(57)【要約】【課題】航空機が着地したときの姿勢の如何によらず、効率よく衝撃の吸収が可能な衝撃吸収構造を提供する。【課題手段】衝撃吸収構造２は、機体が外部からの衝撃を受けたときのエネルギを吸収するエネルギ吸収部材２４により構成される。エネルギ吸収部材２４は、航空機の機体の内壁及び外壁によって形成される衝撃吸収空間内に配置されると共に、重力方向に沿って可動となるように内壁に取り付けられている。従って、航空機が着地したときの姿勢の如何によらず、エネルギの吸収効率の高い方向を重力の方向に向けることができる。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の機体が受ける衝撃を吸収する衝撃吸収構造であって、
前記機体の内壁及び外壁によって形成される衝撃吸収空間内に配置され、前記機体が外部からの衝撃を受けたときのエネルギを吸収するエネルギ吸収部材を備え、
前記エネルギ吸収部材は、重力方向に沿って可動となるように構成されている
ことを特徴とする衝撃吸収構造。
【請求項２】
前記エネルギ吸収部材は、前記機体の下部の前記内壁に、重力に沿って回動自在に支持されていることを特徴とする請求項１に記載の衝撃吸収構造。
【請求項３】
前記機体の下部の前記内壁に固定された支持部材を更に備え、
前記エネルギ吸収部材は、円筒形状を有すると共に、前記支持部材に自由回動可能に取り付けられている
ことを特徴とする請求項２に記載の衝撃吸収構造。
【請求項４】
前記エネルギ吸収部材は、前記衝撃吸収空間内を重力に沿って移動自在に設けられていることを特徴とする請求項１に記載の衝撃吸収構造。
【請求項５】
前記エネルギ吸収部材は、自由移動可能な球状体であることを特徴とする請求項４に記載の衝撃吸収構造。
【請求項６】
前記エネルギ吸収部材は、繊維強化プラスチックからなることを特徴とする請求項１〜５のいずれか１項に記載の衝撃吸収構造。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の機体が受ける衝撃を吸収する衝撃吸収構造に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来、航空機の衝撃吸収構造において、航空機の座席下部にハニカム構造の衝撃吸収材を配置したものが知られている（例えば、特許文献１参照）。この衝撃吸収構造では、一定以上の大きさの着地衝撃があった場合に、その衝撃吸収材が圧壊されることにより着地衝撃が吸収される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２００６−２３２０７５号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従来の衝撃吸収構造では、衝撃吸収材が、例えば座席下部といった所定の位置に固定されていた。このため、航空機が傾いて着地した場合には、衝撃吸収材が設けられていない部分に着地の衝撃が作用し、衝撃吸収材が衝撃吸収能力を十分に発揮することができず、着地衝撃の最適な吸収が行われないおそれがあった。
【０００５】
そこで、本発明の課題は、航空機が着地したときの姿勢の如何によらず、効率よく衝撃の吸収が可能な衝撃吸収構造を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の衝撃吸収構造は、航空機の機体が受ける衝撃を吸収する衝撃吸収構造であって、機体の内壁及び外壁によって形成される衝撃吸収空間内に配置され、機体が外部からの衝撃を受けたときのエネルギを吸収するエネルギ吸収部材を備え、エネルギ吸収部材は、重力方向に沿って可動となるように構成されていることを特徴とする。
【０００７】
本発明の衝撃吸収構造では、機体の内壁と外壁との間に形成される衝撃吸収空間内に配置されたエネルギ吸収部材が、重力方向に沿って可動となるように構成されているので、航空機が着地したときの姿勢の如何によらず、エネルギの吸収効率の高い方向を重力の方向に向けることができる。従って、航空機の機体が受ける衝撃を効率よく吸収することが可能となる。
【０００８】
また、好ましくは、エネルギ吸収部材は、機体の下部の内壁に、重力に沿って回動自在に支持されていることを特徴とする。この場合には、エネルギ吸収部材が、重力に沿って回動自在に支持されているので、航空機が着地したときの姿勢の如何によらず、エネルギ吸収部材は、重力の方向に対して一定の方向に向けられる。従って、エネルギ吸収部材におけるエネルギの吸収効率の高い方向を重力の方向に対して一定の方向に向けることが可能となる。
【０００９】
さらに、好ましくは、機体の下部の内壁に固定された支持部材を更に備え、エネルギ吸収部材は、円筒形状を有すると共に、支持部材に自由回動可能に取り付けられていることを特徴とする。この場合には、円筒形状のエネルギ吸収部材が、内壁に固定された支持部材に自由回動可能に取り付けられているので、エネルギ吸収部材の軸心方向を、重力の方向に対して一定の方向に向けることが可能となる。
【００１０】
また、好ましくは、エネルギ吸収部材は、衝撃吸収空間内を重力に沿って移動自在に設けられていることを特徴とする。この場合には、エネルギ吸収部材が衝撃吸収空間内を移動することにより、航空機が着地したときの姿勢の如何によらず、エネルギ吸収部材は、内壁内に形成される空間からみて重力方向に配される。従って、エネルギの吸収効率の高い方向を重力の方向に向けることが可能となる。
【００１１】
さらに、好ましくは、エネルギ吸収部材は、自由移動可能な球状体であることを特徴とする。この場合には、内壁内に形成される空間からみた重力方向に、エネルギ吸収部材を一層効率よく配することが可能となる。
【００１２】
また、エネルギ吸収部材は、繊維強化プラスチックからなることが好ましい。この場合には、航空機の機体が受ける衝撃を、より一層効率良く吸収することが可能となる。
【発明の効果】
【００１３】
本発明によれば、航空機が着地したときの姿勢の如何によらず、航空機の機体が受ける衝撃を効率よく吸収することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】本発明に係る衝撃吸収構造の第１の実施形態を備えた航空機の概略断面図である。
【図２】衝撃吸収構造の側面図である。
【図３】衝撃吸収構造の動作説明図である。
【図４】第２の実施形態に係る衝撃吸収構造を備えた航空機の概略断面図である。
【図５】図４に示す航空機の機体下部を拡大して示す図である。
【図６】航空機が機体を傾けた状態で着地したときの衝撃吸収構造の動作を説明する図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
以下、図面を参照して、本発明に係る衝撃吸収構造の実施形態について詳細に説明する。なお、全図中、同一又は相当部分には同一符号を付すこととする。
【００１６】
図１は、本発明に係る衝撃吸収構造の第１の実施形態を備えた航空機の概略断面図である。図１に示す航空機１は、内壁１１及び外壁１２によって形成される衝撃吸収空間１３を有しており、衝撃吸収構造２は、衝撃吸収空間１３内に設けられている。また、内壁１１は、例えば搭乗者が搭乗するための空間を形成する。
【００１７】
続いて、図２及び図３を用いて、衝撃吸収構造２の構成を詳細に説明する。図２は、衝撃吸収構造２の側面図である。図３（ａ）及び（ｂ）は、衝撃吸収構造２の動作説明図である。図２及び図３に示すように、衝撃吸収構造２は、第１の支持部材２１、第２の支持部材２２、上蓋部２３及びエネルギ吸収部材２４を有する。このうち、第１の支持部材２１、第２の支持部材２２及び上蓋部２３は、エネルギ吸収部材２４を内壁１１に取り付けるための冶具を構成する。なお、図１に示す例では、３つの衝撃吸収構造２が内壁１１に設けられているが、この数の限定されるものではなく、例えば、機体下部の内壁１１に縦横に多数配列されて設けられていることが好ましい。
【００１８】
第１の支持部材２１は、環状の部材であり、ステー２５を介して航空機１の機体の下部の内壁１１に固定されている。また、第１の支持部材２１には、第１の軸部材２１ａが一体化されており、この第１の軸部材２１ａは、第２の支持部材２２を軸支している。これにより、第２の支持部材２２は、第１の支持部材２１に対して回動自在となる。
【００１９】
第２の支持部材２２は、環状の部材であり、第１の支持部材２１よりも小さな直径を有する。第２の支持部材２２には、第２の軸部材２２ａが一体化されており、この第２の軸部材２２ａは、上蓋部２３を軸支している。これにより、上蓋部２３は、第２の支持部材２２に対して回動自在となる。
【００２０】
上蓋部２３は、エネルギ吸収部材２４を第２の支持部材２２と連結するための部材であり、第２の支持部材２２に支持されると共に、エネルギ吸収部材２４を支持している。
【００２１】
エネルギ吸収部材２４は、円筒形状を有する。エネルギ吸収部材２４の軸心方向の長さは、例えば１００ｍｍ、直径は、例えば５０ｍｍとすることができるが、軸心方向の長さ及び直径共に、例示した長さには限定されない。
【００２２】
エネルギ吸収部材２４は、ＦＲＰ（繊維強化プラスチック）からなり、ＣＦＲＰ（カーボン繊維強化プラスチック）からなることがさらに好ましい。エネルギ吸収部材２４は、外力を受けると、破壊されることにより、外力のエネルギを吸収する。円筒形状のエネルギ吸収部材２４では、その軸心方向がエネルギ吸収効率の最も高い方向となる。
【００２３】
エネルギ吸収部材２４は、上蓋部２３を介して第２の軸部材２２ａに軸支されることにより、第２の支持部材２２に対して回動自在に取り付けられている。この回動の支点は、エネルギ吸収部材２４における重心位置から上方にオフセットされた位置に設けられるので、第２の支持部材２２の傾きの如何によらず、エネルギ吸収部材２４は、重力の方向に沿って一定の方向をとる。具体的には、エネルギ吸収部材２４は、その軸心方向が重力の方向に沿うように回動する。
【００２４】
第２の支持部材２２は、第１の軸部材２１ａに軸支されており、この第１の軸部材２１ａを介して第１の支持部材２１に対して回動自在に取り付けられている。この回動の支点は、エネルギ吸収部材２４における重心位置から上方にオフセットされた位置となる。従って、第１の支持部材２１の傾きの如何によらず、エネルギ吸収部材２４の軸心方向が重力の方向に沿うように、第２の支持部材２２は第１の支持部材２１に対して回動する。
【００２５】
図３（ａ）に示すように、第１の軸部材２１ａと第２の軸部材２２ａとは、互いに略直交する方向に沿って設けられているので、エネルギ吸収部材２４は、内壁１１面に対して全方向に自由回動可能である。このため、航空機１の機体が傾くことにより内壁１１面が傾いたときであっても、図３（ｂ）に示すように、エネルギ吸収部材２４は、その軸心方向が重力方向を向くように回動する。従って、航空機１の機体の傾きの如何によらず、エネルギ吸収部材２４におけるエネルギ吸収効率の最も高い方向は、常に重力の方向に向けられることとなる。その結果、航空機の着地時に航空機の機体が受ける衝撃を効率よく吸収することが可能となる。
【００２６】
続いて、第１の実施形態におけるエネルギ吸収部材２４の作製例を説明する。まず、アルミ合金からなる円柱の側面に、ＣＦＲＰのプリプレグを積層する。アルミ合金の円柱は、円筒形状のエネルギ吸収部材２４を作成するための型となる。ここで用いるプリプレグは、東邦テナックス社製の平織Ｗ３１０１プリプレグである。積層構成は、（４５／−４５）または（０／９０）とする。ここで、積層構成（４５／−４５）は、プリプレグにおける繊維の方向が、アルミ合金の円柱の軸心方向に対して４５度及びマイナス４５度を成すように積層することを意味する。また、積層構成（０／９０）は、プリプレグにおける繊維の方向が、アルミ合金の円柱の軸心方向に対して平行及び直交するように積層することを意味する。次に、積層されたプリプレグを硬化処理（１３０℃、２時間）し、アルミ合金の円柱を抜き取ると、第１の実施形態におけるエネルギ吸収部材２４が得られる。
【００２７】
以上のように、第１の実施形態にあっては、エネルギ吸収部材２４は、機体の内壁１１と外壁１２との間に形成される衝撃吸収空間１３内に、重力に沿って回動自在に支持されているので、航空機１が着地したときの姿勢の如何によらず、エネルギ吸収部材２４におけるエネルギの吸収効率の高い方向を重力の方向に向けることが可能となる。従って、航空機１の機体が受ける衝撃を効率よく吸収することが可能となる。
【００２８】
次に、本発明に係る衝撃吸収構造の第２の実施形態について説明する。図４は、第２の実施形態に係る衝撃吸収構造を備えた航空機の概略断面図である。図４に示す航空機１は、内壁１１及び外壁１２によって形成される衝撃吸収空間１３を有しており、衝撃吸収構造３は、衝撃吸収空間１３内に設けられている。内壁１１は、例えば搭乗者が搭乗するための空間を形成する。
【００２９】
続いて、図５を用いて、衝撃吸収構造３の構成を詳細に説明する。図５は、図４に示す航空機の機体下部を拡大して示す図である。図５に示すように、衝撃吸収空間１３を形成する外壁１２は、断面円弧形状の曲面からなる底壁面を含んでいる。なお、図４では、図示の便宜上、衝撃吸収空間１３は、機体上部まで及ぶような断面円環形状の空間となっているが、断面円弧形状の曲面からなる底壁面を有していれば、図４に示す形状には限定されない。例えば、断面円弧形状の曲面からなる底壁面と平面からなる上壁面とにより形成される断面三日月形状の空間であってもよい。
【００３０】
衝撃吸収構造３は、エネルギ吸収部材３１により構成される。エネルギ吸収部材３１は、ＦＲＰ（ＣＦＲＰ）からなる中空の球状体である。エネルギ吸収部材３１は球状体であるので、衝撃吸収空間１３内を重力に沿って自由移動可能である。エネルギ吸収部材３１の直径は、例えば１００ｍｍ程度とすることができるが、衝撃吸収空間１３内を自由移動可能な大きさであれば、如何なる大きさにも限定されない。
【００３１】
なお、図４及び図５では、衝撃吸収空間１３内に７個のエネルギ吸収部材３１を設けているが、エネルギ吸収部材３１の個数は７個には限定されない。例えば、内壁１１により形成される搭乗者等が搭乗するための空間の下部の全ての部分を占めるように、多数のエネルギ吸収部材３１が設けられることが好ましい。
【００３２】
エネルギ吸収部材３１は、外力を受けると、破壊されることにより、外力のエネルギを吸収する。エネルギ吸収部材３１は、中空の球状体であるので、エネルギ吸収効率の高さの指向性は存在しない。
【００３３】
続いて、図６を用いて、衝撃吸収構造３の動作を説明する。図６では、航空機１が機体を傾けた状態で地面４に着地したときの状態を示している。この時、エネルギ吸収部材３１は、衝撃吸収空間１３内を自由移動可能であるので、内壁１１により形成される搭乗者等が搭乗するための空間の下方（重力方向）に移動する。従って、着地時に航空機１の機体が受ける衝撃を効率よく吸収することが可能となる。
【００３４】
続いて、第２の実施形態におけるエネルギ吸収部材３１の作製例を説明する。まず、発泡スチロールからなる球体の表面にＣＦＲＰのプリプレグを積層する。発泡ポリスチレンの球体は、中空球状のエネルギ吸収部材３１を作製するための型となる。ここで用いるプリプレグは、東邦テナックス社製の平織Ｗ３１０１プリプレグである。次に、積層されたプリプレグを硬化処理（１３０℃、２時間）する。この硬化処理により、発泡ポリスチレンの球体は溶解して約１／４５の体積となるので、略中空の状態が実現される。こうして、第２の実施形態におけるエネルギ吸収部材３１が得られる。
【００３５】
以上のように、第２の実施形態にあっては、エネルギ吸収部材３１は、球状を有すると共に、衝撃吸収空間１３内を重力に沿って移動自在に設けられているので、航空機が着地したときの姿勢の如何によらず、エネルギ吸収部材３１は、内壁１１内に形成される空間からみて下方（重力方向）に配される。これにより、エネルギの吸収効率の高い部分は常に機体の下方（重力方向）に向けられることとなる。従って、航空機の機体が着地時に受ける衝撃を効率よく吸収することが可能となる。
【符号の説明】
【００３６】
１…航空機、２，３…衝撃吸収構造、１１…内壁、１２…外壁、１３…衝撃吸収空間、２１…第１の支持部材、２１ａ…第１の軸部材、２２…第２の支持部材、２２ａ…第２の軸部材、２３…上蓋部、２４，３１…エネルギ吸収部材、２５…ステー。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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