施例中，角度范围为-1°至+1°。在高度优选的实施例中，相应的角度为O。。
[0026]相似地，铺叠体可以进一步包括至少一个下述层片，该层片的纤维取向的方向在所述坐标系中以+87°至+93°范围内的角度延伸。在更优选实施例中，角度范围为+88°至+92°。在更优选实施例中，角度范围为+89°至+91°。在本发明的高度优选的实施例中，相应的角度为+90°。
[0027]上述另外的层片可被提供用于使根据发明的铺叠体在其制造期间更稳定，以及用于普遍提高其承载特性。这些层片也可以在铺叠体内对称地布置。
[0028]结构元件可以包括至少两个下述加强件，该加强件沿结构元件的平的主要部分且在所述坐标系中大体上沿+90°的方向延伸。换言之，加强件可以大体上横向于结构元件的纵向轴线延伸。加强件可以被构造为结构元件的特定形状的部分，例如，为压条(bead)或波纹的形式。可替代地，加强件可以例如采取附接到结构元件的外部的附加刚性元件的形式。以这种方式，可以更好地补偿特别是沿横向于结构元件的纵向轴线的方向作用的力。加强件，特别是它们的弯曲刚度和它们之间的节距可以被选择为使得，在剪切载荷下，两个加强件之间的局部屈曲模态在整个屈曲模态之前出现。
[0029]在这种连接中，两个加强件之间的区域可以具有由其最长的延伸范围和最短的延伸范围的不小于1.5的比率限定的纵横比。另一方面，两个加强件之间的区域可以具有由其最长的延伸范围和最短的延伸范围的不大于4.0的比率来限定的纵横比。已经发现，当分别在这些阈值之上或之下时，根据发明的结构元件具有特别高的稳定性。
[0030]在本发明的优选实施例中，铺叠体包括总计不超过32个层片。这确保了包含所述铺叠体的结构元件保持大致薄，并且可以减轻重量。
[0031]相似地，在本发明的优选实施例中，铺叠体不超过8_的厚度。同样可提供，仅由第一和第二层片的单独厚度的总和导致的厚度不超过8_的量。在这种情况下，任何另外的层片，例如具有0°或+90°的纤维取向的层片，在确定相应的厚度时不予考虑。
[0032]本发明还涉及用于特别是垂直尾翼的飞机结构部件的抗扭箱，包括至少一个根据前面所讨论的方面中的任意一个的复合结构元件。
【附图说明】
[0033]现在将参考附图更详细地描述本发明的优选实施例，其中
[0034]图1是示意性地示出用于飞机结构部件的包括根据本发明的为翼肋和翼梁的形式的多个复合结构元件的抗扭箱的透视图；
[0035]图2是在根据图1的抗扭箱中安装的C形轮廓翼梁的详细局部透视图；
[0036]图3是在根据图1的抗扭箱中安装的翼肋的详细侧视图；
[0037]图4是包含在图2和图3的翼肋和翼梁中的铺叠体的视图；
[0038]图5是根据本发明的包括图4的铺叠体的翼梁的示意图；
[0039]图6是根据本发明的包括图4的铺叠体的翼肋的示意图；
[0040]图7是例示包括总计多达32个第一和第二类型的层片的可能铺叠体设计的表；此夕卜，示出了例示取决于铺叠体内层片的数量和单层片的厚度的铺叠体厚度的表。
[0041]图8是例示由总计多达32个层片组成并且包括第一和第二类型的层片以及具有0°和+90°的纤维取向的另外的层片的可能铺叠体设计的表。
图9示出了例示取决于铺叠体内层片的数量和单层片的厚度的铺叠体厚度的表。
【具体实施方式】
[0042]图1是示意性示出的用于飞机的垂直尾翼的抗扭箱10的透视图。抗扭箱10包括两种类型的复合结构元件，该两种类型的复合结构元件被设计为具有大致纵向形状并采取均具有如图1所示的对应纵向轴线的翼肋12和翼梁14的形式。
[0043]相对于飞机的向前飞行方向Fd，抗扭箱在被安装在飞机中时被布置成翼梁14大体横向于向前飞行方向Fd延伸并且翼肋12大体平行于所述向前飞行方向Fd延伸。在图1中，左手侧的翼梁14因此限定抗扭箱10的后缘，右手侧的翼梁14因此限定抗扭箱10的前缘。翼肋12被布置成在翼梁14之间延伸，并通过常规方式被连接到翼梁14。因此，翼肋12和翼梁14被布置成大体上交叉或网状的方式，以限定抗扭箱10。因而，两个相邻的翼肋12与翼梁14的两个相对的部分在抗扭箱10内限定大致矩形的中空空间16。正如众所周知的那样，抗扭箱10具有覆盖图1中的抗扭箱10的顶表面和底表面的未示出的薄壁板或蒙皮。这些蒙皮可以进一步由与翼梁14大体上平行延伸的桁条加强。
[0044]如从图1进一步明显的那样，翼肋12和翼梁14可以被提供有多个加强件18，该多个加强件18大体横向于相应的纵向轴线L延伸并沿这些纵向轴线L分布。两个相邻的加强件18之间的区域在下面被称为“分隔空间(bay) 19”。出于例示的目的，只有一个加强件18和一个分隔空间19被提供有附图标记，仅用于翼肋12和翼梁14中的一个。
[0045]图2更详细地描述图1的抗扭箱的翼梁14，其取向对应于图1中的右手侧的翼梁14的取向。在图2中，翼梁14以局部透视图被示出，并被构造成具有C形轮廓。因此，翼梁14包括上凸缘部分和下凸缘部分20以及平的主要部分22，该平的主要部分22构造成翼梁14的在凸缘部分20之间延伸并大体上横向于凸缘部分20的腹板部分。在平的主要部分22内，加强件18被布置为界定许多分隔空间19。
[0046]此外，在飞机运行期间翼梁14被暴露到的主负载以及由此产生的应力由图2中的各箭头表示。顶排的向上指示的箭头A表示作用在翼梁14上的主要空气负载的方向。此夕卜，平行于纵向轴线L延伸的两个箭头B表示翼梁14承受的另外的力。由根据箭头A和B的力引起的主要剪切力由具有不对称尖端的箭头C表示，该不对称尖端在平的主要部分22和分隔空间19内沿不同的方向延伸。当然，可能存在作用在翼梁14上的另外的负载，例如，沿与箭头A相对的方向并主要由加强件18补偿的压缩力。
[0047]而且，图2所示的坐标系包括沿纵向轴线L延伸并且限定0°的角度的第一轴线a、以及垂直于平的主要部分22内的纵向轴线L延伸的第二轴线b。因此，第二轴线b和第一轴线a限定+90°的角度。在所示的情况下，第二轴线b平行于箭头A并沿相应的主要空气负载的方向延伸。
[0048]关于该坐标系，导致正剪切力和剪切流的直接剪切载荷被定义为在所述坐标系中导致正剪切角，也就是，如根据图2的箭头B的力引起的剪切角。导致负剪切流的相反剪切的情况出现在相反的情况下，也就是，箭头B分别指向相反的方向。
[0049]关于平的主要部分22内的占优势的应力，因此显而易见的是，抵抗直接剪切载荷和相反剪切载荷，高抗弯阻力是优选的。
[0050]图3是图1的抗扭箱的翼肋16以及与其相联系的主负载和应力的详细视图。为了避免重复，在下文中，当和前面的图比较时，相同的特征将和相同的附图标记相关联。
[0051]图3表示从纵向轴线L的延伸部显而易见的翼肋12的侧视图。翼肋12被构造为具有略微椭圆形形状以及I形横截面(在图3中未示出)。因此，在图3中的上边缘和下边缘，翼肋12被提供有凸缘部分20和主要平面形部分22，主要平面形部分被构造为在凸缘部分20之间延伸的腹板部分。在翼肋12的沿纵向轴线L的外端，连接部分24被提供，连接部分24具有与翼梁14的C形轮廓互补的形状以便被连接到翼梁14。此外，沿凸缘部分20，若干接收部分21被提供为接收如被附接到分别作为抗扭箱10的蒙皮的上板和下板的桁条。
[0052]类似于结合图2讨论的翼梁14，由箭头A指示的主要空气负载沿纵向轴线L的大体横向方向作用在翼肋12上。另外，由箭头B指示的力作用在纵向轴线L的方向上，因而导致在翼肋12的腹板部分22内沿两个不同方向的根据箭头C的主要剪切力。再次，坐标系由沿翼肋12的纵向轴线L延伸并限定0°的角度的第一轴线a限定，而第二轴线b垂直于平的主要部分22内的所述纵向轴线延伸，并和第一轴线a限定90°的角度。在所示的情况下，第二轴线b平行于箭头A并因此沿相应的主要空气负载的方向延伸。
[0053]为了补偿如关于前图所讨论的主要剪切负载，如在下面进一步讨论的那样，翼肋12和翼