JP4154151B2

JP4154151B2 - 強制分離可能の乗客避難キャビンを有する航空機

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Publication number: JP4154151B2
Application number: JP2001572363A
Authority: JP
Inventors: パブロスジャンナコプロス
Original assignee: パブロスジャンナコプロス
Priority date: 2000-03-31
Filing date: 2000-11-23
Publication date: 2008-09-24
Anticipated expiration: 2020-11-23
Also published as: GR1003755B; JP2003529495A; EP1280699A1; IL151577A0; AU1407201A; ATE253493T1; CN1194882C; US6682017B1; WO2001074659A1; EP1280699B1; CN1450969A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は航空機における緊急避難装置の技術分野に属するもので、より詳しくは、コネクタセットを介して航空機の胴体に搭載されていて高速起動するパラシュートやエアバッグの付設された強制分離可能な乗客避難キャビンについて、地面に墜落する航空機の残余の部分から垂直で上向きの強制分離を確実にするようにした自動装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
先行技術文献には故障、火災または爆発の危険に際して、乗客および乗務員の救命を目的とする航空機の緊急避難装置を開示するものが多数見られる。
【０００３】
航空機の不時着陸用のパラシュート／エアバッグの結合システムは公知であり、米国特許第５８３６５４４号と第５９４４２８２号、ドイツ特許第４３２０４７０号または第１９５０７０６９号はその例である。上記では各種タイプの航空機またはヘリコプタであって安全確実に展開するパラシュートがエアバッグと組み合わされて地面への円滑な降下と、地面への着陸衝撃が最低限であることを保証するものが開示されている。
【０００４】
エイビエイション・ウイーク・アンド・スペース・テクノロジ誌（原文下記参照）に掲載された記事には「米空軍はＦ−１１１戦闘機用の操縦士緊急脱出モジュール用の最新のパラシュート／エアバッグ装置を評価しており、操縦員の負傷率を軽減する目的で、パラシュートに付属する避難用モジュールの落下速度を落とし、エアバッグの落下速度を制御する努力が払われている」と述べられている。
（Aviation Week & Space Technology, 135-1991-December 16/23, No. 24/25, New York, US)

【０００５】
さらに航空機の特定の部品の緊急着陸用のパラシュート／エアバッグ装置が開発されており、その部品の一例は米国特許第４３０６６９３号で提案されたジェットエンジン用の燃料タンクである。
【０００６】
航空機に対する上記パラシュート／エアバッグ装置の採用で安全性は向上したが、乗客および乗務員は航空機もろともに地面までの危険な不時着飛行を敢行し、故障に起因したり燃料その他の可燃物を抱えたりしたこの緊急着陸飛行は空中にあって地面に接触する際も爆発の危険を胚胎するのであるから、危険が払拭されたわけではない。さらにはパラシュート／エアバッグ装置の操作は非常に困難であるが、これは上記のような緊急事態には顧慮する必要のない航空機本体、エンジンおよび搭載貨物などの超荷重と闘うためである。
【０００７】
上記の欠点を克服する目的で解決手段が開発されたが、その例は航空機の一部がその胴体に強制分離可能に組み込まれて緊急時に航空機の乗客を安全に着陸させられるように、この一部を胴体から強制分離できるようにするものである。
【０００８】
米国特許第５３５６０９７号と第５５６８９０３号、ドイツ特許第１９８４７５４６号およびフランス特許第８５５６４２号は上記の構成を示す先行技術文献で、緊急事態が発生すると、航空機は数部分に強制分離されて乗客および乗務員の安全な着陸を容易にするものである。これを詳述するとドイツ特許第１９８４７５４６号では、航空機は長手方向に前部から後部に向けて分割され、緊急時には乗客および乗務員は前部に移動し、燃料および貨物を搭載している後部から分離される。かくて、前部は空気より軽いガスが充満した気球の作用で地面にソフトランディングするが、後部はパラシュート一対で地面に到着する。
【０００９】
ドイツ特許第１９８４７５４６号では横方向の機体分割が提案されているが、米国特許第５３５６０９７号と第５５６８９０３号およびフランス特許第８５５６４２号では長手方向に強制分離される部分がパラシュートを利用してソフトランディングする各種の構成を提案している。
【００１０】
しかしならが米国特許第５３５６０９７号は例外であるが、上記先行技術文献には接地衝撃吸収用のエアバッグの使用が開示されていない。上記のすべての文献の共通点は航空機の強制分離される部分は航空機の胴体の適当なレイルまたはトラックに滑動自在に連結されており、強制分離されると機体後尾部も強制分離する構成になっている。
【００１１】
上記の種類の構造の問題点は胴体から強制分離される部分を滑落させる所要時間である。強制分離部分は滑落してからでも残存部分の近くにあって緊急時にありがちな爆発の危険を胚胎している。さらに、後尾部が強制分離部分に付属していると過剰な荷重を発生させ、パラシュートの展開に問題を提供する。また、コックピットを強制分離部分から除外すると必要な操縦装置が失われる。
【００１２】
【発明が解決しようとする課題】
したがって本発明の目的の一つは胴体に沿って長手方向に延伸する強制分離可能のキャビン（コックピットを含み、後尾部を除く）であって、このキャビンが垂直に上方に向かって強制分離し、火災または爆発の危険があるときに機体の残存部分から瞬時に強制分離することができるものを有する航空機の提供による叙上の欠点の克服である。
【００１３】
本発明の別の目的は爾後の制御着陸用のパラシュートおよびエアバッグを具備し、カタパルトおよび選択的に使用されるロケットモータ自動発進装置が設備されて、強制分離の速度を早め、強制分離後には残存部分からの強制分離部分の距離を迅速に増加させることができるキャビンを提供することである。
【００１４】
本発明の別の目的は、また、強制分離可能のキャビンと胴体間のコネクタの迅速な解除装置の各種実施例を提供して、迅速な強制分離の可能性を増大することである。
【００１５】
液圧、空気圧または高温技術機構を収容するコネクタ解除に関する先行技術文献の開示する装置は、英国特許第２２３７８３９号、米国特許第５７５５４０７号または米国特許第６０２９９３２号に見られるが、上記の文献の明細書では本発明の提案にかかる装置の特徴は開示されていない。
【００１６】
本発明の以上のまたはその他の目的、利点および特徴は以下の選択実施例の詳細な説明を参照されたい。
【００１７】
【課題を解決するための手段】
本発明の請求項１に係る航空機は所期の目的を達成するために下記の課題解決手段を特徴とする。すなわち請求項１記載の航空機は、航空機５の胴体４の長さ方向に沿うものであってコックピット１１を含み後尾部４ａを含まない乗客避難キャビン１が胴体４の開口部３上に搭載されていること、乗客避難キャビン１がコンパクトであるとともに緊急事態発生時に航空機が水平保持した後の円滑な強制分離または極端に危険な状況下での迅速な強制分離のいずれかによって当該キャビン１が胴体４から垂直上方へ強制分離可能であること、乗客避難キャビン１の周辺突起部１ａが胴体４の開口部３周辺にある周辺支持基部３ａに載置されたとき当該キャビン１と一致かつ密着するための形状を胴体４の開口部３が有していること、乗客避難キャビン１を胴体４の開口部３に安全固定するためのものとして迅速に解除可能なコネクタのセットが採用されているとともに周辺突起部１ａ下の乗客避難キャビン１の周辺に固定された複数のコネクション部材２とこれに対応して胴体４の周辺に固定された複数のコネクション部材６とを当該コネクタのセットが含むものであること、これら一対のコネクション部材２，６が一致かつ密着することで長さ方向に延びるチャンバ２９が形成されるものであること、スプリングキャッチ手段２５ａを有するピストン２５がチャンバ２９内に設けられているとともにピストン２５やこれと関連のスプリングキャッチ手段２５ａがロック状態の両コネクション部材２，６内に入れられて圧縮スプリング２５ｂを介した手段で圧迫されていること、コックピット１１内にある操作レバー１０の操作でメカニズムが作動するとピストン２５がチャンバ２９内で圧縮スプリング２５ｂの圧縮方向へ直線移動するとともにスプリングキャッチ手段２５ａが解放されて両コネクション部材２，６がロック解除されること、これに対応して両コネクション部材２，６がアンロック状態になること、乗客避難キャビン１がさらにパラシュート１３，１４のアレンジメントとパラシュート展開手段とエアバッグ３８のアレンジメントと乗客避難キャビン１の垂直上方への強制分離速度を増進するための推進用カタパルト８０とロケットモータ８１とを含むものであることを特徴とする。
【００１８】
本発明の請求項２に係る航空機は請求項１記載のものにおいて、チャンバ２９内でピストン２５を直線移動させて両コネクション部材２，６を強制分離かつアンロック状態にするためのメカニズムが火薬利用のものであってチャンバ２９端末のキャビティ内に込められた火薬２８を含むものからなるとともに両コネクション部材２，６がロック状態にあるときのピストン２５上に当該火薬２８が位置しており、雷管２７によって火薬２８が爆発するとピストン２５が直線移動してスプリングキャッチ手段２５ａを解放し、両コネクション部材２，６がアンロック状態になるものである。
【００１９】
本発明の請求項３に係る航空機は請求項１記載のものにおいて、チャンバ２９内でピストン２５を直線移動させて両コネクション部材２，６を強制分離かつアンロック状態にするためのメカニズムが液体圧利用のものであってチャンバ２９端末のキャビティ内に特殊液体２２を注入するためのパイプ２３を含むものからなるとともに両コネクション部材２，６がロック状態にあるときのピストン２５を当該特殊液体２２が圧迫しており、液圧が上昇するとピストン２５が直線移動してスプリングキャッチ手段２５ａを解放し、両コネクション部材２，６がアンロック状態になるものである。
【００２０】
本発明の請求項４に係る航空機は請求項１記載のものにおいて、チャンバ２９内でピストン２５を直線移動させて両コネクション部材２，６を強制分離かつアンロック状態にするためのメカニズムが圧搾空気利用のものであってチャンバ２９端末のキャビティ内に圧搾空気２２ａを送り込むためのパイプ２３ａを含むものからなるとともに両コネクション部材２，６がロック状態にあるときのピストン２５を当該圧搾空気２２ａが圧迫しており、コックピット１１内にある操作レバー１０の操作で空気圧が上昇するとピストン２５が直線移動してスプリングキャッチ手段２５ａを解放し、両コネクション部材２，６がアンロック状態になるものである。
【００２１】
本発明の請求項５に係る航空機は請求項１記載のものにおいて、チャンバ２９内でピストン２５を直線移動させて両コネクション部材２，６を強制分離かつアンロック状態にするためのメカニズムが機械的な作動装置を利用するものであってピストン２５に連結されたワイヤロープ１８を含むものからなり、コックピット１１内にある操作レバー１０を操作するとピストン２５が直線移動してスプリングキャッチ手段２５ａを解放し、両コネクション部材２，６がアンロック状態になるものである。
【００２２】
本発明の請求項６に係る航空機は請求項１記載のものにおいて、パラシュート１３，１４のアレンジメントやこれらの展開手段が比較的小さなパラシュート１３と比較的大きなパラシュート１４と当該パラシュート１３，１４用の小型推進ロケット３５と各ケーブル３６ａ，３６ｂ，３６ｃのアレンジメントとを含むものからなり、乗客避難キャビン１の上部３４の溝３４ａ内にケーブル３６ａ，３６ｂ，３６ｃが取り付けられているとともにパラシュート展開時には乗客避難キャビン１の上部３４の各固定ポイント３３ａ，３３ｂ，３３ｃから上方に向けてケーブル３６ａ，３６ｂ，３６ｃが伸びるようになっており、乗客避難キャビン１の上部３４で後方に位置するホール３２内に両パラシュート１３，１４と小型推進ロケット３５とが収納されており、緊急事態の発生時、乗客避難キャビン１がコントロールされながら地上に降下するように、はじめ小型推進ロケット３５が推進して比較的小型のパラシュート１３が展開され、続いて比較的大型のパラシュート１４が展開されるものである。
【００２３】
本発明の請求項７に係る航空機は請求項１記載のものにおいて、強制分離可能な乗客避難キャビン１の垂直上方への移動速度増進のための推進用カタパルト８０やロケットモータ８１のアレンジメントについて、乗客避難キャビン１の底部で垂直に伸びる開口１ｄ内に収蔵されたもので対応する四つのコーナ１ｃに位置するものでもあるそれぞれの推進用カタパルト８０が一対のパイプ３０，３１を含んでおり、そのうちの一つのパイプ３１が他の一つのパイプ３０よりも小さな直径を有して大きな直径のパイプ３０内に伸縮自在に挿入されており、小径のパイプ３１を受け入れた大径のパイプ３０が上部閉鎖端３０ａと下部開放端３０ｂとを有するとともに大径のパイプ３０内に挿入された小径のパイプ３１が下部閉鎖端３１ａと上部開放端３１ｂとを有していて当該小径パイプ３１内に所定量の火薬が詰め込まれており、乗客避難キャビン１の推進第１ステージで当該火薬が点火されて一方のパイプ３１がこれに対応する他方のパイプ３０とともに伸長作用するとそれにより客避難キャビン１のための四本の支柱のアレンジが胴体４上で構成されるものであり、ロケットモータ８１のアレンジメントが乗客避難キャビン１の底部外側に位置しているとともに複数のカートリッジユニット８１ａとこれに対応する複数のノズル８１ｂおよび発火ユニット８１ｃとを含んでおり、乗客避難キャビン１の推進第１ステージ完遂後における推進第２ステージ間で当該ロケットモータ８１が稼動して乗客避難キャビン１の垂直上方の移動速度を増進するものものである。
【００２４】
本発明の請求項８に係る航空機は請求項１記載のものにおいて、エアバッグ３８のアレンジメントがエアバッグ３８を複数個含んでいてそれぞれのエアバッグ３８が保管箱８５に収納されており、乗客避難キャビン１の底部にあるソケット開口３７に対応してエアバック保管箱８５がそこに配備されており、固形燃料４０付きボイラメカニズ３９とともに保持かつ包装された状態のエアバッグ３８をエアバッグ保管箱８５の一つひとつが収納しており、エアバッグ保管箱８５がさらに距離測定センサ４１を有しており、パラシュート１３，１４によって速度制御された乗客避難キャビン１が地上に向けて降下しているときにそれが地面から一定距離に達すると、それぞれの距離測定センサ４１が各ボイラメカニズ３９の電気的コンタクトで稼働して固形燃料４０を発火かつ急速燃焼させ、それによりガスを発生させてエアバッグ３８を迅速に膨張させるとともに当該キャビン１底部外にも拡張させ、かつ、乗客避難キャビン１が地面と接触するときのインパクトで発生する負荷をそれで吸収するものである。
【００２５】
【発明の実施の形態】
本発明はその選択実施例を示す図面を参照すれば当業者には明瞭となろう。添付図面に基づいて以下のとおり本発明の選択実施例を詳説する。
【００２６】
第１選択実施例において胴体から強制分離状態にあるところの図１Ａの乗客避難キャビン１は長さ方向に独立したコンパートメントの形態を有している。その長さは幅よりも著しく大で縁部分は丸みを帯びている。長さと幅の比は２．５：１である。さらに図１Ｂに強制分離された胴体４が示されており、図１Ｃではキャビン１と胴体４が結合された航空機５を形成している。
【００２７】
乗客避難キャビン１は頑丈ながら軽量な構造で現在一般に使用されている適当な材料または将来使用されるべきその他の材料で作製され、パラシュート、カタパルト、ロケットモータ、および、エアバッグに加えて、コネクタの迅速な解除装置を含む大型装置も含まれて、航空機５の胴体４に連結している。
【００２８】
乗客避難キャビン１が設けられた胴体４には、コックピット１１の含まれたキャビン１を収納するための開口部３が設けられているが、当該キャビン１からは航空機の後尾部部分４ａは除外されている。このキャビン１は緊急事態発生時に垂直上方へ強制分離される。図１Ａと図３を参照して胴体４の開口部３の形状はキャビン１の周辺突起部１ａが図１Ｂのごとく胴体４の開口部３を囲繞する周辺支持基部３ａに載置されたときに対応する形状をもつ乗客避難キャビン１と合致するように形成されている。乗客避難キャビン１と胴体４は迅速に解除できるコネクタにより連結される。図１Ｃに連結の完了した航空機５が示されている。胴体４の特殊形状である内部中空の開口部３は乗客避難キャビン１と同一の形状を有していて長さと幅の比は２．５：１のオーダーである。
【００２９】
航空機の乗客の必要な安全確保のため、各図に示すとおり、乗客避難キャビン１はドアと出入口とを有するコンパクトな構造であり、透明なコックピット天蓋（キャノピー）１１ａ、操縦席、機器パネルが含まれ、乗客避難キャビン１が機体部４から強制分離すると連結されたコックピットジョイントはすべて外れることになる。
【００３０】
乗客避難キャビン１の天井３４の外側の適宜のポイントに、とくに図１Ｂの垂直尾翼４ａに近接して、推進用の小型ロケット３５を有する発射型のパラシュート１３，１４が収納されるホール３２が設けられ、大きなパラシュート１４には小さなパラシュート１３が連結されている。とくにメインパラシュート１４が十分に展開されるように、これを導く小型パラシュート１３が最初に展開されるが、この小型パラシュート１３は図２Ａに示すごとく小型ロケット３５の推進により誘導されて展開する。
【００３１】
図１Ｄを参照すると、乗客避難キャビン１はその天井上部外側の３３ａ，３３ｂ，３３ｃの各ポイントでメインパラシュート１４のケーブル３６ａ，３６ｂ，３６ｃで結ばれている。これらのケーブルはいずれも、普段は天井３４の特別の溝３４ａ内に収納されている。
【００３２】
乗客避難キャビン１を胴体４の開口部３に安全固定させるものとして採用される迅速解除なコネクタのセットは、周辺突起部１ａ下の乗客避難キャビン１の周辺に固定された複数のコネクション部材２とこれに対応して胴体４の周辺に固定された複数のコネクション部材６とを含み、これら一対のコネクション部材２，６が一致かつ密着することで長さ方向に延びたチャンバ２９が形成されるものである。長さ方向に延びたチャンバ２９はそれぞれ一対であるコネクション部材２，６間にわたって設けられ、スプリングキャッチ手段２５ａを有するピストン２５がチャンバ２９内に設けられているとともにピストン２５やこれと関連のスプリングキャッチ手段２５ａがロック状態の両コネクション部材２，６内に入れられて圧縮プリング２５ｂを介した手段で圧迫されている。両コネクション部材２，６については、図１Ｄのごとく、コックピット１１内の操作レバー１０の操作でメカニズムが作動したときにピストン２５がチャンバ２９内で圧縮スプリング２５ｂの圧縮方向へ直線移動しスプリングキャッチ手段２５ａが解放されることでロック解除される。
【００３３】
コネクション部材６はこれに図７Ａのハウジング６ｂが設けられて胴体４の開口部３内の対応するポイントに固定される。さらに図７Ｃに示すように、ピストン２５にはスプリングキャッチ２５ａや圧縮スプリング２５ｂが付属するものである。なお、胴体４に対する乗客避難キャビン１の結合態様は図７Ｄの断面図に示すとおりであり、コネクション部材２はキャビン１に付属するセグメント１ｂに固定され、コネクション部材６は胴体４に属する周辺支持基部３ａ上に固定されていることがわかる。チャンバ２９内のピストン２５は圧縮スプリング２５ｂによって強く結合される。また、ハウジング６ｂには雷管２７と火薬２８が装填されている。
【００３４】
コネクション部材２，６の強制分離については、液圧、空気圧、機械的または火薬技術など各種の手段を使用するが、いずれの手段を採用するにしても、緊急時には、パイロットの意思でコックピット１１内の操作レバー１０を引くことによって上記の強制分離を行う。
【００３５】
本発明で図７Ａ，７Ｂ，７Ｃ，７Ｄ，７Ｅに示された選択実施例の場合は、チャンバ２９内でピストン２５を直線移動させて両コネクション部材２，６を強制分離かつアンロック状態にするためのメカニズムとして火薬利用のものが用いられる。両コネクション部材２，６が結合されているときのチャンバ２９端末にあるキャビティ内には火薬２８が装填されている。雷管２７の発動によって火薬２８が爆発すると、そのガス圧でピストン２５が直線移動してスプリングキャッチ手段２５ａを解放し、両コネクション部材２，６がアンロック状態になる。
【００３６】
本発明で図８Ａ〜図８Ｂに示された選択実施例の場合は、チャンバ２９内でピストン２５を直線移動させて両コネクション部材２，６を強制分離かつアンロック状態にするためのメカニズムとして液体圧利用のものが用いられる。この液体圧利用のメカニズムはチャンバ２９端末のキャビティ内に特殊液体２２を注入するためのパイプ２３を含むものからなる。それで両コネクション部材２，６がロック状態にあるときのピストン２５を特殊液体２２が圧迫しており、その液圧が上昇すると、ピストン２５が直線移動してスプリングキャッチ手段２５ａを解放し、両コネクション部材２，６がアンロック状態になる。
【００３７】
本発明で図９Ａ〜図９Ｂに示された選択実施例の場合は、チャンバ２９内でピストン２５を直線移動させて両コネクション部材２，６を強制分離かつアンロック状態にするためのメカニズムとして圧搾空気利用のものが用いられる。この圧搾空気利用のメカニズムはチャンバ２９端末のキャビティ内に圧搾空気２２ａを送り込むためのパイプ２３ａを含むものからなる。それで両コネクション部材２，６がロック状態にあるときのピストン２５を圧搾空気２２ａが圧迫しており、その空気圧が上昇すると、ピストン２５が直線移してスプリングキャッチ手段２５ａを解放し、両コネクション部材２，６がアンロック状態になる。
【００３８】
本発明において図１０Ａ〜図１０Ｂに示された選択的な実施例の場合は、チャンバ２９内でピストン２５を直線移動させて両コネクション部材２，６を強制分離かつアンロック状態にするためのメカニズムとして機械的な作動装置を利用するものが用いられる。このメカニズムの装置はピストン２５に連結されたワイヤロープ１８を含むものからなる。それでコックピット１１内の操作レバー１０を操作すると、ピストン２５が直線移動してスプリングキャッチ手段２５ａを解放し、両コネクション部材２，６がアンロック状態になる。
【００３９】
図１Ａ〜図１Ｂに示されているように、迅速解除が可能なコネクション部材２，６はそれぞれ乗客避難キャビン１の周辺部のポイント２ｃや胴体の開口部周辺のポイント６ｃに付設される。ポイント２ｃ，６ｃは乗客避難キャビンおよび胴体のそれぞれ四隅に配置されるのが望ましい。
【００４０】
乗客避難キャビン１を強制分離させるような事態が発生すると、その強制分離は航空機の水平飛行後に円滑に強制分離させることになり、または、緊急時には強制分離によることになる。
【００４１】
上記のうちのいずれか一つの強制分離のため、乗客避難キャビン１はパラシュート１３，１４のアレンジメントとパラシュート展開手段とエアバッグ３８のアレンジメントとを含むものであり、とくに乗客避難キャビン１には、強制分離のために、乗客避難キャビン１の垂直上方への強制分離速度を増進するための推進用カタパルト８０のアレンジメントとロケットモータ８１とが付設される。
【００４２】
時間的な余裕があって火災のリスクがないときや、迅速避難システムが装備されていないときにおけるキャビン１の円滑強制分離の実施をつぎに説明する。
【００４３】
図２Ａにおいて航空機５は地上に向けて降下中である。このときパイロットはすでに小型ロケット３５でパラシュートシステム１３，１４を起動させているから、小型ロケット３５の誘導で小型パラシュート１３とこれを牽引するメインパラシュート１４とが展開する状態にある。
【００４４】
図２Ｂで航空機５は全開のメインパラシュート１４で支持されて水平飛行中である。これと同時、迅速解除可能なコネクション部材２，６では分離が自動開始されている。
【００４５】
選択実施例での航空機５は旅客８人乗りの軽量サイズであるが、本発明はこのようなサイズの航空機に限定されるものではない。
【００４６】
図２Ｃで乗客避難キャビン１は胴体４から強制分離され、メインパラシュート１４で支持されながら地上への降下を継続している。
【００４７】
図２Ｄにおいて強制分離後の胴体４は地上に向けて自然に急落している。
【００４８】
図２Ｅにおいて強制分離後の胴体４は地面に向けて依然として落下中である。
【００４９】
図２Ｆにおいて強制分離後の胴体４は地面に激突して破壊されている。
【００５０】
図２Ｇにおいて強制分離後の乗客避難キャビン１は、メインパラシュート１４で支持されながらゆるやかに降下を継続している。
【００５１】
図２Ｈで強制分離後の乗客避難キャビン１は地面に接近しており、所定の高度でセンサ４１が外部エアバッグ３８を起動して地面との接触に備える。
【００５２】
図２Ｉで強制分離後の乗客避難キャビン１はすでに地面４２に到達しこれと接触しているが、エアバッグ３８が装備されているので衝突時のエネルギの一部がこれに吸収される。したがって乗客避難キャビン１内の乗客に衝突のインパクトを与えることを防止できる。
【００５３】
時間的な余裕がなく、航空機に火災が発生した時の緊急強制分離の実施をつぎに説明する。
【００５４】
乗客避難キャビン１を垂直上方へ強制分離するという特徴をもたせて構築するのに成功することは、推進システムの有効な設計上の問題であることが明白である。その理由は、乗客避難キャビン１を垂直上方へ強制分離するため必要な力を発生しなければならないからである。垂直強制分離を可能にするには乗客避難キャビン１の重量Ｗより大であるインパルスＩの発生を必要とする。概算であるが、加速度マージンが許容されるようにＩはＷより約２０％大であることが望ましい。これによって過剰加速度が発生することなく、そのエネルギが乗客の脊柱に好ましからざるストレスを与えることがない。つまりＩ／Ｗの比は少なくとも１．２をミニマムとすることを示している。ロケットを使用したような場合、垂直インパルス偏差は乗客避難キャビン１の上昇用には十分ではない。乗客避難キャビン１の重心に正確にインパルスが作用するために問題はトルクのバランスに関連する。
【００５５】
乗客避難キャビン１に力が作用してその後部を上昇させようとすると、同じ現象が中央部にも発生して、コックピット１１の前面が上下いずれの方向にも不安定な運動をすることがなくなる。換言すれば、航空機のピッチ軸の安定度は確保される。
【００５６】
それにもかかわらずピッチ軸とロール軸はもっと安定していなければならない。したがって乗客避難キャビン１の重心の前後左右に適当な力を加えることが要求される。これによって垂直上向きの運動すなわち胴体４からの乗客避難キャビン１の強制分離が可能になるからである。この力の発生方法と方向性を根拠として種種の方法が考えられる。本発明のシステムは最大の有効スペースと乗客避難キャビン１の重量を保持できるようにサイズおよび重量を少なくしなければならない。
【００５７】
選択実施の一例によれば、直線加速度発生の推進メカニズムは２ステージで作動し、推進用カタパルト８０の伸縮型の連結された２本のパイプ３０，３１とロケットモータ８１のカートリッジシステムとからなる。
【００５８】
カタパルト８０の推進システムについての乗客避難キャビン１上への装着点やロケットモータ８１への接着点は図３に示すとおりであるが、乗客避難キャビン１は同図において底面図で示されている。
【００５９】
図１１に示す垂直上昇推進用カタパルト８０の推進システムは図３を参照して、乗客避難キャビン１の外部フロアに形成された四隅１ｃの垂直に延伸する開口１ｄ内に収蔵される。
【００６０】
カタパルト８０はパイプ２本３０，３１からなり、これがピストンとして作動し、一方が他方に挿入されている。図１１Ａに図示のとおり、一方のパイプ３０の上端３０ａは閉鎖、下端３０ｂは開放されており、乗客避難キャビン１に垂直に収納されている。図１１Ｂで他方のパイプ３１の下端３１ａは閉鎖され、上端３１ｂは開放されており、この上端３１ｂは狭隘なスロート部３１ｃの端部で、発火のインパルスの増加を目的としている。パイプ３１はパイプ３０より直径が小であるために後者への挿入が正しく行われる。パイプ３１には所定量の火薬が充填されており、着火されると、乗客避難キャビン１の推進段階で夫々のパイプを直線方向に急激に強制分離させ、このパイプ３１が胴体４の乗客避難キャビン１の支柱を形成する。
【００６１】
図１１Ｅで強制分離第１段階でのカタパルト８０の推進による垂直分離の瞬間の乗客避難キャビン１がさらに詳細に図示されている。一方、図１１Ｆでは図１１Ｅの乗客避難キャビン１１がパイプ３１構成部分の支柱からカタパルト８０の作動により離れる最終段階を示す。一方で同時に、胴体４から乗客避難キャビン１が離れる第２段階の開始を示し、この段階はロケットモータ８１の作動で完成され、これにより胴体４からの乗客避難キャビン１の迅速な強制分離が達成され、その水平尾翼４ｃとの衝突が回避される。
【００６２】
図１１Ｈはロケットモータ８１を示している。これは複数のカートリッジユニット８１ａ、これに対応する複数のノズル８１ｂ、および、発火ユニット８１ｃからなるもので、選択実施例に例示の乗客避難キャビン１の床面外側部に設けられる。
【００６３】
図１１Ｇは航空機からの迅速強制分離中の乗客避難キャビン１の底面図を示しており、ロケットモータ８１は全開状態にある。
【００６４】
図３Ａ〜図３Ｃはキャビンの迅速分離行程に関する本発明の応用を示している。推進用カタパルト８０やロケットモータ８１などのシステムの起動を通じて、キャビンの迅速強制分離が発生した瞬間に胴体４から乗客避難キャビン１が強制分離している。また、小型ロケット３５によってパラシュート１３，１４の推進が完了し地面への安全な降下を確実にするの全開が完了している。さらに詳説すると、図３Ａで推進用カタパルト８０によりパイロットがコックピット１１内のレバーを引いて第１段階でのパラシュート１３，１４の収納個所から小型ロケット３５が作動していることが図示されている。
【００６５】
以上に続き図３Ｂでは、レバー１０を牽引してから約０．４秒後、斜視図で示す乗客避難キャビン１がロケットモータ８１の作動で垂直上方へ強制分離しており、垂直尾翼４ａと接触していない。またパラシュート１３，１４は全開の寸前の状態にある。図３Ｃを参照して、レバーの牽引から約２．９秒経過の最後の段階では、乗客避難キャビン１がメインパラシュートで支持されてゆるやかに地上へ降下する。
【００６６】
本発明の別の応用分野として乗客避難キャビン１の床面外部の一体的なコンポーネントとしてのエアバッグがある。
【００６７】
エアバッグは乗客避難キャビン１の着地に先立つ１秒未満で膨張し、荒地や険阻な地面面と乗客避難キャビン１との間に緩衝物となり、着地によるエネルギを吸収する。エアバッグはキャビン床外部に載置され接地の際の衝撃から乗客避難キャビン１内の乗客を保護するように設計されている。このような接地の際にこのエアバッグがないと、所定の制限値を越す荷重が掛かり乗客の脊椎に回復不能の損傷を与えかねないし、その衝撃で乗客が座席から放り出されて負傷したりする。エアバッグが収蔵状態から膨張状態に移る最初の１０００分の１秒台の間に乗客避難キャビン１は地面に接近し、地面と乗客避難キャビン１はまだエアバッグが完全に膨張するに十分な距離がある。
【００６８】
乗客避難キャビン１の床面外部の適宜の位置に正しく載置されたエアバッグは乗客の安全を消極的ながら保証する手段である。
【００６９】
地面直上の所定の距離で乗客避難キャビン１が地面に接触する寸前にエアバッグが起動するように、図４のエアバッグ８５には赤外線照射器４１ａを有する距離測定センサが搭載され、これが両者の距離を測定し、その値を計算する。
【００７０】
図３に底面図を参照して詳説すると、乗客避難キャビン１にはエアバッグ８５とそのソケット開口３７が設けられている。同図のソケット開口３７の一部にはエアバッグ８５が未搭載であるが、残余の開口にはすでにエアバッグが収蔵されていることがわかる。また、開口の一部はその形状が変更されて示されているが、カタパルト８０が近くに収蔵されるからである。したがってここに収蔵されるエアバッグはキャビンの隅に収蔵され、形状もそれなりに他とは異なっている。
【００７１】
図４のエアバッグ８５は航空機用として独立して市販されている商品で、既存のパラシュートが付属しているが、そのままでは安全面で問題がある。
【００７２】
図４の断面図でエアバッグ８５は整然と畳まれてそのボックス８５にパックされている。ボイラメカニズ３９はエアバッグの底部に設けられて既存の化学的固形燃料４０プロパーゴルその他または将来入手できることになるべき燃料が含まれている。ボイラメカニズ３９はエアバッグ３８より完全に密封されている。キャビンが地面に緊急接地する場合、ボイラメカニズ３９の中心に設けられた電気的距離測定センサ４１が起動してプロパーゴルその他を発火させ、３５／１０００秒以内に急激な燃焼が起こり、ガスの発生により地面との接触前にエアバッグが急速に膨張し、該エアバッグが衝突のエネルギを吸収する。衝突の瞬間に、エアバッグは１５０〜２００／１０００秒間、膨張状態が継続するが、この時間はこの装置を具備する乗客避難キャビン１内部の乗客の怪我を防止するに十分である。
【００７３】
本発明のエアバッグ３８は防水性があり、空気を逃さないように穿孔などの無い特殊の織布で製造する。また、接地時の衝撃に耐え得る厚みも求められる。この織布は現在市販されているかまたは将来、市販されるべき材料で製造される。
【００７４】
図４Ａの断面図で乗客避難キャビン１底部はそのエアバッグボックス８５は起動しており、エアバッグは膨張し、それが完全に膨張して接地の際のエネルギを吸収する準備が完了している。
【００７５】
図４Ｂでは図４Ａの乗客避難キャビン１底面図は対応するソケット開口３７に置かれたエアバッグボックス８５は起動しており、エアバッグ３８は膨張して、正確に極限まで膨張した瞬間に地面との接触のエネルギを吸収する準備が完了している。
【００７６】
図５における幅の大きな軽ジェット機７９すなわち図６Ｃの軽ジェット機７９の追加選択実施例によれば、幅の広い図６Ｂの乗客避難キャビン１は強制分離が緩急いずれのモードでも行える。
【００７７】
以下添付図面に基づき、乗客避難キャビン１の円滑な強制分離行程の実施例を説明する。
【００７８】
図５において平面図で示された航空機７９はエンジントラブルが発生し、地面に向けて墜落に状態にある。
【００７９】
図６Ａの側面図で航空機７９の落下速度は増加しており、小型ロケット３５の推進を通じてパイロットはパラシュートシステム１３，１４を起動し、ロケット３５に牽引される補助パラシュート１３が展開する。
【００８０】
図６Ｂでメインパラシュート１４はすでに全展開が完了しており、その結果、航空機７９は水平飛行に移り、迅速解除可能なコネクション部材２，６は自動的に図６Ｂに示すところの乗客避難キャビン１を図６Ｃのごとく胴体４から強制分離させる。しかるのち、胴体４が急速に墜落するが、メインパラシュート１４に支持される乗客避難キャビン１はその床面下部にエアボックスが装備されているかぎりゆるやかで安全な降下を継続し、これが地面との接触の際の衝撃エネルギを吸収する。
【００８１】
上記２０人乗りの幅の大きい軽ジェット機などの例は大型の輸送能力を有する大型機にも該当する。
【００８２】
重量を極限まで軽減するために、乗客避難キャビン１は複合資材、アルミニューム−リチューム合金、プラスチック、または、その他の今日使用されている市販または今後使用が可能となるその他の材料で製作される。
【００８３】
以上に加えて超高度での強制分離が発生した際には乗客の暫定的な生存のための圧搾空気を備え、降下時の気圧低下による酸素欠乏症に対応している。
【００８４】
また、乗客避難キャビン１は乗客と乗務員全体を収容するために可能な限り大型化し、海上に落下した場合、荒天下でも沈没しない性能を有して人員の安全をはかっている。
【００８５】
図１Ａ，図１Ｄ，図３，図３Ａ〜図３Ｃ，図６Ｂに示されたものであって本発明の実施例による強制分離式乗客避難キャビンを有する航空機のキャビンは大型機でも小型機でも応用される。本発明はさらに、乗客避難キャビン１と胴体４の設計変更によって、より大型のジェット機にも応用される。
【００８６】
本発明は添付図面を基準として以上のように説明したが、これに限定されるものでないことはいうまでもない。したがって上記に図示の強制分離式避難キャビンを有する航空機またはタイプのいかんを問わず在来の航空機に応用可能の乗客避難キャビン１、パラシュート１３，１４、カタパルト８０、ロケットモータ８１、エアバッグボックス８５に関する図面、数値、サイズ、配列、材料、構造、アセンブリコンポーネント、テクニック、および、操作などに関する改良または変更はすべて新規性を具備し、当該技術分野の発展に寄与するものでないかぎり、本発明の目的やその特許請求の範囲に包含されると解されべきものである。
【図面の簡単な説明】
【図１Ａ】正規飛行操縦のため結局のところ航空機の胴体と結合されるもので、それに先立ち航空機胴体から分離されている状態を示した乗客避難キャビンの斜視図である。
【図１Ｂ】正規飛行操縦のため結局のところ乗客避難キャビンと結合されるもので、それに先立ち乗客避難キャビンが取り外されている状態を示した航空機胴体の斜視図である。
【図１Ｃ】航空機の通常飛行操縦中に適用される状態であって早期解除可能なコネクタのセットによって航空機の胴体と結合されている状態の乗客避難キャビンを示した斜視図である。
【図１Ｄ】乗客避難キャビンがパラシュートで支えられたり外側のエアバッグが起動したりしているもので、パラシュート格納エリアの詳細と同様に、小型ロケットと乗客避難キャビンとの結合点に沿うパラシュートケーブルの格納エリアを示すとともに強制分離されて地上へ降下中の乗客避難キャビンを示した斜視図である。
【図２Ａ】図１Ｃにおける航空機のパラシュートシステムが起動して空中を落下している状態を示した斜視図である。
【図２Ｂ】図２Ａにおける航空機のメインパラシュートが全展開して機体が水平保持され、乗客避難キャビンが胴体から強制分離される直前の状態を示した斜視図である。
【図２Ｃ】図２Ｂにおける航空機の乗客避難キャビンが胴体から強制分離されてキャビンパラシュートにより支持されている状態を示した斜視図である。
【図２Ｄ】図２Ｂにおける航空機でキャビン分離後のものが自然に急落する状態を示した斜視図である。
【図２Ｅ】図２Ｄにおける航空機の胴体が急降下する状態を示した斜視図である。
【図２Ｆ】図２Ｅにおける航空機の胴体が地面に激突した状態を示した斜視図である。
【図２Ｇ】図２Ｃの乗客避難キャビンがパラシュートで支持されて安全な速度で降下している状態を示した斜視図である。
【図２Ｈ】図２Ｇの乗客避難キャビンが地面に接近していて着陸寸前で外部エアバッグがすでに起動している状態を示した斜視図である。
【図２Ｉ】図２Ｈの乗客避難キャビンが着地した瞬間の衝突エネルギが外部エアバッグにより吸収される状態を示した斜視図である。
【図３】本発明における乗客避難キャビンの底面図であって該キャビン床の外部やとくに底部外表面に設けられた急速強制分離装置を示したものである。
【図３Ａ】図３の乗客避難キャビンがカタパルト付き航空機の胴体から分離第１段階に至る状態を示すとともにパラシュート展開の第１段階をも示した斜視図である。
【図３Ｂ】航空機胴体からの急速強制分離にともなうロケットモータ起動で図３Ａの乗客避難キャビンが分離第２段階に至ると同時にパラシュートが展開途上にあるときの状態を示した斜視図である。
【図３Ｃ】図３Ｂの乗客避難キャビンが胴体から離れ去って最終分離段階に至ることやパラシュートが全開状態になることで当該キャビンが地上へスムーズに降下している状態を示した斜視図である。
【図４】エアバッグ収納用の箱の斜視図を示したものであって断面表示されたエアバッグ装置のエレメントがそこに内蔵されている。
【図４Ａ】本発明の乗客避難キャビンであってソケット内に収納されたエアバッグ起動前のエアバッグ装置や急速分離装置の残部が付されたものの底部平面図である。
【図４Ｂ】図４Ａに示した本発明の乗客避難キャビンであって衝撃エネルギを吸収する準備のためエアバッグ装置がフル配備されてエアバッグが膨満状態になっている状態の底部平面図である。
【図５】エンジン故障で地上へ降下する初期の段階を示した大型ジェット機の平面図である。
【図６Ａ】地上へ急降下状態にある図５の大型ジェット機とパラシュート装置の始動とを示した側面図である。
【図６Ｂ】図６Ａで地上へ急降下中の大型ジェット機胴体から強制分離した乗客避難キャビンが全開のパラシュートにより支持されている状態を示した側面図である。
【図６Ｃ】図６Ａの大型ジェット機胴体が地上に衝突してクラッシュに至るという急速落下の開始を示した側面図である。
【図７Ａ】本発明の迅速解除可能なコネクタとしてそれぞれ採用された一対のコネクタ部材の断面斜視図で発火メカニズムが搭載されたスペースの詳細も示されている。
【図７Ｂ】本発明の迅速解除可能なコネクタとしてそれぞれ採用された他の一対のコネクタ部材の断面斜視図でそのハウジングの詳細も示されている。
【図７Ｃ】ピストンやスプリングキャッチなどコネクタ部材の構成要素を示した斜視図である。
【図７Ｄ】本発明の迅速解除可能なコネクタとしてそれぞれ採用された対をなすコネクタ部材図７Ａ〜図７Ｃ参照の組立状態を示した断面図であるとともに該組立物が発火メカニズム手段で操作されコネクタ部材がそれぞれ乗客避難キャビンや胴体に結合されることをも示したものである。
【図７Ｅ】図７Ｄに示されたところのメカニズムの断面図であり、そこの充填材の爆発と同時にピストンが作動して乗客避難キャビンと胴体とのコンポーネントが強制分離されることを示したものである。
【図８Ａ】代替としての液圧メカニズムの断面図であってピストン移動の結果で乗客避難キャビンと胴体とのコンポーネントを強制分離するという手段により当該強制分離が発生寸前の状態であることをも示したものである。
【図８Ｂ】図８Ａのメカニズムの起動後の状態を示した断面図である。
【図９Ａ】代替としての空気圧メカニズムの断面図であってピストン移動の結果で乗客避難キャビンと胴体とのコンポーネントを強制分離するという手段により当該強制分離が発生寸前の状態であることをも示したものである。
【図９Ｂ】図９Ａのメカニズムの起動後の状態を示した断面図である。
【図１０Ａ】代替としての機械的メカニズムの断面図であってピストン移動の結果で乗客避難キャビンと胴体とのコンポーネントを強制分離するという手段により当該強制分離が発生寸前の状態であることをも示したものである。
【図１０Ｂ】図１０Ａのメカニズムの起動後の状態を示した断面図である。
【図１１】垂直方向に指向した推進用カタパルトの全体を示した斜視図である。
【図１１Ａ】図１１の垂直方向に指向したカタパルトをなす伸縮型パイプであってその一方のパイプ対を示した斜視図である。
【図１１Ｂ】図１１の垂直方向に指向したカタパルトをなす伸縮型パイプであってその他方のパイプ対を示した斜視図である。
【図１１Ｃ】図１１の垂直方向に指向したカタパルトをなす伸縮型パイプであって推進用カタパルト内に充填された火薬の点火で垂直方向に発進した伸縮型パイプの一方のパイプ対を示した斜視図である。
【図１１Ｄ】図１１の垂直方向に指向したカタパルトをなす伸縮型パイプであって図１１Ｃのパイプとは正反対方向に推進する伸縮型パイプの他方のパイプ対を示した斜視図である。
【図１１Ｅ】推進用カタパルトが配備された手段によって垂直方向へ強制分離された乗客避難キャビンの底部平面図である。
【図１１Ｆ】図１１Ｅに示された乗客避難キャビンが強制分離第１ステージの終期に伸縮型パイプの一方のパイプ対から強制分離される状態を示した底部平面図である。
【図１１Ｇ】強制分離第２ステージの乗客避難キャビンの底部平面図であってロケットモータの全出力状態をも示したものである。
【図１１Ｈ】ロケットモータやそのコンポーネントの配置を示した斜視図である。
【符号の説明】
１乗客避難キャビン
１ａ周辺突起部
１ｃコーナ
１ｄ乗客避難キャビンの開口
２コネクション部材
３胴体の開口部
３ａ周辺支持基部
４航空機の胴体
４ａ後尾部
５航空機
６コネクション部材
１０操作レバー
１１コックピット
１２パラシュート
１３パラシュート
１８ワイヤロープ
２２特殊液体
２２ａ圧搾空気
２３パイプ
２３ａパイプ
２５ピストン
２５ａスプリングキャッチ手段
２５ｂ圧縮スプリング
２８火薬
２９チャンバ
３０パイプ
３０ａパイプの上部閉鎖端
３０ｂパイプの下部開放端
３１パイプ
３１ａパイプの下部閉鎖端
３１ｂパイプの上部開放端
３３ａ固定ポイント
３３ｂ固定ポイント
３３ｃ固定ポイント
３４乗客避難キャビン上部
３４ａ乗客避難キャビン上部の溝
３５小型推進ロケット
３６ａケーブル
３６ｂケーブル
３６ｃケーブル
３７ソケット開口
３８エアバッグ
３９ボイラメカニズ
４０固形燃料
４１距離測定センサ
８０推進用カタパルト
８１ロケットモータ
８１ａカートリッジユニット
８１ｂノズル
８１ｃ発火ユニット
８５エアバッ保管箱

Claims

航空機（５）の胴体（４）の長さ方向に沿うものであってコックピット（１１）を含み後尾部（４ａ）を含まない乗客避難キャビン（１）が胴体（４）の開口部（３）上に搭載されていること、乗客避難キャビン（１）がコンパクトであるとともに緊急事態発生時に航空機が水平保持した後の円滑な強制分離または極端に危険な状況下での迅速な強制分離のいずれかによって当該キャビン（１）が胴体（４）から垂直上方へ強制分離可能であること、乗客避難キャビン（１）の周辺突起部（１ａ）が胴体（４）の開口部（３）周辺にある周辺支持基部（３ａ）に載置されたとき当該キャビン（１）と一致かつ密着するための形状を胴体（４）の開口部（３）が有していること、乗客避難キャビン（１）を胴体（４）の開口部（３）に安全固定するためのものとして迅速に解除可能なコネクタのセットが採用されているとともに周辺突起部（１ａ）下の乗客避難キャビン（１）の周辺に固定された複数のコネクション部材（２）とこれに対応して胴体（４）の周辺に固定された複数のコネクション部材（６）とを当該コネクタのセットが含むものであること、これら一対のコネクション部材（２，６）が一致かつ密着することで長さ方向に延びるチャンバ（２９）が形成されるものであること、スプリングキャッチ手段（２５ａ）を有するピストン（２５）がチャンバ（２９）内に設けられているとともにピストン（２５）やこれと関連のスプリングキャッチ手段（２５ａ）がロック状態の両コネクション部材（２，６）内に入れられて圧縮スプリング（２５ｂ）を介した手段で圧迫されていること、コックピット（１１）内にある操作レバー（１０）の操作でメカニズムが作動するとピストン（２５）がチャンバ（２９）内で圧縮スプリング（２５ｂ）の圧縮方向へ直線移動するとともにスプリングキャッチ手段（２５ａ）が解放されて両コネクション部材（２，６）がロック解除されること、これに対応して両コネクション部材（２，６）がアンロック状態になること、乗客避難キャビン（１）がさらにパラシュート（１３，１４）のアレンジメントとパラシュート展開手段とエアバッグ（３８）のアレンジメントと乗客避難キャビン（１）の垂直上方への強制分離速度を増進するための推進用カタパルト（８０）とロケットモータ（８１）とを含むものであることを特徴とする強制分離可能な乗客避難キャビン（１）を備えた航空機。
チャンバ（２９）内でピストン（２５）を直線移動させて両コネクション部材（２，６）を強制分離かつアンロック状態にするためのメカニズムが火薬利用のものであってチャンバ（２９）端末のキャビティ内に込められた火薬（２８）を含むものからなるとともに両コネクション部材（２，６）がロック状態にあるときのピストン（２５）上に当該火薬（２８）が位置しており、雷管（２７）によって火薬（２８）が爆発するとピストン（２５）が直線移動してスプリングキャッチ手段（２５ａ）を解放し、両コネクション部材（２，６）がアンロック状態になるものである請求項１記載の強制分離可能な乗客避難キャビン（１）を備えた航空機。
チャンバ（２９）内でピストン（２５）を直線移動させて両コネクション部材（２，６）を強制分離かつアンロック状態にするためのメカニズムが液体圧利用のものであってチャンバ（２９）端末のキャビティ内に特殊液体（２２）を注入するためのパイプ（２３）を含むものからなるとともに両コネクション部材（２，６）がロック状態にあるときのピストン（２５）を当該特殊液体（２２）が圧迫しており、液圧が上昇するとピストン（２５）が直線移動してスプリングキャッチ手段（２５ａ）を解放し、両コネクション部材（２，６）がアンロック状態になるものである請求項１記載の強制分離可能な乗客避難キャビン（１）を備えた航空機。
チャンバ（２９）内でピストン（２５）を直線移動させて両コネクション部材（２，６）を強制分離かつアンロック状態にするためのメカニズムが圧搾空気利用のものであってチャンバ（２９）端末のキャビティ内に圧搾空気（２２ａ）を送り込むためのパイプ（２３ａ）を含むものからなるとともに両コネクション部材（２，６）がロック状態にあるときのピストン（２５）を当該圧搾空気（２２ａ）が圧迫しており、コックピット（１１）内にある操作レバー（１０）の操作で空気圧が上昇するとピストン（２５）が直線移動してスプリングキャッチ手段（２５ａ）を解放し、両コネクション部材（２，６）がアンロック状態になるものである請求項１記載の強制分離可能な乗客避難キャビン（１）を備えた航空機。
チャンバ（２９）内でピストン（２５）を直線移動させて両コネクション部材（２，６）を強制分離かつアンロック状態にするためのメカニズムが機械的な作動装置を利用するものであってピストン（２５）に連結されたワイヤロープ（１８）を含むものからなり、コックピット（１１）内にある操作レバー（１０）を操作するとピストン（２５）が直線移動してスプリングキャッチ手段（２５ａ）を解放し、両コネクション部材（２，６）がアンロック状態になるものである請求項１記載の強制分離可能な乗客避難キャビン（１）を備えた航空機。
パラシュート（１３，１４）のアレンジメントやこれらの展開手段が比較的小さなパラシュート（１３）と比較的大きなパラシュート（１４）と当該パラシュート（１３，１４）用の小型推進ロケット（３５）と各ケーブル（３６ａ，３６ｂ，３６ｃ）のアレンジメントとを含むものからなり、乗客避難キャビン（１）の上部（３４）の溝（３４ａ）内にケーブル（３６ａ，３６ｂ，３６ｃ）が取り付けられているとともにパラシュート展開時には乗客避難キャビン（１）の上部（３４）の各固定ポイント（３３ａ，３３ｂ，３３ｃ）から上方に向けてケーブル（３６ａ，３６ｂ，３６ｃ）が伸びるようになっており、乗客避難キャビン（１）の上部（３４）で後方に位置するホール（３２）内に両パラシュート（１３，１４）と小型推進ロケット（３５）とが収納されており、緊急事態の発生時、乗客避難キャビン（１）がコントロールされながら地上に降下するように、はじめ小型推進ロケット（３５）が推進して比較的小型のパラシュート（１３）が展開され、続いて比較的大型のパラシュート（１４）が展開されるものである請求項１記載の強制分離可能な乗客避難キャビン（１）を備えた航空機。
強制分離可能な乗客避難キャビン（１）の垂直上方への移動速度増進のための推進用カタパルト（８０）やロケットモータ（８１）のアレンジメントについて、乗客避難キャビン（１）の底部で垂直に伸びる開口（１ｄ）内に収蔵されたもので対応する四つのコーナ（１ｃ）に位置するものでもあるそれぞれの推進用カタパルト（８０）が一対のパイプ（３０，３１）を含んでおり、そのうちの一つのパイプ（３１）が他の一つのパイプ（３０）よりも小さな直径を有して大きな直径のパイプ（３０）内に伸縮自在に挿入されており、小径のパイプ（３１）を受け入れた大径のパイプ（３０）が上部閉鎖端（３０ａ）と下部開放端（３０ｂ）とを有するとともに大径のパイプ（３０）内に挿入された小径のパイプ（３１）が下部閉鎖端（３１ａ）と上部開放端（３１ｂ）とを有していて当該小径パイプ（３１）内に所定量の火薬が詰め込まれており、乗客避難キャビン（１）の推進第１ステージで当該火薬が点火されて一方のパイプ（３１）がこれに対応する他方のパイプ（３０）とともに伸長作用するとそれにより客避難キャビン（１）のための四本の支柱のアレンジが胴体（４）上で構成されるものであり、ロケットモータ（８１）のアレンジメントが乗客避難キャビン（１）の底部外側に位置しているとともに複数のカートリッジユニット（８１ａ）とこれに対応する複数のノズル（８１ｂ）および発火ユニット（８１ｃ）とを含んでおり、乗客避難キャビン（１）の推進第１ステージ完遂後における推進第２ステージ間で当該ロケットモータ（８１）が稼動して乗客避難キャビン（１）の垂直上方の移動速度を増進するものものである請求項１記載の強制分離可能な乗客避難乗客避難キャビン（１）を備えた航空機。
エアバッグ（３８）のアレンジメントがエアバッグ（３８）を複数個含んでいてそれぞれのエアバッグ（３８）が保管箱（８５）に収納されており、乗客避難キャビン（１）の底部にあるソケット開口（３７）に対応してエアバック保管箱（８５）がそこに配備されており、固形燃料（４０）付きボイラメカニズ（３９）とともに保持かつ包装された状態のエアバッグ（３８）をエアバッグ保管箱（８５）の一つひとつが収納しており、エアバッグ保管箱（８５）がさらに距離測定センサ（４１）を有しており、パラシュート（１３，１４）によって速度制御された乗客避難キャビン（１）が地上に向けて降下しているときにそれが地面から一定距離に達すると、それぞれの距離測定センサ（４１）が各ボイラメカニズ（３９）の電気的コンタクトで稼働して固形燃料（４０）を発火かつ急速燃焼させ、それによりガスを発生させてエアバッグ（３８）を迅速に膨張させるとともに当該キャビン（１）底部外にも拡張させ、かつ、乗客避難キャビン（１）が地面と接触するときのインパクトで発生する負荷をそれで吸収するものである請求項１記載の強制分離可能な乗客避難乗客避難キャビン（１）を備えた航空機。