WO2010082352A1 - 衝撃吸収装置 - Google Patents

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impact
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Inventor
賢治 上柿
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トヨタ自動車株式会社
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/061—Frames
    • B64C1/062—Frames specially adapted to absorb crash loads
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D17/00—Parachutes
    • B64D17/80—Parachutes in association with aircraft, e.g. for braking thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D2201/00—Airbags mounted in aircraft for any use

Definitions

  • the present invention relates to an impact absorbing device mounted on an aircraft.
  • the parachute may not function sufficiently due to insufficient opening height, or the airbag may burst due to contact with the ground, which may cause damage to the aircraft fuselage. is there.
  • the present invention has been made in view of such circumstances, and an object thereof is to provide an impact absorbing device capable of preventing the aircraft fuselage from being damaged at the time of a collision with the ground due to inability to fly or the like. To do.
  • an impact absorbing device is an impact absorbing device mounted on an aircraft, and includes a cover body provided on a bottom surface portion of an aircraft fuselage, and the cover body with respect to the bottom surface portion. And deploying means for deploying outward, and an impact absorber disposed inside the cover body when the cover body is deployed by the deploying means, the cover body at the rear of the aircraft relative to the bottom surface portion.
  • the feature is that it expands toward the end.
  • the cover body is expanded outward with respect to the bottom surface of the aircraft fuselage by the expanding means, and the shock absorber is disposed inside the cover body.
  • the cover body is deployed so as to expand toward the rear of the aircraft with respect to the bottom surface of the aircraft fuselage. Accordingly, the aircraft fuselage can be smoothly slid at the time of collision with the ground due to inability to fly or the like, and the longitudinal deceleration due to the sudden stop of the aircraft can be mitigated. Therefore, according to this shock absorbing device, it is possible to prevent the aircraft fuselage from being damaged at the time of collision with the ground due to inability to fly or the like.
  • a determination unit that determines whether or not the cover body can be deployed is further provided, and the deployment unit deploys the cover body when the determination unit determines that the deployment is possible.
  • the cover body can be deployed in a timely manner when the cover body can be deployed (for example, the aircraft can land on the fuselage) at the time of a collision with the ground due to inability to fly or the like.
  • the determination means determine whether or not the aircraft can be deployed based on the ground contact state of the aircraft legs. According to this configuration, the cover body can be deployed more timely and reliably at the time of collision with the ground due to inability to fly or the like.
  • the shock absorber may be an airbag that contracts while absorbing the impact, or the shock absorber may be a pipe member that contracts in the axial direction while absorbing the impact. According to these structures, an impact can be absorbed easily and reliably.
  • the present invention it is possible to prevent the aircraft fuselage from being damaged when it collides with the ground due to inability to fly or the like.
  • FIG. 1 is a side view of an aircraft equipped with an impact absorbing device according to a first embodiment. It is a side view of the other aircraft in which the impact absorbing device of the first embodiment is mounted. It is a side view of the aircraft by which the shock absorber of 2nd Embodiment was mounted. It is a side view of a pipe structure constituted by connecting a plurality of pipe members.
  • SYMBOLS 1 Shock absorber, 2 ... Cover body, 4 ... Air bag (shock absorber), 5 ... High pressure air cylinder (deployment means), 9 ... Control part (determination means), 10 ... Aircraft, 11 ... Body, 11a ... Bottom part, 15 ... front leg (leg part), 21 ... pipe member (impact absorber), 24 ... small parachute (deployment means).
  • FIG. 1 is a side view of an aircraft equipped with the shock absorbing device of the first embodiment.
  • the aircraft 10 is a fixed wing aircraft, and the shock absorbing device 1 is mounted on the bottom surface portion 11 a of the fuselage 11 of the aircraft 10.
  • the shock absorbing device 1 is located in the trunk 11 below the floor 13 to which a passenger seat 12 is attached.
  • the impact absorbing device 1 includes a cover body 2 provided on the bottom surface portion 11 a of the body 11.
  • the cover body 2 constitutes a part of the body wall of the bottom surface portion 11a, and has a streamline shape that gently bulges outward.
  • the front end 2 a of the cover body 2 is pivotally supported by the pivot 3 so as to be rotatable with respect to the body 11.
  • the cover body 2 is deployed so that the distance between the cover body 2 and the bottom surface portion 11a increases toward the rear of the aircraft 10.
  • the cover body 2 may be, for example, a skid structure provided separately from the body wall of the bottom surface portion 11a.
  • an air bag (impact absorber) 4 is disposed between the cover body 2 and the floor 13.
  • the airbag 4 is inflated by a high-pressure air cylinder (deployment means) 5 so as to have an internal pressure of about 2 to 5 barr with a load of about 50 G ⁇ 1 ton.
  • the cover body 2 is placed on the bottom surface portion 11 a of the body 11.
  • it is expanded outward. That is, the airbag 4 is disposed inside the cover body 2 when the cover body 2 is deployed by the action of the high-pressure air cylinder 5.
  • the airbag 4 is provided with a pressure regulating valve 6 so that the airbag 4 contracts while absorbing the impact when an impact is applied to the cover body 2 deployed by the expansion.
  • the airbag 4 may be inflated with explosives or the like instead of the high-pressure air cylinder 5.
  • a stretchable cover member 7 is attached to the rear end 2b of the cover body 2 so as to be spanned between the body 11 and the body.
  • the cover member 7 is deployed so as to taper toward the rear of the aircraft 10 with respect to the bottom surface portion 11a when the cover body 2 is deployed.
  • the cover member 7 is deployed so that the distance between the cover member 7 and the bottom surface portion 11a becomes smaller toward the rear of the aircraft 10 when the cover body 2 is deployed.
  • the cover member 7 in addition to the rear end portion 2b of the cover body 2 and the body 11, if the cover member 7 is also bridged between the side end portion of the cover body 2 and the body 11, in addition to the rear portion of the body 11,
  • the side portion of the body 11 can also be aerodynamically smooth.
  • the cover body 2 is closed during normal flight (see FIG. 1 (a)).
  • Etc.) as a trigger, the air bag 4 is inflated by the high-pressure air cylinder 5, so that the cover body 2 is expanded outward with respect to the bottom surface portion 11 a of the fuselage 11 of the aircraft 10.
  • a back 4 is disposed (see FIG. 1B).
  • a sufficient shock absorbing stroke is obtained to mitigate the vertical direction G (airframe axis vertical deceleration G) caused by the collision with the ground A, and the impact generated on the body 11 at the time of the collision with the ground due to the impossibility of flight or the like. Can be absorbed reliably.
  • the impact absorbing device 1 is not mounted on the aircraft 10, the front end portion of the bottom surface portion 11 a of the fuselage 11 is grounded and the vertical speed stops at that point, so the rear end portion of the bottom surface portion 11 a of the fuselage 11 rotates.
  • downward acceleration occurs, and a larger vertical G occurs when the rear end portion of the bottom surface portion 11a of the body 11 is grounded.
  • the impact absorbing device 1 is mounted on the aircraft 10, it is possible to prevent the rear end portion of the bottom surface portion 11a of the fuselage 11 from rotating rapidly.
  • the cover body 2 is deployed so as to spread toward the rear of the aircraft 10 with respect to the bottom surface portion 11a of the fuselage 11 of the aircraft 10 (see FIG. 1B).
  • the fuselage 11 of the aircraft 10 can be smoothly slid with respect to the ground A at the time of a collision with the ground due to inability to fly or the like. That is, it is possible to prevent sudden deceleration G (deceleration acceleration G in the body axis direction) from occurring due to the submergence or catching of the fuselage 11 with respect to the ground A, or the aircraft 10 to be turned forward. it can.
  • the impact absorbing device 1 it is possible to prevent the fuselage 11 of the aircraft 10 from being damaged when it collides with the ground due to inability to fly or the like. And it becomes possible to improve a passenger
  • a frictional resistance reduction layer that peels or wears away due to friction with the ground A is formed on the outer surface of the cover body 2, coupled with the streamlined shape of the cover body 2, at the time of collision with the ground due to inability to fly, etc.
  • the fuselage 11 of the aircraft 10 can be slid more smoothly with respect to the ground A.
  • a frictional resistance reducing layer wood with the fiber direction aligned with the friction direction, wear-resistant or low-friction resin material, or hard so as to be parallel to the machine body circumferential direction perpendicular to the machine body axis direction.
  • An example is one in which a large number of fine rod-shaped members having a circular cross section made of resin are arranged and hardened with a softer resin.
  • FIG. 2 is a side view of another aircraft on which the shock absorbing device according to the first embodiment is mounted.
  • the aircraft 10 is a fixed leg machine, and includes a main leg 14 and a front leg (leg part) 15.
  • the shock absorbing device 1 includes a load detector 8 attached to a support leg of the front leg 15, and a control unit (determination means) 9 that controls the high-pressure air cylinder 5 and the pressure regulating valve 6.
  • the control unit 9 transmits a collision signal (a signal indicating a load and an acceleration generated on the support leg of the front leg 15) transmitted from the load detector 8 and an aircraft flight instrument signal (an aircraft speed and an aircraft attitude) transmitted from the aircraft 10. Based on the signal, the operation timing of the high-pressure air cylinder 5 at which the airbag 4 can appropriately expand, and the pressure reduction characteristics of the pressure regulating valve 6 at which the airbag 4 can appropriately contract while absorbing the impact are calculated. And the control part 9 adjusts the opening degree of the pressure regulation valve 6 so that the high pressure air cylinder 5 may be operated with the calculated operation timing, and the calculated pressure reduction characteristic may be shown.
  • a collision signal a signal indicating a load and an acceleration generated on the support leg of the front leg 15
  • an aircraft flight instrument signal an aircraft speed and an aircraft attitude
  • this shock absorbing device 1 whether or not the aircraft 10 can land on the fuselage is determined by the control unit 9 based on the ground contact state of the front leg 15 of the aircraft 10 using the collision signal transmitted from the load detector 8 as a trigger signal.
  • the controller 9 determines that the body landing is possible, the airbag 4 is inflated by the high-pressure air cylinder 5 and the cover body 2 is deployed. Therefore, it is possible to reliably deploy the cover body 2 in a timely manner (for example, at the time of or just before the collision with the ground A) at the time of the collision with the ground due to the inability to fly.
  • the physical destruction caused by the ground collision of the front leg 15 as a trigger signal, it is possible to prevent malfunction development due to erroneous detection.
  • the control unit 9 may determine that the fuselage landing is possible. Then, the control unit 9 may determine whether or not the cover body 2 can be deployed, and when the control unit 9 determines that the cover body 2 can be deployed, the cover body 2 may be deployed. Further, when the aircraft 10 is a retractable leg machine, an antenna-like protrusion is provided on the front end portion of the bottom surface portion 11a of the fuselage 11 and a load detector 8 is attached to the protrusion to obtain a collision signal. Alternatively, a radio wave distance measurement method may be adopted.
  • the control unit 9 determines a situation or a region where a collision with the ground may occur, and such a situation.
  • the collision signal transmitted within the time or area as the trigger signal it is possible to prevent malfunction due to the collision of a bird or the like during flight.
  • the shock absorber of the second embodiment is mainly different from the shock absorber of the first embodiment described above in that a pipe member is used as the shock absorber.
  • the impact absorbing device of the second embodiment will be described focusing on this difference.
  • FIG. 3 is a side view of an aircraft equipped with the impact absorbing device of the second embodiment.
  • the shock absorber 1 includes a plurality of pipe members (shock absorbers) 21 that are arranged inside the cover body 2 when the cover body 2 is deployed.
  • One end 21 a of the pipe member 21 is pivotally supported by a pivot 22 so as to be rotatable with respect to a portion of the body 11 below the floor 13, and the other end 21 b of the pipe member 21 is formed by the cover body 2.
  • the guide mechanism 2b is slid, it is locked by a lock mechanism 23 provided at a predetermined position when the guide mechanism 2b is slid.
  • the pipe member 21 is made of carbon fiber reinforced plastics (CFRP), and when an impact is applied to the expanded cover body 2, the pipe member 21 undergoes progressive fracture in the axial direction, and the pipe member 21 absorbs the impact. While shrinking in the axial direction.
  • CFRP carbon fiber reinforced plastics
  • the pipe member 21 is housed under the floor 13 in a state along the airframe axis direction during normal flight, and supports the cover body 2 in a state intersecting with the airframe axis direction when colliding with the ground due to inability to fly or the like. . More specifically, when the small parachute (deployment means) 24 is deployed at the time of a collision with the ground due to inability to fly or the like, the other end 21b of the pipe member 21 is pulled by the wire 25 connected to the small parachute 24. Then, the guide mechanism 26 provided on the cover body 2 is slid and locked by the lock mechanism 23.
  • a compressed air actuator, rubber, spring, explosive, electric motor or the like may be used as a power source.
  • the cover body 2 is closed during normal flight. However, when the vehicle collides with the ground due to inability to fly, for example, an input (button operation or the like) by a driver is used as a trigger.
  • an input button operation or the like
  • the cover body 2 is deployed outward with respect to the bottom surface portion 11a of the fuselage 11 of the aircraft 10, and the elongated pipe member 21 is piped in a predetermined angle (impact force input direction). The angle is such that the axial directions of the members 21 coincide with each other).
  • the cover body 2 is deployed so as to spread toward the rear of the aircraft 10 with respect to the bottom surface portion 11 a of the fuselage 11 of the aircraft 10.
  • the fuselage 11 of the aircraft 10 can be smoothly slid with respect to the ground A at the time of a collision with the ground due to inability to fly or the like. That is, it is possible to prevent sudden deceleration G (deceleration acceleration G in the body axis direction) from occurring due to the submergence or catching of the fuselage 11 with respect to the ground A, or the aircraft 10 to be turned forward. it can.
  • the impact absorbing device 1 it is possible to prevent the fuselage 11 of the aircraft 10 from being damaged when it collides with the ground due to inability to fly or the like. And it becomes possible to improve a passenger
  • examples of the material of the pipe member 21 include CFRP, glass fiber reinforced plastics (GFRP), organic fiber reinforced plastics such as aramid, and the like. Moreover, it replaces with the pipe member 21, The metal pipe member provided with the some horizontal bead which becomes a starting point of a bellows plastic deformation, The hydraulic damper mechanism (shock absorber-like thing) provided with the orifice, A plurality of metal You may use the pipe structure etc. which were configured by connecting these pipe members.
  • FIG. 4 is a side view of a pipe structure configured by connecting a plurality of pipe members.
  • the pipe structure 20 is configured by connecting a plurality of pipe members 27 and 28 made of metal.
  • the large-diameter portion 27 a of the inner pipe member 27 is disposed within the enlarged-diameter portion 28 a of the outer pipe member 28. Accordingly, when an impact is applied to the pipe structure 20 in the axial direction, the pipe structure 20 contracts in the axial direction while absorbing the impact while causing metal plastic deformation.
  • the present invention it is possible to prevent the aircraft fuselage from being damaged when it collides with the ground due to inability to fly or the like.

Abstract

　衝撃吸収装置１においては、飛行不能等による地面への衝突時には、高圧空気ボンベ５によってエアバック４が膨張させられることで、カバー体２が航空機１０の胴体１１の底面部１１ａに対して外側に展開させられ、カバー体２の内側にエアバック４が配置される。これにより、十分な衝撃吸収ストロークを得て、飛行不能等による地面への衝突時に胴体１１に生じる衝撃を確実に吸収することができる。しかも、カバー体２が胴体１１の底面部１１ａに対して航空機１０の後方に向かって末広がりとなるように展開する。これにより、飛行不能等による地面への衝突時に胴体１１を地面に対してスムーズに滑らせることができる。従って、衝撃吸収装置１によれば、飛行不能等による地面への衝突時に航空機１０の胴体１１に損傷が生じるのを防止することが可能となる。

Description

衝撃吸収装置
　本発明は、航空機に搭載される衝撃吸収装置に関する。
　従来、飛行不能等による緊急時にパラシュートやエアバックを展開させて航空機を軟着陸させる技術が知られている（例えば、特許文献１参照）。
特開２００４－０５１０７０号公報
　しかしながら、上述したような技術にあっては、開傘高度の不足によってパラシュートが十分に機能しなかったり、地面との接触によってエアバックが破裂したりして、航空機の胴体に損傷が生じるおそれがある。
　本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであり、飛行不能等による地面への衝突時に航空機の胴体に損傷が生じるのを防止することができる衝撃吸収装置を提供することを目的とする。
　上記目的を達成するために、本発明に係る衝撃吸収装置は、航空機に搭載される衝撃吸収装置であって、航空機の胴体の底面部に設けられたカバー体と、カバー体を底面部に対して外側に展開させる展開手段と、カバー体が展開手段によって展開させられた際にカバー体の内側に配置される衝撃吸収体と、を備え、カバー体は、底面部に対して航空機の後方に向かって末広がりとなるように展開することを特徴とする。
　この衝撃吸収装置においては、カバー体が展開手段によって航空機の胴体の底面部に対して外側に展開させられ、カバー体の内側に衝撃吸収体が配置される。これにより、十分な衝撃吸収ストロークを得て、飛行不能等による地面への衝突時に航空機の胴体に生じる衝撃を確実に吸収することができる。しかも、カバー体が航空機の胴体の底面部に対して航空機の後方に向かって末広がりとなるように展開する。これにより、飛行不能等による地面への衝突時に航空機の胴体をスムーズに滑らせ、機体急停止による前後方向の減速度を緩和することができる。従って、この衝撃吸収装置によれば、飛行不能等による地面への衝突時に航空機の胴体に損傷が生じるのを防止することが可能となる。
　また、カバー体の展開可否を判定する判定手段を更に備え、展開手段は、判定手段によって展開可と判定された場合にカバー体を展開させることが好ましい。この構成によれば、飛行不能等による地面への衝突時においてカバー体が展開可（例えば、航空機が胴体着陸可）となった際に適時にカバー体を展開させることができる。
　このとき、判定手段は、航空機の脚部の接地状態に基づいて展開可否を判定することが好ましい。この構成によれば、飛行不能等による地面への衝突時においてより適時に且つ確実にカバー体を展開させることができる。
　また、衝撃吸収体は、衝撃を吸収しながら収縮するエアバックであってもよいし、或いは、衝撃吸収体は、衝撃を吸収しながら軸方向に収縮するパイプ部材であってもよい。これらの構成によれば、簡単に且つ確実に衝撃を吸収することができる。
　本発明によれば、飛行不能等による地面への衝突時に航空機の胴体に損傷が生じるのを防止することができる。
第１の実施形態の衝撃吸収装置が搭載された航空機の側面図である。 第１の実施形態の衝撃吸収装置が搭載された他の航空機の側面図である。 第２の実施形態の衝撃吸収装置が搭載された航空機の側面図である。 複数のパイプ部材が接続されて構成されたパイプ構造体の側面図である。
符号の説明
　１…衝撃吸収装置、２…カバー体、４…エアバック（衝撃吸収体）、５…高圧空気ボンベ（展開手段）、９…制御部（判定手段）、１０…航空機、１１…胴体、１１ａ…底面部、１５…前脚（脚部）、２１…パイプ部材（衝撃吸収体）、２４…小型パラシュート（展開手段）。
　以下、本発明の好適な実施形態について、図面を参照して詳細に説明する。なお、各図において同一又は相当部分には同一符号を付し、重複する説明を省略する。
（第１の実施形態）
　図１は、第１の実施形態の衝撃吸収装置が搭載された航空機の側面図である。図１に示されるように、航空機１０は固定翼機であり、航空機１０の胴体１１の底面部１１ａには、衝撃吸収装置１が搭載されている。衝撃吸収装置１は、胴体１１内において乗員用のシート１２が取り付けられた床１３の下側に位置している。
　衝撃吸収装置１は、胴体１１の底面部１１ａに設けられたカバー体２を備えている。カバー体２は、底面部１１ａの胴壁の一部を構成しており、外側に緩やかに膨らむ流線型形状を有している。カバー体２の前端部２ａは、胴体１１に対して回動自在となるようにピボット３によって軸支されている。これにより、カバー体２は、底面部１１ａに対して航空機１０の後方に向かって末広がりとなるように展開する。換言すれば、カバー体２は、カバー体２と底面部１１ａとの距離が航空機１０の後方ほど大きくなるように展開する。なお、カバー体２は、例えば底面部１１ａの胴壁と別体的に設けられたスキッド構造体であってもよい。
　カバー体２と床１３との間には、エアバック（衝撃吸収体）４が配置されている。エアバック４は、高圧空気ボンベ（展開手段）５によって５０Ｇ×１ton程度の荷重で２～５barr程度の内圧となるように膨張させられ、このとき、カバー体２は、胴体１１の底面部１１ａに対して外側に展開させられる。つまり、エアバック４は、高圧空気ボンベ５の作用によってカバー体２が展開させられた際にカバー体２の内側に配置されることになる。エアバック４には、その膨張によって展開させられたカバー体２に衝撃が与えられた際に、衝撃を吸収しながらエアバック４が収縮するように、調圧弁６が設けられている。なお、エアバック４は、高圧空気ボンベ５に代えて火薬等によって膨張させられるものであってもよい。
　カバー体２の後端部２ｂには、胴体１１との間に掛け渡されるように伸縮性のカバー部材７が取り付けられている。カバー部材７は、カバー体２が展開した際に、底面部１１ａに対して航空機１０の後方に向かって先細りとなるように展開する。換言すれば、カバー部材７は、カバー体２が展開した際に、カバー部材７と底面部１１ａとの距離が航空機１０の後方ほど小さくなるように展開する。これにより、誤作動によって飛行中にカバー体２が展開しても、胴体１１の後方部分が空力的に滑らかとなるので、飛行を継続することが可能となる。なお、カバー体２の後端部２ｂと胴体１１との間に加え、カバー体２の側端部と胴体１１との間にもカバー部材７を掛け渡せば、胴体１１の後方部分に加え、胴体１１の側方部分も空力的に滑らかにすることができる。
　以上のように構成された衝撃吸収装置１においては、通常飛行時にはカバー体２が閉じられているが（図１（ａ）参照）、飛行不能等による緊急時には、例えば操縦者による入力（ボタン操作等）をトリガとして、高圧空気ボンベ５によってエアバック４が膨張させられることで、カバー体２が航空機１０の胴体１１の底面部１１ａに対して外側に展開させられ、カバー体２の内側にエアバック４が配置される（図１（ｂ）参照）。これにより、地面Ａへの衝突による上下方向Ｇ（機体軸鉛直方向減速加速度Ｇ）を緩和するのに十分な衝撃吸収ストロークを得て、飛行不能等による地面への衝突時に胴体１１に生じる衝撃を確実に吸収することができる。
　例えば、航空機１０に衝撃吸収装置１が搭載されていないと、胴体１１の底面部１１ａの前端部分が接地してその点で上下速度が止まるため、胴体１１の底面部１１ａの後端部分が回転して下方向の加速が起こり、胴体１１の底面部１１ａの後端部分が接地する際にはより大きな上下Ｇが発生してしまう。これに対し、航空機１０に衝撃吸収装置１が搭載されていると、そのように胴体１１の底面部１１ａの後端部分が急回転するのを抑制することができる。
　更に、衝撃吸収装置１においては、カバー体２が航空機１０の胴体１１の底面部１１ａに対して航空機１０の後方に向かって末広がりとなるように展開する（図１（ｂ）参照）。これにより、飛行不能等による地面への衝突時に航空機１０の胴体１１を地面Ａに対してスムーズに滑らせることができる。すなわち、地面Ａに対する胴体１１の潜り込みや引っ掛かり等に起因して、急激に減速前後Ｇ（機体軸方向減速加速度Ｇ）が発生したり、航空機１０が前のめり状態になったりするのを防止することができる。
　従って、衝撃吸収装置１によれば、飛行不能等による地面への衝突時に航空機１０の胴体１１に損傷が生じるのを防止することが可能となる。そして、乗員の安全性を向上させることが可能となる。
　なお、カバー体２の外側表面に、地面Ａとの摩擦により剥離又は摩滅する摩擦抵抗低減層を形成すれば、カバー体２の流線型形状と相俟って、飛行不能等による地面への衝突時に航空機１０の胴体１１を地面Ａに対してよりスムーズに滑らせることができる。そのような摩擦抵抗低減層としては、摩擦方向に繊維方向を合わせた木材、摩滅性或いは低摩擦性の樹脂材、又は、機体軸方向と垂直な機体円周方向に平行となるように、硬質樹脂からなる断面円形状の微小な棒状材を多数配置し、それらをより軟質な樹脂で固めたもの等が例示される。
　次に、衝撃吸収体としてエアバック４を用いた衝撃吸収装置１の変形例について説明する。図２は、第１の実施形態の衝撃吸収装置が搭載された他の航空機の側面図である。図２に示されるように、航空機１０は固定脚機であり、主脚１４及び前脚（脚部）１５を備えている。衝撃吸収装置１は、前脚１５の支持脚に取り付けられた荷重検知器８、並びに高圧空気ボンベ５及び調圧弁６を制御する制御部（判定手段）９を備えている。
　制御部９は、荷重検知器８から送信される衝突信号（前脚１５の支持脚に生じる荷重や加速度を示す信号）、及び航空機１０から送信される機体飛行計器信号（機体速度や機体姿勢を示す信号）に基づいて、エアバック４が適切に膨張し得る高圧空気ボンベ５の作動タイミング、及び衝撃を吸収しながらエアバック４が適切に収縮し得る調圧弁６の減圧特性を演算する。そして、制御部９は、演算した作動タイミングで高圧空気ボンベ５を作動させると共に、演算した減圧特性を示すように調圧弁６の開度を調整する。
　つまり、この衝撃吸収装置１においては、荷重検知器８から送信される衝突信号をトリガ信号として、航空機１０の前脚１５の接地状態に基づき、制御部９によって航空機１０の胴体着陸の可否が判定される。そして、制御部９によって胴体着陸可と判定された場合には、高圧空気ボンベ５によってエアバック４が膨張させられてカバー体２が展開させられる。よって、飛行不能等による地面への衝突時において適時に（例えば、地面Ａへの衝突時やその直前に）カバー体２を確実に展開させることが可能となる。また、前脚１５の地面衝突による物理的な破壊をトリガ信号として使うことで、誤検知による誤動作展開を防止することができる。
　なお、航空機１０の失速が検知された場合に制御部９が胴体着陸可と判定するようにしてもよい。そして、制御部９によってカバー体２の展開可否が判定されるようにし、制御部９によって展開可と判定された場合に、カバー体２が展開させられるようにしてもよい。また、航空機１０が引込脚機である場合には、衝突信号を取得するために、胴体１１の底面部１１ａの前端部分にアンテナ状の突起物を設け、その突起物に荷重検知器８を取り付けてもよいし、或いは電波距離測定方式を採用してもよい。更に、高度計、ＧＰＳ、電波式地上高度計、速度計、ジャイロ式姿勢計等から送信される信号に基づいて、地面への衝突が起こり得る状況や領域を制御部９が判断し、そのような状況時や領域内において送信された衝突信号のみをトリガ信号として採用することで、飛行時に鳥等が衝突することなどによる誤作動を防止することができる。
（第２の実施形態）
　第２の実施形態の衝撃吸収装置は、衝撃吸収体としてパイプ部材が用いられる点で、上述した第１の実施形態の衝撃吸収装置と主に相違している。以下、この相違点を中心に、第２の実施形態の衝撃吸収装置について説明する。
　図３は、第２の実施形態の衝撃吸収装置が搭載された航空機の側面図である。図３に示されるように、衝撃吸収装置１は、カバー体２が展開させられた際にカバー体２の内側に配置されるパイプ部材（衝撃吸収体）２１を複数備えている。パイプ部材２１の一端部２１ａは、胴体１１における床１３下の部分に対して回動自在となるようにピボット２２によって軸支されており、パイプ部材２１の他端部２１ｂは、カバー体２が展開させられた際に、カバー体２に設けられ、ガイド機構２ｂをスライドさせた場合に所定位置に配置されているロック機構２３によってロックされる。パイプ部材２１は、炭素繊維強化プラスチックス（ＣＦＲＰ）からなり、展開したカバー体２に衝撃が与えられると、パイプ部材２１に軸方向への進行性破壊が生じ、パイプ部材２１が衝撃を吸収しながら軸方向に収縮する。
　パイプ部材２１は、通常飛行時には、機体軸方向に沿った状態で床１３下に収納されており、飛行不能等による地面への衝突時には、機体軸方向と交差した状態でカバー体２を支持する。より具体的には、飛行不能等による地面への衝突時に、小型パラシュート（展開手段）２４が展開させられると、パイプ部材２１の他端部２１ｂが小型パラシュート２４と接続されたワイヤ２５によって引っ張られて、カバー体２に設けられたガイド機構２６をスライドし、ロック機構２３によってロックされる。なお、小型パラシュート２４に代えて、圧縮空気アクチュエータ、ゴム、ばね、火薬、電気モータ等を動力源として用いてもよい。
　以上のように構成された衝撃吸収装置１においては、通常飛行時にはカバー体２が閉じられているが、飛行不能等による地面への衝突時には、例えば操縦者による入力（ボタン操作等）をトリガとして、小型パラシュート２４が展開させられることで、カバー体２が航空機１０の胴体１１の底面部１１ａに対して外側に展開させられ、伸長したパイプ部材２１が所定の角度（衝撃力の入力方向にパイプ部材２１の軸方向が一致するような角度）でカバー体２の内側に配置される。これにより、地面Ａへの衝突による上下方向Ｇ（機体軸鉛直方向減速加速度Ｇ）を緩和するのに十分な衝撃吸収ストロークを得て、飛行不能等による地面への衝突時に胴体１１に生じる衝撃を確実に吸収することができる。
　更に、衝撃吸収装置１においては、カバー体２が航空機１０の胴体１１の底面部１１ａに対して航空機１０の後方に向かって末広がりとなるように展開する。これにより、飛行不能等による地面への衝突時に航空機１０の胴体１１を地面Ａに対してスムーズに滑らせることができる。すなわち、地面Ａに対する胴体１１の潜り込みや引っ掛かり等に起因して、急激に減速前後Ｇ（機体軸方向減速加速度Ｇ）が発生したり、航空機１０が前のめり状態になったりするのを防止することができる。
　従って、衝撃吸収装置１によれば、飛行不能等による地面への衝突時に航空機１０の胴体１１に損傷が生じるのを防止することが可能となる。そして、乗員の安全性を向上させることが可能となる。
　なお、パイプ部材２１の材料としては、ＣＦＲＰの他、ガラス繊維強化プラスチックス（ＧＦＲＰ）、アラミド等の有機繊維強化プラスチックス等が例示される。また、パイプ部材２１に代えて、蛇腹塑性変形の起点となる複数の横ビードが設けられた金属製のパイプ部材、オリフィスが設けられた油圧ダンパ機構（ショックアブソーバ状のもの）、金属からなる複数のパイプ部材が接続されて構成されたパイプ構造体等を用いてもよい。
　図４は、複数のパイプ部材が接続されて構成されたパイプ構造体の側面図である。図４に示されるように、パイプ構造体２０は、金属からなる複数のパイプ部材２７，２８が接続されて構成されている。パイプ構造体２０においては、内側のパイプ部材２７の大径部２７ａが外側のパイプ部材２８の拡径部２８ａ内に配置されている。これにより、パイプ構造体２０に対して軸方向に衝撃が与えられると、金属塑性変形を生じながら衝撃を吸収しつつパイプ構造体２０が軸方向に収縮する。
　本発明によれば、飛行不能等による地面への衝突時に航空機の胴体に損傷が生じるのを防止することができる。

Claims (5)

  1. 　航空機に搭載される衝撃吸収装置であって、
    　前記航空機の胴体の底面部に設けられたカバー体と、
    　前記カバー体を前記底面部に対して外側に展開させる展開手段と、
    　前記カバー体が前記展開手段によって展開させられた際に前記カバー体の内側に配置される衝撃吸収体と、を備え、
    　前記カバー体は、前記底面部に対して前記航空機の後方に向かって末広がりとなるように展開することを特徴とする衝撃吸収装置。
  2. 　前記カバー体の展開可否を判定する判定手段を更に備え、
    　前記展開手段は、前記判定手段によって展開可と判定された場合に前記カバー体を展開させることを特徴とする請求項１記載の衝撃吸収装置。
  3. 　前記判定手段は、前記航空機の脚部の接地状態に基づいて展開可否を判定することを特徴とする請求項２記載の衝撃吸収装置。
  4. 　前記衝撃吸収体は、衝撃を吸収しながら収縮するエアバックであることを特徴とする請求項１～３のいずれか一項記載の衝撃吸収装置。
  5. 　前記衝撃吸収体は、衝撃を吸収しながら軸方向に収縮するパイプ部材であることを特徴とする請求項１～３のいずれか一項記載の衝撃吸収装置。
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