WO2019216204A1 - 飛行体用電流遮断装置 - Google Patents

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WO2019216204A1
WO2019216204A1 PCT/JP2019/017238 JP2019017238W WO2019216204A1 WO 2019216204 A1 WO2019216204 A1 WO 2019216204A1 JP 2019017238 W JP2019017238 W JP 2019017238W WO 2019216204 A1 WO2019216204 A1 WO 2019216204A1
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current
current supply
supply path
aircraft
source
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PCT/JP2019/017238
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才浩 藤
幸一 笹本
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日本化薬株式会社
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    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B3/00—Blasting cartridges, i.e. case and explosive
    • F42B3/006—Explosive bolts; Explosive actuators
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64D25/00—Emergency apparatus or devices, not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to an aircraft current interrupting device that interrupts the supply of current to electrical equipment provided in the aircraft.
  • a flying body such as a drone is provided with an electric circuit having an electric device for operating a plurality of propellers and a storage battery (current supply source) for supplying electric current to the electric device.
  • a storage battery current supply source
  • Such a flying object is controlled for flight by a plurality of propellers.
  • the aircraft may crash. For this reason, there is a risk that a crashed vehicle and a person may come into contact with each other, resulting in injury to the person.
  • Patent Document 1 discloses an electric circuit interruption device that is applied to a vehicle provided with an electric circuit having a converter and a storage battery, and that cuts off power supply from the storage battery to the converter when a collision of the vehicle is detected.
  • This electric circuit breaker is provided with a power supply circuit breaker that is driven by an explosive-type actuator that operates when a vehicle collision is detected. According to the operation of the power supply circuit breaker, the power supply path that electrically connects the storage battery and the converter is cut off.
  • the present invention is for a flying object capable of preventing occurrence of a contact accident between a manipulator such as an operating propeller and a person and a poor development of a lift generating member when the flying object crashes.
  • An object is to provide a current interrupt device.
  • a current-carrying device for an aircraft that cuts off current supply to a rupture plate that cuts off a current supply path that electrically connects the electrical device and the electrical circuit, and the current supply to the rupture plate
  • a bursting force source for damaging the rupturable plate by directly or indirectly applying a bursting force in a direction toward the road, and cutting the current supply path by the damaged rupturable plate; and when the abnormality is detected
  • a controller for driving the bursting force source.
  • the destructive force source when the abnormality of the flying object is detected, the destructive force source is driven by the control unit.
  • This breaking force source directly or indirectly applies a bursting force (physical force such as heat or pressure) toward the current supply path to the bursting plate.
  • a bursting force physical force such as heat or pressure
  • the rupturable plate can be damaged, and the current supply path can be cut by the damaged and cleaved rupturable plate.
  • supply of the electric current to the electric equipment of a flying object can be interrupted
  • the flight is usually maintained by controlling the rotation speed of other propellers.
  • the load on the motor is excessive, which causes a failure.
  • the current supply can be forcibly cut off as described above, a motor failure can be avoided.
  • the destructive force source for example, an igniter, a gas cylinder, or a hydraulic cylinder can be employed. When an igniter is operated as a destructive force source when an abnormality is detected, heat and pressure due to the combustion of explosives are applied to the rupturable plate.
  • the rupturable plate is easily damaged by receiving pressure from the destructive force source. And it becomes easy to cut
  • the rupturable plate is provided so that the center position thereof substantially coincides with the central axis of the rupturable force source, and the bursting force source
  • the current supply path has a width greater than the width in the length direction, and the fragile portion of the rupturable plate is disposed at an eccentric position of the rupturable plate.
  • the destructive force generated by the destructive force source (for example, heat and pressure generated by the igniter) is more effective than the mode in which the fragile portion substantially coincides with the central axis of the burst force source. ),
  • the current supply path can be cut, and each end of the cut current supply path can be wound with a damaged rupturable plate, so that the separation distance of the cut portion of the current supply path is increased. Is possible. This can prevent arc discharge from occurring between one part and the other part of the cut current supply path.
  • the aircraft current interrupting device is provided between the bursting force source and the bursting plate, and at least the bursting force is applied to the bursting force source.
  • the cup body further includes a cup body having a bottom portion disposed so as to cover the side portion, and the bottom portion of the cup body is formed in a conical shape so as to be recessed toward the inside, and the bursting force is received by receiving the bursting force. You may be comprised so that it may displace to the board side and the said rupture force may be transmitted with respect to the said rupture disk.
  • the pressure generated in the destructive force source can be smaller than in the case where there is no cup body. That is, when the destructive force source is, for example, an igniter or gas cylinder type, the amount of explosive used can be reduced as compared with the case where there is no cup body. That is, in the present configuration, since the bottom of the cup body is formed in a conical shape, a so-called Neumann effect is produced and the pressure increases. Such a pressure can be applied to the displaceable bottom of the cup body, and the bottom can increase the pressure to a force that can damage the rupturable plate and transmit it to the rupturable plate. As a result, when the destructive force source is an igniter or a gas cylinder type, the cost can be reduced.
  • the aircraft current interrupting device is provided between the rupture force source and the rupture disc, and at least of the rupture force source, It may be arranged so as to cover the portion on the side where the bursting force is applied, and further includes a cylindrical body having a bottom portion, and one or a plurality of fragile portions may be provided on the bottom portion of the cylindrical body.
  • the location of the destructive force generated by the destructive force source can be constrained by the cylinder, so that it becomes easy to impart the destructive force to the rupturable plate while suppressing loss of the destructive force.
  • the aircraft current interrupting device is provided between the rupture force source and the rupture disc, and at least of the rupture force source, It is arranged so as to cover the portion on the side to which the bursting force is applied, further includes a cylinder having an opening at the tip, and one or more fragile parts are provided at the bottom of the cylinder. Also good.
  • an insulating material is preferably provided between the rupturable plate and the current supply path.
  • the insulating substance is supplied onto the current supply path by receiving the destructive force together with or from the rupturable plate. Thereby, the insulation of a current supply path is ensured. Thereby, the reliability of current interruption can be improved.
  • the insulating substance is held on the lower surface of the rupturable plate.
  • the aircraft current interrupting device is used for an aircraft equipped with an electric device and an electric circuit having a current supply source for supplying electric current to the electric device, and detects an abnormality of the aircraft.
  • An aircraft current interrupting device that interrupts current supply from the current supply source to the electrical device when the current supply source is electrically connected, and electrically connects the insulating material, the electrical device, and the electrical circuit.
  • the current supply path is cut by applying pressure to the path, and the insulating substance is released toward the cut current supply path by applying the pressure to the insulating substance.
  • a control unit that drives the destructive force source when the abnormality is detected.
  • the destructive force source when the abnormality of the flying object is detected, the destructive force source is driven by the control unit.
  • the destructive force source can cut the current supply path by applying a destructive force (physical force such as heat or pressure) to the current supply path. Thereby, supply of the electric current to an electric circuit can be interrupted
  • a destructive force physical force such as heat or pressure
  • the flight when a part of the propeller stops, the flight is usually maintained by controlling the rotation speed of other propellers. In this case, the load on the motor is excessive, which causes a failure. .
  • the destructive force source can release the insulating material toward the current supply path by applying the pressure to the insulating material. Thereby, the reliability of current interruption can be improved.
  • an igniter can be employed as the destructive force source. By operating the igniter when an abnormality is detected, heat and pressure are generated by the explosive combustion, and this heat and pressure are applied to the current supply path and the insulating material.
  • the destructive force source is preferably an igniter.
  • the destructive force source can be instantly activated and the destructive force source can be reduced in weight.
  • the aircraft current interrupting device is used for an aircraft provided with an electric device and an electric circuit having a current supply source for supplying electric current to the electric device, and detects an abnormality of the aircraft.
  • a current-carrying device for a vehicle that cuts off current supply from the current supply source to the electrical device when the current supply source is connected to a current supply path made of a copper plate that electrically connects the electrical device and the electrical circuit.
  • a bursting force source that cuts the current supply path by applying a bursting force in a direction toward the current supply path, and a control unit that drives the bursting force source when the abnormality is detected, It is to be prepared.
  • the destructive force source when the abnormality of the flying object is detected, the destructive force source is driven by the control unit.
  • the destructive force source can cut the current supply path by applying a destructive force (physical force such as heat or pressure) to the current supply path. Thereby, supply of the electric current to an electric circuit can be interrupted
  • a destructive force physical force such as heat or pressure
  • the flight when a part of the propeller stops, the flight is usually maintained by controlling the rotation speed of other propellers. In this case, the load on the motor is excessive, which causes a failure. .
  • the current supply can be forcibly cut off as described above, a motor failure can be avoided.
  • an igniter can be employed as the destructive force source. By operating the igniter when an abnormality is detected, heat and pressure are generated by burning the explosive, and this heat and pressure are applied to the current supply path.
  • the flying object when the flying object crashes, the flying object capable of preventing the occurrence of contact accidents between parts such as the operating propeller and a person, ignition, electric shock, and poor development of the lift generating member.
  • a current interrupting device can be provided.
  • FIG. 6 is a top view which shows an example of the weak part in the bottom part of the cylinder of FIG. 6, (b) and (c) are top views which show the modification of a weak part.
  • the aircraft current interrupt device of the present embodiment is used for an aircraft equipped with an electric device and an electric circuit having a current supply source for supplying electric current to the electric device, and an abnormality such as a falling aircraft is detected. In this case, the current supply from the current supply source to the electric device is cut off.
  • the current supply source is not particularly limited.
  • a current supply source using a Li-ion battery, a Li-Po battery, a fuel cell, hydrogen fuel, gasoline, gas, sunlight, or the like as a generation source. Or a generator etc. are mentioned.
  • an aircraft current interrupting device 100 includes an igniter 10 that is an example of a destructive force source (power source), a cutting chamber 20 having an internal space, and an igniter 10.
  • a rupture plate 23 that breaks and breaks by applying heat and pressure generated by the operation and cuts the current supply path 30, and a controller 24 that drives the igniter 10 when an abnormality of the flying object is detected. It has.
  • the igniter 10 As the igniter 10, a known igniter can be used.
  • the igniter 10 generates a flame, and ignites (not shown) that generates a flame by igniting and burning in the interior of the igniter and a resistor (not shown) for igniting the igniter. ) Including a pair of terminal pins 12 and 12 connected to the ignition unit 11.
  • the rupturable plate 23 is formed, for example, in a circular shape in plan view, is provided in the cutting chamber 20 and is provided below the igniter 10. Since the rupturable plate 23 is easily cleaved and needs an appropriate strength, it can be made of a light metal such as iron or aluminum. Further, the rupturable plate 23 may be made of a non-conductive material, for example, a hard resin material such as ebonite, or a fine ceramic. The rupturable plate 23 has a width greater than the width of the igniter 10 in the length direction of the current supply path 30. The igniter 10 is held on the upper wall of the cutting chamber 20 so that the generated flame can be discharged toward the rupturable plate 23 positioned below.
  • a predetermined amount of current flows through the resistor via the pair of terminal pins 12 and 12 under the control of the control unit 24.
  • a current flows through the resistor, Joule heat is generated in the resistor, and the igniting agent starts burning.
  • the high-temperature flame generated by the combustion ruptures the squib cup (not shown) containing the igniting agent.
  • the time from when a current flows to the resistor until it is activated is generally 2 milliseconds or less when a nichrome wire is used as the resistor.
  • a through hole 21 is provided in the peripheral wall of the cutting chamber 20, and a through hole 22 is provided in the other part of the peripheral wall.
  • the current supply path 30 is bridged through the pipe holes 21 and 22.
  • the current supply path 30 is made of, for example, a metal plate or a metal wire, and one end thereof is connected to a storage battery (not shown) of an electric circuit, and the other end is connected to an electric device (not shown) of the flying object.
  • the ignition unit 11 When a predetermined amount of current is supplied to the pair of terminal pins 12 and 12 of the igniter 10 under the control of the control unit 24 when an abnormality of the flying object is detected, the ignition unit 11 The rupturable plate 23 is damaged by the heat and pressure generated by the operation of. In this case, the rupturable plate 23 is damaged such that its central portion is cleaved and bent toward the current supply path 30. Then, the current supply path 30 is cut as shown in FIG. 2 by the rupturable plate 23 damaged as described above.
  • the target of the current supply path 30 to be interrupted is preferably a wiring from the positive electrode part.
  • the igniter 10 as a destructive force source is operated by the control unit 24.
  • the igniter 10 applies heat and pressure toward the current supply path 30 to the rupturable plate 23.
  • the rupturable plate 23 can be damaged and cleaved, and the current supply path 30 can be cut by the cleaved portion of the cleaved rupturable plate 23.
  • supply of the electric current to the electric equipment of a flying object can be interrupted
  • the flight is usually maintained by controlling the rotation speed of other propellers.
  • the load on the motor is excessive, which causes a failure.
  • the current supply can be forcibly cut off as described above, a motor failure can be avoided.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view showing an aircraft current interrupting device 200 according to the second embodiment.
  • the parts denoted by the same reference numerals in the last two digits as in FIG. 1 are the same as those described in FIG. The same applies to the drawings in the following embodiments.
  • the rupturable plate 123 has a central axis position of the rupturable plate 123, in other words, a position spaced from the central axis position of the igniter 110 (see FIG. 3).
  • a fragile portion 25 is provided at a position that does not pass through the position of the central axis and is an eccentric position of the rupturable plate 123.
  • a plurality of such vulnerable portions 25 may be provided.
  • the rupturable plate 123 is easily damaged and damaged by the pressure from the igniter 110. And it becomes easy to make the electric current supply path 130 cut
  • the fragile portion 25 of the rupturable plate 123 is disposed at a position away from the position of the central axis of the igniter 110 (position not passing through the position of the central axis). Accordingly, the pressure of the igniter 110 is more easily received by the entire fragile portion than in a mode in which the fragile portion is located immediately below the igniter 110. For this reason, compared with the aspect in which a weak part exists in the position right under the igniter 110, damage of a wide range can be generated in the rupturable plate 123, and a cleavage part can be enlarged. As a result, as shown in FIG.
  • the current supply path 130 can be cut, and each end of the cut current supply path 130 can be wound with a ruptured plate 123. It is possible to increase the distance between the parts. This can prevent arc discharge from occurring between one part and the other part of the cut current supply path.
  • a fragile portion 26 in which one straight line is bent in a " ⁇ " shape may be provided in the rupturable plate 123a. Even in this case, the fragile portion 26 does not pass through the position of the central axis of the rupturable plate 123a but is disposed at a position away from the position. Since the rupturable plate in FIG. 4B is more easily cleaved than in the case of FIG. 4A, the current supply path 30 is more easily cut.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view showing an aircraft current interrupting device 300 according to the third embodiment.
  • 5 includes a cup body 40 that is provided between the igniter 210 and the rupturable plate 223 and is disposed so as to cover at least a portion of the igniter 210 on the side to which pressure is applied. ing.
  • the cup body 40 has a bottom portion 41 formed in a conical shape so as to be pointed upward (indented toward the inside) in an initial state.
  • the bottom portion 41 is displaced toward the rupturable plate 223 by receiving pressure from the igniter 210, and deformed downward into a convex shape, as shown by a two-dot chain line in FIG. Is configured to transmit pressure to the rupturable plate 223 indirectly by cleaving. Note that the method for cutting the current supply path 230 by the rupture disc 223 under pressure is the same as in FIG.
  • the pressure generated in the igniter 210 may be smaller than that of the first embodiment. That is, when it is desired to obtain the same pressure as in the first embodiment, the amount of explosive used in the igniter 210 can be reduced compared to the case of the first embodiment. That is, in this configuration, since the bottom portion 41 of the cup body 40 is formed in a conical shape, a so-called Neumann effect is produced and the pressure is increased.
  • the pressure of the igniter 210 is received by the displaceable bottom portion 41 of the cup body 40, and the bottom portion 41 increases the pressure to a force capable of damaging and rupturing the rupturable plate 223, and transmitted to the rupturable plate 223. can do.
  • the cost reduction of the igniter 210 cost reduction of the explosive of the igniter 210) can be achieved.
  • FIG. 6 is a cross-sectional view showing an aircraft current interrupting device 400 according to the fourth embodiment. 6 is provided between the igniter 310 and the rupturable plate 323, and is arranged so as to cover at least a portion on the pressure application side of the igniter 310, and has a bottom portion 43. A body 42 is provided.
  • one or more fragile portions 44 are provided on the bottom 43 of the cylindrical body 42. These fragile portions 44 are arranged radially with reference to the center of the bottom portion 43 formed in a circular shape in plan view. Similarly, as shown in FIG. 7B, a plurality of fragile portions 144 may be provided on the bottom portion 143, or a single fragile portion 244 may be provided on the bottom portion 243 as shown in FIG. 7C. Good.
  • the place of pressure generated by the igniter 310 can be constrained by the cylinder 42, so that the pressure is applied to the rupturable plate 323 while suppressing pressure loss. It becomes easy to let. Further, the rupturable plate 323 is damaged by the pressure in which the pressure loss is suppressed, and the current supply path 330 can be easily cut by the high pressure from the rupturable plate 323.
  • FIG. 8 is a sectional view showing an aircraft current interrupting device 500 according to the fifth embodiment.
  • the insulating material 50 is held on the surface of the rupturable plate 423 on the current supply path 430 side.
  • the insulating material 50 a compound having a low dielectric constant is generally preferred.
  • the insulating material 50 is preferably a polymer material, a resin material, or a hydrocarbon.
  • polymer material examples include polyamide, polyethylene, polyisobutylene, polyvinyl chloride, polychlorotrifluoroethylene, polyvinyl acetate, polyacrylate, polystyrene, polyethylene terephthalate, polycarbonate, polyphenylene ether, polyphenylene oxide resin, and modified polyphenylene ether (m- PPE), ethylene tetrafluoroethylene copolymer, polyvinylidene fluoride, polypropylene, polymethylpentene, polyphenylene sulfide, polybutylene terephthalate, polybutylene, polycaprolactam, polymonochloro, polystyrol, polysulfonic acid, polyvinyl alcohol, cellulose acetate, cellulose nitrate, Ethyl cellulose, dextrin, police Ren pellets, polypropylene pellets and polyethylene pellets and the like.
  • m- PPE modified polyphenylene ether
  • the resin material examples include alkyd resin, epoxy resin, tetrafluoroethylene resin, vinyl fluoride resin, phenol resin, urea resin, melamine resin, unsaturated polyester resin, vinyl ester resin, diallyl phthalate resin, epoxy resin, silicone Resin, xylene resin, amino resin, aniline resin, guanamine resin, acrylic resin, polyetherimide resin, acrylonitrile / butadiene / styrene (ABS) resin, ETFE resin, fluorine resin, PET resin, polyacetal resin, polyamideimide resin, polyimide resin , Polyurethane resin, PEK resin, polyethersulfone resin, polyetherimide resin, polyolefin resin, polytetrafluoroethylene resin, isobutyl resin, and PEEK resin.
  • hydrocarbon examples include cyclohedan, cycloheptasiloxane, cyclohexane, cyclopentane, decane, decylene, dimethylpentane, dimethyl-2-hexane, dimethylheptane, dimethylpentane, 2-methyl-2-butene, butane, kerosene, isooctane, Gasoline, dipentene, styrene, xylene, mentsonol, hexane, naphthalene, pentadiene, pentane, liquefied petroleum gas, dodecane, coconut dodecine, ethylene pentane, petrolatum, xylene, turpentine oil, undecane, docosan, cis-3-hexane, acetylene, dichlorostyrene, Ethylcyclobutane, heptane, hexylene, methylcyclopentane,
  • an aromatic compound, a halogen compound, and a gas accommodated in a predetermined accommodating portion can be used as another example of the insulating material 50.
  • aromatic compounds include benzene, ethyltoluene, isobutylbenzene, diphenylmethane, diphenylethane, diphenyl, isopropylbenzene, cumene, thiophene, trimethylbenzene, trinitrobenzene, decahydronaphthalene, triphenylmethane, cymene, dichlorobenzene, and limonene.
  • halogen compound examples include hydrogen arsenide, bromine, chlorine, fluorine, boron bromide, freon, trichloropropane, and naphtha.
  • gas examples include argon, carbon dioxide, carbon disulfide, dinitrogen monoxide, dinitrogen tetroxide, nitrogen, liquid air, hydrogen, methane, deuterium, oxygen, nitrous oxide, sulfur hexafluoride, and Freon. , And carbon dioxide.
  • the insulating material 50 examples include aluminum powder, ammonia, carbon tetrachloride, cholesterol, isoprene, lead acetate, lead tetrachloride, mercury, diethyl mercury, phosphorus, phosphorus pentachloride, diethyl zinc, copper oleate, Cordierite, cotton, aluminum hydroxide, aluminum oleate, asphalt, diimylamine, diisoamyl, diisoamylene, aluminum fluoride, caproic acid, caprolactam, cyclohexanecarboxylic acid, decamethylcyclopentasiloxane, decamethyltetrasiloxane, diisopropylamine, dodecamethyl Cyclohexylsiloxane, dodecamethylpentasiloxane, ebonite, ethylene tetrafluoride, ferric oleic acid, ferrochrome, fly ash, acid clay, glutanium tetrachloride,
  • thermosetting resin that is hardened by the heat of the explosive and can block the cut portion of the current supply path 430 is more preferable. Therefore, as the insulating material 50, phenol resin, melamine resin, urea resin, epoxy resin, unsaturated polyester resin, alkyd resin, silicone resin, urethane resin, diallyl phthalate resin, furan resin, ketone resin, xylene resin, polyimide resin Polybismaleimide / triazine, (benzo) guanamine resin, and vinyl ester resin are preferable, and an epoxy resin having good adhesion to a metal is more preferable.
  • the epoxy resin has a one-component property in which the curing agent contained in the agent reacts and cures by heating, and a two-component property in which the agent and the curing agent are cured by mixing.
  • the one-pack type has the advantage that it can be reduced in weight and size because it does not require two containers, although it can harden when exposed to direct sunlight in the sky and becomes hot when heated, because it starts to harden. is there.
  • the two-component type does not harden even when heat is applied, it is reliable to maintain the original state for a long period of time. Therefore, it is desirable to appropriately select one-component or two-component depending on the application.
  • the insulating material 50 is cut by the rupturable plate 423 as shown in FIG. 9 by receiving pressure from the igniter 410 together with or from the rupturable plate 423. It is supplied onto the current supply path 430. As a result, the cut and separated current supply path 430 is covered with the insulating material 50, and the insulation of the cut and separated current supply path 430 is ensured. Thereby, the reliability of current interruption in the aircraft current interruption device 500 can be further improved.
  • FIG. 10 is a cross-sectional view showing an aircraft current interrupting device 600 according to the sixth embodiment.
  • the aircraft current interrupt device 600 of FIG. 10 no rupture disc is provided, and the insulating material 150 is held at the lower part of the igniter 510.
  • the insulating material 150 is supplied (released) onto the current supply path 530 that is disconnected by receiving pressure from the igniter 510 and receiving pressure from the igniter 510.
  • the cut and separated current supply path 530 is covered with the insulating material 150, and the insulation of the cut and separated current supply path 530 is ensured. Thereby, the reliability of current interruption in the aircraft current interruption device 600 can be further improved.
  • FIG. 11 is a cross-sectional view showing an aircraft current interrupting device 700 according to the seventh embodiment.
  • the rupturable plate and the insulating material are not provided.
  • the current supply path 630 is made of a copper plate (bus bar), and one end and the other end thereof are connected to the terminal 622 of the terminal plate 621.
  • the control unit 624 drives the igniter 610 as a destructive force source when an abnormality of the flying object is detected.
  • the igniter 610 can cut the current supply path 630 by applying a destructive force (physical force such as heat or pressure) to the current supply path 630.
  • a destructive force physical force such as heat or pressure
  • the flying object crashes, it is possible to prevent accidents of contact between parts such as the operating propeller and a person, ignition, electric shock, and poor development of the lift generating member.
  • the flight is usually maintained by controlling the rotation speed of other propellers. In this case, the load on the motor is excessive, which causes a failure. .
  • the current supply can be forcibly cut off as described above, a motor failure can be avoided.
  • the igniter is used as the bursting force source.
  • the present invention is not limited to this.
  • a hydraulic cylinder type that generates a breaking force by receiving a command signal from the control unit and operating the hydraulic cylinder. (Drive the piston, etc. to damage the rupturable plate or scatter the insulating material), receive the command signal from the control unit, open the gas cylinder, and the same destructive force as the above igniter (
  • Other bursting force sources such as a gas cylinder that generates pressure) may be employed.
  • the weak part as shown in FIGS. 7A to 7C may be provided on the bottom part 41 formed in the conical shape of the third embodiment.
  • the bottom 41 is smoothly broken, and the rupturable plate can be damaged and cleaved more efficiently. As a result, it becomes easier to break the current supply path.
  • the cylindrical body 42 is closed at the bottom 43, but is not limited thereto, and the bottom 43 may not be provided.
  • the rupturable plate can be easily damaged and cleaved as compared with the case where there is no cylinder. As a result, it becomes easier to break the current supply path.
  • a gas generating agent may be mixed with the insulating materials 50 and 150.
  • arc discharge is prevented by the residue of the gas generating agent or the generated gas.
  • the rupturable plate in the first, second and fifth embodiments may divide the cutting chamber into two, and the cutting chamber on the igniter side among the divided cutting chambers is sealed. It may be sealed using a member or the like. Thereby, the pressure generated by the igniter can be more effectively transmitted to the rupturable plate, and the current supply path can be easily broken.
  • the bus bar is directly cut by the thermal power of the igniter.
  • a substance such as ebonite is provided on the pressure generation side of the igniter, and the pressure of the driven igniter is used.
  • the bus bar may be cut indirectly by scattering a substance such as ebonite.
  • the piston when the piston is provided on the wiring side of the rupturable plate and the rupturable plate is ruptured when the igniter is operated, the piston is pushed out.
  • the current may be interrupted (wiring cut).
  • a line such as a parachute may be provided instead of wiring, and the line may be cut when the rupturable plate is ruptured when the igniter is activated.
  • a parachute etc. are separable as needed.

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Abstract

【課題】飛行体の墜落の際に、作動中のプロペラ等の部品と人との接触事故の発生を防止すると共に揚力発生部材の展開不良の発生を防止することができる飛行体用電流遮断装置を提供する。 【解決手段】飛行体用電流遮断装置１００は、電気機器と電気回路とを電気的に接続する電流供給路３０を切断する破裂板２３と、破裂板２３に対して電流供給路３０に向かう破壊力（熱および圧力）を直接又は間接的に付与することにより破裂板２３を損傷させ、損傷した破裂板２３によって電流供給路３０を切断させる点火器１０と、異常が検知されたときに点火器１０を駆動する制御部２４とを備えている。

Description

飛行体用電流遮断装置
　本発明は、飛行体に設けられた電気機器への電流の供給を遮断する飛行体用電流遮断装置に関する。
　近年普及しているドローン等の飛行体には、複数のプロペラを動作させるための電気機器および当該電気機器に電流を供給する蓄電池（電流供給源）を有する電気回路が設けられている。上記蓄電池からの電流が電気機器に供給されることで、上記プロペラが作動するようになっている。
　このような飛行体は、複数のプロペラによって飛行制御が行われているが、たとえば突風によりプロペラが一部作動しなくなった場合には、墜落してしまうことがある。そのため、墜落した飛行体と人との接触事故が生じ、人に怪我等を負わせてしまう危険性がある。
　ところで、飛行体用ではないが、電気自動車に万一事故が発生したときに、当該事故に起因した漏電および感電などを防止するために、電気機器への電力の供給を遮断する電気回路遮断装置を設けることが提案されている（たとえば、特許文献１参照）。
　上記特許文献１には、コンバータと蓄電池とを有する電気回路が設けられた車両に適用され、当該車両の衝突が検知されたときに蓄電池からコンバータへの電力供給を遮断する電気回路遮断装置が開示されている。この電気回路遮断装置においては、車両の衝突が検知されたときに作動する火薬式のアクチュエータにより駆動される給電回路遮断器が設けられている。給電回路遮断器の作動によって、蓄電池とコンバータとを電気的に接続する電力供給路が切断される、とのことである。
特開２０１１－２５９１２号公報
　上述のように、飛行体が万一墜落した際には、当該飛行体と人との接触事故が発生してしまうことがある。この飛行体と人との接触事故が不幸にも発生してしまった場合、特に、作動中のプロペラと人との接触事故は少なくとも避ける必要がある。しかしながら、飛行体の墜落の際に、作動中のプロペラ等の種々部品と人との接触事故の発生を防止し得る有効な手段が提案されていない現状があった。また、作動中のプロペラが揚力発生部材（パラシュート、パラグライダー等）に連結されている紐部材に絡まって、当該揚力発生部材の展開不良が生じる恐れがあった。
　そこで、本発明は、飛行体の墜落の際に、作動中のプロペラ等の部品と人との接触事故の発生を防止すると共に揚力発生部材の展開不良の発生を防止することができる飛行体用電流遮断装置を提供することを目的とする。
（１）　電気機器および当該電気機器に電流を供給する電流供給源を有する電気回路が設けられた飛行体に用いられ、前記飛行体の異常が検知されたときに前記電流供給源から前記電気機器への電流供給を遮断する飛行体用電流遮断装置であって、前記電気機器と前記電気回路とを電気的に接続する電流供給路を切断する破裂板と、前記破裂板に対して前記電流供給路に向かう方向に破裂力を直接又は間接的に付与することにより前記破裂板を損傷させ、損傷した前記破裂板によって前記電流供給路を切断させる破裂力源と、前記異常が検知されたときに前記破裂力源を駆動する制御部と、を備えているものである。
　上記（１）の構成によれば、飛行体の異常が検知されたときに、制御部によって、破壊力源が駆動される。この破壊力源は、破裂板に対して電流供給路に向かう破裂力（熱または圧力などの物理力）を直接又は間接的に付与する。このことにより、破裂板を損傷させることができ、損傷し開裂した破裂板によって電流供給路を切断させることができる。これにより、飛行体の電気機器への電流の供給を遮断することができる。これによって、飛行体の墜落の際に、作動中のプロペラ等の部品と人との接触事故、発火、感電、および揚力発生部材の展開不良の発生を防止することができる。また、プロペラの一部が停止してしまった場合、通常他のプロペラの回転数を制御することで飛行を維持するが、この場合にはモータに対する負荷が過剰にかかるため、故障の原因となる。しかし、上記のように電流の供給を強制的に遮断することができるので、モータの故障を回避することができる。なお、上記破壊力源としては、たとえば点火器、ガスボンベ、または、油圧式シリンダなどを採用することができる。異常が検知されたときに破壊力源として点火器を作動させた場合には、火薬の燃焼による熱および圧力が破裂板に付与される。
（２）　上記（１）の飛行体用電流遮断装置においては、前記破裂板に１又は複数の脆弱部が設けられていることが好ましい。
　上記（２）の構成によれば、破裂板が破壊力源による圧力を受けて損傷し易くなる。そして、損傷した破裂板によって電流供給路を切断させ易くなる。
（３）　上記（２）の飛行体用電流遮断装置においては、前記破裂板は、中心位置が前記破裂力源の中心軸線上に略一致するように設けられていると共に、前記破裂力源の、前記電流供給路の長さ方向における幅よりも大きい幅を有しており、前記破裂板の前記脆弱部は、前記破裂板の偏心位置に配置されていることが好ましい。
　上記（３）の構成によれば、上記脆弱部が破裂力源の中心軸線上に略一致するようにある態様よりも、破壊力源で発生した破壊力（たとえば点火器で発生した熱および圧力）が、破裂板に広い範囲の損傷を発生させて開裂部分を大きくさせることができる。その結果として、電流供給路を切断することができるとともに、切断された電流供給路の各端部を損傷した破裂板で巻き込むことができるので、電流供給路の切断部の離間距離を大きくすることが可能となる。このことによって、切断された電流供給路の一方の部分と他方の部分との間にアーク放電が生じることを防ぐことができる。
（４）　上記（１）乃至（３）のいずれかの飛行体用電流遮断装置は、前記破裂力源と前記破裂板との間に設けられ、前記破裂力源の、少なくとも前記破裂力の付与側の部分を覆うように配置され、底部を有するカップ体をさらに備え、前記カップ体の前記底部は、内部に向けて陥没するように円錐状に形成され、前記破裂力を受けることにより前記破裂板側に変位して当該破裂板に対して前記破裂力を伝達するように構成されていてもよい。
　上記（４）の構成によれば、カップ体がない場合と比べて、破壊力源に生じさせる圧力が小さくて済む。つまり、破壊力源がたとえば点火器またはガスボンベ式のものである場合には、カップ体がない場合と比べて、火薬の使用量を少なくすることができる。すなわち、本構成においては、カップ体の底部が円錐状に形成されているため、いわゆるノイマン効果が奏され、圧力が増す。このような圧力をカップ体の変位可能な底部に受けさせ、当該底部が上記圧力を、破裂板を損傷させ得る力に増大させて当該破裂板に伝達することができる。その結果として、破壊力源が点火器またはガスボンベ式のものである場合には低コスト化を図ることができる。
（５）　別の観点として、上記（１）乃至（３）のいずれかの飛行体用電流遮断装置は、前記破裂力源と前記破裂板との間に設けられ、前記破裂力源の、少なくとも前記破裂力の付与側の部分を覆うように配置され、底部を有する筒体をさらに備え、前記筒体の前記底部に１又は複数の脆弱部が設けられていてもよい。
　上記（５）の構成によれば、破壊力源により生じる破壊力の行き場を筒体によって拘束することができるので、破壊力のロスを抑制しつつ、当該破壊力を破裂板に付与させ易くなる。
（６）　他の観点として、上記（１）乃至（３）のいずれかの飛行体用電流遮断装置は、前記破裂力源と前記破裂板との間に設けられ、前記破裂力源の、少なくとも前記破裂力の付与側の部分を覆うように配置され、開口部を先端に有した筒体をさらに備え、前記筒体の前記底部に１又は複数の脆弱部が設けられているものであってもよい。
　上記（５）の構成によれば、破壊力源により生じる破壊力の方向を筒体によって規制することができるので、破壊力のロスを抑制しつつ、当該破壊力を破裂板に付与させ易くなる。
（７）　上記（１）乃至（６）のいずれかの飛行体用電流遮断装置においては、前記破裂板と前記電流供給路との間に、絶縁性物質が設けられていることが好ましい。
　上記（７）の構成によれば、絶縁性物質は、破裂板と共に又は破裂板から上記破壊力を受けることにより電流供給路上に供給される。それにより、電流供給路の絶縁性が担保される。これによって、電流遮断の信頼性を向上することができる。
（８）　上記（７）の飛行体用電流遮断装置においては、前記絶縁性物質は前記破裂板の下面に保持されていることが好ましい。
　上記（８）の構成によれば、絶縁性物質を保持するための他の部材を設ける必要がなくなる。
（９）　本発明に係る飛行体用電流遮断装置は、電気機器および当該電気機器に電流を供給する電流供給源を有する電気回路が設けられた飛行体に用いられ、前記飛行体の異常が検知されたときに前記電流供給源から前記電気機器への電流供給を遮断する飛行体用電流遮断装置であって、絶縁性物質と、前記電気機器と前記電気回路とを電気的に接続する電流供給路に対して圧力を付与することにより当該電流供給路を切断すると共に、前記絶縁性物質に対して前記圧力を付与することにより、切断された前記電流供給路に向けて当該絶縁性物質を放出させる破壊力源と、前記異常が検知されたときに前記破壊力源を駆動する制御部と、を備えるものである。
　上記（９）の構成によれば、飛行体の異常が検知されたときに、制御部によって、破壊力源が駆動される。この破壊力源は、電流供給路に対して破壊力（熱または圧力などの物理力）を付与することにより当該電流供給路を切断することができる。これにより、電気回路への電流の供給を遮断することができる。これによって、飛行体の墜落の際に、作動中のプロペラ等の部品と人との接触事故、発火、感電、および揚力発生部材の展開不良の発生を防止することができる。また、プロペラの一部が停止してしまった場合、通常他のプロペラの回転数を制御することで飛行を維持するが、この場合にはモータに対する負荷が過剰にかかるため、故障の原因となる。しかし、上記のように電流の供給を強制的に遮断することができるので、モータの故障を回避することができる。また、上記破壊力源は、絶縁性物質に対して上記圧力を付与することにより電流供給路に向けて当該絶縁性物質を放出させることができる。これによって、電流遮断の信頼性を向上することができる。なお、上記破壊力源としては、たとえば点火器を採用することができる。異常が検知されたときに点火器を作動させることによって、火薬の燃焼による熱および圧力が生じ、この熱および圧力が電流供給路および絶縁性物質に付与される。
（１０）　上記（９）の飛行体用電流遮断装置においては、前記破壊力源は点火器であることが好ましい。
　上記（１０）の構成によれば、破壊力源を瞬時に起動させることができると共に、当該破壊力源の軽量化を図ることができる。
（１１）　本発明に係る飛行体用電流遮断装置は、電気機器および当該電気機器に電流を供給する電流供給源を有する電気回路が設けられた飛行体に用いられ、前記飛行体の異常が検知されたときに前記電流供給源から前記電気機器への電流供給を遮断する飛行体用電流遮断装置であって、前記電気機器と前記電気回路とを電気的に接続する銅板製の電流供給路に対して、当該電流供給路に向かう方向の破裂力を付与することにより前記電流供給路を切断させる破裂力源と、前記異常が検知された場合に前記破裂力源を駆動する制御部と、を備えるものである。
　上記（１１）の構成によれば、飛行体の異常が検知されたときに、制御部によって、破壊力源が駆動される。この破壊力源は、電流供給路に対して破壊力（熱または圧力などの物理力）を付与することにより当該電流供給路を切断することができる。これにより、電気回路への電流の供給を遮断することができる。これによって、飛行体の墜落の際に、作動中のプロペラ等の部品と人との接触事故、発火、感電、および揚力発生部材の展開不良の発生を防止することができる。また、プロペラの一部が停止してしまった場合、通常他のプロペラの回転数を制御することで飛行を維持するが、この場合にはモータに対する負荷が過剰にかかるため、故障の原因となる。しかし、上記のように電流の供給を強制的に遮断することができるので、モータの故障を回避することができる。なお、上記破壊力源としては、たとえば点火器を採用することができる。異常が検知されたときに点火器を作動させることによって、火薬の燃焼による熱および圧力が生じ、この熱および圧力が電流供給路に付与される。
　本発明によれば、飛行体の墜落の際に、作動中のプロペラ等の部品と人との接触事故、発火、感電、および揚力発生部材の展開不良の発生を防止することが可能な飛行体用電流遮断装置を提供することができる。
本発明の第１実施形態に係る飛行体用電流遮断装置を示す断面図である。 図１の電流供給路が破裂板により切断された状態を示す図である。 本発明の第２実施形態に係る飛行体用電流遮断装置を示す断面図である。 図３の破裂板の脆弱部の一例を示す平面図であり、（ｂ）は破裂板の脆弱部の変形例を示す平面図である。 本発明の第３実施形態に係る飛行体用電流遮断装置を示す断面図である。 本発明の第４実施形態に係る飛行体用電流遮断装置を示す断面図である。 （ａ）は図６の筒体の底部における脆弱部の一例を示す平面図であり、（ｂ）および（ｃ）は脆弱部の変形例を示す平面図である。 本発明の第５実施形態に係る飛行体用電流遮断装置を示す断面図である。 図８の電流供給路が破裂板により切断された状態を示す図である。 本発明の第６実施形態に係る飛行体用電流遮断装置を示す断面図である。 本発明の第７実施形態に係る飛行体用電流遮断装置を示す断面図である。
　以下、本発明の実施形態に係る飛行体用電流遮断装置について、図面を参照しながら説明する。本実施形態の飛行体用電流遮断装置は、電気機器および当該電気機器に電流を供給する電流供給源を有する電気回路が設けられた飛行体に用いられ、飛行体の落下等の異常が検知されたときに、電流供給源から電気機器への電流供給を遮断するものである。なお、本発明において、上記電流供給源に特段の限定はないが、例えばＬｉ－ｉｏｎ電池、Ｌｉ－Ｐｏ電池、燃料電池、水素燃料、ガソリン、ガス、太陽光等を発生源とした電流供給源、または、発電機等が挙げられる。
（第１実施形態）
　図１に示すように、本実施形態に係る飛行体用電流遮断装置１００は、破壊力源（動力源）の一例である点火器１０と、内部空間を有する切断室２０と、点火器１０の作動により生じる熱および圧力が付与されることによって損傷して開裂するとともに電流供給路３０を切断する破裂板２３と、飛行体の異常が検知されたときに点火器１０を駆動する制御部２４とを備えている。
　点火器１０としては公知の点火器を用いることができる。点火器１０は、火炎を発生するものであり、その内部に作動時において着火して燃焼することで火炎を発生する点火薬（図示略）と当該点火薬を着火させるための抵抗体（図示略）とを含んだ点火部１１と、当該点火部１１に接続された一対の端子ピン１２、１２とを備えている。
　破裂板２３は、平面視でたとえば円状に形成され、切断室２０内に設けられると共に点火器１０の下方に設けられている。破裂板２３は、開裂し易くかつ適当な強度が必要であるので、鉄又はアルミニウム等の軽量な金属で構成することができる。また、破裂板２３を、非導電性材料、たとえばエボナイト等の硬い樹脂材料又はファインセラミック等で構成してもよい。
破裂板２３は、点火器１０の、電流供給路３０の長さ方向における幅よりも大きい幅を有している。点火器１０は、発生させた火炎を下方に位置する破裂板２３に向けて放出できるように切断室２０の上壁に保持されている。
　飛行体の異常が検知された際には、制御部２４の制御によって、一対の端子ピン１２、１２を介して上記抵抗体に所定量の電流が流れる。抵抗体に電流が流れることによって、当該抵抗体においてジュール熱が発生し、点火薬が燃焼を開始する。燃焼により生じた高温の火炎は、点火薬を収納しているスクイブカップ（図示略）を破裂させる。点火器１０において、上記抵抗体に電流が流れてから作動するまでの時間は、抵抗体にニクロム線を利用した場合には一般に２ミリ秒以下である。
　切断室２０の周壁には貫通孔２１が設けられ、当該周壁の他の部分には貫通孔２２が設けられている。この管通孔２１、２２を通して電流供給路３０が架橋されている。電流供給路３０はたとえば金属板又は金属線からなり、その一方端が電気回路の蓄電池（図示略）に接続され、その他方端が飛行体の電気機器（図示略）に接続されている。
　以上のような構成において、飛行体の異常が検知された際に、制御部２４の制御によって、点火器１０の一対の端子ピン１２、１２に所定量の電流が供給されると、点火部１１の作動により生じる熱および圧力により破裂板２３が損傷する。この場合、破裂板２３は、その中央部分が開裂して電流供給路３０に向かって折れ曲がるように損傷する。そして、電流供給路３０は、上記のように損傷した破裂板２３によって、図２のように切断される。なお、本発明において、遮断される電流供給路３０の対象は、正極部からの配線とするのが望ましい。
　このように、本実施形態の飛行体用電流遮断装置１００によれば、飛行体の異常が検知されたときに、制御部２４によって破壊力源としての点火器１０が作動される。この点火器１０は、破裂板２３に対して電流供給路３０に向かう熱および圧力を付与する。このことにより、破裂板２３を損傷し開裂させることができ、開裂した破裂板２３の開裂部分によって電流供給路３０を切断させることができる。これにより、飛行体の電気機器への電流の供給を遮断することができる。これによって、飛行体の墜落の際に、作動中のプロペラ等の部品と人との接触事故、発火、感電、および揚力発生部材の展開不良の発生を防止することができる。また、プロペラの一部が停止してしまった場合、通常他のプロペラの回転数を制御することで飛行を維持するが、この場合にはモータに対する負荷が過剰にかかるため、故障の原因となる。しかし、上記のように電流の供給を強制的に遮断することができるので、モータの故障を回避することができる。
（第２実施形態）
　続いて、第２実施形態に係る飛行体用電流遮断装置について、図面を参照しながら説明する。
　図３は第２実施形態に係る飛行体用電流遮断装置２００を示す断面図である。なお、図３において、上述の図１と下２桁が同じ符号の部位は、特に示す場合を除き、図１で説明したものと同様であるので説明を省略する。以降の実施形態における図面も同様とする。
　図３の飛行体用電流遮断装置２００においては、破裂板１２３に脆弱部が設けられている。詳しくは、図４（ａ）に示すように、破裂板１２３には、当該破裂板１２３の中心軸の位置、換言すれば、点火器１１０（図３参照）の中心軸の位置から離間した位置（中心軸の位置を通らない位置であって、破裂板１２３の偏心位置）に配置された脆弱部２５が設けられている。このような脆弱部２５は複数設けてもよい。
　このように、本実施形態の飛行体用電流遮断装置２００によれば、破裂板１２３が点火器１１０による圧力を受けて損傷し開裂し易くなる。そして、開裂した破裂板１２３の開裂部分によって電流供給路１３０を切断させ易くなる。
　また、飛行体用電流遮断装置２００においては、破裂板１２３の脆弱部２５が点火器１１０の中心軸の位置から離間した位置（中心軸の位置を通らない位置）に配置されている。これによって、脆弱部が点火器１１０の直下位置にある態様よりも、点火器１１０の圧力を脆弱部の全体に受けやすくなる。このため、脆弱部が点火器１１０の直下位置にある態様よりも、破裂板１２３に広い範囲の損傷を発生させて開裂部分を大きくさせることができる。その結果として、図３に示すように、電流供給路１３０を切断するとともに、切断された電流供給路１３０の各端部を開裂した破裂板１２３で巻き込むことができるので、電流供給路１３０の切断部の離間距離を大きくすることが可能となる。このことによって、切断された電流供給路の一方の部分と他方の部分との間にアーク放電が生じることを防ぐことができる。
　なお、図４（ａ）の代わりに、図４（ｂ）に示すように、破裂板１２３ａにおいて、一の直線が「く」の字状に屈曲したような脆弱部２６を設けてもよい。この場合においても、脆弱部２６は、破裂板１２３ａの中心軸の位置を通らず、当該位置から離間した位置に配置される。この図４（ｂ）の破裂板は、図４（ａ）の場合よりも開裂しやすくなるので、より電流供給路３０を切断しやすい。
（第３実施形態）
　次に、第３実施形態に係る飛行体用電流遮断装置について、図面を参照しながら説明する。
　図５は第３実施形態に係る飛行体用電流遮断装置３００を示す断面図である。図５の飛行体用電流遮断装置３００は、点火器２１０と破裂板２２３との間に設けられ、点火器２１０の、少なくとも圧力の付与側の部分を覆うように配置されたカップ体４０を備えている。このカップ体４０は、初期状態において上側に尖るように（内部に向けて陥没するように）円錐状に形成された底部４１を有している。
　このような構成において、底部４１は、点火器２１０から圧力を受けることによって、図５の二点鎖線で示すように、破裂板２２３の方に変位して下方に向けて凸型に変形、さらには開裂することで、間接的に破裂板２２３に対して圧力を伝達するように構成されている。なお、圧力を受けた破裂板２２３による電流供給路２３０の切断方法は上述の図１と同じ要領である。
　本実施形態の飛行体用電流遮断装置３００によれば、第１実施形態と同じ圧力を得たい場合においても、点火器２１０に生じさせる圧力は第１実施形態の場合よりも小さくて済む。つまり、第１実施形態と同じ圧力を得たい場合において、第１実施形態の場合よりも点火器２１０の火薬の使用量を少なくすることができる。すなわち、本構成においては、カップ体４０の底部４１が円錐状に形成されているため、いわゆるノイマン効果が奏され、圧力が増す。このような点火器２１０の圧力をカップ体４０の変位可能な底部４１に受けさせ、当該底部４１が上記圧力を、破裂板２２３を損傷させ開裂し得る力に増大させて当該破裂板２２３に伝達することができる。その結果として、第１実施形態の場合に比べて、点火器２１０の低コスト化（点火器２１０の火薬の低コスト化）を図ることができる。
（第４実施形態）
　次いで、第４実施形態に係る飛行体用電流遮断装置について、図面を参照しながら説明する。
　図６は第４実施形態に係る飛行体用電流遮断装置４００を示す断面図である。図６の飛行体用電流遮断装置４００は、点火器３１０と破裂板３２３との間に設けられ、点火器３１０の、少なくとも圧力の付与側の部分を覆うように配置され、底部４３を有する筒体４２を備えている。
　筒体４２の底部４３には、図７（ａ）に示すように、１又は複数の脆弱部４４が設けられている。これらの脆弱部４４は、平面視で円状に形成された底部４３の中心を基準に放射状に配置されている。同様に、図７（ｂ）に示すように、底部１４３に複数の脆弱部１４４を設けてもよいし、図７（ｃ）に示すように、底部２４３に一つの脆弱部２４４を設けてもよい。
　本実施形態の飛行体用電流遮断装置４００によれば、点火器３１０により生じる圧力の行き場を筒体４２によって拘束することができるので、圧力ロスを抑制しつつ、当該圧力を破裂板３２３に付与させ易くなる。また、圧力ロスが抑制された圧力により破裂板３２３を損傷させ、その破裂板３２３からの高い圧力によって電流供給路３３０を容易に切断することができる。
（第５実施形態）
　次いで、第５実施形態に係る飛行体用電流遮断装置について、図面を参照しながら説明する。
　図８は第５実施形態に係る飛行体用電流遮断装置５００を示す断面図である。図８の飛行体用電流遮断装置５００においては、破裂板４２３の電流供給路４３０側の面に、絶縁性物質５０が保持されている。
　絶縁性物質５０としては、一般的に、誘電率が低い化合物が好ましいとされている。たとえば、絶縁性物質５０として、高分子材料、樹脂材料、または、炭化水素等が好ましい。
　高分子材料としては、たとえば、ポリアミド、ポリエチレン、ポリイソブチレン、ポリビニルクロライド、ポリクロロトリフロロエチレン、ポリビニルアセテート、ポリアクリレート、ポリスチレン、ポリエチレンテレフタレート、ポリカーボネート、ポリフェニレンエーテル、ポリフェニレンオキサイド樹脂、変性ポリフェニレンエーテル(ｍ－ＰＰＥ)、エチレンテトラフルオロエチレンコポリマー、ポリフッ化ビニリデン、ポリプロピレン、ポリメチルペンテン、ポリフェニレンサルファイド、ポリブチレンテレフタレート、ポリブチレン、ポリカプロラクタム、ポリモノクロロ、ポリスチロール、ポリスルホン酸、ポリビニルアルコール、セルロースアセテート、セルロースナイトレート、エチルセルロース、デキストリン、ポリスチレンペレット、ポリプロピレンペレット、およびポリエチレンペレットが挙げられる。
　樹脂材料としては、たとえば、アルキド樹脂、エポキシ樹脂、四フッ化エチレン樹脂、フッ化ビニル樹脂、フェノール樹脂、ユリア樹脂、メラミン樹脂、不飽和ポリエステル樹脂、ビニルエステル樹脂、ジアリルフタレート樹脂、エポキシ樹脂、シリコーン樹脂、キシレン樹脂、アミノ樹脂、アニリン樹脂、グアナミン樹脂、アクリル樹脂、ポリエーテルイミド樹脂、アクリロニトリル・ブタジエン・スチレン(ＡＢＳ)樹脂、ＥＴＦＥ樹脂、フッ素樹脂、ＰＥＴ樹脂、ポリアセタール樹脂、ポリアミドイミド樹脂、ポリイミド樹脂、ポリウレタン樹脂、ＰＥＫ樹脂、ポリエーテルスルホン樹脂、ポリエーテルイミド樹脂、ポリオレフィン樹脂、ポリテトラフルオロエチレン樹脂、イソブチル樹脂、およびＰＥＥＫ樹脂が挙げられる。
　炭化水素としては、たとえば、シクロヘダン、シクロヘプタシロキサン、シクロヘキサン、シクロペンタン、デカン、デシレン、ジメチルペンタン、ジメチル－２－ヘキサン、ジメチルヘプタン、ジメチルペンタン、２－メチル２－ブテン、ブタン、灯油、イソオクタン、ガソリン、ジペンテン、スチレン、キシレン、メンソノール、ヘキサン、ナフタレン、ペンタジエン、ペンタン、液化石油ガス、ドデカン、 ドデシン、エチレンペンタン、ワセリン、キシレン、テレビン油、ウンデカン、ドコサン、ｃｉｓ－３－ヘキサン、アセチレン、ジクロロスチレン、エチルシクロブタン、ヘプタン、ヘキシレン、メチルシクロペンタン、 トリメチル－３－ヘプテン、オクタン、 トランス－３－ヘキシン、メチルブタン、およびミクロヘキサンが挙げられる。
　また、絶縁性物質５０の他の例として、芳香族化合物、ハロゲン化合物、および所定の収容部に収容された気体を用いることができる。
　芳香族化合物としては、たとえば、ベンゼン、エチルトルエン、イソブチルベンゼン、ジフェニルメタン、ジフェニルエタン、ジフェニル、イソプロピルベンゼン、クメン、チオフェン、トリメチルベンゼン、トリニトロベンゼン、デカハイドロナフタレン、トリフェニルメタン、シメン、ジクロロベンゼン、リモネン、カンフェン、スクシニロこはく酸ジエチル、ジメチルキノキサリン、ジオキサン、オイゲノール、メシチレン、ニトロトルエン、ノナン、シメン、フェナントレン、フェニルウレタン、フェニルエチレン、プロピルベンゼン、１,２,４－トリメチルベンゼン、キノリン、およびテルピネオールが挙げられる。
　ハロゲン化合物としては、たとえば、ヒ化水素、臭素、塩素、フッ素、ボロンブロマイド、フレオン、トリクロロプロパン、およびナフサが挙げられる。
　上記気体としては、たとえば、アルゴン、二酸化炭素、二硫化炭素、一酸化二窒素、四酸化二窒素、窒素、液体空気、水素、メタン、重水素、酸素、亜酸化窒素、六フッ化硫黄、フロン、および炭酸ガスが挙げられる。
　さらに、絶縁性物質５０の他の例として、アルミニウム粉、アンモニア、四塩化炭素、コレステロール、イソプレン、酢酸鉛、四塩化鉛、水銀、ジエチル水銀、リン、五塩化リン、ジエチル亜鉛、オレイン酸銅、菫青石、コットン、水酸化アルミニウム、オレイン酸アルミニウム、アスファルト、ジイミルアミン、ジイソアミル、ジイソアミレン、フッ化アルミニウム、カプロン酸、カプロラクタム、シクロヘキサンカルボン酸、デカメチルシクロペンタシロキサン、デカメチルテトラシロキサン、ジイソプロピルアミン、ドデカメチルシクロヘキシシロキサン、ドデカメチルペンタシロキサン、エボナイト、エチレンテトラフロライド、第二鉄オレイン酸、フェロクロム、フライアッシュ、酸性白土、四塩化グルマニウム、エナント酸、ヘキサメチルジシロキサン、シアン化水素酸、イソ吉草酸、イソ酪酸、イソフタル酸、イソプロピルアミン、リノール酸、メチラール、マイカナイト、ギ酸ブチル、酢酸ブチル、オクタメチルシクロテトラシロキサン、オレイン酸、パルミチン酸、シクロパラフィン、パラフィン、塩素化パラフィン、パーライト、フェニル－１－プロパン、ケイ酸アルミニウム、四塩化珪素、シリコンオイル、オレイン酸ナトリウム、リン酸ナトリウム、ステアリン酸、ステアリン、テトラクロロエチレン、テトラフルオロエチレン、テトラニトロメタン、塩化チタン、トリエチルアミニウム、酸化亜鉛(ＩＩ)、吉草酸、シェル砂、フェロシリコン、窒素(液体)、フェラスト(粉末)、酸化鉄(ＩＩ)、トクシール、テレクル酸、テレフタル酸、グラニュー糖(粉末)、塩ビ流体、ＰＥキューブ、炭酸カルシウム、ポリカ粉、プロパン(液体)、セビン、タルク、次亜塩素酸カルシウム、およびリン酸カルシウムが挙げられる。
　以上のような絶縁性物質５０の中でも、火薬の熱により硬化し、電流供給路４３０の切断部分を塞ぐことが可能な熱硬化性樹脂がより好ましい。したがって、絶縁性物質５０としては、フェノール樹脂、メラミン樹脂、ユリア樹脂、エポキシ樹脂、不飽和ポリエステル樹脂、アルキド樹脂、シリコーン樹脂、ウレタン樹脂、ジアリルフタレート樹脂、フラン樹脂、ケトン樹脂、キシレン樹脂、ポリイミド樹脂、ポリビスマレイミド・トリアジン、(ベンゾ)グアナミン樹脂、およびビニルエステル樹脂が好ましく、金属との接着性が良いエポキシ樹脂がより好ましいと考えらとしる。また、上記エポキシ樹脂においては、本剤に含まれる硬化剤が加熱により反応して硬化する一液性、および本剤と硬化剤とが混合により硬化する二液性がある。一液性は、熱が加わると硬化が始まるため、上空で直射日光にさらされ高温になった際に固まる可能性があるものの、２つの収容器を要しないので、軽量およびコンパクト化できる利点がある。一方、二液性は熱が加わっても硬化しないため、当初の状態を長期間保持し得る信頼性がある。したがって、用途によって、一液性か二液性かを適宜選択することが望ましい。
　この飛行体用電流遮断装置５００においては、絶縁性物質５０は破裂板４２３と共に又は破裂板４２３から点火器４１０による圧力を受けることによって、図９に示したように、破裂板４２３により切断された電流供給路４３０上に供給される。その結果として、切断分離された電流供給路４３０が絶縁性物質５０によって被覆され、切断分離された電流供給路４３０の絶縁性が担保される。これによって、飛行体用電流遮断装置５００における電流遮断の信頼性をより向上することができる。
（第６実施形態）
　続いて、第６実施形態に係る飛行体用電流遮断装置について、図面を参照しながら説明する。
　図１０は第６実施形態に係る飛行体用電流遮断装置６００を示す断面図である。図１０の飛行体用電流遮断装置６００においては、破裂板は設けられておらず、絶縁性物質１５０が点火器５１０の下部に保持されている。
　この飛行体用電流遮断装置６００において、絶縁性物質１５０は点火器５１０による圧力を受けることによって、同様に点火器５１０による圧力を受けることにより切断された電流供給路５３０上に供給（放出）される。その結果として、第５実施形態と同様、切断分離された電流供給路５３０が絶縁性物質１５０によって被覆され、切断分離された電流供給路５３０の絶縁性が担保される。これによって、飛行体用電流遮断装置６００における電流遮断の信頼性をより向上することができる。
（第７実施形態）
　続いて、第７実施形態に係る飛行体用電流遮断装置について、図面を参照しながら説明する。
　図１１は第７実施形態に係る飛行体用電流遮断装置７００を示す断面図である。図１１の飛行体用電流遮断装置７００においては、破裂板および絶縁性物質は設けられていない。なお、本実施形態では、電流供給路６３０は銅板（バスバー）からなり、その一端および他端は端子板６２１の端子６２２に接続されている。
　飛行体用電流遮断装置７００によれば、飛行体の異常が検知されたときに、制御部６２４によって、破壊力源である点火器６１０が駆動される。この点火器６１０は、電流供給路６３０に対して破壊力（熱または圧力などの物理力）を付与することにより当該電流供給路６３０を切断することができる。これにより、電気回路への電流の供給を遮断することができる。これによって、飛行体の墜落の際に、作動中のプロペラ等の部品と人との接触事故、発火、感電、および揚力発生部材の展開不良の発生を防止することができる。また、プロペラの一部が停止してしまった場合、通常他のプロペラの回転数を制御することで飛行を維持するが、この場合にはモータに対する負荷が過剰にかかるため、故障の原因となる。しかし、上記のように電流の供給を強制的に遮断することができるので、モータの故障を回避することができる。
　以上、本発明の実施形態について図面に基づいて説明したが、具体的な構成は、これらの実施形態に限定されるものではないと考えられるべきである。本発明の範囲は、上記した実施形態の説明ではなく特許請求の範囲によって示され、さらに特許請求の範囲と均等の意味および範囲内でのすべての変更が含まれる。
　上記各実施形態では、破裂力源として点火器を用いたが、これに限定されるものではなく、たとえば、制御部の命令信号を受信して油圧シリンダを作動させ破壊力を発生する油圧シリンダ式（ピストンなどを駆動させ、破裂板を損傷させたり、絶縁性物質を飛散させたりするもの）、制御部の命令信号を受信してガスボンベを開栓して、上記点火器と同様の破壊力（圧力）を発生するガスボンベ式等、他の破裂力源を採用してもよい。
　また、上記第３実施形態の円錐状に形成された底部４１に、図７（ａ）～（ｃ）に示したような脆弱部を設けてもよい。これにより、スムーズに底部４１が破壊され、より効率よく破裂板を損傷し開裂させることができる。その結果として、より電流供給路を破壊しやすくなる。
　上記第４実施形態では、筒体４２は底部４３で閉じられた態様としたが、これに限定されるものではなく、当該底部４３を設けない態様としてもよい。この場合、点火器で発生した火炎および圧力を一方向に制御できるので、筒体がない場合と比べて、破裂板を損傷させ開裂させやすくなる。その結果として、より電流供給路を破壊しやすくなる。
　また、上記第５および第６実施形態において、絶縁性物質５０、１５０にガス発生剤を混合してもよい。これにより、ガス発生剤の残渣又は発生ガスによってアーク放電が防止される。
　また、上記第１、第２および第５実施形態における破裂板は、切断室を２つに区分けするものであってもよく、この区分けされた切断室のうち点火器側の切断室を、シール部材などを用いて密閉したものであってもよい。これにより、より点火器で発生した圧力を効果的に破裂板に伝えることができるとともに、電流供給路を破壊しやすくなる。
　また、上記第７実施形態においては、点火器の火力で直接バスバーを切断するものであったが、点火器の圧力発生側にエボナイトなどの物質を設けておき、駆動した点火器の圧力を利用して、当該エボナイトなどの物質を飛散させて、間接的にバスバーを切断するものであってもよい。
　また、破裂板が設けられている各実施形態の飛行体用電流遮断装置において、当該破裂板の配線側にピストンを設けて、点火器の作動時に破裂板を破裂させた際に当該ピストンが押し出されて電流遮断（配線切断）するように構成してもよい。
　また、各実施形態において、配線の代わりにパラシュートなどのラインを通しておき、点火器の作動時に破裂板を破裂させた際、当該ラインを切断するように構成してもよい。これにより、必要に応じて、パラシュートなどを切り離すことができる。
１０、１１０、２１０、３１０、４１０、５１０、６１０　　点火器
１１、１１１、２１１、３１１、４１１、５１１、６１１　　点火部
１２、１１２、２１２、３１２、４１２、５１２、６１２　　端子ピン
２０、１２０、２２０、３２０、４２０、５２０、６２０　　切断室
２１、１２１、２２１、３２１、４２１、５２１　　貫通孔
２２、１２２、２２２、３２２、４２２、５２２　　貫通孔
２３、１２３、１２３ａ、２２３、３２３、４２３　　破裂板
２４、１２４、２２４、３２４、４２４、５２４、６２４　　制御部
２５、２６　　脆弱部
３０、１３０、２３０、３３０、４３０、５３０、６３０　　電流供給路
４０　　カップ体
４１　　カップ体の底部
４２　　筒体
４３、１４３、２４３　　筒体の底部
４４、１４４、２４４　　脆弱部
５０、１５０　　絶縁性物質
１００、２００、３００、４００、５００、６００　　飛行体用電流遮断装置
６２１　　端子板
６２２　　端子

Claims (11)

  1. 　電気機器および当該電気機器に電流を供給する電流供給源を有する電気回路が設けられた飛行体に用いられ、前記飛行体の異常が検知されたときに前記電流供給源から前記電気機器への電流供給を遮断する飛行体用電流遮断装置であって、
    　前記電気機器と前記電気回路とを電気的に接続する電流供給路を切断する破裂板と、
    　前記破裂板に対して前記電流供給路に向かう方向に破裂力を直接又は間接的に付与することにより前記破裂板を損傷させ、損傷した前記破裂板によって前記電流供給路を切断させる破裂力源と、
    　前記異常が検知されたときに前記破裂力源を駆動する制御部と、を備えていることを特徴とする飛行体用電流遮断装置。
  2. 　前記破裂板に１又は複数の脆弱部が設けられていることを特徴とする請求項１に記載の飛行体用電流遮断装置。
  3. 　前記破裂板は、中心位置が前記破裂力源の中心軸線上に略一致するように設けられていると共に、前記破裂力源の、前記電流供給路の長さ方向における幅よりも大きい幅を有しており、
    　前記破裂板の前記脆弱部は、前記破裂板の偏心位置に配置されていることを特徴とする請求項２に記載の飛行体用電流遮断装置。
  4. 　前記破裂力源と前記破裂板との間に設けられ、前記破裂力源の、少なくとも前記破裂力の付与側の部分を覆うように配置され、底部を有するカップ体をさらに備え、
    　前記カップ体の前記底部は、内部に向けて陥没するように円錐状に形成され、前記破裂力を受けることにより前記破裂板側に変位して当該破裂板に対して前記破裂力を伝達するように構成されていることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項に記載の飛行体用電流遮断装置。
  5. 　前記破裂力源と前記破裂板との間に設けられ、前記破裂力源の、少なくとも前記破裂力の付与側の部分を覆うように配置され、底部を有する筒体をさらに備え、
    　前記筒体の前記底部に１又は複数の脆弱部が設けられていることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項に記載の飛行体用電流遮断装置。
  6. 　前記破裂力源と前記破裂板との間に設けられ、前記破裂力源の、少なくとも前記破裂力の付与側の部分を覆うように配置され、開口部を先端に有した筒体をさらに備え、
    　前記筒体の前記底部に１又は複数の脆弱部が設けられていることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項に記載の飛行体用電流遮断装置。
  7. 　前記破裂板と前記電流供給路との間に、絶縁性物質が設けられていることを特徴とする請求項１乃至６のいずれか１項に記載の飛行体用電流遮断装置。
  8. 　前記絶縁性物質は、前記破裂板の下面に保持されていることを特徴とする請求項７に記載の飛行体用電流遮断装置。
  9. 　電気機器および当該電気機器に電流を供給する電流供給源を有する電気回路が設けられた飛行体に用いられ、前記飛行体の異常が検知されたときに前記電流供給源から前記電気機器への電流供給を遮断する飛行体用電流遮断装置であって、
    　絶縁性物質と、
    　前記電気機器と前記電気回路とを電気的に接続する電流供給路に対して破裂力を付与することにより当該電流供給路を切断すると共に、前記絶縁性物質に対して前記破裂力を付与することにより、切断された前記電流供給路に向けて当該絶縁性物質を放出させる破裂力源と、
    　前記異常が検知されたときに前記破裂力源を駆動する制御部と、を備えることを特徴とする飛行体用電流遮断装置。
  10. 　前記破裂力源は、点火器であることを特徴とする請求項１乃至９のいずれか１項に記載の飛行体用電流遮断装置。
  11. 　電気機器および当該電気機器に電流を供給する電流供給源を有する電気回路が設けられた飛行体に用いられ、前記飛行体の異常が検知されたときに前記電流供給源から前記電気機器への電流供給を遮断する飛行体用電流遮断装置であって、
    　前記電気機器と前記電気回路とを電気的に接続する銅板製の電流供給路に対して、当該電流供給路に向かう方向の破裂力を付与することにより前記電流供給路を切断させる破裂力源と、
    　前記異常が検知された場合に前記破裂力源を駆動する制御部と、を備えていることを特徴とする飛行体用電流遮断装置。

     
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