JP5511041B1 - 航空機圧潰装置及び航空機解体方法 - Google Patents

Abstract

航空機を有効な資源として再利用可能とし、尚且つ、素早く解体するための航空機圧潰装置を得る。
航空機機体の胴部から水平翼、垂直翼とを切り離なされた航空機機体の胴部の両側及び上方の外周を覆うように形成された門形の外郭部と、この外郭部の上部に設置され、胴部の長手方向に並設された少なくとも１つの環状フレーム材の外周の少なくとも１箇所を楔形押圧片で胴部の中心に向かって押圧する楔形押圧片と、前記外郭部の両側部に設置され、前記楔形押圧片による押圧後に前記楔形押圧片の押圧方向に胴部中心位置で交叉する２方向から胴部を同時に押圧する一対の側壁押圧片と、前記航空機の胴部と外郭部とを相対移動させる移動手段とを備える。

Description

本発明は、航空機を有効な資源として再利用可能とし、尚且つ、素早く解体するための航空機圧潰装置及び航空機解体方法に関するものである。

本発明者は、自動車等の廃棄物を解体処理し同種類の材料毎に分別収集を行うためのスクラップ処理ヤードを提案した（特許文献１参照）。このスクラップ処理ヤード上に廃棄された自動車を運びこみ、解体、切断、及び分別といった一連の工程を行うものである。

また、客車、電車、ディーゼル動車等の旅客車やバスといった長尺の車両を廃棄する場合も、資源再利用の観点から同種類の材料毎に分別収集するために前記スクラップ処理ヤードでも行われていた。例えば、客車、電車、ディーゼル動車等の旅客車を廃棄する際には、車輪が回転可能に支持されている車台と、車台に固定される車体とを分離し、車体をスクラップ処理ヤード上で解体、切断、及び分別を行うが、効率的とは言えなかった。

具体的に説明すると、旅客車の車体の２つの側面、及び天井の内面は、塗装やクロス等の内装部材で装飾がなされているのに対し、自動車の車両用スクラップ処理ヤードは、自動車等の比較的小さい被解体物の解体作業を想定した施設であるため、客車、電車、ディーゼル動車等の旅客車やバスといった車両、及びタンク等の長尺の被解体物であって、ガラス部材又は内装部材等が装着されている被解体物を解体する場合には、現状の設備では、６人の作業員で約１週間程要し、作業効率をさらに向上させることは困難であった。

そこで、本発明者は、旅客車を解体する解体方法であって、旅客車の装着部材が装着された内面が作業面となるように、旅客車をその長手方向軸心回りに回転し、作業面にある被解体物の装着部材を剥離及び排出し、装着部材が剥離された旅客車をプレス及び切断し、所定寸法の廃材塊を形成する解体方法、旅客車解体方法及び解体システムを提案した（特許文献２参照）。

一方、航空機については、専用の解体施設が国内に存在しない状態となっている。旅客機等の航空機は、しっかりとしたメンテナンスを行うことにより、耐用年数はないと言われているが、民間航空機では先進国で２０年〜３０年、先進国の中古機体を使う途上国では５０年で廃棄されるとも言われている。

特開２００７−１６８９６９号公報 特開２０１１−６３２３３号公報

最新の航空機は、炭素繊維強化プラスチック（ＣＥＲＰ）等の複合素材の割合が多くなっているが、それ以前の航空機では、軽量で強度の高いアルミニウムやその合金であるジュラルミン等の使用割合が非常に高いことが知られている。そのため、天然資源の少ない我が国においては特に廃棄された航空機を有効な資源として高度に活用することが求められている。

本発明は、航空機を有効な資源として再利用可能とし、尚且つ、素早く解体するための航空機圧潰装置及び航空機解体方法を得ることを目的とする。

請求項１に記載された発明に係る航空機圧潰装置は、航空機の胴部を内側方向に圧潰する航空機圧潰装置であって、
航空機機体の胴部から水平翼、垂直翼とを切り離なされた航空機機体の胴部の両側及び上方の外周を覆うように形成された門形の外郭部と、
この外郭部の上部に設置され、胴部の長手方向に並設された少なくとも１つの環状フレーム材の外周の少なくとも１箇所を楔形押圧片で胴部の中心に向かって押圧する楔形押圧片と、
前記外郭部の両側部に設置され、前記楔形押圧片による押圧後に前記楔形押圧片の押圧方向に胴部中心位置で交叉する２方向から胴部を同時に押圧する一対の側壁押圧片と、
前記航空機の胴部と外郭部とを相対移動させる移動手段とを備えることを特徴とするものである。

請求項２に記載された発明に係る航空機圧潰装置は、請求項１に記載の移動手段が、胴部の外周面を長手方向の尾翼側一端からコックピット側の他端に向かって移動させることを特徴とするものである。

請求項３に記載された発明に係る航空機圧潰装置は、請求項１又は２に記載の楔形押圧片が、前記胴部の隣接する環状フレーム材の各々に当接させた際に、各々の環状フレーム材に対して略均等となるように押圧されることを特徴とするものである。

請求項４に記載された発明に係る航空機圧潰装置は、請求項１〜３の何れか１項に記載の楔形押圧片が、前記胴部の環状フレーム材の周方向に対して傾斜させて押圧されることを特徴とするものである。

請求項５に記載された発明に係る航空機圧潰装置は、請求項１〜４の何れか１項に記載された楔形押圧片の両側部に、この楔形押圧片による胴部の押圧の際に胴部の盛り上がりを妨げる補助押圧片を備えたことを特徴とするものである。

請求項６に記載された発明に係る航空機解体方法は、航空機機体を解体する解体方法であって、
航空機機体の胴部から水平翼、垂直翼とを切り離す切除工程と、
翼部が切り離された胴部の外周面を長手方向の 一端から他端に向かって順次圧潰する圧潰工程と、
圧潰工程によって圧縮された被圧潰物を前記長手方向の任意の長さに切断して廃材塊を形成する切断工程とを備え、
前記圧潰工程が、
胴部の長手方向に並設された少なくとも１つの環状フレーム材の外周の少なくとも１箇所を楔形押圧片で胴部の中心に向かって押圧する第１圧潰工程と、
第１圧潰工程の後に前記楔形押圧片の押圧方向に胴部中心位置で交叉する２方向から胴部を同時に押圧する第２圧潰工程とを備えたことを特徴とするものである。

請求項７に記載された発明に係る航空機解体方法は、前記楔形押圧片の両側部に、この楔形押圧片による胴部の押圧の際に胴部の盛り上がりを妨げる補助押圧片を更に備えたことを特徴とするものである。
請求項８に記載された発明に係る航空機解体方法は、前記圧潰工程が、胴部の外周面を長手方向の尾翼側一端からコックピット側の他端に向かって順次圧潰することを特徴とするものである。

本発明は、航空機を有効な資源として再利用可能とし、尚且つ、素早く解体するための解体装置及び解体方法を得ることができるという効果がある。

本発明の航空機解体工程を示す一実施例のフローチャートである。 航空機圧潰装置を含む解体工程の概要を説明する説明図である。 航空機胴部の構造を示す説明図である。 圧潰工程の説明図である。 継続圧潰手段を備えた剪断装置の平面構成を示す説明図である。 図５の剪断装置の動作を示す模式平面である。ａ図は剪断直後、ｂ図は下向き圧縮及び側方圧縮工程後の状態を示す。 スクラップの破砕・分別設備の全体構成を示す平面図である。 図７のＡ−Ａ矢視断面図である。

本発明の航空機圧潰装置においては、航空機の胴部を内側方向に圧潰する航空機圧潰装置であって、航空機機体の胴部から水平翼、垂直翼とを切り離なされた航空機機体の胴部の両側及び上方の外周を覆うように形成された門形の外郭部と、この外郭部の上部に設置され、胴部の長手方向に並設された少なくとも１つの環状フレーム材の外周の少なくとも１箇所を楔形押圧片で胴部の中心に向かって押圧する楔形押圧片と、前記外郭部の両側部に設置され、前記楔形押圧片による押圧後に前記楔形押圧片の押圧方向に胴部中心位置で交叉する２方向から胴部を同時に押圧する一対の側壁押圧片と、前記航空機の胴部と外郭部とを相対移動させる移動手段とを備える。これにより、航空機を有効な資源として再利用可能とし、尚且つ、素早く解体することができる。

より詳しくは、航空機の胴部の構造は、機内に乗員や乗客が搭乗したり、乗客の手荷物，貨物等を搭載するためのスペースを提供する構造部であり、多くの場合、セミ・モノコック構造（一部はモノコック構造体）である。具体的には、胴部の筒の断面形状を構成する胴部の長手方向に並設された環状フレーム材と、これら環状フレーム材同士を連結するストリンガ材と、環状フレーム材とストリンガ材とを外方から連結する外板材とから構成されている。

環状フレーム材は、胴部の断面形状をもった一次構造部材であり、例えばボーイング７４７の胴部には、Ｚ型断面のフレーム材が２０インチ（＝５０．８ｃｍ）間隔で並べられている。ストリンガ材の断面はＬ型、Ｊ型、Ｚ型、ハット型（つば付き帽子の断面）などがあり、同じくボーイング７４７の胴部ではＺ型あるいはハット型のものが、円周上に約８インチ（＝２０．３２ｃｍ）間隔で入れられている。ストリンガ材と外板材はふつう多くのリベット鋲で結合されている。

また、客室内を与圧する輸送機では、セミ・モノコック構造の胴部の前後に耐圧隔壁が取り付けられる。前方耐圧隔壁は機首にある気象レーダーの後ろにあり、隔壁は平板状で後方の隔壁に比べて小さい。客室最後部の後方耐圧隔壁は大きい。例えば、ボーイング７４７では客室側に開いたお椀状である。また、ＤＣ−１０やボーイング７２７では前方と同様の平板タイプを使用している。

このようなセミ・モノコック構造では、特にフレーム材の強度が高い。このため、廃材塊を形成するには、先ずこのフレーム材を変形又は切断する必要がある。このため、航空機機体の胴部から水平翼、垂直翼とを切り離なされた航空機機体の胴部の両側及び上方の外周を覆うように形成された門形の外郭部と、この外郭部の上部に設置され、胴部の長手方向に並設された少なくとも１つの環状フレーム材の外周の少なくとも１箇所を楔形押圧片で胴部の中心に向かって押圧する楔形押圧片と、外郭部の両側部に設置され、前記楔形押圧片による押圧後に前記楔形押圧片の押圧方向に胴部中心位置で交叉する２方向から胴部を同時に押圧する一対の側壁押圧片と、前記航空機の胴部と外郭部とを相対移動させる移動手段とを備えることにより、胴部を効率よく圧潰することにより廃材塊を形成することができる。

特に、航空機機体の胴部の中心に向かって押圧する圧潰工程は、楔形押圧片による胴部の長手方向に沿った横断面を構成する環状フレーム材の外周の少なくとも１箇所を楔形押圧片で胴部の横断面中心に向かって押圧する第１圧潰工程と、第１圧潰工程の後に一対の側壁押圧片による前記楔形押圧片の押圧方向に胴部中心位置で交叉する２箇所から胴部周囲を同時に押圧する第２圧潰工程とを備えることにより、楔形押圧片による圧潰で環状フレーム材を楔形押圧片で内側に変形又は切断され、後続の一対の側壁押圧片による圧潰で環状フレーム材を押し潰しながら圧縮される。これにより、更に後続の切断工程で廃材塊とすることが容易に行うことができる。

即ち、楔形押圧片で航空機の胴部の長手軸に直交する方向からの力に対抗する環状フレーム材を塑性変形させた後に、一対の側壁押圧片で更に圧潰処理を行うことにより、航空機胴部のようにストリンガ材と環状のフレーム材とを主な構造とするセミ・モノコック構造のものであっても、圧潰処理を抵抗少なく小出力の圧潰手段によっても行うことができる。

この場合の「塑性変形」とは、加えた力によって変形し、力を加えない状態にしても形が元に戻らない状態を指す。例えば、切断した状態が該当し、押圧された箇所が歪んで変形している状態、押圧した箇所に細かなヒビが入った状態をも含む。これにより、予め塑性変形を行わない状態よりも、抵抗が少なく、小出力での圧潰処理を行うことができる。

この胴部の長手方向に並設された少なくとも１つの環状フレーム材の外周の少なくとも１箇所を楔形押圧片で胴部の中心に向かって押圧する第１圧潰工程は、楔形押圧片で環状フレーム材の外周の少なくとも１箇所を押圧すればよく、例えば、上方から胴部の中心である下方に押圧すれば、１箇所を押圧することにより圧潰することができる。また、航空機は胴部の径が大きいために、上方から押圧することは装置自体を大型化する必要がある。即ち、側方から押圧する場合には、好ましくは１組の楔形押圧片を対向して配置し、同時に駆動させて両側方向から中心に向かって押圧すればよい。

本発明の圧潰工程では、好ましくは、胴部の長手方向に沿った周囲を長手方向の尾翼側一端からコックピット側の他端に向かって順次圧潰する。即ち、航空機の胴部と外郭部とを相対移動させる移動手段が、胴部の外周面を長手方向の尾翼側一端からコックピット側の他端に向かって移動させる。これにより、圧潰操作の最初に細い後端部から圧潰することにより、順次引き続いて行われる後続の圧潰操作もスムーズに行うことができる。更に、前述の通り、圧力隔壁については、客室側に開口したお椀状であるため、後端部から押圧することにより、お椀の縁部を押圧するのではなく、お椀の側壁部を押圧する方が容易に圧潰することができる。

本発明の第１圧潰工程における楔形押圧片としては、航空機胴部の環状フレーム材を外板材及びストリンガ材と共に内側に変形させたり、内側方向に切断させられるものであれば良い。楔形の環状フレーム材への当接部分は楔形押圧片の押圧によって環状フレーム材を外板材及びストリンガ材と共に内側に変形させたり、内側方向に切断させられる大きさであればよく、好ましくは、（３０〜５０ｃｍ）×（６０〜１００ｃｍ）平板状部分を備える。これより小さければ、環状フレーム材が直ぐに切断して内側方向に変形することがなくなり、これより大きければ、環状フレーム材を変形させるのに大きな押圧力を必要とする。

また、本発明の楔形押圧片には、好ましくは、その両側部にこの楔形押圧片による胴部の押圧の際に胴部の盛り上がりを妨げる補助押圧片を備える。これにより、不用意に楔形押圧片が胴部に入り込みすぎることが妨げられ、好ましい圧潰状態を得ることができる。この補助押圧片としては、後述する実施例では楔形押圧片の側方方向に張り出した板状体を開示したが、楔形押圧片の両側に同様の補助押圧片を配し、楔形押圧片の駆動に遅れて補助押圧片を駆動する構成としてもよい。

本発明の第２圧潰工程における楔形押圧片の押圧方向に胴部中心位置で交叉する２方向からの胴部への同時押圧は、一対の押圧部材によって行えばよい。例えば、楔形押圧片が胴部の上方から押圧される場合には、胴部の両側壁方向に一対の押圧部材を配し、これら押圧部材を胴部中心に向かって圧縮すればよい。尚、楔形押圧片や一対の押圧部材は好ましくは油圧駆動とし、大きな圧力で押圧させることにより、廃材塊を形成させる。

本発明の楔形押圧片が、好ましくは、前記胴部の隣接する環状フレーム材の各々に当接させた際に、各々の環状フレーム材に対して略均等となるように押圧される。即ち、前述の通り、環状フレーム材は２０インチ（＝５０．８ｃｍ）間隔で並べられている。また、胴部の後端部は細く、徐々に太くなって、コックピット側の前端部ではまた細くなっており、後方及び前方の隣接する環状フレーム材は大きさが相違する。このため、楔形押圧片は隣接するフレーム材間で略均等に押圧するように傾動する。例えば、楔形押圧片の前方及び後方位置を油圧ピストンに接続し、押圧するフレーム材にあてがって各々の油圧をコントロールして傾動させてもよいが、楔形押圧片の中間位置を油圧ピストンに連結する際に前後に傾動するように軸支させて連結することにより、略均等となるように傾動することが可能となる。

本発明の楔形押圧片が、好ましくは、前記胴部の環状フレーム材の周方向に対して傾斜させて押圧される。これにより、後続の第２圧潰工程で２方向から胴部へ同時に押圧する際に、環状フレーム材が斜めに変形し、小さい圧潰力でもより小径に変形させることができる。詳しくは、例えば環状フレーム材の周方向に対して垂直に楔形押圧片を押圧させた場合には、フレーム材の胴部中心への変形又は切断はフレーム材の周方向に対して垂直に行われる。そのため後続の第２圧潰工程で２方向から胴部へ同時に押圧する場合には、変形又は切断した面同士が当接し合うために圧潰するためにはより大きな力が必要となる。

これに対して、胴部の環状フレーム材の周方向に対して傾斜させて楔形押圧片を押圧した場合には、フレーム材の胴部中心への変形又は切断はフレーム材の周方向に対して斜めに行われる。そのため後続の第２圧潰工程で２方向から胴部へ同時に押圧する場合には、変形又は切断した面同士が斜めにすれ違うように圧潰するために、環状フレーム材が斜めに変形し、小さい圧潰力でもより小径に変形させることができる。特に環状フレーム材は前述の通り、２０インチ（＝５０．８ｃｍ）間隔で並べられているため、斜めに圧潰されたフレーム材は隣接するフレーム材の間に螺旋状に入り込むような変形を受け、あたかも雑巾を捻るような圧潰を受けやすくなる。

また、本発明の航空機解体方法は、航空機機体を解体する解体方法であって、航空機機体の胴部から水平翼、垂直翼とを切り離す切除工程と、翼部が切り離された胴部の外周面を長手方向の一端から他端に向かって順次圧潰する圧潰工程と、圧潰工程によって圧縮された被圧潰物を前記長手方向の任意の長さに切断して廃材塊を形成する切断工程とを備え、
前記圧潰工程が、胴部の長手方向に並設された少なくとも１つの環状フレーム材の外周の少なくとも１箇所を楔形押圧片で胴部の中心に向かって押圧する第１圧潰工程と、第１圧潰工程の後に前記楔形押圧片の押圧方向に胴部中心位置で交叉する２方向から胴部を同時に押圧する第２圧潰工程とを備え、
前記楔形押圧片の両側部に、この楔形押圧片による胴部の押圧の際に胴部の盛り上がりを妨げる補助押圧片を備える。これにより、航空機を有効な資源として再利用可能とし、尚且つ、素早く解体することができる。

楔形押圧片による第１圧潰工程及び一対の側壁押圧片による第２圧潰工程によって押圧された航空機の胴部は、好ましくは、本発明の圧縮行程と切断工程との間に、圧潰工程によって圧縮された部位を更に胴部中心に向かって圧潰して圧縮する継続圧潰工程を更に備える。これは、ボーイング７４７等のような大型航空機では、更に小さく圧潰する必要があり、このため、例えば、圧潰工程で縮径された胴部を上方から押し潰す下向き油圧ラムと、これに直交する方向に押圧する側方押圧ラムとによって、断面を矩形に圧潰した上で、切断工程に供すればよい。

この場合、側方押圧ラムは、一つのラムを用いて一方から他方向へ押圧することにより、圧潰して縮径されるが、大型航空機においては、一つのラムでは長尺であるため、長手方向に沿って「く」の字状に折れ曲がるおそれがある。このため、好ましくは、一組の側方押圧ラムを長手軸を挟むように両側に配置して、均等な圧力で押圧する。尚、一度に押圧して径を小さくするのではなく、前記継続圧潰工程が複数の工程に分けて順次圧縮されるように、多段に亘って徐々に径を小さくすることが好ましい。

圧潰で得られた廃材塊は、細かく破砕片に破砕し、得られた破砕片を、鉄、アルミニウム、ジュラルミン等の金属と、プラスチック片とに分別することにより資源として活用される。破砕は破砕機で行われれば良く、具体的には、廃材魂を粗破砕機で粗い破砕片に破砕した後に、得られた粗い破砕片を主破砕機でさらに細かく粉砕することができる。

図１は本発明の航空機解体工程を示す一実施例のフローチャートである。図２は航空機圧潰装置を含む解体工程の概要を説明する説明図である。図３は航空機胴部の構造を示す説明図である。図４は圧潰工程の説明図である。図５は継続圧潰工程を行った後に切断工程を行う継続圧潰手段を備えた剪断装置の平面構成を示す説明図である。図６は図５の剪断装置の動作を示す模式平面図である。ａ図は剪断直後、ｂ図は下向き圧縮及び側方圧縮工程後の状態を示す。図７はスクラップの破砕・分別設備の全体構成を示す平面図である。図８は図７のＡ−Ａ矢視断面図である。

図１に示す通り、航空機の解体方法としては、先ず、被解体航空機を解体場へ搬入する工程（Ｓ１）がある。解体場自体は飛行場の滑走路の近辺に設置すれば搬送もトラック等の輸送手段を用いて道路上を搬送する必要がない。搬入された航空機は、内部構造体の取り外し工程（Ｓ２）を行う。内部構造体としては、再利用可能なコックピットの機器類、乗務員及び乗客用シート、窓等が挙げられる。尚、機外のエンジン、タイヤ、燃料等は搬入の際に取り外されていない場合には、この段階で取り外し、機外へ排出すればよい。翼のフラップ等を駆動する油圧計についても取り外したり、油圧の作動油を排出する。また、劣化ウランを装着されている航空機ではこの段階で取り外し、適正に処理すればよい。

解体操作は、図２に示す通り、航空機機体１０の胴部１１から主翼１２、水平翼１３、垂直翼１４とを切り離す切除工程（Ｓ３）から始まる。各翼部の切り離しは燃料タンクが主翼１２等に設置されているため、トーチによる切り離しは火災のおそれがあるため、燃料タンク内の燃料を完全に抜いて切り離し操作を行うか、図２にも示されたような強力なペンチャーを備えた重機１５等による火災が発生しないような切断操作を行えばよい。

翼部が切り離された航空機の胴部１１は、図２に示す通り、同じ方向に３列に設置された多数のローラ１７上に載置され、各列の間に敷設されたレール１８上を移動する気動車１６によって圧潰装置２０に向かって尾翼側を先頭に移動される。レール１８は圧潰装置２０の入口直前まで敷設されており、気動車１６で航空機の胴部１１を前端部に亘って圧潰装置２０内に進入させることができ、圧潰装置２０の圧潰でもレールが損壊することはない。気動車１６の航空機側にはアーム部１６ａが形成され、その先端部には、環状の当接部１６ｂが形成され、航空機の胴部１１の先端部に当接する。これにより、気動車１６の駆動が良好に胴部１１に伝達され、移動される。

尚、圧潰装置２０は航空機機体を載置したステージ上を圧潰装置２０を尾翼部分から移動するように構成してもよいが、航空機機体自体は大きさの割には軽量であるため、図２に示す通り、圧潰装置２０は固定した上で航空機機体を尾翼部分を先頭に移動させる方が、装置の規模を小さくすることができる。また、図２の気動車１６についても、レール１８上を移動するのではなく、タイヤがローラ１７間を走行できる車で押すものであっても良い。

この胴部１１を圧潰する工程は、図２に示す通り圧潰装置２０で行う。詳しくは、胴部１１の長手方向に沿った周囲を長手方向の一端から他端に向かって順次圧潰するに際して、胴部の長手方向に沿った横断面を構成する環状フレーム材の外周の少なくとも１箇所を楔形押圧片で胴部の横断面中心の長手軸に向かって押圧する第１圧潰工程（Ｓ４）を行う。第１圧潰工程を経た胴部は楔形押圧片の押圧方向に胴部中心位置で 交叉する２方向から胴部へ同時に押圧する第２圧潰工程（Ｓ５）を行う。この圧潰工程を行う圧潰装置２０では、切除工程で切り離された大型旅客機の翼部をも圧潰してもよく、大きさに応じては後述する継続圧潰工程で、圧潰された胴部１１と共に又は単独で圧潰してもよい。

圧潰装置２０は、図２のｃ図に示す通り、翼部が切り離された航空機機体の胴部１１の両側及び上方の外周を覆うように形成された門形の外郭部２５と、この外郭部の上部に設置され、胴部１１の長手方向に並設された少なくとも１つの環状フレーム材の外周の少なくとも１箇所を楔形押圧片で胴部の中心に向かって押圧する楔形押圧片２１と、外郭部２５の両側部に設置され、楔形押圧片２１による押圧後に楔形押圧片２１の押圧方向に胴部中心位置で交叉する２方向から胴部を同時に押圧する一対の側壁押圧片２３とを備える。楔形押圧片２１は、外郭部２５の上部に設置された上部油圧アクチュエータ２２に連結され、一対の側壁押圧片２３は外郭部２５の両側部に設置された一対の側部油圧アクチュエータ２４に連結される。

図３に示す通り、航空機機体の胴部１１は、複数個並設された環状のフレーム材３１と、隣接するフレーム材同士に連結される複数のストリンガ材３２と、フレーム材３１とストリンガ材３２とを覆う外板材３３とで構成されるセミモノコック構造を有する。また、楔形押圧片２１は、その楔形押圧片２１の側方方向に張り出した板状体の補助押圧片２１ａを備える。補助押圧片２１ａは門形の外郭部２５の両側部に沿って上下する。これにより、不用意に楔形押圧片が胴部に入り込みすぎることが妨げられ、好ましい圧潰状態を得ることができる。また、一対の側壁押圧片２３は板状の押圧板の押圧面側に中央部には、楔形押圧片の補助としての胴部１１の長手方向に突起片２３ａが形成されており、この突起片２３ａにより、先にこの突起片２３ａが環状フレーム材３１を曲折・破断してより容易に変形させることになる。

図３及び図４のａ図に示す通り、圧潰装置２０は、環状のフレーム材３１の外周面に対して外方向から押圧して楔形押圧片２１によって環状フレーム材３１の上方から押圧する。図４のｂ図に示す通り、楔形押圧片２１で押圧された環状のフレーム材３１は胴部１１の内側へ変形される。ｃ図に示す通り、更に楔形押圧片２１で押圧された環状のフレーム材３１は押圧箇所が曲折・破断する。この段階で一対の側壁押圧片２３によってフレーム材３１の側部を内側に押圧する。これらの押圧によりｄ図に示す通り、環状フレーム材３１は折り畳められるように小径に変形される。

尚、この際、楔形押圧片２１の長手軸と環状フレーム材３１の周とは、互いに直交ではなく斜めに傾斜させて配置されてもよい。加えて一対の側壁押圧片２３の突起片２３ａについても楔形押圧片２１と同じ斜め方向に環状フレーム材３１の周とは、互いに直交ではなく斜めに傾斜させて配置されてもよい。これにより、楔形押圧片２１の第１圧潰工程で斜めに破断された環状のフレーム材３１の破断端部が後続の第２圧潰工程で２方向から胴部へ同時に押圧する場合には、変形又は切断した面同士が斜めにすれ違うように圧潰される（具体的には、図４のｄ図において、対向して変形される箇所がすれ違うように圧潰される）。

これに加えて、一対の側壁押圧片２３の突起片２３ａによっても環状フレーム材３１がより破断されたり、斜めにすれ違うようにより圧潰されることにより、環状フレーム材が斜めに変形し、小さい圧潰力でも、あたかも雑巾が絞られるようにより小さく小径に変形させることができる。尚、圧潰装置２０によって、環状フレーム材３１が斜めにすれ違うようにより圧潰されるため、その後の継続圧潰工程においても、環状フレーム材３１が更に斜めにすれ違うように圧潰されることが助長される。このため、航空機機体の胴部１１はより小径へと圧潰されることになる。

楔形押圧片２１と一対の側壁押圧片２３とは、状況に応じて個別に押圧させて胴部１１を圧潰させてもよいが、図５及び図６の継続圧潰手段を備えた剪断装置４０による継続圧潰を行うのであれば、プログラムを組んで互いに共同して駆動させてもよい。即ち、楔形押圧片２１を上方から胴部１１を押圧しつつ、一対の側壁押圧片２３を両側方から押圧して、幅方向を小さくする。この場合、一対の側壁押圧片２３の押圧を良好にするために、楔形押圧片２１の板状の補助押圧片２１ａに一対の側壁押圧片２３の上面に係合する係合片等を設けてよい。尚、楔形押圧片２１及び一対の側壁押圧片２３の駆動は、押圧された後の高さ及び幅が前記剪断装置４０へ投入する最大高さ及び最大幅よりも小さくするように制御されればよい。

圧潰装置２０と胴部１１とは、相対的に移動させ、圧潰装置２０で圧潰箇所が胴部１１の後端側からコックピット側へ移動させつつ小径に圧潰される。好ましくは、胴部１１自体が長尺であるため気動車１６で移動させる。尚、気動車１６については、作業者が気動車１６に乗り込んで航空機機体を移動させても、他所で無人の気動車１６の移動を操作するようにしてもよい。この場合、気動車１６を操作する操縦者と圧潰装置２０及び後述する継続圧潰工程を行うオペレータとを無線通話で連絡し合って行うことにより、簡便なシステムが構成できる。また、圧潰装置２０の楔形押圧片２１及び側壁押圧片２３による小径に圧潰する操作を各々の押圧片２１，２３の胴部１１への中心方向への移動距離を計測しつつ小径とすることを機械制御で行っても良い。

小径に変形させた胴部１１は、圧潰工程によって圧縮された部位を更に胴部中心に向かって圧潰して圧縮する継続圧潰工程（Ｓ６）を行う。この継続圧潰工程は、圧潰工程で縮径された胴部を上方から押し潰す下向き油圧ラムと、これに直交する方向に押圧する側方押圧ラムとによって、断面を矩形に圧潰する。更に、圧潰された胴部については、直刃剪断装置等の切断装置によって圧縮された部分を切断工程（Ｓ７）を行い、廃材塊を得る。この圧潰工程と継続圧潰工程とは、作業場に充分なゆとりがあるならば、好ましくは連続して行えるように配置されるが、一旦圧潰工程を行った上で、別の場所において継続圧潰工程を行うようにしても何ら問題はない。

これら継続圧潰工程（Ｓ６）と切断工程（Ｓ７）とは、本実施例では、図５及び図６に示す通り、継続圧潰手段を備えた剪断装置４０で行う。本実施例の剪断装置４０では、継続圧潰工程（Ｓ６）を２回行って、切断工程（Ｓ７）を行う。剪断装置４０は、広い幅を持つ直方体形状の空間を形成する開放型供給チャンネル４１と、第１継続プレス機４２と、第２継続プレス機４６と、直刃剪断機５０とを備える。

第１継続プレス機４２は、第１門形フレーム４３の上部に圧潰装置２０で圧潰された胴部１１を下向きに押し潰して高さ寸法を減少させる油圧駆動の下向き油圧ラム４４と、両側方から同じ圧力で押し潰して幅寸法を減少させる油圧駆動の一対の側方油圧ラム４５とを備える。第１継続プレス機４２に並設された第２継続プレス機４６は、第１門形フレーム４３よりも小型の第２門形フレーム４７の上部に第１の継続プレス機４２で圧潰された胴部１１を更に下向きに押し潰して更に高さ寸法を減少させる油圧駆動の下向き油圧ラム４８と、両側方から同じ圧力で押し潰して更に幅寸法を減少させる油圧駆動の一対の側方油圧ラム４９とを備える。

第１継続プレス機４２の下向き油圧ラム４４は、胴部１１の高さ寸法を第２継続プレス機４６の下向き油圧ラム４８の待機時の内法高さ未満に減少させるように適合されており、側方油圧ラム４５は胴部１１の幅寸法を第２継続プレス機４６の側方油圧ラム４９の待機時の内法幅未満に減少させるように適合されている。また、第２継続プレス機４６の下向き油圧ラム４８は、胴部１１の高さ寸法を直刃剪断機５０の剪断口５２の内法高さ未満に減少させるように適合されており、側方油圧ラム４９は胴部１１の幅寸法を直刃剪断機５０の剪断口５２の内法幅未満に減少させるように適合されている。

直刃剪断機５０は門形の機体フレーム５１内に形成された通路を有し、この通路の入口は供給チャンネル４１から第１継続プレス機４２、第２継続プレス機４６を経た一端面に開口する剪断口５２を形成し、その反対側の出口は剪断後の短尺片の廃材塊を受け入れるためのピット５８に開口している。この通路の途中には、剪断時にカッターの手前で圧縮された胴部１１を下向きに押さえつけてクランプするために油圧シリンダ５３で駆動される油圧スタンパ（図示せず）と、この油圧スタンパに隣接して出口側に固定配置された下部カッター刃（図示せず）と、この下部カッター刃と協働して圧縮された胴部１１を廃材塊に剪断する上部カッター刃（図示せず）と、この上部カッター刃を駆動するための主油圧シリンダ５７とを備えている。

これらの直刃剪断機５０、第２継続プレス機４６の一対の側方油圧ラム４９及び下向き油圧ラム４８、第１継続プレス機４２の一対の側方油圧ラム４５及び下向き油圧ラム４４の各駆動系は、これらを予め定められた動作順序で作動制御する。即ち、この剪断装置は、複数個並設された環状のフレーム材と、隣接するフレーム材を連結する複数のストリンガ材と、フレーム材とストリンガ材とを覆う外板材とで構成されるセミモノコック構造の航空機胴部１１を複数の短尺の廃材塊１１ｂに剪断する。

直刃剪断機５０で剪断された廃材塊１１ｂは、直刃剪断機５０の出口に隣接して設けられているピット５８内に落下して一時貯留される。ピット５８の底面は直刃剪断機５０の下部カッター刃よりも低い位置にあり、しかも剪断機から離れるに従って徐々に深くなるように傾斜しているため、剪断された廃材塊はピット５８内で剪断機５０の直近部から遠方へ自ら移動し、裁断機の出口近傍に滞留することはない。

供給チャンネル４１は、下向き油圧ラム４４が配置されている領域以外は完全に上方へ開放されており、下向き油圧ラムが上昇位置（初期位置）にあるときはその下方空間も開放されている。下向き油圧ラム４５は油圧シリンダによって駆動され、これらが下向き油圧プレス機５０を構成している。下向き油圧ラム４４と油圧シリンダは、供給チャンネル４１の両側壁を跨ぐように配置された門形フレーム４３に支持されている。下向き油圧ラム４４は、供給チャンネル４１の内幅と同じ幅寸法を有する。側方油圧ラム４５は、供給チャンネル４１の剪断口寄りの或る限定された領域に亘って一方の内側壁面を形成し、その側方からの押圧駆動のために側方油圧シリンダによって駆動される。これらの側方油圧ラム４５と油圧シリンダとによって側方プレス機４２を構成している。

得られた廃材塊１１ｂはスクラップ材として鉄系金属、アルミニウム系金属、非金属等の種々の材質のものが内部に混在している。そのため、これを破砕する破砕工程（Ｓ８）及び、破砕工程により破砕された破砕片を比重又は材質により分別する分別工程（Ｓ９）で分別される。これら破砕工程（Ｓ８）と分別工程（Ｓ９）とを詳しく説明する。破砕工程（Ｓ８）及び分別工程（Ｓ９）は、図７及び図８に示されるスクラップ破砕・分別装置６０を用いて行われる。スクラップ破砕・分別装置６０は、主として、粗破砕機６２、主破砕機６４、及び分別機６５を備える。尚、本実施形態の破砕工程は、２段階に分け、廃材魂を粗い破砕片に破砕する粗破砕機６２と、粗い破砕片をさらに細かく粉砕するための主破砕機６４とを有する。

据付型クレーン装置６１で廃材塊を投入された粗破砕機６２は回転数が異なる複数の軸回転刃を回転させることで、廃材魂を引き裂き破砕する。粗破砕機６２は、その駆動モータに付随した回転数検出センサー及び電流検出センサーにより、投入された廃材魂の大きさやその密度に依存する検出信号に基づく負荷トルクを検出し、検出した負荷トルクに応じて駆動電流を増減させ、廃材魂を自動で破砕する。破砕された粗破砕片は、粗破砕機６２から排出され、搬送コンベア６３により主破砕機６４へ搬送される。

主破砕機６４は、いわゆるハンマーシュレッダーであり、周面にハンマー状の刃が複数装着された回転ドラム６６を回転させながら、粗破砕物を叩き割るように細かく破砕し、破砕片を形成する構成である。主破砕機６４においても、その駆動モータに付随した回転数検出センサー及び電流検出センサーにより、投入された粗破砕片の大きさやその密度に依存する検出信号に基づく負荷トルクを検出し、検出した負荷トルクに応じて駆動電流を増減させ、粗破砕片を自動で破砕する。

以上の通り、粗破砕機６２及び主破砕機６４により、廃材魂から破砕片が得られ、破砕工程（Ｓ８）が終了する。この廃材塊１１ｂを得る継続圧潰工程と、廃材魂から破砕片を得る破砕工程とは、同じ作業場で行う必要はなく、破砕工程及びその後の分別工程を行うための施設に、廃材塊１１ｂをトラック等で移送して行っても何ら問題はない。

破砕工程（Ｓ８）の次の工程は、破砕片を比重や材質により分別する分別工程（Ｓ９）である。分別工程では、分別機６５を用いて破砕片の比重若しくは材質に従って鉄系金属、非鉄系金属、並びにプラスチック主体の破砕片に分別される。分別機６５は、比重に基づいて選別する振動フィーダ６７、第１のサイクロン装置６９、及び第２のサイクロン装置７４と、材質に基づいて選別するドラム式磁選機７５とを備えている。

先ず、主破砕機６４によって細かく破砕された破砕物は、振動フィーダ６７で比重の重い金属系破砕片と比重の軽いプラスチック主体のプラスチック破砕片とに篩い分けられる。振動フィーダ６７の振動によって跳ねた比重の軽い破砕片が、振動フィーダ６７の上方に設置された第１の吸引口６８から吸引され第１のサイクロン装置６９に移送される。

比重の軽い破砕片は第１のサイクロン装置６９で更に比重の軽い軽量破砕片と重い重量破砕片とに分別される。軽量破砕片は洗浄集塵装置である湿式スクラバー７０で塵が除去されて大気へ放出される。第１のサイクロン装置６９で分離された重量破砕片はプラスチック破砕片として、ダスト搬送ベルトコンベア７１等によって搬送されダスト室７２内のダストヤードに集積される。

振動フィーダ６７上を搬送された金属系破砕片は搬送ベルトコンベア７６でドラム式磁選機７５に投入される。ドラム式磁選機７５は、金属系破砕片が高所から低所に落下する途中で金属系破砕片を磁力によって鉄系金属と非鉄系金属とに分別する。その落下の際には、下方から風を上方へ吹き上げ、ドラム式磁選機７５の上方に設置された第２の吸引口７３から振動フィーダ６７で分別する際に逃れた比重の軽い軽量破砕片が吸引され分別される。

第２の吸引口７３で吸引された比重の軽い破砕片は第２のサイクロン装置７４で更に比重の軽い軽量破砕片と重い重量破砕片とに分別される。軽量破砕片は前述と同様に湿式スクラバー７０で塵が除去されて大気へ放出される。第２のサイクロン装置７４で分離された重量破砕片はプラスチック破砕片として、前述と同様にダスト搬送ベルトコンベア７１等によって搬送されダスト室７２内のダストヤードに集積される。

更に、ドラム式磁選機７５を逃れた金属系破砕片はドラム式磁選機７５の下方に設置された振動コンベア７７で振動されながら搬送される。その搬送の途中に設置された吊下型磁選機７８によって鉄系金属の破砕片が取り除かれる。取り除かれた鉄系金属の破砕片はドラム式磁選機７５で選別された鉄系金属の破砕片と合わさり、鉄輸送旋回ベルトコンベア７９で製品鉄ヤード８０に集積される。

２つの磁選機７５，７８によって磁気吸引されなかった非鉄系金属の破砕片は、非鉄系金属搬送ベルトコンベア８１で搬送されながら粒度選別機であるトロンメル８２で３種類の粒径に選別される。即ち、磁選機７５，７８で回収されなかった鉄以外のものは、回転ドラム状になっているトロンメル８２で、ガラス・陶器などの不燃物が多く存在する粒径とアルミニウムが多く存在する粒径と可燃物が多く存在する粒径との３種類に選別される。このトロンメル８２は２種類の大きさの穴をもつ円筒状の「篩（ふるい）」を有する。トロンメル８２は、主破砕機６４で処理したあとの非鉄系金属の破砕片の内、ガラスや陶器は、かなり細かく砕かれ、木材など可燃物はおおまかな大きさになり、アルミニウムはその中間ぐらいの細かさになることを利用して分別する。

非鉄系金属の破砕片は、「篩」にかけられ、ドラムの入り口近くの領域に設けられた小さい穴により、ガラス・陶器を多く含んだ破砕片が選別される。小さい穴が設けられた領域の次には大きい穴が設けられた領域があり、小さい穴を通らずに、大きい穴を通ったものは、アルミニウムを多く含んだ破砕片として選別される。大きい穴を通らなかったものは、ドラムの最後部からそのまま落下し、可燃物を多く含んだ破砕片として選別される。

トロンメル８２で３種類の粒径に選別された破砕片中のアルミニウムを、高速で回転する磁石の力によって鉄系破砕片と、アルミニウム系破砕片と、非金属物とに選別する。即ち、各粒径に適合した３つのアルミ選別機８３、８４、８５の各々において、高速で回転する磁石に破砕片を近づけることにより、磁石に反発するアルミニウム片と、磁石が吸引する鉄系破砕片と、磁石に反発も吸引もしない非金属片とに選別する。

以上の工程により、廃材魂が細かく破砕されて破砕片とした上で、この細かい破砕片を鉄系破砕片と、アルミニウム系破砕片と、非金属物とに選別することにより、有効な資源として高度に活用することができる。特に、航空機機体はアルミニウムやその合金であるジュラルミンが選別可能となる。

Ｓ１ …搬入工程、 Ｓ２ …取り外し工程、
Ｓ３ …切除工程、 Ｓ４ …第１圧潰工程、
Ｓ５ …第２圧潰工程、 Ｓ６ …継続圧潰工程、
Ｓ７ …切断工程、 Ｓ８ …破砕工程、
Ｓ９ …分別工程、
１０ …航空機機体、 １１ …胴部、
１１ｂ…廃材塊、 １２ …主翼、
１３ …水平翼、 １４ …垂直翼、
１５ …重機、 １６ …気動車、
１７ …ローラ、 １８ …レール、
２０ …圧潰装置、 ２１ …楔形押圧片、
２１ａ…補助押圧片、 ２２ …上部油圧アクチュエータ、
２３ …側壁押圧片、 ２３ａ…突起片、
２４ …側部油圧アクチュエータ、 ２５ …外郭部、
３１ …環状のフレーム材、 ３２ …ストリンガ材、
３３ …外板材、 ４０ …剪断装置、
４１ …開放型供給チャンネル、 ４２ …第１継続プレス機、
４３ …第１門形フレーム、 ４４ …下向き油圧ラム、
４５ …側方油圧ラム、 ４６ …第２継続プレス機、
４７ …第２門形フレーム、 ４８ …下向き油圧ラム、
４９ …側方油圧ラム、 ５０ …ギロチン式の直刃剪断機、
５１ …機体フレーム、 ５２ …剪断口、
５３ …油圧シリンダ、 ５７ …主油圧シリンダ、
５８ …ピット、 ６０ …スクラップ破砕・分別装置、
６１ …据付型クレーン装置、 ６２ …粗破砕機、
６３ …搬送コンベア、 ６４ …主破砕機、
６５ …分別機、 ６６ …回転ドラム、
６７ …振動フィーダ、 ６８ …第１の吸引口、
６９ …第１のサイクロン装置、 ７０ …湿式スクラバー、
７１ …ダスト搬送ベルトコンベア、７２ …ダスト室、
７３ …第２の吸引口、 ７４ …第２のサイクロン装置、
７５ …ドラム式磁選機、 ７６ …搬送ベルトコンベア、
７７ …振動コンベア、 ７８ …吊下型磁選機、
７９ …鉄輸送旋回ベルトコンベア、８０ …製品鉄ヤード、
８１ …非鉄系金属搬送ベルトコンベア、
８２ …トロンメル、 ８３、８４、８５…アルミ選別機、

Claims (8)

1. 航空機の胴部を内側方向に圧潰する航空機圧潰装置であって、
   航空機機体の胴部から水平翼、垂直翼とを切り離なされた航空機機体の胴部の両側及び上方の外周を覆うように形成された門形の外郭部と、
   この外郭部の上部に設置され、胴部の長手方向に並設された少なくとも１つの環状フレーム材の外周の少なくとも１箇所を楔形押圧片で胴部の中心に向かって押圧する楔形押圧片と、
   前記外郭部の両側部に設置され、前記楔形押圧片による押圧後に前記楔形押圧片の押圧方向に胴部中心位置で交叉する２方向から胴部を同時に押圧する一対の側壁押圧片と、
   前記航空機の胴部と外郭部とを相対移動させる移動手段とを備えることを特徴とする航空機圧潰装置。
2. 前記移動手段が、胴部の外周面を長手方向の尾翼側一端からコックピット側の他端に向かって移動させることを特徴とする請求項１に記載の航空機圧潰装置。
3. 前記楔形押圧片が、前記胴部の隣接する環状フレーム材の各々に当接させた際に、各々の環状フレーム材に対して略均等となるように押圧されることを特徴とする請求項１又は２に記載の航空機圧潰装置。
4. 前記楔形押圧片が、前記胴部の環状フレーム材の周方向に対して傾斜させて押圧されることを特徴とする請求項１〜３の何れか１項に記載の航空機圧潰装置。
5. 楔形押圧片の両側部に、この楔形押圧片による胴部の押圧の際に胴部の盛り上がりを妨げる補助押圧片を備えたことを特徴とする請求項１〜４の何れか１項に記載の航空機圧潰装置。
6. 航空機機体を解体する解体方法であって、
   航空機機体の胴部から水平翼、垂直翼とを切り離す切除工程と、
   翼部が切り離された胴部の外周面を長手方向の一端から他端に向かって順次圧潰する圧潰工程と、
   圧潰工程によって圧縮された被圧潰物を前記長手方向の任意の長さに切断して廃材塊を形成する切断工程とを備え、
   前記圧潰工程が、
   胴部の長手方向に並設された少なくとも１つの環状フレーム材の外周の少なくとも１箇所を楔形押圧片で胴部の中心に向かって押圧する第１圧潰工程と、
   第１圧潰工程の後に前記楔形押圧片の押圧方向に胴部中心位置で交叉する２方向から胴部を同時に押圧する第２圧潰工程とを備えたことを特徴とする航空機解体方法。
7. 前記楔形押圧片の両側部に、この楔形押圧片による胴部の押圧の際に胴部の盛り上がりを妨げる補助押圧片を更に備えたことを特徴とする請求項６に記載の航空機解体方法。
8. 前記圧潰工程が、胴部の外周面を長手方向の尾翼側一端からコックピット側の他端に向かって順次圧潰することを特徴とする請求項６又は７に記載の航空機解体方法。

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