JP6419724B2 - 航空機内のタンク保持装置 - Google Patents

Description

本発明は、航空機内でタンクを保持するためのデバイスに関し、より詳細には、飛行機、とりわけ宇宙飛行機等の航空機の胴体内に極低温推進剤タンクを保持するのに適したデバイスに関する。従来技術では「支持デバイス」と呼ばれる該デバイスは、特に宇宙飛行機のロケットモータに推進剤を供給する円筒形又は円錐形タンクを支持するのに適している。

上記デバイスは、空間及び質量に関する非常に厳しい制約下で極低温液体を航空機内に輸送する必要がある、使用サイクル及び試験サイクルがタンクの迅速な設置及び再装備を必要とする用途に対して、解決策を提供するものである。

特に上記デバイスは、宇宙飛行機のロケット推進に使用される多量の極低温推進剤を積載する、乾燥重量の最適化が最大の関心事となる宇宙飛行機に適用される。

宇宙分野では、ロケット段の非構造部材の極低温タンクは従来、タンクの上下に位置する２つのスカート状取り付けデバイスを介して、タンクを収容するロケット段の軸受構造体と接合される。

これらのデバイスは、極低温タンクの熱変形の結果としてタンク固定点を半径方向に移動させることができるように設計されている。この文脈において上部接合部は、タンク固定点を長手方向に移動させることができるが、一方で後方又は下部接合部は長手方向に固定された状態である。

これらの接合デバイスは、図１（タンクＡが構造体Ｃ上でリンクロッドＢによって拘束された状態の片面斜視図である）に示すように、Ａｒｉａｎｅ ５の極低温上段ＥＳＣＡのタンク間接合の場合のように、コーン又はリンクロッドアセンブリとしてよく、又は接続シートのアセンブリとしてもよい。

多数の接続要素を必要とするこれらの解決策は、接合部における負荷を良好に分散させることができるが、航空機の質量に有意な影響を与え、接合部の組み立て及び分解のために長い作業時間が必要であるという大きな欠点を有する。

更に従来の発射装置の固定具は、基本的にタンクの軸に沿った向きの力に関して設計されているが、宇宙飛行機の場合、力はこの軸に沿っておらず、その作用はこの軸に対して垂直である。従って、発射装置に関する解決策を宇宙飛行機タイプの航空機に修正を加えずに適用できない。

しかしながらこのような接合デバイスは、ゼロでない熱膨張差によって生じる応力を補償するのにあまり適していない。更に、このような熱膨張差はかなりの熱損失を引き起こす。

最後に、このようなデバイスは、支持デバイスに利用できる容積が非常に小さい設備にはほとんど適用できない。

海上輸送の分野において、特許文献１には、１セットの固定具からなる極低温タンクを支持するための解決策が記載されている。少なくとも２×４の固定要素は、極低温タンクの表面に対して接線方向に、かつタンクの主軸に対して垂直に配向され、これにより、海上での船の連続動作によって引き起こされる負荷の向きの変化の影響下で、この同じ表面に曲げ応力が発生するのを回避する。

特許文献１には、タンクの主軸に沿った長手方向負荷に対抗するのに適した手段については記載されていない。また、考慮される反復運動の振幅は例えば、特に飛行認可要件を考慮に入れると、宇宙飛行機が航空段階と宇宙段階との間で遭遇し得る振幅より小さい。最後に、応力を均一にするために提案されている支持デバイスのいくつかは、ロケット推進タンクに適用した場合、質量の点で非常に不利であると言える。というのは、極低温タンク（基本的には液化天然ガス用タンク）の海上での支持に通常採用されるほとんどの解決策と同様に、この解決策がタンク＋軸受構造体＋支持要素全体の大きなパッケージを宇宙又は航空領域に必要とされるレベルまで最適化できないためである。これは特に、海上輸送で使用されるタンクの容量は数百ｍ³であるため、本発明のタンクのわずか数ｍ³の容量より１桁大きい寸法になるという事実によって説明される。同様に熱損失は、海上輸送で輸送される量と比べてごくわずかであるが、航空機及び宇宙飛行機の規模では無視できないものとなる。

飛行機内でのタンクの取り付けの分野において、トロイダル形状のタンクに適用される特許文献２及び特許文献３には、極低温タンクの周囲に分散するせん断力に対抗するための支持体を備える支持手段が記載されている。

これらの支持体は湾曲形状のシートからなり、これによって、半径方向への相対変形を可能とし、これらの支持体が純粋せん断状態で機能することを保証できる。

トロイダル形状の底部を有するタンクに適したこれらの支持体は、支持デバイスの一部のみを構成する。この部分はより複雑であり、嵩高く質量の点で不利である円錐タイプの支持構造体を飛行機に追加する必要があるか、又は加圧端壁でタンク前方の力に対抗する必要があり、上記加圧端壁はこの機能を果たすように設計されるため、同様に重く嵩高くなる。

米国特許第３６５９８１７Ａ号 米国特許第３９５１３６２Ａ号 米国特許第３９７９００５Ａ号

例えば、弾道飛行又は軌道飛行するためのロケットモータを有する宇宙飛行機の場合のように、航空機の推進力の全て又は一部を生成するために極低温推進剤を使用するには、好ましくはこの航空機の胴体内に専用タンクを設置する必要がある。

従来技術に鑑み、本発明は、航空機、特に宇宙飛行機内でタンクを支持及び保持するためのデバイスを提案する。該デバイスは、タンクの容積をほとんど増加させず、小さな容積内に収容されたタンクを支持及び保持するのに適しており、また該デバイスにより、航空機の耐用年数全体にわたって何度もタンクの取り付け／取り外しを実施できるようになる。

運転質量の乾燥質量に対する比は、上記航空機が達成可能な一次性能に影響を与えるため、質量に関してできる限り最適な、胴体内に極低温タンクを設置するためのデバイスを設計することが必要である。

同一の精神において、使用しないいずれの容積は排除され、極低温タンクの直径は胴体の直径にできる限り近い直径に規定される。これは接合構成部品の配設方法に大きな制約を加えることになる。

いずれにせよ、飛行機の耐用年数の間に何かが少なくとも数回発生する可能性があるため、飛行の都度接合部品を検査でき、接合構成部品を容易に検査でき、また同様に接合構成部品を取り外して再び取り付けることができることが必要である。

更に、所望の性能を保証する点に関して、該デバイスは特に、タンクと軸受構造体との間の熱損失による極低温推進剤の蒸発を最小限に抑える必要がある。

最後に、極低温タンクの接合固定具は、タンクとその周囲との膨張差によって引き起こされる熱機械応力を発生させずに、また高加速度負荷が様々な方向に加わったとしても、上述の条件を満たす必要がある。これらの固定具は実際には、構造体が緊急着陸時に耐えなければならない加速度と、名目上飛行の度に生じるロケット推進段階を含む軌道飛行又は弾道飛行の特定のプロファイルとを特定する認可要件を満たす必要がある。

本発明の１つの主題は、弾道航空機を含む飛行機及び／又は宇宙飛行機の胴体内で極低温液体の貯蔵用又は輸送用のタンクを支持するためのデバイスであり、これは上述の問題の解決策を提供するものである。

上記デバイスにより、以下の全てが可能になる：
‐非常に狭い空間に収容されたタンクの比較的迅速かつ容易な取り付け及び取り外し、並びに迅速な検査作業；
‐有意な熱膨張差、特に、極低温度に曝されたタンクの強い締め付け／短縮に拘らない、また大きく変動する負荷プロファイル、即ちタンクの軸に沿って印加される有意な加速（例えば宇宙推進段階）又はタンクの軸に対して直角に印加される有意な加速（例えば高い垂直負荷係数を有する通常の飛行段階又は急降下段階）に拘らない、飛行機構造体、特に推進剤タンクに加わる負荷の制限；
‐飛行機の主軸及び軸受構造体と一致する取り付け点の最適化；
‐取り付け点自体における全体の質量による影響の最小化、更には飛行機構造体及びタンクの構造部品のレベルにおいて必要な補強材さの最小化；並びに
‐民間航空の認可要件、特に故障の許容範囲に関する認可要件及び急激な減速又は緊急着陸の場合の安全性に関する認可要件の充足。

当該タンクは特に、球形又は楕円形端部を有する円筒形又は円錐形の非構造性タンクである。

タンクは、接合部の力に対抗でき、かつタンクの前方又は後方に配置されるスカート又はフープのような構造性固定及び補強要素を備える。

本発明のデバイスは、上述の目的を達成するために、極低温推進剤を数メトリックトン収容可能なタンクが長手方向又は半径方向の収縮／膨張に対抗する応力を受けることなく、該タンクを拘束するように設計されたデバイスである。

より詳細には、本発明は、全体の形状が円筒形又は円錐形であり、主軸Ｘが航空機等の輸送機内にあるタンクを支持及び保持するためのデバイスを提案する。このデバイスは、タンクの第１の端部及び第２の端部それぞれにおいて主軸Ｘに対して垂直な軸Ｚに沿ってタンクを保持するための１組の第１のタンク保持手段と、タンクの第１の端部において主軸Ｘ及び軸Ｚに対して垂直な軸Ｙに沿ってタンクを保持するための第２の手段と、軸Ｘ及び軸Ｙに沿ってタンクを保持するように設計され、タンクの第２の端部に接続される第３の保持手段とを備える。

有利には、タンク支持・保持デバイスは更に、タンクの第１の端部において軸Ｙに沿ってタンクを保持するための第２の手段を備えることにより、安全冗長性保持手段を構成できる。

第１の手段及び第２の手段は有利には、タンクを自由に膨張又は収縮させることができるように配設された自由に回転可能なピンを用いてタンクに固定される、リンクロッドからなる。

特定の一実施形態によると、タンクの第１の端部において、リンクロッドは、タンクの第１の端部の上部及び両側に配置される３つの固定点を形成する。

第１の手段は有利には、タンクの対称面ＺＹ、ＺＸに関して対称に配設され、軸Ｚにおけるタンク加速に対抗できるように軸Ｚに沿って配向される４つのリンクロッドを備える。

特定の一実施形態によると、上記４つのリンクロッドのタンクへの固定点は、タンクの対称面ＸＹ内に配置される。

第２の保持手段は有利には、面ＸＹ内に位置決めされ、タンクの主軸Ｘに対して横方向の軸Ｙに沿った力に対抗する、タンク前方のリンクロッドからなる。

面ＸＹ内に位置決めされたリンクロッド及び軸Ｚに沿って配向されたリンクロッドは有利には、軸Ｘに沿ってタンクが変形でき、かつそれと同時に、タンクの半径方向の熱変形により引き起こされる応力を発生させないよう、タンクが半径方向にある程度移動できるように、位置決めされる。

面ＸＹ内に位置決めされたリンクロッドのタンク上の固定点は有利には、タンクの対称面ＸＺ内にある。

リンクロッドは有利には、タンクの表面に対して接線方向に作用するように位置決めされる。

本発明は特に、タンクと、本発明によるタンク支持・保持デバイスとを備える航空機に適用され、主軸Ｘは、航空機の軸に対して平行な、又は航空機の軸に対して小さな角度をなす水平軸であり、軸Ｙは航空機を横断する水平軸であり、軸Ｚは垂直軸であり、第１及び第２の手段は航空機の胴体のフレーム上で保持される。

タンクは有利には、第１の保持手段から懸架される。

第１及び第２の保持手段は有利には、タンクの取り付け具及び航空機のフレーム上又はフレーム間の衝撃吸収ウェブ上の取り付け具に、玉継手によって固定されるリンクロッドである。

第３の保持手段は有利には、航空機の構造体に固定され、タンクに固定されたスカートの端部において玉継手に取り囲まれた滑り継手に押し込まれる垂直固定ロッドを備え、構造体はロッドから航空機の胴体への力の伝達を提供し、滑り継手は軸Ｘ、Ｙに沿った力に対抗すると同時に、ロッドの周りで自由に回転し、垂直軸Ｚに沿って自由に並進運動する。

特定の一実施形態によると、航空機は、特定の一実施形態によると垂直ピンとタンクとの間のスカートと、垂直ピン又はタンク側のスカートが破損した場合にタンクをＸ方向及びＹ方向に拘束するように胴体に固定される支持体との間に位置する、ペグ／クリアランスホールデバイスによって達成される、第３の保持手段の安全冗長性を備える。

航空機は有利には宇宙航空機であり、タンクは、宇宙航空機のロケットエンジン用の極低温供給タンクであり、保持手段は、タンクの長手方向及び半径方向の熱変形差の影響による熱機械応力を回避するのに適した自由度を提供するよう構成される。

有利な一実施形態によると、構造体はダブルフランジを備える。

本発明の他の特徴及び利点は、添付図面を参照した本発明の１つの非限定的な例示的実施形態の以下の説明を読むことにより明らかになるであろう。

図１は、従来技術の発射装置のタンクの固定具の一例を示した図である。 図２は、本発明による支持・保持デバイスが装着されたタンクの正面斜視図である。 図３は、本発明による支持・保持デバイスが装着されたタンクの後面斜視図である。 図４Ａ、図４Ｂは、特定の実施形態によるタンクの第１の端部における固定具の概略図である。 図５は、本発明による保持手段の詳細図である。 図６は、本発明の、玉継手を有する第３の保持手段の細部の長手方向断面図である。 図７Ａ、図７Ｂは、図６の保持手段の斜視図及び分解図である。

本発明は、図２、図３に示すように、円筒形又は円錐形の全体形状を有し、主軸Ｘを有するタンク１００を支持及び保持するためのデバイスに関する。水平軸は、本発明の航空機の主軸に対応する。

本デバイスは一般に多数のタンク保持手段を備え、これらの保持手段は、３つの群：タンクを支持するよう構成された第１の手段；タンクの一端を主軸Ｘに垂直な横方向に拘束するよう構成された１つ又は複数の第２の手段；及び航空機の胴体にタンクを係留する係留点を形成するよう構成された第３の保持手段に分けられる。

従って本デバイスは、第一に、タンクの第１の端部１０１及び第２の端部１０２それぞれにおいて軸Ｚに沿ってタンクを保持する１組の第１の手段２ａ、２ｂ、２ｃ、２ｄを備える。この例では軸Ｚは垂直軸であり、第１の手段は航空機の胴体内でタンクを支持する。

第１の組の第１の手段２ａ、２ｂを図２に示し、第２の組２ｃ、２ｄを図３に示す。

第１の手段２ａ、２ｂ、２ｃ、２ｄは４つのリンクロッド３０を備え、この４つのリンクロッド３０は、タンクの対称面ＺＹ、ＺＸに関して対称に配設され、垂直軸Ｚに沿ったタンクの加速に対抗するために垂直に配向される。軸Ｙは、軸Ｘ、Ｚに垂直な水平軸である。

第１の手段に適用できるリンクロッド３０の一例を図５に示す。

リンクロッド３０は、本体と、ピン５１によってタンクの取り付け具１０３に接続される玉継手５３と、ピン５２によって航空機のフレーム１の取り付け具１１に接続される玉継手５４とを備える。

リンクロッドは、タンク１００の表面に対して接線方向に作用するように位置決めされることにより、タンクにいずれの孔が開く（これはタンクの完全性に大きな支障をきたすことになる）のを回避できる。

リンクロッドタイプの支持要素は、遭遇し得る様々な負荷シナリオにおいて良好な引張・圧縮強度を有する必要がある。一方、これらの支持要素は、作動軸に対して直角方向の抵抗力を示してはならない。

この例による取り付け具１０３は、タンクの端部１０１、１０２の周囲のフープ１０４上に作製される。

図２、３に戻ると、上記４つのリンクロッド３０のタンク１００への固定点は、正規直交基準フレーム２００によるタンクの対称面ＸＹ内に位置する。

更に図２によると、本発明のデバイスは、タンクの第１の端部１０１に、主軸に対して垂直な水平軸Ｙに沿ってタンクを保持する第２の保持手段３を備える。

タンクが軸Ｚの周りで回転するのを防ぎ、第１の端部においてＹ方向に動くのを防ぐ働きをする第２の保持手段３は、この例によると、面ＸＹ内に位置決めされ、タンク１００の主軸Ｘに対して横方向の軸Ｙに沿った力に対抗するタンク１００の前方の上部リンクロッドからなる。

面ＸＹ内に位置決めされる上部リンクロッドは、タンクが軸Ｘに沿って変形でき、それと同時に、タンクの半径方向の熱変形によって引き起こされる応力を発生させないようにタンクが半径方向にいくらか移動できるように配向される。最後に、上部リンクロッドのタンクへの取り付け点は、タンクの対称面ＸＺ内にある。

第１のリンクロッドを備える第１の手段は、タンクがタンクの軸の周りで回転するのを防ぐことに留意されたい。

機能的観点から、図４Ａ、４Ｂに示すように、タンクの第１の端部において、第１及び第２の支持手段のリンクロッド３０は、タンクの第１の端部１０１の上部及び両側に配置される３つの固定点を形成する。

この固定点群の配置により、タンクが膨張／収縮する際に、タンクの前方が軸Ｘに沿って長手方向に移動できる。

故障が生じた場合に、耐故障又は安全機能（フェイルセーフ機能）を果たすために、第２の支持手段を更に追加して、上部リンクロッド又はその固定点が破損した場合の冗長性を生み出すことができる。

この手段は、図４Ａに示す第２の上部リンクロッド３ａ又は図４Ｂに示す下部リンクロッド３ｂであってよく、図示した例の場合、タンクの第２の手段と同じ側に位置決めされることになる。

タンクを懸架する第１の保持手段に関しては、２組の手段を備えることで、１つのリンクロッドが破損した場合に、軸Ｚに沿ってタンクを保持するのに残りの３つのリンクロッドで十分であるため、本質的に冗長構造となる。

従って第１の手段は、タンクの対称面ＺＹ、ＺＸに関して対称に配置され、軸Ｚに沿った加速に対抗するように垂直に配向される。負荷を最小限に抑えるために、リンクロッドをタンクに固定する固定点は、タンクの対称面ＸＹ内に配設される。リンクロッドは、タンクへの取り付け領域及び軸受構造体への取り付け領域において、両端それぞれに玉を備えることにより、熱膨張差を許容できるようにする。リンクロッドの配向は、タンクの長手方向の相対変形を優先させたものであるが、この配向により、半径方向の熱変形により応力が発生しないように十分にタンクを移動させることができる。これら４つのリンクロッドは、軸Ｚに沿った力の対抗に関して、故障に耐えうるアセンブリを構成する。

従ってデバイスは、限られた数の玉継手を備え、設置ができる限り平衡になるように配設されると同時に、力の伝達の冗長性を提供する１セットのリンクロッドからなる。

デバイスは、タンクの第２の端部において、タンクの第２の端部１０２に接続される垂直軸の周りに玉継手を備えた第３の保持手段４が追加される。

飛行機の飛行方向の全ての力に単独で対抗するこの玉継手保持手段を、図６により詳細に示す。

この保持手段又はデバイスは、航空機の主前後軸に沿って、また軸Ｙに対して垂直な軸Ｙに沿って、タンクをＸ方向に拘束するためのものである。

この手段は、第２の手段がタンクを横方向に拘束するのを補助して、航空機の長手方向Ｘにタンクの係留点を形成する。

図示されている例によると、後述するように、この保持手段は、軸Ｘの周りで回転する自由度、航空機の翼構造体の面に対して垂直な軸Ｚに沿って並進運動する自由度、及び上記軸Ｚの周りで回転する自由度を有する保持デバイスを使用して形成される。

この保持手段は、飛行機に対してＸ方向に固定されるタンク上を構成するが、第１の手段及び第２の手段は、タンクと共に膨張又は収縮するように形成される。

前方で水平方向に位置決めされた上部リンクロッド３及びタンクの後方下部に位置決めされたロッド２０が、軸Ｙに沿った力に対抗する。

タンクの後方下部に位置決めされたロッド２０からなる単一の取り付け点で形成された第３の保持手段が、Ｘ方向の飛行方向の力に対抗する。

この取り付け点は、長手方向軸Ｘに対するタンク上の唯一の固定点であるため、タンクと飛行機構造体との間の大きな熱膨張差は、タンク上又は取り付け点上で熱機械応力を発生させることなく、他の取り付け点において許容できる。

第３の保持手段は、飛行機構造体１２に固定され、タンク１００に固定されたスカート２３の端部において玉継手２２に取り囲まれた滑り継手２１に押し込まれる垂直ロッド２０を備える。

構造体は、力をピンから飛行機の胴体に伝達し、垂直ピンが軸Ｘ、Ｙ上の力に対抗すると同時に、自由に回転して、終端部間で軸Ｚに沿って自由に並進運動する。

ロッド２０は、軸Ｘ、Ｙに沿ったタンクの並進運動を妨げ、その一方で並進運動に関してタンクを垂直ロッドに接続するが、３つの回転に対する３つの自由度を垂直ロッドに付与する玉継手接続部が保持手段に追加されることにより、ピッチ、ロール、ヨーに関してタンクをこの第１の保持手段から切り離すことができる。

要約すると、固定ロッド２０は、タンク１００に固定されたスカート２３の端部で玉継手２２に取り囲まれた滑り継手２１に押し込まれ、構造体は、力をロッドから飛行機の胴体に伝達し、滑り・玉継手接続部は、水平軸Ｘ、Ｙに沿った又は航空機の翼構造体の面に対して平行な面内の力に対抗すると同時に、ロッド２０を中心として回転する自由度及び航空機の翼構造体の面に対して垂直な垂直軸Ｚに沿って並進運動する自由度を有する。

図７Ａ、図７Ｂは、図６に示す関節式手段の詳細図である。

図７Ａは、滑り継手２１を形成する軸受内へのピン２０の位置決めを示しているが、図６では、図示されている滑り継手２１は転がり玉を含む連結部である。軸受は、玉継手２２の球状外輪郭２２ａのリングに挿入される。

図７Ｂは、それ自体周知の方法で球状内輪郭の外側ケージ２２ｂ（この場合、下部円環部及び上部円環部の周知の形態）に収容される球状外輪郭２２ａを有するリングを備えた玉継手の例示的な一実施形態の詳細図である。玉継手が取り付けられる外側ケージ２２ｂは、タンクに固定されたスカート２３内に形成されたハウジング内で受容される。

ある意味では、タンクはロッド２０に取り付けられると同時に、取り付け点の周りであらゆる方向に枢動可能であり、更に取り付け点はロッドに沿って摺動可能であると考えてよい。このように、保持デバイスは、タンクを航空機に係留する点を形成するように設計され、この場合、第１及び第２の手段のリンクロッドで形成された相補的保持手段がタンクを航空機の胴体に位置合わせした状態で維持する。

自由に回転するピンを使用してタンク及び胴体に固定されるリンクロッドは、タンクが自由に膨張又は収縮できるように配置される。

この連結部のフェイルセーフの性質は、外側部分と内側部分とを備えた二重ピンの形態でロッド２０を形成することにより、ピンの外側部分が破損した場合でもピンの内側部分がせん断力に対抗できることで生み出される、第３の保持手段の安全冗長性によって保証される。

図７Ｂは、外側ロッド２０ａと外側管２０ｂとを備えた二重ピンの斜視図であり、外側ロッド２０ａ及び外側管２０ｂは同心であり、一方が他方に押し込まれる。

更に、垂直ロッド２０とタンクとの間でスカート２３上に位置する孔２５に、ペグ２４がクリアランスを有して入り込み、このペグは胴体に固定された支持体２６に挿入されることにより、タンク側のスカート２３が破損した場合にタンクをＸ方向及びＹ方向に拘束できる。

胴体側の接続部の支持体を構成し、場合によっては箱状セクションとして形成してよい構造性構造体１２は、２つのフランジ１２１、１２２を備え、これらのフランジはそれぞれ、ロッド２０の力の全てに対抗できるため、同様にデバイスの安全性に寄与できる。

飛行機構造体側では、解決手段は、仮に存在したとしてもごくわずかな専用構造要素しか必要とせず、構造体は胴体１０のフレーム１上にある。

図５に戻ると、リンクロッドは既存のフレーム、又は追加の衝撃吸収ウェブ上若しくは追加のフレーム部分上の２つのフレーム間に取り付けられる。

当然、飛行機構造体のアーキテクチャを設計する際に、これらのフレームがタンクとの接合部分と一致するようにフレームを位置決めすることによって、一貫性のある飛行機／タンク構造設計を得るのが理想である。

このシステムは、胴体内でのタンクの位置決めに関して相当な柔軟性を提供することに留意されたい。例えばタンクを、加圧端壁又はいずれの他の強い構造体の近くに配置することは必須ではない。

採用される構造によると、保持手段は、タンクの最適な配置を有し、その負荷の主なシナリオは、タンクの横断方向及び下方の加速並びにタンクの長手方向の加速である。また、Ｚ方向のリンクロッドが少なくともタンクの一端において圧縮状態で機能するシステムを設計することも可能である。しかし、この実施形態は最適ではない。

この例によると、タンクの第１の端部は飛行機の前方に位置決めされ、第２の端部は後方に位置決めされ、第２の手段３と第３の手段４のうちの一方を飛行機の前方上部に、他方を飛行機の後方下部に位置決めする相対的位置決めは、半径方向の力を均一化して、誘導モーメントを制限するのに最適である。しかしながら、逆の構造も可能である。

垂直リンクロッドと同様に、第２の手段の上部リンクロッドは、両端に玉継手を備え、タンクの長手方向の相対変形を優先させると同時に、半径方向の熱変形により応力が発生しないようにタンクを十分に移動させることができるように配向される。最適な挙動のためには、このリンクロッドがタンクに固定される固定点はタンクの対称面ＸＺ内にある必要がある。

上述の一群の手段により、タンク及び飛行機構造体の両方の負荷、並びに固定具自体の負荷を制限できる。従って、全体の質量自体も最適になる。

取り付け具の配置、数及び設計により、故障が生じた場合に全体的に保護される構成（フェイルセーフ構成）が保証される。

更に、タンクの直径を胴体の直径に近づけた場合でも、取り付け点の数を制限し、取り付け具を単純構造にすることで、タンクを胴体に組み込む作業又は保守作業のためにタンクを胴体から取り外す作業が迅速かつ容易になる。この同じ理由により、検査は、多数の注意深く位置決めされた点検ハッチを使用することで容易になり、必要に応じて、飛行の度に必要な回数だけ行われてもよい。

タンクは特に、宇宙飛行機のロケットモータに供給する極低温タンクであり、保持手段は、長手方向の熱変形差、タンクの短縮及び特にタンクに対して半径方向のタンクの締め付けの影響下で熱機械応力が生じるのを回避するのに適した自由度を有するよう構成される。

極低温タンクと軸受構造体との間の取り付け点の数を減らして、更に小さいサイズにすることで、最終的に、これら２つの要素間の熱交換を制限できる。

本発明のデバイスは、タンク、飛行機構造体及び支持体のアセンブリ全体の質量の最適化を提供する。このデバイスは更に、タンクとの接合部の数を最小限に減らすことで、保守及びタンク取り外しにかかる時間を大幅に低減する。

このデバイスは更に、タンクが温度に応じて膨張及び収縮する際にタンク固定具がタンクに応力を加えないことを保証する。

本発明は、上述の例に限定されず、特にリンクロッドの配向は、当該航空機に固有の主な設計上の力の向きに応じて、また飛行機の飛行プロファイルに応じて変動し得る。

Claims (18)

1. 全体の形状が円筒形又は円錐形であり、主軸Ｘが航空機等の輸送機内にあるタンク（１００）のためのタンク支持・保持デバイスであって、
   前記タンク支持・保持デバイスは：
   前記タンクの第１の端部（１０１）及び第２の端部（１０２）それぞれにおいて前記主軸Ｘに対して垂直な軸Ｚに沿った力に対抗して前記タンクを保持するための、１組の第１の保持手段（２ａ、２ｂ、２ｃ、２ｄ）と；
   前記タンクの第１の端部（１０１）において前記主軸Ｘ及び前記軸Ｚに対して垂直な軸Ｙに沿った力に対抗して前記タンクを保持するための、第２の保持手段（３）と；
   前記主軸Ｘ及び前記軸Ｙに沿った力に対抗して前記タンクを保持するように設計され、前記タンクの前記第２の端部（１０２）に接続される、第３の保持手段と；
   を備え、
   前記１組の第１の保持手段は、前記タンクの前記主軸Ｘ及び前記軸Ｙに対して自由度を有し、
   前記第２の保持手段は、前記タンクの前記主軸Ｘ及び前記軸Ｚに対して自由度を有し、
   前記第３の保持手段は、前記タンクの前記軸Ｚに対して自由度を有することを特徴とする、タンク支持・保持デバイス。
2. 前記タンク支持・保持デバイスは更に、前記タンクの前記第１の端部において前記軸Ｙに沿って前記タンクを保持するための前記第２の保持手段（３ａ、３ｂ）を備えることにより、安全冗長性保持手段を構成できる、請求項１に記載のタンク支持・保持デバイス。
3. 前記第１の保持手段（２ａ、２ｂ、２ｃ、２ｄ）及び前記第２の保持手段（３、３ａ、３ｂ）は、前記タンクを自由に膨張又は収縮させることができるように配設された自由に回転可能なピン（５１）を用いて前記タンクに固定される、リンクロッド（３０）からなる、請求項１又は２に記載のタンク支持・保持デバイス。
4. 前記タンクの第１の端部において、前記リンクロッド（３０）は、前記タンクの第１の端部（１０１）の上部及び両側に配置される３つの固定点を画定する、請求項３に記載のタンク支持・保持デバイス。
5. 前記第１の保持手段（２ａ、２ｂ、２ｃ、２ｄ）は、前記タンクの対称面ＺＹ、ＺＸに関して対称に配設され、前記軸Ｚに沿って配向される４つのリンクロッド（３０）を備える、請求項１〜４のいずれか１項に記載のタンク支持・保持デバイス。
6. 前記４つのリンクロッド（３０）の前記タンク（１００）への固定点は、前記タンクの対称面ＸＹ内に配置される、請求項５に記載のタンク支持・保持デバイス。
7. 前記第２の保持手段（３）は、前記面ＸＹ内に位置決めされた前記タンク（１００）前方のリンクロッドからなる、請求項１〜６のいずれか１項に記載のタンク支持・保持デバイス。
8. 前記面ＸＹ内に位置決めされた前記リンクロッド及び前記軸Ｚに沿って配向された前記リンクロッドは、前記主軸Ｘに沿って前記タンクが変形でき、かつそれと同時に、前記タンクの半径方向の熱変形により引き起こされる応力を発生させないよう、タンクが半径方向にある程度移動できるように、位置決めされる、請求項７に記載のタンク支持・保持デバイス。
9. 前記面ＸＹ内に位置決めされた前記リンクロッドの前記タンク上の固定点は、前記タンクの対称面ＸＺ内にある、請求項７又は８に記載のタンク支持・保持デバイス。
10. 前記リンクロッドは、前記タンク（１００）の表面に対して接線方向に作用するように位置決めされる、請求項３〜９のいずれか１項に記載のタンク支持・保持デバイス。
11. タンクと、請求項１〜１０のいずれか１項に記載のタンク支持・保持デバイスとを備える、航空機であって、
    主軸Ｘは、前記航空機の軸に対して平行な、又は前記航空機の前記軸に対して小さな角度をなす水平軸であり、
    軸Ｙは前記航空機を横断する水平軸であり、
    軸Ｚは垂直軸であり、
    第１及び第２の保持手段は前記航空機の胴体（１０）のフレーム（１）上で保持される、航空機。
12. 前記タンクは、第１の保持手段から懸架される、請求項１１に記載の航空機。
13. 前記第１の保持手段及び第２の保持手段は、前記タンクの取り付け具（１０３）及び前記航空機の前記フレーム（１）上又は前記フレーム間の衝撃吸収ウェブ上の取り付け具に、玉継手（５３、５４）によって固定されるリンクロッドである、請求項１１又は１２に記載の航空機。
14. 第３の保持手段は、前記航空機の構造体（１２）に固定され、前記タンク（１００）に固定されたスカート（２３）の端部において玉軸受（２２）に取り囲まれた滑り継手（２１）に押し込まれる垂直固定ロッド（２０）を備え、
    前記構造体は前記ロッドから前記航空機の前記胴体への力の伝達を提供し、
    前記滑り継手は前記主軸Ｘ、及び前記軸Ｙに沿った力に対抗すると同時に、前記ロッド（２０）の周りで自由に回転し、前記軸Ｚに沿って自由に並進運動する、請求項１１、１２又は１３に記載の航空機。
15. 前記第３の保持手段の安全冗長性を備える、請求項１４に記載の航空機。
16. 前記冗長性は、垂直ピンと前記タンクとの間の前記スカート（２３）と、前記垂直ピン又は前記タンク側のスカートが破損した場合に前記タンクをＸ方向及びＹ方向に拘束するように前記胴体に固定される支持体（２６）との間に位置するペグ（２４）／クリアランスホール（２５）デバイスによって達成される、請求項１５に記載の航空機。
17. 前記航空機は宇宙航空機であり、
    前記タンク（１００）は、前記宇宙航空機のロケットエンジン用の極低温供給タンクであり、
    第１ないし第３の保持手段は、前記タンクの長手方向及び半径方向の熱変形差の影響による熱機械応力を回避するのに適した自由度を提供するよう構成される、請求項１１〜１６のいずれか１項に記載の航空機。
18. 前記構造体（１２）はダブルフランジを備える、請求項１４〜１７のいずれか１項に記載の宇宙航空機。

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