CN108069034A

CN108069034A - 与翼下纵梁一体的支柱支撑配件

Info

Publication number: CN108069034A
Application number: CN201710967725.1A
Authority: CN
Inventors: S·P·沃克
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2016-11-15
Filing date: 2017-10-18
Publication date: 2018-05-25
Anticipated expiration: 2037-10-18
Also published as: EP3321185B1; CN108069034B; ES2795032T3; JP2018086999A; JP7075197B2; US10604265B2; US20180134399A1; EP3321185A1

Abstract

本发明涉及与翼下纵梁一体的支柱支撑配件。提供一种喷气发动机支撑结构，其包括：被配置为操作地附接到喷气发动机的内侧支撑配件、被配置为操作地附接到喷气发动机的外侧支撑配件、被配置为附接到内侧支撑配件和飞行器机翼的外部下侧表面的内侧纵梁、被配置为附接到外侧支撑配件和机翼的外部下侧表面的外侧纵梁，以及被配置为附接到内侧纵梁和外侧纵梁并操作地附接到喷气发动机的阻力杆配件。这些组成部件用于将喷气发动机操作地附接到飞行器机翼。这组相同的组成部件用于将喷气发动机操作地附接到左侧或左舷机翼或者将喷气发动机操作地附接到右侧或右舷机翼。纵梁的构造使得它们能够使用已经用于机翼构造的紧固件附接到机翼的下侧表面。

Description

与翼下纵梁一体的支柱支撑配件

技术领域

本公开涉及一种喷气发动机支撑结构。更具体地，本公开涉及由金属加工从而降低其生产成本的基本上相同的喷气发动机支撑结构。所述支撑结构包括用于将喷气发动机操作地附接到左侧或左舷飞行器机翼以及将喷气发动机附接到右侧或右舷飞行器机翼的一体的支柱支撑配件和翼下纵梁。纵梁的构造使得它们能够使用已经用于机翼构造中的紧固件附接到飞行器机翼的下侧，从而消除对附加紧固件的需要。

背景技术

由于增加的监管要求和逐渐增大的喷气发动机尺寸二者，喷气发动机支撑配件(也称为支柱或机舱支撑配件)的尺寸和复杂性增加。喷气发动机支撑结构被设计为将喷气发动机安全地支撑在飞行器机翼上达若干年的时间。

发明内容

本公开的喷气发动机支撑结构基本上由内侧支撑配件、外侧支撑配件、内侧纵梁、外侧纵梁和阻力杆(drag brace)配件组成。这些组成部件用于将喷气发动机操作地附接到飞行器机翼。这组相同的组成部件用于将喷气发动机操作地附接到左侧或左舷机翼或者将喷气发动机操作地附接到右侧或右舷机翼。

内侧支撑配件由经机加工的金属构造而成，从而降低了其制造成本。内侧支撑配件具有前部分和后部分，所述前部分和后部分是一体的并且具有成角度的配置。内侧支撑配件的前部分被配置为操作地附接到喷气发动机。内侧支撑配件的外表面配置在等分内侧支撑配件的垂直平面的相对/相反(opposite)侧上是对称的。这使内侧支撑配件能够用在飞行器的相反侧上的飞行器机翼中的任一个上。内侧支撑配件的前部分被配置为附接到飞行器机翼的最前侧翼梁。内侧支撑配件的后部分被配置为附接到飞行器机翼的下侧外表面。因此，内侧支撑配件不进入通常包含燃料电池的飞行器机翼的内部翼盒中。

外侧支撑配件也由经机加工的金属构造而成，从而降低了其制造成本。外侧支撑配件具有前部分和后部分，所述前部分和后部分是一体的并且具有成角度的配置。外侧支撑配件的前部分被配置为操作地附接到喷气发动机。外侧支撑配件的外表面配置在等分外侧支撑配件的垂直平面的相反侧上是对称的。这使外侧支撑配件能够用在飞行器的相反侧上的飞行器机翼中的任一个上。外侧支撑配件的前部分被配置为附接到飞行器机翼的最前侧翼梁。外侧支撑配件的后部分被配置为附接到飞行器机翼的下侧外表面。因此，外侧支撑配件不进入通常包含燃料电池的飞行器机翼的内部翼盒中。

内侧纵梁具有带有相反的前端和后端的长度以及T形横截面配置。T形横截面配置由沿内侧纵梁的长度延伸的中心腹板和沿内侧纵梁的长度延伸的在腹板的顶部的凸缘限定。该凸缘从腹板的相反侧向外突出。该凸缘具有被配置为附接到飞行器机翼的下侧外表面的顶表面。在将内侧纵梁附接到机翼时，已经用于将飞行器机翼的下面板附接到飞行器机翼内部的第一肋形件的紧固件延伸穿过凸缘、穿过机翼面板并延伸到飞行器机翼内部的第一肋形件中。内侧纵梁的前端是分离的，从而在纵梁的前端中限定垂直狭槽。该垂直狭槽的尺寸设定成接收内侧支撑配件的后部分。在将内侧支撑配件附接到内侧纵梁时，紧固件延伸穿过内侧纵梁的前端和内侧支撑配件的后部分。

外侧纵梁具有带有相反的前端和后端的长度以及T形横截面配置。该T形横截面配置由沿外侧纵梁的长度延伸的中心腹板和沿外侧纵梁的长度延伸的在腹板顶部的凸缘限定。该凸缘从腹板的相反侧向外突出。该凸缘具有被配置为附接到飞行器机翼的下侧外表面的顶表面。在将外侧纵梁附接到机翼时，已经用于将飞行器机翼的下面板附接到飞行器机翼内部的第二肋形件的紧固件延伸穿过凸缘、穿过机翼面板并延伸到飞行器机翼内部的第二肋形件中。外侧纵梁的前端是分离的，从而在纵梁的前端中限定垂直狭槽。该垂直狭槽的尺寸设定成接收外侧支撑配件的后部分。在将外侧支撑配件附接到外侧纵梁时，紧固件延伸延伸穿过外侧纵梁的前端和外侧支撑配件的后部分。

内侧纵梁和外侧纵梁的重要特征是它们使用已经用于机翼构造的紧固件附接到飞行器机翼的下侧。这消除了对附加紧固件的需要。另外，内侧支撑配件和外侧支撑配件横穿飞行器机翼的最前侧翼梁附接，并且内侧纵梁和外侧纵梁横穿机翼下面板的下侧附接。这些附接围绕机翼分配通过由支撑结构支撑的喷气发动机的操作产生的负荷。

阻力杆配件被配置为附接到内侧纵梁的后端和外侧纵梁的后端。阻力杆配件还被配置为操作地附接到喷气发动机。

附图说明

喷气发动机支撑结构的进一步特征在下列详细描述中和在附图中进行阐述。

图1是喷气发动机、飞行器机翼的横截面的侧视图以及用于将喷气发动机操作地附接到飞行器机翼的内侧支撑配件和阻力杆的侧视图的表示。

图2是内侧支撑配件、内侧纵梁、阻力杆配件和飞行器机翼的横截面的侧视图的表示。

图3是在图2的线A-A的平面中的图2的内侧纵梁和飞行器机翼的部分的横截面图的表示。

图4是从飞行器机翼移除的图2的内侧支撑配件的相反侧的侧视图的表示。

图5是内侧支撑配件的俯视图的表示。

图6是内侧支撑配件的仰视图的表示。

图7是内侧支撑配件的前视图的表示。

图8是内侧支撑配件的后视图的表示。

图9是外侧支撑配件、外侧纵梁、阻力杆配件和飞行器机翼的横截面的侧视图的表示。

图10是从飞行器机翼移除的外侧支撑配件的侧视图的表示。

图11是外侧支撑配件的俯视图的表示。

图12是外侧支撑配件的仰视图的表示。

图13是外侧支撑配件的前视图的表示。

图14是外侧支撑配件的后视图的表示。

图15是内侧纵梁的侧视图的表示。

图16是内侧纵梁的俯视图的表示。

图17是内侧纵梁的仰视图的表示。

图18是内侧纵梁的前视图的表示。

图19是内侧纵梁的后视图的表示。

图20是阻力杆配件的侧视图的表示。

图21是阻力杆配件的俯视图的表示。

图22是阻力杆配件的仰视图的表示。

图23是阻力杆配件的前视图的表示。

图24是阻力杆配件的后视图的表示。

图25是内侧支撑配件、外侧支撑配件、内侧纵梁、外侧纵梁和阻力杆配件在其相反于飞行器机翼的机翼下面板的位置处的仰视图的表示。

图26是用于将内侧支撑配件、外侧支撑配件、内侧纵梁、外侧纵梁和阻力杆配件附接到飞行器机翼的机翼下面板的专用工具的透视图的表示。

具体实施方式

本公开的喷气发动机支撑结构使支撑配件与附接到飞行器机翼下面板的外表面的纵梁和阻力杆配件成为一体。一体的支撑配件、纵梁和阻力杆配件使喷气发动机支撑结构附接到飞行器机翼，而不需要除已经用于构造飞行器机翼的紧固件之外的附加紧固件。此外，一体的支撑配件、纵梁和阻力杆配件在将喷气发动机操作地附接和支撑在机翼上时围绕机翼附接，并且由此围绕机翼分配由喷气发动机的操作产生的负荷。

参照附图并且特别地参照图25，喷气发动机支撑结构12基本上由内侧支撑配件14、外侧支撑配件16、内侧纵梁18、外侧纵梁22和阻力杆配件24组成。喷气发动机支撑结构12的这些组成部件中的每个由诸如钛等金属或另一种等效材料构造而成。

图2和图4至图8示出内侧支撑配件14的表示。内侧支撑配件14由一起具有成角度配置(angled configuration)的前部分26和后部分28组成。前部分26和后部分28是一体的并由诸如钛的金属的板加工而成。与由金属模锻的常规支撑配件相比较，用金属板加工而成的内侧支撑配件14显著地降低生产内侧支撑配件14的成本。如在图5和图6中所示，内侧支撑配件14的前部分26和后部分28在等分内侧支撑配件14的中心垂直平面32的相反侧上具有对称的外表面配置。内侧支撑配件14的这种对称构造使内侧支撑配件14能够用于在飞行器的左侧左舷或在飞行器的右侧右舷上将喷气发动机操作地附接到飞行器机翼。

内侧支撑配件14的前部分26具有相反的后表面34和前表面36。前部分26还具有第一侧表面38和相反的第二侧表面40。当内侧支撑配件14附接到飞行器机翼时，前部分26的后表面34向上延伸横穿飞行器机翼的最前侧翼梁42的前表面。内侧配件14相反于翼梁42的这种定位在图2中表示。在图2中，存在张紧配件44的表示，张紧配件44使内侧支撑配件14的前部分26穿过飞行器机翼的最前侧翼梁42并附接到飞行器机翼48的内部肋形件46的前端中。以这种方式，内侧支撑配件14附接到飞行器机翼48，而无需紧固件进入飞行器机翼内部的在最前侧翼梁42后面和在通常用于容纳飞行器的燃料电池的飞行器机翼内部的相邻肋形件之间的中心空隙中。

在内侧配件的后表面34和前表面36之间存在穿过内侧支撑配件的前部分的至少一个紧固件孔52。紧固件孔52被配置为接收将内侧配件14操作地附接到诸如飞行器的图1中表示的喷气发动机54的紧固件。附加的紧固件孔56穿过内侧支撑配件14的前部分设置。如将说明的，这些附加紧固件孔56用于将内侧支撑配件14附接到内侧纵梁18。

内侧支撑配件14的后部分28具有相反的顶表面62和底表面64。内侧配件14的后部分28还具有相反的第一侧表面66和第二侧表面68，所述第一侧表面66和第二侧表面68是内侧配件14的前部分34的相应第一侧表面38和第二侧表面40的延续部分。当内侧配件14以要说明的方式附接到机翼下面板48时，内侧配置14的后部分28的顶表面62延伸横穿飞行器的机翼下面板48的外部下侧表面72。紧固件孔76在后部分的顶表面62和底表面64之间并且与内侧配件14的前部分26相邻地延伸穿过内侧配件14的后部分28。紧固件孔76被配置为接收将内侧配件14操作地附接到诸如图1中表示的飞行器的喷气发动机54的紧固件。还存在穿过内侧配件14的后部分28的附加紧固件孔78。如将说明的，这些附加紧固件孔78用于将内侧配件14附接到内侧纵梁18。

图9至图14示出外侧支撑配件16的表示。外侧支撑配件16具有与内侧支撑配件14类似的构造。外侧支撑配件16由一起具有成角度配置的前部分82和后部分84组成。外侧支撑配件16的前部分82和后部分84是一体的并由诸如钛的金属的板加工而成。与内侧支撑配件14的情况一样，由金属板加工外侧支撑配件16使得能够以相比于由金属模锻的支撑配件显著降低的成本生产支撑配件。如图11和图12中表示，外侧支撑配件16的前部分82和后部分84在等分外侧支撑配件16的中心垂直平面86的相反侧上也是对称的。在外侧支撑配件16的外表面配置在垂直平面86的相反侧上是对称的情况下，能够采用外侧支撑配件16以将喷气发动机操作地附接到左侧或左舷飞行器机翼或者右侧或右舷飞行器机翼。

外侧支撑配件16的前部分82具有相反的后表面92和前表面94。前部分82还具有第一侧表面96和相反的第二侧表面98。当外侧支撑配件16附接到机翼时，前部分82的后表面92向上延伸横穿飞行器机翼的最前侧翼梁42的前表面。外侧支撑配件16的相对于翼梁42的这种定位在图9中表示。与内侧支撑配件14的情况一样，外侧支撑配件16附接到飞行器的机翼下面板48，而无需紧固件延伸到通常包含飞行器的内部燃料电池的机翼的中心内部空隙中。

在外侧配件的后表面92和前表面94之间存在穿过外侧支撑配件16的前部分82的至少一个紧固件孔102。紧固件孔102被配置为接收将外侧配件16操作地附接到诸如图1中表示的喷气发动机54的紧固件。附加的紧固件孔104穿过外侧支撑配件16的前部分82设置。这些附加紧固件孔104用于将外侧支撑配件16附接到飞行器的机翼48。

外侧支撑配件16的后部分84具有相反的顶表面106和底表面108。外侧支撑配件16的后部分84还具有相反的第一侧表面112和第二侧表面114，所述第一侧表面112和第二侧表面114是外侧配件16的前部分82的相应第一侧表面96和第二侧表面98的延续部分。当外侧配件16以要说明的方式附接到机翼下面板48时，外侧配件16的后部分84的顶表面106延伸穿过飞行器的机翼下面板48的外部下侧表面72。紧固件孔116在后部分的顶表面106和底表面108之间并且与外侧配件16的前部分82相邻地延伸穿过外侧配件16的后部分84。紧固件孔116被配置为接收将外侧配件16操作地附接到飞行器的喷气发动机54的紧固件。还存在穿过外侧配件16的后部分84的附加紧固件孔118。如将说明的，这些附加紧固件孔118用于将外侧配件16附接到外侧纵梁22。

图15至图19示出内侧纵梁18的表示。内侧纵梁18具有在纵梁的前端122和纵梁的后端124之间的细长长度。内侧纵梁18具有沿内侧纵梁的长度的大致T形横截面配置。内侧纵梁18的T形横截面配置由垂直腹板126和在腹板126顶部处的凸缘128限定。凸缘128和腹板126沿纵梁18的长度延伸。凸缘128从内侧纵梁18的腹板126的顶部的相反侧向外突出。如图16和图17中所示，内侧纵梁18的长度在延伸穿过并等分内侧纵梁18的中心垂直平面130的相反侧上是对称的。凸缘128具有顶表面132，顶表面132被配置为当内侧纵梁18附接到飞行器机翼时抵靠飞行器机翼下面板48的外部下侧表面72接合。

参照图3，当将内侧纵梁18附接到飞行器机翼时，用于将机翼下面板48构造到机翼的内部肋形件136的紧固件134穿过沿内侧纵梁18的腹板126的相反侧上的凸缘128的长度空间地定位的紧固件孔，穿过机翼下面板48的外部下侧表面72，并插入飞行器机翼的内部肋形件136的底部凸缘中。因此，用于将机翼下面板48构造到机翼的第二内部肋形件136的相同紧固件134用于将内侧纵梁18附接到机翼。在将内侧纵梁18构造到飞行器机翼时不需要附加的紧固件。此外，将内侧纵梁18附接到机翼的第二内部肋形件136的紧固件134沿第二内部肋形件136和机翼下面板48的长度分配由操作地附接到内侧纵梁18的喷气发动机的操作产生的负荷。

与前端122相邻的内侧纵梁18的前部分138是叉开的(split)，从而在前部分138处限定在腹板126内部和在凸缘128内部的狭槽142。狭槽142的尺寸设定成接收内侧支撑配件14的后部分28的顶部。多个紧固件孔144在前部分138处延伸穿过内侧纵梁18的腹板126。穿过内侧纵梁18的紧固件孔144与内侧支撑配件14的后部分28中的附加紧固件孔78对准。多个紧固件(未示出)插入穿过对准的内侧纵梁18的前部分138的紧固件孔144和在内侧支撑配件14的后部分28中的紧固件孔78，并将内侧纵梁18和内侧配件14附接在一起。因此，内侧支撑配件14由内侧纵梁18附接到飞行器机翼的下面板48。

成对的角撑板152在腹板126的相反侧和内侧纵梁18的凸缘128的下侧之间延伸。角撑板定位在内侧纵梁的分离式前部分138的后侧并加强通过紧固件连接到内侧配件14的与前部分138相邻的内侧纵梁18。

外侧纵梁22具有与内侧纵梁18类似的构造。然而，由于飞行器机翼的典型成角度构造以及外侧纵梁22定位在内侧纵梁18的外侧，外侧纵梁22的长度短于内侧纵梁18的长度。这在图25中表示。外侧纵梁22的长度在纵梁的前端152和纵梁的后端154之间延伸。外侧纵梁22具有沿外侧纵梁的长度的大致T形横截面配置。外侧纵梁22的T形横截面配置由垂直腹板156和在腹板156顶部的凸缘158限定。凸缘158和腹板156沿外侧纵梁22的长度延伸。凸缘158从外侧纵梁22的腹板156顶部的相反侧向外突出。如图25中所示，外侧纵梁的长度在延伸穿过并等分外侧支撑配件16的中心垂直平面160的相反侧上是对称的。凸缘158具有顶表面162，顶表面162被配置为当外侧纵梁22附接到飞行器机翼时抵靠飞行器机翼下面板48的外部下侧表面接合。

当将外侧纵梁22以与图3中表示的方式类似的方式附接到飞行器机翼时，紧固件被插入通过外侧纵梁22的腹板156的相反侧上的凸缘158中的紧固件孔，通过机翼下面板48的外部下侧表面72，然后进入飞行器机翼的第二内部肋形件166的底部凸缘中。因此，用于将机翼下面板48构造到机翼的第二内部肋形件166中的相同紧固件用于将外侧纵梁22附接到机翼。在将外侧纵梁22构造到飞行器机翼时不需要附加的紧固件。此外，将外侧纵梁22附接到机翼的第二内部肋形件166的紧固件沿第二内部肋形件166和机翼下面板48的长度分配由操作地附接到外侧纵梁22的喷气发动机的操作产生的负荷。

与前端152相邻的外侧纵梁22的前部分168是叉开的，从而在前部分168处限定在腹板156内部和在凸缘158内部的狭槽172。狭槽172的尺寸设定成接收外侧支撑配件16的后部分84的顶部。多个紧固件孔174在前部分168处延伸穿过外侧纵梁22的腹板156。穿过外侧纵梁22的紧固件孔174与穿过外侧支撑配件16的后部分84的附加紧固件孔118对准。多个紧固件(未示出)插入穿过对准的外侧纵梁22的前部分168的紧固件孔174和在外侧支撑配件16的后部分84中的紧固件孔118，并将外侧纵梁22和外侧支撑配件16附接在一起。因此，外侧支撑配件16由外侧纵梁22附接到飞行器机翼的下面板48。

成对的角撑板176在腹板156的相反侧和外侧纵梁22的凸缘158的下侧之间延伸。角撑板定位在外侧纵梁22的叉开的前部分168的后侧并加强通过紧固件连接到外侧支撑配件16的与前部分168相邻的外侧纵梁22。

阻力杆配件24将飞行器的喷气发动机54的后部分操作地附接到内侧纵梁18和外侧纵梁22的后部分。参照图20至图24，阻力杆配件24具有带有三角形配置的中心部分。该三角形配置由基部导轨和内侧导轨184与外侧导轨186限定，基部导轨具有延伸横穿该三角形配置的基部的细长矩形配置，内侧导轨184和外侧导轨186也具有细长矩形配置并限定该三角形配置的相反侧和顶点。一对间隔开的凸缘188从三角形配置的顶点向外突出。凸缘具有轴向对准的紧固件孔192，该紧固件孔192被配置为将阻力杆配件24附接到飞行器的喷气发动机54。内侧支腿194和外侧支腿196从阻力杆配件24的基部导轨182的相反端向外突出。基部导轨182的长度尺寸使内侧支腿194和外侧支腿196抵靠相应的内侧纵梁18和外侧纵梁22的后部分定位。在将阻力杆配件24附接到纵梁时，内侧支腿194和外侧支腿196由紧固件连接到相应的内侧纵梁18和外侧纵梁22。

当将内侧配件14、外侧配件16、内侧纵梁18、外侧纵梁22和阻力杆配件24附接到飞行器机翼48时，采用图26中表示的专用工具198。工具198实现内侧配件14、外侧配件16、内侧纵梁18、外侧纵梁22和阻力杆配件24在机翼48的外部下侧表面72上的精确的相对定位。

由于可以在不背离本发明的范围的情况下对喷气发动机支撑结构12的构造及在本文所述和所示的其使用方法做出各种修改，所以前面描述中包含的或附图中所示的所有主题均旨在应被理解为说明性的而非限制的。因此，本公开的广度和范围不应由上面描述的示例性实施例中的任何实施例限制，而是应仅根据随附权利要求及其等同物唯一限定。

Claims

1.一种喷气发动机支撑结构，其包括：

内侧支撑配件，其被配置为附接到飞行器机翼并被配置为操作地附接到喷气发动机；

外侧支撑配件，其被配置为附接到所述飞行器机翼并被配置为操作地附接到所述喷气发动机；

内侧纵梁，其被配置为附接到所述飞行器机翼并被配置为附接到所述内侧支撑配件；

外侧纵梁，其被配置为附接到所述飞行器机翼并被配置为附接到所述外侧支撑配件；

所述内侧支撑配件和所述内侧纵梁被配置为附接到所述飞行器机翼内部的第一肋形件；以及

所述外侧支撑配件和所述外侧纵梁被配置为附接到所述飞行器机翼内部的第二肋形件。

2.根据权利要求1所述的喷气发动机支撑结构，其进一步包括：

所述内侧支撑配件和所述内侧纵梁被配置为通过现有紧固件附接到所述第一肋形件，该现有紧固件将所述飞行器机翼的机翼下面板附接到所述第一肋形件。

3.根据权利要求2所述的喷气发动机支撑结构，其进一步包括：

所述外侧支撑配件和所述外侧纵梁被配置为通过现有紧固件附接到所述第二肋形件，该现有紧固件将所述飞行器机翼的所述机翼下面板附接到所述第二肋形件。

4.根据权利要求1所述的喷气发动机支撑结构，其进一步包括：

所述内侧支撑配件具有在等分所述内侧支撑配件的垂直平面的相反侧上对称的外表面配置。

5.根据权利要求4所述的喷气发动机支撑结构，其进一步包括：

所述外侧支撑配件具有在等分所述外侧支撑配件的垂直平面的相反侧上对称的外表面配置。

6.根据权利要求1所述的喷气发动机支撑结构，其进一步包括：

所述内侧纵梁被配置为沿所述第一肋形件的长度附接到所述第一肋形件，并沿所述第一肋形件的所述长度分配由所述喷气发动机的操作产生的负荷；以及

所述外侧纵梁被配置为沿所述第二肋形件的长度附接到所述第二肋形件，并沿所述第二肋形件的所述长度分配由所述喷气发动机的操作产生的负荷。

7.根据权利要求1所述的喷气发动机支撑结构，其进一步包括：

所述内侧支撑配件被配置为附接到在所述飞行器机翼内部的翼梁，所述翼梁在所述飞行器机翼内部的燃料电池的外部；以及

所述外侧支撑配件被配置为附接到在所述飞行器机翼内部的所述翼梁，所述翼梁在所述飞行器机翼内部的所述燃料电池的外部。

8.根据权利要求7所述的喷气发动机支撑结构，其进一步包括：

所述飞行器机翼中的所述翼梁是在所述飞行器机翼内部的最前侧翼梁。

9.根据权利要求1所述的喷气发动机支撑结构，其进一步包括：

所述内侧纵梁被配置为附接到所述飞行器机翼的外机翼下面板，并将由所述喷气发动机的操作产生的负荷分配到所述飞行器机翼的整个所述机翼下面板；以及

所述外侧纵梁被配置为附接到所述飞行器机翼的所述外机翼下面板，并将由所述喷气发动机的操作产生的负荷分配到所述飞行器机翼的整个所述机翼下面板。

10.根据权利要求1所述的喷气发动机支撑结构，其进一步包括：

阻力杆配件，其被配置为附接到所述内侧纵梁并附接到所述外侧纵梁，并且被配置为操作地附接到所述喷气发动机。

11.一种喷气发动机支撑结构，其包括：

内侧支撑配件，其具有前部分和后部分，所述前部分和所述后部分是一体的并具有成角度配置，所述前部分被配置为附接到在飞行器机翼中的燃料电池外部的所述飞行器机翼的翼梁，并且所述后部分被配置为附接到所述飞行器机翼的外机翼下面板；

外侧支撑配件，其具有前部分和后部分，所述前部分和所述后部分是一体的并具有成角度配置，所述外侧支撑配件的所述前部分被配置为附接到在所述飞行器机翼中的所述燃料电池外部的所述飞行器机翼的所述翼梁，并且所述外侧支撑配件的所述后部分被配置为附接到所述飞行器机翼的所述外机翼下面板；

内侧纵梁，其具有带有相反的前端和后端的长度以及由沿所述内侧纵梁的所述长度延伸的中心腹板和沿所述内侧纵梁的所述长度延伸并从所述腹板的相反侧向外突出的所述腹板上的凸缘限定的T形横截面配置，所述凸缘被配置为附接到所述飞行器机翼内部的第一肋形件；

外侧纵梁，其具有带有相反的前端和后端的长度以及由沿所述外侧纵梁的所述长度延伸的中心腹板和沿所述外侧纵梁的所述长度延伸并从所述腹板的相反侧向外突出的所述腹板上的凸缘限定的T形横截面配置，所述凸缘被配置为附接到所述飞行器机翼内部的第二肋形件。

12.根据权利要求11所述的喷气发动机支撑结构，其进一步包括：

所述内侧纵梁的所述凸缘被配置为通过现有紧固件附接到所述第一肋形件，该现有紧固件将所述机翼下面板附接到所述第一肋形件。

13.根据权利要求12所述的喷气发动机支撑结构，其进一步包括：

所述外侧纵梁的所述凸缘被配置为通过现有紧固件附接到所述第二肋形件，该现有紧固件将所述机翼下面板附接到所述第二肋形件。

14.根据权利要求11所述的喷气发动机支撑结构，其进一步包括：

15.根据权利要求14所述的喷气发动机支撑结构，其进一步包括：

16.根据权利要求15所述的喷气发动机支撑结构，其进一步包括：

17.根据权利要求11所述的喷气发动机支撑结构，其进一步包括：

所述内侧支撑配件的所述前部分被配置为附接到所述飞行器机翼内部的最前侧翼梁；以及

所述外侧支撑配件的所述前部分被配置为附接到所述飞行器机翼内部的所述最前侧翼梁。

18.根据权利要求11所述的喷气发动机支撑结构，其进一步包括：

所述内侧纵梁的所述凸缘被配置为附接到所述飞行器机翼内部的所述第一肋形件，并沿所述第一肋形件的长度分配由所述喷气发动机的操作产生的负荷；以及

所述外侧纵梁的所述凸缘被配置为附接到所述飞行器机翼内部的所述第二肋形件，并沿所述第二肋形件的长度分配由所述喷气发动机的操作产生的负荷。

19.一种将喷气发动机附接到飞行器机翼的方法，所述方法包括：

将内侧支撑配件附接到所述飞行器机翼并将所述内侧支撑配件操作地附接到所述喷气发动机，所述内侧支撑配件具有在等分所述内侧支撑配件的平面的相反侧上对称的外表面配置；以及

将外侧支撑配件附接到所述飞行器机翼并将所述外侧支撑配件操作地附接到所述喷气发动机，所述外侧支撑配件具有在等分所述外侧支撑配件的平面的相反侧上对称的外表面配置。

20.根据权利要求19所述的方法，其进一步包括：

将所述内侧支撑配件附接到所述飞行器机翼内部的第一肋形件；以及

将所述外侧支撑配件附接到所述飞行器机翼内部的第二肋形件。