JPWO2011132292A1 - エネルギー吸収構造体 - Google Patents
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Abstract
本発明は、エネルギー吸収構造体に荷重が加えられた場合に、エネルギー吸収部材が倒れることを抑制することができるエネルギー吸収構造体を提供することを目的とする。本発明に係るエネルギー吸収構造体によれば、エネルギー吸収構造体に荷重が加えられた場合に、第一部材とエネルギー吸収部材とを連結する変位抑制部材によって第一部材とエネルギー吸収部材との相対変位が抑制されるため、エネルギー吸収部材が倒れることを抑制することができる。
Description
本発明は、衝撃エネルギーを吸収するためのエネルギー吸収構造体に関する発明である。
従来、衝撃エネルギーを吸収するための衝撃吸収装置として、例えば、以下の特許文献1に記載された回転翼航空機の着地衝撃吸収装置が知られている。この着地衝撃吸収装置では、座席の下方に位置する座席下方部分と床板とがシアピンによって分離可能な状態で連結されており、座席下方部分の下方にはハニカムコアから成る衝撃吸収手段が配置されている。
この着地衝撃吸収装置に所定の衝撃荷重が加えられると、シアピンが破断することによって、座席下方部分が床板から分離され降下し、ハニカムコアによって支持される。そして、ハニカムコアが塑性変形することで、衝撃エネルギーが吸収される構成となっている。
しかしながら、このような着地衝撃吸収装置では、不時着時等に機体が傾いた場合、衝撃吸収手段の横倒れが起こり、衝撃吸収手段が機能しないおそれがある。
そこで本発明は、エネルギー吸収構造体に荷重が加えられた場合に、エネルギー吸収部材が倒れることを抑制し、効果的に荷重エネルギーを吸収することができるエネルギー吸収構造体を提供することを目的とする。
すなわち、本発明に係るエネルギー吸収構造体は、第一部材に隣接して設置され、エネルギーを吸収するエネルギー吸収部材と、第一部材とエネルギー吸収部材との相対変位を抑制する変位抑制部材とを備え、変位抑制部材は、第一部材とエネルギー吸収部材とを連結する。
この発明によれば、エネルギー吸収構造体に荷重が加えられた場合に、第一部材とエネルギー吸収部材とを連結する変位抑制部材によって第一部材とエネルギー吸収部材との相対変位が抑制されるため、エネルギー吸収部材が倒れることを抑制し、効果的に荷重エネルギーを吸収することができる。
また、本発明に係るエネルギー吸収構造体において、変位抑制部材が、第一部材とエネルギー吸収部材との接触部をまたぐように配置されるものが好適である。
ここで、接触部とは、第一部材とエネルギー吸収部材とが直接接触する態様のみならず、第一部材とエネルギー吸収部材との間に別部材を介し、第一部材とエネルギー吸収部材とが間接的に接触する態様も含む。
これにより、接触部およびその近傍が連結されるため、第一部材とエネルギー吸収部材との相対変位がさらに抑制され、エネルギー吸収部材が倒れることを抑制し、効果的に荷重エネルギーを吸収することができる。
また、本発明に係るエネルギー吸収構造体において、第一部材は、航空機の胴体フレームであり、変位抑制部材は、胴体フレームとエネルギー吸収部材との接触部に隣接した胴体フレームの側面と、接触部に隣接したエネルギー吸収部材の側面とを連結するものが好適である。航空機は機体が曲面形状であることが多く、たとえ不時着時等に機体が傾かなくてもエネルギー吸収部材を倒そうとする分力が発生することあるが、本発明によれば、このような航空機においても、エネルギー吸収部材が倒れることを抑制し、効果的に荷重エネルギーを吸収することができる。
また、本発明に係るエネルギー吸収構造体において、変位抑制部材の厚さが、接触部で最大となり、接触部から離れるに従い薄くなるものが好適である。これにより、重量の増加を抑えつつ連結強度を向上させることができるため、効率的に第一部材とエネルギー吸収部材との相対変位を抑制し、エネルギー吸収部材が倒れることを抑制し、効果的に荷重エネルギーを吸収することができる。
また、本発明に係るエネルギー吸収構造体において、変位抑制部材は、繊維状の部材であり、第一部材とエネルギー吸収部材との接触部を覆うように、変位抑制部材の一方端が第一部材の側面に放射状に広げて配置され、変位抑制部材の他方端がエネルギー吸収部材の側面に放射状に広げて配置されるものが好適である。これにより、第一部材とエネルギー吸収部材との相対変位が抑制されるため、エネルギー吸収部材が倒れることを抑制し、効果的に荷重エネルギーを吸収することができる。
また、本発明に係るエネルギー吸収構造体において、第一部材は、航空機の胴体フレームであり、エネルギー吸収部材は、胴体フレームとの接触部から延びた複数の中空柱状のセルをハニカム構造となるように並設して構成され、変位抑制部材は、複数の繊維状の部材であり、変位抑制部材の一方端は、接触部の端部を中心点として接触部と隣接した胴体フレームの側面に放射状に広げて配置され、変位抑制部材の他方端は、中心点からセルの側面に放射状に広げて配置されるものが好適である。これにより、上述したようなエネルギー吸収部材の倒れが懸念される航空機においても、エネルギー吸収部材が倒れることを抑制し、効果的に荷重エネルギーを吸収することができる。
本発明によれば、エネルギー吸収構造体に荷重が加えられた場合に、エネルギー吸収部材が倒れることを抑制し、効果的に荷重エネルギーを吸収することができるエネルギー吸収構造体を提供することが可能である。
以下、図面を参照して本発明の実施形態について詳細に説明する。
図1は、本発明の実施形態に係るエネルギー吸収構造体を航空機と共に示す概略構成図である。また、図2は、図1のII-II矢視図である。なお、図2には、航空機の機体幅方向の一方側のみの構造体が示されている。
図1に示すように、本発明の実施形態に係るエネルギー吸収構造体50は、航空機2に搭載されている。このエネルギー吸収構造体50は、不時着等によって航空機2が地面1等に衝突した場合に、衝撃エネルギーを吸収するためのものであり、航空機2の前方かつ下部に設けられている。そして、このエネルギー吸収構造体50は、図2に示すように、エネルギー吸収部材(Energy Absorb 部材、以下略してEA部材)3、オーバーレイ倒れ抑制部材(変位抑制部材)5およびロービング倒れ抑制部材(変位抑制部材)6を備えて構成されている。
EA部材3は、衝撃エネルギーを吸収するためのものであり、航空機2の前方かつ下部で機体の前後方向に向けて延びている胴体フレーム(第一部材)4に隣接して設置されている。具体的には、EA部材3は、胴体フレーム4の底面に隣接して設置されており、これにより胴体フレーム4とEA部材3との接触部8が形成されている。なお、接触部8は、胴体フレーム4とEA部材3とが直接接触する態様のみならず、胴体フレーム4とEA部材3との間に別部材を介し、胴体フレーム4とEA部材3とが間接的に接触する態様であっても良い。このEA部材3は、接触部8から延びた複数の中空柱状のセル30をハニカム構造となるように並設して構成されている。セル30の形状としては、図3に示すような中空四角柱のみならず、中空六角柱や中空三角柱などの中空多角柱を用いることができる。EA部材3の機体前後方向に沿ったEA部材側面31は、胴体フレーム4の機体前後方向に沿ったフレーム側面41と直線状もしくは滑らかに連接するように(隣接点で微係数が一致するように)配置されており、EA部材3の接触部8と反対側の端面は、胴体表皮パネル7に沿った形状となるように形成されている。EA部材3の材質としては、有効ストロークが大きくエネルギー吸収特性に優れ、かつ軽量である炭素繊維強化プラスチックなどの繊維強化プラスチック(以下、FRP材)が用いられることが好ましいが、アルミニウムなどが用いられても良い。また、ハニカム構造を成す部材に代えて、発泡樹脂材や発泡金属などが用いられても良い。
図3は、図2に示したエネルギー吸収構造体のオーバーレイ倒れ抑制部材5を示す斜視図である。また、図4は、図2に示したエネルギー吸収構造体のオーバーレイ倒れ抑制部材5を示す断面図である。
オーバーレイ倒れ抑制部材5は、衝突による胴体フレーム4とEA部材3との相対変位を抑制するためのものであり、胴体フレーム4とEA部材3とを連結している。具体的には、オーバーレイ倒れ抑制部材5は、図3に示すように、接触部8に隣接した胴体フレームのフレーム側面41と、接触部8に隣接したEA部材3のEA部材側面31とを連結している。すなわち、オーバーレイ倒れ抑制部材5は、胴体フレーム4とEA部材3との接触部8をまたぐように配置されている。オーバーレイ倒れ抑制部材5は、機体幅方向外側及び機体幅方向内側にそれぞれ設けられている。
オーバーレイ倒れ抑制部材5は、図4に示すように、フレーム側面41とEA部材側面31とを被うようにFRP材を層状に接着接合(すなわち、オーバーレイ接合)することで形成される。ここで、オーバーレイ接合は、オーバーレイ倒れ抑制部材5の厚さが、接触部8で最大となり、接触部8から離れるに従い薄くなるように、フレーム側面41とEA部材側面31とを直接被っている最下層のFRP材を一番大きなものとし、上層に行くに従い段階的にFRP材を小さなものとすることで、スタガーオーバーレイとなるように行われる。このような構成とすることで、重量の増加を抑えつつ強度の向上を図ることができ、さらには材料費も抑えることができる。また、航空機2が地面1等と衝突し、航空機2に荷重が加えられた際、EA部材3に作用する圧縮力とEA部材3を倒そうとするモーメントとの重畳によりEA部材3の機体幅方向内側上部に発生しやすいEA部材3の座屈を抑制することができる。なお、オーバーレイ倒れ抑制部材5に用いる部材として、FRP材に代えて、金属板が用いられても良い。
図5は、図2に示したエネルギー吸収構造体のロービング倒れ抑制部材6を示した斜視図である。
ロービング倒れ抑制部材6は、衝突による胴体フレーム4とEA部材3との相対変位を抑制するためのものであり、胴体フレーム4とEA部材3とを連結している。具体的には、ロービング倒れ抑制部材6は、複数の繊維状の部材であり、接触部8を覆うように、その一方端が胴体フレーム4のフレーム側面41に放射状に広げて配置され、他方端がエネルギー吸収部材であるセル30のセル側面32,33に放射状に広げて配置されている。ここで、セル側面32は、セル30の側面のうちEA部材3の外周を形成する機体幅方向に沿った側面であり、セル側面33は、隣接するセル30に接する機体幅方向に沿った側面である。より詳細に説明すると、ロービング倒れ抑制部材6の一方端は、接触部8の端部を中心点としてフレーム側面41に放射状に広げて配置され、他方端は、同じ中心点からセル側面32またはセル側面33に放射状に広げて配置されている。ロービング倒れ抑制部材6は、機体幅方向外側及び機体幅方向内側にそれぞれ設けられている。ロービング倒れ抑制部材6としては、FRP材繊維を束ねた紐状のFRPロービング材が用いられることが好ましいが、細い金属ワイヤーや合成樹脂の紐が用いられても良い。
ロービング倒れ抑制部材6は、例えば、以下のような工程で設けられる。まず、シリコン等の芯材にFRP材プリプレグシート等を巻き付けてセル30を成形し、これを積み上げてEA部材3を成形していく段階で、樹脂を浸漬させた紐状のFRPロービング材をその中央部が上述の中心点となる位置にくるように複数本配置し、FRPロービング材の一方端をセル30のセル側面32またはセル側面33に放射状に広げ、FRPロービング材の厚みが薄くなるようにレイアップし、その上にセル30を積み上げる。この工程を繰り返すことで、EA部材3が完成する。
EA部材3が完成した後、FRPロービング材の他方端を、胴体フレーム4のフレーム側面41に放射状に広げ、レイアップし、胴体フレーム4とEA部材3とを一体成形する。このようにして、ロービング倒れ抑制部材6を設けることができる。
次に、本実施形態に係るエネルギー吸収構造体50の作用及び効果について説明する。
図2に示すように、不時着等により航空機2が地面1等に衝突すると、航空機2に荷重Fが加えられる。航空機2の底面は曲面形状であり、さらに航空機2は前進速度を持って地面1等に衝突するため、航空機2が傾かずに地面1に衝突したとしても、荷重FにはEA部材3を倒そうとする分力(機体幅方向の分力や機体前後方向の分力)が含まれてくる。また、航空機2がロール方向(機体前後方向を軸とした回転方向)やヨー方向(機体幅方向を中心軸とした回転方向)に傾いて衝突した場合は、なお更EA部材3を倒そうとする分力が働く。特に4人から6人乗りの小型航空機では、室内幅が1.2m程度と狭くEA部材3の幅を広く取ることができないため、EA部材3がより倒れやすい。
航空機2に荷重Fが作用すると、機体上下方向の分力は、エネルギー吸収構造体50のEA部材3が塑性変形あるいはEA部材3が炭素繊維強化プラスチックのような脆性材料の場合は進行性逐次破壊をすることにより吸収されるが、機体幅方向の分力は、EA部材3を機体幅方向内側に倒そうとする。しかし、本実施形態に係るエネルギー吸収構造体1では、オーバーレイ倒れ抑制部材5が設けられていることにより、機体幅方向外側では、EA部材3が胴体フレーム4から剥離することが抑制され、機体幅方向内側では、EA部材3が角部から破損することが抑制される。よって、EA部材3が機体幅方向内側に倒れることを抑制し、効果的に荷重エネルギーを吸収することができる。なお、航空機2が小型航空機である場合には、より効果が発揮されやすい。
また、本実施形態に係るエネルギー吸収構造体1では、オーバーレイ倒れ抑制部材5の厚さが接触部8から離れるに従い薄くなっているので、荷重Fの機体上下方向の分力により、EA部材3がオーバーレイ倒れ抑制部材5の位置まで塑性変形あるいはEA部材3が炭素繊維強化プラスチックのような脆性材料の場合は進行性逐次破壊した場合であっても、オーバーレイ倒れ抑制部材5がEA部材3と共に変形し易く、EA部材3のエネルギー吸収機能が損なわれることは少ない。
また、本実施形態に係るエネルギー吸収構造体1では、ロービング倒れ抑制部材6の張力によって、荷重Fの機体幅方向の分力により発生するモーメントは、胴体フレーム4に伝達される。よって、EA部材3が機体幅方向内側に倒れることをより一層抑制し、効果的に荷重エネルギーを吸収することができる。なお、航空機2が小型航空機である場合には、より効果が発揮されやすい。
また、荷重Fの機体上下方向の分力により、EA部材3がロービング倒れ抑制部材6の位置まで塑性変形あるいはEA部材3が炭素繊維強化プラスチックのような脆性材料の場合は進行性逐次破壊した場合であっても、ロービング倒れ抑制部材6はエネルギー吸収に大きく寄与する方向には配置されていないため、EA部材3のエネルギー吸収機能が損なわれることは少ない。また、ロービング倒れ抑制部材6は機体幅方向に向けて配置されているため、荷重Fを機体幅方向に伝達することができる。
このように、本実施形態に係るエネルギー吸収構造体50によれば、エネルギー吸収構造体50に荷重が加えられた場合に、胴体フレーム4とEA部材3とを連結するオーバーレイ倒れ抑制部材5及びロービング倒れ抑制部材6によって胴体フレーム4とEA部材3との相対変位が抑制されるため、エネルギー吸収部材が倒れることを抑制し、効果的に荷重エネルギーを吸収することができる。
なお、本発明は、上述した実施形態に限定されるものではなく、例えば、本実施形態に係るエネルギー吸収構造体50では、オーバーレイ倒れ抑制部材5は機体前後方向に沿うように設けられているが、これに加え機体幅方向に沿うように設けられても良い。このようにすることで、EA部材3が機体幅方向に倒れることを抑制することができるだけでなく、機体前後方向に倒れることも抑制することができる。
本発明によれば、エネルギー吸収構造体に荷重が加えられた場合に、エネルギー吸収部材が倒れることを抑制し、効果的に荷重エネルギーを吸収することができるエネルギー吸収構造体を提供することが可能である。
2…航空機、3…EA部材(エネルギー吸収部材)、4…胴体フレーム(第一部材)、5…オーバーレイ倒れ抑制部材(変位抑制部材)、6…ロービング倒れ抑制部材(変位抑制部材)、8…接触部、30…セル、31…EA部材側面、32…セル側面、33…セル側面、41…フレーム側面、50…エネルギー吸収構造体。
Claims (6)
- 第一部材に隣接して設置され、エネルギーを吸収するエネルギー吸収部材と、
前記第一部材と前記エネルギー吸収部材との相対変位を抑制する変位抑制部材とを備え、
前記変位抑制部材は、前記第一部材と前記エネルギー吸収部材とを連結する、
エネルギー吸収構造体。 - 前記変位抑制部材が、前記第一部材と前記エネルギー吸収部材との接触部をまたぐように配置される、
請求項1に記載のエネルギー吸収構造体。 - 前記第一部材は、航空機の胴体フレームであり、
前記変位抑制部材は、前記胴体フレームと前記エネルギー吸収部材との接触部に隣接した前記胴体フレームの側面と、前記接触部に隣接した前記エネルギー吸収部材の側面とを連結する、
請求項1に記載のエネルギー吸収構造体。 - 前記変位抑制部材の厚さが、前記接触部で最大となり、前記接触部から離れるに従い薄くなる、
請求項2または請求項3に記載のエネルギー吸収構造体。 - 前記変位抑制部材は、繊維状の部材であり、
前記第一部材と前記エネルギー吸収部材との接触部を覆うように、前記変位抑制部材の一方端が前記第一部材の側面に放射状に広げて配置され、前記変位抑制部材の他方端が前記エネルギー吸収部材の側面に放射状に広げて配置される、
請求項1に記載のエネルギー吸収構造体。 - 前記第一部材は、航空機の胴体フレームであり、
前記エネルギー吸収部材は、前記胴体フレームとの接触部から延びた複数の中空柱状のセルをハニカム構造となるように並設して構成され、
前記変位抑制部材は、複数の繊維状の部材であり、
前記変位抑制部材の一方端は、前記接触部の端部を中心点として前記接触部と隣接した前記胴体フレームの側面に放射状に広げて配置され、前記変位抑制部材の他方端は、前記中心点から前記セルの側面に放射状に広げて配置される、
請求項1に記載のエネルギー吸収構造体。
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