WO2011111226A1 - 航空機座席部構造 - Google Patents

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上柿　賢治
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トヨタ自動車株式会社
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Definitions

  • the present invention relates to an aircraft seat structure, and more particularly to a seat structure that protects an occupant in the event of an impact.
  • FAR Federal Aviation Regulations 23.562 stipulates the strength of the seat, but there is no provision for the aircraft structure including the seat. Aircraft are operated at high speed, and the impact speed is more than double that of automobiles and railway vehicles, and the required amount of impact absorption energy is more than four times. On the other hand, in aircraft, there is a strong demand for weight reduction and compactness compared to automobiles and railway vehicles, and it is difficult to secure an absorption stroke amount at the time of impact.
  • Patent Document 1 a seat structure that effectively absorbs an impact with a small stroke amount and protects a passenger has been proposed.
  • the technique described in Patent Document 1 is an example of such a technique.
  • the floor plate and the lower part of the seat are configured to be separated, and when a predetermined landing impact load is applied, both It is described that the impact on the passenger is mitigated by the impact absorbing means arranged in the seat lower portion by separating the seat and lowering the seat lower portion.
  • Patent Document 1 Since the technology described in Patent Document 1 is intended for a rotorcraft in which rotor blades are arranged at the upper part of the fuselage, an impact absorbing stroke is secured at the lower part of the fuselage where no main components exist.
  • low-wing small aircraft have a strong main wing girder disposed under the occupant's seat, so it is difficult to secure a shock absorbing stroke by the same method.
  • an object of the present invention is to provide an aircraft seat structure that can ensure an appropriate shock absorbing stroke even in an aircraft with a narrow indoor space.
  • an aircraft seat structure includes an occupant protection member that covers an occupant space including a seat from the lower side of the fuselage. It is good to have the movement means to move to.
  • the moving means holds a front side of the occupant protection member so as to be rotatable about an axis substantially parallel to the left and right axis of the occupant and a rear side of the occupant protection member so as to be movable in the vertical direction of the body.
  • a telescopic means may absorb shock during the contraction process.
  • the occupant protection member may further include a vertical wall portion disposed at an end portion in the body width direction of the occupant protection member and an impact absorbing member disposed at a side portion of the body adjacent to the vertical wall portion.
  • an airframe structure member connected and arranged on the lower side of the airframe of the occupant protection member, and a changing unit that changes the length of the airframe structure member in the vertical direction of the airframe may be further provided.
  • the present invention since the occupant space including the seat is covered with the occupant protection member from the lower side of the fuselage, it is possible to secure the occupant protection space and securely protect the occupant at the time of landing impact in the event of a crash, etc. Become.
  • a sufficient shock absorbing stroke can be secured even in a small space, and the impact on the occupant can be further reduced.
  • the expansion and contraction means absorbs the impact during the contraction process, so that the collision energy at the time of the secondary collision can be absorbed to further protect the passenger.
  • the impact applied to the airframe can be effectively absorbed by stably plastically deforming the impact absorbing member, thereby further occupant protection. Can be achieved.
  • the shock absorption stroke can be effectively secured, and the impact on the occupant can be further reduced.
  • FIG. 1 is a side view showing a first embodiment of an aircraft seat portion structure according to the present invention. It is a cross-sectional view of FIG. It is a cross-sectional view showing the bottom face of the modified embodiment of FIG. It is a side view which shows 2nd Embodiment of the aircraft seat part structure which concerns on this invention.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view taken along the line AA in FIG. 4.
  • FIG. 6 is a partially enlarged view of FIG. 5. It is a figure which shows the deformation
  • FIG. 1 is a side view showing a first embodiment of an aircraft seat structure according to the present invention
  • FIG. 2 is a cross-sectional view thereof.
  • This aircraft is a low wing type small aircraft, and an occupant space for occupants is provided behind the fire wall 2 surrounded by the upper outer shell 100 and the lower outer shell 101 of the fuselage.
  • the occupant space is provided with a survival tab 1 that is an occupant protection member that surrounds the occupant 51 sitting on the seat 50 together with the seat 50 from below.
  • the nose side lower end portion of the survival tab 1 is attached to a sturdy nose structure member 3 at the lower end of the fire wall 2 by a pivot 4 via a link fitting 5.
  • the survival tab 1 is supported so that it can rotate centering on the axis parallel to the left-right axis of the body centering on the pivot 4 mounting portion of the nose structure member 3.
  • the survival tab 1 may be directly attached to the nose structure member 3 by the pivot 4 without using the link fitting 5.
  • the lower end of the rear side end portion of the survival tab 1 is connected to the upper end of an impact absorbing operation unit 9 described later.
  • the lower end of the shock absorbing operation part 9 is connected to the main wing main girder 6, which is a robust structural member extending in the left-right direction of the fuselage, by its attaching part (impact absorbing operating part attaching part) 10.
  • the shock absorption operation part 9 holds the rear end of the survival tab 1 so as to be movable in the vertical direction of the body.
  • the shock absorbing operation unit 9 is connected to the collision detection unit 7 and the load transmission unit 8 arranged below the nose.
  • a bead 12 is provided on the floor of the survival tub 1.
  • the bead 12 extends in the longitudinal direction of the machine body, and its vertical cross section is formed in a waveform (triangular wave in the figure).
  • a plurality of ribs 13 having an L-shaped cross section extending in the front-rear direction of the body may be arranged.
  • the seat 50 itself preferably has an impact absorbing structure, and when a certain level of impact is applied to the seat belt portion, the seat 50 is deployed to the front space of the occupant 51 and occupant.
  • An airbag 11 that protects 51 may be disposed.
  • the shock absorbing stroke below the survival tab 1 is secured by moving the survival tab 1 upward.
  • the bead 12 provided below the survival tab 1 mitigates the impact when the survival tab 1 contacts the ground, and suppresses a sudden stop of the seat 50 due to the friction between the survival tab 1 and the ground. It is possible to suppress an excessive acceleration from being applied to the occupant 51 and protect the occupant.
  • the above-described airbag 11 is activated and inflated in the space ahead of the occupant 51, thereby suppressing the movement of the occupant 51 in the upward direction of the body and protecting the occupant 51.
  • FIG. 4 is a side view thereof
  • FIG. 5 is a sectional view taken along the line AA
  • FIG. 6 is a partially enlarged view thereof.
  • an airframe front lower impact absorption (EA) structure 14 is disposed below the airframe frame 15 so as to surround the survival tab 1.
  • a sliding plate 17 is disposed on the inner surface of the EA structure 14, and a slight gap is provided between the sliding plate 17 and the sliding vertical wall 16 on the side surface of the survival tab 1.
  • the sliding plate 17 is obtained by attaching a sliding film 19 made of Teflon (registered trademark) or the like having a low frictional resistance to the surface of the multilayer plate 18 on the side of the sliding vertical wall 16 having a high bending rigidity. 5 and 6, the sliding plate 17 may be attached not to the EA structure 14 side but to the sliding vertical wall 16 side. In this case, the sliding film 19 is attached to the EA structure 14. It is good to arrange toward the side.
  • FIG. 7 shows the situation when the aircraft collides with the ground when it rolls and tilts to the right or left.
  • FIG. 7A shows a state immediately before the collision
  • FIG. 7B shows a state immediately after the collision
  • the sliding vertical wall 16 of the survival tab 1 prevents the EA structure 14 from falling down and keeps the EA structure 14 stably plastically deformed even during a roll collision. Energy is effectively absorbed by the EA structure 14. This also protects the occupant's legs.
  • FIG. 8 is a diagram showing a basic configuration of an impact absorbing operation portion of the aircraft seat portion structure according to the present invention.
  • the collision detection unit 7 attached to the nose part detects ground collision information by a mechanical load, a hydraulic load, an electric signal or the like, and transmits it to the shock absorbing operation unit 9 via the load transmission unit 8.
  • the shock absorbing operation unit 9 has both an extension actuator function and an impact relaxation absorber function.
  • the shock absorbing operation part 9 is attached to the main wing main girder 6 by an operation attaching part 10, and the load transmitting part 8 is connected to the shock absorbing operating part 9 by changing the extending direction by a load direction changing tube 21.
  • a main wing main girder crushing portion 23 described later is attached to the main wing main girder 6.
  • FIG. 9 shows a configuration in the vicinity of the shock absorbing operation unit 9 configured as a mechanical type.
  • a distribution link mechanism 22 is provided between the load transmission unit 8 and the load direction changing tube 21 to decelerate the load applied to the collision detection unit 7 and to the shock absorbing operation unit 9. It leads to.
  • the acceleration is 200 G in a deceleration time of 0.02 seconds, but this is reduced to 1/10 by the link mechanism 22.
  • the acceleration which lifts the survival tab 1 is suppressed to 20G.
  • the lifting amount of the survival tab 1 is 1/10, 8 cm.
  • the cylinder system of the sensing unit 7 and the operation unit 9 may be set as appropriate to perform transmission speed conversion.
  • the transmission speed is converted to 1/10 as in the case of the mechanical type described above, the cross-sectional area of the cylinder of the operating unit 9 may be set to 10 times the cross-sectional area of the sensing unit 7.
  • an impact mitigation absorber function is realizable by providing a decompression orifice in a cylinder.
  • the shock absorbing operation unit 9 is configured by an electric type
  • the sensing unit 7 is configured by a potentiometer
  • the operation unit 9 is configured by a driving unit combining a motor and a gear
  • the motor, gear operating voltage, power, and gear unit By appropriately setting the gear ratio, transmission speed conversion is performed, and an extension actuator function is provided.
  • the shock absorbing operation part 9 has an inner cylinder 27 having a plastic deformation absorber 29 made of a composite material at the upper end inside an outer cylinder 24 having a hook part 25 in which a large number of claws are arranged in a sawtooth shape on the inner surface. ing.
  • a claw 26 made of an elastic body protruding outward is provided at the base of the inner cylinder 27 (the portion that holds the lower end of the plastic deformation absorber 29).
  • the outer cylinder 24 is connected to the load direction conversion tube 21, while the inner cylinder 27 is connected to the operating shaft portion 28, and the inner cylinder 27 is held movably in the outer cylinder 24.
  • a tray portion 30 and a support guide 31 that supports the tray portion 30 are disposed corresponding to the upper end of the inner cylinder 27.
  • the inner cylinder 27 and the tray part 30 do not need to be connected.
  • the inner shaft 27 moves in the outer cylinder 24 in the upper direction by moving the operating shaft portion 28 in the upper direction in the aircraft.
  • the claw 26 moves while being caught by the hook portion 25.
  • the hook portion 25 is composed of a downwardly inclined surface and a substantially horizontal surface, so that the inner cylinder 27 slides easily upward in the outer cylinder 24, but The direction is locked and movement is restricted. As a result, since the survival tab 1 also moves upward, an increase in the crash stroke can be realized.
  • the tray 30 pushes the plastic deformation absorber 29 of the inner cylinder 27, and the plastic deformation absorber 29 In the case, progressive plastic deformation occurs sequentially from the tip, and the energy acting on the occupant can be reduced by absorbing energy.
  • FIG. 11 is a cross-sectional view showing the configuration of the main wing main girder crushing portion 23
  • FIG. 12 is a view of the main wing main girder from above
  • FIGS. 13 and 14 are cross-sectional views of the main wing main girder 6 portion.
  • the main wing main girder 6 has an upper girder 33 having a square U-shaped cross section, and also has a square U-shaped cross section, and the width of the outer wall of the groove-shaped portion is narrower than the width of the groove-shaped opening of the upper girder 33.
  • the lower girder 34 has a box-type structure in which the opening surfaces of the lower girder 34 are faced to each other and the grooves of the lower girder 34 are overlapped so that the upper girder 33 covers and is adhered by the adhesive layer 35.
  • the part where the upper girder 33 and the lower girder 34 overlap is arranged not to reach the lower side of the outer wall surface of the lower girder 34 (upper side of the inner wall surface for the upper girder 33), but to overlap at the leading ends of both.
  • the main girder 6 is provided with wires 36 at predetermined intervals in the longitudinal direction. Specifically, one end of the wire 36 is fixed to a wire fixing portion 37 provided at the lower end of the outer wall on the nose side of the upper girder 33, and the overlapping portion of the upper girder 33 and the lower girder 34 (between them) Pass through the stopper 40 disposed on the outer wall of the upper girder 33 on the rear side of the machine body and pass over the upper surface of the upper girder 33, and then pulled to the nose side. The direction is changed to the rear side of the machine body via the reel-shaped direction changing pin 38 and is connected to the load transmitting portion 8 by the fixing portion 39.
  • each wire 36 is stretched with a little slack in normal times.
  • each wire 36 When the load transmitting portion 8 is displaced rearward due to landing impact or the like, each wire 36 is pulled, and tension is applied with a time delay due to the loosening described above.
  • the adhesive layer 35 is peeled off by the tension of the wire 36, and the upper girder 33 and the lower girder 34 of the central portion (range around the body portion) of the main wing main girder 6 are separated. While the adhesive layer 35 is strong in the shear direction, the peel direction strength that opens the adhesive surface is remarkably low, and can be peeled off with a low load.
  • the fixing portion 39 of the wire 36 comes off from the nose side outer wall of the upper girder 33 and stops at the stopper 40 portion.
  • the upper girder 33 is pushed down by the tension applied to the wire 36.
  • the main girder 6 is compressed in the vertical direction of the machine body, and the upper space of the main girder 6 is expanded, so that the movement stroke amount in the downward direction of the survival tab 1 can be expanded.
  • the arrangement example of the wire 36 is not limited to the above-described form. As shown in FIG. 15, the wire 36 is passed through the lower girder 34, and the wire 36 a fixed by the fixing portions 41 at both lower ends of the outer wall of the upper girder 33, and the upper girder 33 with a predetermined slackness. Alternatively, it may be branched to the wire 36b fixed by the fixing portion 42 on the upper outer wall surface of the upper girder.
  • the wire 36 when the wire 36 is pulled by a collision load, first, the wire 36a is pulled inward, and the adhesive portion 35 is peeled in the same manner as described above to separate the upper girder 33 and the lower girder 34 from each other. . Further, when the tension increases, the wire 36b is not loosened, and the upper girder 33 is pulled downward to compress the length of the main wing main girder 6 in the vertical direction.
  • an inflatable bag made of a rubber material or the like is disposed in the bonding portion 35, and in the event of a collision, the bag is inflated to peel off the bonding portion, and then a hydraulic actuator or the like is installed. It is good to pull down the upper girder 33 using it.
  • the load transmitting portion 8 is an electric type
  • a small amount of explosives is arranged at several places in the bonding portion 35, and the bonding portion 35 is peeled off by performing a small explosion similar to the operation of the airbag 11. It is preferable to divide the entire upper girder 33 of the body part by separating the peripheral position intersecting the body side surface of the upper girder 33 by the same method. In this case, there is no particular need for a mechanism for pushing down the divided upper girder 33 downward, and when the survival tab 1 is pushed down, the upper girder 33 is pushed down without resistance, and the survival tab 1 An increase in the downward movement stroke can be realized.
  • Each of the above embodiments is an example, and can be appropriately changed and combined. It is also possible to use a combination of a mechanical type, a hydraulic type, and an electric type.
  • SYMBOLS 1 Survival tab, 2 ... Fire wall, 3 ... Nose structure member, 4 ... Pivot, 5 ... Link metal fitting, 6 ... Main wing main girder, 7 ... Collision detection part, 8 ... Load transmission part, 9 ... Shock absorption operation part DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 ... Actuation attaching part, 11 ... Air bag, 12 ... Bead, 13 ... Rib, 14 ... EA structure, 15 ... Airframe frame, 16 ... Sliding vertical wall, 17 ... Sliding plate, 18 ... Multi-layer plate, 19 ... Sliding film, 21 ... Load direction changing tube, 22 ... Distributing link mechanism, 23 ...

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Abstract

　本発明は、室内空間の狭い航空機においても適切な衝撃吸収ストロークを確保することを可能とした航空機の座席部構造を提供することを課題としている。乗員５１が搭乗する座席５０を含む乗員スペースを機体下部側から取り囲む乗員保護部材であるサバイバルタブ１を配置し、好ましくは、衝撃時には、これが機体上方側へと移動可能となるようリンク機構４、５、衝撃吸収作動部９により保持している。

Description

航空機座席部構造
　本発明は、航空機の座席部構造に関し、特に衝撃時に乗員を保護する座席部構造に関する。
　航空機の座席部構造については、ＦＡＲ（連邦航空規定Federal Aviation Regulations）２３．５６２に座席の強度に関する規定があるものの、座席を含む機体構造については定めがない。航空機は、高速度で運航され、その衝撃速度は自動車や鉄道車両の倍以上であって、必要な衝撃吸収エネルギー量は４倍以上になる。一方で、航空機においては、自動車や鉄道車両に比較して機体軽量化、コンパクト化の要請が強く、衝撃時の吸収ストローク量を確保することが困難である。
　そのため、少ないストローク量で衝撃を効果的に吸収させて、搭乗者を保護する座席部構造が提案されている。特許文献１に記載された技術は、こうした技術の一例であって、回転翼航空機において、床板と座席下方部分が分離されるように構成し、所定の着地衝撃荷重が付加された場合に、両者を分離させ座席下方部分を降下させて座席下方部分に配置した衝撃吸収手段により搭乗者への衝撃を緩和するものであると記載されている。
特開２００６－２３２０７５号公報
　特許文献１記載の技術は、機体上部に回転翼が配置される回転翼航空機を対象としたものであるため、主要構成部材の存在しない機体下部で衝撃吸収ストロークを確保している。しかしながら、固定翼機の中でも低翼式の小型航空機では、乗員の座席下に強固な主翼桁が配置されるため、同様の手法で衝撃吸収ストロークを確保することが困難である。
　そこで本発明は、室内空間の狭い航空機においても適切な衝撃吸収ストロークを確保することを可能とした航空機の座席部構造を提供することを課題とする。
　上記課題を解決するため、本発明に係る航空機座席部構造は、座席を含む乗員スペースを機体下部側から覆う乗員保護部材を備えていることを特徴とし、衝撃時にこの乗員保護部材を機体上方側へと移動させる移動手段を備えているとよい。この移動手段は、乗員保護部材の機体前方側を機体左右軸に略平行な軸を中心に回転可能に支持する支持手段と、乗員保護部材の機体後方側を機体上下方向に移動可能に保持する伸縮手段と、を備えているとよい。この伸縮手段は、収縮過程で衝撃吸収を行うとよい。
　乗員保護部材の機体幅方向端部に配置される縦壁部と、縦壁部に隣接する機体側部に配置される衝撃吸収部材とをさらに備えていてもよい。あるいは、乗員保護部材の機体下方側に接続、配置される機体構造部材と、機体構造部材の機体上下方向の長さを変更する変更手段とをさらに備えていてもよい。
　本発明によれば、座席を含む乗員スペースは機体下部側から乗員保護部材によって覆われているため、墜落時等における着地衝撃時に乗員保護空間を確保して確実に乗員を保護することが可能となる。
　衝撃時に乗員保護部材を機体上方側へと移動させることで、少ないスペースでも十分な衝撃吸収ストロークを確保することができ、より一層、乗員に対する衝撃を緩和することができる。上述した支持手段と、伸縮手段とを組み合わせることで、座席部分を含めて機体上方側へと適切に移動させることができる。伸縮手段が収縮過程で衝撃吸収を行うことで２次衝突時の衝突エネルギーを吸収してより一層の乗員保護を図ることができる。
　また、上述した構造で衝撃吸収部材を配置することにより、機体に加えられた衝撃をこの衝撃吸収部材を安定的に塑性変形させることで、効果的に吸収することができ、より一層の乗員保護を図ることができる。
　機体構造部材の機体上下方向の長さを衝撃時に変更することで、衝撃吸収ストロークを効果的に確保することができ、より一層、乗員に対する衝撃を緩和することができる。
本発明に係る航空機座席部構造の第１の実施形態を示す側面図である。 図１の横断面図である。 図１の変形形態の底面を表す横断面図である。 本発明に係る航空機座席部構造の第２の実施形態を示す側面図である。 図４のＡ－Ａ断面図である。 図５の一部拡大図である。 図４の実施形態の衝突時の変形過程を示す図である。 本発明に係る航空機座席部構造の衝撃吸収作動部の基本構成を示す図である。 機械式で構成した衝撃吸収作動部付近の構成を示す図である。 衝撃吸収作動部で衝撃アブソーバー機能を実現する構成を示す図である。 本発明に係る航空機座席部構造の主翼主桁破砕部の構成を示す断面図である。 図１１の破砕部を上方から見た図である。 図１２に示される主翼主桁の断面図である。 図１２に示される主翼主桁の別の部分の断面図である。 変形形態における図１４該当部分の断面図である。
　以下、添付図面を参照して本発明の好適な実施の形態について詳細に説明する。説明の理解を容易にするため、各図面において同一の構成要素に対しては可能な限り同一の参照番号を附し、重複する説明は省略する。
　図１は、本発明に係る航空機座席部構造の第１の実施形態を示す側面図であり、図２はその横断面図である。この航空機は、低翼式の小型航空機であって、機体の上部外殻１００と下部外殻１０１に囲まれた防火壁２後方に乗員の搭乗する乗員スペースが設けられている。
　乗員スペースには、座席５０に着座する乗員５１を座席５０ごと下側から包囲する乗員保護部材であるサバイバルタブ１が設けられている。このサバイバルタブ１は、ＦＲＰ（Fiber Reinforced Plastics＝繊維強化プラスティック）製またはアルミ合金、ジュラルミン、チタン合金等の軽金属製で、機体胴体部の外殻１００、１０１より衝突強度が高く設定されている。
　サバイバルタブ１の機首側下端部は、防火壁２下端の頑丈な機首構造部材３にリンク金具５を介してピボット４により取り付けられている。これにより、サバイバルタブ１は、機首構造部材３のピボット４取り付け部を中心として機体左右軸に平行な軸を中心軸として回転可能に支持されている。なお、リンク金具５を用いず、サバイバルタブ１を機首構造部材３にピボット４により直接取り付けてもよい。
　サバイバルタブ１の機体後方側端部の下端は、後述する衝撃吸収作動部９の上端に接続されている。この衝撃吸収作動部９の下端は、機体左右方向に延びる頑強な構造部材である主翼主桁６にその取付部（衝撃吸収作動部取付部）１０により接続されている。これにより、衝撃吸収作動部９は、サバイバルタブ１の後端を機体上下方向に移動可能に保持している。衝撃吸収作動部９は、機首下に配置される衝突感知部７と荷重伝達部８により接続されている。
　また、サバイバルタブ１の床面には、ビード１２が設けられている。このビード１２は、機体前後方向に延在し、その垂直断面が波形（図では三角波）に形成されている。ビード１２に代えて、図３に示されるように、機体前後方向に延在する断面Ｌ字形状のリブ１３を複数配置してもよい。
　なお、座席５０は、それ自体が衝撃吸収構造を有していることが好ましく、また、シートベルト部分に、一定以上の衝撃が加わった場合には、乗員５１の前方空間へと展開して乗員５１を保護するエアバッグ１１を配置するとよい。
　墜落時等の着地衝撃時に、機体胴体部が分解した場合でも、サバイバルタブ１が機体上方向に移動することにより、サバイバルタブ１下方の衝撃吸収ストロークを確保する。そして、サバイバルタブ１の下方に設けられたビード１２が、サバイバルタブ１と地面との接触時における衝撃を緩和するとともに、サバイバルタブ１と地面との摩擦による座席５０の急激な停止を抑制するので、乗員５１に過大な加速度が付与されるのを抑制し、乗員を保護することができる。
　このとき、上述のエアバッグ１１が作動して乗員５１の前方空間に膨らむことで、乗員５１の機体上方向への移動を抑制し、乗員５１を保護する。
　次に、本発明に係る航空機座席部構造の第２の実施形態を説明する。図４は、その側面図であり、図５はそのＡ－Ａ断面図、図６はその一部拡大図である。この実施形態では、サバイバルタブ１を取り囲む形で機体フレーム１５の下方に機体前下部衝撃吸収（ＥＡ; Energy Absorption）構造１４が配置されている。そして、ＥＡ構造１４の内側面には、摺動板１７が配置されており、摺動板１７とサバイバルタブ１側面の摺動縦壁１６との間にはわずかに隙間が設けられている。
　摺動板１７は、曲げ剛性の高い複層板１８の摺動縦壁１６側表面に、摩擦抵抗の少ないテフロン（登録商標）等からなる摺動フィルム１９が貼り付けられたものである。摺動板１７は、図５、図６の構成とは逆に、ＥＡ構造１４側ではなく、摺動縦壁１６側に取り付けてもよく、その場合は、摺動フィルム１９は、ＥＡ構造１４側に向けて配置するとよい。
　機体が地面に衝突する際に、ロールして右または左に傾いて衝突した場合の状態を図７に示す。図７（ａ）が衝突直前、同（ｂ）が衝突直後、同（ｃ）は、機体の塑性変形が進行した状態を示している。これらの図に示されるように、ロール衝突時においてもサバイバルタブ１の摺動縦壁１６がＥＡ構造１４の横倒れを防止してＥＡ構造１４が安定的に塑性変形するように保持し、衝突エネルギーをＥＡ構造１４により効果的に吸収させる。また、これによって、乗員の脚部を保護することができる。
　次に、衝撃吸収作動部９の具体的な構成について説明する。図８は、本発明に係る航空機座席部構造の衝撃吸収作動部の基本構成を示す図である。機首部に取り付けられる衝突感知部７は、地面衝突情報を機械的荷重、油圧荷重、電気信号等によって検知し、荷重伝達部８を経由して衝撃吸収作動部９へと伝達するものである。この衝撃吸収作動部９は、詳細は後述するが、伸長アクチュエータ機能と衝撃緩和アブソーバー機能を併せ持っている。この衝撃吸収作動部９は、作動取付部１０により主翼主桁６に取り付けられており、荷重伝達部８は、荷重方向変換チューブ２１により衝撃吸収作動部９へと延在方向を変更して接続されている。また、主翼主桁６には、後述する主翼主桁破砕部２３が取り付けられている。
　図９に機械式で構成した衝撃吸収作動部９付近の構成を示す。機械式で構成する場合は、荷重伝達部８と、荷重方向変換チューブ２１との間に分配用リンク機構２２を設け、衝突感知部７に付加された荷重を減速して衝撃吸収作動部９へと導くものである。例えば、衝突感知部７が、４０ｍ／ｓからストロークにして８０ｃｍ作動し、停止状態に移行すると、減速時間０．０２秒で加速度は２００Ｇとなるが、リンク機構２２によりこれを１／１０に減速すると、サバイバルタブ１を持ち上げる加速度は２０Ｇに抑えられる。この場合のサバイバルタブ１の持ち上がり量は１／１０の８ｃｍになる。
　衝撃吸収作動部９を油圧式で構成する場合は、感知部７と作動部９のシリンダ系を適宜設定し、伝達速度変換を行うとよい。上述の機械式の場合と同様に伝達速度を１／１０に変換する場合には、作動部９のシリンダの断面積を感知部７の断面積の１０倍に設定すればよい。そして、作動部９の油圧シリンダにより伸長アクチュエータ機能を実現するとともに、シリンダに減圧オリフィスを設けることにより衝撃緩和アブソーバー機能を実現できる。
　衝撃吸収作動部９を電気式で構成する場合には、感知部７をポテンシオメーター、作動部９をモーターとギヤを組み合わせた駆動部により構成し、モーター、ギヤの作動電圧、電力やギヤ部のギヤ比を適宜設定することにより、伝達速度変換を行い、伸長アクチュエータ機能を持たせる。
　機械式、電気式の衝撃吸収作動部９において衝撃アブソーバー機能を実現する構成について、図１０を参照して説明する。衝撃吸収作動部９は、内面に多数の爪が鋸歯状の並べられた引掛部２５を有する外筒２４の内側に、上端に複合材からなる塑性変形吸収体２９を有する内筒２７が配置されている。この内筒２７の基底部（塑性変形吸収体２９の下端を保持する部分）には、外側へと突出する弾性体からなる爪２６が設けられている。外筒２４は、荷重方向変換チューブ２１に接続される一方、内筒２７は作動軸部２８に接続されており、内筒２７は外筒２４内を移動可能に保持されている。サバイバルタブ１の後方下部には、内筒２７の上端に対応して受皿部３０とこれを支持する支持ガイド３１が配置される。内筒２７と受皿部３０とは接続されていることを要しない。
　着地衝突時等には、作動軸部２８が機体上方向に移動することにより、内筒２７は外筒２４内を機体上方向に移動する。このときに、爪２６は引掛部２５に引っ掛かりながら移動する。引掛部２５を図示しているように、下方向に向く斜面とほぼ水平な面とで構成することで、内筒２７は、外筒２４内で上方向には容易に摺動するが、下方向にはロックされ移動が制限される。この結果、サバイバルタブ１も上方向に移動するので、クラッシュストロークの増大が実現できる。
　その後、着座している乗員５１による慣性力でサバイバルタブ１に下方向へと移動する力が印加されると、受皿部３０が内筒２７の塑性変形吸収体２９を押し、塑性変形吸収体２９には先端部から逐次進行性塑性変形が生じ、エネルギー吸収を行うことで、乗員に作用する加速度を軽減することができる。
　サバイバルタブ１の下方向の移動ストロークをより一層増大させるため、主翼主桁６の荷重伝達部８との接続部分付近を分離させる主翼主桁破砕部２３を設けるとよい。図１１はこの主翼主桁破砕部２３の構成を示す断面図であり、図１２はこれを上方から見た図であり、図１３、図１４は主翼主桁６部分の断面図である。これらは、荷重伝達部８が機械式の場合の例である。
　主翼主桁６は、角形のＵ字断面を有する上桁３３と、同じく角形のＵ字断面を有し、上桁３３の溝状の開口の幅より溝状部分の外壁の幅が狭く形成されている下桁３４とを、互いの開口面を向き合わせて下桁３４の溝を上桁３３が覆い被さるように重ね合わせて接着層３５により接着した箱型の構造を有している。ここで、上桁３３と下桁３４とが重なる部分は、下桁３４の外壁面下側（上桁３３については内壁面上側）まで達するのではなく、両者の先端部分で重なり合うように配置される。
　主桁６は、その長手方向の所定間隔おきにワイヤー３６が配置される。具体的には、ワイヤー３６は、上桁３３の機首側の外壁下端に設けられたワイヤー固定部３７にその一端が固定され、上桁３３と下桁３４の重ね合わせ部分（両者の間に形成される空間内を含む）を通過して、上桁３３の機体後方側の外壁に配置されるストッパー４０を貫通し、上桁３３の上面に回し掛けられた後に、機首側へと引き回されて、リール状の方向転換ピン３８を経由して機体後方側へと向きを変えられて荷重伝達部８に固定部３９により連結されている。ここで、各ワイヤー３６は、通常時はやや緩みをもって張られている。
　着地衝撃等により荷重伝達部８が後方に変位すると、各ワイヤー３６は引っ張られ、前述した緩みにより時間遅れを持って張力が付与される。ワイヤー３６の張力により接着層３５を剥がし、主翼主桁６の中央部（胴体部周辺範囲）の上桁３３と下桁３４とを分離させる。接着層３５は、剪断方向には強固である一方、接着面を開くピール方向の強度は格段に低く、低荷重で剥がれを生じさせることが可能である。
　その後、ワイヤー３６がさらに引っ張られると、ワイヤー３６の固定部３９は、上桁３３の機首側外壁から外れてストッパー４０部分で停止する。このとき、ワイヤー３６が上桁３３の上側を回り込むように回し掛けられていることにより、ワイヤー３６に付加される張力で上桁３３は下方向に押し下げられる。この結果、主桁６は、機体上下方向で圧縮され、主桁６の上部空間が拡大されることにより、サバイバルタブ１の下方向の移動ストローク量を拡大することができる。この結果、乗員５１に作用する上下方向の加速度（厳密には減速度）を緩和することが可能となる。
　ワイヤー３６の配置例は、上述の形態に限られるものではない。図１５に示されるように、ワイヤー３６を下桁３４を貫通させて、上桁３３の外壁の両下端部の固定部４１で固定されるワイヤー３６ａと、所定の緩みをもって上桁３３を貫通して上桁上外壁面の固定部４２で固定されるワイヤー３６ｂとに分岐させてもよい。
　この配置例では、衝突荷重によりワイヤー３６が引っ張られると、まず、ワイヤー３６ａが内側に引っ張られて、上述の場合と同様に接着部３５を剥がして、上桁３３と下桁３４とを分離する。さらに、張力が増大すると、ワイヤー３６ｂの緩みがなくなり、上桁３３を下方向に引っ張ることにより、主翼主桁６の機体上下方向長さを圧縮する。
　荷重伝達部８が油圧式の場合には、接着部３５内にゴム材等からなる膨張可能な袋を配置しておき、衝突時には、これを膨らませて接着部を剥がし、その後、油圧アクチュエータ等を利用して上桁３３を下方に引き下げるとよい。
　荷重伝達部８が電気式の場合には、接着部３５内の数カ所に少量の火薬を配置し、エアバッグ１１の作動と同様にこれを小爆発させることで、接着部３５を剥がし、あわせて上桁３３の胴体側面と交差する周辺位置を同様の手法で分離することで、胴体部分の上桁３３全体を分断するとよい。この場合には、分断された上桁３３を下方に押し下げる機構は特に必要なく、サバイバルタブ１が下方に押し下げられる際に、上桁３３は無抵抗で下方に押し下げられる形になり、サバイバルタブ１の下方向への移動ストローク増大が実現できる。
　以上の実施形態は、それぞれ例示であり、適宜、変更、組み合わせることが可能である。また、機械式と油圧式、電気式を併用することも可能である。
　１…サバイバルタブ、２…防火壁、３…機首構造部材、４…ピボット、５…リンク金具、６…主翼主桁、７…衝突感知部、８…荷重伝達部、９…衝撃吸収作動部、１０…作動取付部、１１…エアバッグ、１２…ビード、１３…リブ、１４…ＥＡ構造、１５…機体フレーム、１６…摺動縦壁、１７…摺動板、１８…複層板、１９…摺動フィルム、２１…荷重方向変換チューブ、２２…分配用リンク機構、２３…主翼主桁破砕部、２４…外筒、２５…引掛部、２６…爪、２７…内筒、２８…作動軸部、２９…塑性変形吸収体、３０…受皿部、３１…支持ガイド、３３…上桁、３４…下桁、３５…接着層、３６…ワイヤー、３７…ワイヤー固定部、３８…方向転換ピン、３９…固定部、４０…ストッパー、４１、４２…固定部、５０…座席、５１…乗員、１００…上部外殻、１０１…下部外殻。

Claims (6)

  1. 航空機の座席部の構造であって、座席を含む乗員スペースを機体下部側から覆う乗員保護部材を備えていることを特徴とする航空機座席部構造。
  2. 衝撃時に前記乗員保護部材を機体上方側へと移動させる移動手段を備えていることを特徴とする請求項１記載の航空機座席部構造。
  3. 前記移動手段は、前記乗員保護部材の機体前方側を機体左右軸に略平行な軸を中心に回転可能に支持する支持手段と、前記乗員保護部材の機体後方側を機体上下方向に移動可能に保持する伸縮手段と、を備えていることを特徴とする請求項２記載の航空機座席部構造。
  4. 前記伸縮手段は、収縮過程で衝撃吸収を行うことを特徴とする請求項３記載の航空機座席部構造。
  5. 前記乗員保護部材の機体幅方向端部に配置される縦壁部と、前記縦壁部に隣接する機体側部に配置される衝撃吸収部材とをさらに備えていることを特徴とする請求項１～４のいずれか１項に記載の航空機座席部構造。
  6. 前記乗員保護部材の機体下方側に接続、配置される機体構造部材と、前記機体構造部材の機体上下方向の長さを変更する変更手段とをさらに備えていることを特徴とする請求項１～５のいずれか１項に記載の航空機座席構造。
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