用于制造复合材料制成的、用加劲桁条增强的结构部件的方法和结构部件

相关申请的交叉引用

本申请要求于2020年12月28日提交的申请号为102020000032490的意大利专利申请的优先权，其全部公开内容通过引用并入本文。

技术领域

本发明涉及一种复合材料制成的、用加劲桁条增强的结构部件的制造方法：特别是载体的结构部件，例如空间模块或超高速列车。

本发明还涉及复合材料制成的、用加劲桁条增强的结构部件，特别是载体的结构部件，例如空间模块或超高速列车。

特别地，本说明书将明确提及空间模块壳体的制造，“壳体”是指界定空间模块(例如航天器的模块)的内部环境的管状外部结构，而不因此失去一般性。

背景技术

航空领域中使用的结构部件(例如由复合材料制成的飞机机身及其零件)是已知的。

在现有技术中，有一些航空结构部件是用轻合金生产的，因此是用金属材料制造的，然后将形成飞机的机身。

众所周知，机身必须为有效负载(机组人员、乘客、货物等)提供足够的保护，但同时不能超过期望的重量限制。

因此，使用金属部件以换取更大的强度，导致总成本的增加。

这导致需要复合材料制成的结构部件，以减少飞机的总重量。事实上，使用复合材料能够减少飞机的整体重量，并同时获得非常坚固的结构。

通常地，上述结构部件(例如机身或其零件)通过将由复合材料制成的蒙皮与也由复合材料制成并方便地平行于机身的纵向延伸方向定位的多个加劲桁条连接而制成。

特别地，每个桁条通常由薄壁纵向轮廓(longitudinal profile)限定，包括：

-中心部分，该中心部分通常为凹形并具有预定横截面，例如矩形、多边形、圆弧、半椭球形、半椭圆形等；以及

-两个纵向横向部分或翼，相对于横向于桁条的纵向方向的方向从中心部分的相对侧延伸。

本领域中最常用的桁条具有Ω形横截面。

在最广泛的解决方案中，所用的复合材料由纤维材料(例如未固化或预固化的碳纤维)组成，其通常根据众所周知的工艺(例如，通过被称为“树脂转移模塑”或RTM的方法)用流体树脂预浸渍。

特别地，复合材料中的每层通常由热固性(树脂)基体预浸料组成，该预浸料用不同种类的纤维(例如碳纤维、芳纶纤维、玻璃纤维等)增强。

为了生产蒙皮，将多个所述未固化复合材料或预固化复合材料的层层压在一起。

类似地，为了生产桁条，将多个未固化复合材料或预固化复合材料的层放置在适当形状的成形工具上。

一旦蒙皮和桁条被制造出来，桁条就在其相应的翼处与蒙皮接触，以在每个桁条的中央凹部和蒙皮本身之间形成一组闭合的型腔(profile cavities)。

这样形成的组件然后通过施加高压和高温进行固化过程，从而固化复合材料，将上述层压实在一起，并具有连接到蒙皮的桁条，同时保持上述腔。

在实践中，每个桁条刚性地且整体地施加在蒙皮的一个面，通常该面限定蒙皮的内壁，即在使用中面向机身的内部的面。

由此产生结构部件。蒙皮和桁条的连接能够通过多种方式进行。

称为“内模线”或IML的模式提供了固化工具的用途，固化工具通常称为“轴(spindle)”，该固化工具是外部成形的，以便限定要实现的结构的内表面或结构的部分，例如机身或机身的部分。在实践中，轴具有相应的纵向腔，每个纵向腔适于容纳加劲桁条。

一旦桁条被定位在上述轴腔中，在本领域中被称为“囊状物”和“面条”的各种类型的插入件被插入到由于将桁条定位在轴上而形成的各种腔中；这些插入件适于将各种部件保持在适当位置，并防止各种部件在随后的固化步骤期间由于高压而被压碎。

此时，由轴、桁条和插入件组成的组件覆盖有蒙皮的相对部分，该蒙皮的相对部分将形成机身的上述部分的外表面。

因此，在生成的组件中，轴限定了最内部的部件。

此时，整个组件被带到用于高温和高压固化操作的高压釜中，由此桁条被牢固地联接并集成到蒙皮中。

鉴于上述情况，部件的外表面由蒙皮的光滑外表面限定，而部件的内表面(即面向载体的内部环境的内表面)由蒙皮的成形内表面限定，桁条整体地固定到蒙皮的成形内表面。

US2015/122413A1、DE102009056978A1和EP2998228A描述了用于制造由根据前述的加劲桁条增强的复合材料制成的航空结构部件的相应的方法和设备。

复合材料在航空航天领域的用途越来越广泛，本说明书将在不失去通用性的情况下提及它们。

在该领域，复合材料制成的部件的用途是由减少空间飞行器和模块的总重量的需要决定的。

特别地，需要由复合材料制成的空间模块壳体，即界定空间模块的内部环境的外部管状结构，例如卫星或太空舱的壳体。

该壳体必须确保对有效负载(传感器、用品、机组人员等)的适当保护，但同时不得超过将空间模块放入轨道非常昂贵这一事实所施加的重量限制，因此重量的任何减少都意味着成本的显着降低。

特别参考航空航天领域，因此认识到需要生产复合材料制成的航天器或模块的结构部件(特别是壳体或其部分)，由于这样的模块在真空中操作对模块在发射期间经受的强应力(例如，突然加速)所导致的压缩具有足够的耐受性，并且其还表征为对冲击体(例如由人类活动产生的微陨石或空间碎片)具有足够的耐受性。

该最后一方面变得越来越重要，因为近年来，地球的轨道中的许多已经被无数人类活动产生的空间碎片侵入，这些空间碎片的大小从几毫米到相当大的物体，这些物体都能够损坏占据这些轨道的载体或空间模块。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种用于制造用加劲桁条增强的复合材料制成的结构部件的方法，该方法能够简单且经济有效地满足以上规定并与用于太空飞行器或模块的复合材料制成的结构部件相关的要求。

根据本发明，该目的通过如权利要求1所述的用于制造用加劲桁条增强的结构部件的方法来实现。

本发明的另一目的是设计一种用加劲桁条增强的复合材料制成的结构部件，这使得能够简单且经济有效地满足上面规定的并与用于太空飞行器或模块的复合材料制成的结构部件相关的要求。

根据本发明，该目的通过如权利要求15所述的用加劲桁条增强的复合材料制成的结构部件来实现。

附图说明

为了更好地理解本发明，以下仅通过示例并通过附图描述一些优选的非限制性实施例，其中：

-图1是具有由根据本发明的制造方法制造的两个结构部件组成的外部壳体的载体、特别是航天器的立体图，为了清晰起见移除了零件；

-图2是图1中的结构部件之一的立体图，为清晰起见移除了零件；

-图3和图4分别以立体图和侧视图示意性地示出了根据本发明的方法的两个相应的后续步骤；

-图5和图7a分别以立体图和侧视图示出了用于根据本发明的方法中的可膨胀插入件；

-图6和图7b分别以立体图和侧视图示出了根据本发明的结构部件1的增强元件；

-图8和图9以立体图示意性地示出了根据本发明的方法的步骤的两个后续瞬间；

-图9a以立体图示出了根据本发明的方法的步骤的第一实施例；

-图9b以立体图示出了根据本发明的方法的步骤的第二实施例；

-图9c以立体图示出了根据本发明的方法的步骤的第三实施例；

-图9d、图9e和图9f以侧视图示出了根据本发明的方法的步骤的第四实施例；

-图10、图11和图12以立体图示意性地示出了根据本发明的方法的步骤；

-图13至图16以立体图示意性示出了根据本发明的方法的两个后续步骤；

-图17以侧视图示意性地示出了根据本发明的方法的步骤；

-图18以立体图示出了根据本发明的方法的步骤；

-图19以放大比例和部分剖视图示出了根据本发明的方法的图18的步骤期间的结构部件的细节；

-图20以立体图示出了根据本发明的方法的步骤；

-图21以放大比例和部分剖视图示出了根据本发明的方法的图20的步骤期间的结构部件的细节；

-图22以立体图示意性地示出了根据本发明的方法的步骤；以及

-图23和图24分别以剖视图示出了在执行图22的步骤之前和之后的结构部件。

具体实施方式

参考图1和图2，附图标记1整体指示由复合材料制成的并由加劲桁条2增强的结构部件，并且该结构部件在使用中限定载体4的外部壳体3的至少一部分，并且包括复合材料制成的复合蒙皮5和复合材料制成的多个复合桁条2，该多个复合桁条2具有中空截面并刚性地和整体地附接到蒙皮5。

特别地，本说明书将明确地提及在航空航天领域中使用的结构部件1，例如航天器或空间模块的外部壳体3，或这种壳体3的一部分，以及用于制造这种壳体3或壳体3的部分的方法，而不会因此失去一般性。

更具体地，本文描述和示出的部件1限定了载体4的外部壳体3的柱形模块部分，在该优选和非限制性实施例中，该柱形模块部分由本说明书将明确提及的航天器或航天器模块(即，所述航天器的用于存储和运输有效负载的部分)限定，而不会因此失去一般性。

更确切地说，“外部壳体”是指将载体4(即空间模块)的内部环境与外部环境分隔开的保护壳体，从而界定其容积。

例如，在飞行器的情况下，这样的壳体3由机身限定。在列车、特别是超高速列车的情况下，壳体3由限定每个车厢或机车的主体的外部壳体限定。

还应该注意的是，结构部件1能够由这样的壳体3的一部分或部分(例如面板(未示出))限定，该壳体3精确地包括蒙皮5的一部分，桁条2以下文所述的方式刚性地且整体地固定到蒙皮5的一部分。

根据本文描述和示出的优选的非限制性实施例，部件1具有围绕纵向轴线A的柱形形状。

特别地，图1的载体4的壳体3由两个串联布置并在轴向环形壁处连接在一起的柱形结构部件1组成。

部件1包括复合材料制成的蒙皮5和一组中空的纵向加劲桁条2(优选地具有闭合截面)，该一组中空的纵向加劲桁条2被配置为增强和加劲面板。

每个桁条2在一个纵向方向上具有比在与该纵向方向正交的其他两个方向上的范围大得多的范围。

桁条2的上述纵向延伸方向在使用中(即在安装/组装条件下)也平行于至少部分由结构部件1形成的壳体3的轴线A。

换句话说，每个桁条2都有纵向轴线B(图7b)，在使用中平行于壳体3(即蒙皮5)的轴线A。

使用复合材料制成的结构部件是由需要减少航天器或空间模块的总重量所决定的。

在一个实施例中，复合材料由纤维材料(例如未固化碳纤维或预固化碳纤维)组成。

在一个实施例中，根据未详细描述的众所周知的工艺(例如，通过被称为“树脂转移模塑”或RTM的方法)用流体树脂预浸渍这种材料。

在实践中，复合材料中的每层通常由热固性(树脂)基体预浸料(prepreg)组成，该预浸料用不同种类的纤维(例如碳纤维、芳纶纤维、玻璃纤维等)增强。

本发明涉及一种用于制造结构部件1的方法，该方法通过将桁条2刚性地和整体地施加到蒙皮5上而获得，优选地使得每个桁条2与蒙皮5本身界定封闭轮廓的中空截面。

特别地，本说明书将明确地涉及中空柱形(即管状)部件1的制造，而不失去一般性。

然而，结构和功能特征以及过程步骤同样适用于沿着平坦、弯曲或旋转弯曲的躺卧表面(lying surface)(例如沿着基本上抛物线形、拱形或仍然(基本上)柱形或截锥形表面)延伸的单个面板的制造。

因此，在当前情况下，蒙皮5将具有(基本上)柱形形状，该柱形形状具有与轴线A相对应的中心纵向轴线。桁条2将以其与轴线A平行的相应的纵向轴线B布置。

此外，在不失一般性的情况下，本说明书将明确提及被称为“内模线”或IML类型的制造过程。

然而，该过程的步骤同样适用于根据被称为“外模线”或OML类型的过程制造结构部件的情况(未示出)，该过程本身是已知的，而没有详细描述。

参考图4，蒙皮5是通过将未固化复合材料或预固化复合材料的第一层5a(图4中仅示出了其中一层)布置在固化工具6上而获得，固化工具6通常被称为“轴”，在本文所述的非限制性示例中，该轴具有基本上柱形形状，并具有纵向中心轴线C。

在实践中，为了形成蒙皮5，该制造方法包括将多个未固化复合材料或预固化复合材料的第一层5a层压到工具6的外表面6a上的步骤，使得在使用中限定部件1的内表面的表皮5的第一面5b(图2)面向工具6的外表面，部件1的内表面面向载体4的内部环境。

便利地，外表面6a是光滑的，即其没有成形，即其不具有适于限定肉眼可见的凹槽或腔的表面宏观特征。

因此，层压通过在工具6的光滑表面6a上布置层5a来执行。

有利地，在将层5a层压在工具6上之前，该方法包括将粘合物质7(例如粘合剂或粘性树脂)施加(特别是喷洒)到外表面6a上的步骤，如图3所示。

粘合物质7在工具6的外表面6a上的存在还提高了复合材料的层5a在其层压期间的粘合。

优选地，在将层5a层压在工具6上并且随后将粘合物质7施加在工具6上之前，该方法包括施加气体阻隔材料层的有利步骤。

详细地，对气体不能穿透或基本上不能穿透的材料层可以由EVOH(乙烯-乙烯基-醇)或PVDF(聚偏二氟乙烯)或其它适合于该目的的聚合物和/或金属材料的蒙皮限定。

便利地，依据根据本发明的制造方法的有利步骤(未示出)，能够在气体不能穿透或基本不能穿透的材料层之上施加另一层粘合物质7。

可选地，对气体不能穿透或基本上不能穿透的单层材料能够从外部施加到固化(或共结合)过程之后获得的固化组件，这将在下文中描述。

优选地，复合材料的层5a在工具6上的布置以及由此的层压是通过自动机器8来执行的，该自动机器8本身已知并且未详细描述，通常称为“AFPM”(自动纤维铺放机)。

在可选实施例中，层5a的布置是手动完成的。

在每个层5a的布置期间，工具6被放置成围绕其自身的轴线C旋转。

参考图5、图6和图7，每个桁条2都具有如上所述的纵向轴线B。

特别地，每个桁条2是通过在相应的中空可膨胀的插入件10(通常称为“囊状物”)的成形部分上布置多个未固化复合材料或预固化复合材料的第二层2a而制成的。

更具体地，每个插入件10具有细长的纵向形状、具有开口的相对轴向端部、以及具有闭合轮廓中空截面，根据所描述的示例，该中空截面具有基本上梯形的形状。

为了形成桁条2，根据本发明的方法包括将相应的多个第二层2a层压在相应的插入件10上以形成多个桁条2的步骤，每个桁条2具有相应的轴线B，使得每个桁条2缠绕在相应的插入件10的外表面10a上以确定每个桁条2的纵向腔11，纵向腔11由相应的插入件10接合。

优选地，层2a被布置为完全地包裹在插入件10的外表面10a周围并覆盖插入件10的外表面10a。

因此，根据本文所述的非限制性示例，每个桁条2具有梯形形状的闭合轮廓中空截面。

每个插入件10由可弹性变形的材料制成，并且在部件1的后续固化过程期间是可膨胀的，以便保持腔11，这将在下文中更详细地解释。

根据未示出的可选实施例，每个桁条2通过将层2a部分地包裹在相应的插入件10周围而形成，例如获得具有Ω形状的截面，该截面具有中心部分和从该中心部分横向延伸的两个翼。在这种情况下，一旦桁条2附接到蒙皮5，就获得桁条2的闭合轮廓中空截面。

例如，桁条2可以具有Ω横截面或者为半圆形。

根据未示出的可选实施例，每个桁条2可以缠绕在相应的插入件10上，从而具有T形横截面或L形横截面。在这种情况下，一旦定位在蒙皮5上，桁条2将各自限定开口轮廓横截面，而不是如先前情况中那样闭合。此外，在这种情况下，为了将桁条2附接到蒙皮5，进行共粘合或共固化过程。

如图6所示，由此获得了一组增强元件12，每个增强元件12由在其腔11中容纳相应的插入件10的桁条2限定，或由缠绕在相应的插入件10上的桁条2来限定。

参考图8和图9，为了实现部件1的结构形状，该方法包括将每个增强元件12定位在蒙皮5与第一面5b相对的第二面5c上，并在使用中限定部件1的面向载体4的外部环境的外表面的步骤，并且使得每个桁条2的腔11面向所述第二面5c。

便利地，这种定位的步骤是通过将蒙皮5的第二面5c上的增强元件12放置在相应的位置中来执行，该相应的位置围绕轴线C彼此成角度地等距间隔开并且桁条2的相应的纵向轴线B彼此平行并平行于轴线C。

在未示出的可选实施例中，增强元件12以及因此桁条2被布置为围绕轴线C不等距地间隔开。

在另一个实施例中，增强元件12以及因此桁条2被布置为使得其相应的纵向轴线B彼此不平行并且不平行于轴线C。

鉴于前述内容，增强元件12以及因此桁条2被施加(即附接)到蒙皮5的表面，该蒙皮5的表面在使用中限定了部件1的外表面，即部件1的在使用中面向载体4的外部环境的表面，而不是内表面。

该方法还包括将蒙皮5的第二面5c上的每个增强元件12保持(即维持)在相对于工具6的相应的固定位置的步骤。

这种保持的步骤优选地通过在每个增强元件12处布置至少一个保持元件20、22、24、26来执行，以便将增强元件12自身保持在其相对于工具6的相应地固定位置中。

下文将更详细地描述保持模式。

为了确保桁条2与蒙皮5的有效粘合，复合材料的层5a和层2a被压实在一起。

为此，参考图13至图16，将真空袋13包裹在迄今为止获得的组件周围(图13和图14)，以容纳工具6、蒙皮5和增强元件12。

一旦真空袋13被密封，真空就被施加到后者的内部。从而进行层5a与层2a的压实(图15和图16)。

在该压实步骤之后，并且由于复合材料用上述树脂预浸渍的事实，增强元件12(即桁条2)即使在去除上述保持元件20、22、24、26之后，仍保持固定在蒙皮5的第二面5c上的其相应的位置。

参考图10、图11和图12，该方法优选地但不一定包括在将每个增强元件12保持在蒙皮5的第二面5c上的步骤之后，并且在将真空袋13施加(包裹)在迄今为止获得的组件周围之前，将其他纵向插入件14放置在蒙皮5的第二面5c上的步骤。

特别地，其他插入件14通常被称为“面条”，并且由棒材限定，棒材优选地具有圆形横截面，棒材由复合材料制成，更具体地是由粘合复合材料制成，更具体地是预浸复合材料和未固化或预固化复合材料。

如本领域中已知的，其他插入件14用作填充物，并且因此被配置为在组装条件下接合并填充限定在桁条2和蒙皮5之间的腔和间隙。

有利地，由于插入件14由粘性复合材料制成，所以其不需要任何保持元件保持在蒙皮5上；否则，插入件14通过粘合固定在适当位置。

如图10、图11和图12所示，定位其他插入件14的步骤是通过对每个增强元件12布置一对其他插入件14来执行的，每个其他插入件与相应的增强元件12的纵向侧相邻、与相应的桁条2的轴线B平行。

换言之，一对其他插入件14被放置在每个桁条2的侧面。

因此，将迄今为止获得的组件容纳在真空袋13内的步骤还包括将其他插入件14容纳在真空袋13本身中。

因此，在真空袋13内部施加真空所进行的层5a与层2a的前述压实还包括在它们与相应的桁条2相邻的位置对每对其他插入件14的压实，使得这对其他插入件14在相应的增强元件12的纵向侧处被压实到形成相应的桁条2的第二层2a和形成蒙皮5的第一层5a。

因此，在压实步骤结束时，其他插入件14与第一层5a和第二层2a一起被压实，如图17所示。

优选地，一旦进行了上述压实，就移除真空袋13(图17)。

如图20至图24所示，由此形成的组件(即包括工具6、蒙皮5、增强元件12以及(如适用)其他插入件14的组件)随后通过施加高压和高温进行固化过程，以固化复合材料，将上述层5a和层2a压实在一起并且具有连接蒙皮5的桁条2，同时维持上述腔11。

特别地，固化过程包括对上述组件施加高压和高温(约6巴和180℃)。

在这方面，用于制造结构部件1的方法还包括以下步骤：

-在完成上述压实后，将工具6、蒙皮5、增强元件12以及(如适用)其他插入件14容纳在其他真空袋15中(图20)；

-密封真空袋15以在其中界定真空室16；以及

-将预设温度和压力(优选地约6巴和180℃)施加到真空室16的外部，以固化复合材料，并确定桁条2与蒙皮5的第二面5c的刚性和整体的附接，以及如果存在，则确定其他插入件14与第二面5c刚性和整体的附接以及其他插入件14与桁条2的刚性和整体的附接。

特别地，在密封真空袋15之后，将整个组件插入高压釜17中，在高压釜17内施加上述温度和压力条件(图22)。

在高压釜17内部，插入件10由于高温的施加而膨胀，从而维持腔11并防止腔11被施加的高压压碎。

通过固化过程，复合材料被固化，并且我们从蒙皮5、桁条2和插入件14是相互附接和压实的零件(图23)的条件转变为这些零件限定由固化复合材料制成的单个结构18的条件(图24)。

由此获得结构部件1。此时，真空袋15被移除，并且优选地，插入件10被移除，而其他插入件14保持(如上所述)包括在部件1的结构18中。

应当注意，在固化过程之后移除插入件10之后，每个增强元件12仅由相关桁条2限定。

便利地，通过其进行压实的真空袋13在固化过程的上述步骤之前被移除。

优选地，为了改进固化过程，特别是在上述压实之后，将相应的增压袋19插入由每个中空插入件10界定的腔11内。

因此，袋19也容纳在由真空袋15限定的真空室16内。

该方法还包括将预先容纳在每个插入件10的腔内的每个袋19放置成与高压釜17的内部流体连通的步骤，即与真空室16外部的固化环境流体连通的步骤。

因此，在固化过程中，上述预设温度和压力也被施加在每个袋19内部。

因此，在高压釜17中和固化过程期间，袋19膨胀(图23和图24)，进一步有助于维持每个桁条2的腔11。

根据本发明，将蒙皮5的第二面5c的每个增强元件12保持与工具6相对的相应的固定位置的上述步骤可以以各种方式进行，其中一些将在下文中阐述。

根据第一实施例，将增强元件12保持在其相应的固定位置包括使用限定上述约束元件的带元件20，如图9b所示。

特别地，该方法包括以下步骤：

-将带元件20插入穿过每个插入件10的腔；

-将带元件20的相应的相对端部附接到工具6；以及

-通过插入到相应的插入件10的腔内并固定到工具6的带元件20将每个增强元件20固定到工具上。

便利地，工具6包括腔21，每个腔21适于与相应的带元件20接合，特别是与相应的带元件20的端部接合，并且在腔21内，端部附接到工具6或彼此附接，以确定相应的增强元件12与工具6本身的接合。

根据另一实施例，将增强元件12保持在其相应的固定位置包括使用磁性元件22(图9a)。

特别地，在这种情况下，工具6包括由铁磁性材料制成的铁磁性部分，并且该方法包括以下步骤：

-在每个增强元件12处布置至少一个磁性元件22；以及

-将增强元件12夹在相应的磁性元件22和工具6之间，以便通过磁性元件22与工具6的铁磁部分之间的磁性相互作用将增强元件12保持在其位置。

详细地，每个磁性元件22由永磁体限定。

更详细地，磁性带23(即承载磁性元件22的聚合物或复合材料的条)被插入由每个插入件10界定的腔内。带23的磁性元件22和工具6的铁磁部分之间的磁性相互作用将相关的增强元件12保持在适当的位置。

根据另一实施例，增强元件12通过端子24(图9c)固定，每个端子24固定在相应的插入件10和工具6上，以将相应的增强元件12固定在工具6上。

鉴于上述情况，将组件容纳在真空袋13中的步骤还包括将保持元件容纳在真空袋内，无论这些保持元件是由带元件20、磁性元件22还是端子24限定的。

一旦通过真空袋13执行了上述压实步骤，在固化过程的步骤之前，特别是在将另一真空袋15包裹在组件上之前，移除保持元件20、22、24。

由于压实，增强元件12即使在移除保持元件20、22、24之后也保持在其固定位置。

根据可选的实施例，将增强元件12保持在其相应的固定位置包括使用真空袋25，该真空袋25包括多个流体紧密密封在一起的相邻纵向凹形袋(pocket)26(图9d、图9e、图9f)。

具体地，在这种情况下，该方法包括将包括凹形袋26的所述袋25包裹在层压在工具6上的蒙皮5周围的步骤，特别是在将增强元件12定位在相同蒙皮5上之前。

此后，通过依次将每个增强元件12布置在相应的凹形袋26内来进行增强元件12的定位(图9d)。

因此，根据该实施例，将组件容纳在真空袋内的步骤通过上述包裹袋25并将增强元件12布置在凹形袋26内的步骤来执行。

因此，在这种情况下，真空袋13由袋25限定。

然后，每个凹形袋26被流体密封地重新密封(例如通过普通的袋密封剂)，并且真空被施加到其内部。

然后，通过在每个凹形袋26内顺序地施加真空来执行层5a和层2a以及其他插入件14(如果存在)的顺序压实。

因此，将增强元件12保持在蒙皮5的第二面5c上的步骤通过上述压实来执行。

优选地，一旦对所有凹形袋26进行了压实，并且在上述固化过程的步骤之前，就移除袋25。

在这种情况下，保持元件由凹形袋26限定。

最终，通过上述制造方法，获得了结构部件1(优选地由空间模块限定的载体4的柱形管状壳体3)，结构部件1包括蒙皮5和刚性地且整体地固定到蒙皮5的第二面5c的多个桁条2，第二面5c在使用中限定所述结构部件1的适于面向载体4外部的环境的外表面。

因此，结构部件1的内表面不具有任何桁条2，而是光滑的。

在检查用于上述结构部件1的制造方法和结构部件1的特征时，它们允许获得的优点是显而易见的。

特别地，由于桁条2布置在蒙皮5的第二面5c上并且因此限定了结构部件1的外表面、并且优选地限定了壳体3的外表面这一事实，所以可以获得结构部件1，该结构部件1具有改进的对压缩的耐受性，并且还具有增加的对冲击体(例如由人类活动产生的微陨石或空间碎片)的耐受性，从而保证对载体4内包含的有效负载的充分保护。这种强度的增加优选地通过另一铝保护层(未示出)获得，该铝保护层被布置成覆盖桁条2，即作为载体4的实际外部壳体。

同时，由复合材料制成的结构部件1更容易满足期望的重量限制，并因此具有更大的承载额外有效负载的能力。这在载体4由空间模块或航天器限定的情况下是特别有利的。

在这种情况下，具有布置在外侧的桁条2的结构部件1的特定外部构造保证了对载体4在发射期间受到的应力的更大的耐受性。

根据本发明的制造方法使得能够获得这样的结构部件1，因为其有利地示出了通过IML技术获得具有外部桁条2的结构部件1的过程。

显然，在不脱离权利要求限定的保护范围的情况下，可以对本文所述和所示的结构部件1的制造方法进行改变和变化。

特别地，所描述的制造方法同样适用于结构部件1由壳体3的面板(即平坦部分)限定的情况。