JP2006341651A - 航空機の耐衝撃構造 - Google Patents

Abstract

【課題】 クラッシュ時の床下の反力分布に適した構造とし、有効に衝撃を潰れ吸収して充分な床面加速度の低減効果が得られ、交差する床下ビーム間の構造連続性を確保してヘリコプタの床下構造に要求される通常運用時の荷重伝達能力を達成し、配置上の自由度を向上することができるヘリコプタの耐衝撃構造を提供する。
【解決手段】 第１床下ビーム３５と第２床下ビーム３６との交差部３７に、繊維強化複合材料からなる衝撃吸収体３８ａ，３８ｂを設けて、第１床下ビーム３５と第２床下ビーム３６とを構造的に連続した状態で連結する。各衝撃吸収体３８ａ，３８ｂは、筒状部６０，６１を交差部３７の中心部ｍ寄りに配置することによって、交差部３７に集中し易い荷重を筒上部６０，６１に効率的に作用させて、より確実な潰れによる衝撃吸収性能を達成する。
【選択図】 図１

Description

本発明は、ヘリコプタなどの航空機の機体の底部に好適に実施することができる航空機の耐衝撃構造に関する。

図１２は、従来技術のヘリコプタ１を簡略化して示す図であり、図１２（１）はヘリコプタ１の胴体の一部を側方から見た基本的構造を示し、図１２（２）はヘリコプタ１が接地した状態を示し、図１２（３）はヘリコプタ１の機軸に垂直な断面を示す。ヘリコプタ１は、その特性上、山間部を低高度で有視界飛行する場合があり、常に障害物との接触による事故発生の危険性を有しているため、たとえ墜落しても乗員の生存性を確保する、いわゆるクラッシュワージネス（Crashworthiness）という見地から、高い耐衝撃性が要求されている。

このようなヘリコプタ１の耐衝撃構造は、基本的に、図１２（１）に示されるように、機首２および底部３の機体表面付近は潰れ易い構造であるのに対して、床部４は、図１２（２）に示されるように、接地時の破壊を防ぐために、図１２（３）に示されるように、強固な連続したキール５を採用するとともに、破れにくい外板６を採用し、キール５上に高い強度の複数のビーム７を設け、各ビーム７は高い強度のフレーム８に連結されて剛化された連続構造とされる。

また、引込み脚を備えるヘリコプタでは、接地時に脚が耐衝撃性を高める上で有効に機能しない可能性があるため、クラッシュ状態で墜落した場合を想定して、機体に衝撃吸収能力をもたせた耐衝撃構造を具備することが要求される。

従来の技術の耐衝撃構造は、たとえば特許文献１，２，３に提案されているが、ヘリコプタの床下構造は一般に床下ビームを格子状に連結した構造であるため、クラッシュ時の床下反力は床下ビームの交差部に集中するにもかかわらず、衝撃吸収要素の配置が均等であるため、地面からの反力分布に適した衝撃吸収体の配置となっていない。また、床下ビームの交差部は、潰れにくい反面、一気に不安定座屈しやすいため、エネルギを有効に潰れによって吸収せず、破壊が機体底部から床部に到るまでの間に加速度が充分に低減されず、床部において充分な衝撃吸収性能が得られないという問題がある。

さらに、床下ビーム交差部の衝撃吸収要素に関する一部の従来研究例では、機軸方向の床下ビームに、床部から機体底部に向かって先細となる円錐台状の衝撃吸収体を介して横方向の床下ビームを結合し、クラッシュ時の床下反力が集中する床下ビーム交差部の剛性を低減して、衝撃吸収能力を達成しようとするものであるが、交差する床下ビーム間の構造連続性が乏しく、ヘリコプタの床下構造に要求される通常運用時の荷重伝達能力を達成することが困難であるという問題がある。

図１３は、さらに他の従来技術の耐衝撃構造を示す斜視図であり、図１４は図１３のＡ部の拡大斜視図であり、図１５は図１３のＢ部を拡大した分解斜視図である。この従来技術は、特許文献４に開示されている。この従来技術では、ヘリコプタの耐衝撃構造として、複数の筒状部を束ねた形態の衝撃吸収体１０が採用される。この衝撃吸収体１０は、クラッシュ時の地面反力分布に合致するように床下に配置され、図１４および図１５に示されるように、フレーム１１に直結されている。

前記衝撃吸収体１０は、クラッシュ時に衝撃荷重が集中するフレーム側壁部１３のほぼ直下でフレーム１１に直結して配置される場合もある。通常運用時には、衝撃吸収体１０は床下外板１４上でキールビームとして働き、クラッシュ時には、前進速度に応じた水平荷重を受け持ちながら、鉛直荷重に対してパンタグラフ状に潰れるように構成される多数の湾曲パネル１５が、略機軸方向に一体にかつ平行に設けられる。各湾曲パネル１５間には、図１４に示されるように、通常運用時に湾曲パネル１５を保持し、クラッシュ時には湾曲パネル１５の変形を妨げないように、略Ｘ字状のトランスフレーム１６が設けられている。また、衝撃吸収体１０を直結したフレーム１１には、図１４に示されるように、湾曲パネル１５上に配置した床ビーム１７が結合され、フレーム・床ビーム構造体１８が形成される。

このような従来の耐衝撃構造によれば、衝撃吸収体１０を典型的な地面でのクラッシュ時の地面反力分布に合致させて床下に配置し、フレーム１１に直結しているので、床下クラッシュ荷重が外壁部に集中しても、単位質量あたりの衝撃エネルギ吸収性に優れた衝撃吸収体によって、圧潰エネルギを安定して吸収することができる。また、床下外板１４上に多数の湾曲パネル１５が略機軸方向に一体にかつ平行に設けられるので、床下ストロークＳが確保され、クラッシュ時に床下ストロークＳが有効に働いて床面加速度が充分に低減される。しかも、湾曲パネル１５間にはトラスフレーム１６が設けられるので、通常運用時には湾曲パネル１５を保持するキールビームとして働き、クラッシュ時には、変形を妨げることなく確実にパンタグラフ状に潰れ、床下における高い衝撃吸収性が実現されている。

このような特許文献４の従来技術では、衝撃吸収体を設けることができる位置が胴体フレームの直下および隔壁の直下などの特定の位置に限られ、衝撃吸収体の配置上の自由度が低いという問題がある。

米国特許第４５９３８７０号明細書 米国特許第５０６９３１８号明細書 米国特許第５０２４３９９号明細書 特開２００４−１８２１３６号公報

したがって本発明の目的は、ヘリコプタなどの航空機の床下構造に要求される通常運用時の荷重伝達能力を損なわずに、交差する床下ビーム間の構造連続性を確保して、クラッシュ時の衝撃を有効に潰れ吸収することができるとともに、衝撃吸収体の配置上の自由度を向上することができる航空機の耐衝撃構造を提供することである。

本発明は、航空機の機体の底部に、相互に交差する方向に延びる第１床下ビームと第２床下ビームとを設け、クラッシュ時に圧縮荷重が集中するこれらのビームの交差部に、繊維強化複合材料からなる衝撃吸収体を設け、第１および第２床下ビームを前記衝撃吸収体によって結合することを特徴とする航空機の耐衝撃構造である。

また本発明は、前記衝撃吸収体は、第１床下ビームおよび第２床下ビームのいずれか一方の両面に、その一方の床下ビームを挟んで抱き合わせるようにして固定するとともに、この衝撃吸収体を介して第１床下ビームおよび第２床下ビームのいずれか他方を固定し、この衝撃吸収体によって、各床下ビーム間の構造連続性を確保し、クラッシュ時における圧縮荷重のエネルギを吸収することを特徴とする。

さらに本発明は、前記衝撃吸収体は、第１床下ビームと第２床下ビームとの交差中心部に近接して配置されるエネルギ吸収に優れた複数の筒状部と、前記一方の床下ビームの交差中心部から離反する方向に突出し、各筒状部を前記一方の床下ビームに抱き合わせ固定するためのフランジ部とによって構成し、前記フランジ部と前記一方の床下ビームとをファスナによって強化結合して、各筒状部によるエネルギ吸収を低下させずに第１および第２床下ビーム間の構造連続性を強固にすることを特徴とする。

さらに本発明は、前記衝撃吸収体は、各筒状部と各フランジ部との間に、各筒状部および各フランジの壁部材の集中による局所剛化を抑制するための空間を設け、この空間に壁部材の圧縮安定性を高めるために剛性の低い発泡合成樹脂を充填したことを特徴とする。

さらに本発明は、前記衝撃吸収体は、各筒状部の内部を空間とし、圧縮潰れ時に生じる繊維強化複合材料の潰れ小片を収納して、潰れ小片の圧縮集積によって生じる乗員に有害な潰れピーク荷重の発生を抑制することを特徴とする。

さらに本発明は、前記衝撃吸収体は、圧縮潰れ開始時に生じる繊維強化複合材料の潰れピーク荷重の発生を抑制するため、機体底部寄りの端部に、圧縮力によって厚み方向に層間剥離を発生する剥離フィルム積層による脆弱部を設けたことを特徴とする。

本発明によれば、航空機の機体の底部において、相互に交差する方向に延びる第１床下ビームと第２床下ビームとの交差部に、繊維強化複合材料からなる衝撃吸収体を設け、第１床下ビームと第２床下ビームとを前記衝撃吸収体によって結合するので、機体底部に要求される第１床下ビームと第２床下ビームとの交差部における構造連続性を確保し、かつ潰れによる高い衝撃吸収性能を発揮することができる。また、前記衝撃吸収体は、クラッシュ時に床面反力が集中する第１床下ビームと第２床下ビームとの交差部に設けられるので、配置上の自由度が高く、クラッシュ時の床下の反力分布に適した床下構造を容易に実現して、有効に衝撃を潰れ吸収して充分な床面加速度の低減効果を得ることができる。

また本発明によれば、前記衝撃吸収体は、第１床下ビームおよび第２床下ビームのいずれか一方の両面に抱き合わせ固定し、この衝撃吸収体を介して第１床下ビームおよび第２床下ビームのいずれか他方を固定するので、少なくとも一方の床下ビームを分断せずに交差部を構築することができ、交差部における構造連続性を確保して、交差部に配置した衝撃吸収体によって、より効果的にクラッシュ時の圧縮荷重のエネルギを潰れ吸収することができる。

さらに本発明によれば、前記衝撃吸収体がエネルギ吸収に優れた複数の筒状部とフランジ部とを有し、フランジ部と一方の床下ビームとをファスナによって強化結合するので、第１および第２床下ビーム間の構造連続性が強固になり、各筒状部の潰れ破壊を妨げずに、各筒状部によってより確実にエネルギを吸収することができるようになる。

さらに本発明によれば、各筒状部と各フランジ部との間に空間をそれぞれ形成して、この空間に剛性の低い発泡合成樹脂を充填するので、各筒状部および各フランジの壁部材の集中による局所的な剛化を抑制し、荷重が交差中心部に集中しないようにして、より確実な潰れによる衝撃吸収性能を達成することができる。また、各筒状部の潰れ破壊の圧縮安定性を高めるために、空間に剛性の低い発泡合成樹脂を充填するので、各筒状体の潰れ破壊を安定化し全ストロークを有効に活用して、潰れによる衝撃吸収性能を確実に達成することができる。

さらに本発明によれば、衝撃吸収体の潰れ破壊によって発生した潰れ小片が各筒状部内の空間に飛散させて収容されるようにして、発生した潰れ小片が移動できずにそのまま堆積してしまうことを防ぎ、潰れ小片の圧縮集積に起因して発生する潰れピーク荷重を抑制し、乗員に有害な強い衝撃の発生を緩和することができる。

さらに本発明によれば、前記衝撃吸収体は、機体底部寄りの端部に、圧縮力によって厚み方向に層間剥離を発生する脆弱部を有するので、有害な初期ピーク荷重の発生が抑制され、確実に潰れによる衝撃吸収性能を達成することができる。

図１は、本発明の実施の一形態の航空機の耐衝撃構造を示す断面図であり、図２は図１に示される耐衝撃構造が適用されたヘリコプタ３０の機体３１を示す斜視図である。なお、図１は図２に示される機体３１のＣ部を上方から見た水平断面を示す。ヘリコプタ３０の機体３１の底部３２には、相互に直角に交差する方向Ｄ，Ｗに延びる第１床下ビーム３５と第２床下ビーム３６とが設けられ、これらの第１床下ビーム３５と第２床下ビーム３６との交差部３７に、繊維強化複合材料からなる軸線方向に同一断面をなす一対の衝撃吸収体３８ａ，３８ｂ（総称する場合には「衝撃吸収体３８」と記す）が複数のリベットなどのファスナである締結部材３９によって締結して設けられ、これらの衝撃吸収体３８によって第１床下ビーム３５と第２床下ビーム３６とが、構造連続性を確保して一体に結合される。

図３は、衝撃吸収体３８が第1床下ビーム３５および第２床下ビーム３６間の交差部３７に取り付けられた状態を示す斜視図である。前記第１床下ビーム３５は、ヘリコプタ３０の機軸に沿う前後方向Ｄに延び、上部フランジ部４０と、下部フランジ部４１と、上部フランジ部４０および下部フランジ部４１に直角に連なるウエブ４２とを有する。また、前記第２床下ビーム３６は、前述したように、第１床下ビーム３５に対して直交する方向Ｗに延び、上部フランジ部４３と、下部フランジ部４４と、上部フランジ部４３および下部フランジ部４４に直角に連なるウエブ４５とを有する。第２床下ビーム３６は、各衝撃吸収体３８を取り付けるため、第１床下ビーム３５の両側で間隔ΔＬをあけて離間し、構造的に分断されている。

これらの第１および第２床下ビーム３５，３６は、格子状構造体５０を構成し、この格子状構造体５０の上部に、図１３および図１４に示される前記従来技術に関連して述べたように、床部（図示せず）が接合され、下部に外板５１が接合されて、機体３１の底部３２が構成される。このような第１および第２床下ビーム３５，３６は、アルミニウム合金などの航空機用構造材からなる。各衝撃吸収体３８の実施の他の形態としては、外板５１から床部（図３の上方）に向かって断面が大きくなる多角錘台状に形成されてもよい。

前記衝撃吸収体３８は、繊維強化複合材料からなる。この繊維強化複合材料としては、ガラス繊維、炭素繊維、アラミド繊維、金属繊維およびボロン繊維から選ばれた１つの強化繊維に、マトリクスとしてエポキシ樹脂などの熱硬化性樹脂またはポリエーテルサルフォン（ＰＥＳ）、ポリサルフォン（ＰＳ）、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）およびポリイミド系樹脂などの熱可塑性樹脂から選ばれた１種を含浸させ、オートクレーブなどよって成形・硬化させた繊維強化プラスチックが用いられる。

図４は、各衝撃吸収体３８を第１床下ビーム３５に取り付ける前の状態を示す分解斜視図である。図１をも参照して、前記各衝撃吸収体３８は、一方の床下ビームである第１床下ビーム３５に、他方の床下ビームである第２床下ビーム３６が延びる方向Ｗの両側から前記締結部材３９によってそれぞれ固定され、前記第１床下ビーム３５に固定された各衝撃吸収体３８に第２床下ビーム３６が固定される。

前記各衝撃吸収体３８は、第１床下ビーム３５と第２床下ビーム３６との交差部３７における交差中心部ｍに近接して配置される複数である各一対の筒状部６０，６１と、各筒状部６０，６１から前記第１床下ビーム３５に沿って前記交差中心部ｍに対して離反する方向にそれぞれ突出する各一対の一方のフランジ部６２，６３と、各筒状部６０，６１から前記第２床下ビーム３６に沿って前記交差中心部ｍに対して離反する方向に突出する他方のフランジ部６４と、各筒状部６０，６１と各フランジ部６２，６３，６４とにわたって設けられ、各筒状部６０，６１と各フランジ部６２，６３，６４との間に三角柱状の空間６５，６６，６７，６８をそれぞれ形成する複数の隔壁７０，７１，７２，７３と、前記隔壁７０〜７３によって形成される各空間６５〜６８に充填される発泡発泡合成樹脂からなる充填材７４，７５，７６，７７とを有する。第１床下ビーム３５に沿う各フランジ部６２，６３間のウエブ８０と各筒状部６０，６１との間にはまた、前記空間６５〜６８と同様な三角柱状の空間８１が形成され、この空間８１にも前記充填材７４〜７７と同様な発泡合成樹脂からなる充填材８２が充填される。

前記充填材７４〜７７，８２は、ポリエチレン系樹脂、ポリウレタン系樹脂、ポリスチレン系樹脂、エポキシ系樹脂、フェノール系樹脂およびポリメタクリルイミド系樹脂などから、要求される疲労特性、圧縮強度および温度特性などの条件に応じて最適なものが採用される。

図５は、衝撃吸収体３８の脆弱部８５の構成を説明するための図であり、図５（１）は衝撃吸収体３８の斜視図であり、図５（２）は脆弱部８５を示す拡大断面図であり、図５（３）は脆弱部８５が層間剥離した状態を示す拡大断面図である。前記衝撃吸収体３８は、胴体の外方である外板５１寄りに配置される長手方向一端部に、圧縮力によって厚み方向に層間剥離を発生する脆弱部８５を有する。この脆弱部８５は、衝撃吸収体３８をオートクレーブなどによって加熱成形する際に、硬化前の衝撃吸収体前駆体の前記長手方向一端部の外層８６と中間層８７との間および内層８８と中間層８７との間に、剥離フィルム８９，９０を前記長手方向に垂直な全断面または圧潰強度分布などに基づいて予め設計された一部の領域に介在させて積層した後、その衝撃吸収体前駆体を前記オートクレーブによって硬化させることによって実現することができる。

このような脆弱部８５を衝撃吸収体３８の長手方向一端部に設けることによって、クラッシュ時に衝撃吸収体３８に衝撃荷重が作用したとき、まず脆弱部８５から圧縮破壊が発生し、その破壊は順次、長手方向他端部、すなわち外板５１側から床部３２側へ伝達して、いわばパンタグラフ状に亀裂を進展させながら圧潰する。これによって乗員に有害な初期ピーク荷重を抑制し、衝撃吸収体３８の全ストロークを有効に利用して、衝撃力を吸収して減衰させることができる。

図６は、本件発明者による衝撃吸収体の衝撃吸収性能を確認するための載荷試験に用いた実施例１と比較例１との各形態を示す斜視図であり、図７は実施例１と比較例１との衝撃エネルギ吸収性能の測定結果を示すグラフである。本件発明者は、衝撃吸収体の衝撃吸収性能を確認するため、本発明の実施例１と従来技術の比較例１との荷重−変位特性試験を行った。実施例１および比較例１は図６に示されるように、実施例１は前述の実施形態の衝撃吸収体３８と同様な形態のＣＦＲＰ製の衝撃吸収体を用い、比較例１は、従来の床下ビームの交差部の形態を想定したＣＦＲＰ製の衝撃吸収体を用いて、圧縮載荷試験を行った。

試験結果は、図７に示されるように、実施例１の単位質量あたりの衝撃エネルギ吸収性能が２７ｋＪ／ｋｇであるのに対し、比較例１は６ｋＪ／ｋｇであり、実施例１の衝撃吸収体が比較例１に比べて衝撃吸収性能が顕著に優れていることが確認された。このような実施例１の衝撃吸収体を第１および第２床下ビーム３５，３６の交差部３７に設置することによって、従来に比べて衝撃吸収性能が格段に向上されることが判る。

図８は、実施例１および比較例１の載荷試験による荷重−変位特性を示すグラフである。前述の載荷試験において、実施例１の衝撃吸収体の荷重−変位特性はラインＬ１によって示され、比較例１の衝撃吸収体の荷重−変位特性はラインＬ２によって示される。同図から明らかなように、実施例１の衝撃吸収体は比較例１の衝撃吸収体に比べて、初期荷重ピークが減少しつつ比較例１と同等の安定した持続荷重を発生することが確認された。このような実施例１の衝撃吸収体を第１および第２床下ビーム３５，３６の交差部３７に設置することによって、従来に比べて衝撃吸収体が圧潰しながら衝撃を有効に吸収することができることが判る。

以上のように本実施の形態によれば、ヘリコプタ３０の機体３１の底部３２において、相互に交差する方向Ｄ，Ｗに延びる第１床下ビーム３５と第２床下ビーム３６との交差部３７に、繊維強化複合材料からなる衝撃吸収体３８が設けられ、第１床下ビーム３５と第２床下ビーム３６とは前記衝撃吸収体３８によって結合されるので、ヘリコプタ３０の底部３２に要求される第１床下ビーム３５と第２床下ビーム３６との交差部３７における構造連続性を確保し、かつ潰れによる高い衝撃吸収性能を発揮することができる。また、前記衝撃吸収体３８は、クラッシュ時に床面反力が集中する第１床下ビーム３５と第２床下ビーム３６との交差部３７に設けられるので、配置上の自由度が高く、クラッシュ時の床下の反力分布に適した床下構造を容易に実現することができ、有効に床下ストロークを利用して衝撃を潰れ吸収し、充分な床面加速度の低減効果を得ることができる。

また、前記衝撃吸収体３８は、第１床下ビーム３５に第２床下ビーム３６が延びる方向Ｗの両側からそれぞれ固定され、前記第１床下ビーム３５に固定された各衝撃吸収体３８に、前記第２床下ビーム３６が固定されるので、第１床下ビーム３５を分断せずに交差部３７を構築することができ、交差部３７における構造連続性が得られ、通常運用時の荷重伝達能力に対する信頼性を向上することができる。

さらに、前記衝撃吸収体３８は、第１床下ビーム３５と第２床下ビーム３６との交差部３７における交差中心部ｍに近接して配置されるエネルギ吸収に優れた複数の筒状部６０，６１と、各筒状部６０，６１から前記第１床下ビーム３５に沿って前記交差中心部ｍに対して離反する方向に突出する一方のフランジ部６２，６３と、各筒状部６０，６１から第２床下ビーム３６に沿って交差中心部ｍに対して離反する方向に突出する他方のフランジ部６４と、各筒状部６０，６１と各フランジ部６２〜６４とにわたって設けられ、各筒状部６０，６１と各フランジ部６２〜６４との間に空間６５〜６８をそれぞれ形成する複数の隔壁７０〜７３と、前記隔壁７０〜７３によって形成される各空間６５〜６８に充填される発泡合成樹脂からなる充填材７４〜７７とを有するので、筒状部６０，６１を交差部３７の交差中心部ｍの周囲に集合させるとともに、各筒状部６０，６１と各フランジ部６２〜６４とを連結する隔壁７０〜７３を設けることによって、交差部３７に集中し易い荷重を筒上部６０，６１に効果的に作用させて、交差部３７の交差中心部ｍおよびその近傍領域の剛性が周囲に比べて極端に大きくなる、いわば局所的な剛化を抑制し、より確実な潰れによる衝撃吸収性能を達成することができる。

さらに、前記交差部３７における交差中心部ｍに近接して複数の筒状部６０，６１が配置されるので、衝撃吸収体３８の潰れ破壊によって発生した破壊小片を各筒状部６０，６１内の空間に飛散させて収容することができ、潰れ破壊時に発生した破壊小片が移動できずにそのまま堆積してしまうことを防ぎ、衝撃吸収体３８のストロークを有効に活用して、潰れによる衝撃吸収性能を確実に達成することができる。さらに、前記隔壁７０〜７３および筒状部６０，６１間ならびに隔壁７０〜７３およびフランジ部６２〜６４間に形成される空間６５〜６８に充填材７４〜７７が充填されるので、各フランジ部６２〜６４の圧縮破壊を安定化することができる。

さらに、前記衝撃吸収体３８は、胴体の外方寄りの端部に、圧縮力によって厚み方向に層間剥離を発生する脆弱部８５を有するので、有害な初期ピーク荷重の発生が抑制され、確実に潰れによる衝撃吸収性能を達成することができる。

図９は、本発明の実施のさらに他の形態の衝撃吸収体３８ｃ〜３８ｆを示す斜視図であり、図９（１）は各筒状部６０，６１が直円筒状の衝撃吸収体３８ｃを示し、図９（２）は各筒状部６０，６１が円錐台状の衝撃吸収体３８ｄを示し、図９（３）は各筒状部６０，６１が四角柱状の衝撃吸収体３８ｅを示し、図９（４）は各筒状部６０，６１が四角錘台状の衝撃吸収体３８ｆを示す。なお、前述の図１〜図８に示される実施の形態と対応する部分には、同一の参照符を付す。前述の図１〜図８に示される実施の形態では、軸線方向に断面が八角形で一様な各筒状部６０，６１を有する衝撃吸収体３８について述べたが、本発明の実施の他の形態では、図９（１）に示すように、軸線方向に断面が円形で一様な各筒状部６０，６１を有する衝撃吸収体３８ｃであってもよく、図９（２）に示すように、軸線方向に断面が円形で機体底部に向かって先細状となる衝撃吸収体３８ｄであってもよく、図９（３）に示すように、軸線方向に断面が略四角形で一様な各筒状部６０，６１を有する衝撃吸収体３８ｅであってもよく、図９（４）に示すように、軸線方向に断面が略四角形で機体底部に向かって先細状となる各筒状部６０，６１を有する衝撃吸収体３８ｆであってもよい。

図１０は、本発明の実施のさらに他の形態の衝撃吸収体３８ｇ〜３８ｉを示す斜視図であり、図１０（１）は各筒状部６０，６１が直円筒状の衝撃吸収体３８ｇを示し、図１０（２）は各筒状部６０，６１が円錐台状の衝撃吸収体３８ｈを示し、図３８（３）は各筒状部６０，６１が八角錘台状の衝撃吸収体３８ｉを示す。なお、前述の図１〜図８に示される実施の形態と対応する部分には、同一の参照符を付す。本実施の形態では、軸線方向に断面が円形で一様な各筒状部６０，６１を有する点で前述の図９（１）の衝撃吸収体３８ｃと共通するが、各筒状部６０，６１と中央のフランジ６４とに連なる隔壁７２，７３が前記中央のフランジ７３に鋭角（たとえば４５°）に連続させた衝撃吸収体３８ｉであってもよい。また、軸線方向に断面が円形で機体底部に向かって先細状となる各筒状部６０，６１を有する点で前述の図９（２）の衝撃吸収体３８ｄと共通するが、各筒状部６０，６１および各フランジ６２，６３，６４を含む全体の断面が機体底部に向かって先細状の衝撃吸収体３８ｈであってもよい。さらに、図１０（３）に示すように、各筒状部６０，６１の断面が八角形の各フランジ６２，６３，６４および各筒状部６０，６１を含む全体の断面が機体底部に向かって先細状の衝撃吸収体３８ｉであってもよい。

図１１は、本発明の実施のさらに他の形態の衝撃吸収体３８ｊ〜３８ｌを示す斜視図であり、図１１（１）は各筒状部６０，６１が三角柱状の衝撃吸収体３８ｊを示し、図１１（２）は各筒状部６０，６１が三角錐台状の衝撃吸収体３８ｋを示し、図１１（３）は八角形の断面が先細状に変化する衝撃吸収体３８ｌを示す。なお、前述の図１〜８に示される実施の形態と対応する部分には、同一の参照符を付す。本実施の形態では、図１１（１）に示すように、軸線方向に断面が略三角形で一様な各筒状部６０，６１を有する衝撃吸収体３８ｉであってもよく、図１１（２）に示すように、断面が略三角形で軸線方向に床部から機体底部に向かって先細状となる衝撃吸収体３８ｋであってもよく、図１１（３）に示すように、断面が床部から機体底部に向かって八角形から略三角形に変化する衝撃吸収体３８ｉであってもよい。

これらの図９（１）〜図９（４）、図１０（１）〜図１０（３）および図１１（１）〜図１１（３）の実施の各形態の衝撃吸収体３８ｃ〜３８ｌは、要求される衝撃吸収性能に応じて最適な形態を選択的に採用することによって、図１〜図８の実施の形態と同様な効果を達成することができる。

本発明の実施の一形態の航空機の耐衝撃構造を示す断面図である。 図１に示される耐衝撃構造が適用されたヘリコプタ３０の機体３１を示す斜視図である。 衝撃吸収体３８が第1床下ビーム３５および第２床下ビーム３６間の交差部３７に取り付けられた状態を示す斜視図である。 衝撃吸収体３８を第１床下ビーム３５に取り付けられる前の状態を示す分解斜視図である。 衝撃吸収体３８の脆弱部８５の構成を説明するための図であり、図５（１）は衝撃吸収体３８の斜視図であり、図５（２）は脆弱部８５を示す拡大断面図であり、図５（３）は脆弱部８５が層間剥離した状態を示す拡大断面図である。 本件発明者による衝撃吸収性能を確認するための載荷試験に用いた実施例１と比較例１，２との各形態を示す斜視図である。 実施例１および比較例１の衝撃エネルギ吸収性能の測定結果を示すグラフである。 実施例１および比較例１の圧縮載荷試験による荷重−変位特性を示すグラフである。 本発明の実施のさらに他の形態の衝撃吸収体３８ｃ〜３８ｆを示す斜視図であり、図９（１）は各筒状部６０，６１が直円筒状の衝撃吸収体３８ｃを示し、図９（２）は各筒状部６０，６１が円錐台状の衝撃吸収体３８ｄを示し、図９（３）は各筒状部６０，６１が四角柱状の衝撃吸収体３８ｅを示し、図９（４）は各筒状部６０，６１が四角錘台状の衝撃吸収体３８ｆを示す。 本発明の実施のさらに他の形態の衝撃吸収体３８ｇ〜３８ｉを示す斜視図であり、図１０（１）は各筒状部６０，６１が直円筒状の衝撃吸収体３８ｇを示し、図１０（２）は各筒状部６０，６１が円錐台状の衝撃吸収体３８ｈを示し、図３８（３）は各筒状部６０，６１が八角錘台状の衝撃吸収体３８ｉを示す。 本発明の実施のさらに他の形態の衝撃吸収体３８ｊ〜３８ｌを示す斜視図であり、図１１（１）は各筒状部６０，６１が三角柱状の衝撃吸収体３８ｊを示し、図１１（２）は各筒状部６０，６１が三角錐台状の衝撃吸収体３８ｋを示し、図１１（３）は八角形の断面が先細状に変化する衝撃吸収体３８ｌを示す。 従来技術のヘリコプタ１を簡略化して示す図であり、図１２（１）はヘリコプタ１の胴体の一部を側方から見た基本的構造を示し、図１２（２）はヘリコプタ１が接地した状態を示し、図１２（３）はヘリコプタ１の機軸に垂直な断面を示す。 さらに他の従来技術の航空機の耐衝撃構造を示す斜視図である。 図１３のＡ部の拡大斜視図である。 図１３のＢ部を拡大した分解斜視図である。

符号の説明

３０ ヘリコプタ
３１ 胴体
３２ 底部
３５ 第１床下ビーム
３６ 第２床下ビーム
３７ 交差部
３８；３８ａ，３８ｂ；３８ｃ〜３８ｌ 衝撃吸収体
３９ 締結部材
４０ 第１床下ビーム３５の上部フランジ部
４１ 第１床下ビーム３５の下部フランジ部
４２ 第１床下ビーム３５のウエブ
４３ 第２床下ビーム３６の上部フランジ部
４４ 第２床下ビーム３６の下部フランジ部
４５ 第２床下ビーム３６のウエブ
５０ 格子状構造体
６０，６１ 筒状部
６２〜６４ フランジ部
６５〜６８，８１ 空間
７０〜７３ 隔壁
７４〜７７，８２ 充填材
８５ 脆弱部
８９，９０ 剥離フィルム
ｍ 交差中心部
Ｄ，Ｗ 相互に直角に交差する方向

Claims (6)

1. 航空機の機体の底部に、相互に交差する方向に延びる第１床下ビームと第２床下ビームとを設け、クラッシュ時に圧縮荷重が集中するこれらのビームの交差部に、繊維強化複合材料からなる衝撃吸収体を設け、第１および第２床下ビームを前記衝撃吸収体によって結合することを特徴とする航空機の耐衝撃構造。
2. 前記衝撃吸収体は、第１床下ビームおよび第２床下ビームのいずれか一方の両面に、その一方の床下ビームを挟んで抱き合わせるようにして固定するとともに、この衝撃吸収体を介して第１床下ビームおよび第２床下ビームのいずれか他方を固定し、この衝撃吸収体によって、各床下ビーム間の構造連続性を確保し、クラッシュ時における圧縮荷重のエネルギを吸収することを特徴とする請求項１記載の航空機の耐衝撃構造。
3. 前記衝撃吸収体は、第１床下ビームと第２床下ビームとの交差中心部に近接して配置されるエネルギ吸収に優れた複数の筒状部と、前記一方の床下ビームの交差中心部から離反する方向に突出し、各筒状部を前記一方の床下ビームに抱き合わせ固定するためのフランジ部とによって構成し、前記フランジ部と前記一方の床下ビームとをファスナによって強化結合して、各筒状部によるエネルギ吸収を低下させずに第１および第２床下ビーム間の構造連続性を強固にすることを特徴とする請求項２記載の航空機の耐衝撃構造。
4. 前記衝撃吸収体は、各筒状部と各フランジ部との間に、各筒状部および各フランジの壁部材の集中による局所剛化を抑制するための空間を設け、この空間に壁部材の圧縮安定性を高めるために剛性の低い発泡合成樹脂を充填したことを特徴とする請求項３記載の航空機の耐衝撃構造。
5. 前記衝撃吸収体は、各筒状部の内部を空間とし、圧縮潰れ時に生じる繊維強化複合材料の潰れ小片を収納して、潰れ小片の圧縮集積によって生じる乗員に有害な潰れピーク荷重の発生を抑制することを特徴とする請求項３または４記載の航空機の耐衝撃構造。
6. 前記衝撃吸収体は、圧縮潰れ開始時に生じる繊維強化複合材料の潰れピーク荷重の発生を抑制するため、機体底部寄りの端部に、圧縮力によって厚み方向に層間剥離を発生する剥離フィルム積層による脆弱部を設けたことを特徴とする請求項１〜５のいずれか１つに記載の航空機の耐衝撃構造。

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