JP4820878B2

JP4820878B2 - 民間航空機用方向舵

Info

Publication number: JP4820878B2
Application number: JP2008544858A
Authority: JP
Inventors: クラウスベンデル
Original assignee: エアバスオペラツィオンスゲゼルシャフトミットベシュレンクテルハフツング
Priority date: 2005-12-13
Filing date: 2006-12-12
Publication date: 2011-11-24
Anticipated expiration: 2026-12-12
Also published as: US20100140393A1; CA2628325C; EP1960262B1; EP1960262A1; BRPI0619038A2; EP1960262B8; WO2007068450A1; JP2009519159A; US8061652B2; RU2008128146A; WO2007068450B1; CA2628325A1; RU2402456C2; DE602006010236D1; DE102005059370A1; CN101326100A

Description

本出願は２００５年１２月１３日出願のドイツ特許出願第１０・２００５・０５９・３７０号の優先権を主張し、その開示内容は援用によって本出願の内容の一部となる。

本発明は民間航空機用の方向舵に関する。

一般的に知られているように、航空機の方向舵は、その垂直軸回りに航空機を制御するために機能する。現在の民間航空機は、着陸へのアプローチ、および着陸の間、空気抵抗を増加させるため、制動フラップを必要とする。この観点における１つの公知の解決策として、着陸フラップと後部翼桁との間の翼の上側に配置され、通常スポイラーと呼ばれるフラップがある。このようなフラップは、回転制御、および揚力低減のためにも用いることができる。余り一般的でない公知の解決策としては、制動フラップが、胴体、通常その後部に配置される。両方の例において、フラップは特に航空機を取り囲む流れに抗して配設される単純な板からなる。

着陸アプローチにおけるノイズを低減するため、その発生源（エンジン及び機体）におけるノイズを減少すること、あるいは急勾配のアプローチ軌跡により地上に対する距離を増加することができる。制動フラップ又はスポイラーによって空気抵抗が増加すると、航空機は急勾配の着陸アプローチにて飛行することができ、その結果、特に、アプローチ経路におけるノイズを低減することができる。しかしながら、このように解決されたノイズ低減は、制動フラップ自体によって発生するノイズによって部分的に相殺される。制動フラップは、着陸動作の間の、減速にも使用される。

しかしながら、揚力、空気抵抗、推進力、及び重量の間における均衡を、飛行の定常状態に維持する必要があるため、正常な揚力／空気抵抗比（揚力／空気抵抗、Ａ／Ｗの間の比率）により、経路角ｇは物理的に制限される。
（Ｔ−Ｗ）／Ｇ＝ｔａｎｇ…（１）
を用いると
Ｇ＝Ａ…（２）
その結果、
Ｔ／Ｇ−１／（Ａ／Ｗ）＝ｔａｎｇ…（３）
となる。
上式において、Ｔは推進力（ｔｈｒｕｓｔ）、Ｗは空気抵抗（ｄｒａｇ）、Ｇは重量（ｗｅｉｇｈｔ）、Ａは揚力（ｌｉｆｔ）、ｇは経路角（ｐａｔｈａｎｇｌｅ）である。

式（３）から、一旦推進力がアイドルに達すると、経路角は、空気の抗力を増加させることによってのみ、さらに減少させることができることがわかる。これに対する従来の解決策が、上記の、主翼の上側の着陸フラップと後部翼桁（スポイラー）との間のフラップである。この解決策の不利な点は、より高速のアプローチ速度ｖで補償されるべき揚力係数ＣＡが、同時に減少することである。
Ａ＝１／２・ｒＡｉｒ・ｖ ^２・Ｓ・ＣＡ…（４）
上式において、ｒＡｉｒは空気密度（ａｉｒｄｅｎｓｉｔｙ）、ｖ ^２はアプローチ速度の２乗（ｓｑｕａｒｅｏｆａｉｒｓｐｅｅｄ）、Ｓは平面図領域（ｐｌａｎｆｏｒｍａｒｅａ）、ＣＡ（ｌｉｆｔｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ）は揚力係数である。

しかしながら、アプローチ速度が増加すると、ノイズの点で不利な効果がある。

制動フラップ上でノイズが増大する点に関する本質的なメカニズムは、単一で非常に強い渦がそのフラップの縁で形成されることにある。制動フラップは、通常、一方の側で航空機に保持され、縁渦流は、その保持側に対向する自由縁に主に形成される。

拡張方向舵は、例えば、スペースシャトル又はモデル航空機において公知であるが、そのような方向舵は、民間航空機の着陸アプローチには用いられておらず、特に、空気力学的に発生したノイズを減少することを可能にする変形体においては用いられていない。

本発明の目的は、民間航空機の着陸アプローチにおいて、空気抗力を増加させるための改良された装置を開発することにある。

この目的は、請求項１の特徴を有する方向舵で達成される。

本発明の方向舵に係る好適な実施形態及び更なる開発物は、従属請求項に開示されている。

民間航空機用のための本発明の方向舵は、方向舵がその長手方向に沿って少なくとも１つの領域において分割されていて、航空機を減速するために、アクチュエータによって方向舵の部分を、航空機を取り巻く空気流に抗して拡張することができることを特徴としている。

本発明の方向舵の顕著な利点は、揚力を減少させることなく、空気抗力を増加できることである。本発明の方向舵のその他の利点は、地上における空気力学的に発生したノイズの減少が、民間航空機の着陸アプローチにおいて実現できることである。

本発明の好適な実施形態によれば、方向舵は、対称平面において、長手方向に沿って分割されている。

本発明の他の好適な実施形態によれば、方向舵の部分を、アクチュエータによって、対称平面に対して広げることができる。

本発明の他の好適な実施形態によれば、方向舵は、航空機に関節結合によって支持されると共に航空機の横方向制御のために機能するアクチュエータによって向きを変えることができる結合ベースを有しており、これによって、航空機を減速するために、拡張アクチュエータによって方向舵の部分の少なくとも１つを、航空機を取り巻く空気流に抗して拡張することができる。

これに関して、好適な実施形態によれば、方向舵の両部分は、結合ベースに対して関節結合によって支持されると共に、航空機を減速するため、拡張アクチュエータによって結合ベースに対称的に、航空機を取り巻く空気流に抗して拡張することができる。

本発明の好適な実施形態によれば、方向舵の１つの部分は関節結合によって結合ベースに支持され、航空機を減速するため拡張アクチュエータによって航空機を取り巻く空気流に抗して拡張される。そして、方向舵の１つの部分は結合ベースに剛結合によって連結され、これによって、方向舵の拡張の間、両部分を対称的な軌跡で動かすため、関節結合によって支持された方向舵の部分が、方向舵を拡張するためのアクチュエータによって結合ベースに対して方向を変え、結合ベースに剛結合によって連結された方向舵の部分が、航空機の横方向制御のためのアクチュエータによって結合ベースとともに反対側に向かって回転する。

本発明の好適な追加開発によれば、縁渦流を多数の部分的な渦に細分化する多数の個別エッジ部は、方向舵の拡張の間、航空機を取り巻く空気流において縁渦流を発生する自由縁上に設けられる。

本発明の好適な実施形態によれば、縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための多数の個別エッジ部は、自由縁の波状構造により達成される。

本発明の好適な実施形態によれば、縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための多数の個別エッジ部は、自由縁のジグザク形状構造により達成される。

本発明の他の好適な実施形態によれば、縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための多数の個別エッジ部は、方向舵の部分の自由縁の近くに設けられた穴又は凹部により達成される。

本発明の好適な実施形態によれば、これらの穴又は凹部は、方向舵の部分を貫いて延びる穿孔の形態で達成される。

本発明の好適な実施形態によれば、方向舵の部分に設けられたこれらの穴又は凹部は、方向舵の部分の外側に配列され、方向舵の部分を貫通しない凹部の形態で達成される。

本発明の他の好適な実施形態によれば、縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための多数の個別エッジ部は、方向舵の部分の自由縁の近くの表面に配列された延長部又は突起部により達成される。

本発明の好適な実施形態によれば、縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための多数の個別エッジ部は、方向舵の後部自由縁上に配置される。

代替的に、または付加的に、縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための多数の個別エッジ部は、方向舵の上部自由縁上に配置してもよい。

方向舵の部分に設けられた穴又は凹部は、方向舵が拡張していない状態で、閉じることもできる。

さらに、縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための多数の個別エッジ部を、方向舵の部分の自由縁の近くの表面に配列された延長部又は突起部により達成する場合、個別エッジ部は、方向舵が拡張していない状態で後退させてもよい。

本発明の特に好適な実施形態によれば、方向舵は、昇降舵ユニットと組み合わせて航空機に配置されており、方向舵は、拡張状態で方向舵によって生じる空気力学的ノイズが、昇降舵ユニットによって地上に向かい減衰されるように、昇降舵ユニット（ＨＴＰ（ｈｏｒｉｚｏｎｔａｌｔａｉｌｐｌａｎｅ）＋ＶＴＰ（ｖｅｒｔｉｃａｌｔａｉｌｐｌａｎｅ））の上側に配置される。

本発明の実施形態について、図面を参照して以下に説明する。

図１及び図２は、本発明の一実施形態による拡張方向舵１００、２００の、収縮状態（図１ａ、図２ａ）及び拡張状態（図１ｂ，図２ｂ）をそれぞれ示す水平断面図である。方向舵１００、２００は、その長手方向に沿って分割され、方向舵１００、２００の部分１００ａ、１００ｂ、２００ａ、２００ｂを、航空機を減速するために、アクチュエータ１０３、２０３によって、航空機を取り巻く空気流に抗して拡張できる。両実施形態において、方向舵１００、２００は、対称平面においてその長手方向に沿って分割され、方向舵１００、２００の部分１００ａ、１００ｂ、２００ａ、２００ｂを、アクチュエータ１０３、２０３によって対称平面に対して拡張可能である。方向舵１００、２００の拡張は、揚力に独立して空気抗力を増加するために機能する。

方向舵１００、２００は、航空機に関節結合によって支持された結合ベース１０１、２０１を有し、航空機の横方向制御を実現するためのアクチュエータ１０２、２０２によって方向を変化できる。方向舵１００、２００の部分１００ａ、１００ｂ、２００ａ、２００ｂの少なくとも１つは、航空機を減速するため、アクチュエータ１０３、２０３によって、航空機を取り巻く空気流に抗して拡張できる。

図１ａ、図１ｂに示す実施形態において、方向舵１００の両部分１００ａ、１００ｂは、結合ベース１０１に対して関節結合によって支持されると共に、航空機を減速するため、アクチュエータ１０３によって、結合ベース１０１に対して対称的に、航空機を取り巻く空気流に抗して拡張できる。その結果、ピボット機能は拡張機能から分離されて残る。

図２ａ及び図２ｂに示す実施形態において、方向舵２００の１つの部分２００ａは、結合ベース２０１に対して関節結合によって支持され、航空機を減速するため、アクチュエータ２０３によって、航空機を取り巻く空気流に抗して拡張できる。方向舵２００の１つの部分２００ｂは、結合ベース２０１に剛結合によって連結されている。方向舵２００を拡張する間、両部分２００ａ、２００ｂを対称的な軌跡で動かすため、関節結合によって支持された方向舵２００の部分２００ａは、方向舵２００を拡張するためのアクチュエータ２０３によって結合ベース２０１に対して方向を変えられ、結合ベース２０１に剛結合によって連結された方向舵２００の部分２００ｂは、航空機の横方向制御のためのアクチュエータ２０２によって結合ベース２０１とともに、反対側に向かって回転される。

また、方向舵の形状は、方向舵の拡張によって生成されるノイズを低減するため、変えられる。航空機の方向舵１００、２００は、継ぎ目の背後で対称平面において分割され、アクチュエータ１０３、２０３によって拡張される。図１に示す構造において、方向舵の両方の半分の部分１００ａ、１００ｂは回転可能である。両方の半分の部分１００ａ、１００ｂは、対称的な軌跡に従う。図２に示す構造において、１つの半分の部分２００ａのみが回転可能である。対称的な軌跡を達成するため、方向舵は、結合ベース２０１において同時に回転される必要がある。方向舵に平行に位置するアクチュエータ１０３、２０３の代わりに、垂直に延びるアクチュエータで解決を実現することもできる。方向舵１００、２００の拡張によって、空気抗力を増加できるが、揚力は低減されないので、速度を増加させる必要はない。胴体への方向舵ユニットの配置及び通常の昇降舵ユニットの利用により、ノイズを発生する拡張フラップ１００ａ、１００ｂ、２００ａ、２００ｂを覆うことができる。

図３は本発明の一実施形態による拡張方向舵１００、２００を有する航空機の側面図であり、本発明の一実施形態に応じてノイズのさらなる低減を実現できるように、方向舵１００、２００の後部自由縁２１は、個別のジグザグ形状のエッジ部２２に分割される。以下、さらに詳細を説明する。

図４は、従来技術に基づく制動フラップ１０の部分を示す斜視図である。制動フラップは自由縁１１を有し、この自由縁１１は、制動フラップ１０が航空機を取り巻く空気流に抗してセットされ、そこに縁渦流が発生するので、航空機の表面から所定の距離をおいている。この縁渦流は、空気流に抗して制動フラップがセットされた際に発生するノイズの顕著な源であり、着陸アプローチにおける不快の源である。このような縁渦流は、上記の方向舵１００、２００の拡張の期間においても生じるものと考えられる。

図５は、本発明の一実施形態による航空機の方向舵１００、２００の後部自由縁を示す斜視図であり、この方向舵は、図１及び図２を用いて説明したように、航空機を減速するために、航空機を取り巻く空気流に抗して拡張することができる。方向舵１００、２００は、自由縁２１を有し、この自由縁２１は、方向舵１００、２００の部分１００ａ、１００ｂ、２００ａ、２００ｂが拡張されたときに、航空機を取り巻く空気流において縁渦流を発生する。本発明によれば、自由縁２１は多数の個別のエッジ部２２を有し、これらのエッジ部２２は縁渦流を多数の部分的な渦に細分化する。上記の図３の実施形態と同様に設計された図５の実施形態において、個別のエッジ部２２は自由縁２１のジグザグ形状の構造により構成されている。

図６ａは、図４で示した従来技術に基づく航空機用の制動フラップ１０の部分を示す斜視図である。図６ｂ乃至図６ｅは、それぞれ本発明の幾つかの好ましい実施形態に基づく航空機の方向舵１００、２００の部分を示す斜視図であり、縁渦流を多数の部分的な渦に細分化する多数の個別のエッジ部２２、３２、４２、５２が自由縁２１、３１、４１、５１に配置されている。

図６ｂに示す実施形態において、縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための個別のエッジ部３２は、自由縁３１の波状の構造によって構成されている。

図６ｃは、個別のエッジ部２２が自由縁２１のジグザク形状の構造で構成される図５に示す実施形態を再度示すものである。

図６ｄに示す実施形態において、縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための個別のエッジ部は、自由縁４１の近くで方向舵１００、２００の部分１００ａ、１００ｂ、２００ａ、２００ｂに配置された穴又は凹部４２で構成される。これらの穴又は凹部４２は、図６ｄの実施形態のように、方向舵１００、２００の部分１００ａ、１００ｂ、２００ａ、２００ｂを貫通して延びる穿孔の形態でもよく、方向舵１００、２００の部分１００ａ、１００ｂ、２００ａ、２００ｂの外側に配置されるが、これらの部分を貫通しない凹部の形態でもよい。

図６ｅに示す実施形態において、縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための個別のエッジ部は、延長部、窪み、突出部、又は突起部５２で構成され、自由縁５１の近くで方向舵１００、２００の部分１００ａ、１００ｂ、２００ａ、２００ｂの表面に配置される。図示の実施形態を変えて、方向舵１００、２００の部分１００ａ、１００ｂ、２００ａ、２００ｂの自由縁に設置され、縁渦流を多数の部分的な渦に細分化する、これらのエッジ部は、別の形態で構成してもよく、ここで、図４に示すような単一のノイズ発生縁渦流でなく多数のより小さな縁渦流が発生することが重要であり、多数のより小さい縁渦流は、より小さいノイズを発生し、適用可能であれば、ノイズの発生に関して互いに抑制又はキャンセルすることができる。この状況において、「エッジ部」は、縁の近くに配置されると理解されるべきであるが、図６ｂ及び図６ｃなどに示す実施形態のように、必ずしも方向舵１００、２００の部分１００ａ、１００ｂ、２００ａ、２００ｂ自体の縁によって形成する必要はなく、図６ｄ及び図６ｅに示す実施形態のように、縁の近くに配置してもよい。

縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための個別のエッジ部２２、３２，４２，５２は、図３に示すように方向舵１００、２００の自由縁２１，３１，４１，５１の近くに設けられ、また、個別のエッジ部は、代替的に又は付加的に、方向舵１００、２００の上縁に設けてもよい。

図６ｄに示す実施形態において、方向舵１００、２００の部分１００ａ、１００ｂ、２００ａ、２００ｂを貫通する穿孔の形態の穴又は凹部４２は、方向舵１００、２００の部分１００ａ、１００ｂ、２００ａ、２００ｂが拡張していない状態で閉じることができる。これは、それに対応して設計されたシャッター又は閉塞要素で実現可能である。

図６ｅに示す実施形態において、自由縁５１付近で方向舵１００、２００の部分１００ａ、１００ｂ、２００ａ、２００ｂの表面に設けられた、縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための延長部又は突起部５２で構成された個別のエッジ部は、方向舵１００、２００の部分１００ａ、１００ｂ、２００ａ、２００ｂが拡張していない状態で、後退させてもよい。これは、それに対応して設計された機構で実現可能である。

方向舵は、図１及び図２に示すように完全に分割してもよく、一部領域のみを分割してもよく、言い換えれば、方向舵及び上述した機能を有する拡張部分として通常に機能する一体部分であればよい。拡張部分に関して、図１に示す構成又は対称的に作動する部分１００ａ、１００ｂを有する同様の構成を利用することが好ましい。

また、「含む」は、他の要素又は工程を除くものではなく、「一」又は「１つ」は複数のものを除くものでない。さらに、上記の具体的な実施形態の一つを参照して記述された構成又は工程は、上記の他の具体的な実施形態の構成又は工程と組み合わせて使用できる。また、請求項における参照符号は、限定として理解されない。

収縮状態（図１ａ）及び拡張状態（図１ｂ）における本発明の一実施形態に基づく拡張方向舵の水平断面図である。図２は、収縮状態（図２ａ）及び拡張状態（図２ｂ）における本発明の他の実施形態に基づく拡張方向舵の水平断面図である。本発明の一実施形態に基づく拡張方向舵を有する航空機の側面図である。航空機を減速するため、航空機を取り巻く空気流に抗して配置可能な従来技術に基づく航空機用制動フラップの部分を示す斜視図である。本発明の一実施形態に基づく航空機の方向舵の後部自由縁の部分を示す斜視図である。図６ａ乃至図６ｅは、それぞれ、従来技術に基づく航空機の方向舵の後部自由縁の部分（図６ａ）、本発明の幾つかの好ましい実施形態に基づく方向舵の後部自由縁の部分（図６ｂから図６ｅ）を示す斜視図であり、これらの図において、方向舵は航空機を減速するため、航空機を取り巻く空気流に抗して拡張することができる。ここで、図６ｃは既に図５に示される実施形態を示している。

符号の説明

１０制動フラップ
１００、２００方向舵
１０１、２０１結合ベース
１０２、２０２アクチュエータ
１０３、２０３アクチュエータ
１１１、２１、３１、４１、５１自由縁
１２、２２、３２、４２、５２エッジ部

Claims

民間航空機用方向舵であって、方向舵（２００）は、少なくとも一部の領域においてその長手方向に沿って分割されており、前記方向舵（２００）の第１および第２の部分（２００ａ，２００ｂ）は、航空機を減速するための第１のアクチュエータ（２０３）によって前記航空機を取り巻く空気流に抗して拡張可能であり、前記方向舵（２００）は、前記航空機に連結された結合ベース（２０１）を有し、前記航空機の横方向制御のための第２のアクチュエータ（２０２）によって回動可能であり、
前記方向舵（２００）の第１の部分（２００ａ）は、前記結合ベース（２０１）に対して連結され、前記航空機を減速するための前記第１のアクチュエータ（２０３）によって前記航空機を取り巻く前記空気流に抗して拡張可能であり、前記方向舵（２００）の第２の部分（２００ｂ）は、前記結合ベース（２０１）に固定され、
前記方向舵（２００）を拡張する間、前記結合ベース（２０１）に対して連結された前記方向舵（２００）の前記第１の部分（２００ａ）は、前記方向舵（２００）を拡張するための前記第１のアクチュエータ（２０３）によって前記結合ベース（２０１）に対して回動され、前記結合ベース（２０１）に固定された前記方向舵（２００）の前記第２の部分（２００ｂ）は、前記第１および第２の部分（２００ａ，２００ｂ）が対称的に偏位するため、前記航空機の横方向制御のための前記第２のアクチュエータ（２０２）によって前記結合ベース（２０１）とともに反対側に向かって回動される、民間航空機用方向舵。
前記方向舵（２００）は、対称な面においてその長手方向に沿って分割されている、請求項１に記載の民間航空機用方向舵。
前記方向舵（２００）の前記第１および第２の部分（２００ａ，２００ｂ）は、前記第１のアクチュエータ（２０３）によって前記対称な面に関して拡張可能である、請求項２に記載の民間航空機用方向舵。
前記方向舵（２００）は、当該方向舵（２００）を拡張する間、前記航空機を取り巻く前記空気流において縁渦流を発生する自由縁（２１，３１，４１，５１）を有し、前記自由縁（２１，３１，４１，５１）上には、前記縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための多数の個別のエッジ部（２２，３２，４２，５２）が構成されている、請求項１〜３のいずれかに１項に記載の民間航空機用方向舵。
前記縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための前記個別のエッジ部（３２）は、前記自由縁（３１）の波状構造で構成される、請求項４に記載の民間航空機用方向舵。
前記縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための前記個別のエッジ部（２２）は、前記自由縁（２１）のジグザグ形状構造で構成される、請求項４に記載の民間航空機用方向舵。
前記縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための前記個別のエッジ部は、前記自由縁（４１）付近で前記方向舵（２００）に含まれるフラップ部に配置された凹部（４２）で構成される、請求項４〜６のいずれか１項に記載の民間航空機用方向舵。
前記フラップ部に備えられた前記凹部（４２）は、前記フラップ部を貫通して延びる穿孔の形態である、請求項７に記載の民間航空機用方向舵。
前記フラップ部に備えられた前記凹部（４２）は、前記フラップ部の外側に配置されて、前記フラップ部を貫通しない凹部の形態である、請求項７に記載の民間航空機用方向舵。
前記縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための前記個別のエッジ部は、前記自由縁（５１）付近で前記方向舵（２００）の前記第１および第２の部分（２００ａ，２００ｂ）の表面に配置された延長部または凹部（５２）の少なくとも１つである、請求項４〜８のいずれか１項に記載の民間航空機用方向舵。
前記縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための前記個別のエッジ部（２２，３２，４２，５２）は、前記方向舵（２００）の後部自由縁（２１，３１，４１，５１）に配置されている、請求項４〜１０のいずれか１項に記載の民間航空機用方向舵。
前記縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための前記個別のエッジ部（２２，３２，４２，５２）は、前記方向舵（２００）の上部自由縁（２１，３１，４１，５１）に配置されている、請求項４〜１１のいずれか１項に記載の民間航空機用方向舵。
前記方向舵（２００）の前記第１および第２の部分（２００ａ，２００ｂ）を貫通して延びる穿孔の形態で構成される前記凹部（４２）は、前記方向舵（２００）が拡張されていない状態では閉じられる、請求項８に記載の民間航空機用方向舵。
前記自由縁（５１）付近で前記方向舵（２００）の前記第１および第２の部分（２００ａ，２００ｂ）の前記表面に配置され、前記縁渦流を多数の部分的な渦に細分化するための前記延長部または突出部（５２）は、前記方向舵（２００）が拡張されていない状態では格納される、請求項１０に記載の民間航空機用方向舵。
前記方向舵（２００）は、昇降舵ユニットと組み合わせて前記航空機に備えられ、前記方向舵（２００）は、前記昇降舵ユニットの上側に配置されており、これによって、拡張された状態で前記方向舵（２００）によって生じる空気力学的ノイズが前記昇降舵ユニットによって地上に向かって減衰される、請求項１〜１４のいずれか１項に記載の民間航空機用方向舵。