JPH03266799A - 飛行体軟着陸装置 - Google Patents
飛行体軟着陸装置Info
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- JPH03266799A JPH03266799A JP6263790A JP6263790A JPH03266799A JP H03266799 A JPH03266799 A JP H03266799A JP 6263790 A JP6263790 A JP 6263790A JP 6263790 A JP6263790 A JP 6263790A JP H03266799 A JPH03266799 A JP H03266799A
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- Japan
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- engine
- parachute
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- flying body
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- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims abstract description 6
- 230000000116 mitigating effect Effects 0.000 claims description 7
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 8
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 8
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 8
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 2
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 2
- 238000005339 levitation Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、航空機、飛行船等の空中に浮揚ないし飛行を
行なう飛行体の非常時の軟着控装置に関する。
行なう飛行体の非常時の軟着控装置に関する。
従来、皮とえば航空機、飛行船等の飛行体では、空中で
エンジンが停止し、制御不能な落下状態（入った場合、
戦闘機等ＶＣ；ｈつてはパラシュート等の脱出装置によ
ってパイロットが空中脱出できるという例外的な救難装
置を備えているものの、その他はほとんどが落下に任せ
る以外の手段を有せず、機体、搭乗者とも悲惨な結末を
辿ることになる。また、浮揚のみを自刃で行ない、移動
を気流に頼る気救等の飛行体にあっては一旦、事故が発
生すると自進装置がないので比較的安全な着陸域へ気球
を誘導することが不可能である。
エンジンが停止し、制御不能な落下状態（入った場合、
戦闘機等ＶＣ；ｈつてはパラシュート等の脱出装置によ
ってパイロットが空中脱出できるという例外的な救難装
置を備えているものの、その他はほとんどが落下に任せ
る以外の手段を有せず、機体、搭乗者とも悲惨な結末を
辿ることになる。また、浮揚のみを自刃で行ない、移動
を気流に頼る気救等の飛行体にあっては一旦、事故が発
生すると自進装置がないので比較的安全な着陸域へ気球
を誘導することが不可能である。
上記従来の飛行体には解決すべき次の課題があった。す
なわち、空中でエンジン停止状態となり、飛行体の落下
が始まると救難の手段がなく、人命が失わｎ高価な飛行
体が損壊するという問題がある。
なわち、空中でエンジン停止状態となり、飛行体の落下
が始まると救難の手段がなく、人命が失わｎ高価な飛行
体が損壊するという問題がある。
本発明は、従来の飛行体のもつこの工うな問題点を解決
しようとするものである。
しようとするものである。
本発明の飛行体軟着陸装置は、空中に浮揚ないしは飛行
を行なう飛行体において、同飛行体に設けられ飛行体の
エンジンの停止を検知するエンジン停止検知装置、及び
同エンジン停止検知装置からの信号により作動される飛
行体の落下緩和装置を具備してなる。
を行なう飛行体において、同飛行体に設けられ飛行体の
エンジンの停止を検知するエンジン停止検知装置、及び
同エンジン停止検知装置からの信号により作動される飛
行体の落下緩和装置を具備してなる。
本発明は上記のように構成されるので次の作用を有する
。すなわち、飛行体に空中で事故が発生してエンジンが
停止すると、これをエンジン停止検知装置が検知し、た
とえばパラシュート、バルーン等の落下緩和装置の作動
を指令する。この結果、パラシュート、バルーン等の落
下緩和装置が飛行体の強力な落下抵抗となるので飛行体
は地上等に軟着陸し、飛行体は損壊せず、搭乗者は助か
ることになる。
。すなわち、飛行体に空中で事故が発生してエンジンが
停止すると、これをエンジン停止検知装置が検知し、た
とえばパラシュート、バルーン等の落下緩和装置の作動
を指令する。この結果、パラシュート、バルーン等の落
下緩和装置が飛行体の強力な落下抵抗となるので飛行体
は地上等に軟着陸し、飛行体は損壊せず、搭乗者は助か
ることになる。
本発明の第１の実施例を第１図ないし第３図により説明
する。本実施例は落下緩和装置にパラシュー）を用いた
ものである。
する。本実施例は落下緩和装置にパラシュー）を用いた
ものである。
ｌは飛行船等の飛行体、２Ｖｉ飛行体ｌ内に設けられた
後述する主パラシュート４と誘導パラシュート３等の格
納器である。誘導パラシュート３と主バラシュー）４Ｆ
ｉ索３ａＫよって互いに接続されており、主パラシュー
ト４は飛行体１１ｃ連結索４ａｔ介して取付けられてい
る。誘導パラシュート３は、後記するように、緊急時に
先に打出されてのち、主パラシュート４を引出す几めの
ものでおり、主パラシュート４は異常降下してゆく飛行
体１を空気抵抗によって減速するように構成されている
。５は誘導パラシュート３を打出すための格納器２に設
けられたエアガンで、誘導パラシュート３を収納してい
る。６＃′ｉ後述する圧縮空気タンク８から圧縮空気を
送り込む際に作動するサーボパルプ、７Ｆｉ、飛行体１
に設けられ、飛行体ｌがエンジン停止を起すとそれを検
知して上記主パラシュート４の作動、すなわち、エアガ
ン５の打出し等の指令をサーボパルプ６へ出力する圧縮
エアガン制御装置、８はエアガン５０打出しに用する圧
縮空気を充てんし急圧縮空気タンクであって、前記エア
ガン５へ配管８ａｌＣよって接続され、同配管８ａに前
記サーボバルブ６が設けられている。
後述する主パラシュート４と誘導パラシュート３等の格
納器である。誘導パラシュート３と主バラシュー）４Ｆ
ｉ索３ａＫよって互いに接続されており、主パラシュー
ト４は飛行体１１ｃ連結索４ａｔ介して取付けられてい
る。誘導パラシュート３は、後記するように、緊急時に
先に打出されてのち、主パラシュート４を引出す几めの
ものでおり、主パラシュート４は異常降下してゆく飛行
体１を空気抵抗によって減速するように構成されている
。５は誘導パラシュート３を打出すための格納器２に設
けられたエアガンで、誘導パラシュート３を収納してい
る。６＃′ｉ後述する圧縮空気タンク８から圧縮空気を
送り込む際に作動するサーボパルプ、７Ｆｉ、飛行体１
に設けられ、飛行体ｌがエンジン停止を起すとそれを検
知して上記主パラシュート４の作動、すなわち、エアガ
ン５の打出し等の指令をサーボパルプ６へ出力する圧縮
エアガン制御装置、８はエアガン５０打出しに用する圧
縮空気を充てんし急圧縮空気タンクであって、前記エア
ガン５へ配管８ａｌＣよって接続され、同配管８ａに前
記サーボバルブ６が設けられている。
前記圧縮エアガン制御装置７は、飛行体ｌのエンジンｉ
ｏの停止を検知するエンジン停止検出器７１、同検出５
７ａの出力によって作動されるＯＮ −ＯＦＦスイッチ
７Ｃ及び同０Ｎ−ＯＦＦスイツチ７ｃに接続されたバル
ブ開度指令信号発生器７ｂを備え、同指令信号発生器７
ｂ＃ｉ前記サーボパルプ６に指令信号を入力するように
なっている。
ｏの停止を検知するエンジン停止検出器７１、同検出５
７ａの出力によって作動されるＯＮ −ＯＦＦスイッチ
７Ｃ及び同０Ｎ−ＯＦＦスイツチ７ｃに接続されたバル
ブ開度指令信号発生器７ｂを備え、同指令信号発生器７
ｂ＃ｉ前記サーボパルプ６に指令信号を入力するように
なっている。
また、前記格納器２は、第１図において符号２１〜２Ｃ
，２ｄ〜２ｆで示すように左右両側の飛行体ｌ内に複数
個設けられており、各々の内部に前記誘導パラシュート
３と主パラシュート４が収納され、また、エアガン５が
設けられていて、複数のエアガン５は共通の１個の圧縮
空気タンク８に接続されている。
，２ｄ〜２ｆで示すように左右両側の飛行体ｌ内に複数
個設けられており、各々の内部に前記誘導パラシュート
３と主パラシュート４が収納され、また、エアガン５が
設けられていて、複数のエアガン５は共通の１個の圧縮
空気タンク８に接続されている。
以上のように構成された本実施例では、空中を航行する
ために必要な揚力、浮力を発生維持するためのエンジン
１０が停止し九時には、飛行体ｌは、除々に降下してい
く。その際にエンジン停止検出器７８に工って飛行体の
エンジン１０が停止し次ことが検知され、バルブ開度指
令信号発生器７ｂを作動させるための０Ｎ−ＯＦＦ ス
イッチ７ＣをＯＮにして前記バルブ開度指令信号発生器
７ｂｉ作動させ、同パルプ開度指令信号発生器７ｂより
指令信号をサーボパルプ６へ出力してサーボバルブ６’
ｒ−８＜。これによって、圧縮空気タンク８から圧縮空
気がサーボバルブ６を介してエアガン５へ瞬時流れ込み
、誘導パラシュート３が格納器２から打出される。この
誘導パラシュート３０打出しによって生パラシュート４
が格納器２がら飛行体ｌ外へ引出される。
ために必要な揚力、浮力を発生維持するためのエンジン
１０が停止し九時には、飛行体ｌは、除々に降下してい
く。その際にエンジン停止検出器７８に工って飛行体の
エンジン１０が停止し次ことが検知され、バルブ開度指
令信号発生器７ｂを作動させるための０Ｎ−ＯＦＦ ス
イッチ７ＣをＯＮにして前記バルブ開度指令信号発生器
７ｂｉ作動させ、同パルプ開度指令信号発生器７ｂより
指令信号をサーボパルプ６へ出力してサーボバルブ６’
ｒ−８＜。これによって、圧縮空気タンク８から圧縮空
気がサーボバルブ６を介してエアガン５へ瞬時流れ込み
、誘導パラシュート３が格納器２から打出される。この
誘導パラシュート３０打出しによって生パラシュート４
が格納器２がら飛行体ｌ外へ引出される。
サーボバルブ６、圧縮空気タンク８、パラシュート打出
し用のエアガン５、誘導パラシュート３、及び主パラシ
ュート４Ｆｉ、前記のように飛行体ｌ内に複数個設けら
ｎているために、それらを収納する複数個の格納器２８
〜２ｆより、打出され次多段式の主パラシュート４によ
り、飛行体ｌは第１図に示すような姿勢ｆｔ保ちながら
降下速度を徐々に減じ、地表へ軟着陸する。
し用のエアガン５、誘導パラシュート３、及び主パラシ
ュート４Ｆｉ、前記のように飛行体ｌ内に複数個設けら
ｎているために、それらを収納する複数個の格納器２８
〜２ｆより、打出され次多段式の主パラシュート４によ
り、飛行体ｌは第１図に示すような姿勢ｆｔ保ちながら
降下速度を徐々に減じ、地表へ軟着陸する。
本発明の第２の実施例について、第４図ないし第６図に
よって説明する。本実施例は落下緩和装置としてバルー
ンを用いたものでろる。なお、前記ｆＪＸｘ実施例と同
様構成品には同符号を付し、その説明を省略する。
よって説明する。本実施例は落下緩和装置としてバルー
ンを用いたものでろる。なお、前記ｆＪＸｘ実施例と同
様構成品には同符号を付し、その説明を省略する。
本実施例において、−１は航空機等の飛行体で、複数の
格納器２３〜２Ｃが飛行体１０機軸に沿う中央部の上部
内に設けられている。なお、第５図には、格納器はこれ
らを代表して付号２で示されている。
格納器２３〜２Ｃが飛行体１０機軸に沿う中央部の上部
内に設けられている。なお、第５図には、格納器はこれ
らを代表して付号２で示されている。
７ｄＦｉ、前記第１の実施例と同様なエンジン停止検出
器７ａ、パルプ開度指令信号発生器２ｂ及び０Ｎ−ＯＦ
Ｆスイッチ７ｃｆ備えたヘリウムガス自動注入装置であ
る。各格納器２には、バルーン１３、圧縮ヘリウムタン
ク１６、同圧縮ヘリウムタンク１６とを連結しサーボパ
ルプ１５をもつチューブ１４及びバルーン１３と飛行体
ｌとを接続する連結索１７が収容されている。
器７ａ、パルプ開度指令信号発生器２ｂ及び０Ｎ−ＯＦ
Ｆスイッチ７ｃｆ備えたヘリウムガス自動注入装置であ
る。各格納器２には、バルーン１３、圧縮ヘリウムタン
ク１６、同圧縮ヘリウムタンク１６とを連結しサーボパ
ルプ１５をもつチューブ１４及びバルーン１３と飛行体
ｌとを接続する連結索１７が収容されている。
以上のＬうに構成され定本実施例では、飛行体ｌのエン
ジン停止がエンジン停止検出器７Ｂによって検知される
と、０Ｎ−ＯＦＦスイッチ７ＣがＯＮとなり、パルプ開
度指令信号発生器７ｂの指令指号に工ってサーボパルプ
１５が作動されて開かれる。これによって、圧縮ヘリウ
ムタンク１６内の圧縮ヘリウムは、チューブ１４を経て
バルーン１３へ供給され、飛行体１と連結索１７によっ
て連結されているバルーン１３がふくらんで飛行体１の
上方へ浮き上る。
ジン停止がエンジン停止検出器７Ｂによって検知される
と、０Ｎ−ＯＦＦスイッチ７ＣがＯＮとなり、パルプ開
度指令信号発生器７ｂの指令指号に工ってサーボパルプ
１５が作動されて開かれる。これによって、圧縮ヘリウ
ムタンク１６内の圧縮ヘリウムは、チューブ１４を経て
バルーン１３へ供給され、飛行体１と連結索１７によっ
て連結されているバルーン１３がふくらんで飛行体１の
上方へ浮き上る。
サーボパルプ１５、圧縮ヘリウム貯蔵タンク１６、チュ
ーブ１４．連結索１７およびバルーン１３Ｆ′ｉ、前記
のように、飛行体１内に複数個設けられており、それら
を収納する複数個の格納器２８〜２Ｃ工り打出された複
数個のバルーン１３の有する浮力の効果により、飛行体
ＩＦｉ降下速度を徐々に減じ、地表上への軟着陸が可能
となる。
ーブ１４．連結索１７およびバルーン１３Ｆ′ｉ、前記
のように、飛行体１内に複数個設けられており、それら
を収納する複数個の格納器２８〜２Ｃ工り打出された複
数個のバルーン１３の有する浮力の効果により、飛行体
ＩＦｉ降下速度を徐々に減じ、地表上への軟着陸が可能
となる。
なお、本実施例の場合は減速手段に自から浮力を有する
バルーン１３に用いたので、前記第１の実施例の主パラ
シュート４に比し減速効果が大きい友め、格納器２ａ〜
２ｄけ飛行体１の機軸に沿う中央部にのみ設けているが
、設置個数及び設置個所はこれに限定されるものではな
い。
バルーン１３に用いたので、前記第１の実施例の主パラ
シュート４に比し減速効果が大きい友め、格納器２ａ〜
２ｄけ飛行体１の機軸に沿う中央部にのみ設けているが
、設置個数及び設置個所はこれに限定されるものではな
い。
以上の通り、第１及び第２の実施例によれば、前記し次
ように、飛行体１が空中でエンジン停止して落下状態に
入っても、パラシュートないしバルーンによってその降
下速度を減じ、緩やかな降下速度によって軟着陸するこ
とができるので人命の安全確保はもとより、高価な飛行
体の損耗回避を達成することができる。
ように、飛行体１が空中でエンジン停止して落下状態に
入っても、パラシュートないしバルーンによってその降
下速度を減じ、緩やかな降下速度によって軟着陸するこ
とができるので人命の安全確保はもとより、高価な飛行
体の損耗回避を達成することができる。
本発明は、次の効果を有する。すなわち、飛行体が９中
でエンジン停止状態となり制御不能の落下状態となって
も、落下緩和装置によって降下速度を緩和し、地上等に
軟着陸できるので搭乗者の安全が保たれ、かつ、高価な
飛行体の損壊を免れることができる。
でエンジン停止状態となり制御不能の落下状態となって
も、落下緩和装置によって降下速度を緩和し、地上等に
軟着陸できるので搭乗者の安全が保たれ、かつ、高価な
飛行体の損壊を免れることができる。
第１図は本発明の第１の実施例の装＃Ｌにおけるパラシ
ュート全開後の模式的側面図、第２図は前記第１の実施
例のパラシュート等の格納状況を示す模式的側断面図、
第３図は前記第１の実施例のブロック構成図、第４図は
本発明の第２の実施例におけるバルーン浮揚後の模式的
斜視図、第５図は前記第２の実施例のバルーン等の格納
状況を示す模式的側断面図、第６図は前記第２の実施例
のブロック構成図である。 ｌ・・・飛行体、 ２ 、２ａ 、 ２ｂ 、 ２ｃ 、 ２ｄ、２ｅ、２
ｆ−格納器、３・・・誘導パラシュート、 ４・・・主パラシュート、４ｊＬ・・・連結索、５・・
・エアガン、 ６・・・サーボパルプ、７・
・・圧縮エアガン制御装置、 ７ａ・・・エンジン停止検出器、 ７ｂ・・・パルプ開度指令信号装置、 ７ｄ・・・ヘリウムガス自動注入装置、８・・・圧縮空
気タンク、 工０・・・エンジン、１３・・・バル
ーン、 １４・・・チューブ、１５・・・サーボ
パルプ、 １６・・・圧縮ヘリウムタンク、 １７・・・連結索。
ュート全開後の模式的側面図、第２図は前記第１の実施
例のパラシュート等の格納状況を示す模式的側断面図、
第３図は前記第１の実施例のブロック構成図、第４図は
本発明の第２の実施例におけるバルーン浮揚後の模式的
斜視図、第５図は前記第２の実施例のバルーン等の格納
状況を示す模式的側断面図、第６図は前記第２の実施例
のブロック構成図である。 ｌ・・・飛行体、 ２ 、２ａ 、 ２ｂ 、 ２ｃ 、 ２ｄ、２ｅ、２
ｆ−格納器、３・・・誘導パラシュート、 ４・・・主パラシュート、４ｊＬ・・・連結索、５・・
・エアガン、 ６・・・サーボパルプ、７・
・・圧縮エアガン制御装置、 ７ａ・・・エンジン停止検出器、 ７ｂ・・・パルプ開度指令信号装置、 ７ｄ・・・ヘリウムガス自動注入装置、８・・・圧縮空
気タンク、 工０・・・エンジン、１３・・・バル
ーン、 １４・・・チューブ、１５・・・サーボ
パルプ、 １６・・・圧縮ヘリウムタンク、 １７・・・連結索。
Claims (1)
- 空中に浮揚ないし飛行を行なう飛行体において、同飛行
体に設けられ飛行体のエンジンの停止を検知するエンジ
ン停止検知装置、及び同エンジン停止検知装置からの信
号により作動される飛行体の落下緩和装置を具備してな
ることを特徴とする飛行体軟着陸装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6263790A JPH03266799A (ja) | 1990-03-15 | 1990-03-15 | 飛行体軟着陸装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6263790A JPH03266799A (ja) | 1990-03-15 | 1990-03-15 | 飛行体軟着陸装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH03266799A true JPH03266799A (ja) | 1991-11-27 |
Family
ID=13206043
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6263790A Pending JPH03266799A (ja) | 1990-03-15 | 1990-03-15 | 飛行体軟着陸装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH03266799A (ja) |
-
1990
- 1990-03-15 JP JP6263790A patent/JPH03266799A/ja active Pending
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