CN101568468A - 飞行器的机翼-机身连接装置 - Google Patents

Abstract

一种飞行器的机翼－机身连接装置，其中设置在机身(1)的上部区域中的机翼(2)通过多个联接器(3、4、5、6)连接于机身(1)，其中联接器(3、4、5、6)用于接受各个方向的力并且分别具有特别是针对额定的飞行载荷和着陆载荷(10)或者额定的撞击载荷而设计的最大载荷承受能力。根据本发明，各个联接器(3、4、5、6)的载荷承受能力以及它们的力接受方向彼此匹配，使得如果联接器(3、4、5、6)中的一个发生故障，则余下的联接器(3、4、5、6)的最大载荷承受能力足够用于安全的正常飞行操作。

Description

飞行器的机翼-机身连接装置

技术领域

根据权利要求1的前序部分，本发明涉及一种机翼-机身连接装置或者一种用于将机翼连接于飞行器机身的装置。

背景技术

在机翼设置在机身上部区域的飞行器中，特别是在上单翼机中，机翼通常通过多个机翼联接器连接于机身，其中联接器用于接受各个方向的力。机翼联接器针对最大的载荷承受能力进行设计。这涉及到飞行载荷和着陆载荷，以及在预定加速度值的情况下的撞击载荷。机翼联接器的一种可能的设计原理为所谓的摆式摆杆支架的形式，它们通过枢轴轴承联接于机身侧以及机翼侧。

在已知的运输机唐萨(TRANSALL)中，在机身的每一侧上，机翼通过七个这种摆式摆杆支架进行联接，摆式摆杆支架用于接受沿飞行器垂直轴线Z以及沿飞行器纵向轴线X的力。这些机翼联接器基本上沿X方向一个接一个地布置在一排中，其中在机身侧上，它们附接于纵向构件，而在机翼侧上，它们附接于加强翼肋。暂时先不考虑沿V方向——即翼展方向——的联接器。

发明内容

本发明的目的在于创建一种机翼-机身连接装置，通过具有少量机翼连接器并且轻质的机翼-机身连接装置，可以实现机翼-机身连接装置的最佳可能的载荷承受能力和故障安全性。

该目的通过具有权利要求1的特征的机翼-机身连接装置得以实现。在从属权利要求中陈述了根据本发明的机翼-机身连接装置的优选实施方式以及改进。

本发明创建了一种飞行器的机翼-机身连接装置，其中，设置在机身的上部区域中的机翼通过多个联接器连接于机身，其中联接器用于接受各个方向的力并且分别具有特别是针对额定的飞行载荷和着陆载荷或者额定的撞击载荷而设计的最大载荷承受能力。根据本发明，各个机翼联接器的载荷承受能力以及它们的力接受方向彼此匹配，使得在联接器中的一个发生故障的情况下，余下的联接器的最大载荷承受能力足够用于安全的正常飞行操作。

根据本发明的一个实施方式，在机身每一侧上的机翼通过四个机翼联接器连接于机身，所述机翼联接器用于接受基本上(即，具有±30度的偏差，并且尤其是具有±15度的偏差)沿飞行器垂直轴线Z的方向以及沿飞行器纵向X的力，并且在联接器中的一个发生故障的情况下，余下的联接器的最大载荷承受能力足够用于安全的正常飞行操作。

根据本发明的示例性实施方式，机翼联接器包括：第一机翼联接器，其用于接受基本上沿飞行器垂直轴线Z的方向的力；以及第二机翼联接器，在全部数量的机翼联接器完好的情况下，所述第二机翼联接器用于接受基本上沿飞行器纵向X的力。

优选地，其中，第二机翼联接器的载荷承受能力以及它们的与其角位置相关的力接受方向设置成使得在第一机翼联接器中的一个发生故障的情况下，所述第二机翼联接器连同保持完好的至少一个第一机翼联接器一起接受在机翼-机身连接装置中存在的载荷，并且在正常飞行操作中不会超过机翼联接器的最大载荷承受能力。

另外，第一机翼联接器的载荷承受能力以及它们的力接受方向优选地设置成使得在第二机翼联接器中的一个发生故障的情况下，所述第一机翼联接器连同保持完好的第二机翼联接器一起接受在机翼-机身连接装置中存在的载荷，并且在正常飞行操作中不会超过机翼联接器的最大载荷承受能力。

根据机翼-机身连接装置的一个实施方式，在机身的每一侧上提供两个第一机翼联接器以及两个第二机翼联接器。

根据本发明的一个实施方式，两个第一机翼联接器设置成靠近前翼梁或者后翼梁，并且两个第二机翼联接器设置在两个第一机翼联接器之间。

根据一个实施方式，第一机翼联接器在机身与机翼之间基本上平行于Z方向延伸，而第二机翼联接器在机身与机翼之间基本上沿着位于X-Z平面内并相对于Z方向倾斜的方向延伸，其中第二机翼联接器的倾斜角度设定成一定大小并且彼此匹配，使得在第一机翼联接器中的一个发生故障的情况下第二机翼联接器接收它们的载荷并且不会超过它们的最大载荷承受能力。

根据一个实施方式，第二机翼联接器的方向以彼此倾斜的方式延伸，使得它们的载荷的作用线在机翼区域中在载荷上方相交，或者第二机翼联接器以彼此倾斜的方式延伸并且在机翼区域中在第二机翼联接器上方由共用的配件联合在一起。

根据本发明的一个实施方式，机翼联接器包括摆式摆杆支架(摆杆支架)，其分别由机身侧支承件、机翼侧支承件以及设置于其间的摆杆形成。

第一机翼联接器由基本上在Y-Z平面内铰接的摆式摆杆支架形成，而第二机翼联接器由基本上在X-Z平面内铰接的摆式摆杆支架形成。

根据本发明的一个实施方式，用于接受基本上沿飞行器垂直轴线Z的方向以及沿飞行器纵向X的力的机翼联接器在机身的每一侧上沿飞行器纵向X基本上布置成一排。

此外，为了接受基本上沿翼展方向Y的力，在机身与机翼之间提供另外的机翼联接器。

另外的机翼联接器包括摆式摆杆支架，其分别由机身侧支承件、机翼侧支承件以及设置于其间的摆杆形成。

根据一个实施方式，另外的机翼联接器的摆式摆杆支架基本上在Y-Z平面内铰接。

根据本发明的一个实施方式，该机翼-机身连接装置设置在具有后掠翼的上单翼机中。

根据本发明，还提供一种具有本文中所描述的机翼-机身连接装置的其中一个实施方式的飞行器。

另外，根据本发明，还提供一种机翼或者翼盒、机身部分和机翼-机身连接装置的组合。

附图说明

下面，参照附图解释本发明的示例性实施方式。附图中：

图1是根据本发明示例性实施方式的飞行器的机翼-机身连接装置的立体图；

图2至4是关于各种载荷情况的图1所示的机翼-机身连接装置的横截面图；以及

图5是如在运输机唐萨中已使用的根据现有技术的机翼-机身连接装置的立体图。

具体实施方式

首先参照图5，描述如在运输机唐萨中所使用的、根据现有技术的一种已知的飞行器的机翼-机身连接装置。在机身1的顶部，机翼2通过多个机翼联接器103、104、105、106、107、108、109进行联接。每个机翼联接器设计成摆式摆杆支架的形式，其包括：机身侧支承件131、141、151、161、171、181、191，机翼侧支承件132、142、152、162、172、182、192以及设置于它们之间的摆杆133、143、153、163、173、183、193。靠近机翼的前缘以及机翼的后缘，提供第一机翼联接器103、104以及108、109，用来接受沿飞行器垂直轴线Z的方向的力。它们的机身侧支承件131、141或181、191分别固定于机身框架113、114或116、117。它们的机翼侧支承件132、142或182、192固定于机翼2的机翼翼肋120。另外，机翼联接器106设置在机翼联接器104与108之间的中间处，其用来接受相对于飞行器的纵向X沿飞行器垂直轴线Z的方向的力。所述机翼联接器106通过机身侧支承件161固定于机身框架115，并且还通过机翼侧支承件162固定于机翼翼肋120。为了传递沿飞行器纵向X的力，在已知的机翼-机身连接装置中提供两个另外的机翼联接器105、107，所述两个另外的机翼联接器105、107利用它们的机身侧支承件151或171连同Z-机翼联接器106的机身侧支承件161一起固定于机身框架115，并且利用它们的机翼侧支承件152或172连同Z-机翼联接器104或108的机翼侧支承件142或182一起固定于机翼翼肋120。用于传递沿Z方向的力的机翼联接器103和109在Y-Z平面内铰接，而用于传递沿Z方向的力的其它机翼联接器104、106和108以及用于传递沿X方向的力的机翼联接器105和107在X-Z平面内铰接。用于传递沿X方向的力的机翼联接器105和107以相对于Z方向倾斜的方式在X-Z平面内延伸，即，使得它们的延伸在机身框架115中的一点处相交。

图1示出了根据本发明的示例性实施方式的飞行器的机翼-机身连接装置，其中设置在机身1的顶部处的机翼2通过多个联接器3、4、5、6以及通过另外的联接器7、8连接于机身1。仅示出了设置在飞行器的左舷上的机翼联接器3、4、5、6、7、8；飞行方向由箭头D1指出。机翼联接器3、4、5、6用于接受基本上沿飞行器垂直轴线Z的方向以及沿飞行器纵向X的力，而另外的机翼联接器7、8用于接受基本上沿翼展方向Y的力。

基本上设置在沿飞行器纵向X的方向延伸的排中的机翼联接器3、4、5、6包括两个第一机翼联接器3、6和两个第二机翼联接器4、5，第一机翼联接器3、6用于接受基本上沿飞行器垂直轴线Z的方向的力，如果全部数量的机翼联接器完好，则第二机翼联接器4、5用来接受基本上沿飞行器纵向X的力。

机翼联接器3、4、5、6设置成分别包括两个回转节的摆式摆杆支架或者杆连接装置的形式，机翼联接器分别由机身侧支承件31、41、51、61、机翼侧5的支承件32、42、52、62以及设置在它们之间的摆杆33、43、53、63形成。第一机翼联接器3、6的机身侧支承件31和61分别固定于机身框架11或18，而第二机翼联接器4、5的每个机身侧支承件41、51固定于两个机身框架，即，机翼联接器4的机身侧支承件41固定于机身框架12和13，以及机翼联接器5的机身侧支承件51固定于机身框架16和17。在机翼联接器固定于各个机身框架中的术语“固定”是指：通过相应的机身联接部分RA，各个机身侧支承件直接地连接于一个或两个机身框架20，或者通过至少一个另外的联接部分连接于一个机身框架或连接于两个机身框架。

如图2-4所示，机翼联接器3、4、5、6的机翼侧支承件32、42、52、62固定于机翼翼肋20，所述机翼翼肋基本上沿飞行器纵向X延伸。换句话说，通过相应的机翼联接部分FA，两个机翼侧支承件42、52直接地连接于一个并且是同一个翼肋20，或者通过至少一个另外的联接部分连接于翼肋20或沿Y方向最近的翼肋20。如图1所示，形成第一机翼联接器3、6的摆式摆杆支架基本上在Y-Z平面内铰接，而形成第二机翼联接器4、5的摆式摆杆支架基本上在X-l平面内铰接。

借助于摆式摆杆支架的机翼联接器3、4、5、6分别是如下部分的组合：杆或杆部件或摆杆33、43、53、63，在其沿纵向彼此间隔开的两个位置上、优选地在其端部处包括枢轴轴承；具有机翼侧支承件32、43、53、63的机翼联接部分；以及具有机身侧支承件31、41、51、61的机身联接部分。当沿飞行器纵向X观察时位于第一机翼联接器3、6之间的第二机翼联接器4、5设计成：使得第二机翼联接器4、5的杆43、53的纵向延伸相对于飞行器纵向轴线X或者相对于第二机翼联接器的机身侧支承件41、51的连接线形成锐角。其中，杆43、53的纵向延伸限定成使得杆的纵向可以延伸穿过各个杆的机翼侧支承件的中心以及机身侧支承件的中心。

其中，当所述纵向延伸起始于机身侧支承件41时，前部第二机翼联接器4(即，也就是沿飞行器纵向的逆向位于较为靠近飞行器前部)的杆的纵向延伸与飞行器纵向X的正向或者与第二机翼联接器4、5的机身侧支承件41、51中心的朝后指向的连接线优选地形成10度到30度之间的角度W1。换句话说，起始于飞行器纵向X的正向或者起始于第二机翼联接器4、5的机身侧支承件41、51中心的朝后指向的连接线的前部第二机翼联接器4的杆的纵向延伸方向是通过在Y轴线的正向上的-10度到-30度之间的旋转而产生。

作为替代或者另外地，当所述纵向延伸起始于机身侧支承件51时，后部第二机翼联接器5的杆的纵向与飞行器的纵向X的逆向或者与第二机翼联接器4、5的机身侧支承件41、51中心的朝前指向的连接线形成15度到40度之间的角度W2。换句话说，起始于飞行器纵向X的逆向或者起始于第二机翼联接器4、5的机身侧支承件41、51中心的朝前指向的连接线的后部第二机翼联接器4的杆的纵向延伸方向是通过在Y轴线的正向上的+15度到+40度之间的旋转而产生。

这些角度针对横向进行限定，即，它们应用于沿Y方向正向的视图方向，相应地，例如应用于图4的视图。

优选地，总共为两排，分别提供两个第一机翼联接器3、6以及位于前者之间的两个第二机翼联接器4、5。这两排特别地相对于彼此定位成关于飞行器纵向轴线X对称。还可以以分别相对于飞行器纵向轴线X横向设置的方式提供多个这种机翼联接器的排。优选地，机身侧支承件41、51的中心以及机翼侧支承件42、52的中心位于具有1.0m宽度的假想条带之内，该条带沿飞行器纵向X延伸。

在特殊应用中，如果当沿着飞行器纵向X观察时第二机翼联接器4、5的机翼侧支承件42、52的中心具有0.2m的最小距离，则这样是有利的。

如图1以及图2-4所示，基本上沿X-Z平面内的方向延伸的第二机翼联接器4、5或者它们的杆43、53在机身1与机翼2之间以相对于Z方向倾斜的方式延伸，其中它们以相对于彼此倾斜的方式延伸，使得载荷的作用线或者杆的纵向在机翼2的区域内而且特别是在相关的机翼翼肋20的边界之内在所述载荷上方相交。在本文中，术语“相关的”机翼翼肋20是指至少机翼联接部分FA直接地或间接地固定或者附接于其上的翼肋，或者机翼联接部分FA连接于其上的翼肋。如上所述，术语“相关的”机翼翼肋20也可以是指最近的翼肋。

设定第二机翼联接器4、5的倾斜角度的大小，使得在第一机翼联接器3、6中的一个发生故障的情况下，第二机翼联接器4、5接受前者的载荷，换句话说，除了接受沿飞行器纵向X作用的力之外，第二机翼联接器还在很大程度上接受沿飞行器垂直轴线Z的方向的力，而不会超过它们的最大载荷承受能力。

机翼联接器4、5分别具有最大载荷承受能力，在现在所描述的示例性实施方式中，所述最大载荷承受能力根据最大飞行载荷和着陆载荷以及根据额定的撞击载荷——例如沿朝前方向的9g的负加速度——进行设定。

各个机翼联接器3、4、5、6的载荷承受能力以及它们的力接受方向是匹配的，使得在联接器3、4、5、6中的一个发生故障的情况下，余下的联接器的最大载荷承受能力足够用于安全的正常飞行操作。换句话说，关于它们的角位置方面，机翼联接器彼此匹配，使得在故障保险的情况下，作用在仍然完好的联接器上的载荷几乎等同于在撞击情况下作用于所有联接器上的载荷。联接器3、4、5、6中的一个发生故障例如是由材料疲劳或发动机故障所导致，或者尤其是在军用飞行器的情况下由敌人的炮火所导致。于是，在损伤容限情况下或者故障保险情况下由机翼联接器3、4、5、6所接受的载荷几乎等同于如上述的额定撞击情况下所将经受的载荷。这两种情况——即，机翼联接器3、4、5、6中的一个发生故障以及撞击情况——同时发生是不太可能的。

此外，为了接受沿翼展的Y方向的力，提供了位于机身1与机翼2之间的另外的机翼联接器7、8，在示例性实施方式中示出的所述机翼联接器7、8也由摆式摆杆支架形成，其分别包括：机身侧支承件71、81，机翼侧支承件72、82，以及设置在它们之间的摆杆73、83。另外的机翼联接器7、8的摆式摆杆支架基本上在Y-Z平面内铰接。

现在，参照图2至图4，将针对各种特殊载荷情况来考虑接受Z-载荷以及X-载荷的机翼联接器3、4、5、6的载荷。在该过程中，假定机翼后掠，在所述后掠中，作用在机翼2上的重心以及升力的中心沿飞行器纵向X位于由机翼联接器3、4、5、6形成的装置的中部的后面。这样，出现如图中所示的力拒My。

图2示出了靠近机翼后缘设置的机翼联接器6发生故障的情况。通常由所述机翼联接器6承受的载荷以所示的方式分配给余下的机翼联接器3、4、5；因此，X-机翼联接器4、5受到更强的拉伸载荷，而位于靠近机翼前缘的Z-机翼联接器3受到压缩载荷。这样，在机翼中接受了所示的俯仰力拒My，所述俯仰力拒My由假定的机翼的后掠所导致。X-联接器4、5上的1927kN或2088kN的拉伸力以及Z-机翼联接器3上的936kN的压缩力仅稍微超过了针对额定撞击情况进行考虑的载荷，所述撞击情况将在下文中参照图4进行解释。

图3示出了靠近机翼前缘设置的Z-机翼联接器3发生故障的情况。由余下的机翼联接器4、5、6接受所经受的力，其中现在两个X-联接器4、5受到压缩载荷，而位于靠近机翼后缘的Z-联接器6受到拉伸载荷。在这种情况下，各个连接装置上所经受的力同样没有超过机翼联接器3、4、5、6的考虑到额定撞击情况进行设计的力。809kN或者1085kN的压缩力作用在X-机翼联接器4、5上，而1343kN的拉伸力作用在靠近机翼后缘的Z-机翼联接器6上。同样，在机翼上指出的由于机翼的掠形而导致的俯仰力拒My得到接受。

图4示出了机翼联接器3、4、5、6上的载荷，如它们由假设的具有沿朝前方向的9g的负加速度或者沿朝下方向的6g的负加速度的额定撞击情况所导致。在此种情况下假定为完好的机翼联接器3、4、5、6上，1115kN或1118kN的压缩力作用在靠近机翼前缘或者机翼后缘的Z-机翼联接器3和6上，而1750kN或1995kN的拉伸力作用在X-联接器4、5上。

如前面所提到的，机翼联接器3、4、5、6中的一个发生故障以及发生撞击的同时发生是不太可能的。在本文中，基本上不考虑发生在另外的机翼联接器7、8上的基本上沿翼展方向Y作用的力。

设置在机身1两侧的沿V方向和X方向作用的机翼联接器3、4、5、6的装置共同作用，图1只示出了位于左舷上的机翼联接器3、4、5、6，因为它们联接在机翼2之上，所以尤其使得在机翼2上存在的力被机身两侧上的所有全部的机翼联接器所接受。

附图标记列表

1                                    机身

2                                    机翼

3，4，5，6                           机翼联接器

31，41，51，61                       机身侧支承件

32，42，52，62                       机翼侧支承件

33，43，53，63                       摆杆

7，8                                 机翼联接器

11，12，13，14，15，16，17，18       机身框架

20                                   机翼翼肋

71，81                               机身侧支承件

73，83                               机翼侧支承件

103，104，105，106，107，108，109    机翼联接器

131，141，151，161，171，181，191    机身侧支承件

25132，142，152，162，172，182，192  机翼侧支承件

133，143，153，163，173，183，193    摆杆

113，114，115，30116，117            机身框架

120                                  机翼翼肋

Claims (16)

1.一种飞行器的机翼-机身连接装置，其中设置在机身(1)的上部区域中的机翼(2)通过多个联接器(3、4、5、6)连接于所述机身(1)，其中所述联接器(3、4、5、6)用于接受各个方向的力并且针对最大载荷承受能力进行设计、特别是针对额定的飞行载荷和着陆载荷或者额定的撞击载荷进行设计，其特征在于，各个所述机翼联接器(3、4、5、6)的载荷承受能力以及它们的力接受方向彼此匹配，使得在所述联接器(3、4、5、6)中的一个发生故障的情况下，余下的联接器(3、4、5、6)的最大载荷承受能力足够用于安全的正常飞行操作。

2.根据权利要求1所述的机翼-机身连接装置，其特征在于，在所述机身(1)每一侧上的所述机翼(2)通过四个机翼联接器(3、4、5、6)连接于所述机身(1)，所述机翼联接器(3、4、5、6)用于接受基本上沿飞行器垂直轴线(Z)的方向以及沿飞行器纵向(X)的力，并且在所述联接器(3、4、5、6)中的一个发生故障的情况下，余下的联接器(3、4、5、6)的最大载荷承受能力足够用于安全的正常飞行操作。

3.根据权利要求1或2所述的机翼-机身连接装置，其特征在于，所述机翼联接器(3、4、5、6)包括：第一机翼联接器(3、6)，所述第一机翼联接器(3、6)用于接受基本上沿飞行器垂直轴线(Z)的方向的力；以及第二机翼联接器(4、5)，在全部数量的机翼联接器(3、4、5、6)完好的情况下，所述第二机翼联接器(4、5)用于接受基本上沿飞行器纵向(X)的力。

4.根据权利要求3所述的机翼-机身连接装置，其特征在于，所述第二机翼联接器(4、5)的载荷承受能力以及所述第二机翼联接器的与其角位置相关的力接受方向设置成使得在所述第一机翼联接器(3、6)中的一个发生故障的情况下，所述第二机翼联接器连同保持完好的第一机翼联接器(6、3)一起接受在所述机翼-机身连接装置中存在的载荷，并且在正常飞行操作中不会超过机翼联接器的最大载荷承受能力。

5.根据权利要求3或4所述的机翼-机身连接装置，其特征在于，所述第一机翼联接器(3、6)的载荷承受能力以及所述第一机翼联接器的力接受方向设置成使得在所述第二机翼联接器(4、5)中的一个发生故障的情况下，所述第一机翼联接器(3、6)连同保持完好的第二机翼联接器(5、4)一起接受在所述机翼-机身连接装置中存在的载荷，并且在正常飞行操作中不会超过机翼联接器的最大载荷承受能力。

6.根据权利要求3至5中任一项所述的机翼-机身连接装置，其特征在于，在所述机身(1)的每一侧上提供两个所述第一机翼联接器(3、6)以及两个所述第二机翼联接器(4、5)。

7.根据权利要求3至6中任一项所述的机翼-机身连接装置，其特征在于，所述第一机翼联接器(3、6)设置成靠近前翼梁或者后翼梁，并且所述第二机翼联接器(4、5)设置在所述第一机翼联接器(3、6)之间。

8.根据权利要求3至7中任一项所述的机翼-机身连接装置，其特征在于，所述第一机翼联接器(3、6)在所述机身(1)与所述机翼(2)之间基本上平行于Z方向延伸，而所述第二机翼联接器(4、5)在所述机身(1)与所述机翼(2)之间基本上沿着位于X-Z平面内并相对于Z方向倾斜的方向延伸，其中所述第二机翼联接器(4、5)的倾斜角度设定成一定大小并且彼此匹配，使得在所述第一机翼联接器(3、6)中的一个发生故障的情况下所述第二机翼联接器(4、5)接收它们的载荷并且不会超过它们的最大载荷承受能力。

9.根据权利要求8所述的机翼-机身连接装置，其特征在于，所述第二机翼联接器(4、5)的方向以彼此倾斜的方式延伸，使得它们的载荷的作用线在所述机翼(2)的区域中在所述载荷的上方相交，或者所述第二机翼联接器(4、5)以彼此倾斜的方式延伸并且在所述机翼(2)的区域中在所述第二机翼联接器上方由共用的配件联合在一起。

10.根据权利要求1至9中任一项所述的机翼-机身连接装置，其特征在于，所述机翼联接器(3、4、5、6)包括摆式摆杆支架，所述摆式摆杆支架分别由机身侧支承件(31、41、51、61)、机翼侧支承件(32、42、52、62)以及设置于其间的摆杆(33、43、53、63)形成。

11.根据权利要求10所述的机翼-机身连接装置，其特征在于，所述第一机翼联接器(3、6)由基本上在Y-Z平面内铰接的摆式摆杆支架形成，而所述第二机翼联接器(4、5)由基本上在X-Z平面内铰接的摆式摆杆支架形成。

12.根据权利要求2至11中任一项所述的机翼-机身连接装置，其特征在于，用于接受基本上沿飞行器垂直轴线(Z)的方向以及沿飞行器纵向(X)的力的所述机翼联接器(3、4、5、6)在所述机身(1)的每一侧上沿飞行器纵向(X)基本上布置成一排。

13.根据权利要求2至12中任一项所述的机翼-机身连接装置，其特征在于，另外地，为了接受基本上沿翼展方向(Y)的力，在所述机身(1)与所述机翼(2)之间提供另外的机翼联接器(7、8)。

14.根据权利要求13所述的机翼-机身连接装置，其特征在于，所述另外的机翼联接器(7、8)包括摆式摆杆支架，所述摆式摆杆支架分别由机身侧支承件(71、81)、机翼侧支承件(72、82)以及设置于其间的摆杆(73、83)形成。

15.根据权利要求14所述的机翼-机身连接装置，其特征在于，所述另外的机翼联接器(7、8)的摆式摆杆支架基本上在Y-Z平面内铰接。

16.根据权利要求1至15中任一项所述的机翼-机身连接装置，其特征在于，所述机翼-机身连接装置设置在具有后掠翼(2)的上单翼机中。

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