本發(fā)明屬于飛行器中的燃料儲存系統(tǒng)的。特別地，本發(fā)明提供了飛行器部段，該飛行器部段包括以尾部串聯(lián)構(gòu)型布置的第一燃料儲存罐和第二燃料儲存罐。

背景技術(shù)：

1、由于環(huán)境原因，必須越來越多地面對減少使用化石燃料的挑戰(zhàn)。在這種情況下，基于可再生能源生產(chǎn)的氫是高效能源供應(yīng)的合理候選者。氫的高能量密度使其成為飛行器應(yīng)用的新興替代性燃料。

2、特別地，氫對于高空中-短程飛行器是有吸引力的燃料，因?yàn)榕c傳統(tǒng)的碳?xì)浠衔锶剂舷啾龋瑲涿壳Э怂芰考s為3倍。因此，在飛行器應(yīng)用中，所述氫的高比能量可能是關(guān)鍵的促成因素。然而，實(shí)際問題在很大程度上阻礙了它的使用。雖然氫的比能量非常高，但單位體積的能量相對較低。液態(tài)氫(lh2)相對于氣態(tài)形式提高了其能量密度，同時(shí)由于液態(tài)狀態(tài)下的低壓力，允許降低將氫限制在其內(nèi)所需的罐的質(zhì)量。與處于88k和700巴的40克/升的氣態(tài)氫相比，在20k和1巴壓力下的液態(tài)氫具有70克/升的密度。只有低溫壓縮的氫具有較高的密度，在38k和300巴下具有80克/升的值。根據(jù)這些參數(shù)，液化低溫形式允許在低壓力下的有效儲存。

3、在這方面，lh2低溫罐(即構(gòu)造成用于容納液態(tài)氫且用于保持必要條件以將氫保持在液態(tài)狀態(tài)的罐)是未來幾代重型運(yùn)載火箭、太空探索結(jié)構(gòu)以及新型綠色飛行器的結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵部件中的一者。在飛行器中，由于需要減輕重量并具有良好的隔熱和滲透性能，因此最大的挑戰(zhàn)在于開發(fā)儲存氫的系統(tǒng)。

4、飛行器工業(yè)中的另外的挑戰(zhàn)是對飛行器內(nèi)部的可用容積進(jìn)行最佳利用，該可用容積用于對燃料儲存元件以及用于燃料調(diào)節(jié)、維持最佳操作條件和燃料分配的附加元件和裝備進(jìn)行容納。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明提供了一種飛行器機(jī)身部段和一種飛行器。

2、在第一發(fā)明方面，本發(fā)明提供了一種沿著縱向方向延伸的飛行器機(jī)身部段，其中，該機(jī)身部段包括第一燃料儲存罐和第二燃料儲存罐，第一燃料儲存罐和第二燃料儲存罐以尾部串聯(lián)構(gòu)型布置，使得第二罐相對于第一罐根據(jù)縱向方向連續(xù)地布置，

3、其中，該第一罐包括朝向該第二罐定向的第一端部部分，并且該第二罐包括朝向該第一罐定向的第二端部部分，使得在該第一罐的第一端部部分與該第二罐的第二端部部分之間限定有機(jī)身分部段，

4、其中，該飛行器機(jī)身部段還包括：

5、第一殼體，該第一殼體布置在該第一罐的第一端部部分處，該第一殼體構(gòu)造成對與該第一罐的內(nèi)部流體連通的導(dǎo)管進(jìn)行容納，以及

6、第二殼體，該第二殼體布置在該第二罐的第二端部部分處，該第二殼體構(gòu)造成對與該第二罐的內(nèi)部流體連通的導(dǎo)管進(jìn)行容納，

7、并且其中，

8、該第一殼體從該第一罐的第一端部部分延伸到該機(jī)身分部段中，

9、該第二殼體從該第二罐的第二端部部分延伸到該機(jī)身分部段中，并且

10、該第一殼體根據(jù)在垂直于縱向方向的平面中包含的分隔方向與該第二殼體間隔開。

11、在整個文件中，關(guān)于術(shù)語“第一燃料儲存罐”，術(shù)語“第一罐”也將用于指代這樣的“第一燃料儲存罐”。同樣地，關(guān)于術(shù)語“第二燃料儲存罐”，術(shù)語“第二罐”也將用于指代這樣的“第二燃料儲存罐”。

12、關(guān)于第一罐和第二罐，在同一飛行器部段中具有多于單個罐提供了各種益處，比如由于冗余而增加安全性。在該意義上，兩個罐的存在起到了操作備用的作用，這在第一罐或第二罐中的一者的功能或部件中的一者發(fā)生故障的情況下增加了飛行器部段的燃料儲存容量的可靠性。

13、應(yīng)當(dāng)理解的是，兩個罐都構(gòu)造成用于在其中容納燃料。優(yōu)選地，兩個罐都是低溫罐并且都構(gòu)造成用于對液態(tài)氫(lh2)或飛行器工業(yè)中使用的任何其他合適的燃料進(jìn)行容納。

14、關(guān)于相應(yīng)的第一罐和第二罐的第一端部部分和第二端部部分，它們應(yīng)當(dāng)被理解為每個罐的分別定位在根據(jù)機(jī)身部段的縱向方向的最后位置和最前位置的部分。

15、更具體地，一旦飛行器機(jī)身部段實(shí)現(xiàn)為飛行器的一部分，飛行器機(jī)身部段的縱向方向就對應(yīng)于所述飛行器的縱向軸線，并且垂直平面是由飛行器的俯仰軸線和偏航軸線(即，在考慮到直線巡航飛行時(shí)的水平軸線和豎向軸線)限定的平面。在這方面，應(yīng)當(dāng)理解的是，飛行器的最前部分對應(yīng)于駕駛艙，并且飛行器的最后部分對應(yīng)于尾錐。在該意義上，應(yīng)當(dāng)理解的是，第一罐的第一端部部分向后定向，并且第二罐的第二端部部分向前定向。

16、關(guān)于串聯(lián)構(gòu)型，第一罐和第二罐根據(jù)機(jī)身部段的縱向方向一個接一個地布置使得可以使意于容納第一罐和第二罐中的每一者的機(jī)身部段的橫截面優(yōu)化。因此，還優(yōu)化了飛行器的機(jī)身部段中的燃料總?cè)莘e。

17、根據(jù)本發(fā)明，在第一罐與第二罐之間沿著縱向方向存在分隔。在這方面，第一罐的第一端部部分和第二罐的第二端部部分布置成沿相反方向定向，并且兩個罐布置成使得在第一罐的第一端部部分與第二罐的第二端部部分之間建立有預(yù)定距離。也就是說，第一罐的第一端部部分朝向第二罐的位置定向，并且第二罐的第二端部部分朝向第一罐的位置定向，并且在第一罐的第一端部部分與第二罐的第二端部部分之間限定有飛行器機(jī)身部段的一定容積。

18、在這方面，所述容積沿著兩個罐之間限定的距離縱向延伸，并且應(yīng)當(dāng)被視為飛行器機(jī)身部段的分部段。

19、關(guān)于分別布置在第一罐的第一端部部分處和第二罐的第二端部部分處的第一殼體和第二殼體，這些殼體構(gòu)造成對與相應(yīng)的第一罐或第二罐的內(nèi)部流體連通的導(dǎo)管進(jìn)行容納。更具體地，在這些殼體內(nèi)部可以具有用于執(zhí)行諸如補(bǔ)充燃料、主發(fā)動機(jī)的供給、不同罐之間的分配或者罐的通風(fēng)之類的任務(wù)的一組不同的管道和/或閥系統(tǒng)。應(yīng)當(dāng)理解的是，這樣的殼體應(yīng)當(dāng)設(shè)置有用于管道的必要的通道裝置(即開口)、比如槽或孔，該管道將燃料從罐中按路徑進(jìn)行輸送和將燃料按路徑輸送到罐中。

20、有利地，殼體提供了從各自相應(yīng)的罐延伸的封圍件，該封圍件起到安全層的作用以防止在燃料泄漏的情況下發(fā)生任何故障并使罐與其外部環(huán)境之間的熱梯度效應(yīng)最小化。

21、關(guān)于第一殼體和第二殼體相對于彼此的布置，第一殼體從第一罐的第一端部部分延伸到機(jī)身分部段中，并且第二殼體從第二罐的第二端部部分延伸到機(jī)身分部段中，第一殼體與第二殼體根據(jù)在垂直于縱向方向的平面中限定的任何方向彼此間隔開。所述方向在本文中被稱為“分隔方向”。

22、在第一殼體與第二殼體之間建立的分隔通過防止兩個殼體之間的直接接觸來提高包括有本發(fā)明的飛行器機(jī)身部段的飛行器的操作安全性。

23、另外，兩個殼體在飛行器機(jī)身部段的共同容積(即，在第一罐的第一端部部分與第二罐的第二端部部分之間限定的機(jī)身分部段)中的布置提供了緊湊的構(gòu)造布局，該布局允許優(yōu)化飛行器機(jī)身部段的下述容積：該容積專用于容納元件以及構(gòu)造成覆蓋并保護(hù)元件的第一殼體和第二殼體，所述元件負(fù)責(zé)將燃料從罐中按路徑進(jìn)行輸送和運(yùn)送以及將燃料按路徑輸送和運(yùn)送到罐中。

24、有利地，減小了飛行器機(jī)身部段的保持罐和殼體所需的長度以及包括有所述飛行器機(jī)身部段的飛行器的機(jī)身總長度。

25、關(guān)于用于制造罐的材料，在實(shí)施方式中，第一罐或第二罐中的至少一者由纖維增強(qiáng)聚合物(“frp”)材料(也被稱為“復(fù)合材料”)制成。

26、有利地，使用復(fù)合材料用于罐的制造提供了復(fù)合材料的在材料性能、重量減輕、材料成本、生產(chǎn)和工業(yè)化特征方面的優(yōu)點(diǎn)。

27、在實(shí)施方式中，第一罐或第二罐中的至少一者是金屬的。

28、根據(jù)本發(fā)明，殼體至少根據(jù)在垂直于縱向方向的平面中限定的任何方向偏移。

29、在實(shí)施方式中，第一殼體還根據(jù)縱向方向與第二殼體間隔開。

30、在該實(shí)施方式中，第二殼體的最前部分相對于第一殼體的最后部分設(shè)置在后面。

31、在另一實(shí)施方式中，第一殼體和第二殼體布置成使得垂直于縱向方向的至少一個平面與兩個殼體相交。

32、在該實(shí)施方式中，第一殼體和第二殼體沿著縱向方向的至少一部分交疊(即，占據(jù)相同位置)。然而，由于第一殼體和第二殼體沿著垂直于縱向方向的方向分隔開，所以在兩個殼體之間不存在直接接觸。

33、一旦飛行器機(jī)身部段實(shí)現(xiàn)為飛行器的一部分，飛行器機(jī)身部段的縱向方向就對應(yīng)于所述飛行器的縱向軸線，并且垂直平面是由飛行器的俯仰軸線和偏航軸線(即，在考慮到直線巡航飛行時(shí)的水平軸線和豎向軸線)限定的平面。

34、在飛行器機(jī)身部段實(shí)現(xiàn)為飛行器的一部分的特定實(shí)施方式中，第一殼體根據(jù)飛行器的偏航軸線與第二殼體間隔開。

35、在飛行器機(jī)身部段實(shí)現(xiàn)為飛行器的一部分的特定實(shí)施方式中，第一殼體根據(jù)飛行器的俯仰軸線與第二殼體間隔開。

36、在飛行器機(jī)身部段實(shí)現(xiàn)為飛行器的一部分的特定實(shí)施方式中，第一殼體根據(jù)飛行器的偏航軸線和俯仰軸線與第二殼體間隔開。

37、在特定實(shí)施方式中，第一殼體和第二殼體之間的在分隔方向上的分隔距離與第一殼體和第二殼體在分隔方向上的尺寸大小之間的比率包括在8％至10％的范圍內(nèi)。

38、如前所限定的，根據(jù)本發(fā)明，殼體根據(jù)在垂直于縱向方向的平面中包含的任何方向偏移。在這個意義上，一旦飛行器機(jī)身部段實(shí)現(xiàn)為飛行器的一部分，飛行器機(jī)身部段的縱向方向就對應(yīng)于所述飛行器的縱向軸線，并且垂直平面是由飛行器的俯仰軸線和偏航軸線(即在考慮到直線巡航飛行時(shí)的水平軸線和豎向軸線)限定的平面。

39、因此，所限定的比率是指第一殼體和第二殼體之間的沿著分隔方向的分隔距離與所述殼體的沿著所述分隔方向的尺寸或大小之比。

40、在特定的實(shí)施方式中，第一殼體和第二殼體中的每一者的在分隔方向上的尺寸包括在飛行器機(jī)身部段的在分隔方向上的尺寸的40％至45％的范圍內(nèi)。

41、在特定實(shí)施方式中，第一殼體與第二殼體之間的在分隔方向上的分隔距離包括在飛行器機(jī)身部段的在分隔方向上的尺寸的2％至10％的范圍內(nèi)。

42、在實(shí)施方式中，第一殼體與第二罐根據(jù)縱向方向分隔開一距離。

43、在實(shí)施方式中，第二殼體與第一罐根據(jù)縱向方向分隔開一距離。

44、在實(shí)施方式中，第一殼體與第一罐的第一端部部分之間的聯(lián)接限定了第一殼體的內(nèi)表面與第一端部部分之間的封閉容積。

45、在實(shí)施方式中，第二殼體與第二罐的第二端部部分之間的聯(lián)接限定了第二殼體的內(nèi)表面與第二端部部分之間的封閉容積。

46、在實(shí)施方式中，第一殼體與第一罐的第一端部部分之間的聯(lián)接構(gòu)造成確保限定在其內(nèi)的封閉容積的密封性。

47、在實(shí)施方式中，第二殼體與第二罐的第二端部部分之間的聯(lián)接構(gòu)造成確保限定在其內(nèi)的封閉容積的密封性。

48、在實(shí)施方式中，在第一殼體和/或第二殼體與相應(yīng)的第一端部部分和/或第二端部部分之間限定的容積對將燃料從罐中按路徑進(jìn)行輸送和將燃料按路徑輸送到罐中的管道的一部分進(jìn)行容納。在這方面，應(yīng)當(dāng)理解的是，殼體與相應(yīng)的端部部分之間的任何連接接合部以及殼體與穿過所述殼體的任何管道之間的連接接合部都設(shè)置有流體密封配合。

49、在實(shí)施方式中，第一殼體和/或第二殼體構(gòu)造成將限定在其內(nèi)的封閉容積保持在真空條件下。

50、有利地，在相應(yīng)的殼體內(nèi)部提供的真空為容納在第一殼體和/或第二殼體內(nèi)的管道和/或閥系統(tǒng)提供了最佳的隔熱性能，并且提供了關(guān)于在燃料泄漏的情況下防止任何故障的增強(qiáng)性能并減少了罐與其外部環(huán)境之間的熱梯度效應(yīng)。

51、在特定實(shí)施方式中，飛行器機(jī)身部段包括機(jī)架，并且第一殼體和/或第二殼體與該機(jī)架間隔開。

52、根據(jù)該實(shí)施方式，第一殼體和/或第二殼體定尺寸成不橫向(即在橫截面中)占據(jù)它們定位在其中的機(jī)身部段的總?cè)莘e。在這個意義上，相應(yīng)殼體的所有點(diǎn)與飛行器機(jī)身的機(jī)架應(yīng)當(dāng)存在間隙。

53、在殼體與飛行器的機(jī)身部段的縱向方向不對準(zhǔn)、即殼體偏移并更靠近機(jī)架的特定區(qū)域的實(shí)施方式中，專用于對罐及其相應(yīng)殼體進(jìn)行容納的容積可以通過并排構(gòu)型或上下構(gòu)型進(jìn)行優(yōu)化，但保持相應(yīng)殼體相對于該機(jī)架的最近區(qū)域的間隙。通過防止相應(yīng)殼體與機(jī)架之間的直接接觸，相對于機(jī)架的最近區(qū)域的該間隙允許增強(qiáng)操作安全條件。

54、在實(shí)施方式中，罐具有回轉(zhuǎn)體幾何形狀。

55、在實(shí)施方式中，第一殼體和/或第二殼體與機(jī)架的最近部分間隔開的距離大于或等于飛行器機(jī)身部段在分隔方向上的尺寸的約4％。

56、在特定實(shí)施方式中，第一罐包括呈大致筒形幾何形狀的中央部分。

57、在特定實(shí)施方式中，第二罐包括呈大致筒形幾何形狀的中央部分。

58、在特定實(shí)施方式中，第一罐包括呈大致橢圓形幾何形狀的中央部分。

59、在特定實(shí)施方式中，第二罐包括呈大致橢圓形幾何形狀的中央部分。

60、在特定的實(shí)施方式中，第一罐包括呈大致截頭圓錐形幾何形狀的中央部分。

61、在特定的實(shí)施方式中，第二罐包括呈大致截頭圓錐形幾何形狀的中央部分。

62、在特定的實(shí)施方式中，飛行器機(jī)身部段包括尾錐，并且第二罐包括具有大致截頭圓錐形幾何形狀的中央部分且布置在尾錐的漸縮部段處，使得第二罐和尾錐的漸縮部段兩者的橫向區(qū)域沿著縱向方向減小。

63、飛行器的機(jī)身通常分為三個主要部件：漸縮的機(jī)頭部段、大致管狀的部段以及漸縮的尾錐，漸縮的機(jī)頭部段容納駕駛艙的至少一部分，機(jī)組人員從該駕駛艙控制飛行器的操作，大致管狀的部段容納客艙。飛行器的尾錐由于其位置而在飛行器的結(jié)構(gòu)和功能中起著至關(guān)重要的作用。

64、尾錐限定在機(jī)身的旨在容納有效載荷的管狀部段的端部與機(jī)身的尾端部之間，并且因此代表了從具有基本恒定的直徑的部段到漸縮部段的平滑過渡部，也就是說具有至少一個傾斜表面。

65、考慮到上述情況，根據(jù)該實(shí)施方式，第二罐容納在飛行器機(jī)身部段的尾錐中且具有呈大致截頭圓錐形幾何形狀的中央部分，呈大致截頭圓錐形幾何形狀的中央部分允許第二罐適配沿縱向方向向飛行器的最后部分逐漸變窄的幾何形狀，從而優(yōu)化能夠用于儲存燃料的容積，并允許第二罐保持相對于尾錐的漸縮機(jī)架的間隙。

66、在實(shí)施方式中，第一罐和第二罐以其相應(yīng)的大致筒形和/或大致截頭圓錐形的中央部分的縱向軸線與飛行器機(jī)身部段的縱向方向?qū)?zhǔn)且平行的方式布置。

67、在實(shí)施方式中，第一罐的第一端部部分設(shè)置有圓頂形幾何形狀。

68、在實(shí)施方式中，第二罐的第二端部部分設(shè)置有圓頂形幾何形狀。

69、圓頂形件是形狀為圓形拱頂?shù)慕Y(jié)構(gòu)元件并且通常具有圓形基部。圓形圓頂形件是回轉(zhuǎn)表面。這些表面是通過將經(jīng)線曲線繞軸線旋轉(zhuǎn)而產(chǎn)生的。經(jīng)線曲線被視為穿過圓頂形件的中心的橫截面形成的曲線的一半。

70、在實(shí)施方式中，第一端部部分和/或第二端部部分的圓頂形幾何形狀是球形帽的幾何形狀。

71、在實(shí)施方式中，第一端部部分和/或第二端部部分設(shè)置成具有環(huán)形幾何形狀。

72、在特定實(shí)施方式中，第一殼體布置在第一罐的圓頂形第一端部部分的頂點(diǎn)處。

73、在特定實(shí)施方式中，第二殼體布置在第二罐的圓頂形第二端部部分的頂點(diǎn)處。

74、應(yīng)當(dāng)理解的是，圓頂形端部部分的頂點(diǎn)(也被稱為“極點(diǎn)”)應(yīng)當(dāng)對應(yīng)于圓頂形的距離圓頂形端部部分的圓形基部最遠(yuǎn)的點(diǎn)。特別地，頂點(diǎn)通常對應(yīng)于圓頂形結(jié)構(gòu)與經(jīng)線曲線圍繞其旋轉(zhuǎn)以產(chǎn)生圓頂幾何形狀的軸線的交叉點(diǎn)。

75、圓頂形結(jié)構(gòu)的頂點(diǎn)是相對于所述圓頂形結(jié)構(gòu)的其他結(jié)構(gòu)點(diǎn)的高剛度的點(diǎn)。在該意義上，圓頂形端部部分的頂點(diǎn)代表了用于對管道和閥系統(tǒng)進(jìn)行布置的最佳位置，該管道和閥系統(tǒng)將燃料按路徑輸送到罐中和將燃料從罐中按路徑進(jìn)行輸送。

76、在這方面，根據(jù)第一罐和/或第二罐包括有布置在圓頂形端部部分的頂點(diǎn)處的管道或閥系統(tǒng)的實(shí)施方式，相應(yīng)的第一殼體和/或第二殼體優(yōu)選地也布置在相應(yīng)的頂點(diǎn)處。

77、在第二發(fā)明方面，本發(fā)明提供了一種飛行器，該飛行器包括根據(jù)第一發(fā)明方面的任何實(shí)施方式的飛行器機(jī)身部段。

78、在特定實(shí)施方式中，飛行器機(jī)身部段是飛行器的不受壓的后部部段。

79、本說明書(包括權(quán)利要求書、說明書和附圖)中描述的所有特征和/或所述方法的所有步驟可以以任何組合進(jìn)行組合，除了那種相互排斥的特征和/或步驟的組合以外。