CN111186591A - 用整体加强的板制造由复合材料制成的多肋机翼盒的方法 - Google Patents

Abstract

一种用于制造飞行器的机翼盒的方法，包括如下步骤：步骤a1)在固化表面上布置由复合材料制成的第一板；步骤a2)设置由未聚合的复合材料制成的多个肋；步骤a3)设置至少一个工具；步骤b)通过将第一对凸缘置于第一板的第一侧上，以及将工具置于连续的每对肋之间并与肋接触而使肋沿着横向方向交替地布置在第一板的第一侧上；步骤c)布置由复合材料制成的第二板；步骤d)沿着横向方向将每个工具的中间件拉出，并且随后移除每个工具的底部件和顶部件；以及步骤e)在高压釜中，根据具体的压力和温度循环使第一板、第二板以及每个肋和真空袋一起经受固化工艺，以用于固化未聚合的部件。

Description

用整体加强的板制造由复合材料制成的多肋机翼盒的方法

技术领域

本发明大体上涉及用于制造飞行器所使用的结构部件的方法。特别是，本发明涉及用整体加强的板制造由复合材料制成的多肋机翼盒的方法，特别是能够作为结构盒在机翼中、或者在竖直或者水平的机尾中使用。

背景技术

当前航空盒所采用的用于固定翼的飞行器的机翼或者机尾的结构包括一组不同的主要结构构件，例如，通常包括具有纵向的桁条的两个加强板、两个纵向的翼梁、一定数量的横肋、有角的元件以及传统的机械紧固元件。

这些由复合材料和/或金属制成的部件独立制造并且随后在机翼盒的最终构造中通过钻孔操作和机械紧固构件(铆接、螺栓等)的安装组装。这种传统的构造被称作“拼装式”构造，并且其特征是就生产成本而言的重大的缺陷，生产成本包括在生产系统中制造和管理的多个零件，制作多个孔和安装多个紧固件所导致的非常繁重的组装工艺，以及用于核实耦接的零件之间没有的开口或空间的必要检查，还有当存在耦接的零件之间存在开口或空间时在构造期间所需要的额外的活动以将所需要的填充料填充到上述的间隙中。此外，所谓的拼装式构造也在结构的重量中导致重大的缺陷，其在航空应用中难以忍受，这特别是因为飞行器的操作成本的增加，即，燃料消耗增加。这些组件的质量的增加主要是由于在各个元件之间的耦接区域中不可避免的孔的存在。实际上，作为部件的局部弱化的孔需要加厚相关区域，以便安全地承受所设计的负载。此外，对于复合结构，紧固件的重量也具有消极效果，这是因为它的重量大于移除的材料部分的重量。

已知在用于制造机尾的现有技术中还有一种允许在共固化复合(co-curedcomposite)中生产整体的多翼梁机翼盒的技术。该技术在克服了上文所提到的拼装式构造的所有典型的技术问题的同时，特征还在于重大的几何和构造限制，其限制了它的应用性，使其仅适用于商业飞行器的水平的稳定器。具体地说，多翼梁共固化机翼盒相对于结构用于需要高抗扭强度的拼装式构造中的机翼盒(例如机翼盒和尾部单元盒)来说，就重量和成本而言没有足够的竞争性。该技术的进一步技术问题是不能够应用于设置有除了翼梁之外还附加有用于结构的纵向加强的加强桁条存在的构造。此外，根据现有技术，在机翼盒的横向方向(即，在机翼轮廓的长度的方向上延伸的方向)上不可能制造具有高度弯曲航空动力的轮廓和/或具有内部边厚或者加强元件、或者在机翼盒的纵向方向(即，垂直于机翼轮廓的长度的方向)上不可能具有中断的桁条的机翼盒。这些从结构的角度并且因此就重量而言严重地危害将飞行器机翼盒制作地更有效的可能性的限制主要是因为多翼梁仅在它可能取出辅助工具(即，用于结构的每个隔室或隔间的构造的工具)的构造中共固化的事实

发明内容

本发明的目的是实施用于制造克服现有技术的应用的缺陷和限制的飞行器机翼盒的工艺。

通过根据独立权利要求1所限定用于制造飞行器机翼盒的方法，完全可以实现根据本公开的目的和其他目的。

本公开的有利的实施例在从属权利要求中具体说明，其内容应当作为下文描述的整体部分来理解。

简单地说，本发明基于设置用于制造飞行器所使用的机翼的方法的想法，其中，机翼盒包括用多个纵向加强桁条加强的第一板和第二板，以及横向地布置、仅经受单一的固化工艺的多个肋。可以通过在固化工艺前多个工具(即，辅助工具)的使用来制作以确保部件的相对位置精确，所述工具的每个包括中间能够移除的零件，其允许工具的移除，即使当主体完全组装时。

在根据本发明的方法的结尾处，一对翼梁可以以众所周知的方式机械地安装到机翼盒，在机翼盒的长度侧外部闭合。

根据本公开的一个实施例，所供应的第一板和第二板的至少一个已经聚合，在其上借助共接合工艺安装多个肋，即，在聚合之前，在板与肋之间放置粘合剂材料的层。

有利地，在固化工艺之前，每个工具都被一个或者多个固化袋以众所周知的方式覆盖。

优选地，每个工具的中间件都具有沿着横向方向减小的截面。

借助于工具的这样的构造，可以在固化工艺之前将工具简单地拉拔出组件，通过根据本发明的方法，与使用水平稳定器作为机翼盒相比，允许所生产的多肋翼盒具有更复杂的构造，并且也可以在用于在要求更大的扭矩强度的结构中使用。

附图说明

下文将参考附图通过仅非限制性示例提供详细描述，从下文的详细描述中本发明的进一步特征和优势将会变得更明显，在附图中：

图1是根据本发明的一个可能的实施例的机翼盒的立体图；

图2是布置在固化的表面上的第一板的立体图；

图3是第一板和一对肋的立体图；

图4是第一板、一对肋和工具的立体图；

图5是第一板、第二板、一对肋和工具的立体图；

图6是工具的分解图；以及

图7是带有机翼盒的前翼梁和后翼梁的完整的机翼盒的分解图。

具体实施方式

在本文中，术语“纵向的”指的是大体上与机翼或者机尾的主要延伸的方向一致或者平行的方向，而术语“横向的”指的是大体上与其垂直的方向，可以看作是大体上和机翼或者机尾轮廓的方向一致或者平行的方向。

参考附图，飞行器机翼盒作为一个整体由10表示。

机翼盒10包括第一板12a、第二板12b和多个肋14。

第一板12a、第二板12b和多个肋14由复合材料制成。优选地，复合材料包括热固性或者双马来酰亚胺(bismaleimide)树脂基体，和/或碳和/或玻璃纤维加强物。

第一板12a和第二板12b可以用相似的方法制成。在本示例中，为了简洁，将仅描述12a，应当理解的是第二板12b通常由与第一板12a的元件相似或者相同的元件制成，并且借助相似的制造工艺得到。

第一板12a包括蒙皮16和多个加强桁条18。

蒙皮16包括一系列复合材料的堆砌，优选地是具有长碳纤维加强物的环氧树脂基体复合材料。可以借助例如通过手或者用自动系统根据通过部件的设计所限定的指导线来压层、或者借助其他已知的用于复合材料的压层工艺来得到蒙皮16。在蒙皮16的压层中，众所周知的是在有热供应和没有热供应的情况下都可以发生真空袋压实。

桁条18可以具有欧米加形(omega type)、梯形或者根据其他几何形状的闭合的截面。优选地，桁条18具有欧米加形的截面。桁条18可以由任何已知的用于加工复合材料的方法来得到。例如，根据现有技术中不同的操作方法，桁条18可以首先与蒙皮16相似地被平压层，然后沿着其的边缘以清晰的轮廓切割并经历成型过程。例如，在有热供应和没有热供应等的情况下，桁条18都可以在具有膜和真空应用的阳膜上或者在具有模具的阴模上形成。可替换地，桁条18可以直接压层在模具中，一次一层。

新的(即，还未聚合的)桁条18然后可以通过支撑桁条18的辅助工具的使用精确地在蒙皮16上定位，并且倾斜系统与蒙皮16的压层表面(未示出，但是众所周知)配合。

当桁条18已经定位在蒙皮16上时，可以将细长稳定插入件17置于通过每个桁条18与蒙皮16之间所限定的空间中，稳定插入件优选地由实心截面的硅橡胶制成。置于上文所述的空间中的细长稳定插入件17起支撑的作用，在高压釜中的聚合过程期间，在细长稳定插入件17上合并每个桁条18的复合材料的堆垛以获得最终设计的形状。细长稳定插入件17的优势是它们足够灵活以能够适应所预设的在桁条18下部的蒙皮16上的任何坡道和步骤。细长稳定插入件17能够在不变形和降解的情况下承受用于固化工艺的高压釜中所期望的高温高压等级(通常大约180℃以及6巴)，避免了桁条18的几何形状缺陷。有利地，细长稳定插入件17由能够确保不存在第一板12a或第二板12b的复合材料机体污染的硅橡胶混合物制成，并且必须控制它们的热膨胀以确保在固化过程后还符合几何形状的要求以及将每个桁条18适当地压实。优选地，细长稳定插入件由基础VMQ弹性体(即，根据ISO1629标准，Q组，乙烯基-甲基-聚硅氧烷)的组的橡胶制成，具有例如约70A的肖氏硬度、约1.2g/cm³的密度、以及约250μm/m℃的热膨胀系数。根据本公开，其他已知的用于得到由复合材料制成的桁条18的方法包括例如使用能够充气的管状袋。

在每个桁条18的外表面上通常放置由碳纤维或者金属制成并且足够灵活的隔板(未示出，但是众所周知)，例如由0.5mm到1mm的复合材料层或者铝层的两个连续的层组成。所述的隔板确保桁条18在固化过程中维持形状。

凭借这些和其他已知的用于从复合压层材料中制造部件的工艺，因此可以得到新的(即还未聚合或者固化的)第一板12a和第二板12b，每个第一板和第二板都包括蒙皮16和多个加强桁条18，加强桁条布置在蒙皮16的第一侧16’上。这些桁条18沿着纵向方向x(即，平行于机翼或者机尾的延伸的主要方向)延伸。因此，如本领域技术人员已知的，所得到的第一板12a和第二板12b大体上根据所得到的机翼或者机尾的技术规格弯曲。

多个肋14可以包括在形状或者比例相同或者相似的肋14。更可能的是，每个肋14都不同，其取决于所得到的机翼或者机尾的厚度的变化、翼型的下表面或上表面的具体的几何形状特征，并且众所周知的是，沿着纵向方向的机翼盒10的通常逐渐减小。

例如，肋14可以具有通过并排放置两个C形的元件而得到的双T形，优选地，在两个C形元件的耦接处形成的腔中添加由单相预成型的预浸材料(称作“条状物”，未示出但众所周知)制成的填充料。例如，每个C形元件可以被平压层，并且然后沿着其的边缘以清晰的轮廓切割，然后经受根据现有技术的不同操作模式的成型工艺。可替换地在每次数控切割之后，每个C形元件可以直接在阳膜上压层，一次一层。在每个C形元件的清晰地轮廓上所发生的切割必须也要考虑开口14’的存在，将开口14’预设为位于与第一面板12a和/或第二面板12b的桁条18的相交的点处。

每个肋14由复合材料制成，并且包括中间板15、第一对凸缘15a和第二对凸缘15b。第一对凸缘15a和第二对凸缘15b布置在板15的相对的端部处，以便获得传统的双T形截面。

也可以通过设置使用支撑插入件20的可能性制作肋14，将支撑插入件定位在前述的开口14’中，并且与肋14接触，如图3所示。这些支撑插入件20优选地具有与肋14相同的厚度，并且具有充满位于开口14’的清晰的轮廓与第一板12a或第二板12b之间剩余的空间的形状。优选地，支撑插入件20由耐通常固化工艺的温度和压力的塑性材料制成，并且没有尖锐的边缘以避免损坏它将要接触的固化袋的薄膜。

凭借这些和其他已知的用于由复合压层材料制造部件的工艺，可以因此得到多个新的(即，还未聚合的)肋14，优选地，每个都具有双T形截面以及多个开口14’，开口预设在和第一板12a和/或第二板12b的桁条18的交叉点处。

现在将从第一板12a、第二板12b以及刚描述的多个肋14来描述由复合材料制成的多肋机翼盒10的制造工艺。

首先，如图2所示，第一板12a由复合材料制成，包括蒙皮16和多个桁条18，并且布置在合适的固化表面22上。

然后，如图3所示，将由未聚合的复合材料制成的多个肋14(在该示例中为两个肋14)置于第一板12a的蒙皮16的第一侧16’上。特别是，最初沿着横向方向y(即，大体上垂直于桁条18的方式)布置第一肋14。特别是，通过将第一肋相应的第一对凸缘15a放置成与第一板12a的蒙皮16的第一侧16’接触来布置，以便将开口14’相对于桁条18定位，桁条18延伸通过相应的开口14’。

同时，将工具24置于第一板12a的蒙皮16的所述第一侧16’上，并且与第一肋14接触。

工具24具有支撑在固化工艺中所使用的袋材料的功能，袋材料布置成全部完全缠绕每个工具24，并且其是柔性的(实际上，是薄膜和塑料纤维)，否则将不能位于隔间(即，由两个连续的肋14所限定的空间)内以用于要聚合的复合表面的全部且完整的覆盖。此外，工具24也具有在通过设计所提供的理论位置中间隔并且保持肋14的功能，并且允许将多个肋14(预成型但是还未聚合)转移到第一板12a上。

对于在图片中所示出的机翼盒10的示例的具体构造，工具24优选地具有适当地小于隔间理论上的内表面的尺寸，以便保证足够的空间用于袋材料以覆盖工具。

有利地，工具24设置有凹槽26，将凹槽的形状塑造为能够容纳桁条18和其的隔板。特别是，在工具的上表面28和与上表面28相对的下表面30上都设置有凹槽26的工具适于将第一板12a的桁条18和第二板12b的桁条18都容纳在所述凹槽26中。

优选地，工具24由低密度材料构成，特别是，例如具有质量密度小于1.7g/cm³的材料，并且在构造中具有高弯曲刚度，特别是，例如弯曲应变能够在每米的长度一毫米的范围内，这是为了易于处理工具24，甚至手动地处理，并且在它们以未进一步加工状态下定位在第一板12a上期间避免可能传递到肋14的任何形变。为了表面袋材料因为工具24冲击或撕裂而损坏，工具24优选地在具有或者不具有加强件的情况下由树脂构成或者通过使用塑性材料构成。

此外，工具24优选地能够承受至少1巴的正压力而不坍塌、产生变形，这是因为可以预设在用袋材料包裹其期间应用了真空。

工具24包括若干模块零件，特别是至少三个模块零件，以在用第二板12b封闭之后允许工具从每个隔间抽出，尽管通过机翼盒10的构造所提供的底切导致来自第一板12a的蒙皮16和第二板12b的蒙皮16上的桁条18的存在，以及第一板12a和第二板12b可能具有的所有弯曲的轮廓。

对于这些原因，工具24包括中间件24a、底部件24b和顶部件24c，其中，中间件24a插入所述的底部件24b和所述的顶部件24c之间，并且能够沿着横向方向y抽出。

优选地，中间件24a、底部件24b和顶部件24c中的至少两个通过能够移除的约束元件32结合到一起。约束元件32可以包括，例如，局部延伸到工具24的所有零件上的板，以及通过传统的机械紧固元件(例如螺杆或者螺栓)结合所有零件的板。

有利地，工具24的中间件24a具有沿着横向方向y逐渐减小的截面。在任何情况下，工具的中间件24a具有使得可以将其沿着横向方向y拔出的截面，例如，沿着横向方向y从中间件24a的一个端部到另一个端部线性减小的截面。

有利地，工具24的中间件24a、底部件24b和顶部件24c中的至少一个具有适用于促进它们的操作的倒角34。

一旦将工具24放置成与第一肋14接触，第二肋14以和第一肋14相同的方式沿着横向方向y放置在第一板12a的所述的蒙皮16上，并且第二肋14在相对侧上与工具24接触。

可替换地，多个肋14和工具24可以同时承载在蒙皮16的一侧16’上。根据本实施例，可以布置第一工具24，将第一工具放置于该第一工具的第一侧向表面25上-因此大体上将该第一工具旋转了90°-以便使与第一侧向表面25相对的第二侧向表面27向上。然后，继续将肋14定位在所述第一工具24上，将相应的板15置于所述的第二侧向表面27上。因此通过工具24和肋14的连续交替布置来得到包括工具14和肋14的交替更迭的组件，并且该组件以一对外部工具24开始和结束。然后，适当地旋转该组件并且随后定位在第一板12a的蒙皮16上，以便每个第一对凸缘15保持在第一板12a的所述第一侧16’上。这个操作可以借助于安排在固化表面22上和工具24的端部处的适合的金属接合系统来精确协调。

实质上，就是肋14和工具24交替地布置以使得每对连续的肋14与同一工具24接触。

在被置于相应的隔间内之前，即，在一对连续的肋14之间接触之前，优选地可以用袋材料包裹每个工具24以用于在高压釜中的固化工艺。

特别是，可以用在高压釜中真空袋固化工艺的典型的袋材料(例如高温尼龙薄膜、表面通风尼龙或者聚酯纤维、高温分离薄膜)包裹工具14。这些可以手动地依次布置在每个工具24上，一个在另一个之上，通过使用胶带和密封剂来形成完全包裹每个工具24的管状延伸，像糖果(candy)一样。可替换地，可以将必要的袋材料制成管状形式，并且像长袜一样固定在每个工具24上。在包裹后，可以将真空应用到固化袋的最外层，以确保袋材料适用于每个工具24的表面，避免相同材料的褶皱和挂料。

一旦布置好所有的必要的肋14和工具24，在每对连续的肋14之间因此布置有与两个肋14接触的工具24，布置第二板12b。将第二板12b置于与每个相应的肋14的每个第二对凸缘15b接触，覆盖每个隔间，即，位于每对连续的肋14的之间的空隙。

例如，可以通过机械坐标系统(例如，现有的凹锥/凸锥(male/female cones))或者通过其他合适的已知的精确处理系统来确保第二板12b的正确位置。

在一个实施例中，可以使用已经聚合的复合材料制成第一板12a，并且因此在每个肋14的第一对凸缘15a与第一板12a的所述第一侧16’之间布置相应的高温结构的粘合剂的层。相似地，可以使用已经聚合的复合材料制成第二板12b，并且因此在每个肋14的第二对凸缘15b与第二板12b的所述第一侧16’之间布置相应的高温结构的粘合剂的层。当第一板12a或者第二板12b都使用已经聚合的复合材料时，固化过程被称作共接合，并且结构粘合剂的层分别保证肋14与第一板12a或第二板12b之间的粘结。

在进一步实施例中，可以在第二板12b与每个肋14的第二对凸缘15b之间插入相应的高温释放层(例如FEP或PTFE)以在固化工艺之后制作能够从机翼盒10的其余部分移除的第二板12b，这是为了对于系统或者结构部件的任何安装来说，确保其内部可进入性。随后可以将第二板12b用传统的方法安装在肋14上，利用在固化工艺之后，第二对凸缘15b的轮廓模制在第二板12b(除了非常薄的释放薄膜之外，例如，薄膜具有约0.1mm的厚度)上的事实，帮助完善零件的耦接。

有利地，可以将一对工具24布置在第一板12a的蒙皮16的所述第一侧16’外部上，分别与第一肋14和最后肋14接触。

通过将每个工具24的固化袋的相应的端部密封在一起，并密封在固化表面22的相应的表面上和布置在第二板12b上的相应的顶部固化工具上，并且与两个在外部工具24上置于机翼盒10外部的两条附加的袋材料密封，来完成该工艺。

在向固化袋应用全真空并且进行必要的泄露测试之后，从隔间拔出每个工具24，并且移除外部工具24。根据本发明，可以将工具24从隔间的抽出制作成基于每个工具24的特定的构造。具体地，首先能以中间件24a的抽出开始，优选地保持顶部件24c被约束，以避免其通过重力下落。然后，可以将顶部件24c移除，最后移除底部件24b。

可以通过在横向方向y上的拉拔动作抽出或者单独地移除每个工具24的中间件24a。然后，首先在竖直方向上移动每个工具24的顶部件24c和底部件24b，以绕开隔间内部的底切，然后沿着横向方向y拉拔。

在发生时，必须在进行每个工具24的中间件24a的抽出前移除约束元件32，以便能够从彼此中释放中间件24a、底部件24b和顶部件24c。

也可以在高压釜中的固化过程之后移除工具24，即，在其他相同的操作已经发生之后，可以在发生独立权利要求1所描述的步骤d)之前发生权利要求1所描述的步骤e)。

最后，包括第一板12a、第二板12b和所有肋14的组件将经受固化工艺。固化工艺众所周知，并且涉及具体的温度和压力循环的应用，这里将不再做进一步描述。

在固化工艺之后，可以进行破坏(即，固化袋的移除)，然后升起顶部固化工具，并且最后，移除隔板和置于桁条18与蒙皮16之间的细长稳定插入件17，以及每个肋14的开口14’中的所有支撑插入件20。

此时，由此得到的巨大的部件可以用相应的前翼梁36和相应的后翼梁38固定(如图7所示，众所周知)，前翼梁和后翼梁作为可分开的部件分别通过传统的组装方法制造，以完成机翼盒10。

从上文的描述中可以看出，根据本发明通过制造方法可以得到多种优势。

凭借这样的方法，与所谓的“拼装式”构造相比，可以减少生产成本，这是因为在生产系统中所制造和管理的零件的数量减少；孔和相对要安装的紧固构件的数量减少，因此减少用于钻头和紧固构件的组装和采购的时间和花费该花费其通常非常繁重；在组装期间用于检测零件之间的紧固构件或者用于核实耦接到零件之间没有任何间隙的所发生的检的数量减少；并且结构的重量减少，这是因为所需要的紧固构件的数量减少并且消除了在钻孔区域为了安全地承受所设计的负载需要的局部增厚。

此外，相对于用于通过复合材料的共固化构造机翼箱的现有技术，通过根据本公开的方法，可以制造更简单的构造，并且不仅能够将应用不局限于水平的稳定器，而且也可以应用于高抗扭的结构，例如机翼盒尾部单元盒，同时具有经济竞争力。

在不改变本发明的原理的条件下，实施例和实施的细节相对于那些仅以非限制性示例所描述解释的实施例和实施的细节可以广泛地变化，而不脱离如权利要求书所限定的本公开的范围。

Claims (16)

1.一种用于制造飞行器的机翼盒(10)的方法，包括如下步骤：

步骤a1)在固化表面(22)上布置由复合材料制成的第一板(12a)，所述第一板包括具有第一侧(16’)的蒙皮(16)和平行于纵向方向(x)延伸的多个桁条(18)；

步骤a2)设置由未聚合的复合材料制成的多个肋(14)，每个所述肋包括板(15)、第一对凸缘(15a)和第二对凸缘(15b)，每对所述凸缘(15a、15b)布置在所述板(15)的相对端部处；

步骤a3)设置至少一个工具(24)，每个所述工具(24)具有第一侧向表面(25)和与所述第一侧向表面(25)相对的第二侧向表面(27)，并且所述工具包括中间件(24a)、底部件(24b)和顶部件(24c)，其中，每个所述工具(24)的所述中间件(24a)插入每个所述工具(24)的所述底部件(24b)和所述顶部件(24c)之间，并且能在横向方向(y)上拉出；

步骤b)通过将所述第一对凸缘(15a)置于所述第一板(12a)的所述第一侧(16’)上，以及将所述工具(24)置于连续的每对所述肋(14)之间并与所述肋接触而使所述肋(14)沿着所述横向方向(y)交替地布置在所述第一板(12a)的所述第一侧(16’)上；

步骤c)布置由复合材料制成的第二板(12b)，所述第二板包括具有第一侧(16’)的蒙皮(16)和在纵向方向(x)上延伸的多个桁条(18)，将所述第二板(12b)放置成与每个所述肋(14)的所述第二对凸缘(15b)接触；

步骤d)沿着所述横向方向(y)将每个所述工具(24)的所述中间件(24a)拉出，并且随后移除每个所述工具(24)的所述底部件(24b)和所述顶部件(24c)；以及

步骤e)在高压釜中，根据具体的压力和温度循环使所述第一板(12a)、所述第二板(12b)以及每个所述肋(14)和真空袋一起经受固化工艺，以用于固化未聚合的部件。

2.根据前述权利要求中任一项所述的方法，还包括如下步骤：

步骤f)在所述步骤c)之前，在所述第一板(12a)的所述第一侧(16’)上进一步外部地设置成对的所述工具(24)，每个所述工具分别与第一个和最后一个所述肋(14)接触。

3.根据权利要求1所述的方法，在所述步骤b)之前还包括如下步骤：

步骤g1)布置第一工具(24)，将所述第一工具放置于所述第一工具的第一侧向表面(25)上；

步骤g2)通过将相应的板(15)放置于所述工具(24)的第二侧向表面(27)上，以及使位于每对连续的所述肋(14)之间的所述工具(24)与所述肋接触，来交替地布置所述肋(14)；

步骤g3)旋转所述肋(14)和所述工具(24)的组件，用于将所述组件布置在所述第一板(12a)的第一侧(16’)上，以使得每对第一对凸缘(15a)保持在所述第一板(12a)的第一侧(16’)上。

4.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述第一板(12a)由聚合的复合材料制成，所述方法还包括如下步骤：

步骤f1)在所述步骤b)之前，在每个所述肋(14)的每个第一对凸缘(15a)与所述第一板(12a)的第一侧(16’)之间布置相应的高温结构粘合剂的层。

5.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述第二板(12b)由已经聚合的复合材料制成，所述方法还包括如下步骤：

步骤f2)在所述步骤c)之前，在每个所述肋(14)的每个第二对凸缘(15b)与所述第二板(12b)的第一侧(16’)之间布置相应的高温结构粘合剂的层。

6.根据权利要求1至4中任一项所述的方法，还包括如下步骤：

步骤f3)在所述步骤c)之前，在每个所述肋(14)的每个第二对凸缘(15b)与所述第二板(12b)的第一侧(16’)之间布置相应的高温释放层。

7.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述第一板(12a)和/或所述第二板(12b)的多个所述桁条(18)由未聚合的复合材料制成，并且所述方法还包括：

步骤h1)在所述步骤a1)之前，将实心截面的细长稳定插入件(17)布置到在每个所述桁条(18)与相应的所述第一板(12a)或所述第二板(12b)之间限定的空间中；

步骤h2)在所述步骤e)之前，移除所述细长稳定插入件(17)。

8.根据权利要求7所述的方法，其中，所述细长稳定插入件(17)由基础VMQ弹性体(即，根据ISO1629标准，Q组，乙烯基-甲基-聚硅氧烷)的组的橡胶制成。

9.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述第一板(12a)、所述第二板(12b)和多个所述肋(14)中至少一个的复合材料包括热固性树脂基体或者双马来酰亚胺树脂基体，和/或碳和/或玻璃纤维加强物。

10.根据前述权利要求中任一项所述的方法，还包括如下步骤：

步骤m)在所述步骤b)之前，用固化袋覆盖每个所述工具(24)。

11.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，每个所述肋(14)具有开口(14’)，所述开口布置成与所述第一板(12a)和/或所述第二板(12b)的相应的加强桁条(18)对应。

12.根据权利要求11所述的方法，包括如下步骤：

步骤n)设置由塑性材料制成的支撑插入件(20)，以在高压釜中承受固化工艺的特定的压力和温度循环，并且所述支撑插入件在每个所述肋(14)的每个开口(14’)中并且与相应的加强桁条(18)接触。

13.根据前述权利要求中任一项所述的方法，还包括如下步骤：

步骤p)在所述步骤d)之前，从每个所述工具(24)移除能移除的约束元件(32)，所述约束元件适于将每个所述工具(24)的所述底部件(24b)、所述中间件(24a)和所述顶部件(24c)中的至少两个彼此牢靠地固定。

14.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，每个所述工具(24)的所述中间件(24a)具有沿着所述横向方向(y)减小的截面。

15.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，每个所述工具(24)由具有质量密度小于1.7g/cm³的材料制成，并且在具有弯曲刚度的构造中，使得对于每米长度的弯曲应变被限制在1mm之内。

16.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，每个所述工具(24)的所述中间件(24a)、所述顶部件(24c)和所述底部件(24b)中的至少一个具有倒角(34)，适于促进操作。

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