垂直安定板

垂直安定板は尾翼の固定された垂直面である。

垂直安定板または尾翼[ 1 ] [ 2 ]は、航空機の垂直尾翼の固定部分です。[ 1 ]この用語は、通常、この固定面と、それにヒンジで接続された1つまたは複数の可動舵の両方を指します。これらの役割は、ヨー方向の制御、安定性、およびトリム（方向安定性または風見安定とも呼ばれる）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、水平安定板は胴体側面に取り付けられます（この構成は「従来型尾翼」と呼ばれます）。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、例えばル・マン・プロトタイプ・レースなどのモータースポーツでも時々使用されています。

関数

原理

従来の航空機の尾部にある操縦翼面

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と、その上に可動式の舵が取り付けられています。同様に、舵にはトリムタブが取り付けられることもあります。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生じ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（例えば、横風着陸時に横滑りを開始すること）、そしてヨー方向の安定性（風見鶏または方向安定性）を提供することです。[ 4 ]

重心からの距離が遠いほど、垂直尾翼の有効性は高まります。そのため、機体の短い航空機は一般的に垂直尾翼が大きくなります。例えば、機体の短いエアバスA318の垂直尾翼は、機体の長い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する。

Vv＝SvL尾部重心SわLわ{\displaystyle V_{\text{v}}={\frac {S_{\text{v}}L_{\text{tail-CG}}}{S_{\text{w}}L_{\text{w}}}}}

（ここで、添え字のと はそれぞれ垂直尾翼と主翼を表し、は面積を表し、 は通常は平均空力弦長です）。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、極端な例では0.02（グライダー）から0.09（ジェット機）の範囲です。[ 5 ]V{\displaystyle V}W{\displaystyle W}S{\displaystyle S}Lわ{\displaystyle L_{\text{w}}}

尾翼効率とは、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かっている場合、後流の動圧が自由流よりも低いため、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・トルネードは、高迎角での方向安定性を確保するために、高いフィンを備えていた。[ 7 ]

ヨーのトリムと制御

ラダーは方向制御面であり、通常は垂直安定板またはフィンにヒンジで固定されています。パイロットはラダーを動かすことで、垂直軸を中心としたヨー角、つまり機首の向きを変えることができます。

舵の最大舵角は通常、舵角リミッターによって制御されます。特定の飛行条件における舵の最大角度は、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駆動機構からの機械力と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航空機は、大型で強力な舵を備えています。これらの舵は、最大重量および横風制限[ 9 ]での離陸時にエンジン故障が発生した場合でも、十分な操縦性を提供し、通常の離着陸においても横風に対する耐性を発揮することが求められます[ 10 ] 。

タキシングや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の制御が最も強力ですが、速度が上昇するにつれてラダーの空力効果が増大するため、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、ホイールの操舵を制御する特別なティラーがあり、ペダルでラダーと限られた量のホイール操舵 (通常、前輪操舵 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ティラーの使用を開始します。これは、高速走行時に敏感なティラーによる過剰修正を防ぐためです。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前に、舵を操作して旋回をスムーズにするために、小さな修正を行うためにも使用できます。

操縦装置がニュートラル位置にある場合でも、飛行機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（通常は舵に取り付けられた独立したトリムタブですが、舵自体がトリム面となる場合もあります）を調整することで修正され、ヨーイングを打ち消し、飛行機が直線飛行できるようにします。

トリム タブの設定を変更すると、操縦翼面 (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。操縦翼面の目的の位置が変化すると (主に速度の変化に対応して)、調整可能なトリム タブを使用すると、その位置を維持するために必要な手動の力をオペレーターが軽減できます (正しく使用すれば、力はゼロになります)。つまり、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圧力中心よりも操縦翼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翼面によって生成される動きと一致できます。操縦翼面の軸上の位置は、操縦翼面とトリム翼面からのトルクが互いにバランスするまで変化します。

ヨー安定性

垂直尾翼はヨー安定性において決定的な役割を果たし、機体がスリップした際に重心周りの必要な復元モーメントの大部分を担う。ヨー安定性は通常、モーメント係数をヨー角で微分することで定量化される。[ 6 ]

垂直尾翼上の気流は、機体、主翼、エンジンによって、大きさと方向の両方で影響を受けることが多い。[ 6 ]主翼と水平安定板は、後退角が大きい場合、ヨー安定性に大きく貢献する。また、主翼を後方に後退させるとヨー安定性が向上する傾向がある。しかしながら、従来の航空機では、主翼と水平尾翼の後退角は、ヨー方向のトリムに影響を与えない。[ 6 ]

主翼と水平尾翼の上反り角も、静的ヨー安定性にわずかな影響を及ぼす可能性があります。この影響は複雑で、翼の後退角や胴体周りの流れの影響と相まって現れます。 [ 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、ヨー角における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、航空機の重心よりも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、反時計回りのロールモーメントに変換されます。[ 6 ]

超音速飛行

F-16のデュアル腹板

超音速飛行では、マッハ数が増加するにつれ、垂直尾翼の有効性は次第に低下し、ついには安定性の低下が許容できなくなる。[ 11 ]安定性が低下するのは、尾翼で発生する揚力、すなわち横方向の力が、速度とともに、横滑り角（揚力曲線の傾き）の各度ごとに減少するためである。これは、亜音速と比較して、衝撃波と膨張波による圧力分布が大きく異なる結果となる。[ 12 ]航空機の最大運用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 スーパーセイバーのように垂直尾翼を拡大する場合がある（初期のフィン面積要件が過小評価されていた）。余分な面積を追加するには、腹側フィンを取り付ける（ヴォート F-8 クルセイダーの高速後期型など）か、または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）を取り付ける。尾翼を大きくできない場合は、自動方向舵偏向を使用して尾翼の横方向の力を増やし、方向安定性を回復することがある。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

このボーイング737-300の垂直尾翼の根元に背びれが見える。

垂直尾翼の前部基部にフィレットまたはドーサルフィンが付いている場合があり、これは垂直面の失速角（渦揚力）を増加させるのを助け、こうして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。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が失速した際に突然逆転したときに発生する。これによりラダーが完全に偏向したままになり、パイロットがラダーを中央に戻すことができなくなる場合がある。[ 14 ]ドーサルフィンは1940年代に導入され、例えば1942年のダグラスDC-4で導入された。これは、1970年代に開発されたF-16などの戦闘機の主翼ストレーキよりも前のものである。[ 15 ]

構造上の考慮事項

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相当の力を受け、この力は方向舵の切込みに応じて増大する。極端なケースとして、制御飛行からの逸脱、いわゆるアップセットが発生する。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、回復に必要な安定モーメントは水平尾翼から得られるため、方向舵をほとんど必要としない。このような状況では、これらの航空機はほぼ完全な方向舵の切込みに耐える必要はない[ 16 ] 。なぜなら、構造破損を防ぐため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方に追従中に方向舵を最大限まで切った際に、水平尾翼と方向舵のアセンブリ全体が失われた。[ 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安定板と方向舵のアセンブリ全体が破損したが、パイロットは着陸に成功した。突風と機動荷重を計測する計器を搭載した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、高度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・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、曲技飛行の訓練中にM0.97で編隊飛行中に、低高度で近接する航空機同士の干渉によりフィンを失いました。編隊飛行中の航空機間の間隔確保などの制限が課されました。[ 19 ]

フィンのバフェッティングは、双尾翼または単尾翼の戦闘機にとって重大な問題である。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ある。ユーロファイター タイフーンの単尾翼は、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撓むと、その側面からも渦が放出され、破裂した後にフィンに衝突する。展開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となり、完全に展開したエアブレーキの場合、航空機の迎え角が低いときに最大となり、機動しているときに最小となる。[ 20 ]マクドネル・ダグラス F/A-18 ホーネットの双尾翼は、尾部の前にある前縁伸展(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 ]

  • 垂直尾翼が切断された飛行中のB-52の白黒写真
    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。この機体は無事に着陸した。[ 23 ]
  • F/A-18C、フィンバフェッティングを軽減するLEXフェンスを装備
    F/A-18C、フィンバフェッティングを軽減するLEXフェンスを装備
  • 台風はエアブレーキを延長し、大きなフィンバフェットを引き起こした
    台風はエアブレーキを延長し、大きなフィンバフェットを引き起こした

構成

可動式の尾びれ

全可動フィンを搭載した航空機で就役し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、残りの高さのフィンとラダーに固定スタブを採用していました。従来のラダーはSR-71には不十分でした。エンジン停止時に過度の舵角が必要となり、許容できないトリム抵抗が発生するためです。[ 26 ] X-15の初期設計案では、従来の固定フィンと後部ラダー、そして腹側フィンが採用されていました。これは後に、背側フィンと腹側フィンの外側半分がラダーとして機能するように変更されました。[ 27 ]

複数の尾びれ

双尾翼航空機は垂直安定板を2枚備えています。多くの現代の戦闘機がこの構成を採用しています。ギアダウン構成では、双舵舵を用いてトーインまたはフレアアウトによる縦方向の操縦性を高めることができます（マクドネル・ダグラスF/A-18ホーネット[ 28 ]）。双舵舵はエアブレーキとしても用いられます。例えばロッキード・マーティンF-22ラプターは専用のエアブレーキを持たないため、差動舵と他の操縦翼面の偏向機構を組み合わせて速度制御を行っています。[ 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。双ブームでは、機体後部が、水平安定板で結合された単一の安定板と方向舵を持つ 2 つの独立したブーム構造で構成されます。

双尾翼のバリエーションである三尾翼は、垂直安定板を3枚備えています。第二次世界大戦中のアブロ・マンチェスターは、当初の双尾翼では不十分と判断されたため、3枚目の尾翼が追加されました。ロッキード・コンステレーションは、3枚の尾翼を使用することで、必要な垂直安定板面積を確保しつつ、整備のために格納庫に収まるよう全高を低く抑えました。

V字尾翼には、垂直安定板も水平安定板も明確には設けられていません。代わりに、それらはラダーベーターと呼ばれる操縦翼面に統合され、ピッチとヨーの両方を制御します。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とロッキード・F-117 ナイトホークはこの配置を採用しています。

カナードプッシャー構成のRutan VariEzeおよびRutan Long-EZに取り付けられたウイングレットは、翼端装置と垂直安定板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にも、この設計要素が採用されています。

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畳まれます。

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両に搭載されている。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際に、高速走行時に発生する急激なヨー角によるブローオーバー（揚力による車両横転）を軽減することである。 2011年以降、新たにホモロゲーションを取得したル・マン・プロトタイプには、垂直尾翼の装着が義務付けられている。[ 30 ]

一部のF1チームは、リアウイングへの気流を遮断して抗力を低減する手段として垂直安定板を採用していました。最も革新的なシステムは、2010年型のマクラーレンMP4-25とフェラーリF10に搭載された「Fダクト」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安定板のトンネルを通ってリアウイングへ空気を導き、ダウンフォースを必要としないストレートでの抗力を低減することで、マシンを失速させました。このシステムは2011年F1シーズンで禁止されました。

参照

参考文献

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