气发动机的涡轮风扇发动机10以及用于该发动机10的发动机支架4。此外，组件I包括用于将涡轮喷气发动机10安装至支架4的刚性结构6的装置7以及用于将刚性结构6安装至机翼元件2的装置8。
[0046]应该指出的是，位于支架4与涡轮喷气发动机10之间的交界处的安装装置7以常规的方式生产。因此，安装装置7在此处仅以图1中的示意性的方式描绘。就这一点而言，刚性结构6—一也被称为主结构一一的前端部经由适合的配件固定至涡轮喷气发动机10的中间壳体15的外套圈13。该套圈13沿风扇壳体17的轴向延伸方向向后延伸，风扇壳体17的直径与套圈13的直径大致相同。
[0047]在以下的整个描述中，X方向照惯例对应于支架4的纵向方向，该X方向也能够与涡轮喷气发动机1的纵向方向相当。该X方向与该涡轮喷气发动机10的纵向轴线5平行。此外，Y方向与相对于支架4横向定向的方向对应，并且Y方向也能够与涡轮喷气发动机10的横向方向相当，而Z方向与竖向方向或高度对应。这三个方向X、Y和Z相互正交并且形成直角坐标系O
[0048]此外，术语“前”和“后”是相对于在受到由涡轮喷气发动机10施加的推力之后的飞行器的运行方向而考虑的，该方向由箭头19示意性地表示。
[0049]机翼2包括机翼盒21，机翼盒21设计成形成机翼的结构部分。该机翼盒在前部处由机翼元件2的前翼梁34限定，并且在后部处由后翼梁36限定。基本上在机翼的整个厚度上延伸的所述两个翼梁34、36沿着翼展方向以常规方式定向。此外，机翼盒21由机翼的上表面35在上面封闭，并且由该同一机翼的下表面37在下面封闭。所述两个侧梁34、36在内部附接至上表面35和下表面37，上表面35和下表面37形成机翼的空气动力学表面。
[0050]再次参照图1，表明了其中仅描绘了发动机支架4的成形为盒的刚性结构6以及用于将该刚性结构安装至机翼元件2的装置8的一部分。在支承空气动力学整流罩的同时确保系统的隔离和支承的其他没有被描述的组成部分一一该支架4的次结构型元件一一是与现有技术中遇到的元件相同或相似的常规元件。因此，将不再提供详细的描述。
[0051]刚性结构6实际上是“盒”型的，S卩，由具有上翼梁20和下翼梁22以及两个侧壁翼板24 (由于侧视而仅能够观察到一个侧壁翼板)的组件形成，这些元件20、22、24通过内横向翼肋(未示出)相互连接，所述内横向翼肋通常沿平行的平面YZ定向。这些翼肋优选地沿X方向均匀地分布在盒6内。
[0052]此外，刚性结构6在其后部处具有同样采取刚性结构6的形状的后封闭元件28，SP，完全封闭盒的盘状构件，或者框状翼肋，即，后封闭元件28在其中间处具有开口并且因此仅部分地封闭该同一盒。该元件28优选地大致竖向地定向并且刚性地连接至盒6的元件20、
22、24中的每个元件。
[0053]侧壁翼板24可以向后延伸到后封闭元件28以外，如在图1中所描绘的。此外，所述特征中的一个特征在于刚性结构6的由元件28以及翼板24的突出部形成的后端部位于前翼梁34的前方。另外，整个刚性结构6在该前翼梁34的前方延伸，其中，该刚性结构6的后端部的至少一部分嵌入在机翼2的前缘30中，该前缘被从翼梁34开始朝向前方限定。此处，整个刚性结构6位于机翼的最低点的上方，该最低点在图1中由附图标记41示意性地指出。因此，刚性结构6相对于现有技术中已知的实施方式被向前且向上移动，这使得涡轮喷气发动机10更靠近下表面37。就这一点而言，应当指出的是，涡轮喷气发动机10的后部一一特别地，整个涡轮壳体25或涡轮壳体25的一部分以及位于该壳体的后部处的元件一一安装在机翼2的下方。更通常地，涡轮喷气发动机10的后部是被称为涡轮喷气发动机的“核心”壳的壳体的一部分。
[0054]通过使涡轮喷气发动机10更靠近下表面37，就可以考虑具有大旁通比因而具有大的风扇直径同时保持所需的离地间隙的涡轮喷气式设计。此外，减小距离有助于限制涡轮喷气发动机与机翼之间的杆臂，并且因此参与限制引起的寄生弯矩。另外，该刚性结构的重量和成本有利地降低。最后，通过使盒6向机翼盒翼梁34的前方移动，并且不将盒6沿竖向的Z方向插入在该盒与涡轮喷气发动机10之间，机翼下方的空气动力干扰就会受到限制。
[0055]刚性结构6也具有紧凑的设计，其远远短于以前遇到的刚性结构。特别地，刚性结构6包括高度大于机翼盒21的前翼梁34的高度的至少一个截面。盒6的横截面的高度与翼梁34的高度之间的这种关系优选地在盒的很大一部分上、例如在该盒6的可能除其前端部之外的整个长度上得到实现。例如，在盒的与前翼梁34相对的后末端处，封闭元件28的高度在翼梁34的高度的1.5倍与2.5倍之间。
[0056]优选地，盒6的在X方向上的最大长度与该盒的在Z方向上的平均高度之间的比在
1.5与3.5之间。这种紧凑性提供了改善的机械性能，使得力能够从涡轮喷气发动机10朝向机翼2传递。还应该指出的是，这种紧凑性一一通过增加盒6的高度成为可能一一不会对离地间隙不利，这是因为同一盒6没有竖向地插入在机翼与发动机之间，而是通常布置在机翼的前方。
[0057]这也导致了支架4和涡轮喷气发动机10相对于机翼2的整体上升，如可以在图2中观察到的。更精确地，描绘了涡轮喷气发动机的次级管道40，其特征在于，次级气流用于循环。管道40的上部40a比机翼2高，使得次级气流的相应部分在离开中间壳体之后在该机翼的上方循环。更常规地，管道40的其他部分比机翼2低，使得次级气流的相应部分在该机翼的下方流动。
[0058]参照图1、图3和图4，安装装置8包括若干机翼安装件，所述若干机翼安装件一起形成等载荷传递系统。在该第一优选实施方式中，具有分别标记为8a、8b、8c和Sd的四个机翼安装件。
[0059]首先是上机翼安装件8a，该上机翼安装件8a设计成仅传递沿X方向定向的推力载荷。本发明的特征中的一个特征在于下述事实:安装件8a包括在外部固定在机翼盒21的上表面35上的配件42。与配件42相对的另一配件44固定在盒6的封闭元件28上。两个配件42、44通过大致沿X方向定向的连接杆46彼此连接。该连接杆46在两个端部处分别铰接在配件42、44上。铰链销因此优选地沿Y方向定向并且与设置在配件42、44处的U形夹、或者连接杆46配合。前述元件42、44、46中的每一者均可以是成对的，以便即使在这些元件中的任一元件失效的情况下仍确保力的传输。这种设计使得可以提供“故障保护”安全功能。
[0060]提供上机翼安装件一一该上机翼安装件通常布置在机翼盒21的上方一一释放了机翼盒21下方的空间，并且因此允许涡轮喷气发动机移动成更靠近机翼2的下表面。这种布置因而极大地提高了安装具有高旁通比同时保持所需的离地间隙的涡轮喷气发动机的可能性。
[0061 ] 配件42通过纵向延伸的凸缘48紧固至上表面35，并且凸缘48通过紧固元件50刚性地连接至同一上表面35。因此，从而也穿过上表面35的这些紧固元件50在机翼盒21中一引入推力载荷时就受剪切作用。这些紧固元件优选地是螺栓或相似元件，所述螺栓或相似元件沿着Z方向布置，并且/或者局部地正交于凸缘50和上表面35布置。
[0062]安装装置8还包括两个下机翼安装件8b、8c，所述两个下机翼安装件8b、8c沿Y方向彼此偏移。两个安装件8b、8c设计成仅传递沿X方向和Z方向定向的力，沿Z方向传递的力实质上与发动机的实际重量相关联。为做到这一点，每个安装件8b、8c均具有通过带螺栓的凸缘56固定至前翼梁34的配件52。就这一点而言，表明配件52包括固定至前机翼盒翼梁的单面凸缘56，或固定至前机翼盒翼梁34并且固定至该盒的下表面37的所谓的“角配件”型的双面凸缘。
[0063]此外，相应的配件54固定至盒6的封闭元件28的下表面。每对配件52、54由沿Y方向定向的铰链销连接。为做到这一点，配件52、54中的一者具有轭形端部，而另一者具有插入在该轭状件的两个头部之间的端部。如图3所示，所述两个配件52、52与所述两个配件54、54一样可以由单件形成。凸缘56延伸超出前翼梁34的高度的大部分，并且具有固定至同一翼梁的下端部的一部分。这有助于使下安装件8b、8c在不占用机翼2下方的空间的情况下尽可能地从上安装件8a沿Z方向伸展。力矩沿Y方向的传递因此通过使机翼盒