CN104968566B - 用于保持飞行器中的储箱的装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于对大致圆筒状或渐缩状的储箱(100)进行安装和支撑的装置，储箱(100)具有主轴线X，该装置包括：成对的第一构件(2a、2b、2c、2d)，该第一构件(2a、2b、2c、2d)用于在储箱的第一端(101)和第二端(102)中的每一端处沿竖向轴线Z对储箱进行保持；第二构件(3)，第二构件(3)用于在储箱的第一端(101)处沿垂直于主轴线的水平轴线Y对储箱进行保持；以及第三构件(4)，第三构件(4)用于保持在球窝接头中，所述构件围绕竖向轴线设置并且连接至储箱的第二端(102)。

Description

用于保持飞行器中的储箱的装置

技术领域

本发明涉及用于对飞行器中的储箱进行保持的装置，更具体地，本发明涉及适于对诸如飞机特别地航天飞机之类的飞行器的机身中的低温推进剂储箱进行保持的装置。这种装置在相关技术中称为“支撑装置”，特别地，这种装置适于对向航天飞机的火箭马达供给推进剂的圆筒状或锥状的储箱进行支撑。

本发明为如下应用提供技术方案：所述应用要求低温液体在非常严格的空间约束条件和质量约束条件下被输送在飞行器中，并且对于所述应用，使用周期和测试周期要求在短期内完成对储箱的拆卸和重新装配。

本发明特别地可应用于航天飞行器，航天飞行器承载用于这些飞行器的火箭推进的大量的低温推进剂，并且对于航天飞行器而言，使干重最优化是主要关心的问题。

背景技术

在航天领域中，火箭级的非结构的低温储箱通常与该级的支承结构相接合，其中，所述支承结构通过位于储箱上方和下方的两个裙状安装装置容纳储箱。

这些装置设计成允许储箱固定点由于低温储箱的热变形而径向地移动。在这种情况下，上接合面允许储箱固定点纵向地移动，而另一方面，后接合面或下接合面被纵向地固定。

图1为半立体图，在图1中，储箱A由结构C上的连接杆B约束，如图1中所描绘的，这些接合装置如亚利安五号(Ariane 5)ESCA的低温上面级的内部储箱接合装置的情况那样可以是锥状体或连接杆组件，或者，这些接合装置也可以是连接片的组件。

需要很多连接元件的这些技术方案允许获得接合面处的载荷的良好的分布，但具有以下主要缺点：对飞行器的质量造成严重影响，并且需要很长的操作时间以对接合面进行组装和拆卸。

此外，常规的发射器固定装置是为基本上沿储箱的轴线定向的力而设计的，而对于航天飞机而言，力并不是只沿着该方向，而是还垂直于该轴线并且涉及摆动。因而，在未被进行修改的情况下，发射器技术方案不能够应用于航天飞机类型的飞行器。

然而，这些接合装置并不特别适于对由差热膨胀引起的、非零的应力进行补偿。此外，这些接合装置引起严重的热损失。

最后，这些装置如果适于也只是很小程度地适于支撑装置的可用体积非常小的设施。

在海上运输领域中，文献US 3 659 817 A描述了一种用于对低温储箱进行支撑的技术方案，该技术方案包括一组固定装置，至少2x4个固定元件，该组固定装置相对于低温储箱的外壳切向地定向并且垂直于储箱的主轴线，以便避免在由海上船只的连续运动所引起的载荷的取向变化的作用下在该同一外壳中产生弯曲应力。

该文件并未描述适于承受沿储箱主轴线的纵向载荷的构件。此外，与航天飞机例如在航空阶段与太空阶段之间可能出现的反复运动相比，特别地在考虑航空认证要求时，所考虑的反复运动的幅度较小。最后，所提出的用于均衡应力的一些支撑装置在应用于火箭推进储箱时在质量方面是相当不利的。这是因为该技术方案与通常所采用的用于主要用于液体天然气的低温储箱的海上支撑的大多数技术方案一样并不能够使整个储箱+支承结构+支撑元件质量组优化为太空或航空领域所期望的水平。特别地，这可以通过如下事实来说明：海上运输中所使用的储箱具有几百立方米(m3)的容量，因此，尺寸的数量级大于本发明所涉及的容量只有几立方米(m3)的储箱。同样，在海上运输中与运输的体积相比可忽略的热损失在航空飞行器和航天飞行器的规模上不再是可忽略的。

在对飞机中的储箱进行安装的领域中，适用于环形储箱的文献US 3 951 362 A和US 3 979 005 A描述了这样的支撑构件：该支撑构件包括用于承受在低温储箱的***上分布的剪力的支撑部。

这些支撑部包括弯曲形状的片，以便为这些支撑部提供允许径向相对变形的挠性并且保证支撑部仅在剪力上起作用。

适于具有环形底部的储箱的这些支撑部仅构成这样的支撑装置的一部分，该支撑装置更为复杂，并且该支撑装置或者需要在飞机中增设锥形类型的支撑结构——该支撑结构体积大并且在质量方面造成不利影响，或者需要储箱的前部处的力在增压端壁上被承受，其中，该增压端壁设计且制造成执行该功能，并且因此又笨重体积又大。

发明内容

使用低温推进剂来提供飞行器的所有或一些推进——例如与具有火箭马达以执行亚轨道任务或轨道任务的航天飞机的情况一样——需要优选地在该飞行器的机身中安装专用的储箱。

根据现有技术，本发明提出了一种用于对飞行器特别地航天飞机中的储箱进行支撑和保持的装置，该装置对储箱增加的体积很小，该装置适于对限制于很小体积的储箱进行支撑和保持，并且该装置允许在飞行器的整个使用寿命内对储箱进行数次装配/拆卸。

可用质量与干质量的一阶比率决定了由这种飞行器所能够实现的性能，因而，重要的是设计一种在质量方面尽可能优化的用于对机身中的低温储箱进行安装的装置。

本着相同的精神，应当禁止任何不用的体积，并且低温储箱的直径限定成与机身的直径尽可能接近，因而，对接合部件的布置方式造成很大的约束。

尽管这样，对于低温储箱的直径限定成与机身的直径尽可能接近的情况而言，仍应当能够对于每次飞行都进行检查，并且是容易地进行检查，同样，容易地进行拆卸和重新装配——飞机的使用寿命中可能至少发生数次拆卸和重新装配。

仍考虑到保证期望的性能，特别地，该装置应当通过储箱与支承结构之间的热损失将低温推进剂的蒸发减至最小。

最后，低温储箱的接合固定装置应当能够满足上文中所提到的条件而不会由于储箱与储箱的周围环境之间的差胀而产生热机械应力，尽管在不同的方向上施加有高的加速度载荷也应如此。这些固定装置确实需要满足如下认证要求：该认证要求特别地规定了，在紧急加载的情况下以及在包括每次飞行名义上出现的火箭推进阶段的轨道或亚轨道任务的特别的剖面图的情况下，该结构必须能够承受的加速度。

本发明的一个主题是一种能够解决上述问题的、用于对飞机和/或航天飞行器——包括亚轨道飞行器——的机身中用于存储或运输低温液体的储箱进行支撑的装置。

该装置能够获得以下效果：

-相对快速容易地安装和拆卸被限定于非常紧凑的空间的储箱，以及快速地进行检查操作；

-尽管发生严重的差热膨胀，特别地发生储箱受到低温温度作用而大幅收缩/缩短，并且尽管载荷曲线大幅改变——例如，在航天推进阶段期间，沿储箱的轴线施加很大的加速度，或者例如在竖向载荷系数很高的常规的航空阶段或急速下降阶段期间，垂直于储箱的轴线施加很大的加速度——仍然能够限制施加于飞机结构特别地施加于推进剂储箱的载荷。

-能够使与飞机的主轴线和支承结构一致的附接点优化；

-能够在这样的附接点处将整体质量影响减至最小，并且还能够将飞机结构的级别上和储箱的结构部件的级别上所需的加固件减至最少；以及

-符合民用航空认证要求，特别地符合在急速下降或者紧急着陆的情况下，涉及故障容许的认证要求，以及涉及安全的认证要求。

特别地，所考虑的储箱是圆筒状或锥状的具有球形端部或椭圆形端部的非结构储箱。

这些储箱装有诸如裙状件或环状件之类的结构固定元件和加固元件，这些结构固定元件和加固元件能够承受接合面力并且位于储箱的前部和后部处。

为此，本发明的装置是这样的装置：该装置设计成对用于容置低温推进剂的具有几公吨的容量的储箱进行约束，而不会使所述储箱受到阻碍其纵向或径向收缩/膨胀的应力。

更具体地，本发明提出一种用于对诸如飞行器之类的运载工具中的储箱进行支撑和保持的装置，所述储箱的整体形状是圆筒状或锥状，并且所述储箱具有主轴线X，该装置包括：成对的第一储箱保持构件，该第一储箱保持构件用于在储箱的第一端和第二端中的每一端处沿垂直于主轴线X的轴线Z对储箱进行保持；第二构件，该第二构件用于在储箱的第一端处沿垂直于主轴线X并且垂直于轴线Z的轴线Y对储箱进行保持；以及第三保持构件，该第三保持构件设计成用以沿轴线X和轴线Y对储箱进行保持，并且该第三保持构件连接至储箱的第二端。

有利地，储箱支撑保持装置还包括用于在储箱的第一端处沿轴线Y进行保持的第二构件，以便构成冗余安全保持构件。

有利地，第一构件和所述第二构件包括连接杆，所述连接杆通过能够自由旋转的销钉被固定至储箱，并且布置成使得允许储箱自由地膨胀或收缩。

根据一个特定实施方式，在储箱的第一端处，连接杆限定三个固定点，这三个固定点分布在储箱的第一端的顶部和两个侧部处。

有利地，第一构件包括四个连接杆，这四个连接杆相对于储箱的对称平面ZY和ZX对称地布置，并且沿轴线Z定向以便承受轴线Z上的储箱加速度。

根据一个特定实施方式，所述四个连接杆至储箱的固定点位于储箱的对称平面XY中。

有利地，第二保持构件包括位于储箱的前部处的连接杆，所述连接杆定位在平面XY中并且承受沿横向于储箱的主轴线X的轴线Y的力。

有利地，定位在平面XY中的连接杆和沿轴线Z定向的连接杆定位成使得：允许储箱沿轴线X变形，同时允许储箱略微径向地移动，以便不会由于储箱的径向热变形而产生应力。

有利地，定位在平面XY中的连接杆的在储箱上的固定点位于储箱的对称平面XZ中。

有利地，连接杆定位成使得在切向上对储箱的外壳进行作用。

本发明特别适用于一种包括储箱以及根据本发明的储箱支撑保持装置的飞行器，其中，主轴线X是平行于飞行器轴线或者与飞行器轴线成一定小角度的水平轴线，轴线Y是横向于飞行器的水平轴线，并且轴线Z是竖向轴线，第一构件和第二构件被保持在飞行器的机身的机架上。

有利地，储箱悬挂于第一保持构件。

有利地，第一保持构件和第二保持构件是通过球接头固定至储箱的附接件和飞行器的机架上的附接件的连接杆或者在机架之间固定至减震腹板的连接杆。

有利地，第三保持构件包括竖向固定杆，该竖向固定杆固定至飞行器的结构并且装配到滑动接头中，其中，所述滑动接头由位于紧固至储箱的裙状件的端部处的球形球围绕，其中，所述结构用于将来自所述杆的力传递至飞行器的机身，并且其中，所述滑动接头承受沿轴线X和轴线Y的力，同时能够绕所述杆完全自由地旋转，并且能够沿竖向轴线Z完全自由地平移移动。

根据一个特定实施方式，该飞行器包括第三保持构件的安全冗余，其中，根据一个特定实施方式，该冗余通过位于在竖向销钉与储箱之间的裙状件与固定至机身的支撑件之间的钉/间隙孔装置来实现，以便在竖向销钉破裂或者储箱侧上的裙状件破裂时沿X和Y对储箱进行约束。

有利地，该飞行器是航天飞行器，该储箱是用于航天飞行器的火箭发动机的低温给送储箱，该保持构件构造成用以提供如下自由度：所述自由度适于避免在储箱的沿纵向方向和径向方向的差热变形的作用下引起的热机械应力。

根据一个有利的实施方式，该结构包括双凸缘。

附图说明

通过结合附图阅读本发明的一个非限制性示例性实施方式的以下描述内容，本发明的其它特征和优点将变得明显，其中，在附图中：

图1描绘了现有技术的发射器储箱的固定装置的一个示例；

图2描绘了具有根据本发明的支撑保持装置的储箱的四分之三前视立体图；

图3描绘了具有根据本发明的支撑保持装置的储箱的四分之三后视立体图；

图4A和图4B描绘了根据两个特定实施方式的在储箱的第一端处的固定装置的示意图；

图5描绘了根据本发明的保持构件的细节；

图6描绘了本发明的具有球接头的第三保持构件的细节的纵向剖视图；

图7A和图7B分别以立体图的方式和分解图的方式描绘了图6的保持构件的视图。

具体实施方式

本发明涉及用于对如图2和图3中描绘的储箱100进行支撑和保持的装置，其中，储箱100的整体形状是圆筒状或锥状，并且储箱100具有主轴线X，主轴线X是水平轴线，其对应于根据本发明的飞行器的主轴线。

该装置总体上包括若干储箱保持构件，这些构件分成三组：第一构件，该第一构件用于对储箱进行支撑；一个或更多个第二构件，所述一个或更多个第二构件用于在垂直于主轴线X的侧向方向上对储箱的一个端部进行约束；以及第三保持构件，该第三保持构件产生将储箱相对于飞行器的机身进行锚固的锚固点。

因而，首先，该装置包括成对的第一构件2a、2b、2c、2d，该第一构件2a、2b、2c、2d在储箱的第一端101和第二端102中的每一端处沿轴线Z对储箱进行保持。在该示例中，轴线Z是竖向轴线，第一构件对飞行器的机身中的储箱进行支撑。

图2中描绘了第一对第一构件2a、2b，图3中描绘了第二对第一构件2c、2d。

第一构件2a、2b、2c、2d包括四个连接杆30，这四个连接杆30相对于储箱的对称平面ZY和ZX对称地布置，并且这四个连接杆30竖向地定向以便承受储箱的沿竖向轴线Z的加速度，其中，轴线Y是水平轴线，其垂直于轴线X和轴线Z。

图5中描绘了能够应用于第一构件的连接杆30的一个示例。

连接杆30包括本体和两个球接头53、54，这两个球接头53、54分别地通过销钉51连接至储箱的附接件103并且通过销钉52连接至飞行器的机架1上的附接件11。

连接杆定位成使得切向于储箱100的外壳进行作用，以便避免对储箱造成极不利于储箱的完好性的任何损害。

在可能碰到的多种载荷的情况下，连接杆类型的支撑元件应当具有良好的拉伸强度和压缩强度。另一方面，这些支撑元件不得提供垂直于其工作轴线的阻力。

根据该示例的附接件103制造在储箱的端部101、102的周缘处的环状件104上。

回到图2和图3，根据附图标记为200的正交标架，所述四个连接杆30的至储箱100的固定点位于储箱的对称平面XY中。

仍根据图2，本发明的装置在储箱的第一端101处包括第二构件3，第二构件3沿垂直于主轴线的水平轴线Y对储箱进行保持。

第二保持构件3将用于在储箱的第一端处阻止储箱绕轴线Z旋转并且阻止储箱沿Y移动，根据该示例的第二保持构件3在储箱100的前部处包括高的连接杆，该连接杆定位在平面XY中，并且承受沿横向于储箱100的主轴线X的轴线Y的力。

定位在平面XY中的高的连接杆定向成使得允许储箱沿轴线X变形，同时允许储箱在径向上略微移动，以免产生由于储箱的径向热变形而导致的应力。最后，高的连接杆的至储箱的附接点处于储箱的对称平面XZ中。

应当指出的是，包括第一连接杆的第一构件阻止储箱绕其轴线旋转。

从功能角度来看，在储箱的第一端处，第二支撑构件和第一支撑构件的连接杆30限定了三个固定点，如图4A和图4B中所描绘的，这三个固定点分布在储箱的第一端101的顶部和两个侧部处。

该组固定点允许储箱的前部在储箱膨胀/收缩时沿轴线X纵向移动。

为了在发生故障的情况下执行故障容错或安全功能(故障安全功能)，还可以增设第二支撑构件，以便在高的连接杆或高的连接杆的固定点破裂的情况下产生冗余。

该构件可以是如图4A所示的第二高的连接杆3a，或者是如图4B所示的低的连接杆3b，并且该构件在所描述的示例的情况中将定位在储箱的与第二构件相同的侧部上。

就考虑悬挂储箱的第一保持构件而言，实质上设置两对构件是冗余的，这是因为如果一个连接杆破裂，其余三个连接杆足以沿轴线Z对储箱进行保持。

因而，第一构件相对于储箱的对称平面ZY和ZX对称地布置，并且第一构件竖向地定向以便承受沿轴线Z的加速度。为了将载荷限制为最小，连接杆固定至储箱的固定点位于储箱对称平面XY中。连接杆在其位于附接至储箱的区域中以及位于附接至支承结构的区域中的端部中的每个端部处包括球，以便允许差热膨胀。连接杆的定向优先考虑的是在纵向方向上的相对变形，但也允许充分移动，从而不会由于径向热变形而产生应力。这4个连接杆构成这样的组件：就承受沿轴线Z的力而言，该组件容许故障发生。

因而，该装置由一组有限数目的设置有球接头固定件的连接杆组成，该组连接杆布置成使得配置尽可能均衡，同时在力的传递方面提供冗余。

该装置在储箱的第二端处补充有具有球接头的第三保持构件4，该第三保持构件4关于竖向轴线连接至储箱的第二端102。

图6中更具体地描绘了该球形球接头保持构件，该保持构件仅承受沿飞机方向的所有的力。

该保持构件或保持装置用于沿飞行器的前后主轴线在方向X上并且沿垂直于轴线Y的轴线Y对储箱进行约束。

该构件对第二构件进行补充以侧向地约束储箱，并且在飞行器的纵向方向X上产生用于储箱的锚固点。

根据所描述的示例，并且如下文中将说明的，通过使用如下的保持装置来产生该保持构件：该保持装置具有绕该轴线X旋转的自由度、沿与飞行器的机翼结构的平面垂直的轴线Z进行平移移动的自由度以及绕所述轴线Z旋转的自由度。

该第三保持构件构成储箱上相对于飞机关于X固定的点，而第一构件和第二构件制成为使得与储箱一起膨胀或收缩。

沿轴线Y的力由在储箱的前部处水平定位的高的连接杆3和在储箱的底部后部处定位的杆20承受。

沿X方向的飞行力在第三保持构件处承受，其中，第三保持构件由单个附接点形成，包括在储箱的后部底部处定位的杆20。

该附接点是储箱上相对于纵向轴线X仅有的固定点，从而在其它附接处允许储箱与飞机结构之间的严重的差热膨胀，而不会在储箱上或者在附接点上产生热机械应力。

第三保持构件包括竖向杆20，竖向杆20固定至飞机的结构12，并且被推入到滑动接头21中，其中，滑动接头21由紧固至储箱100的裙状件23的端部处的球形球22围绕。

该结构将来自销钉的力传递到飞机的机身中，并且竖向销钉承受沿轴线X和轴线Y的力，同时能够自由旋转，并且能够在终点止挡件之间沿Z自由地平移移动。

杆20阻止储箱沿轴线X和轴线Y平移移动，另一方面，保持构件补充有球接头连接件，该球接头连接件在平移方面将储箱连接至竖向杆，但向储箱提供用于三个旋转的三个自由度，因而，使储箱与该第一保持构件在俯仰、侧滚和偏转上分离。

简言之，固定杆20被推入到由紧固至储箱100的裙状件23的端部处的球形球22围绕的滑动接头21中，该结构将来自杆的力传递到飞机的机身中，并且滑动球接头连接件承受沿水平轴线X和Y或者在与飞行器的机翼结构的平面平行的平面中的力，同时具有绕杆20旋转的自由度以及沿与飞行器的机翼结构的平面垂直的竖向轴线Z平移移动的自由度。

图7A和图7B详细描绘了图6中描绘的铰接构件。

图7A描绘出销钉20定位在支承件中，其中，该支承件形成滑动接头21，而在图6中，所描绘的滑动接头21是包括滚球的连接件。该支承件***在球接头22的具有球形外部轮廓的环状部22a中。

图7B详细描绘了球形球接头的一个示例性实施方式，该球形球接头包括具有球形外部轮廓的环状部22a，该环状部以任何现有已知的方式被容置在具有球形内部轮廓的外罩22b中，本文中，外罩22b是已知的形式的下环状件和上环状件。环状部22a的外罩22b被接纳在在紧固至储箱的裙状件23中制成的容置件中。

在一些方面，储箱可以被认为附接至杆20，同时，能够绕储箱的附接点在所有方向上枢转，此外，该附接点能够沿杆滑动。因而，该保持装置设计成用以产生将储箱锚固至飞行器的点，本文中由第一构件和第二构件的连接杆产生的补充的保持构件将储箱保持成与飞行器的机身对齐。

连接杆通过能够自由旋转的销钉被固定至储箱和机身，并且连接杆布置成使得允许储箱自由地膨胀或收缩。

通过将杆20制成为包括外部部分和内部部分的双销钉形式所产生的第三保持构件的安全冗余使该连接件的故障安全性质得以保证，从而，如果销钉的外部部分破裂，则内部部分仍将能够承受剪力。

图7B为双销钉的立体图，其中，双销钉包括内部杆20a和外部管20b，内部杆20a和外部管20b同心且一个被推入另一个的内部。

此外，钉24以存在间隙的方式进入位于在竖向杆20与储箱之间的、裙状件23上的孔25，该钉***在固定至机身的支撑件26中，以便在储箱侧上的裙状件23破裂时沿X和Y方向对储箱进行约束。

结构性结构12构成用于机身侧上的连接件的支撑，并且结构性结构12可以潜在地制成为具有箱形截面形式，结构性结构12包括两个凸缘121、122，每个凸缘能够承受杆20的所有的力，由此，也有助于该装置的安全性。

在飞机结构侧上，该技术方案如果需要也是需要很少的专用结构元件，该结构依赖于机身10的机架1。

再回到图5，连接杆附接至现有机架，或者在两个机架之间附接在附加减震腹板或附加机架部分上。

在设计飞机结构的构造时，设计理念当然是将机架定位成使得这些机架与储箱的接合面相一致，由此产生连贯的飞机/储箱结构设计。

应当指出的是，就储箱在机身中的定位而言，该***提供很大的灵活性。例如，储箱不限于位于增压端壁或任何其它的强度高的结构附近。

根据所采用的构型，对于储箱而言，保持构件具有最优的布置形式，保持构件的主要的载荷情况是在横向于储箱的方向上和向下的加速度以及在储箱的纵向方向上的加速度。还能够将***设计成至少在储箱的一个端部处具有在压缩方面起作用的Z连接杆。然而，该实施方式并非是最优的。

根据示例，储箱的第一端定位在飞机的前部处，储箱的第二端定位在后部处，并且第二构件3与第三构件4的相对定位——相对于飞机，一个在顶部前部处，一个在底部后部处——对于使径向力均衡以及限制所引起的力矩而言是最优的。然而，也能够采用颠倒的构型。

与竖向连接杆相同，第二构件的高的连接杆在其两个端部处也设置有球接头，并且第二构件的高的连接杆定向成使得优先考虑在纵向方向上的相对变形，同时提供充分的移动，从而不会由于径向热变形而产生应力。为了获得最优性能，该连接杆固定至储箱的点应当位于储箱的对称平面XZ中。

上文中所描述的方案的组合既能够限制储箱中的载荷，又能够限制飞机结构中的载荷，并且能够限制固定装置自身中的载荷。因而，整体质量自身实现最优化。

附接件的布置形式、数目及设计方案确保得到在发生故障的情况下整体上受到保护的构型(故障安全构型)。

此外，即使在储箱直径接近机身直径的情况下，对附接件的数目进行限制以及附接件的简易性有助于快速容易地进行如下操作：将储箱结合到机身中，或者拆卸储箱以进行维护操作。同样由于这个原因，便于通过若干准确定位的检查舱口进行检查，并且如果需要能够对于每次飞行根据需要经常执行检查。

特别地，储箱是向航天飞机的火箭马达进行供给的低温储箱，保持构件构造成提供这样的自由度：该自由度适于避免在纵向方向上的差热变形——储箱缩短——以及相对于储箱在径向上的差热变形——特别地，储箱收缩——的作用下所产生的热机械应力。

低温储箱与支承结构之间的有限数目的而且尺寸小的附接点最终能够限制这两个元件之间的热交换。

本发明的装置实现整个储箱、飞机结构和支撑组件的整体质量的优化。通过将与储箱的接合面的数目减至绝对最小值，该装置还能够大大减少进行维护和拆卸储箱所花费的时间。

此外，该装置确保储箱固定装置不会在储箱根据其温度而膨胀和收缩时对储箱施加应力。

本发明不限于所描述的示例，并且特别地，连接杆的定向能够根据针对所考虑的飞行器的主要设计力的取向并且根据所考虑的飞行器的飞行剖面图而变化。

Claims (19)

1.一种储箱支撑保持装置，所述储箱支撑保持装置用于交通工具中的具有圆筒状或锥状整体形状并且具有主轴线X的储箱，其特征在于，所述储箱支撑保持装置包括：成对的第一保持构件(2a、2b、2c、2d)，所述第一保持构件(2a、2b、2c、2d)用于在所述储箱的第一端(101)和第二端(102)中的每一端处沿垂直于所述主轴线X的轴线Z对所述储箱进行保持；第二保持构件(3)，所述第二保持构件(3)用于在所述储箱的所述第一端(101)处沿垂直于所述主轴线X并且垂直于所述轴线Z的轴线Y对所述储箱进行保持；以及第三保持构件，所述第三保持构件设计成用以沿所述主轴线X和所述轴线Y对所述储箱进行保持，并且所述第三保持构件连接至所述储箱的所述第二端(102)，其中，所述第三保持构件由单个附接点形成。

2.根据权利要求1所述的储箱支撑保持装置，还包括用于在所述储箱的所述第一端处沿所述轴线Y进行保持的附加的第二保持构件(3a、3b)，以便构成冗余安全保持构件。

3.根据权利要求2所述的储箱支撑保持装置，其中，所述第一保持构件(2a、2b、2c、2d)和所述第二保持构件(3)以及所述附加的第二保持构件(3a、3b)包括连接杆(30)，所述连接杆(30)通过能够自由旋转的销钉(51)被固定至所述储箱，并且布置成使得允许所述储箱自由地膨胀或收缩。

4.根据权利要求3所述的储箱支撑保持装置，其中，在所述储箱的所述第一端处，所述连接杆(30)限定三个固定点，所述三个固定点分布在所述储箱的所述第一端(101)的顶部和两个侧部处。

5.根据权利要求4所述的储箱支撑保持装置，其中，所述第一保持构件(2a、2b、2c、2d)包括四个连接杆(30)，所述四个连接杆(30)相对于所述储箱的对称平面ZY和ZX对称地布置，并且沿所述轴线Z定向以便承受储箱沿所述轴线Z的加速度。

6.根据权利要求5所述的储箱支撑保持装置，其中，所述四个连接杆(30)至所述储箱(100)的所述固定点位于所述储箱的对称平面XY中。

7.根据权利要求4所述的储箱支撑保持装置，其中，所述第二保持构件(3)包括位于所述储箱(100)的前部处的连接杆，所述连接杆定位在平面XY中并且承受沿横向于所述储箱(100)的所述主轴线X的所述轴线Y的力。

8.根据权利要求7所述的储箱支撑保持装置，其中，定位在所述平面XY中的所述连接杆和沿所述轴线Z定向的所述连接杆定位成使得：允许所述储箱沿所述主轴线X变形，同时允许所述储箱略微径向地移动，以便不会由于所述储箱的径向热变形而产生应力。

9.根据权利要求8所述的储箱支撑保持装置，其中，定位在所述平面XY中的所述连接杆的在所述储箱上的所述固定点位于所述储箱的对称平面XZ中。

10.根据权利要求3-9中的任一项所述的储箱支撑保持装置，其中，所述连接杆定位成切向于所述储箱(100)的外壳进行作用。

11.根据权利要求1所述的储箱支撑保持装置，其中，所述交通工具为飞行器。

12.一种包括储箱以及根据前述权利要求中的任一项所述的储箱支撑保持装置的飞行器，其中，所述主轴线X是平行于飞行器轴线或者与所述飞行器轴线成一定小角度的水平轴线，所述轴线Y是横向于所述飞行器的水平轴线，并且所述轴线Z是竖向轴线，所述第一保持构件和所述第二保持构件被保持在所述飞行器的机身(10)的机架(1)上。

13.根据权利要求12所述的飞行器，其中，所述储箱悬挂于所述第一保持构件。

14.根据权利要求12所述的飞行器，其中，所述第一保持构件和所述第二保持构件是通过球接头(53、54)固定至所述储箱的附接件(103)和所述飞行器的机架(1)上的附接件(11)的连接杆或者在机架之间固定至减震腹板的连接杆。

15.根据权利要求12所述的飞行器，其中，所述第三保持构件包括竖向固定杆(20)，所述竖向固定杆(20)固定至所述飞行器的结构(12)并且装配到滑动接头(21)中，其中，所述滑动接头(21)由位于紧固至所述储箱(100)的裙状件(23)的端部处的球接头(22)围绕，其中，所述结构用于将来自所述竖向固定杆的力传递至所述飞行器的所述机身，并且其中，所述滑动接头承受沿所述主轴线X和所述轴线Y的力，同时能够绕所述竖向固定杆(20)完全自由地旋转，并且能够关于所述竖向固定杆(20)沿所述轴线Z自由地平移移动。

16.根据权利要求15所述的飞行器，包括所述第三保持构件的安全冗余。

17.根据权利要求16所述的飞行器，其中，所述冗余通过位于在所述竖向固定杆与所述储箱之间的所述裙状件(23)与固定至所述机身的支撑件(26)之间的钉(24)/间隙孔(25)装置来实现，以便在所述竖向固定杆断裂或者所述储箱侧上的所述裙状件破裂时沿X方向和Y方向对所述储箱进行约束。

18.根据权利要求12至17中的任一项所述的飞行器，其中，所述飞行器是航天飞行器，并且所述储箱(100)是用于所述航天飞行器的火箭发动机的低温给送储箱，所述保持构件构造成用以提供如下自由度：所述自由度适于避免在所述储箱的差热变形的作用下引起的沿纵向方向和径向方向的热机械应力。

19.根据权利要求15所述的飞行器，其中，所述结构(12)包括双凸缘。