WO2010095261A1 - 機体姿勢調整構造 - Google Patents

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英二 板倉
Original Assignee
トヨタ自動車株式会社
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • 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

Definitions

  • the present invention relates to an aircraft body attitude adjustment structure.
  • an object of the present invention is to provide an aircraft attitude adjustment structure capable of adjusting the attitude of the aircraft tilted in the left-right direction when the aircraft is grounded.
  • the aircraft attitude adjustment structure includes an attitude adjustment unit that adjusts the attitude of the aircraft using the ground reaction force that the aircraft receives when the aircraft is grounded.
  • the attitude adjustment unit is configured such that the greater the rolling angle when the airframe contacts the ground, the greater the component of the ground reaction force received from the ground in the vertical direction of the airframe.
  • the rolling angle is a rotation angle based on the longitudinal axis of the aircraft, that is, a tilt angle in the left-right direction of the aircraft.
  • the greater the horizontal inclination of the aircraft the greater the vertical force of the ground reaction force that the posture adjustment unit receives from the ground.
  • the component of the ground reaction force in the vertical direction of the aircraft acts as a force for returning the aircraft to the horizontal. Therefore, according to the present invention, it is possible to adjust the attitude of the aircraft tilted in the left-right direction when the aircraft is grounded.
  • the attitude adjustment unit is preferably provided in a predetermined range from the bottom to the side of the fuselage of the aircraft, and the strength is preferably increased as the distance from the bottom increases.
  • the posture adjustment unit has a higher strength as the distance from the bottom of the body increases.
  • the posture adjustment unit becomes harder to deform. Therefore, as the rolling angle increases, the ground reaction force received from the ground by the posture adjustment unit is not absorbed and a large ground reaction force is generated. To do. Therefore, the larger the rolling angle when the aircraft is in contact with the ground, the greater the force to return the aircraft to the horizontal, and the aircraft's attitude can be adjusted effectively.
  • the posture adjusting portion is composed of a member having higher strength as the distance from the bottom portion is larger.
  • the posture adjustment unit is configured with a member having higher strength as the distance from the bottom of the body increases, the posture adjustment unit can have higher strength as the distance from the bottom increases. Therefore, the airframe posture adjusting function as described above is preferably realized.
  • the attitude adjustment unit protrudes toward the front side of the fuselage of the fuselage, and has a protrusion that extends from the bottom to the side of the fuselage, and the protrusion extends from the bottom.
  • the protrusion part protruded toward the surface side of the fuselage extends in a direction in which the angle formed with the front-rear direction line of the fuselage increases as the distance from the bottom of the fuselage increases.
  • the attitude adjustment unit preferably has an airbag that can be deployed when the aircraft contacts the ground on the lower surfaces of the left and right main wings of the aircraft.
  • the airbag that the attitude adjustment unit has on the lower surface of the main wing is deployed. Since the airbag is more strongly pressed against the ground as the rolling angle of the fuselage is larger, the component force in the vertical direction of the fuselage of the ground reaction force received from the ground by the posture adjustment unit is increased accordingly. Therefore, the attitude of the aircraft can be adjusted while reducing the impact on the aircraft.
  • the airbag is provided closer to the fuselage than the central portion in the longitudinal direction of the main wing.
  • the attitude of the aircraft tilted in the left-right direction can be adjusted when the aircraft contacts the ground.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view taken along the line II-II of the body posture adjustment structure of FIG. It is a figure which shows the state with a large rolling angle at the time of machine body grounding in 1st embodiment. It is the figure which looked at the nose part of the airframe from the D direction of FIG. It is a figure which shows the state with a small rolling angle at the time of machine body grounding in 1st embodiment. It is the figure which looked at the nose part of the body from the D direction of FIG. It is a figure which shows the relationship between the rolling angle
  • (A) is a perspective view showing an airframe posture adjusting structure according to the second embodiment
  • (b) is a cross-sectional view taken along the line BB. It is a figure which shows the relationship between the distance from the bottom part, and the direction where a protrusion part extends in the airframe attitude
  • FIG. 1 is a perspective view showing an airframe posture adjusting structure according to the first embodiment
  • FIG. 2 is a cross-sectional view taken along the line II-II in FIG.
  • An aircraft body attitude adjustment structure 1 shown in FIGS. 1 and 2 is provided on the fuselage 2 of the airframe A, and adjusts the attitude of the airframe A tilted in the left-right direction when the airframe A is grounded.
  • the airframe posture adjusting structure 1 includes a posture adjusting unit 10 for adjusting the posture of the airframe A.
  • the posture adjustment unit 10 has a function of adjusting the posture of the airframe A using the ground reaction force received by the airframe A when the airframe A is grounded, and details thereof will be described later.
  • the attitude adjustment unit 10 is provided in a predetermined range from the bottom to the side of the nose 3.
  • the posture adjusting unit 10 is formed by stacking a plurality of members 11 to 14 made of different materials. As shown in FIG. 2, the posture adjusting unit 10 includes a bottom member 11, a first side member 12, a second side member 13, and a third side member 14 from the bottom of the nose 3 to the side. . These members are joined together to form the inner peripheral surface of the nose part 3.
  • the strength of the posture adjusting unit 10 is increased as the distance from the bottom of the nose 3 is increased. That is, the posture adjustment unit 10 is configured by a member having higher strength as the distance from the bottom of the nose portion 3 is larger. More specifically, the strength is increased in the order of the bottom member 11, the first side member 12, the second side member 13, and the third side member 14.
  • a member having relatively low strength such as foamed aluminum is used.
  • an aluminum honeycomb or the like is used as the first side member 12.
  • a member having relatively high strength such as a CFRP (carbon fiber reinforced plastics) honeycomb is used.
  • a high-strength member such as a rigid CFRP is used.
  • the attitude adjustment unit 10 that forms the inner peripheral surface of the nose part 3, for example, even if the engine is provided in the nose part 3 in a small propeller machine, the attitude adjustment unit 10 Does not interfere with engine installation.
  • a shape in which the plate-like members extending in the width direction of the nose part 3 are laminated in order from the bottom without being formed as shown in FIG. also good.
  • a thin plate-like outer plate S that covers the posture adjusting unit 10 is appropriately provided on the outer surface of the nose portion 3.
  • an energy absorption structure (not shown) extending along the longitudinal direction of the fuselage 2 (hereinafter referred to as “EA (Energy Absorption) structure”) is provided at the bottom of the fuselage 2 of the fuselage A.
  • This EA structure is for safely stopping the airframe A by absorbing impact energy due to the grounding while receiving the dynamic friction force from the ground when the body 2 of the airframe A is grounded.
  • FIG. 3 is a diagram illustrating a state when the aircraft A provided with the aircraft attitude adjustment structure 1 is grounded.
  • the rolling angle ⁇ of the airframe A is shown as an angle formed by the vertical direction line P and the vertical direction line V of the airframe A (the fuselage 2).
  • FIG. 4 is a view of the nose of the aircraft as viewed from the direction D in FIG.
  • the nose 3 of the aircraft A is first grounded as shown in FIG.
  • the side members for example, the side members 13 and 14 shown in FIG. 2 are the ground. Facing the G side.
  • the posture adjustment unit 10 receives the ground reaction force F from the ground G via the second side member 13 and the third side member 14.
  • the members 11 to 14 constituting the posture adjusting unit 10 are not shown.
  • the second side member 13 and the third side member 14 have higher strength than the first side member 12 and the bottom member 11, they are not easily deformed even when receiving the ground reaction force F, and the ground reaction force F is not easily absorbed. For this reason, as shown in FIG.3 and FIG.4, the big ground reaction force F arises, As a result, the component force FV of an up-down direction of a body becomes large. 3 and 4, the ground reaction force F is indicated by a virtual line, and the component force FV in the vertical direction and the component force FL in the longitudinal direction of the aircraft, which are component forces of the ground reaction force F, are indicated by solid lines. Show. Further, the component force in the left-right direction of the aircraft is not shown.
  • the posture adjusting unit 10 has a function of adjusting the posture of the airframe A using the ground reaction force F received by the airframe A when the airframe A is grounded. Further, as the airframe A returns in the horizontal direction, the rolling angle ⁇ becomes smaller, and among the members constituting the attitude adjustment unit 10, the member close to the bottom comes to ground.
  • the attitude adjustment unit 10 When the airframe A is grounded at a small rolling angle ⁇ as shown in FIG. 5, among the members constituting the attitude adjustment unit 10, members close to the bottom (for example, the first side member 12 and the bottom member 11 in FIG. 2) are the ground. Facing the G side. Then, the posture adjustment unit 10 receives the ground reaction force F from the ground G via the first side surface member 12 and the bottom member 11.
  • the first side member 12 and the bottom member 11 are lower in strength than the second side member 13 and the third side member 14, when the ground reaction force F is received, wear, compression deformation, destruction, and the like occur.
  • the bottom member 11 receives the ground reaction force F and deforms, the ground reaction force F is absorbed and reduced.
  • the component force FV in the vertical direction of the machine body is also relatively small.
  • FIG. 7 shows the relationship between the rolling angle ⁇ when the aircraft is grounded and the component force FV in the vertical direction of the aircraft.
  • the component force FV in the vertical direction of the fuselage of the ground reaction force F received by the fuselage A changes according to the size of the rolling angle ⁇ . That is, the posture adjustment unit 10 is configured such that the component force FV of the ground reaction force F in the vertical direction of the aircraft increases as the rolling angle ⁇ when the aircraft A contacts the ground.
  • a self-alignment action for adjusting the attitude of the machine body A in the horizontal direction works.
  • a solid line indicates a case where the speed when the aircraft is grounded
  • a broken line (lower curve) indicates a case where the speed when the aircraft is grounded is low.
  • attitude adjustment unit 10 when the attitude of the airframe A is adjusted to be horizontal, an EA structure (not shown) provided at the bottom of the fuselage is grounded, and the impact energy is absorbed while receiving the dynamic friction force from the ground G. It can be stopped safely. That is, according to the attitude adjustment unit 10, the attitude of the airframe A tilted in the left-right direction can be adjusted, and the EA structure at the bottom of the airframe A can function effectively.
  • the posture adjustment unit 10 is configured to move the vertical direction of the ground reaction force F received from the ground G as the rolling angle ⁇ when the aircraft A contacts the ground is increased.
  • the component force FV is increased.
  • the greater the horizontal inclination of the body A the greater the vertical force component FV of the ground reaction force F received by the posture adjustment unit 10 from the ground G.
  • the component force FV of the ground reaction force F in the vertical direction of the body acts as a force for returning the body A to the horizontal. Therefore, according to the airframe attitude adjustment structure 1, when the airframe A is grounded, the attitude of the airframe A tilted in the left-right direction can be adjusted.
  • the portion of the nose 3 that constitutes the tip of the fuselage 2 of the aircraft A is in contact with the ground G is a portion that is farther from the bottom.
  • the posture adjustment unit 10 has a higher strength as the distance from the bottom of the nose portion 3 increases.
  • the posture adjusting unit 10 becomes harder to deform, and the ground reaction force F received by the posture adjusting unit 10 from the ground G is not absorbed and a large ground reaction force F is generated. . Therefore, according to the airframe attitude adjustment structure 1 according to the present embodiment, the larger the rolling angle ⁇ when the airframe A is in contact with the ground, the greater the force that attempts to return the airframe A to the horizontal position. It can be adjusted effectively.
  • the posture adjustment unit 10 is configured with a member having higher strength as the distance from the bottom of the nose portion 3 is larger. Therefore, the posture adjustment unit 10 has higher strength as the distance from the bottom is larger. Can be made. Therefore, the body posture adjustment function is preferably realized.
  • the airframe attitude adjustment structure 1 since the attitude of the airframe A is adjusted using the ground reaction force F when the airframe is grounded, a large operating force can be obtained simultaneously with the grounding without using any additional power. . Further, since the horizontal position of the airframe A rotates in accordance with the position and size of the ground reaction force F, a special posture adjustment control is not required and the mechanism is highly reliable. Even when the speed of the airframe A is high, the posture adjustment function is exhibited by using the ground reaction force F that increases as the speed increases.
  • FIG. 8 is a partially broken side view of the airframe posture adjusting structure according to the second embodiment.
  • the attitude adjustment unit 21 of the aircraft attitude adjustment structure 20 shown in FIG. 8 differs from the attitude adjustment unit 10 according to the first embodiment shown in FIG. 1 in place of the plurality of members 11 to 14 on the surface side of the nose part 3. It differs in that it has a protruding portion 22 protruding toward the surface.
  • the projecting portion 22 is provided so as to extend from the bottom portion of the nose portion 3 toward the side surface. Further, as shown in the cross-sectional view along the line BB in FIG. 8B, a plurality of the protruding portions 22 are arranged in parallel at a predetermined interval. Furthermore, the protrusion 22 extends in a direction in which the angle ⁇ formed with the front-rear direction line L of the nose part 3 is larger as the distance from the bottom of the nose part 3 is larger.
  • FIG. 9 shows the relationship between the distance from the bottom of the nose portion 3 and the direction in which the projecting portion 22 extends in the airframe posture adjusting structure 20.
  • the “distance” on the horizontal axis is not a linear distance between the lowermost part of the nose part 3 and each point on the protruding part 22 but a distance along the circumferential surface of the nose part 3.
  • the airframe posture adjustment structure 20 As described above, when the airframe A is grounded at a large rolling angle ⁇ as shown in FIG. 3, a portion close to the side surface of the projecting portion 22 as shown in FIG. A ground reaction force F from the ground G is applied to a portion extending in a direction in which the angle ⁇ formed with the front-rear direction line L of 3 is large. If it does so, the component force FV of the machine body up-down direction of the ground reaction force F will become large because the protrusion part 22 becomes resistance. Therefore, the larger the rolling angle ⁇ when the aircraft A is in contact with the ground, the greater the force for returning the aircraft A to the horizontal, and the attitude of the aircraft A can be adjusted effectively.
  • the angle ⁇ formed with the portion near the bottom of the protruding portion 22, that is, with the longitudinal line L of the nose portion 3 as shown in FIG. 5 A ground reaction force F is applied to the portion extending in the small direction. If it does so, the protrusion part 22 will not become big resistance, but the ground reaction force F becomes small compared with the case of FIG. As a result, the component force FV in the vertical direction of the machine body is also relatively small.
  • the relationship between the rolling angle ⁇ and the component force FV in the vertical direction of the aircraft is the same as the relationship shown in FIG. Therefore, the self-alignment action for adjusting the posture of the airframe A in the horizontal direction works by the component force FV in the vertical direction of the airframe, so that the EA structure at the bottom of the airframe can function effectively.
  • the protruding portion 22 since the protruding portion 22 is extended while changing the angle ⁇ , the resistance force by the protruding portion 22 increases when the rolling angle ⁇ is large, but this resistance force decreases.
  • the posture is naturally adjusted in the horizontal direction in which the rolling angle ⁇ decreases.
  • FIG. 12 is a front view of the airframe posture adjusting structure according to the third embodiment.
  • the attitude adjustment unit 31 of the aircraft attitude adjustment structure 30 shown in FIG. 12 is different from the attitude adjustment units 10 and 21 according to the previous embodiment shown in FIGS. 32 in that it has 32.
  • the nose portion 3 is not provided with a posture adjusting portion.
  • the airbag 32 can be deployed when the airframe A is grounded.
  • the airbag 32 is provided closer to the fuselage 2 than the central portion C of the main wing 4 in the longitudinal direction. More specifically, the airbag 32 is attached to a spar (not shown) that is a skeleton member of the main wing 4 at a location closer to the fuselage 2 than the central portion C in the longitudinal direction of the main wing 4.
  • the airbag 32 is provided closer to the fuselage 2 than the central portion C in the longitudinal direction of the main wing 4, so the main wing 4 of the fuselage A is grounded and the tip is dropped. Even in such a case, the airbag 32 remains on the body 2 side without dropping off. Therefore, the body posture adjustment function is preferably realized.
  • the airframe attitude adjustment structure 30 also has a self-alignment action that adjusts the attitude of the airframe A in the horizontal direction, and can effectively function the EA structure at the bottom of the airframe. Further, since the airbag 32 is provided on both the left and right main wings 4, even when the ground reaction force F acts on one airbag 32 and the airframe A tilts to the opposite side, the other airbag Appropriate posture adjustment is performed by the function of 32. Further, the impact applied to the passengers of the aircraft is mitigated by the impact absorbing action of the airbag 32.
  • the adjustment of the rolling angle is different from the adjustment of the so-called pitching angle in which the nose is tilted up and down with respect to the left and right axes of the aircraft. It was difficult to obtain rotational force. According to the airframe posture adjustment structure 30, since the rotational force is obtained by the airbag 32, the rolling angle with high responsiveness can be adjusted.
  • the posture adjustment unit 10 is formed of four types of members 11 to 14 made of different materials.
  • the posture adjustment unit 10 may be formed of, for example, two types or three types of members.
  • the posture adjusting unit 10 is not limited to a structure in which the strength is changed in stages using a plurality of members, but may be a structure in which the strength is continuously changed by changing the thickness, density, and the like of a single member.
  • the attitude adjustment unit may be provided from the bottom part of the fuselage 2 to the side surface side behind the nose part 3.
  • the airframe A is not only tilted forward and grounded from the nose 3 but also tilted in the left-right direction even when installed from the center or rear of the fuselage 2 without tilting forward.
  • the attitude of Aircraft A can be adjusted.
  • a body posture adjustment structure capable of adjusting the posture of a body tilted in the left-right direction.

Abstract

　本発明は、左右方向に傾いた機体（Ａ）の姿勢を調整できる機体姿勢調整構造を提供することを目的とし、本発明に係る機体姿勢調整構造（１）では、姿勢調整部（１０）は、機体（Ａ）が接地する際のローリング角（φ）が大きいほど、地面（Ｇ）から受ける地面反力（Ｆ）の機体上下方向の分力（ＦＶ）が大きくなる構成とされているため、この地面反力（Ｆ）の機体上下方向の分力（ＦＶ）は、機体（Ａ）を水平に戻そうとする力として作用し、機体（Ａ）が接地する際に、左右方向に傾いた機体（Ａ）の姿勢を調整できる。

Description

機体姿勢調整構造
本発明は、航空機の機体姿勢調整構造に関する。
　従来、航空機において、着地の衝撃から搭乗者を保護するための装置として、例えば特開２００６－２３２０７５号公報に記載された装置がある。この装置は、上下方向に多段に積層されたハニカム構造物からなる衝撃吸収手段を、座席の下側に備えている。
　この装置では、航空機が着地する際、座席に所定の上下方向荷重が加わると、衝撃吸収手段が座席と共に降下し、衝撃吸収手段のハニカム構造物が機体の底部から衝撃エネルギーを受けて変形する。こうして、衝撃吸収手段を変形させることにより衝撃エネルギーを吸収している。
特開２００６－２３２０７５号公報
　特許文献１に記載の装置では、衝撃吸収手段にかかる荷重としては機体上下方向の荷重が前提とされている。ところが、実際の着陸においては、例えば機体が左右方向に傾斜した状態で接地するような場合も想定される。このような場合を想定し、機体が接地する際に、左右方向に傾いた機体の姿勢を調整できる技術が求められている。
　そこで本発明は、このような技術課題を解決するためになされたものであって、機体が接地する際に、左右方向に傾いた機体の姿勢を調整できる機体姿勢調整構造を提供することを目的とする。
　すなわち本発明に係る機体姿勢調整構造は、機体が接地する際に機体が受ける地面反力を利用して機体の姿勢を調整する姿勢調整部を備え、姿勢調整部は、機体が接地する際のローリング角が大きいほど、地面反力の機体上下方向の分力が大きくなる構成とされていることを特徴とする。
　本発明に係る機体姿勢調整構造では、姿勢調整部は、機体が接地する際のローリング角が大きいほど、地面から受ける地面反力の機体上下方向の分力が大きくなる構成とされている。ここで、ローリング角とは、機体の前後軸を基準とした回転角、すなわち機体の左右方向の傾斜角である。
　そのため、本発明に係る機体姿勢調整構造では、機体の左右方向の傾きが大きいほど、姿勢調整部が地面から受ける地面反力の機体上下方向の分力が大きくなる。そして、この地面反力の機体上下方向の分力は、機体を水平に戻そうとする力として作用する。したがって、本発明によれば、機体が接地する際に、左右方向に傾いた機体の姿勢を調整できる。
　また、本発明に係る機体姿勢調整構造において、姿勢調整部は、機体の胴体における底部から側面側への所定範囲に設けられ、底部からの距離が大きいほど強度が高くされていることが好ましい。
　機体が接地する際、ローリング角が大きいほど、機体の胴体が地面に接する部分はその底部から離れた部分になると考えられる。この発明では、姿勢調整部は、胴体における底部からの距離が大きいほど強度が高くされている。
　そして、このように接地部分の強度が高いほど、姿勢調整部は変形し難くなるため、ローリング角が大きいほど、姿勢調整部が地面から受ける地面反力は吸収されずに大きい地面反力が発生する。よって、機体が接地する際のローリング角が大きいほど、機体を水平に戻そうとする力が大きく作用し、機体の姿勢を効果的に調整できる。
　また、本発明に係る機体姿勢調整構造において、姿勢調整部は、底部からの距離が大きいほど強度の高い部材で構成されていることが好ましい。
　この発明によれば、姿勢調整部は、胴体の底部からの距離が大きいほど強度の高い部材で構成されているため、底部からの距離が大きいほど高い強度を持たせることができる。よって、上述したような機体姿勢調整機能が好適に実現される。
　また、本発明に係る機体姿勢調整構造において、姿勢調整部は、機体の胴体の表面側に向けて突出し、胴体における底部から側面側に向かって延びる突出部を有し、突出部は、底部からの距離が大きいほど、胴体の前後方向線となす角が大きい方向に延びていることが好ましい。
　機体が接地する際、ローリング角が大きいほど、機体の胴体が地面に接する部分はその底部から離れた部分になると考えられる。この発明では、胴体の表面側に向けて突出した突出部は、胴体における底部からの距離が大きいほど、胴体の前後方向線となす角が大きい方向に延びている。
　そして、胴体の前後方向線となす角が大きい方向に延びた突出部に地面からの地面反力が加わると、突出部が抵抗となることにより地面反力の胴体上下方向の分力が大きくなる。よって、機体が接地する際のローリング角が大きいほど、機体を水平に戻そうとする力が大きく作用し、機体の姿勢を効果的に調整できる。
　また、本発明に係る機体姿勢調整構造において、姿勢調整部は、機体の左右の主翼下面に、機体が接地する際に展開可能なエアバッグを有することが好ましい。
　この発明によれば、機体が接地する際に、姿勢調整部が主翼下面に有するエアバッグは展開する。このエアバッグは、機体のローリング角が大きいほど地面に強く押しつけられるため、その分、姿勢調整部が地面から受ける地面反力の機体上下方向の分力は大きくなる。よって、機体への衝撃を緩和しつつ、機体の姿勢を調整できる。
　また、本発明に係る機体姿勢調整構造において、エアバッグは、主翼の長手方向の中央部分よりも胴体寄りに設けられていることが好ましい。
　この発明によれば、エアバッグが主翼の長手方向の中央部分よりも胴体寄りに設けられているため、機体の主翼が接地してその先端が脱落するような場合であっても、エアバッグは脱落せずに胴体側に残留する。よって、上述したような機体姿勢調整機能が好適に実現される。
　本発明に係る機体姿勢調整構造によれば、機体が接地する際に、左右方向に傾いた機体の姿勢を調整できる。
第一実施形態に係る機体姿勢調整構造を示す斜視図である。 図１の機体姿勢調整構造のＩＩ－ＩＩ線断面図である。 第一実施形態において機体接地時のローリング角が大きい状態を示す図である。 機体の機首部を図３のＤ方向から見た図である。 第一実施形態において機体接地時のローリング角が小さい状態を示す図である。 機体の機首部を図５のＤ方向から見た図である。 機体接地時のローリング角と機体上下方向分力の関係を示す図である。 （ａ）は第二実施形態に係る機体姿勢調整構造を示す斜視図、（ｂ）はＢ－Ｂ線断面図である。 図８の機体姿勢調整構造における底部からの距離と突出部が延びる方向の関係を示す図である。 第二実施形態の図４に対応する図である。 第二実施形態の図６に対応する図である。 第三実施形態に係る機体姿勢調整構造の正面図である。 第三実施形態における機体接地時の状態を示す図である。
符号の説明
　１，２０，３０…機体姿勢調整構造、２…胴体、３…機首部、４…主翼、１０，２１，３１…姿勢調整部、１１～１４…部材、２２…突出部、３２…エアバッグ、Ａ…機体、Ｃ…中央部分、Ｆ…地面反力、ＦＶ…機体上下方向の分力、Ｌ…前後方向線、θ…前後方向線となす角、φ…ローリング角。
　以下、添付図面を参照して本発明の好適な実施形態について説明する。なお、図面の説明において同一の要素には同一の符号を付し、重複する説明を省略する。
　（第一実施形態）
　図１は、第一実施形態に係る機体姿勢調整構造を示す斜視図であり、図２は、図１のＩＩ－ＩＩ線断面図である。図１及び図２に示す航空機の機体姿勢調整構造１は、機体Ａの胴体２に設けられ、機体Ａが接地する際に、左右方向に傾いた機体Ａの姿勢を調整するものである。この機体姿勢調整構造１は、機体Ａの姿勢を調整するための姿勢調整部１０を備えている。この姿勢調整部１０は、機体Ａが接地する際に機体Ａが受ける地面反力を利用して機体Ａの姿勢を調整する機能を有しているが、詳細については後述する。
　姿勢調整部１０は、機首部３における底部から側面側への所定範囲に設けられている。この姿勢調整部１０は、材質の異なる複数の部材１１～１４が積層されて形成されている。図２に示すように、姿勢調整部１０は、機首部３の底部から側面側にかけて、底部部材１１、第１側面部材１２、第２側面部材１３、及び第３側面部材１４を有している。これらの部材は、互いに接合されて機首部３の内周面を形成している。
　ここで、姿勢調整部１０は、機首部３の底部からの距離が大きいほど強度が高くされている。すなわち、姿勢調整部１０は、機首部３の底部からの距離が大きいほど強度の高い部材で構成されている。より具体的には、底部部材１１、第１側面部材１２、第２側面部材１３、第３側面部材１４の順に、強度が高くされている。
　底部部材１１としては、例えば発泡アルミニウム等の比較的強度の低い部材が用いられる。第１側面部材１２としては、例えばアルミハニカム等が用いられる。第２側面部材１３としては、例えばＣＦＲＰ（carbon fiber reinforced plastics；炭素繊維強化プラスチック）ハニカム等の比較的強度の高い部材が用いられる。そして、第３側面部材１４としては、例えば剛体のＣＦＲＰ等の高強度の部材が用いられる。
　このように、機首部３の内周面を形成するような姿勢調整部１０によれば、例えば小型のプロペラ機において機首部３にエンジンが設けられる場合であっても、姿勢調整部１０は、エンジンの設置を妨げない。一方、大型の旅客機等において機首部３にエンジンが設置されない場合には、図２のような形状とせずに、機首部３の幅方向に延びる板状の部材を底部から順に積層させた形状としてもよい。なお、機首部３の外表面には、姿勢調整部１０を覆う薄板状の外板Ｓが適宜設けられる。
　また、この機体Ａの胴体２の底部には、胴体２の長手方向に亘る図示しないエネルギー吸収構造（以下の説明においては「ＥＡ（Energy Absorption）構造」という。）が設けられている。このＥＡ構造は、機体Ａの胴体２が接地した際に、地面から動摩擦力を受けながら接地による衝撃エネルギーを吸収し、機体Ａを安全に停止させるためのものである。
　以上の構成を有する機体姿勢調整構造１の機能について説明する。以下の説明においては、機体Ａが所定のローリング角にて左右方向に傾斜し、かつ前傾した状態で、所定の速度にて機首部３から接地する状態を想定している。図３は、機体姿勢調整構造１を備えた機体Ａが接地する際の状態を示した図である。図３において、機体Ａのローリング角φは、鉛直方向線Ｐと機体Ａ（胴体２）の上下方向線Ｖとのなす角として示されている。また、図４は、機体の機首部を図３のＤ方向から見た図である。
　機体Ａが前傾した状態で接地した場合、図４に示すように機体Ａの機首部３が最初に接地すると考えられる。ここで、機体Ａが図３に示すような大きいローリング角φで接地した場合、姿勢調整部１０を構成する部材のうち、側面側の部材（例えば図２に示す側面部材１３，１４）が地面Ｇ側に面する。そうすると、姿勢調整部１０は、第２側面部材１３や第３側面部材１４を介して地面Ｇから地面反力Ｆを受ける。なお、図４においては、姿勢調整部１０を構成する部材１１～１４は、図示を省略している。
　第２側面部材１３や第３側面部材１４は、第１側面部材１２や底部部材１１よりも強度が高いため、地面反力Ｆを受けても変形し難く、地面反力Ｆは吸収されにくい。このため、図３及び図４に示すように、大きい地面反力Ｆが生じ、その結果、機体上下方向の分力ＦＶは大きくなる。なお、図３及び図４においては、地面反力Ｆは仮想線で示しており、地面反力Ｆの分力である機体上下方向の分力ＦＶと機体前後方向の分力ＦＬとは実線で示している。また、機体左右方向の分力は、図示を省略している。
　この機体上下方向の分力ＦＶは、機首部３すなわち胴体２を水平に戻そうとする力として作用するため、胴体２は地面反力Ｆ（図４の機体前後方向の分力ＦＬ）を受けて減速しつつ、水平方向に戻る。このように、姿勢調整部１０は、機体Ａが接地する際に機体Ａが受ける地面反力Ｆを利用して機体Ａの姿勢を調整する機能を有する。また、機体Ａが水平方向に戻るのに伴ってローリング角φは小さくなり、姿勢調整部１０を構成する部材のうち、底部に近い部材が接地するようになる。
　機体Ａが図５に示すような小さいローリング角φで接地する場合、姿勢調整部１０を構成する部材のうち、底部に近い部材（例えば図２における第１側面部材１２や底部部材１１）が地面Ｇ側に面する。そうすると、姿勢調整部１０は、第１側面部材１２や底部部材１１を介して地面Ｇから地面反力Ｆを受ける。
　第１側面部材１２や底部部材１１は、第２側面部材１３や第３側面部材１４よりも強度が低いため、地面反力Ｆを受けると、磨耗、圧縮変形、破壊等を生じる。底部部材１１が地面反力Ｆを受けて変形等することにより、地面反力Ｆは吸収され、低減される。その結果、図５及び図６に示すように、機体上下方向の分力ＦＶも、比較的小さなものとなる。
　図７は、機体接地時のローリング角φと機体上下方向の分力ＦＶの関係を示している。図７に示すように、ローリング角φの大小に応じて、機体Ａが受ける地面反力Ｆの機体上下方向の分力ＦＶが変化する。すなわち、姿勢調整部１０は、機体Ａが接地する際のローリング角φが大きいほど、地面反力Ｆの機体上下方向の分力ＦＶが大きくなる構成とされている。このような機体上下方向の分力ＦＶによって、機体Ａの姿勢を水平方向に調整するセルフアライメント作用がはたらく。なお、図７において実線（上側の曲線）は機体接地時の速度が大きい場合、破線（下側の曲線）は機体接地時の速度が小さい場合を示している。
　また、機体Ａの姿勢が水平となるように調整されると、その胴体の底部に設けられた図示しないＥＡ構造が接地し、地面Ｇから動摩擦力を受けながら衝撃エネルギーが吸収され、機体Ａを安全に停止させることができる。すなわち、姿勢調整部１０によれば、左右方向に傾いた機体Ａの姿勢が調整されて、機体Ａ底部のＥＡ構造を有効に機能させることができる。
　以上説明したように、本実施形態に係る機体姿勢調整構造１では、姿勢調整部１０は、機体Ａが接地する際のローリング角φが大きいほど、地面Ｇから受ける地面反力Ｆの機体上下方向の分力ＦＶが大きくなる構成とされている。
　そのため、機体姿勢調整構造１では、機体Ａの左右方向の傾きが大きいほど、姿勢調整部１０が地面Ｇから受ける地面反力Ｆの機体上下方向の分力ＦＶが大きくなる。そして、この地面反力Ｆの機体上下方向の分力ＦＶは、機体Ａを水平に戻そうとする力として作用する。したがって、機体姿勢調整構造１によれば、機体Ａが接地する際に、左右方向に傾いた機体Ａの姿勢を調整できる。
　また、機体Ａが接地する際、ローリング角φが大きいほど、機体Ａの胴体２の先端部を構成する機首部３が地面Ｇに接する部分はその底部から離れた部分になると考えられる。機体姿勢調整構造１では、姿勢調整部１０は、機首部３における底部からの距離が大きいほど強度が高くされている。
　そして、このように接地部分の強度が高いほど、姿勢調整部１０は変形し難くなるため、姿勢調整部１０が地面Ｇから受ける地面反力Ｆは吸収されずに大きい地面反力Ｆが発生する。よって、本実施形態に係る機体姿勢調整構造１によれば、機体Ａが接地する際のローリング角φが大きいほど、機体Ａを水平に戻そうとする力が大きく作用し、機体Ａの姿勢を効果的に調整できる。
　また、機体姿勢調整構造１によれば、姿勢調整部１０は、機首部３の底部からの距離が大きいほど強度の高い部材で構成されているため、底部からの距離が大きいほど高い強度を持たせることができる。よって、機体姿勢調整機能が好適に実現される。
　さらに、機体姿勢調整構造１によれば、機体接地時の地面反力Ｆを利用して機体Ａの姿勢を調整するため、別途動力を用いることなく、接地と同時に大きな作動力を得ることができる。また、地面反力Ｆのかかる位置、大きさに応じて機体Ａの水平位置が安定点となるように回転するため、特別な姿勢調整制御を必要とせず、信頼性が高い機構となる。また、機体Ａの速度が高い状態においても、速度が高いほど増大する地面反力Ｆを利用することで、姿勢調整機能が発揮される。
　（第二実施形態）
　図８は、第二実施形態に係る機体姿勢調整構造の一部破断側面図である。図８に示す機体姿勢調整構造２０の姿勢調整部２１は、図１に示した第一実施形態に係る姿勢調整部１０とは、複数の部材１１～１４に代えて、機首部３の表面側に向けて突出した突出部２２を有する点で異なっている。
　図８（ａ）に示すように、この突出部２２は、機首部３における底部から側面側に向かって延びるように設けられている。また、図８（ｂ）のＢ－Ｂ線断面図に示すように、この突出部２２は、所定の間隔にて複数並設されている。さらに、突出部２２は、機首部３の底部からの距離が大きいほど、機首部３の前後方向線Ｌとなす角θが大きい方向に延びている。
　図９には、機体姿勢調整構造２０における機首部３の底部からの距離と突出部２２が延びる方向の関係を示している。ここで、横軸の「距離」とは、機首部３の最下部と突出部２２上の各点との直線距離ではなく、機首部３の周面に沿った距離である。
　このような機体姿勢調整構造２０によれば、機体Ａが図３に示したような大きいローリング角φで接地した場合、図１０に示すように突出部２２の側面側に近い部分、すなわち機首部３の前後方向線Ｌとなす角θが大きい方向に延びた部分に地面Ｇからの地面反力Ｆが加わる。そうすると、突出部２２が抵抗となることにより地面反力Ｆの機体上下方向の分力ＦＶが大きくなる。よって、機体Ａが接地する際のローリング角φが大きいほど、機体Ａを水平に戻そうとする力が大きく作用し、機体Ａの姿勢を効果的に調整できる。
　また、機体Ａが図５に示したような小さいローリング角φで接地した場合、図１１に示すように突出部２２の底部に近い部分、すなわち機首部３の前後方向線Ｌとなす角θが小さい方向に延びた部分に地面反力Ｆが加わる。そうすると、突出部２２は大きな抵抗とはならず、地面反力Ｆは図１０の場合に比べて小さくなる。その結果、機体上下方向の分力ＦＶも、比較的小さなものとなる。
　このように、機体姿勢調整構造２０においても、ローリング角φと機体上下方向の分力ＦＶの関係は図７に示した関係と同様になる。そのため、機体上下方向の分力ＦＶによって、機体Ａの姿勢を水平方向に調整するセルフアライメント作用がはたらき、機体底部のＥＡ構造を有効に機能させることができる。
　また、機体姿勢調整構造２０では、突出部２２は角度θを変えながら延設されているため、ローリング角φが大きい場合には突出部２２による抵抗力は大きくなるが、この抵抗力が小さくなる方向すなわちローリング角φが小さくなる水平方向に、自ずと姿勢が調整されることとなる。
　（第三実施形態）
　図１２は、第三実施形態に係る機体姿勢調整構造の正面図である。図１２に示す機体姿勢調整構造３０の姿勢調整部３１は、図１及び図８に示した先の実施形態に係る姿勢調整部１０，２１とは、機体Ａの左右の主翼４下面にエアバッグ３２を有する点で異なっている。なお、この機体姿勢調整構造３０では、機首部３には姿勢調整部は設けられていない。
　図１２において仮想線で示すように、このエアバッグ３２は、機体Ａが接地する際に展開可能とされている。また、エアバッグ３２は、主翼４の長手方向の中央部分Ｃよりも胴体２寄りに設けられている。より具体的には、エアバッグ３２は、主翼４の長手方向の中央部分Ｃよりも胴体２寄りの箇所において、主翼４の骨格部材である図示しないスパーに取り付けられている。
　このような機体姿勢調整構造３０によれば、図１３に示すように、機体Ａが接地する際に、姿勢調整部３１が主翼４下面に有するエアバッグ３２は展開する。このエアバッグ３２は、機体Ａのローリング角φが大きいほど地面Ｇに強く押しつけられるため、その分、姿勢調整部３１が地面Ｇから受ける地面反力Ｆの機体上下方向の分力ＦＶは大きくなる。よって、機体Ａへの衝撃を緩和しつつ、機体Ａの姿勢を調整できる。
　また、機体姿勢調整構造３０によれば、エアバッグ３２が主翼４の長手方向の中央部分Ｃよりも胴体２寄りに設けられているため、機体Ａの主翼４が接地してその先端が脱落するような場合であっても、エアバッグ３２は脱落せずに胴体２側に残留する。よって、機体姿勢調整機能が好適に実現される。
　このように、機体姿勢調整構造３０においても、機体Ａの姿勢を水平方向に調整するセルフアライメント作用がはたらき、機体底部のＥＡ構造を有効に機能させることができる。また、エアバッグ３２は左右両方の主翼４に設けられているため、一方のエアバッグ３２に地面反力Ｆが作用して機体Ａが逆側へ傾斜した場合であっても、他方のエアバッグ３２が機能することにより適切な姿勢調整がなされる。さらに、エアバッグ３２の衝撃吸収作用により、航空機の乗員等にかかる衝撃が緩和される。
　従来、ローリング角の調整は、機体の左右軸を基準に機首部が上下に傾斜するいわゆるピッチング角の調整とは異なり、慣性モーメント軸上に重心があるため運動性が悪く、姿勢調整のための回転力を得ることが難しかった。機体姿勢調整構造３０によれば、エアバッグ３２によって回転力を得るため、高い応答性をもったローリング角の調整ができる。
　以上、本発明の好適な実施形態について詳細に説明したが、本発明に係る駐車支援装置は、上記実施形態に限られるものではない。上記第一実施形態では、姿勢調整部１０は、材質の異なる４種類の部材１１～１４から形成される場合を示したが、例えば２種類又は３種類の部材から形成されてもよい。また、この姿勢調整部１０は、複数の部材を用いて段階的に強度を変える構造に限らず、単一部材の厚みや密度等を変化させて、連続的に強度を変える構造としてもよい。
　また、上記第一及び第二実施形態では、姿勢調整部は、機首部３に設けられる場合について説明したが、機首部３よりも後方における胴体２の底部から側面側にかけて設けられてもよい。このようにすれば、機体Ａが前傾して機首部３から接地する場合に限らず、前傾せずに胴体２の中央部や後部から設置する場合であっても、左右方向に傾いた機体Ａの姿勢を調整できる。
　本発明によれば、左右方向に傾いた機体の姿勢を調整できる機体姿勢調整構造を提供することができる。

Claims (6)

  1. 　機体が接地する際に前記機体が受ける地面反力を利用して前記機体の姿勢を調整する姿勢調整部を備え、
    　前記姿勢調整部は、機体が接地する際のローリング角が大きいほど、前記地面反力の機体上下方向の分力が大きくなる構成とされていることを特徴とする、機体姿勢調整構造。
  2. 　前記姿勢調整部は、前記機体の胴体における底部から側面側への所定範囲に設けられ、前記底部からの距離が大きいほど強度が高くされている、請求項１記載の機体姿勢調整構造。
  3. 　前記姿勢調整部は、前記底部からの距離が大きいほど強度の高い部材で構成されている、請求項２記載の機体姿勢調整構造。
  4. 　前記姿勢調整部は、前記機体の胴体の表面側に向けて突出し、前記胴体における底部から側面側に向かって延びる突出部を有し、
    　前記突出部は、前記底部からの距離が大きいほど、前記胴体の前後方向線となす角が大きい方向に延びている、請求項１記載の機体姿勢調整構造。
  5. 　前記姿勢調整部は、前記機体の左右の主翼下面に、前記機体が接地する際に展開可能なエアバッグを有する、請求項１記載の機体姿勢調整構造。
  6. 　前記エアバッグは、前記主翼の長手方向の中央部分よりも前記胴体寄りに設けられている、請求項５記載の機体姿勢調整構造。
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