CN106494605B

CN106494605B - 用于中央翼盒的一体式肋及其安装方法

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Publication number: CN106494605B
Application number: CN201610803644.3A
Authority: CN
Inventors: 丹尼斯·苏拉; 马蒂厄·普莱; 哈维尔·马克达拉奥斯
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2015-09-04
Filing date: 2016-09-05
Publication date: 2021-04-13
Anticipated expiration: 2036-09-05
Also published as: FR3040684A1; EP3138770B1; US10399663B2; CN106494605A; US20170066520A1; EP3138770A1; CA2941048A1

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的中央翼盒及其安装方法，中央翼盒包括顶部面板、底部面板、前梁、后梁以及至少一个辅助肋。根据本发明，辅助肋包括两个加劲件(410A，410B)，第一加劲件(410A)毗邻于顶部面板并且毗邻于前梁和后梁中的一者延伸，并且第二加劲件(410B)毗邻于底部面板并且毗邻于前梁和后梁中的另一者延伸。本发明采用了数量减少的部件，从而简化了飞行器的中央翼盒的构造，特别地简化了辅助肋的安装。

Description

用于中央翼盒的一体式肋及其安装方法

技术领域

本发明涉及用于飞行器的中央翼盒的肋，并且更特别地涉及称作辅助肋的内部肋。

背景技术

飞行器的结构包括机身101和机翼结构102，机身101和机翼结构102通过被称作飞行器的中央翼盒的中央盒103而接合在一起。中央翼盒103特别地经受飞行中施加至飞行器的机翼的载荷。

在图1中，以粗线描绘了中央翼盒103和两个框架104，其中，中央翼盒103定位在两个框架104之间。还描绘了如下正交参考系，在参考系中：

-轴线Ox对应于飞行器的纵向轴线，该轴线从飞行器的尾椎延伸至前椎。

-轴线Oy对应于飞行器的横向轴线，当飞行器停留在水平表面上时，该轴线Oy与轴线Ox一起形成水平的平面；以及

-轴线Oz对应于飞行器的高度方向轴线，当飞行器停留在水平表面上时，该轴线Oz对应于竖向方向。

图2图示了以与图1中相同的方式空间定向的中央翼盒103的一个示例的详细视图。中央翼盒103具体地包括：

-顶部面板1031或拱背面板，该顶部面板1031基本上在平行于平面(xOy)的平面中延伸，但相对于该平面略微倾斜和弯曲；

-底部面板或拱腹面板，该底部面板在顶部面板的下方延伸，基本上平行于顶部面板(在图2中不可见)；

-前梁1033，该前梁1033在平行于平面(yOz)的平面中延伸；以及

-后梁，该后梁在前梁的后方、平行于前梁延伸(在图2中不可见)。

这四个部件一起形成了被称为“有用容积”的容积。总体上，该容积通过被称为端部肋的两个肋侧向地封闭，在飞行器的每一侧上，一个端部肋在基本上平行于平面(xOz)的平面中延伸。在图2中，仅左手侧端部肋1035是可见的。延伸到有用容积内的是被称为辅助肋或内部肋的肋。内部肋在基本上平行于平面(xOz)的平面中延伸，或者换言之，在与顶部面板和底部面板以及前梁和后梁基本上正交的平面中延伸。内部肋平行于任何可能存在的端部肋而延伸。内部肋形成用于加强翼盒103的加强部件。

稍后详细描述图2的其它元件。

图3示意性地图示了在平行于平面(xOz)的平面观察的根据现有技术的辅助肋200的一种实施方式。辅助肋200包括竖向柱201，该竖向柱201沿着轴线(Oz)延伸、毗邻于前梁并且在如上文限定的有用容积的外侧。竖向柱201在图2中也是可见的。在有用容积内，肋凸缘202毗邻于底部面板1032延伸，然而，盒上梁203毗邻于顶部面板1031延伸并且位于有用容积的外侧(还参照图2)。盒上梁203在一侧上毗邻于顶部面板1031延伸并且在另一侧上毗邻于水平平面延伸。杆配件204自盒上梁伸入有用容积内。

每个杆配件204具有两个开口，每个开口接纳杆205。连接至同一杆配件的两个杆相对于肋凸缘202倾斜地延伸，从而与肋凸缘202一起呈现三角形形状。根据现有技术的辅助肋200具有例如六个杆。图3还描绘了底板连结件206，该底板连结件206提供了在飞行器中的底板与辅助肋之间的连接。这些连结件都具有沿着轴线(Oz)大致相同的长度。第二竖向柱可以毗邻于后梁延伸。

根据现有技术的辅助肋200的一个缺点是安装复杂，特别是杆205的安装复杂。

本发明的一个目的是使飞行器中央翼盒的内部肋或辅助肋的安装简化。

发明内容

该目的是通过一种用于飞行器的中央翼盒来实现的，该中央翼盒包括顶部面板、底部面板、前梁、后梁以及至少一个被称作内部肋的肋，其中，每个内部肋包括两个被称作加劲件的部件，该加劲件设置在由顶部面板、底部面板、前梁以及后梁限定的容积内。第一加劲件毗邻于顶部面板并且毗邻于前梁和后梁中的一者延伸，并且第二加劲件毗邻于底部面板并且毗邻于前梁和后梁中的另一者延伸。

根据本发明的翼盒包括内部肋，该内部肋具有相对于现有技术中提出的一个结构的替代结构。该替代结构使得能够省略如在文中限定的有用容积内延伸的杆。由于没有这些杆，极大地简化了内部肋的安装。

优选地，至少一个加劲件包括：

-第一腿部，该第一腿部沿着毗邻于顶部面板或底部面板的方向延伸；

-第二腿部，该第二腿部沿着毗邻于前梁或后梁的方向延伸，第一腿部的第一端部与第二腿部的第一端部接合在一起；以及

-加强元件，该加强元件从第一腿部延伸至第二腿部。

加强元件可以从第二腿部的第二端部延伸至第一腿部的支承区域，所述支承区域定位成与第一腿部的端部相距一定的距离。

替代性地，加强元件可以从第二腿部的支承区域延伸至第一腿部的支承区域，每个支承区域定位成与对应的腿部的端部相距一定的距离。

加劲件可以包括在加强元件、第一腿部以及第二腿部之间延伸的通孔。

替代性地，加劲件的位于加强元件、第一腿部以及第二腿部之间的区域可以是实体的，并且该实体区域的机械强度低于加强元件的机械强度。

有利地，同一内部肋的每个加劲件的第一腿部和第二腿部的第二端部成对地叠置。

优选地，同一内部肋的每个加劲件的第一腿部和第二腿部的第二端部成对地接合在一起。

至少一个加劲件可以包括一系列腔，腔沿着第一腿部分布并且设计成容纳底部面板或顶部面板的加劲件，其中，所述第一腿部毗邻于底部面板或顶部面板。

本发明还涉及安装根据本发明的中央翼盒的内部肋的方法，该方法包括如以下步骤：

-将第一加劲件毗邻于顶部面板并且毗邻于前梁和后梁中的一者而安装；

-将第二加劲件毗邻于底部面板并且毗邻于前梁和后梁中的另一者而安装。

附图说明

通过阅读参照附图且仅通过完全非限制性的示例的方式给出的示例性实施方式的描述，将更好地理解本发明，在附图中：

图1是飞行器的并且特别地是飞行器的中央翼盒的示意性立体图；

图2是根据现有技术的飞行器翼盒的一个示例的立体图；

图3是根据现有技术的内部肋的正视图；

图4是根据本发明的内部肋的第一实施方式的示意性正视图；

图5图示了在图4中描绘的实施方式的第一替代形式；

图6是图5中描绘的内部肋的分解图；

图7图示了在图4中描绘的实施方式的第二替代形式；

图8是图示了图7中描绘的内部肋的细节的截面图；以及

图9图示了根据本发明的内部肋的第二实施方式的细节。

具体实施方式

根据本发明的中央翼盒大致对应于根据现有技术的中央翼盒，其中，根据现有技术的至少一个内部肋由根据本发明的内部肋替代。优选地，根据现有技术的每个内部肋均由根据本发明的相应的内部肋替代。

图4示意性图示了根据本发明的内部肋400的第一实施方式。

内部肋400在平行于平面(xOz)的平面中延伸。当存在端部肋时，内部肋400在平行于端部肋所在的平面的平面中延伸。内部肋主要由两个加劲件410A和410B构成，两个加劲件410A和410B都完全定位在如在文中限定的有用容积内。

第一加劲件410A毗邻于顶部面板1031且毗邻于前梁1033而延伸。该第一加劲件410A在中央翼盒内沿着顶部面板1031和前梁1033的相应的轮廓的整个范围延伸。这些轮廓由顶部面板1031与平行于平面(xOz)且穿过第一加劲件410A的平面的交叉线以及前梁1033与平行于平面(xOz)且穿过第一加劲件410A的平面的交叉线限定。根据未描绘的替代形式，所述第一加劲件410A不沿着所述轮廓的整个范围延伸，不过延伸了超过该范围的四分之三。

第二加劲件410B毗邻于底部面板1032且毗邻于后梁1034而延伸。该第二加劲件410B在中央翼盒内沿着底部面板1032和后梁1034的相应的轮廓的整个范围延伸。这些轮廓由底部面板1032与平行于平面(xOz)且穿过第二加劲件410B的平面的交叉线或后梁1034与平行于平面(xOz)且穿过第二加劲件410B的平面的交叉线限定。根据未描绘的替代形式，所述第二加劲件410B不在所述轮廓的整个范围上延伸，不过延伸了超过该范围的四分之三。

内部肋以仅两个部件的方式制成，每个部件附接至梁并且附接至面板。这两个部件一起为面板提供最优的支承以防止变弯的现象。两个部件增强了中央翼盒的刚度。

那么，安装内部肋简单地包括将两个加劲件中的每个加劲件定位和紧固。

每个加劲件在其安装在中央翼盒中时形成为单件。

包括肋凸缘、盒上梁、至少一个竖向柱、杆配件以及根据现有技术的若干杆的系列的根据现有技术的组件被位于本文中所限定的有用容积内的两个加劲件替代。因此，极大地简化了内部肋的组装。

内部肋整体布设在本文中限定的有用容积内，并且类似地，这使得组装更容易。

本发明提供了不需要修改飞行器的中央翼盒的整体结构的优点，特别地不需要修改底部面板、顶部面板、前梁、后梁以及端部肋——在存在端部肋的情况下——。

将肋构造成由两个部件构成允许肋被准确地配装至每个中央翼盒，根据中央翼盒可接受的制造和定位公差，该盒可以在各个单独的示例之间具有略微不同的尺寸。配装仅涉及非常有限数量的元件。第一加劲件和第二加劲件的位置被简单地调节。

根据本发明的内部肋具有适于使用该内部肋的型号的飞行器的机械强度，该内部肋的机械强度优选地至少等同于现有技术的对应的内部肋的机械强度。特别地，能够吸收所有如下载荷：

-压力载荷，该压力载荷在平行于轴线(Oz)的方向上，该压力载荷特别地是由于中央翼盒与舱室之间的压差导致的；

-作用在前梁上的载荷，该载荷是由在与地面碰撞时航空燃料引起的；

-被称为“正阵风(positive gust)”载荷的载荷，该载荷与飞行器的机翼相对于机身的显著挠曲对应。

根据本发明的内部肋不再包括一系列杆，而是简单地包括平行于平面(xOz)延伸的两个大致平面的部件。

在现有技术中，孔在杆配件中的定位所存在的一定的公差用于适应枢轴，杆的一个端部围绕枢轴枢转。当安装杆时需要考虑在翼盒的各个单独的示例之间可能存在的细微差别。特别地，需要测量每个杆枢转所围绕的两个枢轴之间的间隔，并且随后需要定制杆的长度。根据本发明，省掉了这些杆，从而可以省掉与长度相关的定制。因此，极大地简化了内部肋的安装。

现在将更详细地描述如图4中图示的第一加劲件410A。该第一加劲件410A是由两个腿部和加强元件构成的刚性部件。

第一腿部411A毗邻于顶部面板1031延伸。第一腿部411A依循顶部面板1031的轮廓，该轮廓由该顶部面板与平行于平面(xOz)且穿过第一腿部411A的平面之间的交叉线限定。

第二腿部412A毗邻于前梁1033而延伸。第二腿部412A依循前梁1033的轮廓，该轮廓由该前梁与平行于平面(xOz)且穿过第二腿部412A的平面之间的交叉线限定。

第一腿部和第二腿部各自优选地具有在平行于平面(xOz)的平面中延伸的平面形状。第一腿部和第二腿部在该平面中具有减小的宽度。

第一腿部411A和第二腿部412A在其相应的第一端部4111A、4121A处、在形成在顶部面板1031与前梁1033之间的角部处接合在一起。

为了加强由这两个腿部形成的组件的强度，在第一腿部411A与第二腿部412A之间延伸有加强元件413A，并且加强元件413A在一侧连接至第一腿部411A并且在另一侧连接至第二腿部412A。加强元件在第一腿部411A和第二腿部412A所在的平面中延伸。加强元件相对于第一腿部411A和第二腿部412A倾斜地延伸。加强元件在平行于平面(xOz)的方向上呈平面形状，该平面形状的宽度优选地小于等于第一腿部和第二腿部的平均宽度。

在图4中图示的示例中，加强元件413A从第二腿部的第二端部4122A延伸至第一腿部的支承区域4113A。第二腿部的第二端部4122A是第二腿部的相对于如上文限定的第一端部4121A的相反端部。

支承区域4113A与第一腿部410A的两个端部相距一定的距离而定位。沿着顶部面板1031的轮廓，在所述支承区域的中央与第一腿部的端部411A、412A之间的距离例如大于第一腿部的长度的10％或甚至20％。

支承区域4113A例如毗邻于顶部面板1031(第一腿部411A毗邻于该顶部面板1031)的轮廓的五分之二处。该轮廓是从该顶部面板与前梁(第二腿部毗邻于该梁)的交叉线至该顶部面板与后梁的交叉线进行测量的。该轮廓在中央翼盒内是面板轮廓。该轮廓由所述顶部面板与平行于平面(xOz)且穿过第一腿部411A的平面之间的交叉线限定的。该轮廓不必以直线延伸。轮廓的长度不表示其沿着(ox)的尺寸，而是表示其在翼盒内且在平行于平面(xOz)的所述平面中的范围。

因此，考虑在轮廓的长度l＝L的情况下，其中，在轮廓与前梁1033的交叉点处l＝0，则支承区域自l＝L/5＝L*0.2延伸至l＝2L/5＝L*0.4。作为替代方案，支承区域位于所述轮廓的三分之二处。根据另一替代形式，支承区域位于所述轮廓的四分之二处。

换言之，加强元件413A可以从第二分支的第二端部4122A延伸至第一腿部的支承区域4113A，所述支承区域毗邻于对应的底部面板或顶部面板的轮廓的五分之二处，所述轮廓限定在平行于内部肋且穿过所述第一腿部的平面中，并且所述轮廓的长度是从其与前梁或后梁的交叉点起进行测量的，其中，所述第二腿部毗邻于前梁或后梁。

根据未描绘的替代形式，加强元件从第二腿部的支承区域延伸至第一腿部的支承区域，每个支承区域定位成与对应的腿部的端部相距一定距离。分别沿着顶部面板或底部面板的轮廓，在支承区域的中央与对应的腿部的端部之间的距离例如大于所述腿部的长度的10％或甚至20％。

将加劲件构造为两个腿部以及位于两个腿部之间的加强元件，可以在加劲件具有相同的机械强度的情况下限制加劲件的体积。

上文所描述的对加强元件的定位以及支承区域的安置无论载荷是沿Oz(Oz)方向还是沿Ox(Ox)方向均提供了最优的载荷传递并且提供了最优的机械强度。

在图4描绘的示例中，定位在第一腿部411A、第二腿部412A以及加强元件413A之间的空间是简单的通孔414A，或换言之，为孔。替代性地，该空间可以是实体的。当该空间是实体的时，该空间的机械强度可以低于加强元件的机械强度，例如，低两倍以上。实践中，该空间沿着轴线(Oy)较小的厚度可以表明该空间具有较低的机械强度。

第二加劲件410B的结构与第一加劲件410A的结构相同。然而，第一加劲件410A沿着顶部面板1031和前梁1033延伸，第二加劲件410B沿着底部面板1032和后梁1034延伸。第二加劲件410B具有：毗邻于底部面板1032的第一腿部411B、毗邻于后梁1034的第二腿部412B以及位于第一腿部411B与第二腿部412B之间的加强元件413B。

两个加劲件在文中限定的有用容积内大致对称地延伸。第二加劲件与第一加劲件之间的重合程度和对称度大于等于90％，或甚至95％。

在图4中描绘的示例中，第一加劲件410A和第二加劲件410B在分别形成在顶部面板1031与后梁1034之间以及在底部面板1032与前梁1033之间的两个角部处叠置。特别地，第一腿部411A的第二端部4112A(位于其第一端部4111A的相反侧)与第二腿部412B的第二端部4122B叠置，并且第一腿部411B的第二端部4112B与第二腿部412A的第二端部4122A叠置。

由于已经省略了图3中图示的盒上梁，提供飞行器的底板与内部肋之间的连接的底板连结件406沿着顶部面板的轮廓具有可变的长度。例如，最长连结件与最短连结件之比大于1.5。

至少一个加劲件可以由金属板构成，该金属板已经进行机械加工或者通过冲压、压制或锻造而变形。此外或替代地，至少一个加劲件可以由固定在一起的若干金属梁构成。

图5以立体图图示了图4中图示的内部肋的一个具体的替代形式500。图5再次示出了两个加劲件510A、510B，两个加劲件510A、510B中的加劲件510A包括第一腿部511A、第二腿部512A以及加强元件513A，加劲件510B包括第一腿部511B、第二腿部512B以及加强元件513B。

加劲件各自由至少一个机加工的金属板构成。特别地，各个元件是从金属板切割的并且彼此组装。

替代性地，加劲件各自通过使至少一个金属板变形而制成。变形可以通过冲压、压制或锻造而获得。

替代性地，加劲件各自通过组装通过焊接和/或螺母和螺栓而接合在一起的金属梁来制造。

第一腿部、第二腿部和加强元件可以独立地制造，并且随后这三个部件在被安装在飞行器的中央翼盒的有用容积内之前被接合在一起。

每个加劲件在特定的点处具有提供刚性的形状，该形状例如为称为“凸缘式边缘”的翻边。

第一加劲件510A和第二加劲件510B在如参照图4描述的两个点处叠置。第一加劲件510A和第二加劲件510B在叠置的区域处例如使用铆钉固定在一起。在图5中描绘的示例中，两个加劲件的每个腿部的第二端部各自具有一系列孔507以接纳铆钉，例如在三个孔与九个孔之间。

根据未描绘的替代形式，加劲件的腿部的第二端部在不叠置的情况下成对地固定在一起。随后腿部的第二端部在两个点处例如使用两个中间部件——每一个中间部件定位在这两个点中的一个点处——间接地固定在一起。

图6对应于图5，图6以分解视图进行描绘。图6特别地示出了，加劲件的每个腿部的每个第二端部具有九个孔，九个孔以方格网布置的形式分布并且一起形成了孔的三排三列的方形。

在图5中，内部肋500被描绘为设定在顶部面板1031、底部面板1032、前梁1033和后梁1034之间。图6描绘了内部肋500自身。图6示出了分别沿着每个第一腿部511A和第二腿部511B分布的腔，这些腔能够分别容纳顶部面板和底部面板的加劲件509。换言之，第一腿部511A(或相应地511B)的在平行于平面(xOz)的平面中且在顶部面板(或相应地底部面板)侧上的轮廓具有一系列腔508。加劲件509是从顶部面板或对应地从底部面板延伸的杆。这些杆各自配装至腔508中并且与腔508协作以便于将内部肋相对于顶部面板或对应地相对于底部面板保持就位。

在图5和图6中图示的示例中，前梁和后梁还具有加劲件，该加劲件配装在第二腿部512A和512B的对应的腔中以便进一步增进内部肋保持就位。

至少一个加劲件可以由具有热固性或热塑性基体的复合材料制成。

图7图示了如图4中示例性描绘的内部肋的第二替代形式700。图7再次示出了两个加劲件710A、710B，加劲件710A包括第一腿部711A、第二腿部712A以及加强元件713A，加劲件710B包括第一腿部711B、第二腿部712B以及加强元件713B。内部肋已经描绘为被安装在顶部面板与底部面板之间、并且在前梁与后梁之间。特别地可以观察到这些元件中每个元件的加劲件709，该加劲件709被设置在两个加劲件710A、710B的对应的腔中。

每个加劲件710A、710B由碳纤维加强树脂(或全称碳纤维加强聚合物的CFRP)制成。这种树脂是具有热固性基体的复合材料，从而使得可以制造低质量的部件。每个加劲件可以通过注射模制或通过浸渍(infusion)(例如液体树脂浸渍)来制造。

替代性地，每个加劲件由具有包含纤维的热塑性基体的复合材料制成，特别地由碳纤维制成。这种部件通过注射模制或通过浸渍制造。根据有利的替代形式，每个加劲部件通过冲压制造。冲压能够使相同的机械部件具有大的厚度变化。

复合材料的实施方式提供了宽范围的可能的形状。

图8图示了加劲件710B在平行于平面(yOz)且穿过轴线AA’的平面中的截面图。

第一腿部711B在平行于平面(xOz)的方向上是平面的。该第一腿部711B在中央(沿着Oy)处的厚度指示为e，高度(沿着Oz)指示为H，其中，比率H/e大于等于10，或甚至20。

第一腿部711B具有较厚的边缘，其中一个边缘从底部面板的一侧延伸，并且另个一边缘位于第一腿部的相反侧上。例如，第一腿部在这些边缘处的厚度为位于中央处的厚度e的至少两倍。

在毗邻于面板的一侧上，加劲件具有T形截面，T的水平条毗邻于所述面板。高度H与T的水平条的长度L(沿Oy)之间的比率H/L为约2，例如在1.5与3之间。

本领域的技术人员将容易地了解如何特别地使用有限元计算软件来计算加劲件的尺寸的细节。

图8描绘了由中央部81、下加强部82以及上加强部83形成的第一腿部。中央部81具有厚度e。下加强部82围绕中央部件的下部区域以增大第一腿部711B在底部面板一侧上的厚度并且形成了上文限定的T的水平条。上加强部83包绕中央部件的上部区域以增大第一腿部711B的位于与底部面板相反的一侧上的厚度。

图9图示了根据本发明的内部肋的第二实施方式的细节。图9特别地图示了第二加劲件810B。该第二加劲件810B的形状与特别地在图7中图示的第二加劲件的形状的不同在于：位于第一腿部811B和第二腿部812B以及加强元件813B之间的区域880是实体的。不过区域880的机械强度可以低于加强元件的机械强度。

加劲件810B由例如CFRP形成并且通过冲压进行制造。

第二加劲件810B一旦被安装是毗邻于底部面板并且毗邻于前梁的。因此，第一加劲件毗邻于底部面板并且毗邻于后梁。本领域的技术人员将了解如何以多种方式改变本发明，特别地形成参照图4至图8呈现的各实施方式的替代形式，其中，第一加劲件毗邻于顶部面板并且毗邻于后梁，并且第二加劲件毗邻于底部面板并且毗邻于前梁。

Claims

1.一种用于飞行器的中央翼盒(103)，所述中央翼盒(103)包括顶部面板(1031)、底部面板(1032)、前梁(1033)、后梁(1034)以及至少一个被称作内部肋(400；500；700)的肋，其中，每个内部肋包括两个被称作加劲件(410A，410B；510A，510B；710A，710B；810B)的部件，所述两个部件设置在由所述顶部面板(1031)、所述底部面板(1032)、所述前梁(1033)以及所述后梁(1034)限定的容积内，并且其中，

-第一加劲件(410A；510A；710A)在所述中央翼盒内毗邻于所述顶部面板并且毗邻于所述前梁和所述后梁中的一者延伸了超过所述顶部面板和所述前梁或后梁的相应轮廓的范围的四分之三；并且

-第二加劲件(410B；510B；710B；810B)在所述中央翼盒内毗邻于所述底部面板并且毗邻于所述前梁和所述后梁中的另一者延伸了超过所述底部面板和所述前梁或后梁的相应轮廓的范围的四分之三。

2.根据权利要求1所述的翼盒(103)，其中，至少一个加劲件(410A，410B；510A，510B；710A，710B；810B)包括：

-第一腿部(411A；411B；511A；511B；711A；711B；811B)，所述第一腿部毗邻于所述顶部面板或所述底部面板而延伸；

-第二腿部(412A；412B；512A；512B；712A；712B；812B)，所述第二腿部毗邻于所述前梁或后梁而延伸，所述第一腿部的第一端部(4111A)与所述第二腿部的第一端部(4121A)接合在一起；以及

-加强元件(413A；413B；513A；513B；713A；713B；813B)，所述加强元件从所述第一腿部延伸至所述第二腿部。

3.根据权利要求2所述的翼盒(103)，其中，所述加强元件(413A；413B；513A；513B；713A；713B；813B)从所述第二腿部的第二端部(4122A)延伸至所述第一腿部的支承区域(4113A)，所述支承区域定位成与所述第一腿部的端部相距一定的距离。

4.根据权利要求2所述的翼盒(103)，其中，所述加强元件从所述第二腿部(412A；412B；512A；512B；712A；712B；812B)的支承区域延伸至所述第一腿部(411A；411B；511A；511B；711A；711B；811B)的支承区域，每个支承区域定位成与对应的腿部的端部相距一定的距离。

5.根据权利要求2至4中的任一项所述的翼盒(103)，其中，加劲件(410A，410B；510A，510B；710A，710B)包括在所述加强元件、所述第一腿部以及所述第二腿部之间延伸的通孔(414A)。

6.根据权利要求2至4中的任一项所述的翼盒(103)，其中，加劲件(810B)的位于所述加强元件、所述第一腿部以及所述第二腿部之间的区域(880)是实体的，并且所述区域(880)的机械强度低于所述加强元件的机械强度。

7.根据权利要求2至4中的任一项所述的翼盒(103)，其中，同一内部肋的每个加劲件(410A，410B；510A，510B；710A，710B)的第一腿部和第二腿部的第二端部(4112A，4122A，4112B，4122B)成对地叠置。

8.根据权利要求2至4中的任一项所述的翼盒(103)，其中，同一内部肋的每个加劲件(410A，410B；510A，510B；710A，710B)的第一腿部和第二腿部的第二端部(4112A，4122A，4112B，4122B)成对地接合在一起。

9.根据权利要求2至4中的任一项所述的翼盒(103)，其中，至少一个加劲件(510A；510B；710A；710B；810B)包括一系列腔(508)，所述一系列腔(508)沿着所述第一腿部(511A；511B；711A；711B；811B)分布并且设计成容纳毗邻于所述第一腿部的所述底部面板或顶部面板的加劲件(509)。

10.一种安装如权利要求1至9中的任一项所述的中央翼盒(103)的内部肋(400；500；700)的方法，并且所述方法包括以下步骤：

-将所述第一加劲件(410A；510A；710A)毗邻于所述顶部面板(1031)并且毗邻于所述前梁(1033)和所述后梁(1034)中的一者而安装；

-将所述第二加劲件(410B；510B；710B；810B)毗邻于所述底部面板(1032)并且毗邻于所述前梁(1033)和所述后梁(1034)中的另一者而安装。