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垂直尾翼または尾部フィン[ 1 ] [ 2 ]は、航空機の垂直尾部の固定部分です。[ 1 ]この用語は、この固定面と、それにヒンジで取り付けられた1つ以上の可動方向舵の両方のアセンブリに一般的に適用されます。その役割は、ヨー方向の制御、安定性、およびトリムを提供することです（方向安定性または風見鶏安定性とも呼ばれます）。これは航空機の尾部、特に安定板の一部です。
垂直尾翼[ 3 ]は通常、後部胴体の上部に取り付けられ、水平安定板は胴体の側面に取り付けられます（「従来型尾翼」と呼ばれる構成）。T字尾翼や双尾翼などの他の構成が代わりに使用されることもあります。
垂直尾翼は、例えばル・マンプロトタイプレースなど、モータースポーツで時折使用されてきました。
航空機の垂直尾翼は通常、固定式の垂直安定板またはフィンで構成され、その上に可動式の方向舵が取り付けられています。同様に、トリムタブが方向舵に取り付けられる場合もあります。これらの役割は、ヨー方向のトリムを可能にすること（推力または抗力の非対称性によって発生するヨーモーメントを補償すること）、航空機をヨー方向に制御すること（例えば、横風着陸時に横滑りを開始すること）、およびヨー方向の安定性（風向安定性または方向安定性）を提供することです。[ 4 ]
垂直尾翼は、重心から離れるほど効果を発揮します。そのため、一般的に機体の短い航空機ほど垂直尾翼が大きくなります。例えば、エアバスA318の垂直尾翼は、 A320ファミリーの長胴機よりも大きくなっています。
垂直尾翼の有効性は、その効率と垂直尾翼体積係数[ 5 ] （体積比[ 6 ]とも呼ばれる）に依存し、これは主翼の寸法でその面積と腕を無次元化するものである。
（インデックスがそしてそれぞれ垂直尾翼と垂直翼を表す。は面積を表し、は一般的に平均空力弦長です。垂直尾翼係数の値は、航空機の種類によってわずかにしか変化せず、極端な値は0.02（グライダー）から0.09（ジェット輸送機）の範囲です。[ 5 ]
尾翼効率は、尾翼の動圧と自由流の動圧の比です。尾翼は自由流に浸かっているときに最大の性能を発揮し、効率は1になります。尾翼が後流に部分的に浸かっている場合、後流の動圧は自由流よりも低いため、その効果は低下します。特定の飛行条件下では、必要な効果を回復するために、フィンの高さを上げる必要がある場合があります。パナビア・トルネードは、高迎角での方向安定性のために高いフィンを備えていました。[ 7 ]
方向舵は方向制御翼面であり、通常は垂直尾翼または垂直安定板にヒンジで取り付けられています。方向舵を動かすことで、パイロットは垂直軸を中心としたヨーイング、つまり機首の水平方向の向きを変えることができます。
舵の最大偏向角は通常、舵移動リミッターによって制御されます。特定の飛行条件下で舵が達成できる最大の角度は、ブローダウン限界と呼ばれます。これは、舵にかかる空力と作動機構からの機械力とのバランスを表しています。[ 8 ]
多発機、特に翼にエンジンが搭載されている機体は、大きくて強力な方向舵を備えている。最大重量および横風制限での離陸時のエンジン故障後も十分な操縦性を確保し[ 9 ]、通常の離着陸時には横風に対する対応能力も求められる[ 10 ] 。
地上走行時および離陸開始時には、航空機はラダー操作と前輪または尾輪の回転を組み合わせて操縦されます。低速では前輪または尾輪が最も操縦性が高いですが、速度が上がるにつれてラダーの空力効果が増大し、ヨー制御においてラダーの重要性が増します。一部の航空機（主に小型機）では、これらの両方の機構がラダーペダルで制御されるため、パイロットにとっては違いがありません。他の航空機では、車輪操舵を制御する専用のティラーがあり、ペダルはラダーを制御し、車輪操舵は限定されています（通常は前輪操舵5度）。これらの航空機では、パイロットは離陸前に滑走路に進入した後はティラーの使用を止め、着陸後、滑走路から出る前にティラーの使用を開始します。これは、高速時に敏感なティラーで過剰修正してしまうのを防ぐためです。ペダルは、直線走行中や旋回開始時、旋回終了時に、舵を操作する前に微調整を行うためにも使用でき、旋回をスムーズに行うのに役立ちます。
操縦桿を中立位置にしても、機体はわずかに片側にヨーイングすることがあります。これは、トリム面（多くの場合、方向舵に取り付けられた独立したトリムタブ、場合によっては方向舵自体）を調整することで修正され、ヨーイングを打ち消し、機体が直線飛行するようにします。
トリムタブの設定を変更すると、操縦翼面（昇降舵や舵など）の中立位置または静止位置が調整されます。操縦翼面の目標位置が変化すると（主に速度の変化に対応）、調整可能なトリムタブを使用することで、操縦者はその位置を維持するために必要な手動操作力を減らすことができます。正しく使用すれば、操作力はゼロになります。このように、トリムタブはサーボタブとして機能します。トリムタブの圧力中心は操縦翼面の回転軸から操縦翼面の圧力中心よりも遠いため、トリムタブによって生成される動きは操縦翼面によって生成される動きと一致させることができます。操縦翼面とトリムタブからのトルクが釣り合うまで、操縦翼面の軸上の位置は変化します。
垂直尾翼はヨー安定性において決定的な役割を果たし、航空機が横滑りした際に重心周りの復元モーメントの大部分を提供します。ヨー安定性は通常、モーメント係数のヨー角に関する微分を用いて定量化されます。[ 6 ]
垂直尾翼上の気流は、大きさも方向も、航空機の胴体、翼、エンジンによって影響を受けることが多い。[ 6 ]主翼と水平尾翼が大きく後退角を持つ場合、ヨー安定性に大きく貢献する可能性がある。後退角の大きい翼はヨー安定性を高める傾向がある。しかし、従来の航空機の翼と水平尾翼の後退角は、ヨー方向の航空機のトリムには影響しない。[ 6 ]
主翼と水平尾翼の二面角も静的ヨー安定性にわずかな影響を与える可能性がある。この影響は複雑で、翼の後退角と胴体周りの流れの影響と結びついている。 [ 6 ]
プロペラ、特にその軸が自由流速度に対して角度をなすように前進している場合、ヨー方向の航空機の静的安定性に影響を与える可能性がある。[ 6 ]
垂直尾翼は、その空力中心が通常、航空機の重心よりはるか上にあるため、航空機のロール挙動に影響を与えます。 [ 1 ]航空機が右に横滑りすると、垂直尾翼にかかる相対風と横方向の力が、ロール方向の反時計回りのモーメントに変換されます。[ 6 ]
超音速飛行では、垂直尾翼はマッハ数の増加に伴って徐々に効果が低下し、安定性の喪失が許容できなくなる場合があります。[ 11 ]安定性が低下するのは、尾翼によって発生する揚力、つまり横方向の力が、横滑り角（揚力曲線勾配）の度ごとに速度とともに減少するためです。これは、亜音速飛行とは大きく異なる圧力分布、衝撃波、膨張波によるものです。[ 12 ]航空機の最大運用速度で必要な安定性を達成するために、垂直尾翼を拡大することがあります。例えば、ノースアメリカン F-100 スーパーセイバーでは、初期の尾翼面積の要件が過小評価されていました。追加の面積は、腹部フィン（ヴォート F-8 クルセイダーの高速後期バージョンなど）や折りたたみ式翼端（ノースアメリカン XB-70 ヴァルキリーなど）を取り付けることによって追加できます。尾翼を大きくすることが許容できない場合は、自動方向舵偏向を使用して尾翼の横方向の力を増加させ、方向安定性を回復することができます。この方法はアブロ・アローで使用された。[ 13 ]
垂直尾翼には、前方基部にフィレットまたは背びれが設けられることがあり、これにより垂直面の失速角が大きくなり（渦流による揚力が発生する）、ラダーロックまたはラダー反転と呼ばれる現象を防ぐことができる。ラダーロックは、垂直尾翼が失速すると、偏向したラダーにかかる力が突然反転したときに発生する（例えば、安定した横滑り時）。これにより、ラダーが最大偏向位置で固定され、パイロットがラダーを中央に戻すことができなくなる可能性がある。[ 14 ]背びれは、例えば1942年のダグラスDC-4など、 1940年代に導入され、1970年代に開発されたF-16などの戦闘機の翼ストレーキよりも前に登場した。[ 15 ]
大型機や高速機の方向舵と垂直尾翼にはそれぞれ相当な力がかかり、方向舵の偏向によってその力は増大します。極端な例としては、制御された飛行状態から逸脱する、いわゆる機首上げがあり、垂直尾翼と方向舵の文脈では、これは過度の横滑りを指します。大型輸送機の場合、回復に必要な安定化モーメントは垂直尾翼から得られ、方向舵の偏向はほとんど必要ありません。これらの航空機は、このような状況でほぼ最大方向舵偏向に耐える必要はありません[ 16 ]。なぜなら、構造的破損を防ぐために必要な構造重量が、商業的に実現不可能になるからです。アメリカン航空587便では、パイロットが非常に大型ジェット機の後流を追尾中に最大方向舵偏向を使用した際に、垂直尾翼と方向舵のアセンブリ全体が失われました[ 17 ] 。
晴天乱気流によりボーイングB-52ストラトフォートレスの垂直尾翼と方向舵一式が破損したが、パイロットは無事着陸に成功した。突風と操縦荷重を計測するB-52爆撃機は、晴天乱気流による突風が設計限界を大幅に超え、34,000フィートで最大荷重を記録した。[ 18 ]
イングリッシュ・エレクトリック社のライトニングT4プロトタイプのフィン破損は、高速ロール中の慣性ロールカップリングが原因でした。フィンは大型化、強化され、ロールレート制限が課されました。しかし、最初のT5もロケットパックを伸長させた状態で高速ロール試験中にフィン破損が発生しました。[ 19 ]
ライトニング機が、マッハ0.97の編隊飛行中に低空で接近した航空機同士の相互作用により、尾翼を失った。これは曲技飛行のルーチンであった。編隊飛行時の航空機間の間隔など、制限が課された。[ 19 ]
フィンバフェッティングは、ツインフィンまたはシングルフィンを備えた戦闘機にとって重大な問題です。これは、フィンに衝突するバースト渦によって引き起こされる変動荷重によってフィン構造の疲労寿命が短縮されるためです。ユーロファイター タイフーンのシングルフィンは、高迎角でカナードと翼の前縁から発生するバースト渦によって引き起こされるバフェッティング荷重を受けます。上部に取り付けられたエアブレーキの側面も、偏向すると渦を放出し、バースト後にフィンに衝突します。展開されたエアブレーキからのバフェッティングは、エアブレーキの有効迎角が最大のときに最大になります。これは、完全に展開されたエアブレーキの場合、航空機の迎角が低いときに最大になり、機動しているときに最小になります。[ 20 ]マクドネルダグラス F/A-18 ホーネットのツインフィンは、尾部前方のリーディングエッジ エクステンション(LEX) 渦の崩壊またはバーストによるバフェッティングを受けます。 [ 21 ] LEXフェンスを追加することで、バフェッティングが大幅に軽減され、フィンの疲労寿命が延びます。[ 22 ]
全可動フィンを備えた航空機で、実戦配備されなかったものとしては、ノースアメリカンF-107 [ 24 ]とBAC TSR-2 [ 25 ]がある。
ロッキードSR-71 ブラックバードとノースアメリカン X-15 は、フィンに固定スタブを使用し、残りの高さはラダーで補った。従来のラダーは SR-71 には不向きだった。エンジン停止時に過度の偏向が必要となり、許容できないトリム抵抗が発生するからである。[ 26 ] X-15 の初期の構成案では、従来の固定フィンと後縁ラダー、および腹部フィンが示されていた。これは、それぞれ外側半分がラダーとして機能する背側フィンと腹部フィンに変更された。[ 27 ]
双尾翼機は2枚の垂直尾翼を備えています。現代の戦闘機の多くはこの構成を採用しています。ツインラダーは、着陸装置を下ろした状態で、トーインまたはフレアアウトによる縦方向の制御を強化するために使用できます（マクドネル・ダグラス F/A-18 ホーネット[ 28 ] ）。ツインラダーは、ロッキード・マーティン F-22 ラプターのように、専用のエアブレーキがないため、他の操縦翼面の偏向と併せて差動ラダーを使用して速度を制御する場合のように、エアブレーキとしても使用されます。[ 29 ]
双尾翼は、ノースアメリカンB-25ミッチェル中型爆撃機やアブロ・ランカスターのように単一の胴体に取り付けられたH尾翼、またはノースアメリカン・ロックウェルOV-10ブロンコやアームストロング・ホイットワースAW.660アルゴシー輸送機のように、それぞれ1つの垂直尾翼と方向舵を備えた2つの独立したブーム構造の後部機体で構成される双胴型のいずれかである。
双尾翼のバリエーションである三尾翼は、3枚の垂直尾翼を備えています。第二次世界大戦時代のAvro Manchesterは、当初の双尾翼では不十分であることが判明したため、3枚目の尾翼が追加されました。Lockheed Constellationは、必要な垂直尾翼面積を確保しつつ、機体全体の高さを低く抑えることで、整備のために格納庫に収まるようにするため、3枚の尾翼を採用しました。
V字尾翼には、明確な垂直尾翼や水平尾翼はありません。それらは、ピッチとヨーの両方を制御するラダーベーターと呼ばれる操縦翼面に統合されています。この配置は文字のVに似ているため、「バタフライテール」とも呼ばれます。ビーチクラフト・ボナンザ・モデル35やロッキードF-117ナイトホークはこの構成を採用しています。
ルータン・ヴァリエゼとルータン・ロングイーズのようなカナード翼推進式航空機 に採用されているウィングレットは、翼端装置と垂直尾翼の両方の役割を果たします。これらの航空機やその他の類似航空機の派生型にも、この設計要素がいくつか使用されています。
ノースアメリカンA-5ビジランテの垂直尾翼の上部は、格納庫の高さ制限のため、横に折り畳まれるようになっている。
垂直尾翼に似た装置は、1955年のジャガーDタイプや2013年のランボルギーニ・ヴェネーノなどの車に使用されています。レースカーでは、その主な目的は、コーナリング中やスピン中に極端なヨー角を受けたときに、揚力によって車がひっくり返る原因となる、高速ヨーによる突然のブローオーバーを軽減することです。 2011年以降、垂直安定板は新たに公認されたすべてのル・マンプロトタイプに義務付けられています。[ 30 ]
F1チームの中には、リアウイングへの気流を乱して空気抵抗を低減するために垂直安定板を採用したチームもあり、最も革新的なシステムは2010年のマクラーレンMP4-25とフェラーリF10に搭載された「Fダクト」だった。このシステムは、ドライバーの要求に応じて、車体前方のダクトから垂直フィン内のトンネルを通してリアウイングに空気を送り込み、ダウンフォースが不要なストレートでのウイングの失速と空気抵抗の低減を図った。このシステムは2011年のF1シーズンで禁止された。
