(57)【要約】【課題】軽量化を図ることができる航空機用のエアバッグ装置を提供する。【解決手段】航空機用のエアバッグ装置１１は、航空機に接続され、内部空間１２ａを形成しつつ蛇腹状に折り畳み可能であって、折り畳まれた状態から膨張可能なエアバッグ１２と、エアバッグ１２の内部に設けられ、少なくとも一端がエアバッグ１２の内部に接続された伸縮可能な支持部材１３とを備え、支持部材１３は、初期状態において収縮した状態でエアバッグ１２内に収納され、落下時にエアバッグ１２内で伸長して前記エアバッグを展開させるように構成され、支持部材１３の伸長時にエアバッグ１２の内部に外気を吸入可能に構成された逆止弁付きの外気吸入口１８ａをさらに備える。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の落下衝撃を緩衝する航空機用のエアバッグ装置であって、
前記航空機に接続され、内部に空間を形成しつつ蛇腹状に折り畳み可能であって、折り畳まれた状態から膨張可能なエアバッグと、
前記エアバッグの内部に設けられ、少なくとも一端が前記エアバッグの内部に接続された伸縮可能な支持部材と、を備え、
前記支持部材は、初期状態において収縮した状態で前記エアバッグ内に収納され、落下時に前記エアバッグ内で伸長して前記エアバッグを展開させるように構成され、
前記支持部材の伸長時に前記エアバッグの内部に外気を吸入可能に構成された逆止弁付きの外気吸入口をさらに備えることを特徴とする航空機用のエアバッグ装置。
【請求項２】
前記エアバッグの外部又は内部に設けられ、前記支持部材の先端に配設された弾性体をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載の航空機用のエアバッグ装置。
【請求項３】
前記支持部材は、前記エアバッグの内部に接続されたピストン部と、前記ピストン部の後端側にテレスコピック式に連結された少なくとも１つの単管とを有し、前記連結の方向に伸長可能に構成され、
落下時にガス圧によって前記支持部材を伸長させる膨張装置が設けられ、
最後尾の前記単管の後端は前記エアバッグの内部に接続され、
前記ピストン部は、前記エアバッグの内部に外気を吸入するための逆止弁付きの開口部と、前記開口部と連通する内部空間と、前記内部空間と連通し前記外気を前記エアバッグの内部に導入する孔部と、を有することを特徴とする請求項１に記載の航空機用のエアバッグ装置。
【請求項４】
前記テレスコピック式に連結された前記単管は、互いに径の異なる複数の筒状部材により構成され、一の前記筒状部材が他の前記筒状部材内に収納されることで収縮し、前記一の筒状部材が前記他の筒状部材内から突出することで伸長するように構成されていることを特徴とする請求項３に記載の航空機用のエアバッグ装置。
【請求項５】
前記支持部材は、一端および他端が前記エアバッグの内部に接続された伸縮可能な直線状かつ蛇腹状の筒部材であり、
落下時にガス圧によって前記筒部材を伸長させる膨張装置が設けられたことを特徴とする請求項１に記載の航空機用のエアバッグ装置。
【請求項６】
前記支持部材は、一端が前記エアバッグの内部に接続され、少なくとも一部が初期状態において巻き取られた状態で収納された弾力性を有する伸長部材であり、
落下時に前記伸長部材を伸長させ、伸長された前記伸長部材の部分により前記エアバッグの内部を押し広げるように構成されたことを特徴とする請求項１に記載の航空機用のエアバッグ装置。
【請求項７】
前記支持部材は、一端が前記エアバッグの内部に接続されたシリンダと、前記シリンダの内部に直線移動可能に設けられたシリンダ内ピストンと、一端が前記シリンダ内ピストンに接続されたピストンロッドとを有し、前記シリンダ内ピストンが前記シリンダ内で移動することで伸長可能に構成され、
落下時にガス圧によって前記支持部材を伸長させる膨張装置が設けられたことを特徴とする請求項１に記載の航空機用のエアバッグ装置。
【請求項８】
前記支持部材は、一端が前記エアバッグの内部に接続されたコイルバネと、前記コイルバネを圧縮した状態で当該コイルバネの他端を保持する保持部とを有し、前記保持部による保持が解除されることで伸長可能に構成されていることを特徴とする請求項１に記載の航空機用のエアバッグ装置。
【請求項９】
前記エアバッグの内部に配設され、膨張後の前記エアバッグの少なくとも一部の形状を維持する形状維持部材をさらに備えることを特徴とする請求項１〜８の何れか１項に記載の航空機用のエアバッグ装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ドローンまたは飛行機等の複数の回転翼を備える航空機に用いられるエアバッグ装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
近年、自律制御技術および飛行制御技術の発展に伴い、複数の回転翼を備える航空機の産業利用が盛んである。このような航空機として、例えばドローンのような無人飛行体の他、飛行機が挙げられる。無人飛行体は、複数の回転翼を同時にバランスよく回転させることによって飛行し、上昇および下降は例えば回転翼の回転数の増減によって行い、前進および後進は回転翼の回転数の増減を介して機体を傾けることによって成し得ている。
【０００３】
例えば、特許文献１には、飛行中の航空機またはパラグライダー等の航空スポーツ機器から人体または機材等を地上に降下させるときに、降下物が受ける垂直方向および水平方向の衝撃を緩和させ、当該降下物を安全に着地させる空中降下用のエアバッグ装置が開示されている。
【０００４】
上記のエアバッグ装置においては、パラグライダーが何らかの異常事態により急降下を始めたときに、パイロットは点火スイッチを作動させる。これにより、ガス発生器を作動させ、エアバッグを展開させることができる。このように、上記エアバッグ装置では、火薬式のガス発生器を用いることにより緊急時に迅速にガスを供給するようにしてもよいし、高圧ガスボンベによりガスを供給する方式（ガスボンベ式）または火薬式とガスボンベ式とを組み合わせて用いてもよい、とのことである。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開平９−２４０５９５号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかしながら、ガスボンベ式のエアバッグ装置では、飛行体全体または飛行体の下部全体を覆い得る大容量のエアバッグが必要となる。そのため、ガスボンベに要求される容量も必然的に大きくなる。その結果、飛行体の重量が増加し、これに伴って飛行性能が大幅に低下したり、航続距離が低下することがある。このため、落下事故が生じた際に、地上の人間や物に対する安全性が著しく低下する危険性がある。また、飛行体が落下すると発火の恐れがある。
【０００７】
そこで、本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであり、軽量化を図ることができる航空機用のエアバッグ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】
【０００８】
（１）  本発明に係る航空機用のエアバッグ装置は、航空機の落下衝撃を緩衝する航空機用のエアバッグ装置であって、前記航空機に接続され、内部に空間を形成しつつ蛇腹状に折り畳み可能であって、折り畳まれた状態から膨張可能なエアバッグと、前記エアバッグの内部に設けられ、少なくとも一端が前記エアバッグの内部に接続された伸縮可能な支持部材と、を備え、前記支持部材は、初期状態において収縮した状態で前記エアバッグ内に収納され、落下時に前記エアバッグ内で伸長して前記エアバッグを展開させるように構成され、前記支持部材の伸長時に前記エアバッグの内部に外気を吸入可能に構成された逆止弁付きの外気吸入口をさらに備えるものである。
【０００９】
上記（１）の構成によれば、エアバッグの内部に設けられた支持部材を落下時に当該エアバッグ内で伸長させることで、初期状態で折り畳まれて収縮したエアバッグを展開および膨張させることが可能となる。そして、膨張を始めたエアバッグの内部は外気に対して負圧になるため、外気が外気吸入口からエアバッグ内に流入し、当該エアバッグはさらに膨張する。このように、本発明によれば、従来用いていたガスボンベが不要となるので、本発明のエアバッグ装置が適用される航空機の重量増加を抑制することができ、軽量化を図ることができる。これにより、落下時に飛行性能が低下することが防止または抑制される。また、支持部材が伸縮方向に衝撃を受けた場合、当該支持部材に反力が発生するので、その衝撃を緩和することができる。これにより、ドローン等の航空機を衝撃から保護することができ、また落下地点の人および物への衝撃も保護することができる。
【００１０】
（２）  上記（１）の航空機用のエアバッグ装置は、前記エアバッグの外部又は内部に設けられ、前記支持部材の先端に配設された弾性体をさらに備えることが好ましい。
【００１１】
上記（２）の構成によれば、弾性体により支持部材に対する衝撃を吸収することができる。
【００１２】
（３）  上記（１）の航空機用のエアバッグ装置においては、前記支持部材は、前記エアバッグの内部に接続されたピストン部と、前記ピストン部の後端側にテレスコピック式に連結された少なくとも１つの単管とを有し、前記連結の方向に伸長可能に構成され、落下時にガス圧によって前記支持部材を伸長させる膨張装置が設けられ、最後尾の前記単管の後端は前記エアバッグの内部に接続され、前記ピストン部は、前記エアバッグの内部に外気を吸入するための逆止弁付きの開口部と、前記開口部と連通する内部空間と、前記内部空間と連通し前記外気を前記エアバッグの内部に導入する孔部と、を有してもよい。
【００１３】
上記（３）の構成によれば、落下時にピストン部の開口部から外気が吸入され、この外気は内部空間および孔部を通じてエアバッグ内に導入される。これにより、エアバッグをより膨張させることができる。また、膨張したエアバッグの内部は伸長した状態の支持部材（つまり、伸長した状態の単管およびピストン部）により支持される。これによって、エアバッグが落下時の風圧により潰れることを防止または抑制することができる。また、落下時には、支持部材が伸長した状態から衝撃の度合いに応じて収縮するため、エアバッグに対する衝撃が吸収される。
【００１４】
（４）  上記（３）の航空機用のエアバッグ装置においては、前記テレスコピック式に連結された前記単管は、互いに径の異なる複数の筒状部材により構成され、一の前記筒状部材が他の前記筒状部材内に収納されることで収縮し、前記一の筒状部材が前記他の筒状部材内から突出することで伸長するように構成されていてもよい。
【００１５】
上記（４）の構成によれば、上記テレスコピック式の単管を用いることにより、当該単管を簡易な構成で伸長させることが可能となる。
【００１６】
（５）  上記（１）の航空機用のエアバッグ装置においては、前記支持部材は、一端および他端が前記エアバッグの内部に接続された伸縮可能な直線状かつ蛇腹状の筒部材であり、落下時にガス圧によって前記筒部材を伸長させる膨張装置が設けられてもよい。
【００１７】
上記（５）の構成によれば、膨張したエアバッグの内部は伸長した状態の筒部材により支持される。これによって、落下時には、筒部材は伸長した状態から衝撃の度合いに応じて収縮するため、エアバッグに対する衝撃が吸収される。
【００１８】
（６）  上記（１）の航空機用のエアバッグ装置においては、前記支持部材は、一端が前記エアバッグの内部に接続され、少なくとも一部が初期状態において巻き取られた状態で収納された弾力性を有する伸長部材であり、落下時に前記伸長部材を伸長させ、伸長された前記伸長部材の部分により前記エアバッグの内部を押し広げるように構成されてもよい。
【００１９】
上記（６）の構成によれば、膨張したエアバッグの内部は伸長した状態の伸長部材により支持される。これによって、落下時には、伸長部材は伸長した状態から衝撃の度合いに応じて収縮するため、エアバッグに対する衝撃が吸収される。
【００２０】
（７）  上記（１）の航空機用のエアバッグ装置においては、前記支持部材は、一端が前記エアバッグの内部に接続されたシリンダと、前記シリンダの内部に直線移動可能に設けられたシリンダ内ピストンと、一端が前記シリンダ内ピストンに接続されたピストンロッドとを有し、前記シリンダ内ピストンが前記シリンダ内で移動することで伸長可能に構成され、落下時にガス圧によって前記支持部材を伸長させる膨張装置が設けられてもよい。
【００２１】
上記（７）の構成によれば、膨張したエアバッグの内部は伸長した状態の支持部材により支持される。これによって、落下時には、ピストンロッドは突出した状態から衝撃の度合いに応じてシリンダ内に押し込まれ、このときにシリンダ内に生じる反力によってエアバッグに対する衝撃が吸収される。
【００２２】
（８）  上記（１）の航空機用のエアバッグ装置においては、前記支持部材は、一端が前記エアバッグの内部に接続されたコイルバネと、前記コイルバネを圧縮した状態で当該コイルバネの他端を保持する保持部とを有し、前記保持部による保持が解除されることで伸長可能に構成されてもよい。
【００２３】
上記（８）の構成によれば、膨張したエアバッグの内部は伸長した状態のコイルバネにより支持される。これによって、落下時には、コイルバネは伸長した状態から衝撃の度合いに応じて圧縮されるので、このときに当該コイルバネに生じる反力によってエアバッグに対する衝撃が吸収される。
【００２４】
（９）  上記（１）〜（８）の航空機用のエアバッグ装置は、前記エアバッグの内部に配設され、膨張後の前記エアバッグの少なくとも一部の形状を維持する形状維持部材をさらに備えてもよい。
【００２５】
上記（９）の構成によれば、落下衝突時に衝撃がかかるエアバッグの部位の形状が形状維持部材により維持されるので、装置全体に対する衝撃の吸収性を十分に担保することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】（ａ）は本発明の第１実施形態に係る航空機用のエアバッグ装置の作動前の状態を示す断面図であり、（ｂ）は（ａ）のエアバッグ装置におけるリング状部材およびピストン部のＡ−Ａ線断面図である。
【図２】図１（ａ）のエアバッグ装置の作動後の状態を示す断面図である。
【図３】本発明の第２実施形態に係る航空機用のエアバッグ装置を示す断面図である。
【図４】本発明の第３実施形態に係る航空機用のエアバッグ装置を示す断面図である。
【図５】本発明の第４実施形態に係る航空機用のエアバッグ装置を示す断面図である。
【図６】本発明の第５実施形態に係る航空機用のエアバッグ装置を示す断面図である。
【図７】本発明の第６実施形態に係る航空機用のエアバッグ装置を示す断面図である。
【図８】本発明の第７実施形態に係る航空機用のエアバッグ装置を示す断面図である。
【図９】図８のエアバッグ装置の作動後の状態を示す断面図である。
【図１０】本発明の第８実施形態に係る航空機用のエアバッグ装置を示す断面図である。
【図１１】図１０のエアバッグ装置の作動後の状態を示す断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２７】
＜第１実施形態＞
以下、本発明の第１実施形態に係る航空機用のエアバッグ装置（以下、各実施形態において、単にエアバッグ装置と呼ぶ）について、図面を参照しつつ説明する。
【００２８】
図１（ａ）に示すように、第１実施形態に係るエアバッグ装置１１は、例えば布製のエアバッグ１２と、当該エアバッグ１２の内部に設けられ、一端および他端がエアバッグ１２の内部に接続された伸縮可能な支持部材１３と、を備える。この支持部材１３は、初期状態において収縮した状態でエアバッグ１２内に収納され、落下時にエアバッグ１２内で伸長するように構成されている。また、支持部材１３は、航空機の一例であるドローン（図示せず）の下部に設けられる複数の脚部等として用いることが可能なものであり、ドローンが制御不能に陥った場合等の緊急時に作動して伸長し、外部からの衝撃を吸収するものである。なお、飛行体は、回転翼を少なくとも１つ備え、所定形状の本体構造体（フレーム等）にモータ、バッテリ、位置検出部、制御部、記憶装置、無線通信装置等が搭載されている。例えば回転翼を１つ備える飛行体としては、小型ヘリ等が挙げられる。
【００２９】
支持部材１３の一端（上端）は、連結部材１４によりエアバッグ１２の内部に接続されている。支持部材１３は、連結部材１４に連結された筒状部材１５と、筒状部材１５に内挿され、長さ方向にスライド可能な筒状部材１６と、筒状部材１６に内挿され、長さ方向にスライド可能な筒状のピストン部１７と、ピストン部１７の先端に設けられ、ドローンが着地する等した場合に接地する部分となり、逆止弁付きの外気吸入口１８ａを有するリング状部材１８と、を備える。支持部材１３は、筒状部材１５、１６およびピストン部１７により長さ方向に伸縮自在となっている。
【００３０】
筒状部材１５は、連結部材１４側の端部に底部が形成された部材である。筒状部材１５の底部の中央には、筒状部材１６の内部およびピストン部１７の内部に向けて噴出するガスを発生させる点火器１９が固設されている。この点火器１９は、内部の火薬が燃焼してピストン部１７をその長さ方向に押し出すことが可能なガスを発生させることができるものである。筒状部材１５、１６は、軽金属、軽金属合金、プラスチック、または樹脂で形成されたものであり、テレスコピック構造となるように連結されている。本実施形態では、筒状部材１５、１６は、例えばゴム、カーボン、またはＣＦ（炭素繊維）のような複合材料等の可撓性材料により形成されることが好ましい。筒状部材１５、１６は、筒状部材１５の内径と筒状部材１６の外径とが略一致するように形成されている。そして、筒状部材１６が筒状部材１５内に収納されることで支持部材１３全体が収縮し、筒状部材１６が筒状部材１５内から突出することで支持部材１３全体が伸長する。なお、点火器１９と、筒状部材１５、１６と、ピストン部１７とによりパイロアクチュエータが構成される。
【００３１】
ピストン部１７は、軽金属、軽金属合金、プラスチック、または樹脂により形成可能である。本実施形態では、ピストン部１７は、例えばゴムまたはカーボン等の可撓性を有する材料により形成されることが好ましい。このように、ピストン部１７および上述した筒状部材１５、１６が可撓性材料からなる場合、ピストン部１７および筒状部材１５、１６は、ドローンの墜落時または衝突時の衝撃に対して曲げ変形または歪み変形する。これによって、衝撃を吸収することができる。なお、ピストン部１７をＣＦ（炭素繊維）のような複合材料で形成してもよい。また、ピストン部１７は、筒状部材１６との間でテレスコピック構造となるように連結されている。また、筒状部材１６とピストン部１７とは、筒状部材１６の内径とピストン部１７の外径とが略一致するように形成されている。そして、ピストン部１７が筒状部材１６内に収納されることで支持部材１３全体が収縮し、ピストン部１７が筒状部材１６内から突出することで支持部材１３全体が伸長する。
【００３２】
また、ピストン部１７は、先端部に設けられた開口部１７ａと、開口部１７ａとエアバッグ１２の内部空間１２ａとをピストン部１７の内部空間１７ｂを介して連通する孔部１７ｃとを備える。なお、開口部１７ａには図示しない逆止弁が設けられており、外部から吸入した外気が逆流しないようになっている。
【００３３】
リング状部材１８の内壁部は連結部材２０を介してピストン部１７の先端に固定されている。また、リング状部材１８の内壁部とピストン部１７の外壁部との間における空間が外気吸入口１８ａとなっている。外気吸入口１８ａは、支持部材１３の伸長時（換言すれば、エアバッグ１２の展開時）において当該エアバッグ１２の内部空間１２ａに外気を吸入する。外気吸入口１８ａには図示しない逆止弁が設けられており、外部から吸入した外気が逆流しないようになっている。また、リング状部材１８の外側周囲には、エアバッグ１２の一端部が取り付けられている。
【００３４】
このような構成において、エアバッグ１２は、展開前は、図１（ａ）に示すように蛇腹状に折り畳まれており、展開後は、図２に示すように略球状に膨張する。エアバッグ１２には孔１２ｂ（図２参照）が設けられており、エアバッグ１２の内部空間１２ａに導入された外気の一部が必要に応じて外部に流出することができるようになっている。これにより、エアバッグ１２の展開後において当該エアバッグ１２の姿勢が安定する。また、孔１２ｂの大きさを適切に調整しておけば、エアバッグ１２が物に衝突した場合に反発力が大き過ぎて弾んでしまわないように、当該物に対する衝突時の内部空間１２ａのガス抜きの機能を実現することも可能である。
【００３５】
次に、本実施形態におけるエアバッグ装置１１の動作について説明する。まず、（１）ドローンに搭載されている加速度センサ（図示せず）によって所定以上の加速度（例えば、予め設定した落下していることが想定される加速度）が検出され、または、（２）ドローンに搭載されている受信部において、操縦装置の送信部の操縦信号を所定時間以上受信不能になっている、等の状態に陥っている場合に、ドローンに搭載されている制御部（ＣＰＵ、ＲＯＭ、ＲＡＭなどを有したコンピュータ）から点火器１９の作動信号が発信され、点火器１９が作動する。点火器１９の作動によりガスが発生し、そのガス圧によってピストン部１７が図１（ａ）の矢印方向に移動してエアバッグ１２が展開し始める。このとき、内部空間１２ａは外気に対して負圧になるので、外気吸入口１８ａから外気が流入し始め、さらにエアバッグ１２は展開を行う。そして、エアバッグ１２の展開中は、外気に対して負圧状態が続くので、ピストン部１７が図２に示した位置まで伸び切るまで、外気吸入口１８ａからさらに外気が流入する。
【００３６】
ピストン部１７が伸び切った後は、孔部１７ｃが開放され、開口部１７ａと内部空間１２ａとが連通する。これにより、外気が開口部１７ａから流入し、内部空間１７ｂおよび孔部１７ｃを介して内部空間１２ａに流入する。同時に、筒状部材１６がテレスコピック式に伸長しつつエアバッグ１２はさらに展開する。このときも、内部空間１２ａでは外気に対して負圧状態が続くので、筒状部材１６が伸び切るまで外気吸入口１８ａおよび開口部１７ａから外気が内部空間１２ａに流入する。筒状部材１６が伸び切った後、エアバッグ１２の膨張は完了し、筒状部材１５、１６の内壁により形成されガスおよび外気が充満した空間２１が形成される。
【００３７】
以上のように、本実施形態のエアバッグ装置１１によれば、エアバッグ１２の内部に設けられた支持部材１３を落下時に当該エアバッグ１２内で伸長させることで、初期状態で折り畳まれて収縮したエアバッグ１２を膨張させることが可能となる。そして、膨張を始めたエアバッグ１２の内部空間１２ａは外気に対して負圧になるため、外気が外気吸入口１８ａからエアバッグ１２内に流入し、当該エアバッグ１２はさらに膨張する。このように、本実施形態によれば、従来用いていたガスボンベが不要となるので、エアバッグ装置１１が適用されるドローン等の航空機の重量増加を抑制することができ、軽量化を図ることができる。これにより、落下時に飛行性能が低下することが防止または抑制される。
【００３８】
また、膨張したエアバッグ１２の内部は伸長した状態の支持部材１３（つまり、伸長した状態の筒状部材１５、１６およびピストン部１７）により支持される。これによって、エアバッグ１２が落下時の風圧により潰れることを防止または抑制することができる。さらに、エアバッグ１２の対象物に対する衝突時に衝撃を受けた場合に、その衝撃に応じてピストン部１７が筒状部材１６内へ急に押し込まれると、空間２１内の気体が圧縮されて反力が発生する。この反力によって航空機に対する衝撃を吸収することができる。また、上記衝撃の大きさによっては、ピストン部１７と共にさらに筒状部材１６が筒状部材１５内に押し込まれることによって、より強い反力が発生し、航空機に対する衝撃をより吸収することが可能となる。
【００３９】
＜第２実施形態＞
続いて、第２実施形態に係るエアバッグ装置について説明する。なお、第１実施形態と下２桁が同じ符号の部位は、特に示すことがない限り、第１実施形態で説明したものと同様であるので説明を省略することがあり、後記の第３〜第５実施形態においても同様に省略することがある。
【００４０】
図３に示すように、第２実施形態のエアバッグ装置１１１においては、支持部材として、一端（上端）１２０ａおよび他端（下端）１２０ｂがエアバッグ１１２の内部に接続された伸縮可能な直線状かつ蛇腹状の筒部材１２０が設けられる。筒部材１２０の一端１２０ａは、連結部材１１４が固定されエアバッグ１１２の内側上部に接続された接続部材１２１に取り付けられている。筒部材１２０の他端１２０ｂの外周壁の一部は、エアバッグ１１２の内側下部に接続されたリング状部材１２２の内壁に固定されている。これによって、リング状部材１２２の内壁と筒部材１２０の他端１２０ｂの外周壁との間に外気吸入口１２２ａが形成される。また、接続部材１２１の中央には、筒部材１２０の内部に噴出するガスを発生させる点火器１１９が固設されている。
【００４１】
このような構成において、点火器１１９が作動信号に基づき作動して発生されたガスのガス圧により、筒部材１２０が方向Ｄ１に伸長すると、これに伴ってエアバッグ１１２が展開し始める。このとき、エアバッグ１１２の内部空間１１２ａは外気に対して負圧になるので、外気吸入口１２２ａから外気が流入し始め、エアバッグ１１２はさらに展開を行う。そして、筒部材１２０が伸び切った後、エアバッグ１１２の膨張が完了する。なお、本実施形態のエアバッグ装置１１１および後記の第３〜第６実施形態のエアバッグ装置の作動後の状態についてはそれらの図示を省略したが、これらのエアバッグ装置の作動により膨張したエアバッグの状態は上述の図２と同様である。
【００４２】
以上のように、本実施形態においても、従来用いていたガスボンベが不要となるので、エアバッグ装置１１１が適用されるドローン等の航空機の重量増加を抑制することができ、軽量化を図ることができる。これにより、落下時に飛行性能が低下することが防止または抑制される。また、膨張したエアバッグ１１２の内部は伸長した状態の筒部材１２０により支持される。これによって、落下時には、筒部材１２０は伸長した状態から衝撃の度合いに応じて収縮するため、エアバッグ１１２に対する衝撃が吸収される。
【００４３】
＜第３実施形態＞
続いて、第３実施形態に係るエアバッグ装置について説明する。図４に示すように、第３実施形態のエアバッグ装置２１１においては、支持部材として、一端がエアバッグ２１２の内部に配設されたモータの回転軸（図示略）に接続され、少なくとも一部が初期状態において巻き取られた状態で収納された弾力性を有する伸長部材１３０が設けられる。伸長部材１３０の途中部分は回転部材１３４を介して折り返されており、その他端は固定部材１３３に固定されている。伸長部材１３０、固定部材１３３および回転部材１３４は、例えば板状の囲い部材１３１内に配設されている。また、エアバッグ２１２の内側下部には下端部材１３２が取り付けられている。囲い部材１３１の下端は下端部材１３２の上面に接続されている。下端部材１３２には、厚さ方向に貫通し平面視で環状の外気吸入口１３２ａが形成されている。
【００４４】
このような構成において、制御部（図示略）からの作動信号に基づき上記モータが所定方向に回転すると、伸長部材１３０の巻き取り部分が方向Ｄ２に伸長し、伸長された伸長部材１３０の部分に下端部材１３２が方向Ｄ２に押され、これによりエアバッグ２１２が押し広げられるので、当該エアバッグ１１２は展開し始める。このとき、エアバッグ２１２の内部空間２１２ａは外気に対して負圧になるので、外気吸入口１３２ａから外気が流入し始め、エアバッグ２１２はさらに展開を行う。そして、巻き取り部１３０ｂが伸び切った後、エアバッグ２１２の膨張が完了する。
【００４５】
以上のように、本実施形態においても、従来用いていたガスボンベが不要となるので、エアバッグ装置２１１が適用されるドローン等の航空機の重量増加を抑制することができ、軽量化を図ることができる。これにより、落下時に飛行性能が低下することが防止または抑制される。また、膨張したエアバッグ２１２の内部は伸長した状態の伸長部材１３０により支持される。これによって、落下時には、伸長部材１３０は伸長した状態から衝撃の度合いに応じて収縮するため、エアバッグ２１２に対する衝撃が吸収される。
【００４６】
＜第４実施形態＞
続いて、第４実施形態に係るエアバッグ装置について説明する。図５に示すように、第４実施形態のエアバッグ装置３１１においては、一端が接続部材１４１に接続されたシリンダ１４０ａと、シリンダ１４０ａの内部に直線移動可能に設けられたシリンダ内ピストン１４０ｂと、一端がシリンダ内ピストン１４０ｂに接続されたピストンロッド１４０ｃとを有する支持部材１４０が設けられる。この支持部材１４０は、シリンダ内ピストン１４０ｂがシリンダ１４０ａ内で移動することで伸長可能に構成されている。
【００４７】
上記の接続部材１４１はエアバッグ３１２の内側上部に接続されており、当該接続部材１４１には連結部材３１４が固定されている。接続部材１４１の中央には、シリンダ内ピストン１４０ｂをガス圧により方向Ｄ３に沿って移動させるためのガスを発生させる点火器３１９が固設されている。また、エアバッグ３１２の内側下部には下端部材１４２が接続されている。この下端部材１４２には、厚さ方向に貫通し平面視で環状の外気吸入口１４２ａが形成されている。シリンダ１４０ａの下端は、初期状態で上記の外気吸入口１４２ａを塞ぐように下端部材１４２に接触して配置されている。
【００４８】
このような構成において、点火器３１９が作動信号に基づき作動して発生されたガスのガス圧により、シリンダ内ピストン１４０ｂが方向Ｄ３に移動すると共にピストンロッド１４０ｃが方向Ｄ３に移動する。これにより、下端部材１４２がピストンロッド１４０ｃにより方向Ｄ３に押され、エアバッグ３１２が展開し始める。このとき、下端部材１４２がシリンダ１４０ａから離間することで外気吸入口１４２ａが開放され、かつエアバッグ３１２の内部空間３１２ａは外気に対して負圧になるので、外気吸入口１４２ａから外気が流入し、エアバッグ３１２はさらに展開を行い、その後膨張が完了する。
【００４９】
以上のように、本実施形態においても、従来用いていたガスボンベが不要となるので、エアバッグ装置３１１が適用されるドローン等の航空機の重量増加を抑制することができ、軽量化を図ることができる。これにより、落下時に飛行性能が低下することが防止または抑制される。また、膨張したエアバッグ３１２の内部は伸長した状態の支持部材１４０により支持される。これによって、落下時には、ピストンロッド１４０ｃが衝撃の度合いに応じてシリンダ１４０ａ内に押し込まれ、このときにシリンダ内に生じる反力によってエアバッグ３１２に対する衝撃が吸収される。
【００５０】
＜第５実施形態＞
続いて、第５実施形態に係るエアバッグ装置について説明する。図６に示すように、第５実施形態のエアバッグ装置４１１においては、一端が接続部材１５１に接続されたコイルバネ１５０ａと、当該コイルバネ１５０ａを初期状態において圧縮した状態で当該コイルバネ１５０ａの他端を保持する保持部１５０ｂと、駆動機構１５０ｃとを有する支持部材１５０が設けられる。この支持部材１５０のコイルバネ１５０ａは、保持部１５０ｂによる保持が解除されることで伸長可能に構成されている。上記の駆動機構１５０ｃは例えばモータおよび当該モータの回転運動を直線運動に変換するボールねじ等により構成される。上記の保持部１５０ｂは図示しない介在部材を介して上記ボールねじに連結され、上記モータの回転運動に伴って方向Ｄ５に移動するように構成されている。なお、駆動機構１５０ｃはドローンに搭載されている制御部からの作動信号に基づき作動する。
【００５１】
上記の接続部材１５１はエアバッグ４１２の内側上部に接続されており、当該接続部材１５１には連結部材４１４が固定されている。また、エアバッグ４１２の内側下部には下端部材１５２が接続されている。この下端部材１５２には、厚さ方向に貫通し平面視で環状の外気吸入口１５２ａが形成されている。
【００５２】
このような構成において、駆動機構１５０ｃの上記モータが作動信号に基づき作動すると、保持部１５０ｂが方向Ｄ５に沿って移動する。これにより、保持部１５０ｂによる保持が解除されて、コイルバネ１５０ａが圧縮された状態から方向Ｄ４に伸長する。これによって、下端部材１５２がコイルバネ１５０ａにより方向Ｄ４に押され、これに伴ってエアバッグ４１２が展開し始める。このとき、エアバッグ４１２の内部空間４１２ａは外気に対して負圧になるので、外気吸入口１５２ａから外気が流入し始め、エアバッグ４１２はさらに展開を行う。そして、コイルバネ１５０ａが伸び切った後、エアバッグ４１２の膨張が完了する。
【００５３】
以上のように、本実施形態においても、従来用いていたガスボンベが不要となるので、エアバッグ装置４１１が適用されるドローン等の航空機の重量増加を抑制することができ、軽量化を図ることができる。これにより、落下時に飛行性能が低下することが防止または抑制される。また、膨張したエアバッグ４１２の内部は伸長した状態のコイルバネ１５０ａにより支持される。これによって、落下時にコイルバネ１５０ａは伸長した状態から衝撃の度合いに応じて圧縮されるので、このときに当該コイルバネ１５０ａに生じる反力によってエアバッグ４１２に対する衝撃が吸収される。
【００５４】
＜第６実施形態＞
続いて、第５実施形態に係るエアバッグ装置について説明する。図７に示すように、第５実施形態のエアバッグ装置５１１においては、支持部材として、一端（上端）１６０ａおよび他端（下端）１６０ｂがエアバッグ５１２の内部に接続された伸縮可能な直線状かつ蛇腹状の筒部材１６０が設けられる。筒部材１６０の一端１６０ａは、連結部材５１４が固定されエアバッグ５１２の内側上部に接続された接続部材１６１に取り付けられている。筒部材１６０の他端１６０ｂの外周壁の一部は、エアバッグ５１２の内側下部に接続されたリング状部材１６２の内壁に固定されている。これによって、リング状部材１６２の内壁と筒部材１６０の他端１６０ｂの外周壁との間に外気吸入口１６２ａが形成される。また、筒部材１６０の内側部分には、当該筒部材１６０の軸方向に延びるラックギア１６４が連結されている。このラックギア１６４には、図示しないモータにより回転可能なピニオンギア１６３が噛合されている。なお、ピニオンギア１６３およびラックギア１６４は外観上本来見えないものであるが、理解を容易にするため、実線により図示している。
【００５５】
このような構成において、制御部（図示略）からの作動信号に基づきピニオンギア１６３が所定方向に回転すると、ラックギア１６４が方向Ｄ５に移動するので、これに伴ってエアバッグ５１２が展開し始める。このとき、エアバッグ５１２の内部空間５１２ａは外気に対して負圧になるので、外気吸入口１６２ａから外気が流入し始め、エアバッグ５１２はさらに展開を行い、その後エアバッグ５１２の膨張が完了する。
【００５６】
以上のように、本実施形態においても、従来用いていたガスボンベが不要となるので、エアバッグ装置５１１が適用されるドローン等の航空機の重量増加を抑制することができ、軽量化を図ることができる。これにより、落下時に飛行性能が低下することが防止または抑制される。また、膨張したエアバッグ５１２の内部は伸長した状態の筒部材１６０により支持される。これによって、落下時には、筒部材１６０は伸長した状態から衝撃の度合いに応じて収縮するため、エアバッグ５１２に対する衝撃が吸収される。
【００５７】
＜第７実施形態＞
続いて、第７実施形態に係るエアバッグ装置について説明する。図８に示すように、本実施形態のエアバッグ装置６１１においては、エアバッグ６１２の外部でかつ支持部材６１３の先端に、ゴムなどの弾性体１７０が設けられる。この弾性体１７０は、エアバッグ６１２の外表面全体又は一部に設けられる。弾性体１７０の表面には凹凸があり、クッション性がある。弾性体１７０においては、開口部６１７ａに対応する位置に孔部１７０ａが設けられ、外気吸入口６１８ａに対応する位置に孔部１７０ｂが設けられている。このような弾性体１７０により、図９に示すようにエアバッグ６１２が膨張した状態で落下したときに、支持部材６１３に対する衝撃を吸収することができる。
【００５８】
＜第８実施形態＞
続いて、第８実施形態に係るエアバッグ装置について説明する。図１０に示すように、エアバッグ装置７１１においては、エアバッグ７１２の内部に配設され、膨張後（図１１参照）のエアバッグ７１２の少なくとも一部の形状を維持する形状維持部材１８０をさらに備えてもよい。形状維持部材１８０は、下端部材７１８を中心に少なくとも部分的に放射状に設けられ、下方に湾曲した形状となっている。このような形状維持部材１８０により、落下衝突時に衝撃がかかるエアバッグ７１２の部位の形状が維持されるので、装置全体に対する衝撃の吸収性を十分に担保することができる。
【００５９】
このように、今回開示した上記実施の形態はすべての点で例示であって、制限的なものではない。本発明の技術的範囲は特許請求の範囲によって画定され、また特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。
【００６０】
上記各実施形態においては、ドローンの下部に設けるエアバッグ装置を示したが、ドローンの上部にエアバッグ装置を設け、当該ドローンが操縦不能になって上下が逆に落下した場合においても、同様にエアバッグ装置が作動するように構成してもよい。
【００６１】
また、上記各実施形態における航空機としてドローンを例に挙げて説明したが、飛行機等の他の航空機においても本発明を同様に適用することができる。
【符号の説明】
【００６２】
１１、１１１、２１１、３１１、４１１、５１１、６１１、７１１    航空機用のエアバッグ装置
１２、１１２、２１２、３１２、４１２、５１２、６１２、７１２    エアバッグ
１２ａ、１７ｂ、１１２ａ、２１２ａ、３１２ａ、４１２ａ、５１２ａ、６１２ａ、６１７ｂ、７１７ｂ    内部空間
１２ｂ、６１２ｂ    孔
１３、１４０、１５０、１６０、６１３、７１３    支持部材
１４、１１４、３１４、４１４、５１４、６１４、７１４    連結部材
１５、１６、６１５、６１６、７１５、７１６    筒状部材（単管）
１７、６１７、７１７    ピストン部
１７ａ    開口部
１７ｃ、１７０ａ、１７０ｂ、６１７ｃ、７１７ｃ    孔部
１８、１６２、６１８、７１８    リング状部材
１８ａ、１２２ａ、１３２ａ、１４２ａ、１５２ａ、１６２ａ、６１８ａ、７１８ａ    外気吸入口
１９、１１９、３１９、４１９、６１９、７１９    点火器（膨張装置）
２０    連結部材
２１    空間
１２０、１６０    筒部材
１２０ａ、１６０ａ    筒部材の一端
１２０ｂ、１６０ｂ    筒部材の他端
１２１、１３１、１４１、１５１、１６１    接続部材
１２２    リング状部材
１３０    伸長部材
１３０ａ    直線部
１３０ｂ    巻き取り部
１３１    囲い部材
１３２、１４２、１５２、１６２、７１８    下端部材
１３３    固定部材
１３４    回転部材
１４０ａ    シリンダ
１４０ｂ    シリンダ内ピストン
１４０ｃ    ピストンロッド
１５０ａ    コイルバネ
１５０ｂ    保持部
１５０ｃ    駆動機構
１６３    ピニオンギア
１６４    ラックギア
１７０    弾性体
１８０    形状維持部材
Ｄ１、Ｄ２、Ｄ３、Ｄ４、Ｄ５    方向
【図１】
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【図２】
2018100062.tif 000004
【図３】
2018100062.tif 000005
【図４】
2018100062.tif 000006
【図５】
2018100062.tif 000007
【図６】
2018100062.tif 000008
【図７】
2018100062.tif 000009
【図８】
2018100062.tif 000010
【図９】
2018100062.tif 000011
【図１０】
2018100062.tif 000012
【図１１】
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