JP2017165242A - 航空機の燃料配管および航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】航空機に絶えず求められる信頼性にも配慮しながら、燃料配管内の燃料を適切な温度に維持することのできる航空機の燃料配管を提供すること。
【解決手段】航空機の機体に装備される燃料配管２は、燃料が流れる流路２１０を区画する内管２１と、内管２１の外周部２１Ａを包囲する外管２２とを備えている。内管２１の外周部２１Ａと外管２２の内周部２２Ａとの間には、間隙２３が形成されている。内管２１は、ゴム系材料を用いて構成され、外管２２は、金属材料を用いて構成されている。
【選択図】図２

Description

本発明は、航空機の燃料配管、およびそれを備えた航空機に関する。

航空機の燃料は、主翼内部の貯留空間からエンジンや補助動力装置へと燃料配管を通じて供給される（例えば、特許文献１）。
燃料配管は、典型的には、重量面で航空機に多用される部材と同様に、アルミニウム合金を用いて構成されている。
胴体の後端に装備される補助動力装置へと燃料を供給する燃料配管は、主翼の後縁から胴体の内部を取り回されて補助動力装置へと至る。

特開２０１５−１７２３６８号公報

燃料配管は、エンジンからの抽気を用いて空調された与圧区画だけでなく、非与圧区画にも取り回されている。非与圧区画の空気が上空の冷たい外気により冷却されると、非与圧区画を通っている燃料配管内の燃料の温度が低下する。通常、燃料を必要とする動力装置は、その要求性能を確保するには、燃料の温度管理も必要である。
本発明は、航空機に絶えず求められる信頼性にも配慮しながら、燃料配管内の燃料を適切な温度に維持することのできる航空機の燃料配管、およびそれを備えた航空機を提供することを目的とする。

本発明は、航空機の機体に装備される燃料配管であって、燃料が流れる流路を区画する内管と、内管の外周部を包囲する外管と、を備え、内管の外周部と外管の内周部との間には、間隙が形成され、内管は、ゴム系材料を用いて構成され、外管は、金属材料を用いて構成されていることを特徴とする。

本発明の燃料配管は、主翼の内部の燃料を、機体の後部に装備された燃料供給先へと供給することができる。

本発明の燃料配管は、ほぼ全長に亘り、内管および外管を備えていることが好ましい。

また、本発明は、航空機の機体に装備される燃料配管であって、燃料が流れる流路を区画する内管と、内管の外周部を包囲する外管と、を備え、内管の外周部と外管の内周部との間には、間隙が形成され、間隙は、燃料配管の長さ方向に連続し、燃料を機外へと排出可能なドレン配管の内側に連通していることを特徴とする。
燃料配管の内管と外管との間の間隙に燃料が漏れたとしても、その燃料を間隙に留めずに、ドレン配管を通じて機外へと排出することができる。

本発明の燃料配管において、ドレン配管は、機外で後方に向けて燃料を排出可能な排出部を備えることが好ましい。

本発明の燃料配管において、排出部は、燃料が流れる排出経路と、排出経路を覆う空力覆いと、を備えることが好ましい。

本発明の燃料配管において、排出経路および空力覆いの全体が、機体の下部から機外へと魚の腹びれ状に突出していることが好ましい。

本発明の燃料配管において、ドレン配管における屈曲した部分およびその近傍は、ゴム系材料を用いて構成されていることが好ましい。

本発明の燃料配管において、内管の外周部と外管の内周部との間には、間隙を所定の寸法に維持するとともに燃料の通過を許容する環状の部材が配置されていることが好ましい。

また、本発明は、航空機の機体に装備される燃料配管であって、燃料が流れる流路を区画する内管と、内管の外周部を包囲する外管と、を備え、内管の外周部と外管の内周部との間には、間隙が形成され、内管は、ゴム系材料を用いて構成され、外管は、金属材料を用いて構成され、間隙は、燃料配管の長さ方向に連続し、燃料を機外へと排出可能なドレン配管の内側に連通していることを特徴とする。

本発明の航空機は、上述の燃料配管と、燃料配管を通じて燃料が供給される燃料供給先と、を備えることを特徴とする。

本発明によれば、上空を飛行中、機体が氷点下の外気に曝されても、ゴム系材料を用いて構成された内管による断熱作用と、内管と外管との間の間隙による断熱作用とによって、内管内の燃料の温度低下を抑えることができる。ここで、前者の断熱作用の方が支配的で、後者の断熱作用は付加的である。本発明によれば、上記の断熱作用により、燃料中の水分の凝固、そして内管の内壁への着氷を抑えることができる。
また、燃料配管に衝撃が加わったとしても、金属材料を用いて構成された外管が変形、破断することで衝撃のエネルギーを一部吸収し、ゴム系材料を用いて構成された内管が変形しながらも破損を免れ、燃料を内管内に留めることができる。

本発明の実施形態に係る航空機の燃料配管を示す図である。 （ａ）は、図１に示す燃料配管の縦断面図である。（ｂ）は、（ａ）のIIｂ−IIｂ線断面図である。 図１のIII部分の拡大図である。 ドレン配管を示す図である。 図４のV矢印の向きからドレン配管を示す図である。 他のスペーサーの例を示す図である。

以下、添付図面を参照しながら、燃料配管および燃料供給先を備えた航空機に係る本発明の実施形態について説明する。
図１は、航空機の燃料を補助動力装置１（ＡＰＵ：Auxiliary Power Unit）へと供給する燃料配管２を示している。航空機の燃料は、主翼３の内部に貯留されており、図示しない燃料ポンプにより燃料配管２を通じて補助動力装置１に向けて圧送される。

図１に、主翼３の後縁部を構成する後桁３Ａ（rear spar）を示している。また、胴体４の下端部の輪郭を二点鎖線で示している。
補助動力装置１は、胴体４の後端を構成する図示しないテールコーンに装備されている。補助動力装置１は、駐機時に動作する他、飛行中のエンジントラブル時にも動作する。
胴体４の下端部は、胴体４の後端に向かうにつれて次第に上方に向かうように形成されている。

本明細書において、「前」および「後」は、航空機の飛行時進行方向の「前」および「後」に従う。
また、本明細書において、「上」および「下」は、駐機されているか巡航中の航空機における鉛直方向の「上」および「下」に従う。

燃料配管２は、後桁３Ａに沿った区間を経て、胴体４の内部へと取り出され、胴体４の内部を後方に向けて、かつ後方に向かうにつれて上るように取り回され、補助動力装置１へと至っている。補助動力装置１には、補機として、燃料を加温する熱交換器１Ａが備えられている。
燃料配管２により送られた燃料は、熱交換器１Ａを介して補助動力装置１の燃料受け入れポートへと供給される。

図１のIII矢印で示すように、後桁３Ａから補助動力装置１に向けて延びている燃料配管２において最も低い部位であるドレン接続部位２５には、ドレン配管３０が備えられている。ドレン接続部位２５は、航空機が駐機されているか、巡航中の状態のときに、航空機において最も低い部位である。ドレン接続部位２５は、主翼３の後桁３Ａから後方に離間している。

燃料配管２は、機内に設定された、与圧区画５Ａと非与圧区画５Ｂとのそれぞれに取り回されている。キャビンや貨物室等が存在する与圧区画５Ａは、図示しないエンジンからの抽気を用いて圧力、温度、湿度等が制御されている。与圧区画５Ａと非与圧区画５Ｂとを隔てる圧力隔壁６を燃料配管２が貫通している。
燃料配管２は、与圧区画５Ａおよび非与圧区画５Ｂのそれぞれに設置されている図示しないビーム等にブラケットやクランプ２６（図４）により支持されている。

図２（ａ）および（ｂ）に示すように、燃料配管２は、燃料が流れる流路２１０を区画する内管２１と、内管２１の外周部を包囲する外管２２とを備えている。つまり、燃料配管２は、内管２１および外管２２を備えた二重管構造となっている。燃料配管２は、詳しい図示を省略しているが、複数の部位に分割されており、複数の部位の各々に相当する複数の二重管構造をした部分配管と、部分配管同士を接続する継手とを含んで構成されている。

図２（ｂ）に示すように、いずれも円形の横断面を呈する内管２１および外管２２は、それらの軸線（図２（ａ）の一点鎖線）が合致するように配置されている。

内管２１の外周部２１Ａと外管２２の内周部２２Ａとの間には、環状の間隙２３が形成されている。径方向における間隙２３の寸法（幅）は、間隙２３に配置されるスペーサ２４により、内管２１および外管２２の全周に亘り一定に維持されている。

スペーサ２４は、アルミニウム合金等の金属材料を用いて構成することができる。
スペーサ２４は、間隙２３の幅に相当する寸法に形成された複数（ここでは３つ）の厚肉部２４１と、これらの厚肉部２４１を繋ぐ円環状の薄肉部２４２とを備えており、全体として環状に形成されている。スペーサ２４の軸心に対して、ほぼ等角度に厚肉部２４１は配置されているが、間隙２３の空間は、内管２１および外管２２の長さ方向に連続している。
厚肉部２４１は、径方向外側に向かうにつれて周方向の寸法が次第に狭くなるように形成されている。薄肉部２４２は、厚肉部２４１同士を外周側で繋いでいる。

スペーサ２４を外管２２の内側に挿入し、外管２２の内周部２２Ａに嵌合することができる。そうして外管２２に一体化されたスペーサ２４の内周に内管２１を挿入し、複数の厚肉部２４１の径方向内周端２４１Ａに内管２１を嵌合することで、燃料配管２が組み立てられる。

本実施形態の燃料配管２は、後桁３Ａから補助動力装置１までの全長に亘り、二重管構造となっている。
内管２１と外管２２との間には、空気層である間隙２３が存在する。そのため、空気層による断熱作用により、燃料配管２の全長に亘り、外管２２の周囲と内管２１の内部との間の伝熱量を付加的に抑えることができる。

間隙２３は、燃料配管２の長さ方向に連続しており、燃料配管２の長さ方向に間隔をおいて複数のスペーサ２４が配置されている。
複数のスペーサ２４の間隔、および各々の長さは、燃料配管２の全長に亘り間隙２３を一定の幅に維持できるように定められている。間隙２３の幅が一定であることにより、所定の付加的な断熱性能が発揮される。

さて、二重管を構成する内管２１と外管２２とは、異なる材料を用いて構成されている。
外管２２は、アルミニウム合金等の金属材料を用いて構成されている。
内管２１は、ゴム系材料を用いて構成されている。
内管２１および外管２２には、航空機の燃料に対する耐腐食性や、極低温から高温までの環境温度条件下（例えば、−５０℃〜５０℃）における強度が要求される。

内管２１を構成するゴム系材料は、要求される種々の特性や経時特性を考慮して定めることができる。
内管２１に用いることのできるゴム系材料としては、例えば、熱可塑性ポリエーテルエステルエラストマーが好適である。熱可塑性ポリエーテルエステルエラストマーは、成形性に優れるため、内管２１の形状精度が良好となる。

内管２１を構成するゴム系材料に共通する特性として、熱伝導率は１Ｗ／ｍ・Ｋ以下程度である。

ところで、流路２１０内の燃料が、内管２１を構成する部分配管同士の接続箇所等から、内管２１の外側へと漏れたとしても、その燃料は外管２２により受け止められる。
図３に、ドレン配管３０が接続された燃料配管２のドレン接続部位２５を模式的に示している。内管２１と外管２２との間の間隙２３は、燃料配管２において最も低いドレン接続部位２５でドレン配管３０の内側に連通している。そのため、流路２１０の長手方向のいずれかの位置で間隙２３に漏れ出した燃料は、間隙２３およびスペーサ２４の厚肉部２４１（図２（ｂ））同士の間を通過してドレン接続部位２５へと流れ落ち、ドレン配管３０を通じて機外へと排出される。つまり、間隙２３は燃料の排出用流路としても機能する。

図４に示すように、ドレン配管３０は、ドレン接続部位２５から後方へと取り回されている。ドレン配管３０には、全長に亘り、下り勾配が与えられている。ドレン配管３０は、複数の部分配管と、部分配管同士を接続する継手とを含んで構成されている。
ドレン配管３０は、後方に向けて延びる後進部３０Ａと、後進部３０Ａに対してクランク状に屈曲するクランク部３０Ｂと、クランク部３０Ｂから連続して右方に向けて延びる右向き部分３０Ｃ（図５）と、右向き部分３０Ｃから下方へと延びる下向き部分３０Ｄと、下向き部分３０Ｄの下端に連続し、機体の下部から機外へと突出している排出部３１とを備えている。
図４および図５に示されている二点鎖線は、胴体４の下部に備えられているフェアリング７の輪郭を示している。
本明細書では、主翼３、胴体４、およびフェアリング７を含む機体の外部のことを機外と称する。

排出部３１は、図４に示すように、燃料が流れる排出経路３１０を区画する排出配管３２と、排出配管３２を覆うドレンフィン３３とを備えており、全体として、魚の腹びれ状にフェアリング７の下方へと突出している。
排出配管３２およびドレンフィン３３は、それぞれアルミニウム合金あるいは繊維強化樹脂から形成されて組み付けられている。
排出部３１は、ドレンフィン３３の上端部がフェアリング７の内側で取付部材３３Ｂに締結されることにより、フェアリング７に支持されている。

排出配管３２は、フェアリング７の内側で下向き部分３０Ｄに接続される上端部３２Ａと、上端部３２Ａよりも下方かつ後方に位置する下端部３２Ｂとを有している。下端部３２Ｂの末端には、後方に向けて開口する排出口３２Ｃが設けられている。
間隙２３からドレン配管３０内に流入した燃料は、排出部３１の排出口３２Ｃから、機外で後方に向けて排出される。飛行時の周囲の気流Ｆ１の向きに沿って排出口３２Ｃが開口しているので、排出口３２Ｃ付近が負圧となり、燃料を排出配管３２内に残すことなく、気流Ｆ１に沿ってスムーズに排出することができる。

ドレンフィン３３は、排出配管３２の全体を覆い、かつ飛行時の気流に対してほぼ平行に配置されることで、機外に突出した排出部３１による空気抵抗を低減する。ドレンフィン３３は、排出配管３２を間に挟む一対のパネル３３Ａを含んで構成されている。各パネル３３Ａは、排出配管３２よりも前方の位置から、排出配管３２の左右両側を通り、排出配管３２の末端の位置にまで延在している。ドレンフィン３３の内側で排出配管３２は緩やかに曲がっている。
ドレンフィン３３は、上端における前後方向の幅Ｗ１よりも下端における前後方向の幅Ｗ２の方が狭い。また、ドレンフィン３３の全体として、上端よりも下端の方が後方に位置する向きとなるように傾斜している。そして、ドレンフィン３３の前側の下端は角がなく滑らかな形状で、後側の下端に排出口３２Ｃが位置している。

ドレンフィン３３により排出配管３２が覆われているため、機体から機外へと突出した排出部３１により周囲の気流Ｆ１が乱されることを避けることができる。そのため、排出口３２Ｃから気流Ｆ１に沿って燃料がスムーズに排出されることに寄与できる。

ドレン配管３０は、外気に曝されるフェアリング７内に配置されているので、外気の温度変化の影響を受ける。ドレン配管３０の温度変化により、ドレン配管３０において屈曲した屈曲部３０Ｌ（図４）に過大な応力が掛かるのを避けるため、熱による膨張および収縮を吸収可能なゴムチューブ３４により屈曲部３０Ｌおよびその近傍（前後）を構成することが好ましい。屈曲部３０Ｌは、クランク部３０Ｂの一部であり、ドレン配管３０において最も曲率半径が小さい。屈曲部３０Ｌの前後の区間の熱膨張の差をゴムチューブ３４の弾性変形により吸収することができる。

さて、本実施形態の燃料配管２が、内管２１および外管２２を備えた二重管構造であることの意義について説明する。
まず、内管２１と外管２２との間の間隙２３（空気層）による付加的な断熱作用を得ることができる。これに加えて、アルミニウム合金よりも熱伝導率が低いゴム系材料から構成された内管２１による断熱作用が働くので、外気温の変化に伴う内管２１内の燃料温度の変動を抑え、燃料を適切な温度範囲内に維持することができる。上空を飛行中、機体は氷点下の外気に曝される。燃料配管２は機内に設置されているとは言え、特に空調されていない非与圧区画５Ｂでは、冷たい外気により胴体４の外皮を介して燃料配管２の設置空間が冷却される。それでも、間隙２３と、ゴム系材料からなる内管２１による断熱作用により、流路２１０内の燃料の温度低下を抑えることができるので、燃料中の水分の凝固、そして内管２１の内周部２１Ｂへの着氷を抑えることができる。
ゴム系材料から構成された内管２１と、外管２２との二重管構造による断熱作用によれば、流路２１０を流れる燃料中の水分が凝固し、流路２１０の内壁（内管２１の内周部２１Ｂ）に着氷したとしても、流路内壁への氷の堆積が進行することを避けることができるので、氷による流路２１０の閉塞を未然に防止できる。
以上より、内管２１と外管２２との二重管構造は、補助動力装置１への燃料供給を確実に担保できることに意義を有する。

間隙２３による付加的な断熱作用を得るためには、間隙２３が所定の寸法に維持されることが重要である。
本実施形態によれば、金属材料を用いて構成されたスペーサ２４および外管２２により、ゴム系材料を用いて構成された内管２１の撓みが矯正される。そのため、間隙２３を所定の寸法に維持し、付加的な断熱作用を十分に得ることができる。

ところで、内管２１および外管２２を備えた二重管構造であって、内管２１がゴム系材料を用いて構成され、外管２２が金属材料を用いて構成されていることは、緊急時における冗長性確保に寄与する。
例えば胴体着陸の際に、燃料配管２に衝撃が加わったとしても、金属材料から構成された外管２２が変形、破断することで衝撃のエネルギーが吸収されるので、内管２１の破損を免れる。そのとき、外管２２が破断したとしても、内管２１が破損しないため、燃料が内管２１内に留められる。衝撃に続いて振動が加えられている間、ゴム系材料から構成された内管２１が弾性変形することで振動が吸収され、そのまま燃料は内管２１内に留められる。
本実施形態とは逆に、外管２２がゴム材料から構成され、内管２１が金属材料から構成されるとすれば、衝撃のエネルギーを外管２２が吸収しきれずに内管２１が破損し、破損箇所から間隙２３およびドレン配管３０を通じて燃料が流出する。
補助動力装置１へと燃料を供給する燃料配管２は、胴体４の下部に設置されているので、胴体着陸への対応の必要性が高いところ、本実施形態によれば、燃料配管２内に燃料を極力留め、緊急時の火災発生を阻止することができる。

金属材料から構成された外管２２により、衝撃のエネルギーを内管２１に極力伝えずに吸収することは、整備時等、緊急時以外に燃料配管２に作用しうる外力から内管２１を保護することにも寄与する。例えば、整備に用いる工具や治具等を外管２２にぶつけ、それによって外管２２が破損したとしても、内管２１を破損から保護することができる。

また、内管２１がゴム系材料を用いて構成され、外管２２が金属材料を用いて構成されていることは、燃料配管２の重量を抑えることにも寄与できる。
ゴム系材料から構成された管は、一般に、金属材料から構成された管と比べて肉厚が大きく、重量が大きいので、内管２１および外管２２のうち、径が小さい内管２１をゴム系材料から構成することで、燃料配管２の二重化による重量増加を抑えつつ、上述したような胴体着陸時の対策をとることができる。

図６は、図２（ｂ）のスペーサ２４に代えて、内管２１と外管２２との間の間隙２３に配置することのできる環状のスペーサ２８を示している。燃料配管２の長さ方向に間隔をおいて複数のスペーサ２８が配置される。
スペーサ２８の外周部２８Ａには、スペーサ２８の厚み方向に窪んだ複数の溝２８１が形成されている。これらの溝２８１は、スペーサ２８の軸心に対してほぼ等角度に配置されており、燃料が通過する流路として機能する。
なお、溝２８１がスペーサ２８の内周部に形成されていてもよい。

スペーサ２８の横断面の面積は、各溝２８１の内側である流路の合計の面積よりも大きい。スペーサ２８は、図２（ｂ）のスペーサ２４に比べて、横断面の面積が大きい。このスペーサ２８によれば、間隙２３に存在する空気の配管長さ方向への流動に対して、スペーサ２４を用いる場合よりも大きな抵抗が与えられる。
間隙２３にスペーサ２８が配置されていると、空気流を媒体とする熱の伝搬（対流）が抑制され、流路２１０内の燃料が内管２１の壁を介して間隙２３内に放熱されるのを抑えることができるので、断熱性能が向上する。したがって、燃料中の氷の生成、内管２１の内壁への着氷を一層低減することができる。

上記以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。

本発明は、燃料配管２のいずれかの箇所から漏れた燃料をドレン配管３０を通じて機外へと排出させる側面からすると、内管２１および外管２２をそれぞれ構成する材料を問わない。つまり、内管２１および外管２２のいずれもアルミニウム合金を用いて構成されており、それら内管２１および外管２２の間の間隙２３がドレン配管３０の内側に連通している構成も、本発明に含まれる。内管２１がアルミニウム合金を用いて構成され、外管２２がゴム系材料を用いて構成されていてもよい。内管２１および外管２２の材料にかかわらず、空気層による付加的な断熱効果と、漏れた燃料を燃料配管の間隙２３に留めずに排出させるという効果を得ることができる。

本発明の燃料配管２の断熱性能は、内管２１に使用している低熱伝導率のゴム系材料が支配的であるが、条件によっては、内管２１と外管２２との間の間隙２３の幅を大きくすると付加的に向上する。
また、燃料配管２は、必ずしも全長に亘り二重化されている必要はない。温度条件に基づいて、断熱の必要性の高い区間にのみ、内管２１および外管２２を備えた二重構造を採用し、残りの区間には、内管２１のみを備えた一重の配管を採用することもできる。そうすることで、燃料配管２の重量低減が可能である。

ドレン配管３０の排出部３１のドレンフィン３３は、上記実施形態ではフェアリング７とは別体に形成されているが、フェアリング７の一部として空力覆いを構成することもできる。

上記実施形態では、燃料の排出経路３１０を区画する排出配管３２と空気覆い３３とを組み付けることによって排出部３１が構成されているが、それに限らず、排出経路３１０を内包する空気覆いを一体成形することによって排出部３１を得ることもできる。

さらに、上記実施形態では、燃料配管２の経路上で最も低いドレン接続部位２５にのみドレン配管３０が接続されているが、ドレン接続部位２５に加え、ドレン接続部位２５から離れていてドレン接続部位２５よりも高い部位にもドレン配管を接続することができる。

本発明の燃料配管により燃料が供給される対象は、補助動力装置に限らず、エンジンであってもよい。そのエンジンは、主翼３に支持されるものであっても、機体の後部（尾翼近傍を含む）に支持されるものであってもよい。

１ 補助動力装置（燃料供給先）
１Ａ 熱交換器
２ 燃料配管
３ 主翼
３Ａ 後桁
４ 胴体
５Ａ 与圧区画
５Ｂ 非与圧区画
６ 圧力隔壁
７ フェアリング
２１ 内管
２１Ａ 外周部
２１Ｂ 内周部
２２ 外管
２２Ａ 内周部
２３ 間隙
２４ スペーサ（環状の部材）
２５ ドレン接続部位
２６ クランプ
２８ スペーサ（環状の部材）
２８Ａ 外周部
３０ ドレン配管
３０Ａ 後進部
３０Ｂ クランク部
３０Ｃ 右向き部分
３０Ｄ 下向き部分
３０Ｌ 屈曲部
３１ 排出部
３２ 排出配管
３２Ａ 上端部
３２Ｂ 下端部
３２Ｃ 排出口
３３ ドレンフィン
３３Ａ パネル
３３Ｂ 取付部材
３４ ゴムチューブ
２１０ 流路
２４１ 厚肉部
２４１Ａ 径方向内周端
２４２ 薄肉部
２８１ 溝
３１０ 排出経路
Ｆ１ 気流
Ｗ１ 幅
Ｗ２ 幅

Claims (11)

1. 航空機の機体に装備される燃料配管であって、
   燃料が流れる流路を区画する内管と、
   前記内管の外周部を包囲する外管と、を備え、
   前記内管の外周部と前記外管の内周部との間には、間隙が形成され、
   前記内管は、ゴム系材料を用いて構成され、
   前記外管は、金属材料を用いて構成されている、
   ことを特徴とする航空機の燃料配管。
2. 前記燃料配管は、
   主翼の内部の前記燃料を、機体の後部に装備された燃料供給先へと供給する、
   ことを特徴とする請求項１に記載の航空機の燃料配管。
3. 前記燃料配管は、
   ほぼ全長に亘り、前記内管および前記外管を備えている、
   ことを特徴とする請求項１または２に記載の航空機の燃料配管。
4. 航空機の機体に装備される燃料配管であって、
   燃料が流れる流路を区画する内管と、
   前記内管の外周部を包囲する外管と、を備え、
   前記内管の外周部と前記外管の内周部との間には、間隙が形成され、
   前記間隙は、
   前記燃料配管の長さ方向に連続し、
   前記燃料を機外へと排出可能なドレン配管の内側に連通している、
   ことを特徴とする航空機の燃料配管。
5. 前記ドレン配管は、
   前記機外で後方に向けて前記燃料を排出可能な排出部を備える、
   ことを特徴とする請求項４に記載の航空機の燃料配管。
6. 前記排出部は、
   前記燃料が流れる排出経路と、
   前記排出経路を覆う空力覆いと、を備える、
   ことを特徴とする請求項５に記載の航空機の燃料配管。
7. 前記排出経路および前記空力覆いの全体として、
   前記機体の下部から前記機外へと魚の腹びれ状に突出している、
   ことを特徴とする請求項６に記載の航空機の燃料配管。
8. 前記ドレン配管における屈曲した部分およびその近傍は、
   ゴム系材料を用いて構成されている、
   ことを特徴とする請求項４から７のいずれか一項に記載の航空機の燃料配管。
9. 前記内管の外周部と前記外管の内周部との間には、
   前記間隙を所定の寸法に維持するとともに前記燃料の通過を許容する環状の部材が配置されている、
   ことを特徴とする請求項１から８のいずれか一項に記載の航空機の燃料配管。
10. 航空機の機体に装備される燃料配管であって、
    燃料が流れる流路を区画する内管と、
    前記内管の外周部を包囲する外管と、を備え、
    前記内管の外周部と前記外管の内周部との間には、間隙が形成され、
    前記内管は、ゴム系材料を用いて構成され、
    前記外管は、金属材料を用いて構成され、
    前記間隙は、
    前記燃料配管の長さ方向に連続し、
    前記燃料を機外へと排出可能なドレン配管の内側に連通している、
    ことを特徴とする航空機の燃料配管。
11. 請求項１から１０のいずれか一項に記載の燃料配管と、
    前記燃料配管を通じて前記燃料が供給される燃料供給先と、を備える、
    ことを特徴とする航空機。

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