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]—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I。
[0049]整体上，这种组件I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I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祸轮喷气发动机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Pl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Pl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Pl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I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I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 —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