包括使用螺栓连接件附接至机翼箱盒的附接吊挂架的主结构的用于飞行器的组件的制作方法

本发明涉及飞行器领域，并且具体涉及包括飞行器机翼和附接在该机翼下方的发动机安装吊挂架的组件。本发明优选地涉及被设计成用于支撑大直径涡轮风扇发动机的此类组件。这种类型的组件的一个实例例如在文献fr2887522中进行了披露。

本发明尤其涉及商用飞机。

背景技术：

在现有的飞行器中，诸如喷气发动机等发动机使用复杂的安装装置被悬挂在机翼下方，这些安装装置也称为ems(发动机安装结构)或安装吊挂架。正常使用中的安装吊挂架具有主结构(也被称为刚性结构)，该主结构通常采取箱盒的形式、即通过组装上桁梁和下桁梁来构建，该上桁梁和下桁梁通过位于箱盒内且在其末端处的多个横向加强肋而彼此连接。这些桁梁布置在下部面和上部面处，而侧向面板封闭该箱盒以形成侧面。此外，安装吊挂架布置在发动机的顶部、在发动机与机翼箱盒之间。这被称为“12点钟”位置。

如已知的，这些吊挂架的主结构被设计成允许向机翼传递发动机所产生的静态力和动态力，诸如重量和推力，还以及多种不同的动态力，尤其是与诸如叶片损失(fbo或“风扇叶片脱落(fanbladeout)”)、前起落架垮塌、动态着陆等故障事件相关的那些动态力。

在从现有技术中已知的安装吊挂架中，如在文献fr2887522中，力常规地在主结构与机翼箱盒之间通过一组附接点传递，这组附接点包括前附接点、后附接点、以及中间附接点，中间附接点尤其旨在用于吸收发动机所生成的推力。常规地，这些附接点竖直地插入机翼箱盒与安装吊挂架的主结构之间。

现代的发动机具有越来越大的直径。对于涡轮风扇(诸如喷气发动机)，所需要的大涵道比导致这些发动机特别笨重，这是因为增加涵道比不可避免地意味着发动机的直径增大，并且更具体地是其风扇外壳的直径增大。

因此，由于为了保持从安全角度可接受而确定的离地间隙，机翼元件与发动机之间剩余的空间越来越受到限制。因此，将安装吊挂架和多个不同的机翼附接件安装在通常为这种安装所留出的这个剩余的竖直空间中变得越来越困难。这因为穿过这个区域的力也具有高强度、并且需要机翼箱盒和主结构具有适当尺寸而更加困难。事实上，这些元件必须具有足够的尺寸来提供机械强度以承受从发动机到机翼元件的力传递，同时在负载下具有低变形，以便不损害推进系统的空气动力学性能。

现有技术包含多种所提出的解决方案来使发动机尽可能靠近悬挂发动机的机翼元件，其目的是保持所需要的离地间隙。

然而，这些解决方案必须不断改进，以便适配于为了满足焊道比需求而保持的越来越大的风扇外壳直径。

技术实现要素：

为了响应于对这种改进的需求，本发明涉及一种用于飞行器的组件，所述组件包括：

-飞行器机翼，所述飞行器机翼包括部分地由前桁梁和中间桁梁制成的机翼箱盒；

-安装吊挂架布置在所述机翼下方的发动机安装吊挂架，所述吊挂架包括呈箱盒的形式的主结构，所述主结构具有至少部分地在所述机翼箱盒下方延伸的上桁梁，并且还具有下桁梁、侧向面板、以及还有横向加强肋；以及

-用于将所述安装吊挂架的主结构附接在所述机翼箱盒上的装置。

根据本发明，这些附接装置包括螺栓排，每个螺栓沿所述螺栓排一方面穿过所述吊挂架的结构性零件，并且另一方面穿过附接至所述前桁梁和所述中间桁梁中的一者的装配件。

鉴于所提出的布置，所述吊挂架的主结构可以尽可能靠近所述机翼。事实上，使用螺栓排与现有技术的解决方案形成对比，在现有技术的解决方案中，附接件通常具有布置在竖直方向上、在吊挂架和机翼之间的大体积的元件。这有利地引起在这个相同方向上的体积方面的增益，因为吊挂架可以尽可能靠近机翼地联接。另外，通过螺栓排的附接允许在机翼箱盒与吊挂架的主结构之间进行更直接地力传递。这引起由常规附接件(通常使用夹具和钩环或铰接杆)所产生的偏移引起的二次力矩的减少。二次力矩的这种减少使得可以减少或省去最初设置在机翼和吊挂架内以便应对这些力矩的某些结构性加强件。这具有的有利结果是在竖直方向上在体积和质量方面的附加增益的，这有利于安装更大直径的发动机和/或更高地安装发动机，以便增大离地间隙。

优选地，本发明提供以下单独地或组合地采用的可选特征中的至少一个特征。

所述吊挂架的结构性零件与所述侧向面板中的至少一个侧向面板毗连。

所述吊挂架的结构性零件与所述横向加强肋中的一个横向加强肋相对应，并且所述排的螺栓与所述前桁梁和所述中间桁梁中的附接了所述装配件的那个桁梁相对应。

所述螺栓排的某些螺栓穿过所述吊挂架的主结构的所述横向加强肋中的一个横向加强肋，并且这个排的其他螺栓穿过所述吊挂架的主结构的另一横向加强肋。

所述螺栓排的螺栓被分成第一螺栓组和第二螺栓组，其中，所述第一螺栓组的螺栓穿过所述吊挂架的主结构的第一横向加强肋，并且所述第二螺栓组的螺栓穿过所述吊挂架的主结构的第二横向加强肋，所述第一横向加强肋和所述第二横向加强肋在所述安装吊挂架的主结构内优选地是直接相继的。

所述第一螺栓组的螺栓布置在所述组件的竖直纵向中平面的一侧，并且所述第二螺栓组的螺栓布置在所述竖直纵向中平面的另一侧。

所述吊挂架的所述结构性零件与所述侧向面板中的一个侧向面板的上支架相对应。

所述侧向面板的上支架位于：

-相对于所述侧向面板在所述吊挂架外部；

-相对于所述侧向面板在所述吊挂架内部；或者

-相对于所述侧向面板，部分地在所述吊挂架内部并且部分地在所述吊挂架外部。

所述上支架与紧固至所述侧向面板的至少一个非一体部分相对应。

所述螺栓布置在至少两个相互平行或基本上相互平行的排中。特别地，这些至少两个排与前桁梁和中间桁梁中的附接了所述装配件的那个桁梁平行或基本上平行。

附接至所述机翼箱盒的所述前桁梁或所述中间桁梁的每个装配件布置在这个箱盒外部。

附接在所述前桁梁或所述中间桁梁上的每个装配件位于所述机翼箱盒的内部加强肋的纵向连续部中，所述内部加强肋附接至这个机翼箱盒的前桁梁和中间桁梁两者。

附接在所述前桁梁或所述中间桁梁上的每个装配件至少具有：

-用于附接至所述前桁梁或所述中间桁梁的第一板；

-与所述螺栓排中的所述螺栓中的至少一个螺栓配合的第二附接板，所述第一附接板和所述第二附接板基本上彼此正交；以及

-优选地紧固至所述第一附接板和所述第二附接板的侧向侧面。

所述组件包括衬里，所述衬里紧固在所述机翼箱盒的压力面的下蒙皮下方、并且布置在这个蒙皮与所述吊挂架的主结构之间，其中，所述螺栓排的每个螺栓穿过所述衬里。

所述螺栓排的每个螺栓包括接纳在所述相对应的横向加强肋的孔口中的筒形螺母。

所述螺栓排的至少一个螺栓以紧密配合的方式安装，以便能够对作用在所述组件的纵向方向上和横向方向上的力作出反应。

根据一个优选的实施例，所述装配件附接在所述机翼箱盒的前桁梁上。

所述螺栓排构成前部机翼附接件，或者其特征在于，所述前部机翼附接件进一步包括剪切销以用于对作用在所述组件的纵向方向上和横向方向上的力作出反应，其中，所述剪切销与所述螺栓排相交。

所述螺栓排形成前部机翼附接件的一部分，并且其特征在于，所述前部机翼附接件进一步包括两个剪切销以用于对作用在所述组件的纵向方向上和横向方向上的力作出反应，其中，所述两个剪切销在所述横向方向上彼此间隔开。

所述组件还包括布置在横向加强肋处的后部机翼附接件，所述横向加强肋封闭所述箱形主结构的后部，并且其特征在于，所述主结构仅借助于所述前部机翼附接件和所述后部机翼附接件附接在所述机翼箱盒下方。

所述后部机翼附接件包括剪切销，所述剪切销从封闭所述主结构的后部的所述横向加强肋突出到后部，所述剪切销基本上布置在所述组件的纵向方向上。

所述后部机翼附接件还包括至少一个钩环，所述剪切销穿过所述钩环。

所述后部机翼附接件包括一组螺栓(244)，其中，每个螺栓一方面穿过所述吊挂架的结构性零件，并且另一方面穿过紧固至所述机翼的装配件。

所述后部机翼附接件包括剪切销以用于对作用在所述组件的纵向方向上和横向方向上的力作出反应。

最后，本发明还涉及一种包括至少一个这种组件的飞行器。

本发明的其他优点和特征将从以下非限制性的详细说明变得明显。

附图说明

将参考附图提供本说明，在附图中：

-图1示出了包括根据本发明的组件的飞行器的侧视图；

-图2是从图1放大的侧视图，示出了根据本发明的组件和其相关联的发动机；

-图3是在前一图中示出的组件的第一示例性实施例的优选实施例的局部分解透视图；

-图4是图3中示出的组件的示意性俯视图；

-图5是沿图4的线v-v截取的截面视图；

-图6是图3至图5中示出的组件的一部分的局部分解透视图；

-图7是图3至图6中示出的组件的一部分的另一透视图，更详细地示出了后部机翼附接件；

-图8是从前一图中示出的组件的后部的视图；

-图9是类似于图6的组件的透视图，示意性地示出了前部机翼附接件和后部机翼附接件所提供的力的反作用；

-图10是在本发明的第一示例性实施例的另一优选实施例中呈现的组件的一部分的透视图；

-图10a是前一图中示出的组件的一部分的从不同视角观察的透视图；

-图11是图10和图10a中示出的组件的元件的透视图；

-图12是沿图10的线xii-xii截取的截面视图；

-图13是图2中示出的组件的第二示例性实施例的优选实施例的从第一视角的视图；

-图14是图13中示出的优选实施例的从第一视角的局部分解视图；

-图15是图14中示出的吊挂架的从与第一视角略有不同的视角的透视详细视图；

-图16是图13中示出的优选实施例的从第二视角的视图；

-图17是图16中示出的优选实施例的从第二视角的局部分解视图；并且

-图18是图17上部部分的详细透视图。

具体实施方式

图1示出了包括机身3的飞行器100，两个机翼2(在图1中仅一个机翼可见)附接在该机身上，每个机翼是根据本发明的组件1的一体部分。组件1支撑双流双轴发动机10，诸如喷气式发动机。实际上，这个组件1不仅包括机翼2，还包括插在机翼2与这个发动机之间的用于安装发动机10的吊挂架4。

在以下所有描述中，按照惯例，x方向与组件1的纵向方向相对应，该纵向方向还可以认为是与发动机10的纵向方向相类似，这个x方向与发动机的纵向轴线平行。另一方面，y方向与相对于组件1横向定向的方向相对应，该横向方向还可以被认为是与发动机的横向方向相类似。最后，z方向与竖直方向或高度方向相对应，这三个方向x、y、和z相互正交。因此，发动机10在z方向上悬挂在组件1下方。

此外，术语“前”和“后”将关于为与由于喷气发动机10产生的推力而发生的飞行器向前移动的方向来考虑，这个方向由箭头7示意性地表示。相比之下，术语“上游”和“下游”是在穿过发动机的气流的主要方向上考虑的，该方向与方向7相反。

现在，图2示出了具有纵向轴线12的组件1，发动机10悬挂在该组件下方。这个组件1的机翼2是传统设计，其中，该机翼包括沿机翼的翼展方向延伸的机翼箱盒14。机翼箱盒14由前桁梁16、后桁梁17、中间桁梁18、上部吸力面蒙皮20、以及下部压力面蒙皮22构成。三个桁梁16、17、18优选地基本平行、在翼展方向上延伸、并且在机翼的弦向方向上彼此间隔开。基本纵向的内部加强肋24容纳在机翼箱盒14内，通过铆钉、螺栓、或类似元件附接至四个箱盒元件16、18、20、22中的每一个箱盒元件。肋24还可以穿过中间桁梁18以延伸到后部远至后桁梁17，或者其他肋24可以布置在中间桁梁18与后桁梁17之间。此外，在机翼箱盒14的前方，机翼2包括形成机翼的前缘的罩体26。

组件1的另一个元件、即安装吊挂架4包括呈箱盒形式的主结构28。这个吊挂架4的第二结构类型的其他构成元件(未示出)是与现有技术中发现的那些元件相似的传统元件，这些构成元件在支撑空气动力学导流件的同时将系统分隔开并且固持该系统。出于这个原因，将不详细描述这些元件。

主结构28(或刚性结构)用于将发动机10产生的静态力和动态力传递至机翼箱盒14。主结构形成的箱盒在x方向上、在这个主结构的整个长度上延伸。该箱盒具有传统设计，也就是说，它在顶部处由上桁梁30限定，在底部处由下桁梁32限定，并且侧向地由侧向面板34限定。如图2所示，上桁梁30至少部分位于机翼箱盒14下方。在这点上，注意到的是，上述元件30、32、34中的每一个元件可以制成单件或者通过组装多个不同的零件来制作。此外，单个零件可以形成这些元件30、32、34中的几个元件的全部或部分元件。

此外，吊挂架箱盒28配备有横向加强肋，这些横向加强肋优选地基本上布置在yz平面中、并且分布在x方向上。这些横向加强肋是内部横向肋36、将吊挂架箱盒28的后部封闭并且被称为后部封闭肋的横向加强肋36a、以及将箱盒的前部封闭并且被称为前部封闭肋的横向加强肋36b。

吊挂架箱盒28具有呈正方形或矩形的总体形状的yz截面，该截面的尺寸沿x方向变化。优选地，这个截面从中间部分在向前方向和向后方向两者上变窄。

发动机10以常规方式附接至吊挂架箱盒28，这将不会在这个专利申请中进行阐述。这是通过本领域技术人员将熟悉的常规发动机附接件来实现的。相比之下，本发明的表征特征中的一个表征特征在于用于将吊挂架箱盒28附接至机翼箱盒14的装置的设计，这些装置在这种情况下由两个机翼附接件40、42组成，现在这将参照图3至图18进行描述。

首先并参照示出了本发明第一示例性实施例的图3至6，表示的是前部机翼附接件40的第一变体实施例，在这种情况下该前部机翼附接件由螺栓排构成。螺栓44基本上定向在z方向上、并且沿与机翼箱盒14的前桁梁16平行的假想线46彼此间隔开。

每个螺栓44首先穿过附接至机翼箱盒14的前桁梁16的装配件50。更精确地说，装配件50附接在箱盒14外部、并且处于该箱盒的前方、在机翼箱盒的内部加强肋24中的一个内部加强肋的纵向延续部中。

这个装配件50可以采取各种形状，包括角材的形状。优选地，该装配件包括与前桁梁16平行并通过螺栓(未示出)附接至其的第一附接板52。该装配件还包括第二附接板54，该第二附接板与螺栓44中的至少一个螺栓、优选地仅一个螺栓配合。这个第二板54与吊挂架箱盒28的上桁梁30基本上平行、并且因此与第一板52基本上正交，如图5所示。此外，装配件50包括紧固至第一和第二附接板52、54的两个侧向侧面56。最后，装配件50可以包括上部板58，该上部板与第二板54基本平行、并且通过螺栓附接至前桁梁16的纵向延伸部60。板52、54、58和两个侧向侧面56优选地制成单件，例如通过由材料块机加工而成。

这些是沿前桁梁16相继的多个装配件50，这些装配件中的每一个装配件与穿过其第二板54的单个螺栓相关联。

在一个优选的实施例中，衬里22’附接在下蒙皮22下方，与前部机翼附接件40对齐，其中每个螺栓44穿过该衬里(衬里22’在图3中未示出)。这种附接是通过螺栓、铆钉、或类似元件实现的。衬里22’向前延伸超过前桁梁16、在装配件50下方，优选地不直接附接至该前桁梁。衬里采取抵靠机翼箱盒的下蒙皮22夹紧的蒙皮的形式。这个衬里22’的功能是排出/分布下蒙皮22的大部分中的、包含在xy平面中的剪切力。

在这个第一变体实施例中，每个螺栓44最终穿过吊挂架的、与吊挂架箱盒28的内部横向加强肋36中的一个内部横向加强肋相对应的结构性零件的上部部分。为此目的，所讨论的肋36的上部部分优选地被加强，即具有相对于箱盒在y和/或z方向上向外突出的部分。这些加强件通常与肋形成为单件，或者固定地附接至肋。在所设想的加强件当中，位于吊挂架箱盒28的外部一些加强件用于容易地容纳筒形螺母62，该筒形螺母形成螺栓44的一体部分。实际上并且如图6中更清楚可见的，筒形螺母62可以容易地被插入到位于箱盒外部的肋加强件66的孔口64中。应当记住的是，筒形螺母一般来说是具有圆柱形外表面的螺母，其轴线与穿过该螺母的螺纹孔68的轴线相垂直。筒形螺母可以根据需要制成单件或两件。这种类型的螺母也被称为柄形螺母或套筒螺母。这优选地是螺栓44中的每一个螺栓的选择。尽管如此，在不脱离本发明范围的情况下，可以使用其他类型的螺母，诸如常规的六角螺母。

这个螺母62与具有螺纹端部的元件70配合，从而一起形成螺栓44。具有螺纹端部的元件70还包括与其成一直线的光滑杆状部70a和一体的或附接的头部71。

光滑杆状部分70a紧密地装配到其穿过的部分中，使得每个螺栓44不仅可以对作用在z方向上的力作出反应，而且可以对作用在x方向和y方向上的力作出反应。所穿过的部分是在z方向上相继的容纳在机翼中的装配件50的第二板54、附接至机翼下蒙皮22的衬里22’、吊挂架箱盒28的上桁梁30、以及内部肋36。然而，肋36可以具有位于上桁梁30的平面外部或内的加强件，如图6所示，使得螺纹元件70在离开附接至机翼的下蒙皮22的衬里22’之后直接穿过这个加强肋36，而不穿过上桁梁30。

为了确保x方向和y方向上的剪切力基本上穿过下蒙皮22，每个螺栓44的光滑杆状部70a可以以紧密配合的方式仅穿过衬里22’，而不穿过第二板54。

注意到的是，沿这个螺栓排，机翼箱盒14与吊挂架箱盒28的上桁梁30之间的竖直间距可以变化。为了应对竖直间距的这种差异，装配件50可以具有取决于它们沿这个螺栓排的位置的不同的高度，如图3中示意性描绘的。可替代地，肋36可以具有可变的突出高度来解决这个问题，或者衬里22可以再次被具有渐进厚度的填隙片代替，如下文所呈现的。当然，为了补偿两个箱盒14、28之间的竖直游隙，也可以组合这些解决方案中的一些或全部解决方案。

在所描述的优选实施例中，设有四个装配件50，每个装配件与螺栓44中的一个螺栓相关联。这些螺栓于是被分成两组，具体地是位于组件1的竖直纵向中平面p1的一侧上的第一组44a两个螺栓，以及位于这个中平面p1另一侧上的第二组44b两个螺栓。第一组44a的螺栓44两者穿过同一个第一横向肋36，而第二组44b的螺栓44两者穿过同一个第二横向肋36，该第二横向肋优选地在x方向上与第一肋直接相继。

优选地，肋24与前述两组中的每一组相关联。因此，设置在机翼箱盒14内、在中间桁梁18与前桁梁16之间的这两个肋24中的每一个肋与两个装配件50配合。

更具体地参照图4，还必须注意的是，每一组的两个螺栓44相对于与这个组相关联的侧向面板34基本对称地布置。在这点上，注意到的是，每个侧向面板34与这个螺栓组相关联的机翼箱盒肋24的腹板基本上位于相同一个平面内。

现在参考图6至图8，接下来是对后部机翼附接件42的第一变体实施例的描述。后部机翼附接件布置在后部封闭肋36a处。后部机翼附接件包括形成有基本上布置在x方向上的剪切销的附接件(称为“插销”)。这个剪切销80从封闭肋36a突出到后部，由紧固至这个装配件36a的加强件82支撑。该剪切销穿过三角形钩环84，另外两个纵向轴线86也穿过该三角形钩环，该两个纵向轴线还穿过紧固至机翼箱盒体的蒙皮22的夹具88。

现在，图9示出了两个机翼附接件40、42对力作出反应的方式。如前所述，前部机翼附接件40的每个螺栓44对所有三个方向x、y、z上的力作出反应，而后部机翼附接件42对y方向和z方向上的力作出反应。这种构型首先提供的优点是，这些附接装置40、42具有低程度的静态不确定性，这使得组件更容易组装。此外，这个螺栓排44表现为单一的旋转线，并且因此使得能够与后部附接件42一起对与y方向上的力矩相关的力作出反应。因此，这两个附接件40、42之间的大距离使得能够容易地对与y方向上的力矩相关联的这些力作出反应，而不会在箱盒14、28中引入过大幅度的局部力。

此外，在起落架垮塌的着陆或碰撞的情况下，这个螺栓排44可以完美地作为期望的薄弱点来良好起作用，从而通过这个螺栓排的断裂使得发动机分离。

最后，螺栓排44的使用减少了附接装置在竖直方向上占据的空间，这意味着吊挂架于是可以尽可能靠近机翼地联接。这还允许在机翼箱盒与吊挂架箱盒之间进行更直接地力传递，并且借助于作为结果的二次力矩的减少，可以减少或省去机翼中和吊挂架中的某些结构性加强件。这有助于安装更大直径的发动机。

根据图10至图12中示出的另一实施例，提供有填隙片92来补偿机翼装配件50与吊挂架箱盒24之间的竖直游隙。于是替换了填隙片22’的这个填隙片92在其位于第一螺栓组下方的部分92a和位于第二螺栓组下方的部分92b中具有不同的厚度，这是因为这些位置处的竖直游隙不同。因此，螺栓44中的每一个螺栓以不同的厚度穿过这些填隙片92，并且填隙片被夹在装配件50与吊挂架箱盒28的上桁梁30之间。

最后，注意到的是，作为各自对所有三个方向x、y和z上的力作出反应的螺栓44的解决方案的替代性方案，这些螺栓可以没有紧密配合并且仅对在z方向上的力作出反应。在这种情况下，前部机翼附接件40可以附加地具有“插销”，即剪切销94(如图10所示)，该剪切销基本上在z方向上定向，以便对x方向和y方向上的力作出反应。这个销94(其轴线与线46相交)优选地与填隙片92配合，如图10所示，并与加强装配件96配合，如图10a所示。这个加强装配件96连接吊挂架箱盒的、与螺栓44配合的两个肋36，以便允许销94居中，从而装配到中平面p1中。

参考图13至图18，这些图示出了本发明的第二示例性实施例，示出了前部机翼附接件40的第二变体实施例。如第一变体实施例中的那样，前部机翼附接件40包括至少一个螺栓排。这些螺栓44a、44b基本上在z方向上定向、并且沿相互平行或基本上相互平行的假想线146a、146b、146c、146d彼此间隔开。

每个螺栓44a、44b首先穿过附接至机翼箱盒14的前桁梁16的装配件50。更精确地说，装配件50附接在箱盒14外部、并且处于该箱盒的前方、在机翼箱盒的内部加强肋24中的一个内部加强肋的纵向延续部中。这个装配件50类似于参照图3至图6描述的装配件，并且因此将不提供其进一步描述。

在一个优选的实施例中，衬里122’紧固在压力面22(图中未示出)的下蒙皮下方、与前部机翼附接件40对齐，其中每个螺栓44a、44b穿过该衬里。在这个第二变体实施例中，每个螺栓44a、44b最终穿过吊挂架的、与吊挂架4的侧向面板34的上支架136a、136b相对应的结构性零件的上部部分。在第一替代方案中，这个上支架与侧向面板34的、与侧向面板34的其余部分基本上垂直地向后折叠的一部分相对应，使得这个向后折叠的部分位于xy平面中。在第二替代方案中，这个上支架与紧固至侧向面板34的至少一个非一体部分相对应。优选地并且如图13至图18所示，这个非一体部分是牢固地固定至侧向面板34的装配件136a、136b。装配件136a牢固地固定至图中所示的侧向面板34。另一装配件136b牢固地固定至吊挂架4的另一侧向面板。由于附图的视角，图中既没有示出这个另一装配件136b，也没有示出另一侧向面板。优选地，每个装配件抵靠侧向面板的外部面(术语“外部面”在此上下文中指示侧向面板的朝向吊挂架的外部定向的面)牢固地附接至所述侧向面板34中的一个侧向面板。因此，两个装配件136a和136b尽可能彼此远离，这对于附接件40来说具有相对于与y方向上的力矩相关的力更强的优点。

优选地并且如图所示，上桁梁30的形状使得其覆盖侧向面板34的上支架，这些上支架例如与装配件136a和136b相对应。

在第二变体实施例中，前部附接件40因此包括两个螺栓组：穿过装配件136a的第一螺栓组44a和穿过装配件136b的第二螺栓组44b。每个螺栓组的螺栓沿至少一条假想线146a、146b、146c、146d彼此间隔开。优选地，在图13至图18中示出的实例中，每个螺栓组的螺栓沿至少两条假想线146a、146b(在第二组的情况下)和146c、146d(在第一组的情况下)彼此间隔开。对于吊挂架的给定侧向体积(沿y轴)，沿多条线的这种布置使得可能增大螺栓的数量，并且因此增大能够由前部附接件40传递的力。第一螺栓组的线146c和第二螺栓组的线146a不必对准。类似地，第一螺栓组的线146d和第二螺栓组的线146b不必对准。然而，优选地，这些不同的线相互平行或者基本上相互平行。为了描述清楚起见，规定在描述的组件中，如果两条线在它们之间形成小于5°、并且优选小于3°的角度，则两条线被认为是基本上平行。优选地，各个线146a、146b、146c、146d与机翼箱盒14的前桁梁16平行或基本平行。优选地，尽管不是必须的，线146a和146b对准，如线146b和146d的情况那样。

然而，在特定情况下，特别是当由于机翼和/或吊挂架的结构性元件的构型而存在安装限制时，某些螺栓排可以与机翼箱盒14的前桁梁16不平行或基本不平行。

在不脱离本发明范围的情况下，在一个特定实施例中，侧向面板的上支架相对于这个侧向面板部分位于吊挂架4内并且部分位于吊挂架外部。因此，上支架在侧向面板的竖直部分(也称为竖直腹板)的两侧延伸。这个螺栓排包括穿过上支架的位于吊挂架内的那个部分的至少一个螺栓和穿过上支架的位于吊挂架外部的那个部分的至少一个螺栓。上支架的每个部分可以与侧向面板的向后折叠以便与侧面板的其余部分垂直的部分相对应，或者与牢固地附接至侧向面板的装配件相对应。因此，根据第一替代性方案，上支架的两个部分与侧向面板的向后折叠的部分相对应，于是该侧向面板的上部为t形形状的。根据第二替代性方案，侧向面板的上支架的这两个部分牢固地附接至侧向面板的装配件相对应，即一个装配件在侧向面板的内部面上，并且另一个装配件在侧向面板的外部面上。根据第三替代性方案，上支架的部分中的一个部分与侧面板向后折叠以便与侧向面板的其余部分垂直的部分相对应，并且另一部分与牢固地附接至侧向面板的装配件相对应。

如在第一变体实施例中那样，前部附接件40可以附加地具有“插销”，即剪切销。这个剪切销基本上在z方向上定向，以便对x方向和y方向上的力作出反应。根据第一替代性方案，如在第一变体中那样，实施单个剪切销94。于是，这个剪切销位于两个螺栓组44a和44b之间，例如与吊挂架的两个侧向面板34基本等距。根据图13至图18所示的第二替代性方案，实施了两个剪切销194a和194b。第一剪切销194a位于靠近第一螺栓组44a，并且第二剪切销194b位于靠近第二螺栓组44b。第一剪切销194a与在上桁梁30中和/或紧固至侧向面板34的第一装配件136a中产生的孔190a配合。第二剪切销194b与在上桁梁30中和/或紧固至另一侧向面板的第二装配件136b中产生的孔190b配合。实施在y方向上彼此间隔开的两个剪切销允许附接件40相对于与y方向上的力矩相关的力更强。这两个剪切销彼此间隔得越多，这种强度就越大。

与本发明的第二示例性实施例相关的图13至图18还展示了后部附接件42的第二变体实施例。在这个第二变体中，后部机翼附接件42包括一组螺栓244，其中每个螺栓一方面穿过吊挂架4的结构性零件236，并且另一方面穿过紧固至机翼2的装配件250。这个装配件250优选地位于机翼内，抵靠机翼2的下部压力面蒙皮22(为了清楚起见，在图13至图18中未示出)。装配件250紧固至机翼。该装配件例如附接在两个内部加强肋24之间。该装配件还可以附接在机翼箱盒的中间桁梁18上。优选地，吊挂架的结构性零件与附接至吊挂架箱盒的后部部分的装配件236相对应。这个装配件236例如附接至封闭吊挂架箱盒28的后部的后部封闭肋36a。螺栓244基本上在z方向上定向，并且沿假想线246a、246b彼此间隔开。优选地，这些假想线与机翼箱盒14的前桁梁16基本平行。这些螺栓穿过装配件250、下部压力面蒙皮22、以及吊挂架的与装配件236相对应的结构性零件。

替代性地，吊挂架的结构性零件可以与后部封闭肋36a对应于和/或相对应与位于靠近后封闭肋36a的横向加强肋36相对应。根据另一替代性方案，吊挂架的结构性零件可以与侧向面板34的上支架相对应，这些支架例如与参照前部附接件40的第二变体描述的两个装配件136a和136b相类似。

在一个优选实施例中，衬里222’附接在下蒙皮22下方，与后部机翼附接件42对齐，其中每个螺栓244穿过该衬里。

根据第二变体实施例的后部附接件具有的特征是具有高度静态不确定性。

而且，后部机翼附接件42可以附加地具有“插销”，即剪切销196，该剪切销基本上在z方向上定向，以便对x方向和y方向上的力作出反应。如图13至图18所示，这个销196优选与装配件236的孔195配合。在图15中示出的示例中，该装配件的轴线与线246b相交。剪切销196优选地在装配件236中侧向地居中，也就是说，该剪切销装配到中平面p1中。

根据上述第二版本的后部机翼附接件42还可以与前部机翼附接件40的第一版本相结合。根据第一版本的后部机翼附接件42还可以与第二版本的前部机翼附接件40结合。

当然，应理解的是，本领域技术人员可以对前面纯粹以非限制性举例的方式描述的本发明进行各种修改。例如，可以对上文描述的各种优选实施例加以组合。此外，在不脱离本发明范围的情况下，这个螺栓排可以替代性地与机翼箱盒的中间桁梁配合。