JP2018127070A - 航空機用エアバッグ装置およびこれを備える航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】従来よりも軽量化を図ることができる航空機用エアバッグ装置およびこれを備える航空機を提供する。【解決手段】航空機用エアバッグ装置１１は、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１２と、エアバッグ１２の内部空間１２ａに通ずるように当該エアバッグ１２に設けられた１又は複数の吸入管１３と、吸入管１３内に配置されて外気を吸入管１３を介してエアバッグ１２内に供給するファン１４ａを有すると共に、落下時に電力供給源１５から電力を受けてファン１４ａを駆動し且つ吸入管１３に対応して設けられる給気装置１４とを備える。【選択図】図１

Description

本発明は、ドローン又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およびこれを備える航空機に関するものである。

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や飛行機等が挙げられる。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る。

例えば、特許文献１には、飛行中の航空機又はパラグライダー等の航空スポーツ機器から人体又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。

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。上記のエアバッグ装置においては、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）又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。

特開平９−２４０５９５号公報

しかしながら、ガスボンベ式のエアバッグ装置では、飛行体全体又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電力供給源の発火の恐れがある。

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、従来よりも軽量化を図ることができる航空機用エアバッグ装置およびこれを備える航空機を提供することを目的とする。

（１） 本発明に係る航空機用エアバッグ装置は、航空機の落下衝撃を緩衝する航空機用エアバッグ装置であって、前記航空機に結合され、少なくとも一部に開口部を有する膨張可能なエアバッグと、前記開口部に結合され、外気を前記エアバッグ内に供給する少なくとも１つのファンと、を備え、落下時に電力供給源から電力を受けて前記ファンを駆動するように構成されているものである。

上記（１）の構成によれば、落下時に電力を受けてファンが駆動されることにより、外気がエアバッグ内に導入される。これにより、エアバッグは膨張する。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又は抑制される。また、従来のガスボンベ式のエアバッグ装置と異なり、繰り返して利用が可能である。

さらに、落下時に、電力供給源（例えばリチウムイオン電池）の備蓄電力を消費するので、当該電力供給源の備蓄電力を減少させることができる。詳細には、航空機の衝突時に短絡による過電流に起因してリチウム量が減少することにより、正極活物質の電位が電解液の分解電位を超えて上昇する。そのため、電解液中で酸化分解が生じ、その発熱反応によって電池温度が上昇する。そして、電解液と負極とが反応（発熱反応）すると、電解液が熱分解する。このため、正極活物質の酸素遊離を伴う熱分解が発生し、正極活物質から遊離した酸素による電解液の酸化が発生する。これにより、電池内部で燃焼が起こって発火が生じる。上記の過電流は、電池の備蓄電力が多いと発生し易くなる。本発明では、上記の通り落下時に電力供給源の備蓄電力を消費するように構成したので、当該電力供給源の備蓄電力を減少させることができ、これに伴って電圧が下がるため、過電流が生じ難くなる。これによって、電力供給源の発火リスクを低減させることが可能となる。

（２） 上記（１）の航空機用エアバッグ装置においては、前記ファンがブロアファンであってもよい。

上記（２）の構成によれば、エアバッグに対する外気の導入量を比較的増加させることが可能となる。

（３） 上記（１）又は（２）の航空機用エアバッグ装置においては、前記ファンは２つ設けられており、一方の前記ファンと他方の前記ファンとは、回転方向が互いに逆方向となるよう駆動されるように構成されてもよい。

上記（３）の構成によれば、エアバッグに対する外気の導入量を増やすことができると共に、２つのファンが互いに逆方向に回転されることで当該回転に起因して生じるトルクが相殺される。これにより、航空機の揺れが抑制され、飛行性能が低下することを抑制することができる。

（４） 上記（１）〜（３）の航空機用エアバッグ装置においては、前記エアバッグの内部に通ずるように当該エアバッグに設けられた１又は複数の吸入管をさらに備え、前記ファンは前記吸入管を介して前記エアバッグ内に外気を供給するように構成されてもよい。

上記（４）の構成によれば、吸入管により外気を集中的に集めてエアバッグ内に供給することが可能となる。

（５） 上記（１）〜（４）の航空機用エアバッグ装置においては、前記電力供給源はリチウムイオン電池であってもよい。

上記（５）の構成によれば、電池の高出力および長寿命を実現することができる。

（６） 上記（１）〜（５）の航空機用エアバッグ装置においては、前記電力供給源は前記航空機に設けられていてもよい。

上記（６）の構成によれば、本発明の航空機用エアバッグ装置に電力供給源を別途設ける必要がなくなる。

（７） 上記（１）〜（５）の航空機用エアバッグ装置においては、前記電力供給源は前記航空機に設けられているものとは別であってもよい。

上記（７）の構成によれば、航空機に電力供給源を設ける場合、つまりエアバッグ装置の外部に電力供給源を設ける場合には、落下衝突の影響で航空機の電力供給源から電力を受け取ることが不可能になる虞があるが、本構成によればそのような事態が生じることを回避することができる。

（８） 上記（１）〜（７）の航空機用エアバッグ装置においては、エアバッグには１又は複数の気体抜け穴が設けられていることが好ましい。

上記（８）の構成によれば、エアバッグの内部空間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る。これにより、エアバッグの展開後において当該エアバッグの姿勢が安定する。

（９） 上記（１）〜（８）の航空機用エアバッグ装置は、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てもよい。

上記（９）の構成によれば、展開および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ので、外気が外気吸入口からエアバッグ内に流入する。これにより、エアバッグはさらに膨張する。このことによって、エアバッグを迅速に膨張させることが可能となる。

（１０） 上記（１）〜（９）の航空機用エアバッグ装置は、前記エアバッグの内部に設けられ、両端がそれぞれ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をさらに備え、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ていてもよい。

上記（１０）の構成によれば、エアバッグが落下時の風圧により潰れることを防止又は抑制することができる。また、衝突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ので、エアバッグに対する衝撃が吸収される。

（１１） 上記（１）〜（１０）の航空機用エアバッグ装置は、前記エアバッグの内面又は外面に固定され、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。

上記（１１）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。

（１２） 上記（１）〜（１１）の航空機用エアバッグ装置は、前記エアバッグの内部にガスを導入するガス発生器をさらに備えてもよい。

上記（１２）の構成によれば、ファンによる外気の導入とガス発生器によるガスの導入とにより、エアバッグをより迅速に膨張させることができる。

（１３） 上記（１２）の航空機用エアバッグ装置においては、前記ガス発生器はガスボンベにより前記ガスを発生させるように構成されていてもよい。

上記（１３）の構成によれば、高圧のガスを発生させることが可能となる。

（１４） 上記（１２）の航空機用エアバッグ装置においては、前記ガス発生器は火薬の燃焼により前記ガスを発生させるように構成されていてもよい。

上記（１４）の構成によれば、ガスを迅速に発生させることが可能となる。

（１５） 本発明に係る航空機は、機体と、前記機体に結合される上記（１）〜（１４）の何れかに記載の航空機用エアバッグ装置と、前記機体に結合され、前記機体を推進させる１つ以上の推進機構と、を備えるものである。

上記（１５）の構成によれば、本発明に係る航空機が上記（１）〜（１４）の何れかに記載の航空機用エアバッグ装置を備えているので、上記と同様に、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又は抑制される。また、従来のガスボンベ式のエアバッグ装置と異なり、繰り返して利用が可能である。さらに、電力供給源の発火リスクを低減させることが可能となる。

本発明によれば、従来よりも軽量化を図ることが可能な航空機用エアバッグ装置およびこれを備える航空機を提供することができる。

本発明の第１実施形態に係る航空機用エアバッグ装置の作動前の状態を示す断面図である。 図１の航空機用エアバッグ装置の作動後の状態を示す断面図である。 本発明の第２実施形態に係る航空機用エアバッグ装置の作動前の状態を示す断面図である。 図３の航空機用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３の航空機用エアバッグ装置の作動後の状態を示す断面図である。 本発明の第３実施形態に係る航空機用エアバッグ装置を示す断面図である。 図６の航空機用エアバッグ装置の作動後の状態を示す断面図である。 本発明の第４実施形態に係る航空機用エアバッグ装置を示す断面図である。 本発明の第５実施形態に係る航空機用エアバッグ装置を示す断面図である。 本発明の第６実施形態に係る航空機用エアバッグ装置を示す断面図である。 本発明の一実施形態に係る航空機を示す簡略図である。

＜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エアバッグ装置について、図面を参照しつつ説明する。本実施形態および後述の実施形態の航空機用エアバッグ装置は、航空機の一例であるドローン（図示略。以下、航空機をドローンとして説明することがある。）に用いられる。例えば、パラシュートとエアバックとを併用するドローンの場合には、パラシュートが展開したときに着地する側でエアバッグを展開できるようにするため、航空機用エアバッグ装置はパラシュート取り付け位置とは反対側に取り付けることができる。また、パラシュートを用いないエアバッグのみのドローンの場合には、方向を問わず落下衝撃を吸収できるようにするため、複数のエアバッグが展開時に機体全体を覆うように複数の航空機用エアバッグ装置を設けるように構成してもよい。さらに、航空機用エアバッグ装置をドローンに用いる場合の他の例として、上下方向においてドローン本体とエアバッグとの間に後述の吸入管を水平に設け、当該吸入管の一端側および他端側にそれぞれ後述のファンを配置し、当該ファンによってエアバッグ内に外気を導入するように構成してもよい。

図１に示すように、第１実施形態に係る航空機用エアバッグ装置１１は、例えば布製のエアバッグ１２と、エアバッグ１２の内部空間１２ａに通ずるように当該エアバッグ１２に設けられた吸入管１３と、当該吸入管１３に対応して設けられる給気装置１４とを備える。

エアバッグ１２は、初期時には折り畳まれた状態で構成されて上下方向に延びている。吸入管１３は、エアバッグ１２の上端に設けられている。給気装置１４は、吸入管１３内に配置されて外気を吸入管１３を介して内部空間１２ａに供給するファン１４ａと、当該ファン１４ａを支持しつつ軸回りに回転する回転部材１４ｂとを備える。落下時に、回転部材１４ｂが電力供給源１５から電力を受けて回転することによりファン１４ａが回転することにより、外気が吸入管１３を介して内部空間１２ａに導入されるようになっている。

本実施形態においては、上記電力供給源１５としてリチウムイオン電池を採用することができる。電力供給源１５はドローンに設けられていてもよいし、給気装置１４に設けられていてもよい。

エアバッグ１２は、展開前は、図１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できる。なお、図１においては、例えば、図１における水平方向に延びたドローン本体（図示略）の中央部に挿通されるように吸入管１３を設けることができる。

次に、航空機用エアバッグ装置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、又は、（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等を有するコンピュータ）から給気装置１４の作動信号が発信され、当該給気装置１４が作動する。これにより、ファン１４ａが回転し、外気が吸入管１３を介してエアバッグ１２の内部空間１２ａに導入されてエアバッグ１２が展開し始める。そして、エアバッグ１２の展開中は、内部空間１２ａは外気に対して負圧状態が続くので、エアバッグ１２の展開が終了するまで外気が導入される。

以上のように、本実施形態の航空機用エアバッグ装置１１によれば、落下時に給気装置１４が電力を受けてファン１４ａを回転することにより、外気が吸入管１３を通じてエアバッグ１２内に導入される。これにより、エアバッグ１２は折り畳まれた状態から展開を開始し、そして膨張する。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、本発明の航空機用エアバッグ装置１１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又は抑制される。また、従来のガスボンベ式のエアバッグ装置と異なり、繰り返して利用が可能である。

さらに、落下時に、リチウムイオン電池からなる電力供給源１５の備蓄電力を消費するので、当該電力供給源１５の備蓄電力を減少させることができる。詳細には、航空機の衝突時に短絡による過電流に起因してリチウム量が減少することにより、正極活物質の電位が電解液の分解電位を超えて上昇する。そのため、電解液中で酸化分解が生じ、その発熱反応によって電池温度が上昇する。そして、電解液と負極とが反応（発熱反応）すると、電解液が熱分解する。このため、正極活物質の酸素遊離を伴う熱分解が発生し、正極活物質から遊離した酸素による電解液の酸化が発生する。これにより、電池内部で燃焼が起こって発火が生じる。上記の過電流は、電池の備蓄電力が多いと発生し易くなる。本実施形態では、上記の通り落下時に電力供給源１５の備蓄電力を消費するように構成したので、当該電力供給源１５の備蓄電力を減少させることができ、これに伴って電圧が下がるため、過電流が生じ難くなる。これによって、電力供給源１５の発火リスクを低減させることが可能となる。

＜第２実施形態＞
続いて、第２実施形態に係る航空機用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る。後述の各実施形態も同様とする。

図３に示すように、第２実施形態に係るエアバッグ装置１１１は、例えば布製のエアバッグ１１２と、吸入管１１３と、給気装置１１４と、電力供給源１１５と、エアバッグ１１２の内部に設けられ、一端および他端が当該エアバッグ１１２の内部に接続された伸縮可能な支持部材２１とを備える。

支持部材２１は、初期状態において収縮した状態でエアバッグ１１２内に収納され、落下時にエアバッグ１１２内で伸長するように構成されている。また、支持部材２１は、ドローン（図示略）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、航空機は、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つ備える航空機としては、例えば小型ヘリ等が挙げられる。

支持部材２１の一端（上端）は、図示しない連結部材によりエアバッグ１１２の上側の内部に接続されている。支持部材２１は、上記連結部材に連結された筒状部材２２と、筒状部材２２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２１は、筒状部材２２、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。

筒状部材２２は、上記の連結部材側に底部が形成されたものである。筒状部材２２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するための点火器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２２、１６は、金属、金属合金、樹脂、樹脂および無機物（ガラス繊維、炭素繊維など）または金属の複合材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２２、１６は、例えばゴム又はカーボン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２２、１６は、筒状部材２２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２２内に収納されることで支持部材２１全体が収縮し、筒状部材１６が筒状部材２２内から突出することで支持部材２１全体が伸長する。なお、点火器１９と、筒状部材２２、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ている。

ピストン部１７は、金属、金属合金、樹脂、樹脂および無機物（ガラス繊維、炭素繊維など）または金属の複合材により形成可能である。本実施形態では、ピストン部１７は、例えば樹脂、樹脂および無機繊維（ガラス、炭素繊維など）または金属の複合材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および上述の筒状部材２２、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２２、１６は、ドローンの墜落時又は衝突時の衝撃に対して曲げ変形又は歪み変形する。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２１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２１全体が伸長する。

また、ピストン部１７は、先端部に設けられた開口部１７ａと、当該開口部１７ａとエアバッグ１１２の内部空間１１２ａ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。

リング状部材１８の内壁部は連結部材２０（図４参照）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。この外気吸入口１８ａは、支持部材２１の伸長時（換言すれば、エアバッグ１１２の展開時）において内部空間１１２ａ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１１２の一端部（下端部）が取り付けられている。

また、上述の第１実施形態と同様に、エアバッグ１１２の内部空間１１２ａに通ずるように当該エアバッグ１１２の上端に吸入管１１３が設けられている。給気装置１１４のファン１１４ａが回転駆動されることにより、外気が吸入管１１３を介して内部空間１１２ａに導入されるようになっている。エアバッグ１１２は、展開前は、図３に示すように蛇腹状に折り畳まれており、展開後は、図５に示すように略球状に膨張する。

次に、本実施形態の航空機用エアバッグ装置１１１の動作について説明する。まず、ドローンが上述の所定の状態に陥っているときに、ドローンに搭載されている制御部から点火器１９の作動信号が発信されて点火器１９が作動すると共に、同制御部から給気装置１１４の作動信号が発信されてファン１１４ａが作動する。このことによって、点火器１９の作動によりガスが発生し、そのガス圧によりピストン部１７が図３の方向Ｄ１に移動すると共に、外気が吸入管１１３を通じて内部空間１１２ａに導入される。これにより、エアバッグ１１２が展開し始める。このとき、内部空間１１２ａ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、エアバッグ１１２はさらに展開を行う。そして、エアバッグ１１２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５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。

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１１２ａ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１１２ａ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１１２はさらに展開する。このときも、内部空間１１２ａ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から外気が流入する。筒状部材１６が伸び切った後、エアバッグ１１２の膨張は完了し、筒状部材２２、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２３が形成される。

以上のように、本実施形態の航空機用エアバッグ装置１１１によれば、エアバッグ１１２の内部に設けられた支持部材２１を落下時に当該エアバッグ１１２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１１２を膨張させることが可能となる。また、外気が吸入管１１３を通じてエアバッグ１１２内に導入されることで、当該エアバッグ１１２の展開および膨張をさらに加速させることができる。そして、膨張を始めたエアバッグ１１２の内部空間１１２ａ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１１２内に流入し、エアバッグ１１２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、航空機用エアバッグ装置１１１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又は抑制される。

また、本実施形態においても、第１実施形態と同様に、電力供給源１１５の発火リスクを低減させることができる。

さらに、膨張したエアバッグ１１２の内部は伸長した状態の支持部材２１により支持される。これによって、エアバッグ１１２が落下時の風圧により潰れることを防止又は抑制することができる。また、エアバッグ１１２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２３の気体が圧縮されて反力が発生する。この反力によってドローン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２２内に押し込まれることによって、より強い反力が発生し、ドローンに対する衝撃をより吸収することが可能となる。

＜第３実施形態＞
次いで、第３実施形態に係る航空機用エアバッグ装置について説明する。図６に示すように、第３実施形態のエアバッグ装置２１１は、上述の第１実施形態の構成に加え、エアバッグ２１２の内面に固定され、膨張後のエアバッグ２１２の少なくとも一部の形状を維持する形状維持部材３０を備えるものである。

形状維持部材３０は、吸入管２１３の軸心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３０により、落下衝突時に衝撃がかかるエアバッグ２１２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。

＜第４実施形態＞
次に、第４実施形態に係る航空機用エアバッグ装置について説明する。図８に示すように、第４実施形態の航空機用エアバッグ装置３１１は、上側に底部を有し、有底筒状に形成された吸入管３１３を備えている。この吸入管３１３の下端部（つまり落下方向）には外気を吸入する吸入口３１３ｂが設けられ、吸入管３１３の周壁には複数の吸入口３１３ａが設けられている。また、本実施形態では、エアバッグ３１２は、平面視で吸入管３１３を中心軸として略ドーナツ状に形成されている。

このような構成において、ドローンに搭載されている制御部から給気装置３１４の作動信号が発信され、当該給気装置３１４が作動する。これにより、ファン３１４ａが回転し、外気が吸入管３１３の吸入口３１３ｂ、３１３ａを介してエアバッグ３１２の内部空間３１２ａに導入されてエアバッグ３１２が膨張し始める。そして、エアバッグ３１２の膨張中は、内部空間３１２ａは外気に対して負圧状態が続くので、エアバッグ３１２の膨張が終了するまで外気が導入される。

以上のように、本実施形態の航空機用エアバッグ装置３１１によれば、第１実施形態と同様に、従来用いていたガスボンベが不要となるので、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又は抑制される。また、従来のガスボンベ式のエアバッグ装置と異なり、繰り返して利用が可能である。また、電力供給源の発火リスクを低減させることが可能となる。さらに、落下方向に吸入口３１３ｂが設けられているので、外気を吸入し易い。

＜第５実施形態＞
次に、第５実施形態に係る航空機用エアバッグ装置について説明する。図９に示すように、第５実施形態の航空機用エアバッグ装置４１１は、ブロアファン４２０を備えている。このブロアファン４２０は、放射状に配置され、旋回流を生成する複数のランナー（羽根）４２０ａを有している。本実施形態では、エアバッグ４１２は、平面視でブロアファン４２０を中心として略ドーナツ状に形成されている。

このような構成において、ドローンに搭載されている制御部からブロアファン４２０の作動信号が発信され、当該ブロアファン４２０が作動する。これにより、ランナー４２０ａが回転し、外気がブロアファン４２０の下方からエアバッグ４１２の内部空間４１２ａに導入されてエアバッグ４１２が膨張し始める。そして、エアバッグ４１２の膨張中は、内部空間４１２ａは外気に対して負圧状態が続くので、エアバッグ４１２の膨張が終了するまで外気が導入される。

以上のように、本実施形態の航空機用エアバッグ装置４１１によれば、第１実施形態と同様に、従来用いていたガスボンベが不要となるので、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又は抑制される。また、従来のガスボンベ式のエアバッグ装置と異なり、繰り返して利用が可能である。また、電力供給源の発火リスクを低減させることが可能となる。さらに、ブロアファン４２０により、エアバッグ４１２に対する外気の導入量を比較的増加させることが可能となる。

＜第６実施形態＞
次に、第６実施形態に係る航空機用エアバッグ装置について説明する。図１０に示すように、第６実施形態の航空機用エアバッグ装置５１１は、第１実施形態の航空機用エアバッグ装置１１の構成と異なる点は、２組のファン５１４ａを備える点である。上側のファン５１４ａと下側のファン５１４ａとは、回転方向が互いに逆方向となるよう駆動される。

このような構成において、ドローンに搭載されている制御部から２つの給気装置５１４の作動信号が発信され、各給気装置５１４が作動する。これにより、上側のファン５１４ａが一方向（例えば時計回りの方向）に回転すると共に、下側のファン５１４ａが一方向とは逆の方向（例えば反時計回りの方向）に回転する。これによって、外気が吸入管５１３を介してエアバッグ５１２の内部空間５１２ａに導入されてエアバッグ５１２が膨張し始める。そして、エアバッグ５１２の膨張中は、内部空間５１２ａは外気に対して負圧状態が続くので、エアバッグ５１２の膨張が終了するまで外気が導入される。

以上のように、本実施形態の航空機用エアバッグ装置５１１によれば、第１実施形態と同様に、従来用いていたガスボンベが不要となるので、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又は抑制される。また、従来のガスボンベ式のエアバッグ装置と異なり、繰り返して利用が可能である。また、電力供給源の発火リスクを低減させることが可能となる。さらに、エアバッグ５１２に対する外気の導入量を増やすことができると共に、２組のファン５１４ａが互いに逆方向に回転されることで当該回転に起因して生じるトルクが相殺される。これにより、航空機の揺れが抑制され、飛行性能が低下することを抑制することができる。

＜航空機＞
上記各実施形態の航空機用エアバッグ装置が適用される航空機について簡単に説明する。図１１に示すように、航空機６００は、機体６０１と、当該機体６０１に結合される航空機用エアバッグ装置６１１と、機体６０１に結合され、当該機体６０１を推進させる１つ以上の推進機構（例えばプロペラ等）６０２とを備えている。

このように、航空機６００は、航空機用エアバッグ装置６１１を備えているので、上述した通り、航空機６００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又は抑制される。また、従来のガスボンベ式のエアバッグ装置と異なり、繰り返して利用が可能である。さらに、電力供給源の発火リスクを低減させることが可能となる。

以上、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。

上記各実施形態においては、各エアバッグに設けられた吸入管の数を一つとしたが、これに限定されるものではなく、総重量が著しく増加しない範囲内で複数の吸入管を設けてもよい。この場合、エアバッグに対する外気の導入量が増え、当該エアバッグを緊急時に迅速に膨張させることができる。

上記第３実施形態においては、形状維持部材３０をエアバッグ２１２の内面に固定することとしたが、これに限定されるものではなく、エアバッグ２１２の外面に固定するようにしてもよい。

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。

１１、１１１、２１１、３１１、４１１、５１１、６１１ 航空機用エアバッグ装置
１２、１１２、２１２、３１２、４１２、５１２ エアバッグ
１２ａ、１７ｂ、１１２ａ、２１２ａ、３１２ａ、４１２ａ、５１２ａ 内部空間
１２ｂ、１１２ｂ 孔
１３、１１３、２１３、３１３、５１３ 吸入管
１４、１１４、２１４、３１４、５１４ 給気装置
１４ａ、１１４ａ、２１４ａ、３１４ａ、５１４ａ ファン
１４ｂ、１１４ｂ、２１４ｂ、３１４ｂ、５１４ｂ 回転部材
１５、１１５、２１５、３１５、４１５、５１５ 電力供給源
１６、２２ 筒状部材
１７ ピストン部
１７ａ 開口部
１７ｃ 孔部
１８ リング状部材
１８ａ 外気吸入口
１９ 点火器（ガス発生器）
２０ 連結部材
２１ 支持部材
２３ 空間
３０ 形状維持部材
３１３ａ、３１３ｂ 吸入口
４２０ ブロアファン
４２０ａ ランナー
６００ 航空機
６０１ 機体
６０２ 推進機構
Ｄ１ 方向

Claims (15)

1. 航空機の落下衝撃を緩衝する航空機用エアバッグ装置であって、
   前記航空機に結合され、少なくとも一部に開口部を有する膨張可能なエアバッグと、
   前記開口部に結合され、外気を前記エアバッグ内に供給する少なくとも１つのファンと、を備え、
   落下時に電力供給源から電力を受けて前記ファンを駆動するように構成されていることを特徴とする航空機用エアバッグ装置。
2. 前記ファンがブロアファンであることを特徴とする請求項１に記載の航空機用エアバッグ装置。
3. 前記ファンは２つ設けられており、一方の前記ファンと他方の前記ファンとは、回転方向が互いに逆方向となるよう駆動されるように構成されていることを特徴とする請求項１又は２に記載の航空機用エアバッグ装置。
4. 前記エアバッグの内部に通ずるように当該エアバッグに設けられた１又は複数の吸入管をさらに備え、
   前記ファンは前記吸入管を介して前記エアバッグ内に外気を供給するように構成されていることを特徴とする請求項１〜３の何れか１項に記載の航空機用エアバッグ装置。
5. 前記電力供給源はリチウムイオン電池であることを特徴とする請求項１〜４の何れか１項に記載の航空機用エアバッグ装置。
6. 前記電力供給源は前記航空機に設けられていることを特徴とする請求項１〜５の何れか１項に記載の航空機用エアバッグ装置。
7. 前記電力供給源は前記航空機に設けられているものとは別であることを特徴とする請求項１〜５の何れか１項に記載の航空機用エアバッグ装置。
8. 前記エアバッグには１又は複数の気体抜け穴が設けられていることを特徴とする請求項１〜７の何れか１項に記載の航空機用エアバッグ装置。
9. 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請求項１〜８の何れか１項に記載の航空機用エアバッグ装置。
10. 前記エアバッグの内部に設けられ、両端がそれぞれ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をさらに備え、
    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ていることを特徴とする請求項１〜９の何れか１項に記載の航空機用エアバッグ装置。
11. 前記エアバッグの内面又は外面に固定され、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１〜１０の何れか１項に記載の航空機用エアバッグ装置。
12. 前記エアバッグの内部にガスを導入するガス発生器をさらに備えることを特徴とする請求項１〜１１の何れか１項に記載の航空機用エアバッグ装置。
13. 前記ガス発生器はガスボンベにより前記ガスを発生させるように構成されていることを特徴とする請求項１２に記載の航空機用エアバッグ装置。
14. 前記ガス発生器は火薬の燃焼により前記ガスを発生させるように構成されていることを特徴とする請求項１２に記載の航空機用エアバッグ装置。
15. 機体と、
    前記機体に結合される請求項１〜１４の何れか１項に記載の航空機用エアバッグ装置と、
    前記機体に結合され、前記機体を推進させる１つ以上の推進機構と、を備えることを特徴とする航空機。

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