6所示的抵接替代物相比具有能够在层压件内进行更有效的负载传递这样的优势，但是由该抵接方案所实现的均匀叠层厚度在简化加工方面具有优势。为了减轻对加工要求的影响，在图7的实施方式中出现的层替代物的重叠距离能够被控制成使局部厚度变化最小。多个层替代物通过层叠层交错不仅使得桁条的轴向刚度朝向截断部逐渐降低而且还有助于使局部厚度变化最小。

在图8中示出了图5中的“细节C”的层叠层铺设结构的又一另选实施方式。如能够从图8看出的，与如图6所示的布置类似，所述层替代物形成抵接布置，并且实质上不存在局部厚度变化。然而，如图8所示的层叠层铺设结构与图6所示的层叠层铺设结构的不同之处在于：其中两个0度层终止于区域I和区域II之间的边界处并且被替代为其厚度是替代层R所替代的单个0度层的厚度的大约两倍的替代层R。

虽然优选的是叠层中的每层均具有大致相同的层厚，但是本领域技术人员将理解的是，不太可能始终获得具有相同层厚的不同复合物来源。此外，在一些情况下可能期望提供具有不同层厚的替代层R。在如图8所示的实施方式中，替代层部分沿桁条纵向的模量小于其所替代的0度层部分的模量。由此，桁条终端的轴向刚度可能比桁条的在桁条终端内侧的其余部分的轴向刚度更低。当然，可能以与图7所示的重叠布置类似的方式提供采用重叠布置的替代层R。虽然在图8中替代物位于两层之间并且替代层的厚度是其所替代的单独层的厚度的大约两倍，但是本领域技术人员将理解的是，各种其他组合都是可以的。例如，可以在区域I中提供四个0.125mm厚的层，并且可以在区域II中提供两个0.25mm厚的替代层。

转到图4，从箭头A观察到替代层S的平面图。该平面图在图9a）中被再现。如在图9a）中最佳地所示，第一0度层部分13相对于0度层的纤维取向以斜线终止。第二替代层部分14与第一层部分13的终止端以抵接关系设置。沿着倾斜线形成层替代物在层部分13和14之间提供了用于这些层部分之间的有效负载传递的逐渐过渡。然而，将理解的是，能够提供其他布置，如在图9b）和图9c）中所示的。

在图9b）中，层部分13’和14’沿与0度层部分13’的纤维取向大致正交的线抵接。虽然在图9b）中示出的布置从负载传递的角度来看不太有效，但是该布置在便于制造方面具有显著的优势，尤其当层叠层利用自动积层技术来自动铺设时。在图9c）中示出的布置提供在便于自动制造与层部分13”和14”之间的逐渐负载传递之间的折衷。如图9c）所示，沿台阶状区域形成层替代。层部分13”和14”的笔直切割边缘大致垂直于零度层部分13”的纤维取向。当使用铺带机自动进行层铺设时，在该过渡部中的台阶的数量可以等于层铺设所需的带宽度数量或者是该带宽度数量的整数倍。

在本发明的优选实施方式中，当应用到桁条时，在桁条终端处其中一个或更多个0度层（即，具有沿桁条纵向取向的纤维）替代。对于替代层存在各种可能性。例如，一些或全部0度或接近0度的层取向可能被替代为具有相同层厚但具有不同单轴纤维取向的相同材料的替代层。该方案的优势包括：由于引入+/-·°层而改善支承强度，这可能免除局部铺叠以改善备用系数许用值的需要，并且因此实现减重；在层叠层上不存在厚度变化、或存在极小的厚度变化，这提供较简单的加工需求；以及改善的扭转刚度。

另选地，一些或全部的0度或接近0度的层取向可将层部分替代为具有更低模量纤维的层部分。层厚、纤维取向、纤维材料和树脂基质材料能够与原始层的相同。然而，通过提供具有较低模量的纤维的替代层，桁条的轴向刚度能够在桁条终端处降低。例如，0度层能够由碳中模量（IMS）形成，并且替代层部分能够由具有降低的刚度的碳高抗拉强度（HIS）纤维形成。较低模量的替代层部分提供了下述优势：不存在厚度变化或仅存在极小的厚度变化，从而导致较简单的加工需求；以及有限的热效应（在固化期间），这是由于使用相同树脂的类似层属性引起的。此外，较低模量的替代层能够具有不同的取向。在替代层具有不同取向的情况下，进一步的优势能够包括：+/-·°层的改善的支承强度，这能够免除局部铺叠以改善备用系数许用值的需要；借助纤维模量和取向变化来实现对刚度特性的更多控制；以及借助使用+/-·°层来实现改进的扭转刚度。此外，由于替代层是来自不同的原材料，因此通过使用不同固化层厚而在需要时可以设计成在桁条终端处具有厚度变化。

在又另一实施方式中，替代层能够包括不同材料的纤维。例如，虽然桁条基线（即，终端的内侧）可以包括碳纤维增强层，但是替代层部分能够包括玻璃纤维。玻璃纤维还能够具有不同的取向，即+/-·°。除了上述的益处外，在替代层部分中使用玻璃纤维能够导致改善的损伤容限、改善的雷击性能、更容易的机加工以及在桁条终端处的显著刚度降低。由于玻璃纤维与碳纤维相比存在显著的刚度降低，因此在一些应用中可以免除对于另选纤维取向的需要，并且相反地使用编织玻璃纤维层部分而导致更简化的铺设。能构想到的是，在以其他方式自动的或半自动的碳层铺设期间能够用手进行玻璃纤维层部分（尤其当它们是编织的玻璃纤维层部分时）的铺设。

在又一另选实施方式中，替代层部分能够包括芳族聚酸胺纤维。用于芳族聚酸胺纤维层的替代碳层具有与如上所述的用于玻璃纤维层的替代物相关联的类似优势。

现将参照图10至图12详细地说明修改桁条终端处的层铺设的效果。图10示出了现有技术飞机翼箱组件100，所述飞机翼箱组件包括前翼梁101、肋102、下翼盖面板（蒙皮）103以及增强加强件（桁条）104a和104b。桁条104a示出为具有虚线示出的部分。这表示用于翼弯曲负载的优化的桁条截断或终止位置。然而。将桁条104a终止直至超过肋102而进入到翼盖隔隔间103a中的程度会导致在桁条终端与翼盖面板103a之间不可接受的高负载传递。这主要是由于翼盖103a的刚度和复合桁条在其终端位置处的刚度之间的明显不匹配造成的。

如前所述，仅仅复合桁条的几何锥形可能不足以实现桁条终端和翼盖之间的期望刚度匹配。结果，先前已有必要在实线所示的位置处、在肋102处或正好超出肋102就终止桁条104a。结果，翼盖103a不足以被桁条104a支承，并且因此与翼盖103的其余部分相比，该翼盖103a必须如图10中的剖面线所示被加厚。该次级优化方案导致显著的重量负担。

现在转到图11，示出了包括前翼梁201、肋202、翼盖（蒙皮）203和桁条204的飞机翼箱200的一部分，所述桁条是根据本发明的复合结构构件。如能够从图11看出的，桁条终端正好超过外侧肋202的位置，并且虚线T表示区域I处的基线桁条与具有不同特征的替代层的终端区域II处的修改桁条之间的过渡。通过在区域II将至少一些层修改为中具有不同的特征，可以降低桁条在截断部或终端处的轴向刚度，以便更好地匹配翼盖203的刚度。翼盖203现在由桁条204充分地支承，且因此不需要翼盖的进一步加强（即，不需要蒙皮厚度构建）。

在一些情况下，可能有必要或期望穿过多个肋隔间朝向终端逐渐降低桁条的轴向刚度。图12示出了具有前翼梁301、肋302、下部翼盖（蒙皮）303和桁条305的飞机翼箱300的又一实施方式，所述桁条是根据本发明的复合结构构件。虚线T_I、T_II和T_III表示轴向刚度逐渐降低的各个桁条区域I、II、III和IV之间的过渡。桁条中轴向刚度降低的区域的数量取决于局部负载，并且通常，如果基线桁条被更大地加载，那么可能需要更大数量的轴向刚度减小的区域。

虽然在上述实施方式中本发明已被描述为应用到飞机桁条，但是本发明能够更宽泛地应用到航空航天和非航空航天应用的各种结构构件。图13示出了包括前翼梁401、肋402和下部翼盖（蒙皮）403的飞机翼箱400的一部分。在该翼盖403中形成检修孔检查舱口，该检修孔检查舱口包括面板404。翼盖403由层压复合层的叠层形成。翼盖403围绕检修孔面板404的边缘尤其易受到冲击损坏。翼盖403的大部分期望地具有优化高刚度，以便以最少的加强构件（例如，桁条）来实现重量优化的方案。然而，翼盖403的高刚度导致在其围绕检修孔面板404的边缘处的相对低的损伤容限。

在飞机领域中采用的当前方案是在翼盖403的围绕检修孔面板404的边缘处提供结构构建。这导致不期望的重量负担。根据本发明，翼盖403具有替代区域403a，该替代区域在图13中被示出在虚线内。在区域403a中，构成用于翼盖403的基线叠层的其中一个或更多个复合结构层被替代为与翼盖403的其余部分具有不同特征的层部分。期望地，替代层部分具有较高的强度和降低的刚度，这改善了面板在边缘区域403a处的损伤容限。由此，可以满足在用于检修孔面板404的切口部周围的损伤容限需求，从而降低对于构建翼盖403在该区域中的厚度的需要。这导致显著的减重。

虽然在上文已经参照一个或多个优选实施方式描述了本发明，但是将理解的是，在不偏离由所附权利要求书限定的本发明的范围的情况下，能够做出各种变化或修改。

Claims (14)

1.一种制造用于飞机的具有截断区域的复合桁条的方法，所述方法包括铺设纤维增强层压层的叠层以形成所述复合桁条的桁条部件的步骤，其中，这些层中的至少一层被铺设成分离的第一层部分和第二层部分，并且第二层部分的纤维与第一层部分的纤维具有不同的特征，并且其中所述第二层部分延伸达至所述桁条的位于所述截断区域处的纵向端，并且所述第一层部分在所述桁条的纵向方向上被设置在所述纵向端的内侧，从而由于所述第二层部分的纤维的所述不同的特征使得所述桁条在所述截断区域处与所述桁条的其余部分相比具有较低的轴向刚度。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述纤维特征选自包括如下的组：模量、取向和材料。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述第一层部分和所述第二层部分的相邻边缘抵接。

4.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述第一层部分和所述第二层部分的相邻边缘重叠。

5.根据权利要求1或2所述的方法，其中，至少部分地使用自动积层技术来铺设这些层。

6.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述第一层部分和所述第二层部分均包括单向纤维。

7.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述第一层部分和所述第二层部分具有类似的厚度。

8.根据权利要求1或2所述的方法，其中，在所述叠层中铺设下一层之前顺序地铺设所述第一层部分和所述第二层部分。

9.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述叠层中的多个层均被铺设成分离的第一层部分和第二层部分。

10.根据权利要求9所述的方法，其中，所述第一层部分和所述第二层部分之间的过渡部沿所述叠层的全厚度方向交错。

11.根据权利要求1或2所述的方法，其中，成品的所述叠层的厚度整体上大致均匀。

12.一种根据前述权利要求中任一项所述的方法制造的复合纵向桁条。

13.根据权利要求12所述的复合纵向桁条，其中，所述第一层部分的纤维大致沿桁条纵向取向。

14.根据权利要求12或13所述的复合纵向桁条，其中，所述第二层部分设置在桁条终端处。