JP6487722B2 - 衝撃吸収材 - Google Patents

Description

本発明は衝撃吸収材、例えば宇宙機器、又は航空機の構造体外壁部、床下構造等に用いられる衝撃吸収材に関する。

特許文献１（特開平１０−３１６０９６号公報）には、熱気球の墜落事故時の衝撃から、熱気球のゴンドラに積載された人や物品を保護する熱気球用のハニカムクッション材が開示されている。

特許文献１に記載されている熱気球用のハニカムクッション材は、ハニカム構造のセル軸方向を上下方向に向けて、熱気球のゴンドラ下面と床との間と、ゴンドラ下面の下部に取り付けられている。熱気球が落下した際には、着地に伴う衝撃荷重により、ハニカム構造のセル壁が座屈する。そして、ゴンドラに加わる衝撃エネルギーを吸収して緩衝することができるとしている。

特許文献２（特開２００９−６８３８号公報）には、自動車のドア内側に格子状の補強材を有する側突パッドを設けた衝撃吸収構造が開示されている。特許文献２に記載されている側突パッドの格子状補強材の空間内には、高剛性発泡材が充填されている。この高剛性発泡材により、格子状補強材の剛性が高められる旨が説明されている。

特許文献３（特開２００３−６４６２９号公報）には、アルミハニカム構造の複数の緩衝材を配置した車両用衝突緩衝装置が開示されている。特許文献３に記載されている車両用衝突緩衝装置は、道路分離帯の端部に設けられるものであり、衝突してくる車両に過大な減速加速度を与えることなく、効率的に衝突時の衝撃を吸収することを目的としている。

特許文献３の図８に記載されている車両用衝突緩衝装置において、複数の緩衝材のうち先頭部（前方）に配置された緩衝材は、後方に配置された緩衝材よりも左右方向の幅が小さい。

特開平１０−３１６０９６号公報 特開２００９−６８３８号公報 特開２００３−６４６２９号公報

宇宙機器又は航空機等の構造体の着地、着水又は衝突時に、構造体に加わる衝撃を緩和する。

以下に、（発明を実施するための形態）で使用される番号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号は、（特許請求の範囲）の記載と（発明を実施するための形態）との対応関係を明らかにするために付加されたものである。ただし、それらの番号を、（特許請求の範囲）に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。

本発明の一つの観点において衝撃吸収材（２０）は、骨格部（２２）と骨格部（２２）を側壁とする各セルの立体空間部（２４）と、立体空間部（２４）の少なくとも一部に充填された発泡材（２６）とを備える。骨格部（２２）は、１乃至複数の平面図形を主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に延伸した立体形状で構成される。また衝撃吸収材（２０）は、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して直角な第１の切断面（Ｃ１）において、発泡材（２６）が充填されている第１の発泡材充填部（３１）と、発泡材（２６）が充填されていないセル空隙部（３０Ｃ）とを有する第１衝撃吸収層（Ｌ１１）を備える。また衝撃吸収材（２０）は、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して直角な第２の切断面（Ｃ２）において、発泡材（２６）が充填されている第２の発泡材充填部（３２）を有する第２衝撃吸収層（Ｌ２１又は第１充填層Ｌ１２）とを備える。第２の切断面（Ｃ２）における第２の発泡材充填部（３２）の面積（Ａ２）は、第１の切断面（Ｃ１）における第１の発泡材充填部（３１）の面積（Ａ１）よりも広く形成されている。

本発明の一つの観点において衝撃吸収材（２０）は、骨格部（２２）と骨格部（２２）を側壁とする各セルの立体空間部（２４）と、立体空間部（２４）に充填された発泡材（２６）とを備える。骨格部（２２）は、１乃至複数の平面図形を主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に延伸した立体形状で構成される。衝撃吸収材（２０）は、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して直角な切断面において、第１の平面面積（Ａ１）を有する第１の衝撃吸収材（２０１）と、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して直角な切断面において、第１の平面面積（Ａ１）よりも大きな第２の平面面積（Ａ２）を有する第２の衝撃吸収材（２０２）とが、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に積層されている。

本発明の一つの観点において衝撃吸収材（２０）は、骨格部（２２）と骨格部（２２）を側壁とする各セルの立体空間部（２４）と、立体空間部（２４）に充填された発泡材（２６）とを備える。骨格部（２２）は、１乃至複数の平面図形を主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に延伸した立体形状で構成される。衝撃吸収材（２０）は、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して第１高さ（Ｈ１）を有する第１高さの衝撃吸収材（３０１）と、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して第１高さ（Ｈ１）よりも低い第２高さ（Ｈ２）を有する第２高さの衝撃吸収材（３０２）とが、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して直交する方向に配列されている。

衝撃吸収材（２０）における立体空間部（２４）には、発泡材（２６）が充填されていないセル空隙部（３０Ｃ）が存在しないように構成することができる。

骨格部（２２）の平面図形の形状は、多角形形状、円形状、又は波形状を含む。

骨格部（２２）の側壁には、１乃至複数の座屈促進開口部（２８）が開設されている。

本発明の一つの観点において衝撃吸収材（２０）は、骨格部（２２）と、骨格部（２２）を側壁とする各セルの立体空間部（２４）と、立体空間部（２４）に充填された発泡材（２６）とを備える。骨格部（２２）は、１乃至複数の平面図形を主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に延伸した立体形状で構成される。骨格部（２２）の側壁には、１乃至複数の座屈促進開口部（２８）が開設されている。

座屈促進開口部（２８）は、複数の骨格部（２２）の側壁を連通する開口である。

他の実施形態において宇宙機器（８）又は航空機（９）に用いられる構造体外壁部（１５）は、衝撃吸収材（２０）と、内壁（１４）と、外壁（１６）とを有する。衝撃吸収材（２０）は、内壁（１４）と、外壁（１６）との間に配置されている。

骨格部（２２）と、骨格部（２２）を側壁とする各セルの立体空間部（２４）と、立体空間部（２４）の少なくとも一部に充填された発泡材（２６）とを備える衝撃吸収材（２０）の製造方法は、骨格部原料ロール断裁工程（Ｓ１０）と、骨格部シート積層工程（Ｓ１２）と、加工成形工程（Ｓ１４）と、展張工程（Ｓ１６）と、発泡材充填工程（Ｓ１８）とを含む。骨格部原料ロール断裁工程（Ｓ１０）は、骨格部原料ロール（２２Ｒ）を断裁して所定長さの骨格部シート（２２Ｓ）を複数枚成形する工程である。骨格部シート積層工程（Ｓ１２）は、複数の骨格部シート（２２Ｓ）における一部同士を主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）と平行な所定の間隔を開けて複数箇所接合して、複数の骨格部シート（２２Ｓ）同士を積層した骨格部ブロック（２２Ｂ）を形成する工程である。加工成形工程（Ｓ１４）は、骨格部ブロック（２２Ｂ）における積層方向に座屈促進開口部（２８）を開設する工程である。展張工程（Ｓ１６）は、骨格部ブロック（２２Ｂ）を展張して、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に同一の空間断面を有する立体空間部（２４）を形成する工程である。発泡材充填工程（Ｓ１８）は、立体空間部（２４）に発泡材（２６）を充填する工程である。

宇宙機器又は航空機等の構造体の着地、着水又は衝突時に、構造体に加わる衝撃を緩和することができる。

図１は、大気圏再突入カプセルなどの宇宙機器の外観斜視図であり、衝撃吸収材を含む構造体外壁部の一部を切断して説明する図である。 図２は、ヘリコプタなどの航空機の外観正面図であり、衝撃吸収材を含む床下構造及び衝撃吸収材を含む構造体外壁部の一部を切断して説明する図である。 図３は、構造体外壁部に挿嵌されている衝撃吸収材、又は床下構造に配置されている衝撃吸収材の各層を説明する断面図である。 図４は、図３に示すＫ−Ｋ断面（第１の切断面Ｃ１）で切断した状態を現す断面図である。 図５は、六角形の平面図形を有するハニカム構造の衝撃吸収材を説明する斜視図である。 図６は、構造体外壁部の外壁と内壁との間の距離の減少分に相当する変位Ｚと荷重Ｗとの関係を示す図である。 図７は、構造体外壁部に挿嵌されている衝撃吸収材、又は床下構造に配置されている衝撃吸収材の各層を説明する断面図であり、平面面積が異なる複数の衝撃吸収材を主衝撃吸収方向に積層した構成を説明する図である。 図８は、構造体外壁部に挿嵌されている衝撃吸収材、又は床下構造に配置されている衝撃吸収材の各層を説明する断面図であり、高さが異なる複数の衝撃吸収材を配列した構成を説明する図である。 図９は、四角形の平面図形を有するハニカム構造の衝撃吸収材を説明する斜視図である。 図１０は、円形の平面図形を有するハニカム構造の衝撃吸収材を説明する斜視図である。 図１１は、三角形の平面図形を有するハニカム構造の衝撃吸収材を説明する斜視図である。 図１２は、波形の平面図形を有するハニカム構造の衝撃吸収材を説明する斜視図である。 図１３は、衝撃吸収材の製造方法を説明するフローチャートである。 図１４は、骨格部原料ロール断裁工程と骨格部シート積層工程とを説明する外観図である。 図１５は、加工成形工程と展張工程とを説明する外観図である。

添付図面を参照して、衝撃吸収材を実施するための形態を、以下に説明する。

（衝撃吸収材の取付例１）
図１を参照して、衝撃吸収材２０の取付例について説明する。図１は、大気圏再突入カプセルなどの宇宙機器８の外観斜視図であり、衝撃吸収材２０を含む構造体外壁部１５の一部を切断して説明する図である。

図１を参照して宇宙機器８の構造体外壁部１５は、宇宙機器８の室内１０と室外１２とを仕切る壁である。構造体外壁部１５は、内壁１４と、外壁１６と、ヒートシールド１８と、衝撃吸収材２０と、空隙部３０（又は後段にて説明するセル空隙部３０Ｃ）とを備えている。

内壁１４は、宇宙機器８の室内１０における壁を形成する部材である。外壁１６は、宇宙機器８の室外１２における壁を形成する部材である。

ヒートシールド１８は、宇宙機器８が大気圏に再突入する際において、外壁１６が高温に加熱された状態の熱を、室内１０に伝わりにくくして室内１０を保護する部材である。

衝撃吸収材２０は、大気圏に再突入した宇宙機器８（構造体）が地上に着地する際、又は海上に着水する際に構造体に加わる衝撃を緩和するための部材である。衝撃吸収材２０の一部の層には空隙部３０が形成されているために、衝撃吸収材２０に対して主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に力が加わった場合には、空隙部３０の側部に配置されている衝撃吸収材２０に大きな応力が加わって、衝撃吸収材２０に変形が生じ易くなるように構成されている。従って、より多くの空隙部３０を有する衝撃吸収材２０の層は、比較的弱い主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）の荷重Ｗで変形を生ずるので、宇宙機器８に加わる初期の荷重増加率θを減少させることができる。また、宇宙機器８に加わる荷重Ｗのピーク値ＷＰを減少させることができる。この宇宙機器８に加わる荷重Ｗの時間的変化と、荷重増加率θと、荷重Ｗのピーク値ＷＰについては、後段にて図６を用いて説明する。

一般的に宇宙機器８が地上に着地する際には、再突入の際にパラシュートを開いて減速してから着地又は着水する場合や、地上近くまで降下した時に逆噴射ロケットを噴射してエアクッション効果を利用して着地する場合がある。宇宙機器８の構造体外壁部１５に衝撃吸収材２０を付け加えることによって、更に宇宙機器８の着地時の不測の衝撃を緩和することができる。

（衝撃吸収材の取付例２）
次に図２を参照して、衝撃吸収材２０の他の取付例について説明する。図２は、ヘリコプタなどの航空機９の外観正面図であり、衝撃吸収材２０を含む床下構造及び衝撃吸収材２０を含む構造体外壁部１５の一部を切断して説明する図である。なお、図１に示した部位と同一の機能を有する部位については、同一の符号を付してその説明の一部を省略する。

図２を参照して航空機９の構造体外壁部１５は、航空機９の室内１０と室外１２とを仕切る壁である。構造体外壁部１５は、内壁１４と、外壁１６と、衝撃吸収材２０と、空隙部３０（又は後段にて説明するセル空隙部３０Ｃ）とを備えている。また、航空機９の内壁１４’（床材）の下方の床下構造にも、衝撃吸収材２０を配置することができる。

内壁１４は、航空機９の室内１０における壁を形成する部材である。外壁１６は、航空機９の室外１２における壁を形成する部材である。内壁１４’は、航空機９の乗員が搭乗する空間、又は貨物を搭載する空間の床材である。

衝撃吸収材２０は、不慮の高い降下速度で航空機９（構造体）が地上に着地した際に、構造体、乗員又は貨物等の搭載物に加わる衝撃を緩和するための部材である。衝撃吸収材２０の一部の層には空隙部３０が形成されているために、衝撃吸収材２０に対して主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に力が加わった場合には、空隙部３０の側部に配置されている衝撃吸収材２０に大きな応力が加わって、衝撃吸収材２０に変形が生じ易くなるように構成されている。従って、より多くの空隙部３０を有する衝撃吸収材２０の層は、比較的弱い荷重Ｗで変形を生ずるので、航空機９に加わる初期の荷重増加率θを減少させることができる。また、航空機９に加わる荷重Ｗのピーク値ＷＰを減少させることができる。

（衝撃吸収材２０の第１の構成例）
図３乃至図５を参照して、衝撃吸収材２０の第１の構成例について説明する。図３は、構造体外壁部１５に挿嵌されている衝撃吸収材２０、又は床下構造に配置されている衝撃吸収材２０の各層を説明する断面図である。図４は、図３に示すＫ−Ｋ断面（第１の切断面Ｃ１）で切断した状態を現す断面図である。図５は、六角形の平面図形を有するハニカム構造の衝撃吸収材２０を説明する斜視図である。なお、図１及び図２に示した部位と同一の機能を有する部位については、同一の符号を付してその説明の一部を省略する。

衝撃吸収材２０は、骨格部２２と、立体空間部２４と、発泡材２６と、セル空隙部３０Ｃとを備える。

骨格部２２は、１乃至複数の平面図形（図４及び図５に示す実施形態では六角形の平面図形）を主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に延伸した立体形状（図４及び図５に示す実施形態では、六角柱形状のハニカム構造。）で構成される。これにより骨格部２２は、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向：セル軸方向）に対して直角な複数の切断面が互いに同一形状である。なお、図４において六角形の平面形状は、左上の一部のみに記載され、他の部分の記載については省略されている。

骨格部２２に対して主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向：外壁１６と内壁１４とを圧縮する方向）に大きな力が加わると、ハニカム構造を有する骨格部２２が座屈を生じて変形する。この変形により、外壁１６に加わる衝撃を吸収することができる。

立体空間部２４は、骨格部２２を側壁とする各セルの空間であり、図４及び図５に示す実施形態では主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に長い六角柱形状の空間である。図３乃至図５に示す立体空間部２４の少なくとも一部には発泡材２６を充填して、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）の座屈強度を高めつつ、衝撃吸収性を向上してある。図３に示す衝撃吸収材２０の第１の構成例のセル空隙部３０Ｃは、発泡材２６が充填されていない骨格部２２を側壁とする各セルの立体空間部２４から構成されている。

骨格部２２の素材として、アルミニウム合金、鉄、チタン合金、メタ系アラミド繊維、紙、樹脂、複合材、木材、コンクリート等の素材を用いることができる。樹脂の素材として、ポリエチレンやポリプロピレン等のポリオレフィン素材を用いることができる。複合材として、炭素繊維強化プラスチック、ガラス繊維強化プラスチック、アラミド繊維強化プラスチック、ボロン繊維強化プラスチック、ポリエチレン繊維強化プラスチック、ザイロン強化プラスチック等の繊維強化プラスチックを用いることができる。

発泡材２６の素材として、発泡樹脂、発泡金属等の発泡材を用いることができる。発泡樹脂の素材として、発泡ウレタン、発泡ポリエチレン、発泡スチレン等の素材を用いることができる。発泡金属の素材として、アルミニウム合金、鉄等の素材を用いることができる。骨格部２２の六角形の平面形状の一辺の長さは、例えば５ｍｍ以上４０ｍｍ以下の寸法を用いることができる。また、骨格部２２の厚さは、０．０５ｍｍ以上１ｍｍ以下の材料を用いることができる。

図３及び図５に示す衝撃吸収材２０の主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）の厚さはＬ０であり、内壁１４側に配置される第１衝撃吸収層Ｌ１１及び外壁１６側に配置される第１充填層Ｌ１２を有している。図３に示すように、第１充填層Ｌ１２は、第２衝撃吸収層Ｌ２１及び第２充填層Ｌ２２を有している。このうち、第１衝撃吸収層Ｌ１１は、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して直角な第１の切断面Ｃ１を有する衝撃吸収層であって、発泡材２６が充填されている第１の発泡材充填部３１と、発泡材２６が充填されていない立体空間部２４のみから構成されるセル空隙部３０Ｃとを有している。

第２衝撃吸収層Ｌ２１は、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して直角な第２の切断面Ｃ２を有する衝撃吸収層であって、発泡材２６が充填されている第２の発泡材充填部３２と、発泡材２６が充填されていない立体空間部２４のみから構成されるセル空隙部３０Ｃとの双方を有する。

図３に示す第２充填層Ｌ２２は、発泡材２６が充填されている第３の発泡材充填部３３のみから構成されており、セル空隙部３０Ｃは存在しない衝撃吸収層である。

図３及び図４に示すように、第２の切断面Ｃ２（第２衝撃吸収層Ｌ２１）における第２の発泡材充填部３２の面積Ａ２は、第１の切断面Ｃ１（第１衝撃吸収層Ｌ１１）における第１の発泡材充填部３１の面積Ａ１よりも広く形成されている。また、第３の切断面Ｃ３（第２充填層Ｌ２２）における第３の発泡材充填部３３の面積Ａ３は、第２の発泡材充填部３２（第２衝撃吸収層Ｌ２１）の面積Ａ２よりも広く形成されている。

図３及び図４に示す衝撃吸収材２０に対して主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向：例えば外壁１６と内壁１４とを圧縮する方向）に大きな荷重Ｗが加わると、ハニカム構造を有する骨格部２２が座屈を生じて変形するが、発泡材２６が充填されている面積が少ない層（例えば第１衝撃吸収層Ｌ１１）では、比較的少ない荷重Ｗで座屈が開始する。そして、発泡材２６が充填されている面積が多い層（例えば第２充填層Ｌ２２）では、比較的大きな荷重Ｗで座屈が開始する。このように、発泡材２６の充填高さを変更することで、単一の骨格部２２の構造材を用いつつ、座屈荷重を容易に調節することができる。

従って、宇宙機器８や航空機９の構造体外壁部１５に衝撃吸収材２０を配置しておくことによって、宇宙機器８や航空機９が地上に着地又は水上に着水する際の相対速度を減少させる際に、初期の段階では第１衝撃吸収層Ｌ１１が座屈を開始することによって少ない荷重Ｗで相対速度を減少させ、その後第２衝撃吸収層Ｌ２１が座屈を開始することによって中程度の荷重Ｗで相対速度を減少させ、最後に第２充填層Ｌ２２を座屈させることによって、徐々に荷重Ｗを増加させることができる。

図５に示す衝撃吸収材２０は、骨格部２２の側壁に座屈促進開口部２８を開設してある。座屈促進開口部２８は、骨格部２２に対して主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に荷重Ｗが加わった際の座屈荷重を低くして、より少ない荷重Ｗで骨格部２２の座屈を開始させるための開口である。座屈促進開口部２８は、必要となる座屈荷重に応じて、発泡材２６を充填した骨格部２２の側壁、又はセル空隙部３０Ｃを有する骨格部２２の側壁に開設することができる。一般的に発泡材２６を充填した骨格部２２の座屈荷重は、セル空隙部３０Ｃを有する骨格部２２の座屈荷重よりも大きくなる。発泡材２６を充填した骨格部２２の側壁に座屈促進開口部２８を開設することによって、発泡材２６を充填した骨格部２２の座屈荷重と、セル空隙部３０Ｃを有する骨格部２２の座屈荷重との中間の座屈荷重を得ることができる。また、座屈促進開口部２８は、複数の骨格部２２の側壁を連通する開口（例えば、複数の骨格部２２の側壁を一直線状に連通する開口）とすることができ、あらゆる方向に開設することができる。

また、図５の実施形態に示すように、座屈促進開口部２８の数を、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）の高さに応じて変えることができる。例えば図５に示す実施形態では、高さＤ１、Ｄ２、Ｄ３において、それぞれ４：２：１の割合で座屈促進開口部２８の数を減少させてある。換言すれば、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）において外壁１６に近づくにつれて、座屈促進開口部２８の数が、段階的に減少するように構成されている。また、座屈促進開口部の開口面積を、開設位置に応じて変えてもよい。図５に示す衝撃吸収材２０は、セル空隙部３０Ｃと座屈促進開口部２８との双方を備えている実施形態について表してあるが、セル空隙部３０Ｃ又は座屈促進開口部２８のうちのいずれか一方のみを有する構成を用いることもできる。

次に、図６を参照して、構造体外壁部１５に荷重Ｗを印加した際の変形量（変位Ｚ）の遷移について説明する。図６は、構造体外壁部１５の外壁１６と内壁１４との間の距離の減少分に相当する変位Ｚと、荷重Ｗとの関係を示す図である。

図６に示す変位特性Ｗ０は、構造体外壁部１５に衝撃吸収材２０を配置しない場合における変位Ｚと荷重Ｗとの関係を表している。構造体外壁部１５に衝撃吸収材２０を配置しない場合には、最大荷重はＷＰ０となり、初期の荷重増加率はθ０である。変位特性Ｗ１は、構造体外壁部１５に衝撃吸収材２０を配置した場合における変位Ｚと荷重Ｗとの関係を表している。構造体外壁部１５に衝撃吸収材２０を配置すると、最大荷重はΔＷＰ減少してＷＰ１となる。また、構造体外壁部１５に衝撃吸収材２０を配置すると、初期の荷重増加率もΔθ減少してθ１となる。

図６に示すように、構造体外壁部１５又は床下構造に衝撃吸収材２０を配置することによって、宇宙機器８又は航空機９の着地時に構造体及び構造体の内部等に加わる最大荷重Ｗ及び初期の荷重増加率を減少させることができる。

（衝撃吸収材２０の第２の構成例）
次に図７を参照して、衝撃吸収材２０の第２の構成例について説明する。図７は、構造体外壁部１５に挿嵌されている衝撃吸収材２０、又は床下構造に配置されている衝撃吸収材２０の各層を説明する断面図であり、平面面積が異なる複数の衝撃吸収材を主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に積層した構成を説明する図である。なお、図３に示した部位と同一の機能を有する部位については、同一の符号を付してその説明の一部を省略する。

図３に示した第１の構成例のセル空隙部３０Ｃは、発泡材２６が充填されていない骨格部２２を側壁とする各セルの立体空間部２４から構成されていた。これに対し、図７に示す第２の構成例の空隙部３０には、骨格部２２は存在しない。

図７に示す衝撃吸収材２０は、内壁１４側に配置される第１の衝撃吸収材２０１と、第２の衝撃吸収材２０２と、外壁１６側に配置される第３の衝撃吸収材２０３とから構成されている。第１の衝撃吸収材２０１と、第２の衝撃吸収材２０２と、第３の衝撃吸収材２０３とは、それぞれ骨格部２２と、立体空間部２４と、発泡材２６とを備える。

第２の衝撃吸収材２０２は、第３の衝撃吸収材２０３の層の上部の一部に空隙部３０を形成して主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に積層されている。同様に第１の衝撃吸収材２０１は、第２の衝撃吸収材２０２の層の上部の一部に空隙部３０を形成して、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に積層されている。なお、図７に記載の例では、第３の衝撃吸収材２０３の層には、空隙部３０は形成されていない。また、図７に記載の実施例では、各衝撃吸収材（第１の衝撃吸収材２０１、第２の衝撃吸収材２０２、第３の衝撃吸収材２０３）の骨格部２２にはセル空隙部３０Ｃが存在しない。このため、骨格部２２における発泡材２６の充填作業を容易に実行することが可能である（例えば、セル空隙部３０Ｃを残して発泡材２６の充填作業を行うという繊細な作業が不要である。）。

このように積層された衝撃吸収材２０の、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して直角な第３の切断面Ｃ３における第３の衝撃吸収材２０３の第３の平面面積Ａ３は、第２の切断面Ｃ２における第２の衝撃吸収材２０２の第２の平面面積Ａ２よりも大きい。また、同様に、第２の切断面Ｃ２における第２の衝撃吸収材２０２の第２の平面面積Ａ２は、第１の切断面Ｃ１における第１の衝撃吸収材２０１の第１の平面面積Ａ１よりも大きい。

従って、宇宙機器８や航空機９の構造体外壁部１５又は床下構造等に、図７に示す衝撃吸収材２０を配置しておくことによって、宇宙機器８や航空機９が地上に着地又は水上に着水する際の相対速度を減少させる際に、初期の段階では第１の衝撃吸収材２０１が座屈を開始することによって少ない荷重Ｗで相対速度を減少させ、その後第２の衝撃吸収材２０２が座屈を開始することによって中程度の荷重Ｗで相対速度を減少させ、最後に第３の衝撃吸収材２０３を座屈させることによって、徐々に荷重Ｗを増加させることができる。このように、高さが揃った衝撃吸収材を組み合わせることによって、少ない衝撃吸収材の種類を用いつつ、座屈荷重を容易に調節することができる。

図７に示す衝撃吸収材２０を用いることによって、宇宙機器８又は航空機９の着地時又は着水時に構造体及び構造体の内部に加わる最大荷重Ｗ及び初期の荷重増加率を減少させることができる。なお、図７に示す第１の衝撃吸収材２０１、第２の衝撃吸収材２０２、又は第３の衝撃吸収材２０３の骨格部２２に、図５に示した座屈促進開口部２８を開設することができる。

なお、空隙部３０は、発泡材２６が充填されていない骨格部２２を側壁とする各セルの立体空間部２４（例えば図５に示すセル空隙部３０Ｃ等。）から構成されていてもよい。また、第１の衝撃吸収材２０１及び第２の衝撃吸収材２０２は、発泡材２６が充填されセル空隙部３０Ｃがない衝撃吸収材と、発泡材２６が充填されていない骨格部２２のみからなる衝撃吸収材を、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して直角方向に配列することによって形成してもよい。

（衝撃吸収材２０の第３の構成例）
次に図８を参照して、衝撃吸収材２０の第３の構成例について説明する。図８は、構造体外壁部１５に挿嵌されている衝撃吸収材２０、又は床下構造に配置されている衝撃吸収材２０の各層を説明する断面図であり、高さが異なる複数の衝撃吸収材を配列した構成を説明する図である。なお、図３に示した部位と同一の機能を有する部位については、同一の符号を付してその説明の一部を省略する。

図７に示した第２の構成例では、平面面積が異なる複数の衝撃吸収材を主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に積層することによって空隙部３０を形成した。これに対し、図８に示す第３の構成例では、高さが異なる複数の衝撃吸収材を主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して直角方向に配列することによって空隙部３０を形成している。図８に示す第３の構成例では、図７に示す第２の構成例と同様に、空隙部３０に骨格部２２は存在しない。

図８に示す衝撃吸収材２０は、内壁１４と外壁１６との間に挿嵌される第１高さの衝撃吸収材３０１と、外壁１６側に配置される第２高さの衝撃吸収材３０２及び第３高さの衝撃吸収材３０３とを含む。図８に示す衝撃吸収材２０は、これらの主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に高さが異なる衝撃吸収材を配列して構成されている。第１高さの衝撃吸収材３０１と、第２高さの衝撃吸収材３０２と、第３高さの衝撃吸収材３０３とは、それぞれ骨格部２２と、立体空間部２４と、発泡材２６とを備える。

第１高さの衝撃吸収材３０１の主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）の高さは、最も高い第１高さＨ１である。第２高さの衝撃吸収材３０２の主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）の高さは、第２高さＨ２である。第３高さの衝撃吸収材３０３の主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）の高さは、第３高さＨ３である。図８に示すように、高さが異なる衝撃吸収材を交互に配列することによって、衝撃吸収材２０に空隙部３０を形成することができる。また、図８に記載の実施例では、各衝撃吸収材（第１高さの衝撃吸収材３０１、第２高さの衝撃吸収材３０２、第３高さの衝撃吸収材３０３）の骨格部２２にはセル空隙部３０Ｃが存在しない。このため、骨格部２２における発泡材２６の充填作業を容易に実行することが可能である（例えば、セル空隙部３０Ｃを残して発泡材２６の充填作業を行うという繊細な作業が不要である。）。

このように配列された衝撃吸収材２０の主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して直角な第３高さＨ３の第３の切断面Ｃ３における第３の平面面積Ａ３は、第２の切断面Ｃ２における第２の平面面積Ａ２よりも大きい。また、同様に、第２の切断面Ｃ２における第２の平面面積Ａ２は、第１の切断面Ｃ１における第１の平面面積Ａ１よりも大きい。

従って、宇宙機器８や航空機９の構造体外壁部１５又は床下構造等に、図８に示す衝撃吸収材２０を配置しておくことによって、宇宙機器８や航空機９が地上に着地又は水上に着水する際の相対速度を減少させる際に、初期の段階では第１高さの衝撃吸収材３０１が座屈を開始することによって少ない荷重Ｗで相対速度を減少させ、その後第２高さの衝撃吸収材３０２を併せて座屈を開始することによって中程度の荷重Ｗで相対速度を減少させ、最後に第３高さの衝撃吸収材３０３も併せて座屈させることによって、徐々に荷重Ｗを増加させることができる。構造体外壁部１５における内壁１４と外壁１６との間に密着して嵌挿するのは第１高さの衝撃吸収材３０１のみであるために、寸法管理が容易である。他の第２高さの衝撃吸収材３０２及び第３高さの衝撃吸収材３０３は、空隙部３０を形成するための衝撃吸収材であるので、厳密な高さの公差管理は不要である。

図８に示す衝撃吸収材２０を用いることによって、宇宙機器８又は航空機９の着地時に構造体及び構造体の内部に加わる最大荷重Ｗ及び初期の荷重増加率を減少させることができる。なお、図８に示す第１高さの衝撃吸収材３０１、第２高さの衝撃吸収材３０２、又は第３高さの衝撃吸収材３０３の骨格部２２に、図５に示した座屈促進開口部２８を開設することができる。

なお、第２高さの衝撃吸収材３０２及び第３高さの衝撃吸収材３０３の上方に形成される衝撃吸収材が存在しない空隙部３０には、発泡材２６が充填されていない骨格部２２のみからなる衝撃吸収材を配置してもよい。

（衝撃吸収材２０の第４の構成例）
次に図９を参照して、衝撃吸収材２０の第４の構成例について説明する。図９は、四角形の平面図形を有するハニカム構造の衝撃吸収材２０を説明する斜視図である。なお、図５に示した部位と同一の機能を有する部位については、同一の符号を付してその説明の一部を省略する。

図５に示した第１の構成例における骨格部２２の平面図形は六角形であった。これに対して図９に示すに第４の構成例における骨格部２２の平面図形は四角形であり、格子状の骨格部２２が主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に延伸した立体形状で構成される。これにより骨格部２２は、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して直角な複数の切断面が互いに同一の四角形である。なお、骨格部２２の一辺の寸法及び材質は、図５に示した第１の構成例における骨格部２２の寸法及び材質を用いることができる。

図９に示す立体空間部２４は、骨格部２２を側壁とする各セルの空間であり、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に長い四角柱形状の空間である。図９に示す立体空間部２４の少なくとも一部には発泡材２６を充填して、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）の座屈強度を高めつつ、衝撃吸収性を向上することができる。また、図５に示したように、骨格部２２の側壁に１乃至複数の座屈促進開口部２８を開設することができる。

図９に示す衝撃吸収材２０を用いて、図３、図７及び図８に示したセル空隙部３０Ｃ又は空隙部３０を形成することによって、宇宙機器８又は航空機９の着地時又は着水時に構造体及び構造体の内部に加わる最大荷重Ｗ及び初期の荷重増加率を減少させることができる。

（衝撃吸収材２０の第５の構成例）
次に図１０を参照して、衝撃吸収材２０の第５の構成例について説明する。図１０は、円形の平面図形を有するハニカム構造の衝撃吸収材２０を説明する斜視図である。なお、図５に示した部位と同一の機能を有する部位については、同一の符号を付してその説明の一部を省略する。

図９に示した第４の構成例における骨格部２２の平面図形は四角形であった。これに対して図１０に示すに第５の構成例における骨格部２２の平面図形は円形であり、円形の骨格部２２が主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に延伸した立体形状で構成される。これにより骨格部２２は、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して直角な複数の切断面が互いに同一形状の円形である。なお、骨格部２２の直径の寸法及び材質は、図５に示した第１の構成例における骨格部２２の一辺の寸法及び材質を用いることができる。

図１０に示す立体空間部２４は、骨格部２２を側壁とする各セルの空間であり、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に長い円柱形状の空間である。図１０に示す立体空間部２４の少なくとも一部には発泡材２６を充填して、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）の座屈強度を高めつつ、衝撃吸収性を向上することができる。また、図５に示したように、骨格部２２の側壁に１乃至複数の座屈促進開口部２８を開設することができる。

図１０に示す衝撃吸収材２０を用いて、図３、図７及び図８に示したセル空隙部３０Ｃ又は空隙部３０を形成することによって、宇宙機器８又は航空機９の着地時又は着水時に構造体及び構造体の内部に加わる最大荷重Ｗ及び初期の荷重増加率を減少させることができる。

（衝撃吸収材２０の第６の構成例）
次に図１１を参照して、衝撃吸収材２０の第６の構成例について説明する。図１１は、三角形の平面図形を有するハニカム構造の衝撃吸収材２０を説明する斜視図である。なお、図５に示した部位と同一の機能を有する部位については、同一の符号を付してその説明の一部を省略する。

図１０に示した第５の構成例における骨格部２２の平面図形は円形であった。これに対して図１１に示すに第６の構成例における骨格部２２の平面図形は三角形であり、三角形の骨格部２２が主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に延伸した立体形状で構成される。これにより骨格部２２は、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して直角な複数の切断面が互いに同一形状の三角形である。なお、骨格部２２の一辺の寸法及び材質は、図５に示した第１の構成例における骨格部２２の一辺の寸法及び材質を用いることができる。

図１１に示す立体空間部２４は、骨格部２２を側壁とする各セルの空間であり、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に長い三角柱形状の空間である。図１１に示す立体空間部２４の少なくとも一部には発泡材２６を充填して、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）の座屈強度を高めつつ、衝撃吸収性を向上することができる。また、図５に示したように、骨格部２２の側壁に１乃至複数の座屈促進開口部２８を開設することができる。

図１１に示す衝撃吸収材２０を用いて、図３、図７及び図８に示したセル空隙部３０Ｃ又は空隙部３０を形成することによって、宇宙機器８又は航空機９の着地時又は着水時に構造体及び構造体の内部に加わる最大荷重Ｗ及び初期の荷重増加率を減少させることができる。

（衝撃吸収材２０の第７の構成例）
次に図１２を参照して、衝撃吸収材２０の第７の構成例について説明する。図１２は、波形の平面図形を有するハニカム構造の衝撃吸収材２０を説明する斜視図である。なお、図５に示した部位と同一の機能を有する部位については、同一の符号を付してその説明の一部を省略する。

図１１に示した第６の構成例における骨格部２２の平面図形は三角形であった。これに対して図１２に示すに第７の構成例における骨格部２２の平面図形は波形及び直線形状から構成されており、波形及び直線形状の骨格部２２が主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に延伸した立体形状で構成される。これにより骨格部２２は、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に対して直角な複数の切断面が互いに同一形状の波形及び直線形状である。なお、骨格部２２の波形の山部と山部との間の間隔の寸法及び材質は、図５に示した第１の構成例における骨格部２２の一辺の寸法及び材質を用いることができる。

図１２に示す立体空間部２４は、骨格部２２を側壁とする各セルの空間であり、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に長い波形及び直線形状の側壁で囲まれた各セルの空間である。図１２に示す立体空間部２４の少なくとも一部には発泡材２６を充填して、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）の座屈強度を高めつつ、衝撃吸収性を向上することができる。また、図５に示したように、骨格部２２の側壁に１乃至複数の座屈促進開口部２８を開設することができる。

図１２に示す衝撃吸収材２０を用いて、図３、図７及び図８に示したセル空隙部３０Ｃ又は空隙部３０を形成することによって、宇宙機器８又は航空機９の着地時又は着水時に構造体及び構造体の内部に加わる最大荷重Ｗ及び初期の荷重増加率を減少させることができる。

（衝撃吸収材２０の製造方法）
次に、六角柱形状のハニカム構造の骨格部２２に、座屈促進開口部２８を開設する衝撃吸収材２０の製造方法について図１３乃至図１５を用いて説明する。図１３は、衝撃吸収材２０の製造方法を説明するフローチャートである。図１４は、骨格部原料ロール断裁工程と骨格部シート積層工程とを説明する外観図である。図１５は、加工成形工程と展張工程とを説明する外観図である。なお、図５に示した部位と同一の機能を有する部位については、同一の符号を付してその説明の一部を省略する。

図１３のステップＳ１０「骨格部原料ロール断裁工程」にて作業者は、断裁機等を用いてアルミニウム合金箔等の骨格部原料ロール２２Ｒを所定の長さに断裁して、骨格部シート２２Ｓを複数成形する（図１４参照）。

ステップＳ１２「骨格部シート積層工程」にて作業者は、ハニカム構造を成形する際に必要となる各骨格部シート２２Ｓ同士の接着層２３を形成するための接着剤を、ディスペンサー等を用いて骨格部シート２２Ｓの上面に塗布する。接着層２３は、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）と平行に、所定の間隔を開けて複数箇所形成する。（図１４参照）。なお、必要に応じて展張時における骨格部２２の屈曲性を向上させるための折目や切れ目を形成しておくこともできる。そして、その接着層２３を形成した骨格部シート２２Ｓの上部に、新たに断裁した骨格部シート２２Ｓを接合して積層する。そして、新たに断裁した骨格部シート２２Ｓの上面に新たに接着層２３を形成する。この積層を複数回繰り返して、骨格部ブロック２２Ｂが完成する（図１４参照）。

ステップＳ１４「加工成形工程」にて作業者は、骨格部ブロック２２Ｂの骨格部２２の側壁に対して座屈促進開口部２８を一乃至複数箇所、積層方向に開設する（なお、図１５に示す座屈促進開口部２８は、図５に示した座屈促進開口部２８よりも多く開設してある。）。座屈促進開口部２８は、複数の骨格部シート２２Ｓを貫通するように設けられていてもよい。また必要に応じて、骨格部ブロック２２Ｂの幅及び長さを適宜調節する断裁を、この工程において行うこともできる。

ステップＳ１６「展張工程」にて作業者は、骨格部ブロック２２Ｂを所定の厚さまで展張して、主衝撃吸収方向（Ｚ軸方向）に同一の空間断面（図１５に示す実施形態では六角柱形状。）を有する立体空間部２４を形成する。

ステップＳ１８「発泡材充填工程」にて作業者は、ステップＳ１６にて形成した立体空間部２４の一部又は全部に発泡材２６を充填する。

ステップＳ２０「衝撃吸収材積層工程」にて作業者は、例えば図７に示した衝撃吸収材２０の第２の構成例のように複数の衝撃吸収材を積層して空隙部３０を形成する。このようにして、骨格部２２と、骨格部２２を側壁とする各セルの立体空間部２４と、立体空間部２４の少なくとも一部に充填された発泡材２６とを備える衝撃吸収材２０が完成する。

以上、実施の形態を参照して本発明による衝撃吸収材を説明したが、本発明による衝撃吸収材は上記実施形態に限定されない。上記実施形態に様々の変更を行うことが可能である。上記実施形態に記載された事項と上記他の実施形態に記載された事項とを組み合わせることが可能である。

なお、発泡材２６は、一般的に外壁１６と内壁１４との間の温度差に対する断熱を行う効果も備える。従って、外壁１６の内面の全面に沿って発泡材２６が配置されることにより、外壁１６の温度を室内１０側に伝達されにくくすることができる。

８...宇宙機器
９...航空機
１０...室内
１２...室外
１４...内壁
１５...構造体外壁部
１６...外壁
１８...ヒートシールド
２０...衝撃吸収材
２２...骨格部
２２Ｒ...骨格部原料ロール
２２Ｓ...骨格部シート
２２Ｂ...骨格部ブロック
２３...接着層
２４...立体空間部
２６...発泡材
２８...座屈促進開口部
３０...空隙部
３０Ｃ...セル空隙部
３１...第１の発泡材充填部
３２...第２の発泡材充填部
３３...第３の発泡材充填部
２０１...第１の衝撃吸収材
２０２...第２の衝撃吸収材
２０３...第３の衝撃吸収材
３０１...第１高さの衝撃吸収材
３０２...第２高さの衝撃吸収材
３０３...第３高さの衝撃吸収材
Ａ１...第１の平面面積
Ａ２...第２の平面面積
Ａ３...第３の平面面積
Ｃ１...第１の切断面
Ｃ２...第２の切断面
Ｃ３...第３の切断面
Ｈ１...第１高さ
Ｈ２...第２高さ
Ｈ３...第３高さ
Ｌ１１...第１衝撃吸収層
Ｌ１２...第１充填層
Ｌ２１...第２衝撃吸収層
Ｌ２２...第２充填層

Claims (9)

1. 骨格部と、前記骨格部を側壁とする各セルの立体空間部と、前記立体空間部の少なくとも一部に充填された発泡材とを備える衝撃吸収材であって、
   前記骨格部は、１乃至複数の平面図形を主衝撃吸収方向に延伸した立体形状で構成され、
   前記主衝撃吸収方向に対して直角な第１の切断面において、前記発泡材が充填されている第１の発泡材充填部と、前記発泡材が充填されていないセル空隙部とを有する第１衝撃吸収層と、
   前記主衝撃吸収方向に対して直角な第２の切断面において、前記発泡材が充填されている第２の発泡材充填部を有する第２衝撃吸収層と
   を備え、
   前記第２の切断面における前記第２の発泡材充填部の面積は、前記第１の切断面における前記第１の発泡材充填部の面積よりも広く形成され、
   前記衝撃吸収材の前記主衝撃吸収方向に対して直角な第３の切断面における前記発泡材充填部の面積は、
   前記第３の切断面よりも前記主衝撃吸収方向に平行な第１の方向に存在する前記主衝撃吸収方向に対して直角な第４の切断面における前記発泡材充填部の面積以上の広さに形成され、
   前記第３の切断面よりも前記第１の方向の反対方向に存在する前記主衝撃吸収方向に対して直角な第５の切断面における前記発泡材充填部の面積以下の広さに形成されている
   衝撃吸収材。
2. 骨格部と、前記骨格部を側壁とする各セルの立体空間部と、前記立体空間部に充填された発泡材とを備える衝撃吸収材であって、
   前記骨格部は、１乃至複数の平面図形を主衝撃吸収方向に延伸した立体形状で構成され、
   前記主衝撃吸収方向に対して直角な切断面において、第１の平面面積を有する第１の衝撃吸収材と、
   前記主衝撃吸収方向に対して直角な切断面において、前記第１の平面面積よりも大きな第２の平面面積を有する第２の衝撃吸収材と
   を前記主衝撃吸収方向に積層し、
   前記第１の衝撃吸収材において、前記主衝撃吸収方向に対して直角な切断面の平面面積は、他の前記主衝撃吸収方向に対して直角な切断面の平面面積と等しく、
   前記第２の衝撃吸収材において、前記主衝撃吸収方向に対して直角な切断面の平面面積は、他の前記主衝撃吸収方向に対して直角な切断面の平面面積と等しい
   衝撃吸収材。
3. 前記第１の衝撃吸収材と前記第２の衝撃吸収材を積層した前記衝撃吸収材において、前記衝撃吸収材の前記主衝撃吸収方向に対して直角な第１の切断面の平面面積は、
   前記第１の切断面よりも前記主衝撃吸収方向に平行な第１の方向に存在する前記主衝撃吸収方向に対して直角な第２の切断面の平面面積以上の広さに形成され、
   前記第１の切断面よりも前記第１の方向の反対方向に存在する前記主衝撃吸収方向に対して直角な第３の切断面の平面面積以下の広さに形成されている
   請求項２に記載の衝撃吸収材。
4. 前記立体空間部には、前記発泡材が充填されていないセル空隙部が存在しない
   請求項２又は３に記載の衝撃吸収材。
5. 前記骨格部の平面図形の形状は、多角形形状、円形状、又は波形状を有する
   請求項１乃至４のいずれか１項に記載の衝撃吸収材。
6. 前記骨格部の側壁に１乃至複数の座屈促進開口部を有する
   請求項１乃至５のいずれか１項に記載の衝撃吸収材。
7. 前記座屈促進開口部は、複数の前記骨格部の側壁を連通する開口である
   請求項６に記載の衝撃吸収材。
8. 請求項１乃至７のいずれか１項に記載の衝撃吸収材と、内壁と、外壁とを有し、
   前記内壁と、前記外壁との間に前記衝撃吸収材を配置した
   宇宙機器又は航空機の構造体外壁部。
9. 骨格部と、前記骨格部を側壁とする各セルの立体空間部と、前記立体空間部の少なくとも一部に充填された発泡材とを備える衝撃吸収材の製造方法であって、
   骨格部原料ロールを断裁して所定長さの骨格部シートを複数枚成形する骨格部原料ロール断裁工程と、
   前記複数の骨格部シートにおける一部同士を主衝撃吸収方向と平行な所定の間隔を開けて複数箇所接合して前記複数の骨格部シート同士を積層した骨格部ブロックを形成する骨格部シート積層工程と、
   前記骨格部ブロックにおける積層方向に座屈促進開口部を開設する加工成形工程と、
   前記骨格部ブロックを展張して、主衝撃吸収方向に同一の空間断面を有する立体空間部を形成する展張工程と、
   前記立体空間部に発泡材を充填する発泡材充填工程と
   を含む衝撃吸収材の製造方法。
   

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