(57)【要約】【課題】航空機のクラッシュ時において、地盤に対して機体が突き刺さってしまうような地盤への接触の際にも、搭乗スペースへの衝撃を低減することができる航空機衝撃低減装置を提供する。【解決手段】航空機衝撃低減装置１は、飛行機１００が地盤に接触したときの操縦室２への衝撃を低減する航空機衝撃低減装置であって、飛行機１００が機体先端部４０から地盤に接触し、機体１１に生じる減速度が所定以上の場合に、機体先端部４０を、操縦室２を含む機体本体部２０から分離脱落させる分離脱落手段を備えている。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機が地盤に接触したときに、搭乗者を収容する搭乗スペースへの衝撃を低減する航空機衝撃低減装置であって、
前記航空機が機体の先端部から地盤に接触し、前記機体に生じる減速度が所定以上の場合に、
前記機体の先端部を、前記搭乗スペースを含む機体本体部から分離脱落させる分離脱落手段を備えたことを特徴とする航空機衝撃低減装置。
【請求項２】
前記機体本体部の前端には、
前記先端部の分離脱落後に接触面上を滑動する滑動面を有するソリ部が設けられていることを特徴とする請求項１に記載の航空機衝撃低減装置。
【請求項３】
前記滑動面は、
前記機体の斜め下方前方を向くように前記航空機の前後軸に対して傾いていることを特徴とする請求項２に記載の航空機衝撃低減装置。
【請求項４】
前記分離脱落手段は、
前記先端部と前記機体本体部との接合部を破壊するトリガーとなる破壊トリガー部を備えたことを特徴とする請求項１〜３の何れか１項に記載の航空機衝撃低減装置。
【請求項５】
前記機体本体部の前端には、
前記先端部の分離脱落後に接触面上を滑動する滑動面を有するソリ部が設けられており、
前記先端部は、前記ソリ部に接着されており、
前記破壊トリガー部は、前記先端部と前記ソリ部との間に挿入された楔状の部材であることを特徴とする請求項４に記載の航空機衝撃低減装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機が地盤に接触したときの搭乗スペースへの衝撃を低減する航空機衝撃低減装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来、このような分野の技術として、下記特許文献１に記載のヘリコプターの耐衝撃構造が知られている。このヘリコプターの機体底部には、互いに交差する第１及び第２床下ビームが設けられ、クラッシュ時の圧縮荷重が集中するこれらのビームの交差部には繊維強化複合材料からなる衝撃吸収体が設けられ、この衝撃吸収体によって第１及び第２のビームを結合させた耐衝撃構造が設けられている。そして、このような耐衝撃構造により、クラッシュ時における床面加速度の低減効果を得られる旨が示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２００６−３４１６５１号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかしながら、この種の航空機のクラッシュ時に、機体の先端部から地盤に接触した場合を考えると、特に地盤が軟弱である場合、地盤に対する機体の進入角によっては機体先端部が地盤に突き刺さってしまう現象が生じる。そして、地盤への接触時に機体先端部が地盤に突き刺さると、機体に大きな減速Ｇがかかり、搭乗スペース内の搭乗者の安全を十分に確保することができない。
【０００５】
そこで、本発明は、航空機のクラッシュ時において、地盤に対して機体が突き刺さってしまうような地盤への接触の際にも、搭乗スペースへの衝撃を低減することができる航空機衝撃低減装置を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の航空機衝撃低減装置は、航空機が地盤に接触したときの搭乗スペースへの衝撃を低減する航空機衝撃低減装置であって、航空機が機体の先端部から地盤に接触し、機体に生じる減速度が所定以上の場合に、機体の先端部を、搭乗スペースを含む機体本体部から分離脱落させる分離脱落手段を備えたことを特徴とする。
【０００７】
この航空機衝撃低減装置によれば、航空機のクラッシュ時において、地盤に対して機体が突き刺さってしまうような地盤への接触の際にも、機体に生じる減速度が所定以上の場合には、地盤に突き刺さった機体の先端部が機体本体部から分離脱落するので、機体本体部は、上記先端部を残して地盤上での前進を継続することができる。その結果、機体本体部にかかる減速Ｇが低減され、機体本体部の搭乗スペースへの衝撃を低減することができる。
【０００８】
また、機体本体部の前端には、先端部の分離脱落後に接触面上を滑動する滑動面を有するソリ部が設けられていることが好ましい。この構成によれば、先端部の分離脱落後には、機体本体部は前端のソリ部の滑動により機体本体部が滑走し、慣性による機体本体部の前進が円滑に継続される。その結果、先端部の分離脱落後においても、機体本体部にかかる減速Ｇが低減され、機体本体部の搭乗スペースへの衝撃を効果的に吸収させることができる。
【０００９】
また、滑動面は、機体の斜め下方前方を向くように航空機の前後軸に対して傾いていることが好ましい。このような滑動面の傾斜により、先端部の分離脱落後において、円滑に機体本体部を前方に滑走させることができる。
【００１０】
また、分離脱落手段は、先端部と機体本体部との接合部を破壊するトリガーとなる破壊トリガー部を備えることが好ましい。この構成によれば、地盤に対して機体が突き刺さってしまうような地盤への接触の際に、接合部が破壊され易く、機体本体部から確実に先端部を分離脱落させることができるので、上述の作用効果を安定して得ることができる。
【００１１】
また、機体本体部の前端には、先端部の分離脱落後に接触面上を滑動する滑動面を有するソリ部が設けられており、先端部は、ソリ部に接着されており、破壊トリガー部は、先端部とソリ部との間に挿入された楔状の部材であることとしてもよい。この構成によれば、地盤に対して機体が突き刺さってしまうような地盤への接触の際に、楔状の部材によって接着層が破壊され、先端部が滑動面から剥離して機体本体部から分離脱落する。
【発明の効果】
【００１２】
本発明の航空機衝撃低減装置によれば、航空機のクラッシュ時において、地盤に対して機体が突き刺さってしまうような地盤への接触の際にも、搭乗スペースへの衝撃を低減することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明の航空機衝撃低減装置が適用される小型飛行機を示す斜視図である。
【図２】本発明の航空機衝撃低減装置の第１実施形態が適用された飛行機を側方から見た断面図である。
【図３】図２の要部を拡大して示す断面図である。
【図４】（ａ），（ｂ），（ｃ）は、図２の飛行機のクラッシュ時における挙動を示す断面図である。
【図５】本発明の航空機衝撃低減装置の第２実施形態が適用された飛行機の機首部分を側方から見た断面図である。
【図６】（ａ），（ｂ），（ｃ），（ｄ）は、図５の飛行機のクラッシュ時における挙動を示す断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
以下、図面を参照しつつ本発明に係る航空機衝撃低減装置の好適な実施形態について詳細に説明する。
【００１５】
（第１実施形態）
図１に示す小型飛行機１００は、本発明に係る航空機衝撃低減装置の第１実施形態である衝撃低減装置１を備えている。
【００１６】
図１に示すように、飛行機１００の機体１１は、操縦室（搭乗スペース）２を内部に有する胴体３に、主翼４の他、水平尾翼５及び垂直尾翼６を備えている。胴体３の先端部にあたる機首３ａには、レシプロエンジン（図示略）によりトルクを得て回転するプロペラ７が備えられており、機体に推力を付与する。主翼４は、飛行機１００の運動を制御するとともに、機体に揚力を発生させる機能を有する。水平尾翼５及び垂直尾翼６は、飛行機１００の運動を制御する他、機体の横揺れや縦揺れに関し適度な安定性を与える機能を有する。
【００１７】
図２及び図３に示すように、この小型飛行機１００の機体１１の機首の部分には、クラッシュ時に操縦室２への衝撃を低減するための仕組みとして、衝撃低減装置１が備えられている。衝撃低減装置１は、機体１１の構造を、操縦室２を含む機体本体部２０と、当該機体本体部２０の前端下部に取り付けられ飛行機１００のノーズを形成する機体先端部４０と、に分割することで実現されている。この飛行機１００のクラッシュ時において、機体先端部４０から地盤に接触し、所定以上の減速度が機体１１に生じた場合には、この機体先端部４０が機体本体部２０から分離脱落するようになっている。ここで、所定以上の減速度とは、操縦室２内の搭乗者Ｐに所定以上の危害を及すような減速度を意味し、衝撃低減装置１の所望の設計思想に基づいて定められる。例えば、クラッシュ時に機体先端部４０が地盤Ｚに突き刺さったときには、このような所定以上の減速度が生じる。以下、このような機体先端部４０の分離脱落を実現し、操縦室２への衝撃低減が実現されるための機体本体部２０及び機体先端部４０について説明する。
【００１８】
機体本体部２０は、操縦室２と当該操縦室２の前方に設置されるレシプロエンジン（図示略）との間を仕切るファイヤウォール２１を有している。このファイヤウォール２１の前面側にはアルミパイプフレーム２３が構築されている。機体本体部２０の前部下面においては、当該機体本体部２０の外殻の一部である機体底板２７が、操縦室２の下方の位置において角度θ３で上方に向けて屈曲されることで、段差部２８が形成されている。更に、機体底板２７は、段差部２８から前方に向けて延び、機体底板２７の先端部は、ファイヤウォール２１よりも前方の位置において角度θ２で上方に向けて屈曲されている。ここで、角度θ２は、角度θ３よりも大きい角度である。また、角度θ３は、０°＜θ３＜４５°の角度であり、０°に近いほうが好ましい。例えば、θ２＝４５°であり、θ３＝１５°である。
【００１９】
角度θ２で屈曲された部分と上記段差部２８との２箇所において、機体底板２７の下面には、斜め下方前方を向くように飛行機１００の前後軸Ｘに対して傾いている傾斜面２５ａ，２５ｂが存在する。詳細は後述するが、機体先端部４０が分離脱落した後には、露出したこれらの傾斜面２５ａ，２５ｂが、地盤上を滑動する滑動面として機能する。以下、これらの傾斜面を、滑動面２５ａ，２５ｂという。そして、これらの滑動面２５ａ，２５ｂを含む機体底板２７の一部分を、第１ソリ部２５という。滑動面２５ａの更に先端側の第１ソリ部２５の最先端部分は、更に上方に向けて湾曲しており、第１ソリ部２５は全体としてソリの滑走板のような形状を呈している。この第１ソリ部２５のうちファイヤウォール２１よりも前方に突き出した部分は、アルミパイプフレーム２３に支持されている。また、機体本体部２０は、操縦室２の床板２９を有しており、床板２９と機体底板２７との間のスペースを充填するように、エネルギー吸収構造体３３が設置されている。
【００２０】
一方、機体先端部４０は、機体１１の下面に露出する第２ソリ部４１と、この第２ソリ部４１の上面に固定されたエネルギー吸収構造体４３と、を有している。第２ソリ部の後部は、機体１１の下面に連続するように延びており、第２ソリ部４１の前部は、後部に対して角度θ１で上方に向けて屈曲されている。角度θ１は、上記の角度θ２よりも小さい角度であり、飛行機１００の空力特性を勘案して適宜設定される。例えば、θ１＝１５°である。
【００２１】
この、機体先端部４０は、第１ソリ部２５を覆うように、機体本体部２０の前端下部に取り付けられている。具体的には、機体先端部４０は、段差部２８に嵌り込むように機体１１の前端下部に配置されている。そして、エネルギー吸収構造体４３の上面が、フィルム状接着剤を介して、第１ソリ部２５に接着されることで、機体本体部２０と機体先端部４０とが接合される。エネルギー吸収構造体４３と第１ソリ部２５との間には、硬化したフィルム状接着剤からなる接着剤層５０が形成される。更に、エネルギー吸収構造体４３と第１ソリ部２５との間には、接着剤層５０の前端部の位置において、楔形状の断面をもつ楔状部材５３が挿入されている。楔状部材５３は、その楔形状によって、接着剤層５０の破壊のトリガーとなり、接着剤層５０を破壊し易くする。
【００２２】
なお、ここでは、機体底板２７を含め、機体本体部２０の外殻部、高強度キャビン等は、ＣＦＲＰ（carbon fiber reinforced plastics；炭素繊維強化樹脂）構造体からなり、機体底板２７の延長部分である第１ソリ部２５も、ＣＦＲＰ構造体からなる。また、第２ソリ部４１も、同様のＣＦＲＰ構造体からなる。また、楔状部材５３も、同様のＣＦＲＰ構造体を楔形状に機械加工したものが採用される。このようなＣＦＲＰ構造体は、例えば、[(45/-45)(0/90)]2Sといった積層構成を持つものであり、所定形状の成形型にＣＦＲＰ基材を積層し、例えば１３０℃、２時間で加熱硬化させるといった公知の方法により形成される。また、アラミドハニカム等からなるエネルギー吸収構造体をＣＦＲＰ構造体で挟み込んでなるＣＦＲＰサンドイッチ構造体を、上記ＣＦＲＰ構造体に代えて採用してもよい。
【００２３】
また、エネルギー吸収構造体３３及びエネルギー吸収構造体４３は、例えば、アルミハニカム、又はアラミドハニカム等からなる。また、エネルギー吸収構造体３３及びエネルギー吸収構造体４３としては、ハニカム構造に限らず、他の構造形態のエネルギー吸収構造体を採用してもよい。
【００２４】
この飛行機１００の胴体３の組み立て手順は以下の通りである。まず、機体底板２７にエネルギー吸収構造体３３をフィルム接着剤で接着する一方で、第２ソリ部４１とエネルギー吸収構造体４３とをフィルム接着剤で接着して機体先端部４０を組み立てる。その後、エネルギー吸収構造体３３が取り付けられた機体底板２７を、機体本体部２０の一部をなす高強度キャビンに接着接合する。このとき、第１ソリ部２５の前部は、アルミパイプフレーム２３を介してファイヤウォール２１に固定される。その後、機体底板２７の第１ソリ部２５の下面に、第２ソリ部４１とエネルギー吸収構造体４３との結合体を、フィルム接着剤を用いて、接着強さを管理しながら接着固定する。このように機体本体部２０と機体先端部４０との接着強さを管理することにより、所定以上の減速度が機体１１に生じた場合に、機体先端部４０が機体本体部２０から分離脱落するような設定が可能になる。
【００２５】
続いて、この衝撃低減装置１による作用効果について説明する。
【００２６】
図４（ａ）に示すように、飛行機１００が３０°の進入角（地盤Ｚに対して前後軸Ｘがなす角度）で水平な地盤Ｚに衝突する場合を考える。このとき、第２ソリ部４１の前部における角度θ１（図３参照）は比較的小さいことから、地盤Ｚが軟弱地盤であれば、飛行機１００の機体先端部４０が地盤Ｚ下に潜り込み、突き刺さる現象が起こりうる。
【００２７】
ここで、機体先端部４０が地盤Ｚに突き刺さると、機体１１には所定以上の大きな減速度がかかることになる。そして、接着剤層５０（図３参照）に大きな力が生じることで、接着剤層５０は破壊され、第１ソリ部２５とエネルギー吸収構造体４３とが剥離することで、機体先端部４０が機体本体部２０から分離脱落する。例えば、接着剤層５０は、１〜２ＭＰａの応力で破壊される。ここでは、楔状部材５３が接着剤層５０の破壊のトリガーとして機能することによって、スムーズかつ確実に接着剤層５０が破壊される。
【００２８】
その後、図４（ｂ）に示すように、機体本体部２０の第１ソリ部２５が露出するので、第１ソリ部２５の滑動面２５ａが地盤Ｚに接触する。このとき、滑動面２５ａは、前後軸Ｘに対して斜め下方前方を向いており、角度θ２（図３参照）は角度θ１よりも大きいので、滑動面２５ａは、第２ソリ部４１の下面よりも地盤Ｚに潜り込みにくい。従って、滑動面２５ａが地盤Ｚに突き刺さる現象は、機体先端部４０が地盤Ｚに突き刺さる現象よりも発生しにくい。従って、滑動面２５ａは、地盤Ｚに対して水平方向前方に滑動することになり、機体本体部２０は機体先端部４０を残したまま、慣性により滑走し水平方向の前進を継続する。従って、機体本体部２０にかかる減速Ｇは小さく抑えられる。その後は、図４（ｃ）に示すように、滑動面２５ａと滑動面２５ｂとが地盤Ｚ上を滑り、機体本体部２０は比較的小さい減速度で、地盤Ｚとの摩擦力により衝突時のエネルギーが徐々に消費され最終的には停止する。以上の結果、機体先端部４０が地盤Ｚに突き刺さるようなクラッシュ時においても、機体本体部２０にかかる減速Ｇが低減され、操縦室２内の搭乗者にかかる衝撃を低減することができる。
【００２９】
（第２実施形態）
図５に示す飛行機２００は、機首の部分に、本発明に係る航空機衝撃低減装置の第２の実施形態である衝撃低減装置２０１を備えている。図１に示すように、この飛行機２００は、前述の飛行機１００と同様の外観を呈している。以下、衝撃低減装置２０１において、前述の衝撃低減装置１と同一又は同等な構成部分には同一符号を付し重複する説明を省略する。
【００３０】
この衝撃低減装置２０１では、機体２１１の構造を、操縦室２を含む機体本体部２２０と、当該機体本体部２２０の前端部に取り付けられ飛行機２００のノーズを形成する機体先端部２４０と、に分割している。分割の境界である機体本体部２２０の前端には、ＣＦＲＰ構造体からなる隔壁２２５が設けられている。隔壁２２５は、機体本体部２２０の胴体と一体に成型されている。この隔壁２２５の前方の面は、斜め前方下方を向くように機体本体部２２０の底面２２０ａに対して傾斜した滑動面２２５ａである。滑動面２２５ａは、所定の曲率をもつように湾曲することが好ましいので、ここでは、滑動面２２５ａは、外側に凸になるように湾曲した湾曲面をなす。機体側方からの断面視において、滑動面２２５ａの接線と底面２２０ａの接線とがなす最大の角度θ２１は、θ２１＜６０°となることが好ましい。詳細は後述するが、機体先端部２４０が分離脱落した後には、露出した滑動面２２５ａが、対面する機体先端部２４０上を滑動することになる。すなわち、隔壁２２５は、ソリ部として機能する。
【００３１】
一方、機体先端部２４０の後端にも、ＣＦＲＰ構造体からなる隔壁２４５が取り付けられている。隔壁２４５は、上記隔壁２２５に沿った凹形状をなしており、隔壁２４５の後面２４５ａは、滑動面２２５ａと平行に対面している。そして、滑動面２２５ａと後面２４５ａとが接着剤で接着されることによって、機体本体部２２０と機体先端部２４０とが接合されている。滑動面２２５ａと後面２４５ａとの間には接着剤層２５０が形成されている。また、接着剤層２５０の下端の位置において、滑動面２２５ａと後面２４５ａとの間には、楔形状の断面をもつ楔状部材２５３が挿入されている。楔状部材２５３は、その楔形状によって、接着剤層２５０の破壊のトリガーとなり、接着剤層２５０を破壊し易くする。
【００３２】
機体２１１の底部には、機体先端部２４０から機体本体部２２０まで延びるようにエネルギー吸収構造体２３３が内装されている。エネルギー吸収構造体２３３は、機体先端部２４０と機体本体部２２０との分割構造によって、前後２つに分離されている。
【００３３】
隔壁２２５及び隔壁２４５は、[(45/-45)(0/90)]2Sといった積層構成を持つＣＦＲＰ構造体からなる。その他の胴体２０３の部分は、(45/-45)Sといった積層構成をもつＣＦＲＰ構造体からなる。楔状部材２５３には、[(45/-45)(0/90)]2Sといった積層構成を持つ平板状のＣＦＲＰ構造体を、楔形状に機械加工したものが採用される。エネルギー吸収構造体２３３は、アルミハニカムからなる。
【００３４】
この胴体２０３の組み立て手順は、以下の通りである。まず、隔壁２２５の傾角が胴体基軸に対して３０°となる成形型に、平織のＣＦＲＰ基材を所定の積層構成で積層し、１３０℃で２時間加熱硬化させて隔壁２２５が一体に成形された機体本体部２２０の胴体を得る。そして、この胴体の底部に、エネルギー吸収構造体２３３を、フィルム接着剤を用いて内装する。次に、隔壁２４５の傾角が胴体基軸に対して３０°となる成形型に、ＣＦＲＰ基材を積層し、１３０℃で２時間加熱硬化させて隔壁２４５が一体に成形された機体先端部２４０を得る。楔状部材２５３を別途準備し、この楔状部材２５３を隔壁２２５と隔壁２４５との間で、胴体２０３の下部に当たる位置に配置し、滑動面２２５ａと後面２４５ａとをエポキシ接着剤で接着接合する。このエポキシ接着剤は、脆性破壊を起こすように変性されたものを用いる。そして、この接合面を覆うように(45/-45)のＣＦＲＰ基材でオーバーレイし、１３０℃で２時間加熱硬化させて、胴体２０３を得る。
【００３５】
続いて、この衝撃低減装置２０１による作用効果について説明する。
【００３６】
図６（ａ）に示すように、飛行機２００が３０°の進入角（地盤Ｚに対して前後軸Ｘがなす角度）で水平な地盤Ｚに衝突する場合を考える。このとき、地盤Ｚが軟弱地盤であれば、飛行機２００の機体先端部２４０が地盤Ｚ下に潜り込み、突き刺さる現象が起こりうる。
【００３７】
ここで、機体先端部２４０が地盤Ｚに突き刺さると、機体２１１には所定以上の大きな減速度がかかることになる。そして、接着剤層２５０（図５参照）に大きな力が生じることで、接着剤層２５０は破壊され、隔壁２２５と隔壁２４５とが剥離することで、機体先端部２４０が機体本体部２２０から分離脱落する。例えば、接着剤層２５０は、１〜２ＭＰａの応力で破壊される。ここでは、楔状部材２５３が接着剤層２５０の破壊のトリガーとして機能することによって、スムーズかつ確実に接着剤層２５０が破壊される。
【００３８】
機体先端部２４０の分離の直後、滑動面２２５ａは前後軸Ｘに対して斜め前方下方を向くように傾斜していることから、図６（ｂ）に示すように、滑動面２２５ａには、隔壁２４５の後面２４５ａ上を斜め前方上方に滑り上がる力が生じる。これにより、機体本体部２２０は、後面２４５ａ上を滑りながら慣性による前進を継続するので、分離直後において、機体本体部２２０にかかる減速Ｇは小さく抑えられる。また、このとき、図６（ｃ）に示すように、機体先端部２４０から分離された機体本体部２２０には、機首側を起きあがらせる力が生じ、その結果、図６（ｄ）に示すように、機体本体部２２０は、ほぼ水平な姿勢、或いは地盤Ｚに対して後傾した姿勢で、地盤Ｚ上を前方に滑走する。その後、機体本体部２２０は比較的小さい減速度で、地盤Ｚとの摩擦力により衝突時のエネルギーが徐々に消費され最終的には停止する。以上の結果、機体先端部２４０が地盤Ｚに突き刺さるようなクラッシュ時においても、機体本体部２２０にかかる減速Ｇが低減され、操縦室２内の搭乗者にかかる衝撃を低減することができる。また、図６（ｄ）に示すように、機体本体部２２０が安定した姿勢で地盤Ｚ上を滑走するので、搭乗員の安全性が更に確保し易い。
【産業上の利用可能性】
【００３９】
本発明は、航空機が地盤に接触したときの搭乗スペースへの衝撃を低減する航空機衝撃低減装置に関するものであり、特に、地盤に対して機体が突き刺さってしまうような地盤への接触の際にも、搭乗スペースへの衝撃を低減することができるものである。
【符号の説明】
【００４０】
１，２０１…航空機衝撃低減装置、２…操縦室（搭乗スペース）、１１…機体、２０…機体本体部、２５，２２５…ソリ部、２５ａ，２５ｂ，２２５ａ…滑動面、４０…機体先端部、５３，２５３…楔状部材（破壊トリガー部）、１００，２００…小型飛行機（航空機）。Ｐ…搭乗者、Ｘ…前後軸、Ｚ…地盤。
【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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