JP2010280252A

JP2010280252A - 飛行機の垂直尾翼

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Publication number: JP2010280252A
Application number: JP2009133469A
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Inventors: Keiji Shigemiya; 啓二繁宮
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Filing date: 2009-06-02
Publication date: 2010-12-16
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Abstract

【課題】格納時の簡便容易性や横風等に対する安定性を向上し、コスト低減を図ると共に高い安全性を実現可能な飛行機の垂直尾翼を提供する。
【解決手段】垂直尾翼１０は、機体の後部にて水平尾翼５と共に配置されて、その尾翼を構成する。機体の所定部位に固定配置された主垂直尾翼１１と、格納及び展開装架可能に可変構成された補助垂直尾翼１２とを含んでなり、対気速度に応じて補助垂直尾翼１２を展開装架し、主垂直尾翼１１と補助垂直尾翼１２とでなる垂直尾翼の全体面積を変化させる。
【選択図】図２

Description

本発明は飛行機、特に旅客機において好適に適用可能であり、優れた効果を奏する垂直尾翼に関するものである。

この種の飛行機において先ず一般に尾翼は、水平尾翼と垂直尾翼から構成されている。このうち水平尾翼は水平安定板と昇降舵で構成されており、機体に働く空気力を機体重心まわりに釣り合わせ、また機体姿勢が乱れたときに元に戻す縦の安定性を保つ働きを持っている。垂直尾翼は垂直安定板と方向舵で構成されており、機体の方向安定性を保ち、機体の横滑りをコントロールする働きを持っている。

なお、水平尾翼及び垂直尾翼はいずれも胴体後部に取り付けられるのが一般的な配置である（通常型）が、最近では垂直尾翼の上端に水平尾翼を配置した所謂、Ｔ型尾翼と称するものも登場している。更に、垂直尾翼の上下方向略中央部に水平尾翼を配置した所謂、十字型尾翼や、Ｖ字型に配置して水平尾翼と垂直尾翼を兼用させた所謂、Ｖ字尾翼等が知られている。

飛行機において尾翼は極めて重要な機能あるいは役割を有し、例えば特許文献１に記載のものでは水平尾翼及び垂直尾翼を一体化して構成した左右一対の尾翼体を備え、航空機の仰角に応じて尾翼体の取付角度を変化させている。また、特許文献２に記載のものではＴ型尾翼を有し、水平尾翼の位置を仰角の変化に対応して変化させるようになっている。更に、特許文献３のものでは薄板のＬ字型固定垂直尾翼の取付角度を、仰角の変化に対応して変化させている。

特開平１０−０１６８９１号公報特開平０５−１５５３８５号公報特開平０６−２５５５８９号公報

垂直尾翼の特にその面積は一般に、空中低速時において必要且つ十分な方向維持機能が得られるように最大の面積が要求される。そして、この面積及びそれに応じた高さに固定された構造で作製されたものとなっている。このように大面積で嵩高な垂直尾翼であることから、以下に列記するような幾つかの問題を有していた。
先ず、垂直尾翼の先端の高さ位置は極めて高くなり、特に格納庫天井を垂直尾翼の高さに合せて高くしなければならず、コストも高くならざるを得なかった。また、屋外での保守・整備作業には高所作業車が必要になり、その作業には万全の注意を要し安全性を確保するのが容易でなかった。

また、面積の大きい垂直尾翼は、特に離着陸時に横風の影響を受け易い。この場合、垂直尾翼は細長い機体の後端部に配設されているため、横風の作用点も機体の後端部に設定され、横風に起因してＸ軸（機体の前後方向）及びＺ軸（機体重心を通る鉛直方向）に関して回転モーメントがそれぞれ発生する。これらの回転モーメントは場合によっては、駐機場や離着陸時において横転事故等の発生原因となる。
一方、離陸後に飛行機の巡航速度に達すると、このとき垂直尾翼の面積は離着陸時ほどの大面積は必要ない。ところが、上述のように垂直尾翼の面積は固定されているため、巡航速度時には実質的に必要以上の面積を持つことになる。このためその尾翼面積に応じて抗力が大きくなり、その分だけ燃料消費が増大する。

ところで、小型機の場合を除き、飛行機の主要部分は一般に複数で構成される。例えばエンジンについては２〜４基搭載し、また主翼及び水平尾翼はそれぞれ左右一対有している。このように複数備えることで、仮に一方が故障しても他方がこれをある程度補完し、代替機能を発揮するようにしている。ところが、垂直尾翼にあっては単一で構成され、従って仮に故障等が発生した場合、これを補完することができない。

本発明はかかる実情に鑑み、格納時の簡便容易性や横風等に対する安定性を向上し、コスト低減を図ると共に、高い安全性を実現可能な飛行機の垂直尾翼を提供することを目的とする。

本発明の飛行機の垂直尾翼は、機体の後部にて水平尾翼と共に配置されて、その尾翼を構成する飛行機の垂直尾翼であって、
前記機体の所定部位に固定配置された主垂直尾翼と、格納及び展開装架可能に可変構成された補助垂直尾翼とを含んでなり、
対気速度に応じて前記補助垂直尾翼を展開装架し、前記主垂直尾翼と前記補助垂直尾翼とでなる垂直尾翼の全体面積を変化させ得るようにしたことを特徴とする。

また、本発明の飛行機の垂直尾翼において、前記補助垂直尾翼は、前記機体内で回転支軸のまわりに回動可能に支持された１又は複数の翼片からなり、各翼片が前記機体から順次、回動展開し得るように構成されたことを特徴とする。

また、本発明の飛行機の垂直尾翼において、前記補助垂直尾翼は、前記水平尾翼上で回転支軸のまわりに回動可能に支持され、前記水平尾翼の翼面から直立し得るように構成されたことを特徴とする。

また、本発明の飛行機の垂直尾翼において、前記補助垂直尾翼は、その展開状態となる途中位置で保持可能であることを特徴とする。

また、本発明の飛行機の垂直尾翼において、前記主垂直尾翼は、当該飛行機の巡航速度時に必要となる翼面積を有することを特徴とする。

本発明によれば、主垂直尾翼及び補助垂直尾翼からなる垂直尾翼において、補助垂直尾翼を適宜格納及び展開可能とし、飛行機の停止、離着陸あるいは巡航等の状態に応じて垂直尾翼全体の面積を可変とする。主垂直尾翼を実質的に小型化し、格納庫天井を低くことができる。また、空港における保守・整備作業用の機材等を小型化でき、強い横風を受けた場合でも、その影響を受け難くし、事故の発生を未然に防止すると共に、操縦安定性を大幅に向上することができる。更に、巡航速度時には補助垂直尾翼を格納することで、垂直尾翼に対する抗力を小さくすることにより燃料消費量を実質的に減少する等の効果を得ることができる。

また特に、水平尾翼上に回動可能に配置した補助垂直尾翼を主垂直尾翼側へ傾斜させ、この傾斜角度に保持することで横風をその傾斜面に沿って滑らかに逃がすことができる。これにより主垂直尾翼に対して横風が直接当たらなくし、横風を受けての着陸が従来に比べて格段に容易になると共に、空港での停止時も強風に対して高い安定性を確保できる等の効果が得られる。

本発明に係る飛行機の例を示す図である。本発明の第１の実施形態における尾翼まわりの構成例を示す図である。本発明の第１の実施形態における補助垂直尾翼の形態及びその作用を模式的に示す図である。本発明の第１の実施形態における補助垂直尾翼の具体的構成例を示す斜視図である。本発明の第１の実施形態における補助垂直尾翼の具体的構成例を示す一部破断平面図である。図５のＸ−Ｘ線に沿う断面図である。本発明の第１の実施形態における補助垂直尾翼の駆動系の構成例を示す図である。本発明に係る飛行機の対気速度と垂直尾翼面積との関係を示す図である。本発明の第２の実施形態における尾翼まわりの構成例を示す斜視図である。本発明の第２の実施形態における補助垂直尾翼の形態及びその作用を模式的に示す図である。本発明の第２の実施形態における尾翼まわりの構成例を示す平面図である。本発明の第２の実施形態における補助垂直尾翼の駆動機構例を示す図である。本発明の第３の実施形態における尾翼まわりの構成例を示す斜視図である。本発明の第３の実施形態における補助垂直尾翼の形態及びその作用を模式的に示す図である。

以下、図面に基づき本発明による飛行機の垂直尾翼の好適な実施の形態を説明する。
図１は、本発明の第１の実施形態に係る飛行機１の例を示している。この例では比較的大型の旅客機の例とする。なお、以下で参照する各図の要所において、前方を矢印Ｆｒにより、後方を矢印Ｒｒによりそれぞれ示す。また、必要に応じて機体の左右方向（主翼長方向）をそれぞれ矢印Ｌ、矢印Ｒにより示す。

飛行機１の胴体２の左右両舷に主翼３が伸設されると共に、主翼３の下面に２基のエンジン４が搭載される。また、胴体２の後部にて水平尾翼５が配置され、この水平尾翼５と本発明に係る垂直尾翼１０とによって飛行機１の尾翼が構成される。なお、水平尾翼５には昇降舵５ａ（エレベータ）が付設され、この昇降舵５ａによって飛行機１の機首を上下にコントロールすることができる。

さて、本発明の垂直尾翼１０について説明する。上述のように垂直尾翼１０は、機体の後部にて水平尾翼５と共に飛行機１の尾翼を構成する。図２に示されるように機体尾部、即ち胴体２の後部に固定配置された主垂直尾翼１１と、格納及び展開装架可能に可変構成された補助垂直尾翼１２とを含んでいる。図２において、主垂直尾翼１１には方向舵１１ａ（ラダー）が付設され、この方向舵１１ａによって飛行機１の機首を左右にコントロールすることができる。

また、補助垂直尾翼１２は図２において点線で示すように、水平尾翼５の下側にて胴体２内に格納可能に構成される。この実施形態では以下で詳細に説明するように、補助垂直尾翼１２は支軸１３のまわりに回動可能に支持され、格納状態から二点鎖線により示すように胴体２から下方へ展開して装架される。この場合、後述するように補助垂直尾翼１２を任意の開き具合、即ち展開の度合いで保持固定することができるようになっている。これにより飛行機１の対気速度に応じて補助垂直尾翼１２を展開装架し、主垂直尾翼１１と補助垂直尾翼１２とでなる垂直尾翼１０の全体面積を変化させことができる。

上記の場合、主垂直尾翼１１は胴体２の後部中央にて立設され、その配置位置自体については従来の垂直尾翼６（図２、二点鎖線参照）の場合と実質的に同様である。本発明では特に図２に示されるように主垂直尾翼１１の面積Ｓ₁は、従来の垂直尾翼６の面積Ｓ₀よりも小さく設定され、この値は固定である。一方、補助垂直尾翼１２の面積Ｓ₂は可変であるが、両者の合計が垂直尾翼１０の面積Ｓとなる。即ち、Ｓ＝Ｓ₁＋Ｓ₂である。補助垂直尾翼１２が最も開いたときの面積Ｓ_2(MAX)に対応して、垂直尾翼１０の面積Ｓも最大のＳ_(MAX)となる。即ち、Ｓ_(MAX)＝Ｓ₁＋Ｓ_2(MAX)である。更に、従来の垂直尾翼６との関係では、補助垂直尾翼１２が最も開いたときに垂直尾翼１０の最大面積Ｓ_(MAX)と等しくなるように設定される。即ち、Ｓ₀＝Ｓ_(MAX)である。

図３においても、補助垂直尾翼１２の形態及びその作用等が簡略的且つ模式的に示される。なお、図３において、主翼３等の図示は省略されている。図３（ａ）において、飛行機１の停止あるいは滑走時には補助垂直尾翼１２は胴体２内に格納され、また図３（ｂ）において、離陸後間もなく補助垂直尾翼１２が展開開始し、空中低速飛行時には補助垂直尾翼１２が展開装架（最大面積）される。一方、着陸態勢に入った場合は、補助垂直尾翼１２は徐々に胴体２内に格納されていく。また、図３（ｃ）において、巡航速度又はこれに近づくと補助垂直尾翼１２は格納もしくは実質的にこれと略同等な状態（又は開度）になる。

ここで、垂直尾翼１０の具体的構成例について説明する。図４〜図６は、補助垂直尾翼１２まわり（格納時）を示している。この例では支軸１３を構成する３つの回転支軸１４Ａ，１４Ｂ，１４Ｃが同心且つ相対回転可能に順次、外嵌し、３段もしくは３重構造となっている。最も内側の回転支軸１４Ａにより全体を支持するものとし、回転支軸１４Ａが機体の前後方向Ｆｒ，Ｒｒ（Ｘ軸）と直交して配置され、その両端部で軸受１５を介して回転自在に支持される。

それぞれの回転支軸１４Ａ，１４Ｂ，１４Ｃには後方Ｒｒへ延出する翼片１６Ａ，１６Ｂ，１６Ｃが固着する。各翼片１６Ａ，１６Ｂ，１６Ｃはその回転支軸１４Ａ，１４Ｂ，１４Ｃを頂点とする細長の概略二等辺三角形状あるいは細開きの扇状を呈し、格納時には図４のように相互に重合するようにコンパクトに格納される。なお、図示を省略するが、各翼片１６Ａ，１６Ｂ，１６Ｃは格納状態に保持するようにストッパにより位置決めされるようになっている。また、翼片１６Ｂ，１６Ｃについては、図示しない弾機手段によってこれらを格納方向に付勢するようにしている。

次に、補助垂直尾翼１２の駆動機構について説明する。図５及び図６に示されるように回転支軸１４Ａの外周面から駆動ピン１７が突出する。回転支軸１４Ｂ，１４Ｃにはそれぞれ円周方向に沿って、駆動ピン１７と係合するガイド孔１８，１９が形成されている。駆動ピン１７がガイド孔１８，１９に順次当接して、回転支軸１４Ｂ，１４Ｃを回転駆動するようになっている。これらのガイド孔１８，１９の円周方向の長さは、翼片１６Ａ，１６Ｂ，１６Ｃの回動角度に対応している。

図６に示したように補助垂直尾翼１２の格納時には駆動ピン１７がガイド孔１８，１９の一端側に当接した状態に保持されている。この格納状態から駆動ピン１７が角度θ₁まで回動すると、これに伴ない翼片１６Ａが回動され、胴体２から展開する。このとき駆動ピン１７はガイド孔１８の他端側に当接し始め、これにより回転支軸１４Ｂが回転開始する。駆動ピン１７が角度θ₂まで回動すると、これに伴ない回転支軸１４Ｂが回転すると共に翼片１６Ｂが回動され、胴体２から展開する。このとき駆動ピン１７はガイド孔１９の他端側に当接し始め、これにより回転支軸１４Ｃが回転開始する。駆動ピン１７が角度θ₃まで回動すると、これに伴ない回転支軸１４Ｃが回転すると共に翼片１６Ｃが回動され、胴体２から展開する。

このように補助垂直尾翼１２は、回転支軸１４Ａ，１４Ｂ，１４Ｃのまわりに回動可能に支持された翼片１６Ａ，１６Ｂ，１６Ｃにより構成され、回転支軸１４Ａの動作を起点として、駆動ピン１７を介して回転支軸１４Ｂ，１４Ｃが順次回転する。結果として、各翼片１６Ａ，１６Ｂ，１６Ｃが機体から順次、回動展開される。全ての翼片１６Ａ，１６Ｂ，１６Ｃが回動展開することで、上述のように補助垂直尾翼１２の面積Ｓ_2(MAX)に達する。

ここで、この実施形態では回転支軸１４Ａを回転駆動する駆動部を備えるものとする。例えば回転支軸１４Ａの端部、この例では右端部（図５参照）にて図７に示すようにボスもしくはアーム２０を突設し、このアーム２０の先端部に駆動部である例えば油圧シリンダ２１の出力ロッド２１ａを連結する。なお、油圧シリンダ２１の基端側は、胴体２の適所（フレーム材等であってよい）に結合支持される。図示しない制御装置によって油圧シリンダ２１を駆動制御し、出力ロッド２１ａを伸縮させることで回転支軸１４Ａを所望のタイミング及び回転角度で回転駆動することができる。

次に、飛行機１における対気速度と垂直尾翼１０の面積との関係について説明する。本発明に係る垂直尾翼１０においても、既に述べたように空中低速時において必要且つ十分な方向維持機能が得られるように最大の面積が要求される。また、離陸後の巡航速度時には、垂直尾翼１０の面積は離着陸時ほどの大面積は必要ない。ここで、図８には理想的な垂直尾翼面積及び速度の関係が実線により示されている。図から明らかなように離着陸速度で最大の面積を必要とし、巡航速度では必要な面積はかなり減少する。

本発明の垂直尾翼１０の面積Ｓは前述のように、主垂直尾翼１１の面積Ｓ₁と補助垂直尾翼１２の面積Ｓ₂の合計でなり、補助垂直尾翼１２を最大の面積Ｓ_2(MAX)としたとき離着陸時の必要面積が得られる。また、補助垂直尾翼１２の面積Ｓ₂を最小とすることで、主垂直尾翼１１の面積Ｓ₁により巡航速度時に必要な面積に対応させることができる。この場合、補助垂直尾翼１２の展開度合いを０から全開の間で変化させることにより、点線により示すように垂直尾翼１０の全体としての面積Ｓを図８の理想曲線（実線図示）に近づけることができる。

本発明の垂直尾翼１０は上記のように構成されており、次にその主な作用効果について説明する。先ず、垂直尾翼１０を主垂直尾翼１１と補助垂直尾翼１２で構成し、このうち主垂直尾翼１１は従来の垂直尾翼６よりもその面積Ｓ₁を小さくしたことで、その高さを大幅に低くすることができる。これにより飛行機１の“全高”も格段に低くなり、この結果、特に格納庫天井を低くすることができ、また空港における保守・整備作業用の機材等を小型化でき、これらにより必要コストを低減することができる。

また、空港における停止時あるいは離着陸時に強い横風を受けた場合でも、風の当たり安い主垂直尾翼１１の面積を小さくしたことで横風の影響を受け難くし、事故の発生を未然に防止すると共に、操縦安定性を大幅に向上することができる。
更に、巡航速度時には典型的には補助垂直尾翼１２を胴体２内に格納することで、垂直尾翼１０の面積を必要最低限の大きさに設定し、垂直尾翼１０に対する抗力を小さくすることにより燃料消費量を実質的に減少する。

また、本実施形態において垂直尾翼１０は胴体２の上下に主垂直尾翼１１及び補助垂直尾翼１２で分割構成され、即ち実質的に複数で構成される。このように複数構成とすることで、仮に上下の一方が故障しても他方がこれをある程度補完し、代替機能を発揮させることが可能である。従って、万一故障等が発生しても、安全性確保に有効に作用する。

次に、本発明による飛行機の垂直尾翼の第２の実施の形態を説明する。なお、前述した実施形態の場合と実質的に同一又は対応する部材には、適宜同一符号を用いて説明する。
図９は、この実施形態における尾翼まわりの構成例を示している。この実施形態においても胴体２の後部にて水平尾翼５が配置され、水平尾翼５と本発明に係る垂直尾翼１０とによって飛行機１の尾翼が構成される。なお、水平尾翼５等の尾翼の基本構成は前述の実施形態と実質的に同様である。

この実施形態の垂直尾翼１０は、胴体２の後部に固定配置された主垂直尾翼１１と、格納及び展開装架可能に可変構成された補助垂直尾翼１２とを含み、主垂直尾翼１１については前述した実施形態の場合と実質的に同様であってよい。特に第２の実施形態では補助垂直尾翼１２は水平尾翼５上で回転支軸のまわりに回動可能に支持され、水平尾翼５の翼面から直立し得るように構成されている。

図１０において、補助垂直尾翼１２の形態及びその作用等が簡略的且つ模式的に示される。図１０（ａ）において、飛行機１の停止あるいは滑走時には補助垂直尾翼１２は水平尾翼５上に格納され、図１０（ｂ）において、空中低速飛行時には補助垂直尾翼１２が展開装架（最大面積）される。また、図１０（ｃ）において、巡航速度又はこれに近づくと補助垂直尾翼１２は格納もしくは実質的にこれと略同等な状態（又は開度）になる。

ここで、垂直尾翼１０の具体的構成例について説明する。図１１及び図１２において、第２の実施形態では、補助垂直尾翼１２は水平尾翼５上でヒンジ式に構成配置される。即ち、この例では左右の水平尾翼５上で前後方向に沿ってヒンジピン２２が配設され、各補助垂直尾翼１２がそれぞれのヒンジピン２２に結合し、そのまわりに回動可能に支持される。この例では補助垂直尾翼１２の基端側にてヒンジピン２２を介して水平尾翼５と結合し、先端側が左右外側に位置して水平尾翼５上にて水平状態で支持格納される。

補助垂直尾翼１２の駆動機構は図１２に示されるように、例えば電動モータ等からなる回転駆動部２３とヒンジピン２２とがリンク２４を介して相互に連結される。回転駆動部２３の出力軸側及びヒンジピン２２にはそれぞれ、アーム２５，２６が立設され、これらのアーム２５及びアーム２６がリンク２４によって連結される。この例では左右の補助垂直尾翼１２を別個の回転駆動部２３によって駆動するようにしているが、それらの電動モータは同期回転し、従って左右の補助垂直尾翼１２が同期作動するように制御される。

本発明の垂直尾翼１０の第２の実施形態において、補助垂直尾翼１２は水平尾翼５上で水平に格納されている。回転駆動部２３の電動モータを作動させることにより、リンク２４を介してヒンジピン２２が回転し、これにより各補助垂直尾翼１２は図１２（ａ）の点線で示されるように水平尾翼５上で直立し、即ち水平尾翼５上で展開装架される。第２の実施形態においても、垂直尾翼１０全体の面積Ｓは、補助垂直尾翼１２が格納時の面積Ｓ＝Ｓ₁から、補助垂直尾翼１２が最も展開した際の面積Ｓ＝Ｓ_(MAX)＝Ｓ₁＋Ｓ_2(MAX)までの範囲で変化する。

この実施形態においても補助垂直尾翼１２を適宜格納及び展開可能とし、飛行機１の状態（停止、離着陸あるいは巡航等）に応じて垂直尾翼１０の面積を可変とする。これにより、前述した実施形態の場合と同様に、格納庫天井を低くことができ、また空港における保守・整備作業用の機材等を小型化でき、強い横風を受けた場合でも、その影響を受け難くし、事故の発生を未然に防止すると共に、操縦安定性を大幅に向上することができる。更に、巡航速度時には典型的には補助垂直尾翼１２を水平尾翼５上に格納することで、垂直尾翼１０に対する抗力を小さくすることにより燃料消費量を実質的に減少する等々、同様な効果を得ることができる。

特に、第２の実施形態においては、図１２（ａ）の二点鎖線により示すように左右の補助垂直尾翼１２を主垂直尾翼１１側へ適度に傾斜させ、この傾斜角度に保持する。このように補助垂直尾翼１２を傾斜させることで横風をその傾斜面に沿って滑らかに逃がすことができる。これにより、主垂直尾翼１１に対して横風が直接当たらなくなる。このことの効果として、横風を受けての着陸が従来に比べて格段に容易になる。また、空港での停止時も強風に対して高い安定性を確保できる。

また、第２の実施形態では補助垂直尾翼１２は上述のように水平尾翼５上で展開装架された際、水平尾翼５上で直立する。つまり、飛行機１の胴体２下方へ展開せず、これにより特に離着陸時等において滑走路面との関係で補助垂直尾翼１２の接触等を全く考慮しないで済む等の利点がある。

更に、本発明による飛行機の垂直尾翼の第３の実施の形態を説明する。図１３及び図１４は、第３の実施形態における尾翼まわりの構成例を示している。この実施形態の基本構成及びその作用は、第２の実施形態の場合と実質的に同様である。
本発明の第３の実施形態では特に、補助垂直尾翼１２は水平尾翼５の下面側で回転支軸のまわりに回動可能に支持され、水平尾翼５の下面から下方に直立し得るように構成されている。なお、第２の実施形態における補助垂直尾翼１２の支持機構や駆動機構は、第２の実施形態の場合と実質的に同様であってよく、即ちヒンジ式に支持し、あるいは電動モータを用いてリンク機構を介して回動駆動することができる。

図１４において、補助垂直尾翼１２の形態及びその作用等が簡略的且つ模式的に示される。図１４（ａ）において、飛行機１の停止あるいは滑走時には補助垂直尾翼１２は水平尾翼５の下面側に格納され、図１４（ｂ）において、空中低速飛行時には補助垂直尾翼１２が下方へ展開装架（最大面積）される。また、図１４（ｃ）において、巡航速度又はこれに近づくと補助垂直尾翼１２は格納もしくは実質的にこれと略同等な状態（又は開度）になる。

第３の実施形態においても補助垂直尾翼１２を適宜格納及び展開する。前述した各実施形態の場合と同様に、主垂直尾翼１１の小型化を図り、コスト低減を図ると共に高い安全性を確保することができる等々の利点がある。
特に第３の実施形態では補助垂直尾翼１２は水平尾翼５の上方へ展開しないため、格納庫等との関係で利便性を有する。

第３の実施形態では図１４（ｂ）に示されるように、左右の補助垂直尾翼１２が相互に隔置して展開する。このように離間配置される場合の他、左右の補助垂直尾翼１２を近接配置し、展開した際に両者が重合するように一体化し、１枚の補助垂直尾翼１２を構成するようにすることも可能である。なお、この場合には左右の補助垂直尾翼１２の格納部位としては胴体２（の下部）から水平尾翼５に跨った領域としてもよい。

以上、本発明を種々の実施形態と共に説明したが、本発明はこれらの実施形態にのみ限定されるものではなく、本発明の範囲内で変更等が可能である。
例えば、本発明の第１の実施形態において補助垂直尾翼１２を複数の翼片（具体的には３枚）により構成する例を説明したが、単一即ち１枚の翼片により構成することも可能であり、また複数の翼片の場合２枚あるいは４枚以上等とすることも可能である。

更に、補助垂直尾翼１２の格納・展開機構として、上記実施形態の場合に加えてスライド機構やリンク機構及びそれらの組合せ等を用いて、上述した各実施形態と同様に補助垂直尾翼１２を円滑且つ的確に作動させることができる。

１飛行機
２胴体
３主翼
４エンジン
５水平尾翼
１０垂直尾翼
１１主垂直尾翼
１２補助垂直尾翼
１３支軸
１４Ａ，１４Ｂ，１４Ｃ回転支軸
１５軸受
１６Ａ，１６Ｂ，１６Ｃ翼片
１７駆動ピン
１８，１９ガイド孔
２０アーム
２１油圧シリンダ
２１ａ出力ロッド
２２ヒンジピン
２３回転駆動部
２４リンク
２５，２６アーム

Claims

機体の後部にて水平尾翼と共に配置されて、その尾翼を構成する飛行機の垂直尾翼であって、
前記機体の所定部位に固定配置された主垂直尾翼と、格納及び展開装架可能に可変構成された補助垂直尾翼とを含んでなり、
対気速度に応じて前記補助垂直尾翼を展開装架し、前記主垂直尾翼と前記補助垂直尾翼とでなる垂直尾翼の全体面積を変化させ得るようにしたことを特徴とする飛行機の垂直尾翼。
前記補助垂直尾翼は、前記機体内で回転支軸のまわりに回動可能に支持された１又は複数の翼片からなり、各翼片が前記機体から順次、回動展開し得るように構成されたことを特徴とする請求項１に記載の飛行機の垂直尾翼。
前記補助垂直尾翼は、前記水平尾翼上で回転支軸のまわりに回動可能に支持され、前記水平尾翼の翼面から直立し得るように構成されたことを特徴とする請求項１に記載の飛行機の垂直尾翼。
前記補助垂直尾翼は、その展開状態となる途中位置で保持可能であることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載の飛行機の垂直尾翼。
前記主垂直尾翼は、当該飛行機の巡航速度時に必要となる翼面積を有することを特徴とする請求項１〜４のいずれか１項に記載の飛行機の垂直尾翼。