CN105705417B - 用于将发动机支架安装至机翼盒的包括固定至所述机翼盒的上表面的配件的用于飞行器的组件 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用以允许风扇发动机(10)尽可能地靠近机翼盒(21)的下表面放置的用于飞行器的组件(1)，该组件包括用于将发动机支架的刚性结构(6)附接至机翼盒的装置(8)，所述装置(8)包括上机翼附接件(8a)，该上机翼附接件(8a)包括配件(42)，该配件(42)固定至机翼盒(21)的上表面(35)。

Description

用于将发动机支架安装至机翼盒的包括固定至所述机翼盒的 上表面的配件的用于飞行器的组件

技术领域

本发明涉及用于飞行器的组件的领域，该组件包括机翼元件、涡轮风扇发动机和发动机支架，其中，涡轮风扇发动机意于部分地布置在机翼元件的下方。

本发明还涉及配备有这种组件的飞行器。这种组件优选地应用于商用飞行器。

背景技术

在现有的飞行器上，涡轮风扇发动机比如涡轮喷气发动机通过也被称为“EMS”(发动机安装结构)的复杂的安装装置或者甚至发动机支架而悬挂在机翼下方。常用的安装装置具有成形为盒的刚性结构，即，该盒由具有上翼梁和下翼梁的组件形成，其中，所述上翼梁和下翼梁由位于盒内的多个横向翼肋相互连接。所述翼梁布置在下表面和上表面上，而侧壁翼板封闭盒的侧表面。

在已知的方式中，这些支架的刚性结构——也被称为主结构——设计成允许由发动机产生的静态力和动态力例如重力、推力或各种动态力传输至机翼。

就这一点而言，在从现有技术中已知的发动机支架中，发动机支架与机翼之间的力的传输通常由包括前安装件、后安装件和中间安装件的一组安装件来确保，所述一组安装件尤其设计成传输由发动机产生的推力载荷。

为做到这一点，设计成传输推力载荷的中间安装件——也被称为“插销”安装件——通常由固定在刚性结构的后上翼梁中的球接头来实施并且该中间安装件位于前安装件与后安装件之间。该插销安装件还包括经由安装配件固定在飞行器的机翼下方以便容置在球接头中的轴或剪切销。所述安装配件通常固定至机翼盒的下部——通常固定至下机翼盒翼梁。

关于最近的涡轮风扇发动机，对高旁通比的探寻产生了极大的问题，这是因为旁通比的增大不可避免地导致发动机的直径增大，并且更具体地导致发动机的风扇壳体的直径增大。

另外，由于能够从安全角度接受的保持建立的离地间隙，机翼元件与发动机之间保留的空间变得越来越受到限制，甚至不存在具有高旁通比的发动机。因此，可能难以在该保留的竖向空间中实施发动机支架和各种机翼安装件，所述发动机支架和各种机翼安装件通常专用于该位置。

涡轮风扇发动机的发展因此具有使发动机支架的竖向尺寸减小的不利结果，尤其要保持足以放置中间安装件的安装配件的空间，其中，中间安装件的主要尺寸根据传输发动机的推力载荷——即，沿涡轮发动机的纵向方向定向的载荷以及沿涡轮发动机的横向方向定向的载荷——的需求来设定。作为参考，应该指出的是，涡轮发动机的纵向方向对应于推进系统的主旋转轴线的方向。

然而，减小发动机支架的竖向尺寸的可能性是有限的。该支架的刚性结构——也被称为主结构——的尺寸必须足以具有能够承受从发动机传输至机翼元件的力的机械强度，并且该刚性结构在载荷作用下具有低的变形，以便不降低推进系统的空气动力学性能。

在现有技术中，已经提出了众多的解决方案来使发动机更靠近该发动机所悬挂的机翼元件，并且以便保持所要求的离地间隙。然而，由于为了满足旁通比的要求，风扇壳体的直径越来越大，因此这些解决方案必须进一步优化。

发明内容

因此，本发明的目的是提出一种至少部分地克服了在现有技术的解决方案中所遇到的上述问题的用于飞行器的组件。

为做到这一点，本发明涉及一种用于飞行器的组件，该组件包括机翼元件、涡轮风扇发动机和发动机支架，所述发动机包括布置在机翼元件下方的后部，所述机翼元件具有由机翼元件的前翼梁和上表面形成的机翼盒，该组件还包括用于将发动机支架的刚性结构安装至所述机翼盒的装置。

根据本发明，所述安装装置包括上机翼安装件，该上机翼安装件包括固定在机翼盒的所述上表面上的配件。此外，发动机支架的所述刚性结构的后端部至少部分地嵌入在机翼元件的前缘中，所述后端部位于机翼盒的所述前翼梁的前方。换句话说，该刚性结构整体在机翼盒的前翼梁的前方延伸，从而使发动机更靠近机翼元件。

另外，就以部分地位于机翼元件下方的方式安装发动机而言，本发明打破了设计成将机翼安装件固定至前机翼盒翼梁和/或机翼盒的下表面的现有技术。与此相反，通过将上机翼安装件固定至机翼盒的上表面，机翼元件下方的空间被释放，并且因此允许发动机在机翼元件的下表面的下方移动至更靠近该机翼元件。

本发明具有以下可选的特征中的一个或更多个特征。

发动机支架的所述刚性结构具有高度大于前机翼盒翼梁的高度的至少一个截面。

发动机支架的所述刚性结构整体地位于机翼元件的最低点的上方。

发动机支架的所述刚性结构的前端部固定至发动机的中间壳体的外套圈，所述外套圈以与风扇壳体接连的方式延伸。

所述发动机布置成使来自发动机的次级管道的次级气流的一部分在机翼元件的上方流通。

刚性结构的所述安装装置由若干机翼安装件组成，所述若干机翼安装件形成均衡的载荷传递系统。

所述上机翼安装件设计成适应沿发动机的纵向方向定向的推力载荷，并且优选地包括连接杆，该连接杆铰接在所述配件上并且沿所述纵向方向定向。

所述安装装置还包括彼此横向偏移的两个下机翼安装件，所述两个下机翼安装件中的每个下机翼安装件均设计成至少传递沿纵向方向定向的推力载荷。

所述两个下机翼安装件中的每个下机翼安装件均具有固定至机翼盒的前翼梁的配件。优选地，该配件的一部分固定至机翼盒的前翼梁的下端部或者位于机翼盒的前翼梁的下端部的附近。

例如，该配件可以是具有固定至机翼盒的前翼梁的单面凸缘的配件，或者是具有固定至前翼梁且固定至该机翼盒的下表面的所谓的“角配件”型双面凸缘的配件。

刚性结构的所述安装装置包括下述机翼安装件：

-上机翼安装件，该上机翼安装件设计成仅传递沿发动机的纵向方向定向的推力载荷；

-两个下机翼安装件，所述两个下机翼安装件彼此横向地偏移，并且所述两个下机翼安装件中的每个下机翼安装件均设计成仅传递沿发动机的纵向方向定向的以及沿竖向方向定向的推力载荷；以及

-侧机翼安装件，该侧机翼安装件设计成仅传递沿发动机的横向方向定向的力。

在这种情况下，所述侧机翼安装件优选地包括连接杆，该连接杆在两个端部处铰接在两个配件上，所述两个配件分别固定至发动机支架的刚性结构的侧壁翼板以及机翼盒的前翼梁。

替代性地，刚性结构的所述安装装置包括下述机翼安装件：

-上机翼安装件，该上机翼安装件设计成仅传递沿发动机的纵向方向定向的以及沿发动机的横向方向定向的推力载荷；

-两个下机翼安装件，所述两个下机翼安装件彼此横向地偏移，并且所述两个下机翼安装件中的每个下机翼安装件均设计成仅传递沿发动机的纵向方向定向的以及沿竖向方向定向的推力载荷。

无论用于机翼安装件的设计的解决方案如何，所述刚性结构都优选地采取机翼盒的形状。

最后，本发明还涉及一种包括至少一个例如上述组件的飞行器。

其它优点和特征将通过以下的非限制性详细描述而变得更明显。

附图说明

将参照附图进行描述，在附图中：

-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侧视图；

-图2描绘了图1中所示的组件的后视图；

-图3描绘了图1和图2中所示的组件的部分立体图；

-图4描绘了图3的组件的一部分的俯视图，图4更具体地示出了侧机翼安装件；

-图5描绘了根据本发明的第二优选实施方式的用于飞行器的组件的立体图；以及

-图6描绘了图5中示出的组件的俯视图。

具体实施方式

参照图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1。

总体而言，该组件1包括与飞行器的机翼对应的机翼元件2、比如涡轮喷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1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。

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——也被称为主结构——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。

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10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。

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。

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。

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——该支架4的次结构型元件——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。

刚性结构6实际上是“盒”型的，即，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。

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，即，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。

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——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——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。

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。

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。

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——通过增加盒6的高度成为可能——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。

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。

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8d的四个机翼安装件。

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。

提供上机翼安装件——该上机翼安装件通常布置在机翼盒21的上方——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。

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。

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。

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21基本上在其整个截面上受剪切作用而可以更有效。

最后，更具体地参照图4，安装装置8包括侧机翼安装件8d，该侧机翼安装件8d设计成仅传递沿Y方向定向的力。为做到这一点，侧机翼安装件8d包括沿Y方向定向的连接杆60，并且该连接杆60在两个端部处分别铰接在两个配件62、64上，其中，配件62固定至盒的侧壁翼板24中的一个侧壁翼板，配件64固定在前翼梁34上。涉及的翼板24是最靠近前翼梁34的翼板，即，最靠近飞行器的机身的翼板。

应该指出的是，安装装置8中的所有安装装置优选地位于机翼盒21的下表面的上方，假设没有机翼安装件延伸至低于机翼盒21的前翼梁34的下端部。上安装件8a位于机翼2的上方，而其他的安装件8b、8c和8d部分地容置在前缘30中，而没有延伸至前缘30的下方。

利用这种均衡的布置，沿X方向定向的推力载荷通过上机翼安装件8a和两个下机翼安装件8b、8c进行传递。沿Y方向定向的力通过侧机翼安装件8d进行传递，而沿Z方向定向的力通过两个下机翼安装件8b、8c进行传递。

此外，在X方向上的力矩通过两个下机翼安装件8b、8c进行传递，从而吸收了竖向的力，并且在Z方向上的力矩也通过两个下机翼安装件8b、8c进行传递，从而吸收了纵向力。最后，在Y方向上的力矩一方面通过上机翼安装件8a进行传递并且另一方面通过两个下机翼安装件8b、8c进行传递，从而均吸收了纵向力。由于沿Z方向布置在机翼盒21的端部处的这些安装件8a、8b和8c的具体位置，所以在Y方向上的力矩在该机翼盒21的整个截面上受剪切而有利地传递。

参照图5和图6，描绘了根据本发明的第二优选实施方式的组件1。该第二实施方式与第一实施方式相比具有许多相似之处。此外，在图1至图6中，具有相同的附图标记的元件对应于相同或相似的元件。

此处，仅安装装置8与以上描述的安装装置不同，这是因为已移除了侧机翼安装件。沿Y方向定向的力因此通过上机翼安装件8a传递，该上机翼安装件8a因此具有存在三角形钩链70的先进的设计，该三角形钩链70的后顶端铰接在配件45上，该配件45在外部固定至上表面35，并且该三角形钩链70的另外的两个前顶端链接在呈盒的形状的刚性结构6上。更具体地，所述最后的两个链接部形成在上机翼盒翼梁20的后端部上，该端部例如从后封闭元件28突出。此处，铰链销优选地大致沿Z方向定向。此外，通常出于实现“故障保护”功能的目的，采用两个三角形钩链70也是优选的。

利用该均衡布置，沿X方向定向的推力载荷通过上机翼安装件8a和两个下机翼安装件8b、8c进行传递。沿Y方向定向的力通过上机翼安装件8a进行传递，而沿Z方向定向的力通过两个下机翼安装件8b、8c进行传递。

此外，力矩以与上述第一优选实施方式中的相同的方式传递。

当然，本领域的技术人员可以对已经仅通过非限制性示例的方式描述的用于飞行器的组件1做出不同的改型。

Claims (14)

1.一种用于飞行器的组件(1)，所述组件(1)包括机翼元件(2)、涡轮风扇发动机(10)和发动机支架(4)，所述发动机包括布置在所述机翼元件(2)的下方的后部，所述机翼元件具有机翼盒(21)，所述机翼盒(21)由所述机翼元件的前机翼盒翼梁(34)和上表面(35)形成，所述组件还包括用于将所述发动机支架的刚性结构(6)安装至所述机翼盒的安装装置(8)，

其特征在于，所述安装装置(8)包括上机翼安装件(8a)，所述上机翼安装件(8a)包括配件(42)，所述配件(42)固定至所述机翼盒(21)的所述上表面(35)，并且，所述发动机支架的所述刚性结构(6)的后端部至少部分地嵌入在所述机翼元件的前缘(30)中，所述后端部位于所述前机翼盒翼梁(34)的前方。

2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述发动机支架的所述刚性结构(6)具有高度大于所述前机翼盒翼梁(34)的高度的至少一个截面。

3.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述发动机支架的所述刚性结构(6)整体地位于所述机翼元件(2)的最低点(41)的上方。

4.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述发动机支架的所述刚性结构(6)的前端部固定至所述发动机的中间壳体(15)的外套圈(13)，所述外套圈以与风扇壳体(17)接连的方式延伸。

5.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述发动机(10)布置成使所述发动机的次级气流(40)的一部分在所述机翼元件(2)的上方流通。

6.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述刚性结构(6)的所述安装装置(8)包括若干机翼安装件(8a、8b、8c、8d)，所述若干机翼安装件(8a、8b、8c、8d)形成均衡的载荷传递系统。

7.根据权利要求6所述的组件，其特征在于，所述上机翼安装件(8a)设计成传递来自所述发动机的沿纵向方向(X)定向的推力载荷，并且，所述上机翼安装件(8a)包括连接杆(46)，所述连接杆(46)铰接在所述配件(42)上并且沿所述纵向方向(X)定向。

8.根据权利要求6或权利要求7所述的组件，其特征在于，所述安装装置(8)还包括彼此横向偏移的两个下机翼安装件(8b、8c)，并且，所述两个下机翼安装件中的每个下机翼安装件均设计成至少确保沿纵向方向(X)定向的推力载荷的传递。

9.根据权利要求8所述的组件，其特征在于，所述两个下机翼安装件(8b、8c)中的每个下机翼安装件均具有固定至所述机翼盒的所述前机翼盒翼梁(34)的配件(52)。

10.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述刚性结构(6)的所述安装装置(8)包括下述机翼安装件：

-上机翼安装件(8a)，所述上机翼安装件(8a)设计成仅传递来自所述发动机的沿纵向方向(X)定向的推力载荷；

-两个下机翼安装件(8b、8c)，所述两个下机翼安装件(8b、8c)彼此横向地偏移，并且所述两个下机翼安装件(8b、8c)中的每个下机翼安装件均设计成仅传递来自所述发动机的沿纵向方向(X)定向的推力载荷和沿竖向方向(Z)定向的推力载荷；以及

-侧机翼安装件(8d)，所述侧机翼安装件(8d)设计成仅传递来自所述发动机的沿横向方向(Y)定向的力。

11.根据权利要求10所述的组件，其特征在于，所述侧机翼安装件(8d)包括连接杆(60)，所述连接杆(60)在两个端部处铰接在两个配件(62、64)上，所述两个配件(62、64)分别固定至所述发动机支架的所述刚性结构(6)的侧壁翼板(24)以及所述机翼盒(21)的所述前机翼盒翼梁(34)。

12.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述刚性结构(6)的所述安装装置(8)包括下述机翼安装件：

-上机翼安装件(8a)，所述上机翼安装件(8a)设计成仅传递沿所述发动机的纵向方向(X)定向的推力载荷和沿所述发动机的横向方向(Y)定向的推力载荷；以及

-两个下机翼安装件(8b、8c)，所述两个下机翼安装件(8b、8c)彼此横向地偏移，并且所述两个下机翼安装件(8b、8c)中的每个下机翼安装件均设计成仅传递来自所述发动机的沿所述纵向方向(X)定向的推力载荷和沿竖向方向(Z)定向的推力载荷。

13.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述刚性结构(6)采用盒的形状。

14.一种飞行器，所述飞行器包括至少一个根据权利要求1所述的组件(1)。