KR20160071697A

KR20160071697A - 가변형 항공기 내추락 구조

Info

Publication number: KR20160071697A
Application number: KR1020140179178A
Authority: KR
Inventors: 박일경; 박상욱; 김성준
Original assignee: 한국항공우주연구원
Priority date: 2014-12-12
Filing date: 2014-12-12
Publication date: 2016-06-22
Also published as: KR101661815B1

Abstract

일 실시예에 따른 이동체 내부의 공간을 보호하기 위한 충격 흡수 장치는, 이동체의 하부에 적용 가능한 프레임; 상기 프레임의 상부에 배치되는 지지판; 상기 프레임과 지지판 사이에 배치되고 순간적으로 팽창 가능한 에어백; 상기 프레임의 하측에 배치되는 충격 감지 센서; 및 상기 충격 감지 센서가 충격을 감지하는 경우, 상기 에어백을 순간적으로 팽창시키는 작동기;를 포함할 수 있다.

Description

가변형 항공기 내추락 구조 {TRANSFORMABLE AIRCRAFT CRASHWORTHINESS STRUCTURE}

일 실시예에 따른 비행체 내부의 공간을 보호하기 위한 충격 흡수 장치에 관한 발명이다.

유인 항공기 동체 하부 구조의 경우 정상적 항공기 운용 중 하중을 지지하는 역할과 비상착륙 등의 지면충돌 시 충돌에너지를 흡수하는 역할을 담당한다.

항공기의 정상적 운용 시 항공기 동체 하부 구조에는 항공기 동체길이 방향의 하중이 주로 작용하며, 이를 지지하기 위해 Longeron, Stringer 및 Keel beam등의 구조물이 배치된다.

항공기의 비상착륙 등의 사고 발생 시 항공기 동체 하부 구조에는 지면과 수직 방향의 충격하중이 주로 작용하며, 이를 최소화 하기 위한 하단부 충돌에너지 흡수 구조물(Floor strut, Keel web 등)과 탑승자 생존 공간을 유지하기 위한 충분히 튼튼한 상단부 지지구조물(Floor Beam, Frame Cap 등)이 배치된다.

동체 하부 구조 중 상단부 지지구조물은 정상적 항공기 운용 중 작용하는 하중이 크지 않지만, 굽힘하중 지지방식으로 하단부 충돌에너지 흡수 구조물의 지지역할을 담당함에 따라 과도한 상단 지지부 구조 형태 및 중량 증가를 야기시킨다.

최근 복합재 항공기 구조에 구조 건전성 탐지(Structural Health Monitoring) 위해 센서를 내장하는 방식의 연구가 진행되고 있으며, 일부 상용화 단계에 이르고 있다.

구조 건전성 탐지를 위한 센서는 주요 구조부에 대부분 적용되어 있으며, 주 구조물로 분류되는 동체 하부 구조물 또한 센서의 적용이 요구되는 구조 영역으로 분류할 수 있다.

한국 공개특허 제10-2014-0087523호는, 충돌에너지 흡수소재로 형성되는 층지지수단을 구비하여 비상착륙과 같은 모습에서 동체 내부의 객실에 전달되는 충돌에너지를 최소화 하고 몸체부와 층분리부의 결합부로 형성되는 층분리부결합부재를 금속재로 형성하여 견고하게 고정할 수 있는 충돌에너지 흡수구조를 갖는 항공기 구조를 개시한다.

일 실시예에 따른 충격 흡수 장치를 이용하여 항공기 동체 하부 구조부 중량 감소와 이에 따른 항공기 효율 증대시키고자 한다.

일 실시예에 따른 충격 흡수 장치를 이용하여 항공기 동체 하부 충격 에너지 흡수 성능을 향상시키고자 한다.

일 실시예에 따른 충격 흡수 장치를 이용하여 탑승자 생존 공간 증대로 인하여 내추락 성능을 향상시키고자 한다.

일 실시예에 따른 비행체 내부의 공간을 보호하기 위한 충격 흡수 장치는 비행체 동체 하부에 적용되는 프레임 상에 배치되는 바닥판, 상기 바닥판 위에 배치되는 지지판, 상기 바닥판과 지지판 사이에 배치되고 순간적으로 팽창 가능한 에어백, 상기 바닥판의 하측에 배치되는 충격 감지 센서, 및 상기 충격 감지 센서가 충격을 감지하는 경우, 상기 에어백을 순간적으로 팽창시키는 작동기를 포함할 수 있다.

일측에 따르면, 상기 작동기는 상기 바닥판의 일 측에 배치되어 외부의 충격으로부터 보호될 수 있다.

일측에 따르면, 상기 작동기와 상기 충격 감지 센서는 전선으로 연결되고, 상기 전선은 상기 충격 감지 센서가 감지하는 충격 신호를 상기 작동기에 전달할 수 있다.

일측에 따르면, 상기 작동기는 상기 프레임이 파손될 수 있는 충격 임계값 이상에 대해서만 상기 에어백을 작동시킬 수 있다.

일 실시예에 따른 비행체 내부의 공간을 보호하기 위한 충격 흡수 장치는 비행체 동체 하부에 적용되는 프레임 상에 배치되는 바닥판, 상기 바닥판의 하측에 배치되는 충격 감지 센서, 힌지에 의하여 회전 가능하고 상기 힌지에 의하여 상기 바닥판의 상측에 고정되는 로드(rod), 상기 로드와 상기 바닥판 사이에 배치되는 에어백, 및 상기 충격 감지 센서가 충격을 감지하는 경우, 상기 에어백을 순간적으로 팽창시켜 상기 로드를 회전시키는 작동기를 포함할 수 있다.

일측에 따르면, 상기 로드의 길이는 팽창된 에어백의 높이 이상이 되도록 선택될 수 있다.

일측에 따르면, 상기 로드는 복수로 마련되고, 상기 로드들의 일 단부는 서로 인접하도록 배치되고, 상기 로드들의 타 단부는 힌지에 의하여 상기 바닥판에 고정되고, 상기 작동기가 상기 에버백을 팽창시키는 경우, 상기 인접한 로드들은 서로 반대로 회전할 수 있다.

일측에 따르면, 상기 힌지는 바깥쪽으로 연장하는 고정요소를 포함하고, 상기 고정요소는 상기 로드가 회전이 끝난 후에, 바닥판에 대하여 수직으로 고정되도록 상기 바닥판의 측면을 지지할 수 있다.

일 실시예에 따른 충격 흡수 장치를 이용하여 항공기 동체 하부 구조부 중량 감소와 이에 따른 항공기 효율 증대시킬 수 있다.

일 실시예에 따른 충격 흡수 장치를 이용하여 항공기 동체 하부 충격 에너지 흡수 성능을 향상시킬 수 있다.

일 실시예에 따른 충격 흡수 장치를 이용하여 탑승자 생존 공간 증대로 인하여 내추락 성능 향상을 향상시킬 수 있다.

본 명세서에 첨부되는 다음의 도면들은 본 발명의 바람직한 일실시예를 예시하는 것이며, 발명의 상세한 설명과 함께 본 발명의 기술적 사상을 더욱 이해시키는 역할을 하는 것이므로, 본 발명은 그러한 도면에 기재된 사항에만 한정되어 해석 되어서는 아니 된다.
도 1은 항공기 동체의 하부 구조를 도시한 도면이다.
도 2는 일 실시예에 따른 충격 흡수 장치를 도시한 평면도이다.
도 3은 일 실시예에 따른 충격 흡수 장치에서 에어백이 팽창한 모습을 나타낸 평면도이다.
도 4는 다른 실시예에 따른 충격 흡수 장치를 도시한 평면도이다.
도 5는 다른 실시예에 따른 충격 흡수 장치에서 에어백이 팽창한 모습을 나타낸 평면도이다.
도 6은 다른 실시예에 따른 충격 흡수 장치에서 고정요소가 로드의 회전을 제한하는 모습을 나타낸 평면도이다.

이하, 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 일실시예에 대해서 설명한다. 또한, 이하에 설명하는 일실시예는 특허청구범위에 기재된 본 발명의 내용을 부당하게 한정하지 않으며, 본 실시 형태에서 설명되는 구성 전체가 본 발명의 해결 수단으로서 필수적이라고는 할 수 없다.

도 1은 일 실시예에 따른 항공기 동체의 하부 구조를 도시한다.

상단부 지지구조 (STRUCTURAL FLOOR, 10)위로는 탑승자 또는 화물이 위치하게 되며, 여러 판이 겹쳐져 있는 구성을 가질 수 있다. 상단부 지지구조 하측에는 하단부 충돌에너지 흡수 구조(CRUSH ZONE, 20)로 구성 되게 되는데, 충격을 흡수하기 위한 중공과 중공을 나누는 이격판을 가질 수 있다.

항공기 동체의 하부 구조가 먼저 마련된 다음, 내부 공간을 형성할 수 있는 테두리 형태의 구조를 전면과 후면에 조립하게 되며, 나머지 비어 있는 측면 공간을 덮어 씌우면서 항공기 동체의 전반적인 형상이 완성될 수 있다. 항공기 내부에 탑승자가 탑승하는 경우에 탑승자 자체는 동체 하부가 직접적으로 지지하고 있는 것이 아니라, 항공기 동체 내부 공간을 상하로 지지하고 있는 봉에 매달린 의자에 지지되게 된다.

항공기 동체 내부가 충격을 받게 되면 동체 하부에서, 상단부 지지구조(10)는 동체 내부 공간쪽으로 휘어지고, 충돌에너지 흡수 구조(20)의 내측을 지지하는 부분이 휘어질 수 있다. 휘어지는 정도가 심해지거나 동체 하부에 파손이 생겨서 내부 공간 쪽으로 많이 침입할 정도로 하부 동체 구조가 휘어지게 되면 탑승자의 안전을 침해하는 모습이 발생할 수 있음을 알 수 있다.

항공기 동체의 내부 공간을 보호하기 위해서는 상단부 지지구조(10)의 굽힘 강성을 증가시켜, 충격을 가장 직접적으로 흡수하는 충돌에너지 흡수 구조(20)가 파손되거나 휘어지더라도, 상단부 지지구조(10)가 덜 휘어지도록 설계하는 것이 필요하다.

굽힘 강성이란 정확하게 E*I를 (E: 탄성계수, I: 단면 2차 관성모멘트) 의미하며, 탄성계수와 2차 관성모멘트의 곱을 의미한다.

이에, 항공기 또는 우주선의 동체가 비상 착륙을 하는 경우에 하부에 강한 충격이 발생하더라도 내부 공간을 보호할 수 있고, 내부 공간을 보호하기 위한 비용 절감이 가능한 일 실시예에 따른 충격 흡수 장치에 대해서 설명한다.

도 2는 일 실시예에 따른 에어백(140)을 이용한 충격 흡수 장치(100)를 도시한다.

상기 충격 흡수 장치(100)는, 비행체 동체 하부에 적용되는 프레임 상에 배치되는 바닥판(150), 상기 바닥판(150) 위에 배치되는 지지판(160), 상기 바닥판(150)과 지지판(160) 사이에 배치되고 순간적으로 팽창 가능한 에어백(140), 상기 바닥판(150)의 하측에 배치되는 충격 감지 센서(110), 및 상기 충격 감지 센서(110)가 충격을 감지하는 경우, 상기 에어백(140)을 순간적으로 팽창시키는 작동기(120)를 포함할 수 있다.

상기 프레임은 기본적으로 중공을 포함하는 사각형 형상을 가질 수 있으며, 중공에 충격을 흡수할 수 있는 스티로폼이나 기타 복합 재료를 충전시켜 충격 흡수 기능을 보완할 수 있다. 상기 프레임은 상판, 하판, 및 상기 판들 사이를 이격시키는 적어도 하나의 이격판을 포함하는 H형 프레임 형태일 수 있다.

상기 충격 감지 센서(110)는 항공기 동체 하부에서 강한 충격이 가해지는 경우에 바로 충격을 감지할 수 있어야 하므로, 상기 바닥판(150)의 하측에 배치되는 것이 바람직하며, 외부에 노출되지 않도록 프레임과 바닥판(150) 사이에 배치하는 것이 바람직하다.

상기 작동기(120)는 상기 바닥판(150)의 일 측에 배치되어 외부의 충격으로부터 보호될 수 있다. 상기 작동기(120)는 상기 에어백(140)을 터지게 하는 역할을 하며, 충격의 충격을 받아서 손상되는 경우 에어백을 작동시키지 못하기 때문에, 프레임의 바닥판(150) 상에 배치되어는 것이 바람직하다. 상기 작동기(120)가 바닥판(150)의 위쪽으로 배치되는 경우에 에어백에 눌릴 수 있으므로, 바닥판(150) 내부에 배치되는 것이 바람직하다.

상기 작동기(120)와 상기 충격 감지 센서(110)는 전선(130)으로 연결되어 상기 충격 감지 센서(110)가 감지하는 충격 신호를 전달할 수 있다. 상기 작동기(120)과 상지 충격 감지 센서(110)는 상기 프레임의 상측과 상기 바닥판(150) 사이의 공간을 통해 전선(130)으로 연결될 수 있다.

상기 작동기(120)는 상기 프레임이 변형 수 있는 충격 임계값 이상에 대해서만 상기 에어백(140)을 작동시킬 수 있다. 상기 에어백(140)은 한번 쓰고 재사용이 불가능하므로, 동체의 내부 공간을 침범할 우려가 있는 경우에 대해서만 작동하는 것이 바람직하다.

상기 충격 임계값은 동체 하부를 구성하는 프레임의 재료의 물성에 따라 달라질 수 있다. 재료의 특성에 따라 연성(ductility)이 큰 재료의 경우에는 재료가 상당히 늘어나서 내부공간을 침범할 가능성이 있는 충격 임계값을 선택하는 것이 바람직하고, 취성(brittleness)이 큰 재료의 경우에는 파괴강도에 가까운 충격 임계값을 선택하는 것이 바람직하다.

도 3은 일 실시예에 따른 충격 흡수 장치(100)가 작동하고 있는 모습을 나타낸다.

항공기 또는 우주선이 지면에 비상착륙을 하는 경우와 같이, 동체 하부에 강한 충격(F)가 가해지는 경우에, 프레임의 하측부터 휘어지거나 부러지게 되며, 그 다음으로 프레임 내부 공간을 지지하는 이격판이 휘어지거나 부러지며, 그 다음으로 프레임의 하측이 부러지게 된다.

상기 충격 감지 센서(110)는 동체 하부의 프레임에 작은 충격(F)에서부터 큰 충격(F)까지 모든 충격 발생 정보와 구체적인 충격량을 작동기(120)에 전송하며, 프레임의 하측이 심하게 늘어나거나 부러질 수 있을 정도의 충격량을 상기 충격 감지 센서 (110)가 작동기(120)에 전선(130)으로 전송하는 경우 상기 작동기(120)는 상기 에어백(140)을 작동시키며 상기 에어백(140)의 상측에 위치한 지지판이 들어올려지게 된다.

상기 충격 흡수 장치(100)가 작동하게 되면 상기 에어백(140)의 작동으로 상단부 지지구조(10)을 구성하는 바닥판(150)과 지지판(160)의 단면 특성, 즉, 굽힝강성이 순간적으로 향상될 수 잇다.

이를 수직으로 설명하면 다음과 같다. 상기 바닥판(150)과 지지판(160)의 가로 길이를 b라고 하고 각각의 높이를 t라고 하면, 에어백 팽창 전의 2차 관성모멘트는

의 식으로 계산될 수 있다.

또한, 에어백(140)이 팽창된 후에 에어백(140)의 높이를 d라고 하면 에어백 팽창 후의 2차 관성모멘트는

의 식으로 계산될 수 있다.

예를들어

와 같이 실제로 숫자를 대입해서 계산하면 에어백(140) 팽창 후에는 에어백(140) 팽창 전에 비하여 12.25배나 2차 관성모멘트가 증가한 결과가 나타나는 것을 알 수 있다.

따라서 에어백(140)을 팽창시켜 굽힙 강성을 10배 이상 크게 증가시킬 수 있으므로, 항공기 동체 하부에 충격이 가해졌을 때, 동체 내부공간을 상단부 지지구조가 침범하는 것을 방지할 수 있다.

도 4는 다른 실시예에 따른 로드(260)을 이용한 충격 흡수 장치(200)를 도시한다.

상기 충격 흡수 장치(200)는 비행체 동체 하부에 적용되는 프레임 상에 배치되는 바닥판(250), 상기 바닥판(250)의 하측에 배치되는 충격 감지 센서(210), 힌지(270)에 의하여 회전 가능하고 상기 힌지(270)에 의하여 상기 바닥판(250)의 상측에 고정되는 로드(rod, 260), 상기 로드(260)와 상기 바닥판(250) 사이에 배치되는 에어백(240), 및 상기 충격 감지 센서(210)가 충격을 감지하는 경우, 상기 에어백(240)을 순간적으로 팽창시켜 상기 로드(260)를 회전시키는 작동기(220)를 포함할 수 있다.

상기 충격 감지 센서(210)는 충격을 가장 먼저 감지할 수 있도록 프레임의 일 측에 배치될 수 있으며, 충격을 가장 직접적으로 감지할 수 있도록 프레임의 내측에 배치될 수 있다.

상기 작동기(220)는 동체 하부에 가해지는 충격에 직접적으로 영향을 받지 않도록 지지판(250)의 일 측에 배치될 수 있으며, 가장 안전할 수 있도록 상기 지지판(250)의 내부에 배치될 수 있다.

상기 작동기(220) 및 상기 충격 감지 센서(210)는 전선(230)으로 연결되어 상기 충격 감지 센서(210)가 즉각적으로 신호를 작동기(220)에 전송하고, 상기 작동기는(220) 곧바로 상기 구동부(240)을 작동시킬 수 있다.

도 4를 참고하면, 상기 지지판(250)의 양 코너 사이에 배치된 힌지(270)와 상기 힌지(270)에 연결된 로드(260)가 서로 마주보도록 배치되어 있다.

상기 로드(260)는 상기 지지판(250)의 양 코너에 하나씩 마련되고, 상기 로드(260)들의 일 단부는 서로 인접하도록 배치되고, 상기 로드(260)들의 타 단부는 힌지(270)에 의하여 상기 바닥판(250)에 고정되고, 상기 작동기(220)가 상기 에버백(240)을 팽창시키는 경우, 상기 인접한 로드(260)들은 서로 반대로 회전할 수 있다.

상기 로드(260)의 길이는 팽창된 에어백(240)의 높이 이상이 되도록 선택될 수 있다. 상기 에어백(160)이 팽창된 후에 최대의 굽힘 강성을 나타내기 위해서는 상기 로드(260)의 길이가 팽창된 에어백(240)의 높이와 동일하게 되는 것이 바람직하다.

도 5는 다른 실시예에 따른 충격 흡수 장치(200)가 작동하고 있는 모습을 나타낸다.

상기 충격 감지 센서(210)는 동체 하부의 프레임에 작은 충격(F)에서부터 큰 충격(F)까지 모든 충격 발생 정보와 구체적인 충격량을 작동기(220)에 전송하며, 프레임의 하측이 심하게 늘어나거나 부러질 수 있을 정도의 충격량을 상기 충격 감지 센서 (210)가 작동기(220)에 전선(230)으로 전송하는 경우 상기 작동기(220)는 상기 에어백(240)을 팽창시키며, 상기 팽창된 에어백(240)이 상기 로드(240)를 회전시켜 항공기 동체 하부에 배치되는 상단부 지지구조의 굽힘 강성을 증가시킬 수 있다.

에어백(240) 팽창 전 상태에서, 로드 (240)와 바닥판(250)의 높이가 같다고 가정하고 이 값을 t라고 하고, 상기 바닥판의 가로 길이를 b라고 한다면, 충격 흡수 장치의 2차 관성모멘트는

으로 계산될 수 있다.

에어백(140)이 팽창된 후에 에어백(140)의 높이를 d라고 하고, d=2/b 즉, 바닥판(250) 가로 길이의 반이라고 가정한다. 에어백 팽창 후에는 전체 가로 길이가 2t만큼 증가해서 2t+b가 될 것이고, 이에 따라 에어백 팽창 후의 전체 2차 관성모멘트를 계산할 수 있다.

이를 반영하여, 에어백 팽창 후의 2차 관성모멘트는,

의 식으로 계산될 수 있다.

예를들어

로 계산된 2차 관성모멘트와 같이 실제로 숫자를 대입해서 계산하면 에어백(240) 팽창 후에는 에어백(240) 팽창 전에 비하여 10배의 2차 관성모멘트 값이 증가한 결과가 나타나는 것을 알 수 있다.

따라서, 상기 충돌 흡수 장치(200), 에어백(240)을 팽창키고, 로드(260)을 회전시켜서 굽힙 강성을 10배 이상 크게 증가시킬 수 있으므로, 항공기 동체 하부에 충격이 가해졌을 때, 동체 내부공간을 상단부 지지구조가 침범하는 것을 방지할 수 있다.

도 6은 충격 흡수 장치(200)에서 고정요소(273)가 상기 로드(260)의 회전을 제한하는 모습을 나타낸다. 도 6(a)는 고정요소(273)을 구비한 충격 흡수 장치(200)에서 에어백(240)이 팽창하기 전의 모습을 나타내고, 도 6(b) 에어백(240)이 팽창한 후의 모습을 나타낸다.

힌지(270)는 회전요소(271), 지지요소(272), 및 고정요소(273)를 포함할 수 있다.

상기 회전요소(271)는 상기 로드(260)과 일체화 되도록 결합되어 상기 로드(260)가 회전할 때, 이와 동시에 회전할 수 있다. 상기 지지요소(272)는 상기 회전요소(271)와 회전가능한 볼트로 결합될 수 있으며, 상기 지지요소(272)는 상기 바닥판(250)의 상측 양 끝단에 고정될 수 있다. 상기 고정요소(273)은 상기 회전요소(271)를 중심으로 상기 회전요소(271)로부터 상기 로드(240)의 반대편 쪽으로 연장할 수 있다.

상기 지지요소(272)는 직삼각형 형태를 가질 수 있고, 이에 회전가능한 볼트로 연결되는 회전요소(271)는 회전에 영향을 주지 않기 위하여 원형 형태를 가질 수 있고, 상기 고정요소(273)은 상기 바닥판(250)의 측면과 평행하게 접촉할 수 있도록 직사각형 형태를 가질 수 있다.

도 6(b)를 참고하면, 상기 에어백(240)이 팽창하게 되면, 상기 로드(260)가 회전하게 되고, 상기 고정요소(272)는 이와 동시에 회전하게 되며, 상기 로드(260)가 수직이 되는 위치에서 상기 바닥판(250)의 측면에 상기 고정요소(272)가 걸리게 될 수 있다. 이후, 상기 로드(260)는 더 이상 회전하지 않게 되며, 팽창된 에어백(260)이 지지하고 있으므로 상기 로드(260)는 상기 바닥판(250)에 수직인 상태를 유지할 수 있게 된다. 이상, 본 발명의 일실시예를 참조하여 설명했지만, 본 발명이 이것에 한정되지는 않으며, 다양한 변형 및 응용이 가능하다. 즉, 본 발명의 요지를 일탈하지 않는 범위에서 많은 변형이 가능한 것을 당업자는 용이하게 이해할 수 있을 것이다.

100, 200 : 충격 흡수 장치
110, 210 : 충격 감지 센서
130, 230 ; 전선
140, 240: 에어백
150, 250: 바닥판
160: 지지판
260: 로드
270: 힌지

Claims

비행체 동체 하부에 적용되는 프레임 상에 배치되는 바닥판;
상기 바닥판 위에 배치되는 지지판;
상기 바닥판과 지지판 사이에 배치되고 순간적으로 팽창 가능한 에어백;
상기 바닥판의 하측에 배치되는 충격 감지 센서; 및
상기 충격 감지 센서가 충격을 감지하는 경우, 상기 에어백을 순간적으로 팽창시키는 작동기;
를 포함하는 비행체 내부의 공간을 보호하기 위한 충격 흡수 장치.
제 1항에 있어서,
상기 작동기는 상기 바닥판의 일 측에 배치되어 외부의 충격으로부터 보호되는 충격 흡수 장치.
제 1항에 있어서,
상기 작동기와 상기 충격 감지 센서는 전선으로 연결되고, 상기 전선은 상기 충격 감지 센서가 감지하는 충격 신호를 상기 작동기에 전달하는 충격 흡수 장치.
제1항에 있어서,
상기 작동기는 상기 프레임이 파손될 수 있는 충격 임계값 이상에 대해서만 상기 에어백을 작동시키는 충격 흡수 장치.
비행체 동체 하부에 적용되는 프레임 상에 배치되는 바닥판;
상기 바닥판의 하측에 배치되는 충격 감지 센서;
힌지에 의하여 회전 가능하고 상기 힌지에 의하여 상기 바닥판의 상측에 고정되는 로드(rod);
상기 로드와 상기 바닥판 사이에 배치되는 에어백; 및
상기 충격 감지 센서가 충격을 감지하는 경우, 상기 에어백을 순간적으로 팽창시켜 상기 로드를 회전시키는 작동기;
를 포함하는 비행체 내부의 공간을 보호하기 위한 충격 흡수 장치.
제5항에 있어서,
상기 로드의 길이는 팽창된 에어백의 높이 이상이 되도록 선택되는 충격 흡수 장치.
제5항에 있어서,
상기 로드는 복수로 마련되고, 상기 로드들의 일 단부는 서로 인접하도록 배치되고, 상기 로드들의 타 단부는 힌지에 의하여 상기 바닥판에 고정되고,
상기 작동기가 상기 에버백을 팽창시키는 경우, 상기 인접한 로드들은 서로 반대로 회전하는 충격 흡수 장치.
제7항에 있어서,
상기 힌지는 바깥쪽으로 연장하는 고정요소를 포함하고,상기 고정요소는 상기 로드가 회전이 끝난 후에, 바닥판에 대하여 수직으로 고정되도록 상기 바닥판의 측면을 지지하는 충격 흡수 장치.