垂直安定装置

垂直安定板または尾翼[ ^1]^[2]は、航空機の垂直尾翼の静的部分です。^[1]この用語は、通常、この固定面と、それにヒンジで取り付けられた1つ以上の可動舵の両方のアセンブリに適用されます。それらの役割は、ヨー（方向安定性または風見安定性とも呼ばれる）の制御、安定性、トリムを提供することです。これは航空機の尾翼、特に安定板の一部です。

垂直尾翼^[3]は通常、胴体後部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）。代わりに、 T字型尾翼や双尾翼などの他の構成が使用されることもあります。

垂直安定板は、ル・マン・プロトタイプ・レースなどのモータースポーツで時々使用されています。

関数

原理

航空機の垂直尾翼は、通常、固定された垂直安定板またはフィンと、その上に取り付けられた可動舵で構成されています。トリムタブも同様に舵に取り付けられることがあります。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生成されるヨーモーメントを補正すること）、航空機のヨー方向の制御を可能にすること（たとえば、横風着陸中に横滑りを開始すること）、およびヨー方向の安定性を提供すること（風見鶏または方向安定性）です。^[4]

重心から離れた位置にあるほど、垂直尾翼の有効性は高まります。したがって、通常、機体の短い航空機は、より大きな垂直尾翼を備えています。たとえば、短いエアバス A318の垂直尾翼は、より長いA320 ファミリーの垂直尾翼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容積係数^[5]（容積比^[6]とも呼ばれる）に依存し、垂直尾翼の面積と腕を主翼の寸法で無次元化します。

$V_{\text{v}}={\frac {S_{\text{v}}L_{\text{tail-CG}}}{S_{\text{w}}L_{\text{w}}}}$

（ここで、指数とはそれぞれ垂直尾翼と翼を表し、は面積を表し、は通常、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異なり、極端な値は0.02（グライダー）から0.09（ジェット機輸送機）の範囲です。^[5] $V$ $W$ $S$ $L_{\text{w}}$

尾翼効率は、尾翼の動圧と自由流の動圧の比である。尾翼は、効率が 1 の自由流に浸っているときに最大の能力を発揮する。尾翼が部分的に後流に浸っているときは、後流の動圧が自由流より低いため、効率は低下する。特定の飛行条件では、必要な効率を回復するためにフィンの高さを高くする必要がある。パナビアトルネードには、高入射角での方向安定性のために高いフィンが装備されていた。^[7]

ヨーのトリムと制御

ラダーは方向制御面であり、通常はフィンまたは垂直安定板にヒンジで取り付けられています。パイロットはラダーを動かすことで、垂直軸の周りのヨーを制御し、機首が向いている水平方向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。特定の飛行条件で達成可能な舵の最大角度は、ブローダウン限界と呼ばれます。これは、舵にかかる空気力と作動機構からの機械力のバランスを表します。^[8]

多発エンジン機、特に主翼にエンジンを搭載した機体には、大型で強力な舵が装備されています。最大重量と横風制限での離陸時にエンジンが故障しても十分な制御力を発揮し、通常の離着陸時には横風に耐えられることが求められます。 [ ⁹^]

タキシングおよび離陸の初期段階では、航空機はラダー入力と前輪または尾輪の回転の組み合わせによって操縦されます。低速では前輪または尾輪が最も制御力を持ちますが、速度が増加するにつれてラダーの空力効果が増加するため、ヨー制御におけるラダーの重要性がますます高まります。一部の航空機 (主に小型航空機) では、これらのメカニズムの両方がラダーペダルによって制御されるため、パイロットには違いがありません。他の航空機では、ホイールステアリングを制御する特別なティラーがあり、ペダルはラダーと限られた量のホイールステアリング (通常、前輪ステアリング 5 度) を制御します。これらの航空機では、パイロットは離陸前に滑走路に並んだ後ティラーの使用をやめ、着陸後滑走路を外れる前に使用し始めます。これは、高速時に敏感なティラーで過剰に修正するのを防ぐためです。ペダルは、直線でタキシングしているとき、または旋回を開始または終了するときに、舵を切る前に小さな修正を加えて、旋回をスムーズにするためにも使用できます。^{[引用が必要]}

操縦装置がニュートラル位置にある場合でも、飛行機は片側にわずかに偏向することがあります。この偏向は、トリム面の設定によって修正されます。トリム面は、舵に取り付けられた別のトリムタブであることが多いですが、舵自体がトリム面になることもあります。これにより、偏向が抑制され、飛行機が直線飛行するようになります。^[要出典]

トリムタブの設定を変更すると、操縦面 (エレベーターやラダーなど) の中立位置または休止位置が調整されます。操縦面の希望位置が変化すると (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と、オペレーターはその位置を維持するために必要な手動の力を、正しく使用すればゼロにまで減らすことができます。したがって、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面の圧力中心よりも操縦面の回転軸から遠いため、タブによって生成される動きは操縦面によって生成される動きと一致できます。操縦面の軸上の位置は、操縦面とトリム面からのトルクが互いにバランスするまで変化します。^{[引用が必要]}

舵の使用による動き
この写真のボーイング 727 コックピットでは、舵は操縦桿の下部後方にあるラダーペダルで制御されます。
軽飛行機の舵とトリムタブ
このセスナ 208 キャラバン水上機の水上舵は、各フロートの後端にある小さな垂直面です。その設定はコックピットから制御されます。

ヨー安定性

垂直尾翼はヨー安定性に決定的な役割を果たし、航空機が滑ったときに重心周りに必要な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、ヨー角に対するモーメント係数の微分を使用して定量化されます。^[6]

垂直尾翼上の気流は、大きさと方向の両方において、航空機の胴体、翼、エンジンの影響を受けることが多い。^[6]主翼と水平安定板は、大きく後退している場合、ヨー安定性に大きく貢献する可能性があり、後方に後退した翼はヨー安定性を高める傾向がある。しかし、従来の飛行機の翼と水平尾翼の後退は、ヨー方向の飛行機のトリムには影響しない。^[6]

主翼と水平尾翼の上反り角も静的ヨー安定性に若干の影響を及ぼす可能性がある。この影響は複雑で、翼のスイープと胴体周りの流れの影響と結びついている。 ^[6]

プロペラは、特にその軸が自由流の速度に対して角度をなすように前進している場合、ヨー方向の飛行機の静的安定性に影響を与える可能性がある。^[6]

ロールとのカップリング

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に上にあるため、ロール時の航空機の挙動に影響を与えます。 ^[1]航空機が右に滑ると、垂直尾翼にかかる相対的な風と横方向の力が、ロール時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

超音速飛行では、マッハ数が増加するにつれて垂直尾翼の有効性は次第に低下し、安定性の低下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、尾翼によって生成される揚力、または横方向の力が、横滑り角（揚力曲線の傾き）の各度の速度とともに減少するためです。これは、亜音速と比較して、衝撃波と膨張波による非常に異なる圧力分布によって発生します。^[12]航空機の最大動作速度で必要な安定性を実現するために、ノースアメリカンF-100スーパーセイバー（初期のフィン面積要件が過小評価されていた）のように垂直尾翼を拡大する場合があります。腹部フィンを取り付ける（より高速の後期型であるヴォートF-8クルセイダーなど）か、折りたたみ式の翼端（ノースアメリカンXB-70ヴァルキリーなど）によって余分な面積を追加できます。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やし、方向安定性を回復します。この方法はアブロ・アローで採用された。^[13]

垂直尾翼の失速

垂直尾翼の前部基部にフィレットまたは背びれが付いている場合があり、これは垂直面の失速角（渦巻き揚力）を増加させ、ラダーロックまたはラダーリバーサルと呼ばれる現象を防ぐのに役立ちます。ラダーロックは、偏向したラダー（例えば、安定した横滑り）にかかる力が垂直尾翼の失速時に突然逆転したときに発生します。これにより、パイロットがラダーを中央に戻すことができず、ラダーが完全に偏向したままになることがあります。^[14]背びれは1940年代に導入され、例えば1942年のダグラスDC-4で導入され、 1970年代に開発されたF-16などの戦闘機の翼板よりも前から存在していました。^[15]

構造上の考慮

大型または高速の航空機の方向舵と水平尾翼は、それぞれかなりの力を受け、方向舵の偏向とともにその力は増大する。極端なケースは、制御された飛行からの逸脱、いわゆるアップセットで発生し、これは水平尾翼と方向舵の文脈では過度の横滑りである。大型輸送機の場合、回復に必要な安定化モーメントは水平尾翼から得られ、方向舵の偏向はほとんど必要ない。これらの航空機は、このような状況でほぼ完全な方向舵の偏向に耐える必要がない^{[16]。これは、構造破損を防ぐのに必要な構造重量が商業的に採算が取れなくなるためである。}アメリカン航空 587 便では、パイロットが超大型ジェット機の後を追従中に方向舵を最大限まで偏向した際に、水平尾翼と方向舵の完全なアセンブリが失われた。^[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固定翼と方向舵のアセンブリ全体が故障したが、パイロットは着陸に成功した。突風と操縦負荷を計測する装置を装備した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上回り、最大負荷は高度34,000フィートで発生したことを記録した。^[18]

イングリッシュ・エレクトリック・ライトニングT4試作機のフィン破損は、高速ロール中の慣性ロールカップリングが原因でした。フィンは拡大、強化され、ロール速度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展開した状態での高速ロール試験中にフィン破損が発生しました。^[19]

ライトニングは、曲技飛行の訓練で高度0.97で編隊飛行中に、低高度で接近した航空機同士の干渉により尾翼を失った。編隊飛行中は航空機同士の間隔を保つなどの制限が課された。^[19]

フィンバフェッティングは、双翼または単翼の戦闘機にとって重大な問題である。フィン構造の疲労寿命は、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短縮されるからである。ユーロファイタータイフーンの単翼フィンは、高迎え角でカナードと主翼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る。上部に取り付けられたエアブレーキがたわむと、その側面からも渦が放出され、これが破裂してフィンに衝突する。伸長したエアブレーキによるバフェッティングは、エアブレーキの有効迎え角が最大のときに最大になり、完全に伸長したエアブレーキの場合、低迎え角で最大になり、操縦中に最小になる。^[20]マクドネル・ダグラス F/A-18 ホーネットの双翼フィンは、尾部前方の前縁伸長（LEX）渦の崩壊または破裂によるバフェッティングの影響を受ける。 ^[21] LEXフェンスの追加によりバフェッティングが大幅に減少し、フィンの疲労寿命が延びます。^[22]

B-52H（AF Ser. No. 61-0023）は、構造的破損を調査するために突風荷重を測定するための計器を搭載しており、1964年1月10日に激しい乱気流で垂直安定板を失った後も飛行を続けていた。この機体は安全に着陸した。^[23]
F/A-18C のフィンバフェッティングを軽減する LEX フェンス
台風はエアブレーキを延長し、大きな翼の揺れを引き起こした

構成

可動式尾びれ

全可動フィンを搭載した航空機だが就役しなかった航空機としては、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、残りの高さのフィンとラダーに固定スタブを使用していました。従来のラダーは SR-71 には不十分でした。エンジンが停止した場合に過度の偏向が必要になり、許容できないトリム抵抗が発生するためです。^[26] X-15 用に提案された初期の構成では、従来の固定フィンと後部ラダー、および腹側フィンが示されています。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側フィンに変更されました。^[27]

固定された背部および腹側の安定装置にフルコードラダーを備えたノースアメリカン X-15
ノースアメリカンA-5ヴィジランテは全可動式垂直尾翼を採用した。

複数の尾びれ

双尾翼航空機には垂直安定板が2枚ある。現代の戦闘機の多くはこの構成を採用している。双舵はギアダウン構成でトーインまたはフレアアウトによる追加の縦方向の制御に使用されることがある（マクドネル・ダグラス F/A-18 ホーネット^{[28] ）。双舵はエアブレーキとしても使用され、}ロッキード・マーティン F-22 ラプターの場合、専用のエアブレーキがないため、差動舵と他の操縦翼面偏向を使用して速度制御を行っている。^[29]

双尾翼は、H 字型の尾翼、単一の胴体に取り付けられた双安定板/方向舵構造 (例:ノースアメリカン B-25 ミッチェル中型爆撃機、アブロランカスター) 、または双ブーム (例:ノースアメリカンロックウェル OV-10 ブロンコ、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) のいずれかです。双ブームは、後部の機体が、それぞれ単一の安定板と方向舵を備えた 2 つの独立したブーム構造で構成され、水平安定装置で結合されています。

双尾翼のバリエーションである三尾翼には、垂直安定板が 3 枚あります。第二次世界大戦時代のアブロマンチェスターでは、元の双尾翼では不十分であることが判明したため、3 枚目の安定板が取り付けられました。ロッキードコンステレーションでは、3 枚の安定板を使用して、必要な垂直安定板面積を確保しながら、同時に全体の高さを低く抑えて、メンテナンスのために格納庫に収まるようにしました。

V字尾翼には、明確な垂直安定板も水平安定板もありません。代わりに、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制御面に統合されています。この配置は V の文字に似ており、「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 は、ロッキード F-117 ナイトホークと同様に、この構成を採用しています。

Rutan VariEzeおよびRutan Long-EZ のカナードプッシャー構成のウィングレットは、翼端装置と垂直安定装置の両方の役割を果たします。これらの派生型や類似の航空機のいくつかは、この設計要素を使用しています。

3つの尾翼を持つロッキード・コンステレーション
ベルギー空軍フーガ CM.170 マジスターのV字尾翼
YF-23のV字尾翼
カプロニCa.3はツインブームとトリプルテールの両方を備えていた。
ルタンロングEZ
追加の腹側尾翼を備えたボーイング 707-420
グラマン F-14 トムキャットの双尾翼レイアウト

回転する尾

ロッキード・ジェットスターでは珍しい十字形のデザインが採用されている。縦方向のトリムのために、尾翼アセンブリ全体がフィン後部桁の下部にある取り付け点を中心に上下に10度回転する。^[30]^[31]

ロッキードジェットスターのエンジンアセンブリ。水平安定板の下の対角線に、回転フィンの痕跡が見られます。

折りたたんで収納可能

ノースアメリカン A-5 ヴィジランテの垂直尾翼の上部は、格納庫デッキの高さ制限により横に折りたたまれます。

ノースアメリカン A-5 ヴィジランテ、フィンを折り畳んだもの

自動車用途

垂直尾翼に似た装置は、1955年型ジャガーDタイプや2013年型ランボルギーニ・ヴェネーノなどの車に使用されている。レースカーにおける垂直尾翼の主な目的は、コーナリング中やスピン中に極端なヨー角にさらされたときに揚力によって車がひっくり返る原因となる、突然の高速ヨーによる吹き抜けを減らすことである。[要^{出典] 2011年以降、垂直尾翼は新たにホモロゲーションされた}ル・マン・プロトタイプのすべてに義務付けられている。^[32]

いくつかのF1チームは、リアウイングへの気流を乱して抗力を減らす方法として垂直安定板を使用していましたが、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に見られる「Fダクト」です。ドライバーの要求に応じて、このシステムは、車体前部のダクトから垂直フィンのトンネルを通ってリアウイングに空気を流し、ダウンフォースが必要ないストレートでの抗力を減らして車体を失速させました。^{[引用が必要]このシステムは}、2011年のF1シーズンで禁止されました。^{[引用が必要]}

空気取り入れ口と翼の間に垂直フィンを備えたフェラーリ F10

参照

垂直安定板がほぼ完全に失われて墜落した日本航空123便
アメリカン航空587便は、後方乱気流による過酷な使用により垂直安定板が破損した。
ボーイング737の舵の問題–ボーイング737の舵が詰まり、機体が制御不能に横転する一連の事故や事件

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