本发明涉及管道间隔件、包括该管道间隔件的双壁式管道组件、以及飞行器组件。
背景技术：
1、氢燃料管线通常是双壁的，其中，内管道与外管道之间的空隙保持在真空压力下，以便减少燃料与大气之间的热传递，并且由此保持燃料的低温温度。
2、氢燃料管线通常相当坚硬，并且通常在燃料箱与发动机之间或者在燃料箱与加燃料联接器之间跨越飞行器机翼上的长距离，其中，燃料管线预期会根据机翼的弯曲和扭转而发生弯曲和扭转。这存在许多挑战。
技术实现思路
1、本发明的第一方面提供了一种用于将双壁式管道组件的内管道和外管道分隔开的管道间隔件，该管道间隔件包括：内周支承表面，该内周支承表面用于与双壁式管道组件的内管道接触；外周支承表面，该外周支承表面用于与双壁式管道组件的外管道接触；至少三个内凸部，内凸部中的每个内凸部具有顶点，内周支承表面位于顶点上；其中，外周支承表面沿两个正交方向弯曲。
2、通过这种装置，实现了管道间隔件与双壁式管道组件的外管道之间的接触的减少，由此减少了(通过传导的)热传递。具有双弯曲表面的该装置还提供了内管道与外管道之间的相对旋转。当内管道与外管道之间存在一些未对准时，该装置也能够传递载荷。
3、外周支承表面可以是球形的。这提供了内管道与外管道之间的旋转而不引入载荷。球形在任何旋转角度下都提供了恒定的直径，并且由此在内管道与外管道之间保持固定的间距。
4、外周支承表面的曲率可以在管道间隔件的轴向范围上延伸。这允许使用管道间隔件的整个轴向范围来提供内管道与外管道之间旋转，同时保持线接触。
5、内周支承表面可以是筒形的。这可以有助于使管道间隔件相对于内管道的取向稳定。这也可以降低未对准的风险。
6、管道间隔件可以包括三个或更多个外凸部，这些外凸部中的每个外凸部具有顶点，外周支承表面位于顶点上。这提供了管道间隔件与外管道之间的接触区域的减少，由此减少了通过传导的热传递。凸部之间的凹部也可以为附加的真空空间提供了空间，由此减少热传递。
7、每个内凸部的中心可以与每个外凸部的中心周向对准。这提供了管道间隔件上的直接的径向载荷路径。
8、外凸部可以占据管道间隔件的圆周的小于或等于50％。这减少了管道间隔件与外管道之间的接触。
9、管道间隔件可以限定位于内周支承表面与外周支承表面之间的三个或更多个通孔。通孔沿轴向方向延伸穿过管道间隔件，并且为管道组件的空隙中的真空创建空间。这可以通过使由引入间隔件而引起的真空空间的减少最小化来帮助减少内管道与外管道之间的热传递。
10、通孔的中心可以与内凸部和/或外凸部的中心周向对准。这可以产生曲折的热路径，以便减少管道间隔件上的热传递。
11、通孔可以与内凸部和/或外凸部周向偏移。这减少了由通孔引起的对管道间隔件上的载荷路径的任何干扰。
12、管道间隔件可以具有小于6：1的直径与厚度的纵横比。较低的纵横比增加了管道间隔件的结构完整性并增大了屈曲载荷。
13、管道间隔件可以由纤维增强复合材料形成，可选地由玻璃纤维增强复合材料形成。这提供了具有较高的比强度和比刚度以及良好的热性能的材料。
14、本发明的第二方面提供了一种双壁式管道组件，该双壁式管道组件包括通过第一方面的管道间隔件分隔开的内管道和外管道。
15、内管道可以包括从内管道径向地朝向外管道延伸的第一凸缘和第二凸缘，其中，管道间隔件定位在第一凸缘与第二凸缘之间，使得管道间隔件的轴向运动被限制。这种装置将间隔件的位置固定，同时仍然允许间隔件相对于外管道旋转。
16、双壁式管道组件可以包括内管道与外管道之间的真空压力区。
17、双壁式管道组件可以包括内管道中的低温燃料。
18、低温燃料可以是液态氢。
19、本发明的第三方面提供了一种飞行器组件，该飞行器组件包括飞行器结构、固定装置、以及通过固定装置联接至飞行器结构的第二方面的双壁式管道组件。
20、固定装置可以在穿过管道间隔件的平面中与外管道接触。这使得径向力、比如径向力能够更直接地从固定装置经由管道间隔件传递至内管道。
21、飞行器结构可以是机翼肋。双壁式管道组件可以穿过机翼肋的平面。
22、飞行器结构可以是整流罩肋(前缘整流罩或后缘整流罩)。双壁式管道组件可以穿过整流罩肋的平面。
23、飞行器结构可以是机身框架。双壁式管道组件可以穿过机身框架的平面。
24、本发明的第四方面提供了一种飞行器组件，该飞行器组件包括：飞行器结构；双壁式管道组件，该双壁式管道组件通过固定装置联接至飞行器结构，该双壁式管道组件包括内管道和外管道；以及管道间隔件，该管道间隔件将内管道和外管道分隔开，其中，固定装置在穿过管道间隔件的平面中与外管道接触。
25、这使得径向力、比如径向力能够更直接地从固定装置经由管道间隔件传递至内管道。
26、飞行器结构可以是机翼结构。机翼结构可以是机翼肋或整流罩肋。飞行器结构可以是机身框架。
27、双壁式管道组件可以构造成绕与管道组件的纵向轴线垂直的轴线旋转。
1.一种管道间隔件，所述管道间隔件用于将双壁式管道组件的内管道和外管道分隔开，所述管道间隔件包括：
2.根据权利要求1所述的管道间隔件，其中，所述外周支承表面是球形的。
3.根据权利要求1或2所述的管道间隔件，其中，所述外周支承表面的曲率在所述管道间隔件的轴向范围上延伸。
4.根据任一前述权利要求所述的管道间隔件，其中，所述内周支承表面是筒形的。
5.根据任一前述权利要求所述的管道间隔件，包括三个或更多个外凸部，所述外凸部中的每个外凸部具有顶点，所述外周支承表面位于所述顶点上。
6.根据权利要求5所述的管道间隔件，其中，每个内凸部的中心与每个外凸部的中心周向对准。
7.根据任一前述权利要求所述的管道间隔件，其中，所述外凸部占据所述管道间隔件的圆周的小于或等于50％。
8.根据任一前述权利要求所述的管道间隔件，限定有位于所述内周支承表面与所述外周支承表面之间的三个或更多个通孔。
9.根据权利要求8所述的管道间隔件，其中，所述通孔的中心与所述内凸部和/或所述外凸部的中心周向对准。
10.根据权利要求8所述的管道间隔件，其中，所述通孔与所述内凸部和/或所述外凸部周向偏移。
11.根据任一前述权利要求所述的管道间隔件，其中，所述管道间隔件具有小于6：1的直径与厚度的纵横比。
12.根据任一前述权利要求所述的管道间隔件，所述管道间隔件由纤维增强复合材料形成，可选地由玻璃纤维增强复合材料形成。
13.一种双壁式管道组件，所述双壁式管道组件包括由任一前述权利要求所述的管道间隔件分隔开的内管道和外管道。
14.根据权利要求13所述的双壁式管道组件，其中，所述内管道包括从所述内管道径向地朝向所述外管道延伸的第一凸缘和第二凸缘，其中，所述管道间隔件定位在所述第一凸缘与所述第二凸缘之间，使得所述管道间隔件的轴向运动被限制。
15.根据权利要求13或14所述的双壁式管道组件，包括所述内管道与所述外管道之间的真空压力。
16.根据权利要求13至15中任一项所述的双壁式管道组件，包括所述内管道中的低温燃料。
17.根据权利要求16所述的双壁式管道组件，其中，所述低温燃料是液态氢。
18.一种飞行器组件，所述飞行器组件包括飞行器结构、固定装置、以及根据权利要求13至17中的任一项所述的双壁式管道组件，所述双壁式管道组件通过所述固定装置联接至所述飞行器结构。
19.根据权利要求18所述的飞行器组件，其中，所述固定装置在穿过所述管道间隔件的平面中与所述外管道接触。
20.根据权利要求18或19所述的飞行器组件，其中，所述飞行器结构是机翼肋，并且其中，所述双壁式管道组件穿过所述机翼肋的平面。
21.一种飞行器组件，包括：
22.根据权利要求21所述的飞行器组件，其中，所述飞行器结构是机翼肋、整流罩肋或机身框架。
23.根据权利要求21或22所述的飞行器组件，其中，所述双壁式管道组件构造成绕与所述管道组件的纵向轴线垂直的轴线旋转。
