CN104968567A - 飞行器中的储箱保持器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于将储箱保持在飞行器的机身中的储箱保持器(100)，该储箱保持器(100)在储箱与刚性地连接至飞行器的机身的框架(12)之间包括铰接的保持装置(4)和固定杆(20)，所述铰接的保持装置安装在该固定杆上。有利地，铰接的保持装置意在连接至储箱的后端部(102)，并且固定杆(20)适于安装在刚性连接至飞行器的机身的框架(12)上，并且优选地，铰接的保持装置包括球接合部(4)。

Description

飞行器中的储箱保持器

技术领域

本发明涉及一种用于将储箱保持在飞行器中的设备，并且更具体地涉及一种适于将低温推进剂储箱保持在诸如飞机且特别是航天飞机之类的飞行器的机身中的设备。这种设备在相关领域中被称为“支撑设备”，这种设备特别适于支撑给航天飞机的火箭发动机供应推进剂的圆筒形或圆锥形储箱。

本发明针对下述应用提供了解决方案，所述应用要求低温液体在飞行器中在非常严格的空间和质量约束下被传输，并且使用和测试周期需要储箱被卸下并在短时间内进行重新配装。

本发明特别适用于下述的航天飞行器，所述航天飞行器承载大量的用于这些飞行器的火箭推进的低温推进剂，并且就此而言，使干重最优化为主要问题。

背景技术

在太空领域中，火箭级的非结构性低温储箱通常经由位于储箱的上方和下方的两个裙状安装设备与该火箭级的容置所述非结构性低温储箱的支承结构连接。

这些设备设计成允许储箱固定点因低温储箱的热变形而径向地移动。上连接体在本文中允许储箱固定点纵向运动，而另一方面，后连接体或下连接体在纵向上被固定。

就如在为立体的一半视图的图1中所描绘的Ariane 5(阿丽亚娜5号)低温上面级ESCA(Etage Supérieur Cryogénique-A，英语:Cryogenic Upper Stage)的储箱间连接体而言，这些连接体设备可以是锥体或连杆组件，在图1中，储箱A由结构体C上的连杆B约束，或者这些界面设备也可以是连接片材的组件。

需要许多连接元件的这些解决方案能够实现在连接处的良好载荷分散，但是这些解决方案具有下述主要缺点：这对航天器的质量有相当不利的影响，并且需要过长的操作时间来组装及拆除连接体。

此外，常规的发射器固定件被设计成用于基本上沿着储箱的轴线定向的力，然而对于航天飞机而言，所述力根据作用不仅沿着该轴线而且还垂直于该轴线。因此，发射器解决方案不能未经修改地应用至航天飞机类型的飞行器。

然而，这些连接体设备不太适于补偿由非零的热膨胀差引起的应力。此外，热膨胀差导致了相当大的热损失。

最后，这些设备对于其中可用于支撑设备的容积非常小的安装而言适用性非常小。

在海上运输领域中，文献US 3 659 817 A描述了一种用于支撑低温储箱的解决方案，该解决方案由一组固定件——至少2×4个固定元件——构成，所述一组固定件与低温储箱的表层相切并与低温储箱的主轴线垂直地定向，以避免由于在海上由船的连续运动引起的载荷的取向变化的影响而在同一表层中产生弯曲应力。

该文献没有对适于对沿着储箱主轴线的纵向载荷进行反作用的装置进行描述。此外，所考虑的周期性运动与航天飞机例如可能在航空阶段与航天阶段之间交会时、特别是在考虑到航空认证要求时的运动相比具有较小的幅度。最后，用于均衡应力而被提出的一些支撑设备在被应用至火箭推进剂储箱时可以得出在质量方面特别不利。这是因为与海运的基本上用于液化天然气的低温储箱的支撑件通常所采取的大多数解决方案一样，该解决方案不能使整个储箱+支承结构+支撑元件的整体质量最优化到航天或航空领域所需的水平。这特别地通过下述事实来解释：海上运输中使用的储箱的容量为几百立方米，因此与本发明所涉及的容量仅为几立方米的储箱相比，尺寸的数量级更大。同样地，与海上运输中所运输的体积相比可忽略的热损失在航空航天器和宇宙飞船的范围内不再是可忽略的。

在飞行器中的储箱的安装领域中，涉及环形储箱的文献US 3951 362 A和文献US 3 979 005 A描述了支撑装置，所述支撑装置包括用于反作用于分布在低温储箱的周部上的剪切力的支撑件。

这些支撑件由弯曲形状的片材构成以使这些支撑件产生允许相对径向变形所需的挠性并保证这些支撑件仅以剪切的方式起作用。

适于具有环形底部的储箱的这些支撑件仅构成了支撑设备的一部分，该支撑设备是更复杂的并且需要在飞行器中增添庞大的并且在质量方面不利的锥型的支撑结构，或者需要使储箱的前方处的力被反作用在加压端壁上，该加压端壁被设计并建造成执行该功能并且因此这又是重而庞大的。

发明内容

使用低温推进剂来给飞行器提供所有或一些推进力，如例如下述情况：具有火箭发动机以用于执行亚轨道任务或轨道任务的航天飞机使专用的储箱能够优选地安装在该飞行器的机身中。

鉴于现有技术，本发明提出了一种用于将储箱支撑并保持在飞行器中、并且特别地支撑并保持在航天飞机中的设备，该设备几乎不增加储箱的体积，该设备适于支撑并保持限定于小容积的储箱并且该设备允许储箱在飞行器的使用寿命期间被多次配装/移除。

操作质量与干质量的比率对于通过这种飞行器能够获得的性能而言具有首要的决定性作用，并且因此必要的是设计一种用于将低温储箱安装在机身中的设备，该设备在质量方面尽可能地最优。

本着同样的精神，任何未使用的体积均被禁止，并且低温储箱的直径被限定为尽可能地接近机身的直径，从而对怎样设置连接体部件进行较大限制。

尽管如此，仍需要保持使储箱在每次飞行时均能够被检查，并且能够被容易地检查，并且同样能够被移除或重新配装，这些在飞行器的使用寿命中可以发生至少很多次。

然而，在考虑保证所需性能的情况下，该设备特别地需要通过储箱与支承结构之间的热损失来使低温推进剂的蒸发量最小化。

最后，低温储箱的连接体固定件需要能够满足在上文所提到的条件而不产生由储箱与其环境之间的热膨胀差引起的热机械应力，并且这不受沿变化的方向施加大的加速度载荷的影响。这些固定件确实需要满足下述认证要求：特别地指定在紧急着陆的情况下结构体需要能够经受的加速度，以及特别地指定包括名义上出现在每次飞行中的火箭推进阶段的轨道任务或亚轨道任务的特定姿态。

本发明的一个主题是一种下述设备：该设备用于将用于低温液体的储存或运输的储箱支撑在飞机和/或包括亚轨道飞行器的航天器的机身中，该设备给上文中所说明的问题提供了解决方案。

该设备允许所有下面的情况：

-相对快速且相对容易地配装及移除限制于非常紧凑空间中的储箱，以及快速的检查操作；

-尽管存在较大的热膨胀差，尤其是因经受低温温度而引起的储箱的较大的收缩/缩短，并且尽管载荷分布的变化很大：例如在空间推进期间，沿着储箱的轴线施加很大的加速度，或者例如在具有高竖向载荷系数的常规航空阶段或在陡降阶段期间，沿着与储箱的成直角的方向施加很大的加速度，仍对施加至飞机结构、特别是施加至推进剂储箱的载荷进行了限制；

-使与主轴线相符合的附接点以及飞行器的支承结构最优化；

-使在附接点处的总质量影响最小化，同样，还使飞机结构方面所需的加强件以及储箱的结构性零件最少；以及

-对民用航空认证要求作出响应，特别是那些与故障容差有关的民用航空认证要求以及那些与在急剧减速或紧急着陆的情况下的安全性有关的民用航空认证要求。

正在讨论的储箱具体地为具有球形或椭圆端部的圆筒形或圆锥形的非结构性储箱。

储箱配备有能够反作用于接合力并位于储箱的前方和后方处的诸如裙状部或环之类的结构性固定元件和加强元件。

出于该目的，本发明的设备为下述设备：该设备设计成约束用于容置低温推进剂的具有几公吨容量的储箱，而不使储箱经受阻止储箱的纵向或径向收缩/膨胀的应力。

更具体地，本发明提出了一种用于将储箱保持在飞行器的机身中的保持设备，该保持设备在储箱与紧固至飞行器的机身的结构体之间包括铰接保持装置和固定杆，所述铰接保持装置安装在固定杆上。

该铰接保持装置意在有利地连接至储箱的后端部，储箱的后端部意味着储箱的最接近飞行器的后方的端部，并且其中，固定杆设计成安装在紧固至飞行器的机身的结构体上。

根据一个特定实施方式，铰接保持装置包括球接合部。

球接合部优选地包括容置固定杆的管状壳体。

根据一个特定实施方式，管状壳体包括滑动地连接在固定杆上的装置，并且管状壳体形成有滑动接合部。

本发明应用于一种飞行器，该飞行器包括设置在飞行器的机身中并通过根据本发明的保持设备而附接至机身的储箱，其中，固定杆紧固至飞行器的结构体，铰接保持装置紧固至分散载荷的裙状部，该裙状部固定至储箱的周缘。

根据一个特定实施方式，铰接保持装置包括球接合部，该球接合部将储箱以平移的方式连接至竖直杆，球接合部为储箱提供了绕杆进行三种旋转的三个自由度，并且该球接合部使储箱在俯仰、侧倾和横摆方面与竖直杆不耦合。

飞行器使得固定杆被有利地推入到滑动接合部中，滑动接合部被位于紧固至储箱的裙状部的端部处的球形球状件围绕，其中，该结构体使得力从杆传递至飞行器的机身，并且其中，滑动接合部反作用于沿着轴线X和Y的力，同时绕杆沿着竖直轴线Z完全自由地旋转并自由地平移运动。

杆有利地包括双销，该双销包括外部部分和内部部分。

保持设备优选地相对于飞行器的纵向轴线设置在储箱的后方处。

保持设备有利地设计成形成用于将储箱锚固在飞行器中的锚定点，补充保持装置保持储箱与飞行器的机身对准。

充补保持装置优选地包括连杆，该连杆借助于销固定至储箱以及固定至机身，该销自由地旋转并以允许储箱自由地膨胀或收缩的方式布置。

附图说明

本发明的其他特征及优点通过阅读附有附图的本发明的一个非限制性的示例性实施方式的以下描述将变得明显，在附图中：

图1中描绘了现有技术的发射器储箱的固定件的一个示例；

图2中描绘了根据本发明的具有支撑及保持设备的储箱的四分之三的前视立体图；

图3中描绘了根据本发明的具有支撑及保持设备的储箱的四分之三的后视立体图；

图4A和图4B中描绘了根据两个特定实施方式的位于储箱的第一端部处的固定件的示意图；

图5中描绘了根据本发明的保持装置的细节；

图6中描绘了沿着本发明的具有球接合部的第三保持装置的细节的纵向截面的视图；

图7A和图7B中分别以立体图和分解图描绘了图6的保持装置的视图。

具体实施方式

本发明涉及一种用于支承并保持如图2和图3中所描绘的储箱100的设备，储箱100具有圆筒形或圆锥形的整体形状以及具有主轴线X，主轴线X为与根据本发明的飞行器的主轴线对应的水平轴线。

该设备总体上包括一些储箱保持装置，这些装置被划分成三类：旨在支撑储箱的第一装置、旨在沿着垂直于主轴线X的横向方向来限制储箱的一个端部的一个或更多个第二装置以及形成使储箱相对于飞行器的机身锚固的锚定点的第三保持装置。

该设备因而首先包括沿着轴线Z在储箱的第一端部101和第二端部102中的每个端部处保持储箱的一对第一装置2a、2b、2c、2d。在本示例中，轴线Z为竖向轴线，第一装置在飞行器的机身中支撑储箱。

图2中描绘了第一对第一装置2a、2b，而图3中描绘了第二对第一装置2c、2d。

第一装置2a、2b、2c、2d包括四个连杆30，所述四个连杆30相对于储箱的对称平面ZY和ZX对称地布置并竖向定向以抵抗储箱的沿着竖向轴线Z的加速度，轴线Y为垂直于轴线X和轴线Z的水平轴线。

连杆30的可被应用于第一装置的一个示例在图5中进行了描绘。

连杆30包括本体和两个球接合部53、54，所述两个球接合部53、54分别经由销51连接至储箱的附接件103以及经由销52连接至飞行器的框架1上的附接件11。

连杆以与储箱100的表层相切地运作的方式定位，以避免储箱的非常不利于其完整性的任何穿孔。

连杆式支撑元件在可能遇到的多种装载场景中均需要不但具有良好的抗拉强度而且具有良好的抗压强度。另一方面，连杆式支撑元件一定不能提供与其工作轴线成直角的阻力。

根据本示例的附接件103在储箱的端部101、102的周缘处由环104制成。

返回至图2和图3，所述四个连杆30固定至储箱100的固定点根据正交参考系200位于储箱的对称平面XY中。

仍然根据图2，本发明的设备在储箱的第一端部101处包括沿着垂直于主轴线的水平轴线Y保持储箱的第二装置3。

第二保持装置3将用于在储罐的第一端部处防止储箱绕轴线Z旋转以及防止储箱沿Y轴运动，第二保持装置3根据本示例由位于储箱100的前方的高连杆组成，该高连杆定位在平面XY中并抵抗沿着横向于储箱100的主轴线X的轴线Y的力。

定位在平面XY中的高连杆定位成允许储箱沿着轴线X变形同时允许储箱一定程度的径向移动以便不产生因储箱的径向热变形而引起的应力。最后，高连杆至储箱的附接点位于储箱的对称平面XZ中。

应该注意的是，第一装置包括防止储箱绕储箱的轴线旋转的第一连杆。

从功能性的观点来看，在储箱的第一端部处，第二支撑装置和第一支撑装置的连杆30限定了如图4A和图4B中所描绘的分布在储箱的第一端部101的顶部和两侧的三个固定点。

所述固定点的集合允许储箱的前部随着储箱的膨胀/收缩而沿着轴线X纵向移动。

为了在出现故障的情况下执行故障容许或安全功能(故障保险功能)，还可以添加第二支撑装置以在高连杆或高连杆的固定点损坏的情况下提供冗余。

该装置可以是如图4A中的第二高连杆3a或者可以是如图4B中的低连杆3b，并且该装置将定位在储箱的与在所描绘的示例的情况中的第二装置相同的一侧。

就储箱从第一保持装置悬置而言，存在两对装置本身即为冗余，这是因为如果一个连杆损坏，则剩下的三个连杆足以沿着轴线Z保持储箱。

第一装置因而相对于储箱的对称平面ZY和对称平面ZX对称地设置并竖向定向以抵抗沿着轴线Z的加速度。为了将载荷限制至最小，连杆固定至储箱的固定点位于储箱的对称平面XY中。连杆在其处于附接至储箱的区域中的端部和处于附接至支承结构的区域中的端部中的每个端部处均包括球状件，以允许热膨胀差。连杆的定向优先考虑纵向方向上的相对变形但也允许足够的位移以使得不产生因径向热变形而引起的应力。这四个连杆构成了容许与沿着轴线Z的反作用力相关的故障的组件。

该设备因而由一组连杆构成，所述一组连杆设置有有限数目的球接合部固定件，并且以安置尽可能地均衡同时提供力传递的冗余的方式设置。

该设备在储箱的第二端部处补充有第三保持装置，该第三保持装置具有绕竖向轴线的连接至储箱的第二端部102的球接合部4。

该球形的球接合部保持装置单独地抵抗沿着飞机方向的所有的力，图6中对该球形的球接合部保持装置进行了更具体地描绘。

该保持装置或保持设备意于在方向X上沿着飞行器的主前后轴线以及沿着垂直于轴线Y的轴线Y限制储箱。

该装置补充了第二装置以横向地限制储箱并在飞行器的纵向方向X上形成储箱的锚定点。

根据所描绘的示例并且如将在下进行说明的，该保持装置利用下述保持设备制成，该保持设备具有绕该轴线X旋转的自由度、沿着垂直于飞行器的机翼结构的平面的轴线Z实现平移运动的自由度以及绕所述轴线Z旋转的自由度。

该第三保持装置构成相对于飞机关于X方向固定储箱的点，而第一装置和第二装置以随储箱膨胀或收缩的方式制成。

沿着轴线Y的力受到水平地定位在前方的高连杆3以及定位在储箱的下后部处的杆20的反作用。

在X方向上的飞行力在由单个附接点形成的第三保持装置处受到反作用，该单个附接点由定位在储箱的下后部处的杆20构成。

该附接点为储箱上的相对于纵向轴线X的唯一的固定点，使得在其他附接点处允许储箱与飞行器结构之间的较大热膨胀差，而不在储箱上或所述附接点上产生热机械应力。

第三保持装置包括固定至飞机的结构体12并推入到滑动接合部21中的竖直杆20，该滑动接合部21由紧固至储箱100的裙状部23的端部处的球形球状件22围绕。

该结构体将力从销传递到飞机的机身中，并且竖直销在自由旋转并自由地实现沿着轴线Z在端部止挡件之间平移运动的同时抵抗在轴线X和轴线Y上的力。

杆20阻止储箱沿着轴线X和轴线Y平移，另一方面，保持装置补充有球接合部连接部，该球接合部连接部将储箱以平移的方式连接至竖直杆且为储箱提供用于三个旋转的三个自由度，从而使储箱在俯仰、侧倾和横摆方面与该第一保持装置不耦合。

总之，固定杆20被推入到滑动接合部21中，该滑动接合部21由位于紧固至储箱100的裙状部23的端部处的球形球状件22围绕，该结构体将力从杆传递到飞机的机身中并且该滑动和球接合部连接部抵抗沿着水平轴线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和沿着与飞行器的机翼结构的平面垂直的竖向轴线Z自由旋转和平移的自由度。

图7A和图7B详述了图6中所描绘的铰接装置。

图7A描绘了销20在形成滑动接合部21的支承件中的定位，而在图6中，所描绘的滑动接合部21为包括滚珠的连接件。该支承件插入到球接合部22的球形外部轮廓22a的环中。

图7B详细说明了球形球接合部的一个示例性实施方式，该球形球接合部包括环，环具有以本身已知的方式容置在具有球形内部轮廓的外保持架22b中的球形外部轮廓22a，该外保持架22b在此呈下环状体和上环状体的已知形式。其中安装有该环的外保持架22b接纳在壳体中，该壳体形成在紧固至储箱的裙状部23中。

以某种方式，可以考虑在将储箱附接至杆20的同时能够使储箱绕其附接点沿所有方向枢转，此外，附接点能够沿着杆滑动。保持设备因而被设计成形成储箱至飞行器的锚定点，补足保持装置在此由第一装置和第二装置的连杆制成以将储箱保持与飞行器的机身对准。

借助于自由旋转的销来固定至储箱以及固定至机身的连杆以允许储箱自由地膨胀或收缩的方式设置。

该连接件的故障保险性质是通过第三保持装置的安全冗余保证的，第三保持装置的安全冗余以下述方式形成：通过将杆20以包括外部部分和内部部分的双销的形式制成以使得如果销的外部部分被破坏，则内部部分将仍然能够抵抗剪切力。

图7B为包括内杆20a和外管20b的双销的立体图，内杆20a和外管20b同心并且一个被推入到另一个内。

此外，钉24以具有间隙的方式在竖直杆20与储箱之间进入位于裙状部23上的孔25中，该钉插入到固定至机身的支撑件26中，以在储箱侧的裙状部23发生断裂时沿着X方向和Y方向限制储箱。

结构性结构体12构成用于机身侧的连接件的支撑件并且结构性结构体12可以潜在地以盒部分的形式产生，结构性结构体12包括两个凸缘121、122，每一个凸缘均能够抵抗杆20的所有的力，从而还有助于设备的安全性。

在飞机结构侧，解决方案需要——如果有的话——很少的专用结构元件，该结构体依赖于机身10的框架1。

再次返回至图5，连杆附接至现有的框架或者在两个框架之间附接在附加的减震腹板或附加的框架部分上。

当然，理想的是在设计飞机结构构架时将框架定位成使得这些框架适于与储箱相连接，从而产生一致的飞机/储箱结构设计。

要注意的是，就将储箱定位在机身中而言，该系统提供了很大的灵活性。储箱例如不限于被置于加压端壁或任何其他的牢固结构附近。

根据所采用的构型，保持装置对储箱进行了最优布置，储箱的主加载情形为沿横向于储箱方向且向下加速以及沿储箱的纵向方向加速。也有可能将系统设计成具有Z连杆使得Z连杆至少在储箱的一个端部处以压缩方式进行操作。无论如何，本实施方式不是最优选的。

根据本示例，储箱的第一端部定位在飞行器的前方处，并且第二端部定位在后方处，并且第二装置3和第三装置4——它们中的一者相对于飞机在前上方处，它们中的另一者相对于飞机在下后方处——的相对定位对于使径向力均衡以及限制感生力矩而言是最佳的。然而，相反构型也是可能的。

像竖直连杆一样，第二装置的高连杆在其两个端部处设置有球接合部，并且第二装置的高连杆以下述方式定向：优先考虑沿纵向方向的相对变形同时提供足够的位移使得不会因径向热变形而产生应力。为了最优方式，此连杆固定至储箱的点需要位于储箱的对称平面XZ中。

上文所描述的措施的集合使得可能既限制储箱中的载荷又限制飞行器结构中的载荷以及限制固定件自身的载荷。因而总体质量自身被优化。

附接件的布置、数目和设计确保了一种在发生故障情况下总体上得到保障的构型(故障保护构型)。

对附接件的数目的限制以及对附接件的简化即使在储箱直径接近机身直径的情况下仍有助于将储箱结合到机身中或者将储箱移除以进行维护操作的快速且简单的操作。出于同样的原因，通过一些精心定位的检查舱口来有助于检查，并且在需要的情况下对于每次飞行均可以根据需要频繁地进行检查。

储箱具体可以是对航天飞机的火箭发动机进行供给的低温储箱，保持装置构造成提供适于在沿纵向方向的热变形差、储箱收缩以及相对于储箱径向收缩特别是储箱受限的影响下避免热机械应力的自由度。

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

本发明的设备提供了在整个储箱、飞机结构和支撑组件上的最优化的总质量。该设备还将与储箱连接的数目减少到最小以明显减少花费在维护以及储箱移除上的时间。

此外，该设备确保储箱固定件在储箱根据储箱的温度而膨胀及收缩时将不在储箱上施加应力。

本发明不局限于所描绘的实例，并且特别地，连杆的定向可以根据针对正在讨论的航天器的主设计力的定向以及根据航天器的飞行姿态而变化。

Claims (12)

1.一种用于将储箱(100)保持在飞行器的机身中的保持设备，其特征在于，所述保持设备在所述储箱与紧固至所述飞行器的所述机身的结构体(12)之间包括铰接保持装置(4)和固定杆(20)，所述铰接保持装置安装在所述固定杆(20)上。

2.根据权利要求1所述的保持设备，其中，所述铰接保持装置适于连接至所述储箱的后端部(102)，并且其中，所述固定杆(20)设计成安装在紧固至所述飞行器的所述机身的所述结构体(12)上。

3.根据权利要求1或2所述的保持设备，其中，所述铰接保持装置包括球接合部(4)。

4.根据权利要求3所述的保持设备，其中，所述球接合部包括用以容置所述固定杆(20)的管状壳体。

5.根据权利要求4所述的保持设备，其中，所述管状壳体包括滑动地连接在所述固定杆(20)上的装置，并且所述管状壳体形成滑动接合部(21)。

6.根据前述权利要求中的任一项所述的保持设备，其中，所述杆(20)包括销，所述销设置有呈管的形式的外部部分(20b)以及呈被推入到所述管中的杆的形式的内部部分(20a)。

7.一种飞行器，所述飞行器包括储箱，所述储箱设置在所述飞行器的机身中并由根据前述权利要求中的任一项所述的保持设备附接至所述机身，其中，所述固定杆紧固至所述飞行器的所述结构体(12)，所述铰接保持装置紧固至分散载荷的裙状部(23)，所述裙状部(23)固定至所述储箱的周缘。

8.根据权利要求7所述的飞行器，其中，所述铰接保持装置包括球接合部，所述球接合部将所述储箱以平移的方式连接至竖直杆，所述球接合部为所述储箱提供了绕所述杆进行三种旋转的三个自由度，并且所述球接合部使所述储箱在俯仰、侧倾和横摆方面与所述竖直杆不耦合。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其中，所述固定杆(20)被推入到滑动接合部(21)中，所述滑动接合部(21)由位于紧固至所述储箱(100)的所述裙状部(23)的端部处的球形球状件(22)围绕，其中，所述结构体使得力从所述杆传递至所述飞行器的所述机身，并且其中，所述滑动接合部抵抗沿着轴线X和轴线Y的力，同时沿着竖向轴线Z绕所述杆(20)完全自由地旋转并自由地平移运动。

10.根据权利要求7至9中的任一项所述的飞行器，其中，所述保持设备设置在所述储箱的后部处。

11.根据权利要求7至10中的任一项所述的飞行器，其中，所述保持设备设计成形成用于将所述储箱锚固在所述飞行器中的锚定点，补充性保持装置保持所述储箱与所述飞行器的所述机身对准。

12.根据权利要求11所述的飞行器，其中，所述补充性保持装置包括连杆(30)，所述连杆(30)借助于销(51)固定至所述储箱并且固定至所述机身，所述销(51)自由地旋转并布置成允许所述储箱自由地膨胀或收缩。