用于飞行器的组件和飞行器

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用于飞行器的组件和飞行器
申请号	CN201510195023.7	申请日	2015-04-22	公开(公告)号	CN105000187B	公开(公告)日	2018-12-18
申请人	空中客车运营简化股份公司;			发明人	奥利维耶·波蒂斯; 乔纳森·布兰克;
摘要	本发明提供一种组件(1)，以便优化飞行器发动机附接挂架的主要结构(6)的大体积，并且因此使得更易于安装在机翼的下方并且尽可能地靠近机翼的压力面，在组件(1)中，发动机(10)包括设置在机翼元件(2)的下方的后部，机翼元件(2)配备有翼盒(21)，主要结构(6)由下列独立的元件组成：‑第一侧梁(40a)和第二侧梁(40b)，第一侧梁(40a)和第二侧梁(40b)分别设置在发动机的竖向中平面的两侧；以及中间结构(42)，发动机的竖向中平面穿过该中间结构(42)并且中间结构(42)定位成与第一侧梁(40a)和第二侧梁(40b)中的每一者相距一定距离。
权利要求	1.一种用于飞行器的组件(1)，所述组件(1)包括机翼元件(2)、内外函喷气发动机(10)以及发动机附接挂架(4)，所述发动机包括设置在所述机翼元件(2)的下方的后部，所述机翼元件(2)配备有翼盒(21)，所述发动机附接挂架包括用于将载荷从所述发动机传递至所述翼盒的主要结构(6)，并且所述组件还包括用于将所述主要结构(6)附接至所述发动机的附接装置(7)和用于将所述主要结构附接至所述翼盒(21)的附接装置(8)，其特征在于，所述主要结构(6)由下列独立的元件组成：-第一侧梁(40a)和第二侧梁(40b)，所述第一侧梁(40a)和所述第二侧梁(40b)分别设置在所述发动机的竖向中平面(P1)的两侧；以及-中间结构(42)，所述发动机的所述竖向中平面穿过所述中间结构(42)，并且所述中间结构(42)定位成与所述第一侧梁(40a)和所述第二侧梁(40b)中的每一者相距一定距离，其中，所述第一侧梁(40a)、所述第二侧梁(40b)和所述中间结构(42)中的每一者相对于彼此独立地安装至所述翼盒(21)。 2.根据权利要求1所述的用于飞行器的组件，其特征在于，用于将所述主要结构(6)附接至所述发动机(10)的所述附接装置(7)包括：-将所述第一侧梁(40a)的前端连接至所述发动机的风扇壳体(17)的一个或更多个第一发动机支架(50a)； -将所述第二侧梁(40b)的前端连接至所述风扇壳体(17)的一个或更多个第二发动机支架(50b)；以及-用于将所述中间结构(42)连接至所述发动机的中央壳体(25)的一个或更多个第三发动机支架(50c)，并且其特征在于，用于将所述主要结构(6)附接至所述翼盒(21)的所述附接装置(8)包括：-将所述第一侧梁(40a)的后端连接至所述翼盒(21)的一个或更多个第一机翼支架(52a)； -将所述第二侧梁(40b)的后端连接至所述翼盒(21)的一个或更多个第二机翼支架(52b)；以及-将所述中间结构(42)连接至所述翼盒(21)的一个或更多个第三机翼支架(52c)。 3.根据权利要求2所述的用于飞行器的组件，其特征在于： -所述一个或更多个第一机翼支架(52a)构成独立的载荷反作用静定系统； -所述一个或更多个第二机翼支架(52b)构成独立的载荷反作用静定系统； -所述一个或更多个第三机翼支架(52c)构成独立的载荷反作用静定系统；以及-所述一个或更多个第一发动机支架(50a)、所述一个或更多个第二发动机支架(50b)以及所述一个或更多个第三发动机支架(50c)一起构成载荷反作用静定系统。 4.根据权利要求1所述的用于飞行器的组件，其特征在于，所述第一侧梁(40a)和所述第二侧梁(40b)布置成基本上相对于所述竖向中平面(P1)对称，基本上垂直于所述竖向中平面(P1)并且在直径方向上穿过所述发动机(10)的平面穿过所述第一侧梁(40a)和所述第二侧梁(40b)，所述第一侧梁(40a)和所述第二侧梁(40b)在所述发动机的纵向方向上基本上与风扇壳体(17)的外部表面对齐。 5.根据权利要求1所述的用于飞行器的组件，其特征在于，所述中间结构(42)在所述发动机的纵向方向上具有比所述第一侧梁(40a)和所述第二侧梁(40b)中的每一者的长度小三倍到小十倍之间的长度。 6.根据前一权利要求所述的用于飞行器的组件，其特征在于，所述中间结构(42)采取配件的形式。 7.根据权利要求2所述的用于飞行器的组件，其特征在于，所述一个或更多个第三发动机支架(50c)连接至所述发动机的涡轮壳体(25)。 8.根据权利要求1所述的用于飞行器的组件，其特征在于，所述第一侧梁(40a)和所述第二侧梁(40b)基本上平行于所述发动机的纵向轴线(5)延伸。 9.根据权利要求1所述的用于飞行器的组件，其特征在于，所述机翼元件(2)包括设置成当从上方观察时至少部分地位于所述第一侧梁(40a)和所述第二侧梁(40b)中的一者与所述中间结构(42)之间的至少一个移动的前缘襟翼(44)。 10.根据权利要求6所述的用于飞行器的组件，其特征在于，所述中间结构(42)呈角锥形的整体形状。 11.一种包括至少一个根据前述权利要求中的任一项所述的组件(1)的飞行器。
说明书全文	用于飞行器的组件和飞行器技术领域 [0001] 本发明涉及飞行器组件的领域，该飞行器组件包括机翼元件、内外函喷气发动机(bypass engine)以及用于附接发动机的挂架，所述发动机意在部分地设置在机翼元件的下方，本发明特别是涉及用于飞行器的包括由三个独立元件形成的附接挂架主要结构的组件。 [0002] 本发明还涉及配备有这种组件的飞行器。本发明优选地适用于商务飞机。背景技术 [0003] 在现有飞行器中，内外函喷气发动机比如涡轮喷气发动机通过还被称为EMS(发动机安装结构)或附接挂架的复杂的附接装置悬置在机翼的下方。通常采用的附接装置具有主要结构，该主要结构还被称为刚性结构，该主要结构通常由单一盒的形式制成，即，该主要结构由通过位于盒的内侧的多个横向肋接合在一起的上翼梁和下翼梁的组件组成。翼梁设置在上面和下面上，同时侧板在侧向面上将盒封闭。此外，附接挂架设置在发动机的上部中且位于发动机与翼盒之间。该位置称为“12点钟”位置。 [0004] 如已知的，这些挂架的主要结构设计成允许由发动机产生的如下静态载荷和动态载荷被传递至机翼：比如重量、推力或甚至各种动态载荷，尤其是与诸如叶片损失(FBO)、前起落架的倾塌、硬着陆等之类故障的情况相关联的载荷。 [0005] 在现有技术的已知的附接挂架中，在已知的呈单一盒形式的主要结构与机翼之间的载荷的传递通过包括尤其意在反作用于由发动机产生的推力载荷的中间支架、前支架以及后支架的一组支架以常规的方式执行。 [0006] 为了实现该目的，中间支架意在反作用于推力载荷并且还称为“套管(spigot)”支架并且基本上在前支架和后支架之间通过固定在刚性结构盒的后上翼梁中的球来实现。这种套管支架还包括借助于插入配件固定在飞行器的机翼的下方的剪切销或栓钉，使得能够容置在球中。插入配件通常固定至翼盒的下部，一般地固定至翼盒的下翼梁。 [0007] 在目前的内外函喷气发动机中，期望的高函道比会导致极度庞大的体积，因为函道比的增大不可避免地致使发动机的直径增大，并且更特别地致使发动机的风扇壳体的直径增大。 [0008] 因此，对于固定的使得从安全的角度考虑仍可接受的离地净距而言，在机翼元件与发动机之间可获得的留出的空间变得越来越小，或在具有高函道比的发动机的情况下甚至不存在该空间。因此，可以证明难以在这种通常用于这种安装的剩余的竖向空间中安装附接挂架和各种机翼支架。 [0009] 因此，已经设计出的内外函喷气发动机的方式对如下方面造成不利影响：致使附接挂架的竖向尺寸减小，尤其使得能够保持用于安装前支架配件和后支架配件以及中间支架插入配件的足够的空间。由于需要反作用于发动机推力载荷——即沿该发动机的纵向方向定向的载荷——且反作用于那些沿发动机的横向方向定向的载荷，该中间配件的大尺寸是必须的。通过指示，可以想到发动机的纵向方向对应于推进系统的主旋转轴线的方向。 [0010] 然而，用于减小附接挂架的竖向尺寸的选择是受限的。具体地，以不损坏推进系统的空气动力性能为目的，这种挂架的刚性结构——还被称为主要结构——需要具有能够给予承受将载荷从发动机朝向机翼元件传递的机械强度的足够的尺寸，其中，在应力作用下具有小的变形。 [0011] 在现有技术中，已经提出用于使发动机尽可能靠近机翼元件的多种解决方案，发动机从机翼元件悬置下来，这是以保持所需的离地净距为目的的，尤其是考虑到关于射入和碰撞的风险——还被称为FOD(外来物损害)风险。然而，当为了适于适应所采用的风扇外壳的逐渐增大的大直径以便满足函道比需求时，这些解决方案需要持续改进。 [0012] 通过指示的示例，文献FR 2 993 535公开了一种附接挂架，附接挂架的主要结构由两个直径方向上的相反的侧梁构成，所述两个侧梁分别设置在发动机的竖向中平面的两侧。主要结构还包括连接结构，连接结构将两个梁直接接合在一起，这两个梁附带地各自在其前端处固定至发动机外壳，并且在其后端处固定至翼盒。中间结构采用连接两个梁的一些弓形件的形式，该中间结构沿着基本上与外部地描绘旁路流动路径(bypass flow path)——还被称为“内部机舱”——的表面对应的圆形横截面的假想表面延伸。因此，这些弓形件延伸大约180度的角度区域。 [0013] 在该文献FR 2 993 535中提出的装置显著地使得能够限制在旁路流动路径内的空气动力扰动。此外，特别地与盒状主要结构设置在12点钟位置中的常规解决方案相比，通过侧向地定位梁，能够使得发动机尽可能地靠近机翼元件。 [0014] 然而，特别地由于存在连接侧梁的弓形件，因此这种主要结构具有大的整体体积。这种大体积会使得更加难以安装周围元件，比如机舱、发动机辅助系统、推力反向器、移动的前缘襟翼等。因此，仍然需要优化附接挂架的这种主要结构的体积。发明内容 [0015] 因此，本发明的目的是提出至少部分地克服在现有技术的解决方案中遇到的上文提到的问题的用于飞行器的组件。 [0016] 为了实现该目的，本发明的一个主题是一种用于飞行器的组件，该飞行器的组件包括机翼元件、内外函喷气发动机以及发动机附接挂架，所述发动机包括设置在机翼元件的下方的后部，机翼元件配备有翼盒，挂架包括用于将载荷从发动机传递至翼盒的主要结构，并且组件还包括用于将主要结构附接至发动机的附接装置和用于将主要结构附接至翼盒的附接装置。根据本发明，所述主要结构由下列独立的元件组成： [0017] -第一侧梁和第二侧梁，该第一侧梁和该第二侧梁分别设置在发动机的竖向中平面的两侧，优选地定位成基本上相对于所述竖向中平面对称；以及 [0018] -中间结构，发动机的所述竖向中平面穿过该中间结构，并且中间结构定位成与第一侧梁和第二侧梁中的每一者相距一定距离，优选地与两个梁相距相等的距离。 [0019] 本发明与现有技术的区别在于提供了由彼此独立的一些元件构成的主要结构。这使得能够减小主要结构的整体体积，特别地不再具有连接两个侧梁的中间结构。使用特定于本发明的设计使得安装周围的元件变得更容易。通过示例，机舱及其推力反向器系统能够尽可能地靠近发动机壳体，因为，其不受将两个侧梁连接的弓形件的存在的阻碍，如文献FR 2 993 535中所述。此外，系统能够更容易地集成在挂架中、位于主要结构的两个侧梁之间。仍然通过示例，连接的弓形件的不存在允许在两个侧梁之间安装移动的前缘襟翼。这与文献FR 2 993 535相反，在文献FR 2 993 535的方案中，连接的弓形件的存在意味着前缘的定位成面向这些弓形件的部分必须保持固定。 [0020] 优选地，本发明还包括以分离的形式或以组合的方式考虑的下列可选的技术特征中的至少一者。 [0021] 用于将主要结构附接至发动机的所述附接装置包括： [0022] -用于将第一梁的前端连接至发动机的风扇壳体的一个或更多个第一发动机支架； [0023] -用于将第二梁的前端连接至风扇壳体的一个或更多个第二发动机支架；以及[0024] -用于将中间结构连接至发动机的中央壳体、优选地位于发动机的后部区域中的一个或更多个第三发动机支架， [0025] 并且用于将主要结构附接至翼盒的所述附接装置包括： [0026] -用于将第一梁的后端连接至翼盒的一个或更多个第一机翼支架； [0027] -用于将第二梁的后端连接至翼盒的一个或更多个第二机翼支架；以及[0028] -用于将中间结构连接至翼盒的一个或更多个第三机翼支架。 [0029] 另外的设置为： [0030] -一个或更多个第一机翼支架构成独立的载荷反作用静定系统； [0031] -一个或更多个第二机翼支架构成载荷反作用独立静定系统； [0032] -一个或更多个第三机翼支架构成载荷反作用独立静定系统；以及[0033] -一个或更多个第一发动机支架、一个或更多个第二发动机支架以及一个或更多个第三发动机支架一起构成载荷反作用静定系统。 [0034] 所述第一侧梁和所述第二侧梁布置成基本上相对于竖向中平面对称，基本上垂直于该同一竖向中平面并且在直径方向上穿过发动机的平面穿过第一侧梁和第二侧梁，所述第一侧梁和所述第二侧梁在发动机的纵向方向上基本上与风扇壳体的外部表面对齐。 [0035] 所述中间结构在发动机的纵向方向上具有比第一侧梁和第二侧梁中的每一者的长度小三倍到小十倍之间的长度。 [0036] 所述中间结构采取配件的形式，优选地呈角锥形的整体形状。替代性地，中间结构可以是一些其他类型的形状，例如连杆。 [0037] 一个或更多个第三发动机支架连接至发动机的涡轮壳体。 [0038] 所述第一侧梁和所述第二侧梁基本上平行于发动机的纵向轴线延伸。 [0039] 所述机翼元件包括当从上方观察时设置成至少部分地位于所述第一侧梁和所述第二侧梁中的一者与中间结构之间的至少一个移动的前缘襟翼。 [0040] 最后，本发明的另一主题是包括至少一个如上文已经描述的组件的飞行器。 [0041] 根据下文非限制性的详细描述，本发明的另外的优点和特征将变得明显。附图说明 [0042] 参照附图将给出描述，在附图中： [0043] -图1描绘了根据本发明的第一优选实施方式的用于飞行器的组件的示意性立体图； [0044] -图2描绘了图1中示出的组件的后视图； [0045] -图3描绘了图1中示出的组件的侧视图； [0046] -图4描绘了图1中示出的组件的俯视图；以及 [0047] -图5描绘了与图1相似的立体图，其中，该组件采取第二优选实施方式的形式。具体实施方式 [0048] 参照图1至图4，图1至图4描绘了根据本发明的第一优选实施方式的用于飞行器的组件1。 [0049] 整体上，这种组件1包括与飞行器的机翼对应的机翼元件2、诸如涡轮喷气发动机之类的内外函喷气发动机10、以及用于附接发动机10的附接挂架4。此外，组件1包括用于将涡轮喷气发动机10附接至挂架4的主要结构6的附接装置7和用于将主要结构6附接至机翼元件2的附接装置8。 [0050] 贯穿下列描述并且按照惯例，方向X对应于挂架4的纵向方向，其还能够与涡轮喷气发动机10的纵向方向类似。该方向X平行于涡轮喷气发动机10的纵向轴线5。另一方面，方向Y与相对于挂架4横向地定向的方向对应并且还能够与涡轮喷气发动机10的横向方向类似，然而，方向Z与竖向或高度方向对应。这三个方向X、Y、Z彼此正交并且形成正交三面形。 [0051] 此外，术语“前”和“后”可以考虑参考飞行器的行驶方向，所述飞行器受到由涡轮喷气发动机10施加的推力，该方向通过箭头19示意性地描绘。 [0052] 机翼2包括翼盒21，该翼盒21意在构成机翼的结构部。该盒在前部处通过机翼元件2的前翼梁34划界并且在后部处通过后翼梁36划界。基本上在机翼的整个厚度上延伸的两个翼梁34、36沿着翼展方向以常规的方式定向。此外，翼盒21在顶部处被机翼的吸力面部35封闭，并且在底部处被该同一机翼的压力面部37封闭。两个翼梁34、36内部地固定至吸力面部35和压力面部37，所述吸力面部35和压力面部37形成机翼的空气动力表面。 [0053] 附图仅描绘附接挂架4的主要结构6以及上文提到的附接装置7、8。这种挂架4的未描绘的、隔离和保持系统同时支承空气动力整流罩的副结构类型的其他构成部件是与现有技术中遇到的那些元件相同或相似的常规元件。因此，未给出这些元件的详细描述。 [0054] 主要结构6或刚性结构使得由涡轮喷气发动机10产生的静态载荷和动态载荷被传递至翼盒21。该主要结构6提供了特定于本发明的设计在于，该主要结构6由彼此不同且独立的三个元件组成。彼此独立意味着所提到的元件彼此不被机械地连接，当然除了通过发动机壳体和翼盒21分别在三个元件的前端和后端处间接地连接之外。 [0055] 首先，存在第一侧梁40a和第二侧梁40b，所述第一侧梁40a和所述第二侧梁40b分别设置在发动机的穿过轴线5的竖向中平面P1的两侧。如图2的非限制性示例所示，这些梁40a、40b优选地基本上在发动机10的水平中平面上或在水平中平面附近沿直径方向相反地设置。因此，两个梁40a、40b定位在所谓的三点钟位置和九点钟位置，或处于靠近三点钟位置和九点钟位置的位置。两个梁40a、40b还基本上平行于轴线5从风扇壳体17的后端朝向翼盒21延伸。 [0056] 换言之，侧梁40a、40b布置成基本上相对于竖向中平面P1对称，在直径方向上穿过发动机10的水平平面穿过侧梁40a、40b。此外，这些侧梁40a、40b沿着发动机的纵向方向即沿着轴线5的方向基本上与风扇壳体17的外表面对齐。 [0057] 就像涡轮喷气发动机10的后部、特别地是涡轮壳体25的所有部分或一部分和位于该壳体的后部的元件的所有部分或一部分，这些梁40a、40b在压力面部37的下方、尽可能地靠近压力面部37延伸。更一般地，这是发动机壳体的位于风扇壳体17的下游并且被称为涡轮喷气发动机的“芯”壳体或中央壳体的一部分。通过使涡轮喷气发动机10更靠近压力面部37，能够预期的是，涡轮喷气发动机设计有高函道比并且因此设计有大的风扇直径，并且同时保持所需的离地净距。 [0058] 梁40a、40b中的每个梁还具有与设置在12点钟位置的常规主要结构的设计相似的设计。换言之，每个侧梁是“盒”型的，即，每个侧梁由上翼梁和下翼梁以及两个侧板组装而形成，这些元件通过通常在平行的YZ平面中定向的内部横向肋(未描绘)而接合在一起。这些肋优选地沿着X方向均匀地分布在盒中。 [0059] 梁40a、40b可以由金属制成，或替代性地由复合材料制成，因为梁40a、40b并不极大地暴露于沿着副流动路径41经过的热空气流的热应力，这些梁不进入副流动路径41。 [0060] 组成附接挂架的主要结构6的第三元件是较小尺寸的中间结构42，在该情况下，中间结构42定形状为角锥形的。该中间结构42相对于侧梁40a、40b居中，中平面P1穿过中间结构42。因此，中间结构42独立于这些梁，即，中间结构42不机械地连接至这些梁并且设置成与这些梁相距一定距离。因此，三个元件40a、40b、42在发动机与翼盒之间构成三个不同且独立的载荷路径。 [0061] 在该情况下，中间结构42采用配件的形式，优选地由金属制成，部分地延伸至机翼2的前缘30中，其中前缘30与翼盒21的前翼梁34对齐。配件42还平行于轴线5延伸、向前超出前缘，但超出短的距离。更具体地，该配件42在轴线5的方向上具有一段长度，该长度介于每个侧梁40a、40b的长度的三分之一与十分之一之间。具体地，如下文中详细描述的，该配件 42意在连接至涡轮壳体25，而不连接至风扇壳体17或风扇壳体17的附近，如梁40a、40b的情况。由于该配件42的在配件42的附接至涡轮壳体25的区域中的前部包括在发动机的副流动路径41中，因此需要由合适的空气动力整流罩(未描绘)覆盖该配件42的前部使得能够不降低发动机的整体空气动力学性能。由于这种覆盖被认为是常规做法，所以不再对其进行进一步描述。 [0062] 组成主要结构6的三个独立的元件40a、40b、42在其三者之间留出空间，通常存在于这种类型的组件1中的系统能够安装在该空间中。通过示例，这些系统可以是发动机返回/控制系统、发电/电调节系统以及气动热系统，或替代性地可以是安全系统。此外，由于在这些独立的元件40a、40b、42之间缺少机械连接，因此发动机舱能够定位成尽可能地靠近中央壳体而不会存在体积大的问题。此外，仅与离散点元件类似的中间结构42穿过副流动路径41。因此，组件1的整体空气动力学性能更高。 [0063] 还应该指出的是，在梁40a、40b和中间结构42之间可获得的空间允许移动的前缘襟翼安装在这个空间处。如图4的平面图中所描绘的，本发明有利地能够将移动的前缘襟翼44安装在中间结构42与每个侧梁40a、40b之间。这是因为在图4中描绘为处于缩回位置的这些移动的襟翼44的前方的空间能够被空出以便允许这些移动的襟翼44向前展开，而不存在机械相互作用的问题。与这些襟翼需要必须被固定的现有技术的解决方案相比较，沿着前缘30在该位置处增设该移动的襟翼提高了飞行器的整体性能。 [0064] 在这方面，可以指出的是，在不偏离本发明的范围的情况下，存在用于安装移动的襟翼44的其他可想到的选择方案。例如，存在从上方观察时位于两个梁40a、40b之间的且覆盖中间结构42的单一移动的襟翼。无论情况如何，这些移动的襟翼可以在除了已经存在于机翼的前缘30的其他部段上的移动的襟翼之外另外地设计。 [0065] 参照描绘用于将主要结构6附接至发动机的附接装置7的图1至图3。这些附接装置7首先包括将第一梁40a的前端连接至风扇壳体17的一个或更多个第一发动机支架50a。更具体地，存在单一的第一发动机附件50a，该单一的第一发动机附件50a一方面连接至梁40a的前端且另一方面连接至涡轮喷气发动机10的中间壳体的外部壳环13。该壳环13在风扇壳体17的轴向连续方向上向后延伸，且具有基本上相同的直径。 [0066] 与所有其他发动机支架和机翼支架类似，以常规的方式、即使用配件、连杆、钩链、螺栓等制造这种支架50a。在该情况下，支架50a设计成反作用于仅在方向X和Z上定向的载荷，对方向Z上的载荷的反作用实质上与发动机的内在质量有关。在该方面，应当指出的是，在图1中，箭头示意性地指示了各种支架对载荷的反作用。 [0067] 相似地，附接装置7包括将第二梁40b的前端连接至壳环13的一个或更多个第二发动机支架50b。更具体地，存在设计成反作用于沿着所有三个方向X、Y、Z定向的载荷的单一的第二发动机支架50b。 [0068] 最后，附接装置7包括用于将中间结构42的前端连接至涡轮壳体25、即涡轮壳体25的上端上的一个或更多个第三发动机支架50c。优选地，支架50c设计成使得支架50c仅反作用于沿着方向Z定向的载荷。 [0069] 附接装置7仅由一起形成载荷反作用静定系统的三个发动机支架50a、50b、50c组成。由于这三个载荷反作用静定点设置在沿X方向彼此偏离的两个不同的平面中，因此配装/拆卸发动机的操作变得更容易，并且减小了发动机变形，因此提高了发动机的整体性能。 [0070] 用于将主要结构6附接至翼盒21的附接装置8首先包括用于将第一梁40a的后端连接至翼盒21的压力面部37的一个或更多个第一机翼支架52a。更具体地，存在一起构成载荷反作用独立静定系统的三个第一机翼支架52a。例如，两个侧向机翼支架52a分别设计成反作用于仅沿方向X和Z定向的载荷，以及反作用于沿着所有三个方向X、Y和Z定向的载荷。也固定至压力面部37的第一后机翼支架52a补充另外两个机翼支架52a，并且设计成反作用于仅沿该方向Z的载荷。 [0071] 相似地，附接装置8包括用于将第二梁40b的后端连接至翼盒21的压力面部37的一个或更多个第二机翼支架52b。更具体地，存在同样构成载荷反作用独立静定系统的三个第二机翼支架52b。 [0072] 最后，附接装置8包括用于将中间结构42的后端连接至翼盒21的前翼梁34的一个或更多个第三机翼支架52c。更具体地，还可以存在如下三个第三机翼支架52c：所述三个第三机翼支架52c一起构成载荷反作用独立静定系统并且优选地容置在与前翼梁34对齐的前缘30中。而且，上文提到的三个载荷反作用静定系统清楚地彼此独立。 [0073] 附接装置8仅由上文提到的机翼支架52a、52b、52c构成。 [0074] 通过在主要结构6的三个独立元件40a、40b、42中的每一者与机翼2之间的界面处具有载荷反作用静定系统，本发明理想地应对可能发生的所有载荷情况。特别地，至机翼的附接证明是令人满意的，甚至在例如由叶片的损失、硬着陆或刮侧风而导致的振动的情况下也是令人满意的。 [0075] 图5描绘了根据第二优选的实施方式的组件1，该第二优选的实施方式与第一实施方式的区别仅在于，主要结构6的三个独立元件40a、40b、42的后端不再被连接在翼盒21的下方而是固定至翼盒21的前部、固定至机翼前翼梁34。因此，上文提到的机翼支架52a、52b、52c优选地设置在机翼的前缘30中。 [0076] 此外，在该第二实施方式中，以完全如第一优选实施方式中相同的方式来抵抗机翼与发动机的界面处的载荷和力矩。 [0077] 当然，对本领域的技术人员而言，能够对仅以非限制性的示例描述的飞行器组件1做出各种改型。