(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも駐機時に機内の熱を機外に排出させる排熱構造を備えた航空機であって、
圧力隔壁よりも後方に位置する後胴後部の内部において、前記圧力隔壁と、前記圧力隔壁よりも補助動力装置に近い後方隔壁との間に区画された領域に対応している、第１開口、第２開口、および第３開口を備え、
前記第２開口、および前記第２開口よりも上方に位置する前記第１開口を介して、前記後胴後部の内部と機外とが連通し、
前記第３開口は、前記後胴後部の内部と機外とを通気させ、
前記排熱構造は、前記第１開口、前記第２開口、および前記第３開口を含み、
前記排熱構造により、前記第３開口を通じて機外から前記後胴後部の内部に吸気しつつ、前記後胴後部の内部の上方に滞留した熱溜まりから、前記熱溜まりよりも上方に位置する前記第２開口を経由して前記第１開口に至る排熱系統が構成されている、
ことを特徴とする航空機。
【請求項２】
前記第１開口を規定する垂直尾翼と、
前記垂直尾翼により覆われる箇所に前記第２開口を規定する胴体と、を備える、
ことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項３】
前記垂直尾翼の内部に位置し、前記第１開口と前記第２開口とを接続するダクトを備える、
ことを特徴とする請求項２に記載の航空機。
【請求項４】
前記ダクトは、
前記第２開口に接続される基端部から、前記第１開口に接続される先端部までに亘り上方に向けて延びている、
ことを特徴とする請求項３に記載の航空機。
【請求項５】
前記垂直尾翼は、
当該垂直尾翼の左右の両側で一対の前記第１開口を規定し、
前記ダクトは、
前記一対のうちの一方の前記第１開口と前記第２開口とを接続するとともに、他方の前記第１開口と前記第２開口とを接続する、
ことを特徴とする請求項３または４に記載の航空機。
【請求項６】
前記第１開口は、一個または複数個あり、
前記垂直尾翼は、
前記第１開口の少なくとも一つを、当該垂直尾翼の強度を受け持つ構造部材である垂直尾翼本体よりも前側、あるいは前記垂直尾翼本体よりも後側に規定する、
ことを特徴とする請求項２から５のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項７】
前記第１開口は、一個または複数個あり、
前記垂直尾翼は、
当該垂直尾翼の高さの１／２よりも上方に、少なくとも一つの前記第１開口を規定する、
ことを特徴とする請求項２に記載の航空機。
【請求項８】
前記垂直尾翼の底部またはその近傍には、
前記垂直尾翼の内部から外部へと水を排出させる排水路が配置されている、
ことを特徴とする請求項７に記載の航空機。
【請求項９】
前記後胴後部は、
当該後胴後部の内部に向けて拡径した前記第２開口を規定する、
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。
【請求項１０】
複数の羽根を有し、前記第１開口に配置されるルーバーを備える、
ことを特徴とする請求項１から９のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項１１】
前記第１開口を開閉可能な開閉機構を備える、
ことを特徴とする請求項１から１０のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項１２】
前記開閉機構は、
前記第１開口を覆う蓋と、
線膨張係数の異なる金属部材からなるバイメタルと、を有し、
温度上昇による前記バイメタルの変形を前記蓋に伝達することで前記第１開口を開放させる、
ことを特徴とする請求項１１に記載の航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の胴体内に滞留した熱を機外に排出させる排熱構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の機体に内蔵する装置から発せられる熱により、そして、機体表面への日射により、機体の温度が上昇する。温度上昇した機体内部の上方では、熱を持った空気が滞留する。
特に、航空機が地上に駐機されている間は、外気温の低い上空にいるとき程には十分に機体から外気へと熱が移動しないので、機体内部で熱の滞留が生じ易い。
【０００３】
参考例として、特許文献１には、超音速機において熱を排出させる構造が示されている。特許文献１では、超音速飛行による機体表面と大気との摩擦で生じる熱を主翼内部の燃料により冷却している。その燃料の温度上昇を抑えるため、キャビンの天井部の開口からキャビン内装と外殻との間の経路を通じてキャビン内の空気を下方に送り、主翼近傍のタービンに導入し、タービンにより減圧された空気を主翼下部の中空室に送り込んでいる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開平９−１６９２９９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
胴体の圧力隔壁よりも後方の領域には、補助動力装置（ＡＰＵ；Auxiliary Power Unit）から供給される圧縮空気等のダクトや油圧ポンプ等の高熱を発生させる部材・装置が設けられている。しかも、圧力隔壁よりも後方の領域は、それよりも前方の予圧区域と比べて胴体が細いために放熱面積が小さいので、熱の逃げ場が少なく、熱密度が高くなる。
そのため、機体の中でも特に圧力隔壁よりも後方の領域で熱の滞留が顕著となり、領域内部の上方が高温となる。そうした熱の滞留から機体の構造部材を保護する必要がある。
とりわけ、リージョナルジェット等の小型機の胴体後部は、熱密度が高いため熱の滞留が深刻となる。
ここで、熱が滞留した箇所では、空気の流動が少ないために空気が層をなして安定した状態にある。そのため、熱を持った空気を所定の経路により下方へと送り、機外へと排出させるといったことが難しい。
【０００６】
本発明は、航空機の胴体の圧力隔壁よりも後方に位置する領域の内部に滞留した熱を機外へと容易に排出させることが可能な航空機を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の第１の航空機は、少なくとも駐機時に機内の熱を機外に排出させる排熱構造を備えた航空機であって、圧力隔壁よりも後方に位置する後胴後部の内部において、圧力隔壁と、圧力隔壁よりも補助動力装置に近い後方隔壁との間に区画された領域に対応している、第１開口、第２開口、および第３開口を備える。そして、第２開口、および第２開口よりも上方に位置する第１開口を介して、後胴後部の内部と機外とが連通している。第３開口は、後胴後部の内部と機外とを通気させる。排熱構造は、第１開口、第２開口、および第３開口を含む。排熱構造により、第３開口を通じて機外から後胴後部の内部に吸気しつつ、後胴後部の内部の上方に滞留した熱溜まりから、熱溜まりよりも上方に位置する第２開口を経由して第１開口に至る排熱系統が構成されている。
上記の構成において、第１開口を規定する垂直尾翼と、垂直尾翼により覆われる箇所に第２開口を規定する胴体と、を備えることが好ましい。
【０００８】
上記構成では、胴体の内部と機外との温度差および密度差に基づいて、第２開口、垂直尾翼の内部、および第２開口よりも上方に位置する第１開口を通じて、胴体内部から機外へと向かう空気の流れを生じさせる。その流れに伴って胴体内部の熱を容易に機外へと排出させることができる。それによって胴体内部の熱の滞留を軽減することができるので、高熱から機体を保護することができる。
【０００９】
本発明において、第１開口および第２開口は、各々、最低１つあれば足りる。
【００１０】
本発明の第１の航空機において、垂直尾翼の内部に位置し、第１開口と第２開口とを接続するダクトを備えることが好ましい。
第１開口と第２開口とをダクトで接続することにより、胴体内部の熱を機外へと確実に排出させることができる。
ダクトは垂直尾翼の内部に位置しているので、飛行性能に影響を及ぼさない。
【００１１】
本発明の第１の航空機において、ダクトは、第２開口に接続される基端部から、第１開口に接続される先端部までに亘り上方に向けて延びていることが好ましい。
そうすると、ダクト内の流れも、ダクトの形状に倣って、途中で滞留することなくスムーズに上方へと流れる。そのため、第２開口、ダクト、および第１開口を含んだ排熱系統を通じて排気される流れの流量を確保することができるので、熱の滞留を迅速に軽減することができる。
「上方に向けて延びる」ことには、真上に向けて延びていることの他、漸次上方に向けて斜めに延びていることも含まれる。
【００１２】
本発明の第１の航空機において、垂直尾翼は、当該垂直尾翼の左右の両側で一対の第１開口を規定し、ダクトは、一対のうちの一方の第１開口と第２開口とを接続するとともに、他方の第１開口と第２開口とを接続することが好ましい。
そうすると、一対のうちのいずれか一方の第１開口が目詰りを起こしたとしても、他方の第１開口により排熱を行うことができる。つまり、冗長性が確保される。
【００１３】
本発明の第１の航空機において、第１開口は、一個または複数個あり、垂直尾翼は、第１開口の少なくとも一つを、当該垂直尾翼の強度を受け持つ構造部材である垂直尾翼本体よりも前側、あるいは垂直尾翼本体よりも後側に規定することが好ましい。
そうすると、垂直尾翼の強度に影響を与えずに垂直尾翼に第１開口を形成することができる。
【００１４】
本発明の第１の航空機において、第１開口は、一個または複数個あり、垂直尾翼は、当該垂直尾翼の高さの１／２よりも上方に、少なくとも一つの第１開口を規定することが好ましい。
その場合、垂直尾翼の上記高さの１／２以下に第１開口が形成されている場合と比べて第２開口から第１開口までの距離が大きいので、流量を大きく確保して排熱効率を向上させることができる。
さらに、垂直尾翼の底部またはその近傍には、垂直尾翼の内部から外部へと水を排出させる排水路が配置されていることが好ましい。
機外へと開放された第１開口を通じて垂直尾翼の内部に入り込んだ水を、排水路により機外へと排出させることができる。
【００１５】
本発明の第１の航空機において、胴体は、当該胴体の内部に向けて拡径した第２開口を規定することが好ましい。
そうすると、第２開口を通り胴体の内部から外部に向かう流れの圧力損失を低減することができるので、排熱効率が向上する。
【００１６】
本発明の第２の航空機は、圧力隔壁よりも後方に位置する領域の上部に第１開口を規定する胴体を備え、第１開口を介して、胴体の領域の内部と機外とが連通していることを特徴とする。
【００１７】
上記構成では、第１開口が胴体内の熱の滞留部の上方に位置しており、胴体内部の熱を機外へと排出させる排熱経路として機能する。
胴体内部と外気との温度差および密度差に基づいて、第１開口を通る流れが生じる。この流れにより胴体内部の熱が機外へと容易に排出されるので、熱の滞留を軽減することができる。
【００１８】
本発明の第２の航空機において、第１開口に対向する空力覆いを備えることが好ましい。
そうすると、空力覆いの後側において、飛行時の周囲の気流に対して負圧となるので、第１開口を介して胴体内部の空気が機外へと吸い出される。その結果、第１開口を通る流れが促進されるので、効率よく排熱することができる。
その上、空力覆いにより、第１開口を介して胴体内部に水が浸入することを抑制することができる。
【００１９】
本発明の航空機において、後胴後部は、当該後胴後部の内部に向けて拡径した第１開口を規定することが好ましい。
そうすると、第１開口を通り胴体の内部から外部に向かう流れの圧力損失を低減することができるので、排熱効率が向上する。
特に、第１開口がベルマウス状に拡径していると好ましい。
【００２０】
本発明の航空機において、後胴後部には、後胴後部の内部と機外とを通気させる第３開口が設けられる。
胴体内部の熱が機外へと排出されるのに伴い、第３開口を介して胴体の内部へと外気が取り込まれる。このように胴体の内部と外部を空気が出入りすることで、胴体内部の熱を機外へと継続して排出し、熱の滞留を軽減することができる。
また、第３開口が胴体の下部に形成されている場合は、第１開口を通じて機内に水が入り込んだとしても、第３開口を通じて排水することができる。
【００２１】
本発明の第１および第２の航空機において、第１開口には、複数の羽根を有するルーバーが配置されることが好ましい。
ルーバーの羽根により、第１開口を介して機体内部に直接的に水が入り込むのを避けることができる。
【００２２】
本発明の第１および第２の航空機において、第１開口を開閉可能な開閉機構を備えることが好ましい。
開閉機構により必要に応じて第１開口を閉じることにより、機内に水が入り込むのを避けることができる。
開閉機構としては、バルブやシャッタを用いることができる。
当該開閉機構は、第１開口を覆う蓋と、線膨張係数の異なる金属部材からなるバイメタルと、を有し、温度上昇によるバイメタルの変形を蓋に伝達することで第１開口を開放させるものであってもよい。
バイメタルの変形を利用することで、動力を用いずに適時に第１開口を開閉することができる。
【００２３】
胴体内の熱を排出させる経路として、水平尾翼も利用することができる。
本発明の第３の航空機は、第１開口を規定する水平尾翼と、水平尾翼により覆われる箇所に第２開口を規定する垂直尾翼と、垂直尾翼により覆われる箇所に第３開口を規定する胴体と、を備えている。
そして、第３開口、第３開口よりも上方に位置する第２開口、および第２開口よりも上方に位置する第１開口を介して、胴体の内部と機外とが連通している。
【００２４】
垂直尾翼を経由せずに胴体内から水平尾翼を介して機外へと排熱することもできる。
本発明の第４の航空機は、第１開口を規定する水平尾翼と、水平尾翼により覆われる箇所に第２開口を規定する胴体と、を備えている。
そして、第２開口、および第２開口よりも上方に位置する第１開口を介して、胴体の内部と機外とが連通している。
【発明の効果】
【００２５】
本発明によれば、航空機の胴体の圧力隔壁よりも後方に位置する領域の内部に滞留した熱を機外へと容易に排出させることが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】第１実施形態に係る航空機の胴体後部および垂直尾翼を示す模式図である。
【図２】図１の垂直尾翼の構造および排熱ダクトを示す斜視図である。
【図３】第２実施形態に係る航空機の胴体後部および垂直尾翼を示す模式図である。
【図４】第２実施形態の変形例を示す図である。
【図５】第３実施形態に係る航空機の胴体後部を示す模式図である。
【図６】第３実施形態の胴体後部の開口および空力覆いを示す模式図である。
【図７】（ａ）は第４実施形態に係る胴体後部の開口を示す模式図であり、（ｂ）および（ｃ）は変形例を示す図である。
【図８】（ａ）は第５実施形態に係る垂直尾翼の開口を示す模式図であり、（ｂ）は変形例を示す図である。
【図９】（ａ）および（ｂ）のいずれも、第６実施形態に係る垂直尾翼の開口を示す模式図である。
【図１０】本発明の変形例に係る航空機の胴体後部および垂直・水平尾翼を示す模式図である。（ｂ）は（ａ）のＸｂ−Ｘｂ線断面図である。
【図１１】本発明の他の変形例に係る航空機の胴体後部および垂直・水平尾翼を示す模式図である。（ｂ）は（ａ）のＸＩｂ−ＸＩｂ線断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２７】
以下、添付図面を参照しながら、本発明の実施形態について説明する。
〔第１実施形態〕
図１に示す本実施形態の航空機１は、胴体１０と、垂直尾翼２０と、図示しない主翼および水平尾翼とを備えている。
胴体１０の構成部材は、アルミニウム合金等の金属材料、あるいは、炭素繊維強化樹脂等の繊維強化樹脂から形成されている。垂直尾翼２０の構成部材も同様である。
【００２８】
胴体１０は、機首側に位置する図示しない前胴と、尾翼側に位置する後胴１２とを備えている。後胴１２の内側には、圧力隔壁１３が設けられている。圧力隔壁１３は、それよりも前方に位置するキャビン、カーゴ、フライトデッキ等の与圧区域と、それよりも後方の非与圧区域とを区画している。
以下、後胴１２において圧力隔壁１３よりも後方の領域のことを後胴後部１４といい、圧力隔壁１３よりも前方の領域のことを後胴前部１５というものとする。
後胴後部１４の上部１４６には、垂直尾翼２０が設けられている。
【００２９】
後胴後部１４は、図２に示すように、円環状の複数のフレーム１４１と、それらのフレーム１４１の外周に設けられるスキン１４２と、スキン１４２の裏側に設けられる複数のストリンガ１４３とを備えている。
【００３０】
垂直尾翼２０は、図１および図２に示すように、垂直尾翼本体２００と、垂直尾翼本体２００の前側に設けられる前縁２１と、垂直尾翼本体２００の後側に設けられる動翼であるラダー２２（方向舵）を含む後縁２３と、後縁２３の後端に位置するストレーキ２４（strake）とを備えている。ストレーキ２４には図示しないフェアリングが設けられる。
【００３１】
垂直尾翼本体２００は、強度を受け持つ構造部材である。
垂直尾翼本体２００は、図２に示すように、複数のリブ２０１と、それらのリブ２０１により支持される左側のスキン２０２（図１）および右側のスキン２０３（図２）と、スキン２０２，２０３の裏側に設けられるストリンガ２０４と、複数のリブ２０１を前側で連結する前スパー２０５および後側で連結する後スパー２０６とを備えている。図２では、スキン２０２を透視している。
【００３２】
前縁２１は、垂直尾翼２０の前縁の気流を整える役割を担っている。
前縁２１は、垂直尾翼本体２００の前スパー２０５に対向し、垂直尾翼２０の最前端に位置する支柱２１Ｆと、前縁２１の左側面を形成する左パネル２１Ｌ（図１）と、前縁２１の右側面を形成する右パネル２１Ｒ（図２）と、前スパー２０５に支柱２１Ｆを支持する複数のサポート２１Ｓとを有している。
【００３３】
支柱２１Ｆは、後胴後部１４に図示しないベース部材を介して設けられる基端から、後胴後部１４に対して斜め上方に立ち上がっている。
右パネル２１Ｒは、支柱２１Ｆと垂直尾翼本体２００の前スパー２０５との間に設けられている。右パネル２１Ｒの表面は、垂直尾翼本体２００の右側のスキン２０３の表面に滑らかに連続している。左パネル２１Ｌ（図１）も、同様に、支柱２１Ｆと前スパー２０５との間に設けられており、表面が左側のスキン２０２の表面に滑らかに連続している。
【００３４】
後胴後部１４は、図１に示すように、後端に向かうにつれて次第に細くなるように形成されている。後胴後部１４の内側には、ラダー２２やエレベータ等の動翼を作動させるための油圧ポンプ１６が設置されている。油圧ポンプ１６は、冗長化により信頼性を確保するために複数（ここでは２つ）用意されている。
また、後胴後部１４の内側には、主として駐機中における航空機１の動力源として用いる補助動力装置１７（ＡＰＵ）が設置されている。補助動力装置１７は、後胴後部１４の後端付近に隔壁１８により区画されたＡＰＵ室１７０に配置されている。
補助動力装置１７からの抽気（圧縮空気）は、ダクト１７Ａを通じて、圧力隔壁１３よりも前方に設置された図示しない空調装置やその他の装置へと供給される。ダクト１７Ａは、隔壁１８および圧力隔壁１３を貫通し、前方へと取り回される。
【００３５】
油圧ポンプ１６や、圧縮空気が流れるダクト１７Ａの温度は非常に高温となる。ダクト１７Ａの温度は、例えば２００℃程度にまで達する。その高熱は、周囲の空気に伝わり、加熱されることで密度が小さくなった空気はそれよりも密度が大きい空気に対して浮上するので、後胴後部１４の内部の上方に熱がこもり易い。図１は、後胴後部１４の内部の上方に滞留した熱溜まりＨを示している。
空気の流動が少ない熱溜まりＨでは、熱を持った空気が層をなしている。
【００３６】
後胴後部１４には、換気用の複数の換気開口３４，３５（第３開口）が形成されている。これらの換気開口３４，３５を通じて後胴後部１４の内部と外部とを空気が出入りする。こうして後胴後部１４の内外の圧力をバランスし、内外の圧力差により後胴後部１４に過度な応力が作用することを防いでいる。
換気用の換気開口３４，３５は、後胴後部１４の下部１４７に設けられている。換気開口３４，３５は、胴体開口よりも下方に位置している。換気開口３４，３５の形態は、ルーバーやアクセスパネルに限らず任意である。
下部１４７は、概ね、後胴後部１４の横断面における４時位置から８時位置までの範囲をいうものとする。
【００３７】
本実施形態の換気開口３４は、ルーバー３４１が配置されたものである。
本実施形態の換気開口３５は、後胴後部１４の内部に設置された装置を整備するために設けられたアクセスパネル３５０に形成されている。
後胴後部１４に、ルーバー開口やアクセスパネルの開口等が形成されていない場合でも、例えば、後胴後部１４のスキン１４２の継ぎ目や、構成部材間に存在する隙間を換気開口３４や換気開口３５と同様に機能させることができる。
【００３８】
航空機１は、熱溜まりＨを機外に排出させる排熱構造３０を備えている。
排熱構造３０は、図１に示すように、第１排熱系統３０１および第２排熱系統３０２を備えている。
第１排熱系統３０１および第２排熱系統３０２はそれぞれ、垂直尾翼２０に形成された尾翼開口３１（第１開口）と、後胴後部１４において垂直尾翼２０により覆われる箇所に形成された胴体開口３２（第２開口）と、胴体開口３２および尾翼開口３１を接続する排熱ダクト３３とを備えている。
排熱構造３０は、後胴後部１４の内部の熱溜まりＨを機外へと排出させる。
【００３９】
第１排熱系統３０１は、後胴後部１４の前側に位置しており、尾翼開口３１（３１Ａ）、胴体開口３２（３２Ａ）、および排熱ダクト３３（３３Ａ）を備えている。
第２排熱系統３０２は、尾翼開口３１（３１Ｂ）、胴体開口３２（３２Ｂ）、および排熱ダクト３３（３３Ｂ）を備えている。
これら２つの排熱系統３０１，３０２が用意されていることにより、冗長性が確保されている。つまり、排熱系統３０１，３０２のうちの一方が異物や塵埃により目詰りを起こしたとしても、他方により排熱を行うことができる。
【００４０】
まず、第１排熱系統３０１が備える構成要素について順に説明する。
胴体開口３２（３２Ａ）は、図２に示すように、後胴後部１４の上部１４６において垂直尾翼本体２００により覆われる箇所に、スキン１４２を厚み方向に貫通するように形成されている。胴体開口３２と、垂直尾翼本体２００の底部を形成するリブ２０１の貫通孔とを介して、後胴後部１４の内部と垂直尾翼本体２００の内部とが連通している。
この胴体開口３２は、後胴後部１４の上部１４６に形成されているので、後胴後部１４の内部の上方に滞留する熱溜まりＨの上方に位置している。
この胴体開口３２（３２Ａ）と、後述する胴体開口３２Ｂが形成されている状態で、空力荷重に見合う胴体１０の強度が十分に確保されている。
【００４１】
尾翼開口３１（３１Ａ）は、胴体開口３２よりも上方で垂直尾翼２０の前縁２１に形成されている。尾翼開口３１は、前縁２１の左パネル２１Ｌ（図１）および右パネル２１Ｒのそれぞれに、パネルの厚み方向に貫通して一対が形成されている。
これら一対の尾翼開口３１，３１のいずれか一方が目詰りを起こしたとしても、他方により排熱を行うことができる。つまり、冗長性が確保されている。
【００４２】
それらの尾翼開口３１が形成されている状態で、空力荷重に見合う垂直尾翼２０の強度が十分に確保されている。ここで、強度を受け持つ垂直尾翼本体２００ではなく前縁２１に尾翼開口３１を形成しているので、垂直尾翼２０の強度に影響を与えることなく垂直尾翼２０に尾翼開口３１を形成することができる。後述するように垂直尾翼本体２００よりも後方の領域に位置する尾翼開口３１Ｂについても同様である。
【００４３】
排熱ダクト３３（３３Ａ）は、垂直尾翼２０の内部に設けられて胴体開口３２と尾翼開口３１とを接続している。
排熱ダクト３３は、胴体開口３２側に位置する基端部３３１と、尾翼開口３１側に位置する先端部３３２とを有している。
排熱ダクト３３は、後胴後部１４のフレーム１４１やスキン１４２、ストリンガ１４３、垂直尾翼２０のリブ２０１、前スパー１１３、およびサポート２１Ｓ等に、図示しない固定具を用いて固定されている。排熱ダクト３３を支持する部材は、上記に列挙した部材から適宜に選定することができる。
【００４４】
本実施形態の排熱ダクト３３は、基端部３３１から前縁２１に向けて立ち上がり、前スパー１１３の貫通孔１１３Ａの内側を通った後、左右に分岐して左側の尾翼開口３１と右側の尾翼開口３１とに向けて延びている。したがって、排熱ダクト３３は、左側先端部３３２Ｌと、右側先端部３３２Ｒとを有している。
排熱ダクト３３の分岐点３３Ｃは、支柱２１Ｆと、前スパー２０５と、最も下方に位置するサポート２１Ｓとで囲まれた空間Ｓ１に位置している。排熱ダクト３３の２つの先端部３３２Ｌ，３３２Ｒの位置も、この空間Ｓ１に対応している。
【００４５】
排熱ダクト３３の基端部３３１は、垂直尾翼本体２００の底部を形成するリブ２０１の貫通孔２０１Ａを介して胴体開口３２の内側またはその近傍に位置している。基端部３３１と胴体開口３２とは同等の径に設定することができる。
胴体開口３２が形成されたスキン１４２と基端部３３１との間には、必要に応じてシール部材や結合部材が介装される。
尾翼開口３１が形成された前縁２１の左パネル２１Ｌおよび右パネル２１Ｒと先端部３３２Ｌ，３３２Ｒとについても、必要に応じてシール部材や結合部材が介装される。
【００４６】
排熱ダクト３３は、基端部３３１から左側の先端部３３２Ｌまでに亘り、途中で下ることなく、上方に向けて延びている。排熱ダクト３３の基端部３３１から右側の先端部３３２Ｒまでに関しても同様に、途中で下ることなく上方に向けて延びている。
【００４７】
後胴後部１４の後側に位置する第２排熱系統３０２を構成する胴体開口３２（３２Ｂ）、尾翼開口３１（３１Ｂ）、および排熱ダクト３３（３３Ｂ）も、上述した第１排熱系統３０１の胴体開口３２（３２Ａ）、尾翼開口３１（３１Ａ）、および排熱ダクト３３（３３Ａ）とそれぞれ同様の特徴を有している。
以下、第１排熱系統３０１の構成要素と相違する点のみ説明する。
第２排熱系統３０２の胴体開口３２（３２Ｂ）の位置は、後縁２３の後端に位置するストレーキ２４の位置に対応している。
ストレーキ２４は、後縁２３と後胴後部１４とがなす角部に配置されており、後胴後部１４に固定されている。
ストレーキ２４は、側面視三角形状の箱形に形成された骨組と、骨組の外側に設けられるパネルとを有している。
胴体開口３２（３２Ｂ）は、ストレーキ２４の直下で後胴後部１４のスキン１４２を貫通している。この胴体開口３２と、ストレーキ２４のパネルに形成された開口とを介して、後胴後部１４の内部とストレーキ２４の内部とが連通している。
尾翼開口３１（３１Ｂ）は、ストレーキ２４の左側の側面と、右側の側面とにそれぞれ、パネルを厚み方向に貫通して形成されている。
【００４８】
上記のように、第２排熱系統３０２は、胴体開口３２Ｂおよび尾翼開口３１Ｂの位置が第１排熱系統３０１とは異なるものの、胴体開口３２Ｂと尾翼開口３１Ｂとを接続する排熱ダクト３３Ｂは、第１排熱系統３０１の排熱ダクト３３Ａと同様に、胴体開口３２Ｂに対応する基端部３３１から立ち上がり、途中で分岐して左右の尾翼開口３１Ｂに対応する先端部３３２，３３２までそれぞれ延びている。そして、基端部３３１から先端部３３２，３３２までに亘り、途中で下り勾配となることなく漸次上方に向けて延びている。
【００４９】
以上で説明した航空機１の排熱構造３０により、後胴後部１４の内部に滞留した熱溜まりＨを機外へと排出させる機構について図１を参照して説明する。
第１排熱系統３０１および第２排熱系統３０２による排熱機構は同様であるため、以下では、第１排熱系統３０１と第２排熱系統３０２との開口を区別せずに、単に、胴体開口３２、尾翼開口３１、および排熱ダクト３３と称して説明する。
【００５０】
上述したように、後胴後部１４の内部の上方に熱がこもって熱溜まりＨが形成される。熱溜まりＨの温度は、例えば、１００℃以上に到達する可能性がある。この熱溜まりＨの高熱により、胴体１０を構成する部材がダメージを受けるのを防ぐ必要がある。
【００５１】
以下、航空機１が地上に駐機されている間に、熱溜まりＨを機外へと排出させることを考える。駐機中は、航空機１の動力源として補助動力装置１７を作動させるため、後胴後部１４の内部で発せられる熱量が大きい。そのため、後胴後部１４の内部に熱がこもって滞留し易い。
排熱構造３０は、空気の温度差つまり密度差に基づいて、胴体開口３２、排熱ダクト３３、および尾翼開口３１を通じて後胴後部１４の内部から機外へと流れる空気の流れＦ１を生じさせる。そして、流れＦ１により後胴後部１４の内部の熱を機外へと排出させることによって熱溜まりＨを軽減する。
ここで、空気の温度差は、機外の大気の温度と、熱溜まりＨの温度との差であり、空気の密度差は、機外の大気の密度と、熱溜まりＨの密度との差である。外気温度が非常に高温となる地域や時季であっても、熱溜まりＨの温度の方が外気温度よりも高い。
機外の大気に対して、熱溜まりＨの方が温度が高く、密度が小さいことから、熱溜まりＨから機外へと向けて空気が上昇し、流れＦ１を生じさせる。
【００５２】
流れＦ１により後胴後部１４の内部の空気が機外へと排出されるのに伴って、後胴後部１４の下部１４７にある換気開口３４および換気開口３５のいずれか一方あるいは双方より外気が取り込まれる。その流れをＦ２で示す。
駐機中、補助動力装置１７および油圧ポンプ１６から発せられる熱が、空気の流れＦ１およびＦ２により、機外へと継続して排出されることにより、熱溜まりＨが軽減される。
以上で説明した作用は、煙突効果として知られている。つまり、後胴後部１４内の熱溜まりＨが煙突内の高温の空気に相当し、換気開口３４，３５が煙突下部の吸気部に相当し、胴体開口３２、排熱ダクト３３、および尾翼開口３１を含む排熱路が煙突上部の排気部に相当するので、換気開口３４，３５から尾翼開口３１までの高さ分の気圧差により換気開口３４，３５で生じる開口内外の圧力差により、換気開口３４，３５を通じて外気を取り入れつつ（流れＦ２）、胴体開口３２、排熱ダクト３３、および尾翼開口３１を通じて高温の空気を排出させることができる（流れＦ１）。
【００５３】
ところで、日射により機体の温度が上昇すると、後胴後部１４の内部と、後胴後部１４のスキン１４２や垂直尾翼本体２００との温度差が小さくなる。そのため、両者の間の熱伝達率が低下するので、後胴後部１４の内部の熱をスキン１４２や垂直尾翼本体２００へと十分に放熱させ、さらに外気へと放熱させることが難しい。
そのような場合であっても、排熱構造３０によれば、胴体開口３２、排熱ダクト３３、および尾翼開口３１から構成された排熱経路を通じた空気の流れＦ１と、後胴後部１４の内部へと取り込まれる空気の流れＦ２とにより、後胴後部１４の内部の熱を確実かつ容易に機外へと排出させ、熱溜まりＨを軽減させることができる。
【００５４】
上空を飛行中も、作動中の油圧ポンプ１６により、後胴後部１４の内部で高熱が発生する。また、一部のエンジンが停止した際には補助動力装置１７が起動されるので、補助動力装置１７によっても後胴後部１４の内部で高熱が発生する。
上空を飛行中においても、駐機中と同様に、空気の流れＦ１，Ｆ２により、後胴後部１４の内部の熱が機外へと排出される。
地上と比べて上空では日射が強いものの、外気温度が大幅に低いので、後胴後部１４の内部の熱を外気温との温度差に基づいてスキン１４２や垂直尾翼本体２００へと十分に放熱させることによっても、熱溜まりＨが軽減される。
【００５５】
本実施形態の排熱構造３０は、熱溜まりＨから機外に向けて上方へと延びている第１排熱系統３０１および第２排熱系統３０２を備えていることにより、これらの排熱系統３０１，３０２を通る上昇流Ｆ１を利用して、上述したように、確実かつ容易に後胴後部１４内部の熱を機外へと排出させることができる。そのことにより、熱溜まりＨを軽減することができるので、熱溜まりＨによる構造部材のダメージを防ぐことができる。
本実施形態は、後胴後部１４内部の熱密度が高くなりがちな小型機において特に有用である。
【００５６】
ここで、排熱ダクト３３は、胴体開口３２から尾翼開口３１に向けて上昇するように延びているので、排熱ダクト３３内の流れＦ１も、排熱ダクト３３の形状に倣って、途中で滞留することなくスムーズに上方へと流れる。そのため、第１排熱系統３０１および第２排熱系統３０２を通じて排気される流れＦ１の流量を確保することができるので、熱溜まりＨを迅速に軽減することができる。
【００５７】
本実施形態の排熱構造３０は、２つの開口３１，３２および排熱ダクト３３で構成されており、可動部がないため信頼性をより十分に確保することができる。また、排熱構造３０を具備するにあたり、胴体開口３２および尾翼開口３１を形成して排熱ダクト３３を設ければ足りるので、熱溜まりＨを冷却する冷却器等の装置を設置する場合と比べて航空機１の重量を抑えることができる。
【００５８】
その上、本実施形態によれば、圧力隔壁１３が破損した緊急時に、圧力差に基づいて予圧区域から後胴後部１４の内部へと流入した空気を、第１排熱系統３０１および第２排熱系統３０２を通じて機外へと排気可能である。第１排熱系統３０１および第２排熱系統３０２による排気と、換気開口３４，３５による排気とにより、圧力隔壁１３の破損時に後胴後部１４の内部の圧力が急激に高まることを避けられるので、飛行の安全を確保することができる。
【００５９】
本実施形態において、胴体開口３２付近での熱溜まりＨの空気密度および圧力をそれぞれ、ρｉ、Ｐｉとし、熱溜まりＨと、機外の大気の温度と同等の温度である後胴後部１４内の空気との境界層付近（熱溜まりＨの下端）の空気密度および圧力をそれぞれ、ρｏ、Ｐｏとし、重力加速度をｇとする。
温度が相対的に高い熱溜まりＨにおけるρｉは温度が相対的に低い境界層付近のρｏよりも小さく、
浮力により生じる圧力差をΔＰとおくと、
ΔＰ＝Ｐｏ−Ｐｉ＝ｇρｏ(ｈ＋Δｈ)−ｇρｉ(ｈ＋Δｈ)＝ｇ(ｈ＋Δｈ)（ρo−ρｉ）・・・（１）
となる。ここで、ｈは尾翼開口３１と胴体開口３２との高さの差、Δｈは熱溜まりＨ層の厚さである。
そして、胴体開口３２から排熱ダクト３３に流入する空気の体積をＶｏ、質量をｍｏ、流速をｕｏとすると、エネルギー保存の法則から、
ΔＰ・Ｖｏ＝1/2・ｍｏ・ｕｏ2・・・（２）
となる。
ここで、ρｏ＝ｍｏ/Ｖｏであるから、
（１）式より、
ｕｏ＝√(２ｇ・(ｈ＋Δｈ)・（ρｏ−ρｉ）/ρｏ)・・・（３）
となり、
胴体開口３２と尾翼開口３１との高さの差ｈが大きいほど、胴体開口３２から排熱ダクト３３に流入する空気の流速ｕ１が大きくなり、所謂、煙突効果が得られる。
従って、流れＦ１の流量を大きくする効果が得られるので、排熱効率の向上の観点より好ましい。この観点からは、尾翼開口３１を垂直尾翼２０のより高い位置に形成し、排熱ダクト３３もより高い位置にまで立ち上げるとよい。
但し、胴体開口３２と尾翼開口３１とを結ぶ排熱ダクト３３の内壁との摩擦による圧力損失や、排熱ダクト３３の長さに応じた重量増加をも考慮して、胴体開口３２と尾翼開口３１との距離を定めることが好ましい。
【００６０】
機外へと開放された尾翼開口３１を通じて、雨水や、機体の洗浄に用いた水が排熱ダクト３３の内部に流入し、さらに、胴体開口３２を通じて後胴後部１４の内部へと流入した場合、その水は、後胴後部１４の下部１４７に形成された換気開口３４，３５から排水される。
換気開口３４，３５とは別に、排水用の開口が後胴後部１４の下部１４７に形成されている場合は、換気開口３４，３５が下部１４７に形成されている必要はない。その場合は、換気開口３４，３５を後胴後部１４の任意の箇所に形成することができる。
【００６１】
後胴後部１４の内部と外部とを換気するためには、後胴後部１４の内部への入口と、後胴後部１４の内部からの出口との２つの開口があれば足りる。そのため、後胴後部１４に形成される胴体開口３２を換気にも使用すれば、胴体開口３２の他に、最低１つの開口があれば足りる。したがって、換気開口３４，３５のいずれか一方のみが設けられていれば足りる。その場合でも、流れＦ１および流れＦ２を確保し、胴体開口３２および尾翼開口３１を介して機外へと十分に排熱することができる。
【００６２】
〔第２実施形態〕
次に、図３を参照し、本発明の第２実施形態について説明する。
以降の各実施形態では、第１実施形態とは相違する構成を中心に説明する。第１実施形態と同様の構成には同じ符号を付している。
第２実施形態に係る航空機２は、上述した胴体開口３２を備えるとともに、垂直尾翼２０に形成された尾翼開口３６を備えている。
【００６３】
図３に示す垂直尾翼２０の左側の側面には、複数の尾翼開口３６が配列されている。各尾翼開口３６は、垂直尾翼本体２００のスキン２０２に形成されている。
それらの尾翼開口３６は、垂直尾翼２０の後胴後部１４から立ち上がる高さ２０Ｔの１／２よりも上方に位置している。
垂直尾翼２０の右側の側面にも、同様に複数の尾翼開口３６が形成されている。
【００６４】
本実施形態における排熱構造４０は、上述の排熱ダクト３３を備えておらず、胴体開口３２と、複数の尾翼開口３６とから構成されている。胴体開口３２は、後胴後部１４が垂直尾翼本体２００により覆われる箇所に複数が形成されていてもよい。
後胴後部１４の内部は、胴体開口３２、垂直尾翼２０の内部、および各尾翼開口３６を介して機外へと連通している。
排熱ダクト３３を備えていなくても、後胴後部１４の内部から上方に向けて延び機外へと至る排熱経路が形成される点で、排熱構造４０は第１実施形態の排熱構造３０と同様である。そのため、本実施形態においても、後胴後部１４の内部と外気との温度差および密度差に基づいて、胴体開口３２から各尾翼開口３６へと向かう流れＦ１が生じ、それに伴って流れＦ２も生じる。そして、後胴後部１４の内部の熱が流れＦ１により機外へと排出されるので、熱溜まりＨを軽減することができる。
【００６５】
本実施形態では、尾翼開口３６が垂直尾翼２０の高い位置にあり、胴体開口３２から尾翼開口３６までの距離が第１実施形態における胴体開口３２から尾翼開口３１までの間の距離と比べて大きい。そのため、流れＦ１の流量を大きく確保することができるので、効率よく排熱することができる。
【００６６】
本実施形態では、一個または複数個の胴体開口３２を設けることができる。尾翼開口３６も同様である。
胴体開口３２および尾翼開口３６は、各々、数が多いほど排熱経路における圧力損失が少ないので好ましい。
尾翼開口３６は、垂直尾翼２０の立ち上がり高さ２０Ｔの１／２以下の下部領域にも設けることができ、下部の尾翼開口３６からも排熱することができる。
胴体開口３２および尾翼開口３６の各々の数や位置、径は、圧力損失や飛行時の空気抵抗等を考慮して適宜に定めることができる。
【００６７】
機外へと開放された尾翼開口３１を通じて垂直尾翼２０の内部に雨水や洗浄水が流入した場合は、垂直尾翼２０と後胴後部１４との間に設定されたクリアランス相当の隙間Ｓ２から後胴後部１４の表面を伝って水が流れ出る。
また、垂直尾翼２０の内部から胴体開口３２を通じて後胴後部１４の内部へと流入した水は、後胴後部１４の下部１４７の換気開口３４，３５から排水される。
【００６８】
本実施形態では、図４に示すように、垂直尾翼２０の底部またはその近傍に、垂直尾翼２０の内部から後胴後部１４の機外側の表面に向けて水を排出させる排水路３７０の一部を構成する水ガイド３７を配置することが好ましい。
排水路３７０は、水ガイド３７と、垂直尾翼２０と後胴後部１４との間の隙間Ｓ２とを含んで構成されている。
水ガイド３７は、水が流れ落ちる勾配が付けられており、この水ガイド３７により、尾翼開口３６を通じて垂直尾翼２０の内部に流入した水を矢印で示すように隙間Ｓ２に導いて機外へと排出させることができる。
垂直尾翼２０の内部の水は、図４の紙面に交差する向きにも流れて後胴後部１４の外側へと排出される。
図４に示すように、水ガイド３７が胴体開口３２の周縁部から隙間Ｓ２に向けて下るように形成されていると、胴体開口３２を介して後胴後部１４の内部へと水を流入させることなく機外へと排水することができる。
【００６９】
〔第３実施形態〕
次に、図５を参照し、本発明の第３実施形態について説明する。
第３実施形態に係る航空機３は、後胴後部１４の上部１４６の垂直尾翼２０により覆われていない箇所に形成された胴体開口３８（第１開口）を備えている。
胴体開口３８は、圧力隔壁１３よりも後方に位置する後胴後部１４の上部１４６に形成されている。
上部１４６は、概ね、後胴後部１４の横断面における１０時位置から２時位置までの範囲をいうものとする。
【００７０】
胴体開口３８は、後胴後部１４のスキン１４２を厚み方向に貫通している。胴体開口３８を介して後胴後部１４の内部と機外とが連通している。
この胴体開口３８は、熱溜まりＨの上方に位置しており、後胴後部１４の内部の熱を機外へと排出させる排熱経路として機能する。
後胴後部１４の内部と外気との温度差および密度差に基づいて、胴体開口３８を通り抜ける流れＦ１が生じる。そして、後胴後部１４の内部の熱が流れＦ１により機外へと排出されるので、熱溜まりＨを軽減することができる。
【００７１】
本実施形態によれば、後胴後部１４の内部と機外とを直接連通させる胴体開口３８だけを備えるシンプルな構造により、後胴後部１４の内部の熱を確実に排出させることができる。
【００７２】
また、本実施形態によれば、第１実施形態で述べたのと同様に、圧力隔壁１３が破損した緊急時に、圧力差に基づいて予圧区域から後胴後部１４の内部へと流入した空気を胴体開口３８を通じて機外へと排気可能である。胴体開口３８による排気と、換気開口３４，３５による排気とにより、圧力隔壁１３の破損時に後胴後部１４の内部の圧力が急激に高まることを避けられるので、飛行の安全を確保することができる。
本実施形態では、一つあるいは複数個の胴体開口３８を設けることができる。
【００７３】
第３実施形態において、図６に示すように、胴体開口３８に対向する空力覆い３９を設けることもできる。空力覆い３９は、胴体開口３８を前方から覆っている。胴体開口３８の通気は担保されている。
飛行時、空力覆い３９により、後胴後部１４に沿った気流を整えることができる。
しかも、空力覆い３９の後側において、飛行時の周囲の気流に対して負圧となるので、胴体開口３８を介して後胴後部１４の内部の空気が機外へと吸い出される。その結果、胴体開口３８を通る流れＦ１が促進されるので、効率よく排熱することができる。
その上、空力覆い３９により、胴体開口３８からの水の浸入を抑制することができる。
【００７４】
〔第４実施形態〕
次に、図７を参照し、本発明の第４実施形態について説明する。
第４実施形態では、後胴後部１４に形成された胴体開口の形状について説明する。
図７（ａ）に示す胴体開口４１は、後胴後部１４の内部に向けてベルマウス状に拡径している。それにより、胴体開口４１を通る流れＦ１の圧力損失が小さくなるので、流れＦ１の流量を大きく確保することができる。
ベルマウス状の胴体開口４１は、図７（ａ）に示すように、後胴後部１４のスキン１４２に形成することもできるし、図７（ｂ）に示すように、スキン１４２の裏側に貼り合わせたパネル１４４とスキン１４２とに連続して形成することもできる。
【００７５】
あるいは、図７（ｃ）に示すように、スキン１４２の裏側に、胴体開口４１の周囲に環状に設けられる断面円弧状の部材１４５を設け、胴体開口４１の周縁と部材１４５の内周とによってベルマウス状の形態を実現することもできる。
その場合、部材１４５とスキン１４２とがなす角部の近傍で、部材１４５に複数の貫通孔１４５Ａあるいはスリットを形成することが好ましい。そうすると、部材１４５とスキン１４２との間に高温の空気が滞留せずに、貫通孔１４５Ａから胴体開口４１を通じて熱気を逃がすことができる。
【００７６】
図７（ａ）〜（ｃ）に示す胴体開口４１は、第１実施形態および第２実施形態の胴体開口３２としても、第３実施形態の胴体開口３８としても採用することができる。
あるいは、第２実施形態の尾翼開口３６としても採用することができる。
【００７７】
〔第５実施形態〕
次に、図８を参照し、本発明の第５実施形態について説明する。
第５実施形態では、機外に開放されている開口に好ましく適用することができる構成について説明する。
図８（ａ）に示す尾翼開口４２は、第１実施形態の尾翼開口３１（図１）あるいは第２実施形態の尾翼開口３６（図３）と同様に垂直尾翼２０に形成されており、尾翼開口４２の内側にはルーバー４３が配置されている。
【００７８】
ルーバー４３は、水平方向に延びた複数の羽根４３１を有している。
各羽根４３１は、羽根４３１の機外側の端縁４３１Ａよりも機内側（垂直尾翼２０の内側）の端縁４３１Ｂの方が上方に位置するように傾斜している。
【００７９】
雨水や、機体洗浄に用いる水が機外側から尾翼開口４２に降り注がれたとしても、ルーバー４３の傾斜した羽根４３１により、水を機外へと流すことができるので、機内への水の浸入を避けることができる。
【００８０】
尾翼開口４２には、図８（ｂ）に示すように鉛直方向に延びた複数の羽根４４１を有するルーバー４４を配置することもできる。このルーバー４４の羽根４４１により、尾翼開口４２を介して機体内部にダイレクトに水が入り込むのを避けることができる。その上、羽根４４１と羽根４４１の間で鉛直方向に延びる間隙Ｓ３より、熱を含んで上方へと浮上する気流を少ない圧力損失でスムーズに排出させることができる。
【００８１】
尾翼開口４２の内側に複数の羽根が並んでいることにより、尾翼開口４２を介して機体内部にダイレクトに水が入り込むのを避けることができるので、ルーバーの羽根は上記の向きに限らず任意の向きに設定することができる。
そして、複数の羽根を有するルーバーは、機外に開放されている第３実施形態の胴体開口３８（図５）にも好ましく適用することができる。
【００８２】
〔第６実施形態〕
次に、図９を参照し、本発明の第６実施形態について説明する。
第６実施形態でも、機外に開放されている開口に好ましく適用することができる構成について説明する。
【００８３】
図９（ａ）に一点鎖線で示す尾翼開口４５は、第１実施形態の尾翼開口３１（図１）あるいは第２実施形態の尾翼開口３６（図３）と同様に垂直尾翼２０に形成されている。
尾翼開口４５が形成された垂直尾翼２０の部材２９には、尾翼開口４５を開閉可能な開閉機構４６が設けられている。
【００８４】
開閉機構４６は、蓋４７と、バイメタル４８と、ロッド４９とを備えている。
蓋４７は、尾翼開口４５を機外側から覆っている。蓋４７の上端部４７１は垂直尾翼２０の部材２９に設けられている。
バイメタル４８は、線膨張係数の異なる２種類の金属製の部材を重ねあわせたもので、線膨張係数の大きい第１層４８１と、線膨張係数の小さい第２層４８２とを有している。バイメタル４８の一端部は、尾翼開口４５の下端側で部材２９に固定された固定端４８Ａであり、バイメタル４８の他端部は、自由端４８Ｂである。
ロッド４９は、温度変化によるバイメタル４８の変形を蓋４７に伝達する。ロッド４９の下端部４９１はバイメタル４８の自由端４８Ｂ側により支持されている。ロッド４９の上端部４９２は、蓋４７の裏側に突き当てられる。
【００８５】
蓋４７を開けることに関し、バイメタル４８の変形に追従するロッド４９の上端部４９２が力点Ｐ１に相当し、部材２９に固定されている蓋４７の上端部４７１が支点Ｐ２に相当する。そして、蓋４７の下端部４７２側に作用点Ｐ３がある。
尾翼開口４５から排出される熱によりバイメタル４８の温度が上昇すると、図９（ｂ）に示すように、バイメタル４８において支点Ｐ２から遠い側に配置された第１層４８１が第２層４８２よりも伸長して自由端４８Ｂが図中上向きに変位する。この変位に連動したロッド４９の上端部４９２により蓋４７の下端部４７２側が押し上げられて開かれる。上記の支点Ｐ２、力点Ｐ１、および作用点Ｐ３の位置関係により、バイメタル４８の変位量に対して蓋４７の変位量は大きい。
その後、温度が下がり、バイメタル４８が復元すると、蓋４７は自重により閉じる（図９（ａ））。
【００８６】
バイメタル４８を利用した開閉機構４６は、尾翼開口４５から熱が排出されない時には、図９（ａ）に示すように蓋４７を閉じている。この状態では、雨水や洗浄水が尾翼開口４５から機体内部に浸入することを避けることができる。
また、上述したように、地上と比べて上空では日射が強いものの、外気温度が大幅に低いので、後胴後部１４の内部の熱を外気温との温度差に基づいてスキン１４２や垂直尾翼本体２００へと十分に放熱させることができる。これに鑑みると、上記構造の開閉機構４６によれば、後胴後部１４の内部に熱溜まりＨがあり、排熱の必要がある時にだけ蓋４７を開いて排熱することができ、排熱の必要のない場合には蓋４７を閉じて水の浸入を避けることができる。
開閉機構４６はバイメタル４８の変形を利用しているため、動力を用いずに適時に開口を開閉することができる。
【００８７】
開閉機構４６は、機外に開放されている第３実施形態の胴体開口３８（図５）にも好適である。
なお、第６実施形態の開閉機構４６は、機外に開放されていない開口、すなわち、後胴後部１４において垂直尾翼２０により覆われる箇所に形成される胴体開口３２にも適用することができる。第５実施形態のルーバー４３，４４も同様である。
【００８８】
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。
【００８９】
後胴後部１４内から機外への排熱経路は、水平尾翼を含んで構成されていてもよい。
図１０（ａ）および（ｂ）に示す航空機の水平尾翼２０Ｈは、垂直尾翼２０Ｖの左右の側面の一部を覆うように設けられている。
この航空機では、水平尾翼２０Ｈに水平尾翼開口５１（第１開口）が形成されており、垂直尾翼２０Ｖにおいて水平尾翼２０Ｈにより覆われる箇所に、垂直尾翼開口５２（第２開口）が形成されている。
【００９０】
水平尾翼開口５１は、左右の水平尾翼２０Ｈのそれぞれに形成されている。
垂直尾翼開口５２も、垂直尾翼２０Ｖの左右の側面のそれぞれに形成されている。左に位置する開口５１，５２同士が対応し、右に位置する開口５１，５２同士が対応している。
【００９１】
各水平尾翼開口５１は、機外に開放されており、垂直尾翼開口５２よりも上方に位置している。対応する水平尾翼開口５１と垂直尾翼開口５２とは、ダクトにより接続されることが好ましい。
【００９２】
第１実施形態と同様に、後胴後部１４において垂直尾翼２０Ｖにより覆われる箇所には胴体開口３２が形成されている。各垂直尾翼開口５２は、胴体開口３２よりも上方に位置している。
胴体開口３２と垂直尾翼開口５２との間は、排熱ダクト３３（図２）と同様のダクトにより接続されることが好ましい。そのダクトを、垂直尾翼開口５２と水平尾翼開口５１を接続するダクトに接続することができる。
【００９３】
上記構成によれば、胴体開口３２、垂直尾翼開口５２、および水平尾翼開口５１を介して、後胴後部１４の内部と機外とを連通させる排熱経路が形成されるので、第１実施形態と同様に、後胴後部１４内の熱溜まりＨを機外へと容易に排熱させることができる。
排熱経路を構成するダクトは、途中で下ることのない上り勾配に形成されることが好ましい。そうすると、経路の途中で滞留することなく、後胴後部１４内の熱溜まりＨを機外へとスムーズに排熱させることができる。
【００９４】
図１１（ａ）および（ｂ）に示す航空機の水平尾翼２０Ｈは、後胴後部１４の上部において後胴後部１４の左右の側壁の一部を覆うように設けられている。
この航空機では、水平尾翼２０Ｈに水平尾翼開口５１（第１開口）が形成されており、後胴後部１４において水平尾翼２０Ｈにより覆われる箇所に、胴体開口３２（第２開口）が形成されている。
【００９５】
水平尾翼開口５１は、左右の水平尾翼２０Ｈのそれぞれに形成されている。
胴体開口３２も、後胴後部１４の左右の側壁のそれぞれに形成されている。左に位置する開口５１，３２同士が対応し、右に位置する開口５１，３２同士が対応している。
【００９６】
水平尾翼開口５１は、機外に開放されており、胴体開口３２よりも上方に位置している。水平尾翼開口５１と胴体開口３２とは、ダクトにより接続されることが好ましい。
【００９７】
上記構成によれば、胴体開口３２および水平尾翼開口５１を介して、後胴後部１４の内部と機外とを連通させる排熱経路が形成されるので、第１実施形態と同様に、後胴後部１４内の熱溜まりＨを機外へと容易に排熱させることができる。
【符号の説明】
【００９８】
１〜３    航空機
１０      胴体
１２      後胴
１３      圧力隔壁
１４      後胴後部（胴体）
１５      後胴前部
１６      油圧ポンプ
１７      補助動力装置
１７Ａ    ダクト
１８      隔壁
２０      垂直尾翼
２１      前縁
２１Ｆ    支柱
２１Ｌ    左パネル
２１Ｒ    右パネル
２１Ｓ    サポート
２２      ラダー
２３      後縁
２４      ストレーキ
２９      部材
３０      排熱構造
３１      尾翼開口（第１開口）
３１Ａ    尾翼開口
３１Ｂ    尾翼開口
３２      胴体開口（第２開口）
３２Ａ    胴体開口
３２Ｂ    胴体開口
３３      排熱ダクト（ダクト）
３３Ａ    排熱ダクト
３３Ｂ    排熱ダクト
３３Ｃ    分岐点
３４，３５  換気開口（第３開口）
３６      尾翼開口（第１開口）
３７      水ガイド
３８      胴体開口（第１開口）
４０      排熱構造
４１      胴体開口
４２      尾翼開口
４３      ルーバー
４４      ルーバー
４５      尾翼開口
４６      開閉機構
４７      蓋
４８      バイメタル
４８Ａ    固定端
４８Ｂ    自由端
４９      ロッド
１１３    前スパー
１１３Ａ  貫通孔
１４１    フレーム
１４２    スキン
１４３    ストリンガ
１４４    パネル
１４５    部材
１４５Ａ  貫通孔
１４６    上部
１４７    下部
１７０    ＡＰＵ室
２００    垂直尾翼本体
２０１    リブ
２０２    スキン
２０３    スキン
２０４    ストリンガ
２０５    前スパー
２０６    後スパー
３０１    第１排熱系統
３０２    第２排熱系統
３３１    基端部
３３２    先端部
３３２Ｌ  左側先端部
３３２Ｒ  右側先端部
３４１    ルーバー
３５０    アクセスパネル
３７０    排水路
４３１    羽根
４３１Ａ  端縁
４３１Ｂ  端縁
４４１    羽根
４７１    上端部
４８１    第１層
４８２    第２層
４９１    下端部
４９２    上端部
Ｆ１      流れ
Ｆ２      流れ
Ｐ１      力点
Ｐ２      支点
Ｐ３      作用点
Ｓ１      空間
Ｓ２      隙間
Ｓ３      間隙
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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