JP5588629B2

JP5588629B2 - Airplane vertical tail

Info

Publication number: JP5588629B2
Application number: JP2009133469A
Authority: JP
Inventors: 啓二繁宮
Original assignee: 啓二繁宮
Priority date: 2009-06-02
Filing date: 2009-06-02
Publication date: 2014-09-10
Anticipated expiration: 2029-06-02
Also published as: JP2010280252A

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。 The present invention relates to a vertical tail which can be suitably applied to an airplane, particularly a passenger aircraft, and has an excellent effect.

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。 In this type of airplane, the tail is generally composed of a horizontal tail and a vertical tail. Of these, the horizontal tail consists of a horizontal stabilizer and an elevator, balancing the aerodynamic force acting on the aircraft around the center of gravity of the aircraft, and maintaining the vertical stability to restore to the original when the aircraft posture is disturbed ing. The vertical tail consists of a vertical stabilizer and a rudder, maintaining the directional stability of the aircraft and controlling the skid of the aircraft.

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。 The horizontal tail and the vertical tail are generally installed at the rear of the fuselage (normal type), but recently, the so-called T-type tail with a horizontal tail placed at the upper end of the vertical tail is also known. Has appeared. Furthermore, there are known so-called cross-shaped tails in which the horizontal tail is disposed at the substantially vertical center of the vertical tail, and so-called V-shaped tails in which the horizontal tail and the vertical tail are used in a V shape. .

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。 In the airplane, the tail has an extremely important function or role. For example, the one described in Patent Document 1 includes a pair of left and right tail bodies configured by integrating a horizontal tail and a vertical tail, and the tail body according to the elevation angle of the aircraft. The mounting angle is changed. Moreover, in the thing of patent document 2, it has a T-type tail and changes the position of a horizontal tail according to the change of an elevation angle. Furthermore, in the thing of patent document 3, the attachment angle of a thin-plate L-shaped fixed vertical tail is changed corresponding to the change of an elevation angle.

特開平１０−０１６８９１号公報Japanese Patent Laid-Open No. 10-016891 特開平０５−１５５３８５号公報JP 05-155385 A 特開平０６−２５５５８９号公報Japanese Patent Laid-Open No. 06-255589

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。 In particular, the vertical tail is required to have a maximum area so that a necessary and sufficient direction maintaining function can be obtained at low speed in the air. And it was produced with the structure fixed to this area and the height according to it. Because of such a large area and bulky vertical tail, it has several problems as listed below.
First, the height of the tip of the vertical tail became extremely high, and in particular, the hangar ceiling had to be raised to match the height of the vertical tail, and the cost was inevitably high. In addition, an aerial work vehicle is required for outdoor maintenance and maintenance work, and it is difficult to ensure safety because it requires great care.

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。 In addition, a vertical tail with a large area is particularly susceptible to crosswinds during takeoff and landing. In this case, since the vertical tail is disposed at the rear end of the elongated airframe, the point of action of the cross wind is also set at the rear end of the airframe, and the X axis (the longitudinal direction of the airframe) and the Z axis are caused by the cross wind. Rotational moments are generated for each (vertical direction passing through the center of gravity of the aircraft). In some cases, these rotational moments may cause a rollover accident or the like during parking or takeoff and landing.
On the other hand, when the cruise speed of the airplane is reached after takeoff, the area of the vertical tail is not required to be as large as that during takeoff and landing. However, since the area of the vertical tail is fixed as described above, it has an area that is substantially larger than necessary at the cruising speed. For this reason, the drag increases according to the tail area, and the fuel consumption increases accordingly.

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。 By the way, except for a small aircraft, the main part of an airplane is generally composed of a plurality. For example, two to four engines are mounted, and the main wing and the horizontal tail have a pair of left and right. By providing a plurality in this way, even if one breaks down, the other supplements to some extent and performs an alternative function. However, the vertical tail is configured as a single unit, and therefore, if a failure or the like occurs, it cannot be supplemented.

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。 In view of such circumstances, an object of the present invention is to provide a vertical tail of an airplane that can improve ease of storage and stability against crosswinds, reduce costs, and realize high safety.

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、前記水平尾翼に対して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、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し、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、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前記垂直尾翼の全体面積を変化させ得るようにし、前記補助垂直尾翼は、前記主垂直尾翼側へ傾斜した傾斜位置で保持可能であり、前記補助垂直尾翼は、前記飛行機の停止あるいは巡航飛行時に前記垂直尾翼の全体面積が最小となるように格納されると共に、前記飛行機の空中低速飛行機時に前記垂直尾翼の全体面積が最大となるように展開可能とし、前記飛行機の停止あるいは離着陸時であって横風強風時には、前記補助垂直尾翼は前記主垂直尾翼側へ傾斜した傾斜位置で保持され、前記主垂直尾翼に対してその横風が直接当たらないようにしたことを特徴とする。 Vertical tail of an airplane of the present invention is positioned with the horizontal stabilizer at the rear of the machine body, a vertical tail of an airplane which constitutes the tail, a main vertical tail fixedly disposed at a predetermined portion of the machine body, the An auxiliary vertical tail variably configured to be retractable and deployable with respect to the horizontal tail, and the main vertical tail has a wing area required at the cruising speed of the airplane, and the auxiliary vertical tail Is supported on the horizontal tail so as to be rotatable around a rotating spindle, and is configured to be able to stand upright from the blade surface of the horizontal tail, and deploys the auxiliary vertical tail according to the airspeed. , the main consisting of vertical tail and said auxiliary vertical tail as the may alter the entire area of the vertical tail, the auxiliary vertical tail is Ri holdable der in an inclined position inclined to the main vertical tail side, the The auxiliary vertical tail is the plane It is stored so that the entire area of the vertical tail is minimized during stop or cruise flight, and can be deployed so that the entire area of the vertical tail is maximized when the airplane is low-speed in the air. During take-off and landing, when the cross wind is strong, the auxiliary vertical tail is held at an inclined position inclined toward the main vertical tail, so that the cross wind does not directly hit the main vertical tail .

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。 According to the present invention, in the vertical tail composed of the main vertical tail and the auxiliary vertical tail, the auxiliary vertical tail can be appropriately stored and deployed, and the area of the entire vertical tail can be changed according to the state of stop, takeoff and landing, cruise, etc. And The main vertical tail can be substantially downsized and the hangar ceiling can be lowered. In addition, equipment for maintenance and maintenance work at airports can be reduced in size, making it less susceptible to the effects of strong crosswinds, preventing accidents from occurring, and greatly improving handling stability. be able to. Further, by storing the auxiliary vertical tail at the cruising speed, it is possible to obtain an effect such as substantially reducing the fuel consumption by reducing the drag against the vertical tail.

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。 Further, in particular, the auxiliary vertical tail that is rotatably arranged on the horizontal tail is inclined toward the main vertical tail, and the horizontal wind can be smoothly released along the inclined surface by maintaining the inclination at this inclination angle. This prevents crosswinds from directly hitting the main vertical tail, making it easier to land in response to crosswinds and ensuring high stability against strong winds even when stopping at airports. An effect is obtained.

本発明及びその参考例１に係る飛行機の例を示す図である。It is a figure which shows the example of the airplane which concerns on this invention and its reference example 1. FIG. 参考例１における尾翼まわりの構成例を示す図である。It is a figure which shows the structural example of the tail periphery in the reference example 1. FIG. 参考例１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。It is a figure which shows typically the form of the auxiliary | assistant vertical tail in the reference example 1, and its effect | action. 参考例１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。It is a perspective view which shows the specific structural example of the auxiliary | assistant vertical tail in the reference example 1. FIG. 参考例１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。 It is a partially broken plan view showing a specific configuration example of the auxiliary vertical tail in Reference Example 1 . 図５のＸ−Ｘ線に沿う断面図である。It is sectional drawing which follows the XX line of FIG. 参考例１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。It is a figure which shows the structural example of the drive system of the auxiliary | assistant vertical tail in the reference example 1. FIG. 本発明及びその参考例１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。It is a figure which shows the relationship between the airspeed of the airplane which concerns on this invention and its reference example 1 , and a vertical tail area. 本発明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。It is a perspective view which shows the structural example around the tail wing in embodiment of this invention. 本発明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。It is a figure which shows typically the form and effect | action of an auxiliary | assistant vertical tail in embodiment of this invention. 本発明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。It is a top view which shows the example of a structure around the tail wing in embodiment of this invention. 本発明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。It is a figure which shows the drive mechanism example of the auxiliary | assistant vertical tail in embodiment of this invention. 参考例２における尾翼まわりの構成例を示す斜視図である。FIG. 10 is a perspective view showing a configuration example around a tail wing in Reference Example 2 . 参考例２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。It is a figure which shows typically the form of the auxiliary | assistant vertical tail in the example 2, and its effect | action.

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、本発明及びその参考例１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。 Preferred embodiments of the vertical tail of an airplane according to the present invention will be described below with reference to the drawings.
FIG. 1 shows an example of an airplane 1 according to the present invention and Reference Example 1 thereof . In this example, it is an example of a relatively large passenger plane. Note that, in the main points of the respective drawings referred to below, the front is indicated by an arrow Fr and the rear is indicated by an arrow Rr. Moreover, the left-right direction (main wing length direction) of the airframe is indicated by arrows L and R, respectively, as necessary.

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と参考例１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。 A main wing 3 is extended on both right and left sides of the fuselage 2 of the airplane 1, and two engines 4 are mounted on the lower surface of the main wing 3. In addition, a horizontal tail 5 is disposed at the rear of the fuselage 2, and the tail of the airplane 1 is configured by the horizontal tail 5 and the vertical tail 10 according to the first reference example . The horizontal tail 5 is provided with an elevator 5a (elevator), and the nose of the airplane 1 can be controlled up and down by the elevator 5a.

さて、参考例１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。 Now, the vertical tail 10 of Reference Example 1 will be described. As described above, the vertical tail 10 forms the tail of the airplane 1 together with the horizontal tail 5 at the rear of the aircraft. As shown in FIG. 2, it includes a main vertical tail 11 fixedly arranged at the rear of the fuselage, that is, the rear of the fuselage 2, and an auxiliary vertical tail 12 variably configured to be retractable and deployable. In FIG. 2, a rudder 11a (ladder) is attached to the main vertical tail 11, and the nose of the airplane 1 can be controlled left and right by this rudder 11a.

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。この参考例１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。 Further, as shown by the dotted line in FIG. 2, the auxiliary vertical tail 12 is configured to be retractable in the fuselage 2 below the horizontal tail 5. In this reference example 1 , as will be described in detail below, the auxiliary vertical tail 12 is supported so as to be rotatable around the support shaft 13 and is deployed downward from the body 2 as indicated by a two-dot chain line from the retracted state. Mounted. In this case, as will be described later, the auxiliary vertical tail 12 can be held and fixed in any degree of opening, that is, the degree of expansion. As a result, the auxiliary vertical tail 12 can be deployed according to the airspeed of the airplane 1, and the entire area of the vertical tail 10 composed of the main vertical tail 11 and the auxiliary vertical tail 12 can be changed.

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。参考例１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。 In the above case, the main vertical tail 11 is erected at the center of the rear part of the fuselage 2, and the arrangement position itself is substantially the same as in the case of the conventional vertical tail 6 (see FIG. 2, two-dot chain line). In Reference Example 1 , as shown in FIG. 2 in particular, the area S ₁ of the main vertical tail 11 is set to be smaller than the area S ₀ of the conventional vertical tail 6, and this value is fixed. On the other hand, the area S ₂ of the auxiliary vertical tail 12 is variable, but the sum of both is the area S of the vertical tail 10. That is, S = S ₁ + S ₂ . Corresponding to the area S _{2 (MAX)} when the auxiliary vertical tail 12 is most open, the area S of the vertical tail 10 is also the maximum S _(MAX) . That is, S _(MAX) = S ₁ + S _{2 (MAX)} . Furthermore, in the relationship with the conventional vertical tail 6, it is set to be equal to the maximum area S _(MAX) of the vertical tail 10 when the auxiliary vertical tail 12 is most open. That is, S ₀ = S _(MAX) .

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。 Also in FIG. 3, the form of the auxiliary vertical tail 12 and the operation thereof are shown simply and schematically. In addition, illustration of the main wing | blade 3 grade | etc., Is abbreviate | omitted in FIG. In FIG. 3 (a), the auxiliary vertical tail 12 is stored in the fuselage 2 when the airplane 1 stops or slides. In FIG. 3 (b), the auxiliary vertical tail 12 starts to be deployed shortly after takeoff, and during low-speed flight in the air. The auxiliary vertical tail 12 is deployed (maximum area). On the other hand, when the landing posture is entered, the auxiliary vertical tail 12 is gradually stored in the fuselage 2. In FIG. 3C, the auxiliary vertical tail 12 is stored or substantially in a state (or opening degree) substantially equivalent to the cruising speed or approaching the cruise speed.

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。 Here, a specific configuration example of the vertical tail 10 will be described. 4 to 6 show the periphery of the auxiliary vertical tail 12 (when retracted). In this example, the three rotation support shafts 14A, 14B, and 14C constituting the support shaft 13 are sequentially fitted so as to be concentric and relatively rotatable, and have a three-stage or triple structure. It is assumed that the entire innermost support shaft 14A supports the rotation support shaft 14A. The rotation support shaft 14A is disposed orthogonal to the longitudinal direction Fr, Rr (X axis) of the fuselage, and is rotatable through bearings 15 at both ends thereof. Supported.

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。 Blade pieces 16A, 16B, and 16C extending to the rear Rr are fixed to the respective rotation support shafts 14A, 14B, and 14C. Each wing piece 16A, 16B, 16C has an elongated isosceles triangular shape with its rotational support shafts 14A, 14B, 14C as apexes or a fan-shaped fan shape, and overlaps with each other as shown in FIG. Stored compactly. Although not shown, each blade piece 16A, 16B, 16C is positioned by a stopper so as to be held in the retracted state. Further, the wing pieces 16B and 16C are urged in the retracting direction by an unillustrated bullet unit.

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。 Next, the drive mechanism of the auxiliary vertical tail 12 will be described. As shown in FIGS. 5 and 6, the drive pin 17 protrudes from the outer peripheral surface of the rotation support shaft 14 A. Guide holes 18 and 19 that engage with the drive pins 17 are formed in the rotation support shafts 14B and 14C, respectively, along the circumferential direction. The drive pins 17 are sequentially brought into contact with the guide holes 18 and 19 to rotationally drive the rotation support shafts 14B and 14C. The lengths of the guide holes 18 and 19 in the circumferential direction correspond to the rotation angles of the blade pieces 16A, 16B, and 16C.

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。 As shown in FIG. 6, when the auxiliary vertical tail 12 is retracted, the drive pin 17 is held in contact with one end side of the guide holes 18 and 19. When the drive pin 17 rotates from the retracted state to the angle θ _{1, the} wing piece 16 A is rotated and unfolded from the body 2. At this time, the drive pin 17 starts to come into contact with the other end of the guide hole 18, whereby the rotation support shaft 14 B starts to rotate. When the drive pin 17 is rotated to the angle θ _{2, the} rotation support shaft 14B is rotated along with the rotation, and the blade piece 16B is rotated and deployed from the body 2. At this time, the drive pin 17 starts to come into contact with the other end side of the guide hole 19, whereby the rotation support shaft 14 C starts to rotate. When the drive pin 17 is rotated to the angle θ _{3, the} rotation support shaft 14 C is rotated along with the rotation, and the blade piece 16 C is rotated and deployed from the body 2.

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。 As described above, the auxiliary vertical tail 12 is constituted by the blade pieces 16A, 16B, and 16C supported so as to be rotatable around the rotation support shafts 14A, 14B, and 14C. The drive pin starts from the operation of the rotation support shaft 14A. Rotating support shafts 14B and 14C are sequentially rotated through the shaft 17. As a result, each wing piece 16A, 16B, 16C is sequentially rotated and deployed from the fuselage. As all the blade pieces 16A, 16B, 16C are rotated and deployed, the area S _{2 (MAX)} of the auxiliary vertical tail 12 is reached as described above.

ここで、この参考例１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。 Here, in the first reference example , it is assumed that a drive unit that rotationally drives the rotation support shaft 14A is provided. For example, a boss or arm 20 protrudes from the end of the rotating support shaft 14A, in this example, the right end (see FIG. 5), as shown in FIG. 21 output rods 21a are connected. The base end side of the hydraulic cylinder 21 is coupled and supported at an appropriate position (which may be a frame material or the like) of the body 2. By driving and controlling the hydraulic cylinder 21 by a control device (not shown) and extending and contracting the output rod 21a, the rotation support shaft 14A can be rotationally driven at a desired timing and rotation angle.

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。参考例１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。 Next, the relationship between the airspeed in the airplane 1 and the area of the vertical tail 10 will be described. Also in the vertical tail 10 according to the reference example 1 , the maximum area is required so as to obtain a necessary and sufficient direction maintaining function at the time of low speed in the air as described above. Also, at the cruise speed after takeoff, the vertical tail 10 does not need to be as large as the takeoff and landing area. Here, in FIG. 8, an ideal relationship between the vertical tail area and the speed is shown by a solid line. As is clear from the figure, the maximum area is required for take-off and landing speed, and the required area is considerably reduced for cruise speed.

参考例１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。 As described above, the area S of the vertical tail 10 of the reference example 1 is the sum of the area S ₁ of the main vertical tail 11 and the area S ₂ of the auxiliary vertical tail 12, and the auxiliary vertical tail 12 has a maximum area S _{2 (MAX )} requires the area at the time of takeoff and landing when the obtained. Further, the area S ₂ of the auxiliary vertical tail 12 With minimum may correspond to the area required at cruising speed by the area S ₁ of the main vertical tail 11. In this case, by changing the degree of expansion of the auxiliary vertical tail 12 from 0 to fully open, the area S as a whole of the vertical tail 10 can be brought close to the ideal curve (shown by a solid line) in FIG. 8 as indicated by a dotted line. it can.

参考例１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。 The vertical tail 10 of the reference example 1 is configured as described above, and the main effects thereof will be described next. First, the vertical tail 10 is composed of a main vertical tail 11 and an auxiliary vertical tail 12, and the main vertical tail 11 has an area S ₁ smaller than that of the conventional vertical tail 6, so that its height is greatly reduced. can do. As a result, the “total height” of the airplane 1 is also significantly reduced. As a result, the ceiling of the hangar can be lowered, and the equipment for maintenance and maintenance work at the airport can be reduced in size, thereby reducing the necessary cost. be able to.

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。 In addition, even when a strong crosswind is received when stopping or taking off and landing at the airport, the area of the main vertical tail 11 that is cheaper to hit by the wind has been reduced, making it less susceptible to crosswinds and preventing accidents from occurring. Steering stability can be greatly improved.
Further, at the cruising speed, the auxiliary vertical tail 12 is typically stored in the fuselage 2 so that the area of the vertical tail 10 is set to the minimum necessary size and the drag against the vertical tail 10 is reduced. Substantially reducing consumption.

また、参考例１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。 Further, in Reference Example 1 , the vertical tail 10 is divided into a main vertical tail 11 and an auxiliary vertical tail 12 above and below the fuselage 2, that is, substantially plural. By adopting a plurality of configurations in this way, even if one of the upper and lower sides breaks down, the other can compensate for this to some extent and exhibit an alternative function. Therefore, even if a failure or the like occurs, it works effectively to ensure safety.

次に、本発明による飛行機の垂直尾翼の実施の形態を説明する。なお、前述した参考例１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参考例１と実質的に同様である。 Next, an embodiment of the vertical tail of an airplane according to the present invention will be described. Note that members that are substantially the same as or correspond to those in the above-described Reference Example 1 will be described using the same reference numerals as appropriate.
FIG. 9 shows an example of the configuration around the tail in this embodiment. Also in this embodiment, the horizontal tail 5 is arranged at the rear part of the fuselage 2, and the tail of the airplane 1 is constituted by the horizontal tail 5 and the vertical tail 10 according to the present invention. The basic configuration of the tails such as the horizontal tail 5 is substantially the same as that of the first reference example .

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。 The vertical tail 10 of this embodiment includes a main vertical tail 11 fixedly arranged at the rear part of the fuselage 2 and an auxiliary vertical tail 12 variably configured to be retractable and deployable. The main vertical tail 11 is described above. It may be substantially the same as in the embodiment described above. In particular, in the second embodiment, the auxiliary vertical tail 12 is supported on the horizontal tail 5 so as to be rotatable around the rotation support shaft, and is configured to be able to stand upright from the blade surface of the horizontal tail 5.

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。 In FIG. 10, the form of the auxiliary | assistant vertical tail 12 and its effect | action are shown simply and typically. 10 (a), the auxiliary vertical tail 12 is stored on the horizontal tail 5 when the airplane 1 stops or slides. In FIG. 10 (b), the auxiliary vertical tail 12 is unfolded (maximum area) during low-speed flight in the air. Is done. In FIG. 10C, the auxiliary vertical tail 12 is stored or substantially in a state (or opening degree) substantially equivalent to the cruising speed or approaching the cruise speed.

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。 Here, a specific configuration example of the vertical tail 10 will be described. 11 and 12, in the second embodiment, the auxiliary vertical tail 12 is constructed and arranged on the horizontal tail 5 in a hinged manner. That is, in this example, the hinge pins 22 are arranged along the front-rear direction on the left and right horizontal tails 5, and the auxiliary vertical tails 12 are coupled to the respective hinge pins 22 and are supported so as to be rotatable around them. In this example, the base end side of the auxiliary vertical tail 12 is coupled to the horizontal tail 5 via the hinge pin 22, and the tip side is located on the left and right outer sides and is supported and stored in a horizontal state on the horizontal tail 5.

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。 As shown in FIG. 12, the drive mechanism of the auxiliary vertical tail 12 is configured such that, for example, a rotary drive unit 23 made of an electric motor or the like and a hinge pin 22 are connected to each other via a link 24. Arms 25 and 26 are provided upright on the output shaft side of the rotation drive unit 23 and the hinge pin 22, respectively, and these arms 25 and 26 are connected by a link 24. In this example, the left and right auxiliary vertical tails 12 are driven by separate rotational driving units 23, but their electric motors rotate synchronously, and therefore, the left and right auxiliary vertical tails 12 are controlled to operate synchronously. .

本発明の垂直尾翼１０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。本発明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。 In an embodiment of the vertical tail 10 of the present invention, the auxiliary vertical tail 12 is stored horizontally on the horizontal stabilizer 5. By operating the electric motor of the rotation drive unit 23, the hinge pin 22 is rotated via the link 24, whereby each auxiliary vertical tail 12 is upright on the horizontal tail 5 as shown by the dotted line in FIG. That is, it is deployed on the horizontal tail 5. Also in the embodiment of the present invention , the area S of the vertical tail 10 as a whole is changed from the area S = S ₁ when the auxiliary vertical tail 12 is retracted to the area S = S _(MAX) = when the auxiliary vertical tail 12 is most deployed. It changes in the range up to S ₁ + S _{2 (MAX)} .

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。 Also in this embodiment, the auxiliary vertical tail 12 can be appropriately stored and deployed, and the area of the vertical tail 10 can be changed according to the state of the airplane 1 (stop, takeoff / landing, cruise, etc.). As in the case of the above-described embodiment, the hangar ceiling can be lowered, the equipment for maintenance and maintenance work at the airport can be downsized, and even when subjected to strong crosswinds, it is not easily affected. Thus, it is possible to prevent accidents from occurring and to greatly improve steering stability. Further, at the cruising speed, the auxiliary vertical tail 12 is typically stored on the horizontal tail 5 to reduce the drag on the vertical tail 10 to substantially reduce fuel consumption, and so on. be able to.

特に、本発明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。 In particular, in the embodiment of the present invention , as shown by the two-dot chain line in FIG. 12A, the left and right auxiliary vertical tails 12 are appropriately inclined toward the main vertical tail 11 and held at this inclination angle. By inclining the auxiliary vertical tail 12 in this way, the cross wind can be smoothly released along the inclined surface. As a result, the cross wind does not directly hit the main vertical tail 11. As an effect of this, landing in response to a crosswind becomes much easier than before. In addition, high stability against strong winds can be secured even when stopping at the airport.

また、本発明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。 In the embodiment of the present invention , the auxiliary vertical tail 12 stands upright on the horizontal tail 5 when deployed on the horizontal tail 5 as described above. In other words, there is an advantage that the aircraft does not expand below the fuselage 2 of the airplane 1, and that contact with the auxiliary vertical tail 12 is not considered at all in relation to the runway surface particularly during takeoff and landing.

更に、参考例２による飛行機の垂直尾翼を説明する。図１３及び図１４は、参考例２における尾翼まわりの構成例を示している。この参考例２の基本構成及びその作用は、本発明の場合と実質的に同様である。
参考例２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、参考例２における補助垂直尾翼１２の支持機構や駆動機構は、本願発明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。 Further, a vertical tail of an airplane according to Reference Example 2 will be described. 13 and 14 show a configuration example around the tail wing in Reference Example 2. FIG. The basic configuration and operation of Reference Example 2 are substantially the same as in the case of the present invention .
Particularly in the reference example 2 , the auxiliary vertical tail 12 is supported on the lower surface side of the horizontal tail 5 so as to be rotatable around the rotation support shaft, and is configured to be able to stand downward from the lower surface of the horizontal tail 5. Note that the support mechanism and drive mechanism of the auxiliary vertical tail 12 in Reference Example 2 may be substantially the same as in the case of the embodiment of the present invention , that is, supported by a hinge type or linked using an electric motor. Can be driven to rotate.

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。 In FIG. 14, the form of the auxiliary vertical tail 12 and the operation thereof are simply and schematically shown. 14 (a), the auxiliary vertical tail 12 is stored on the lower surface side of the horizontal tail 5 when the airplane 1 stops or slides. In FIG. 14 (b), the auxiliary vertical tail 12 is deployed downward when flying at low speed in the air. (Maximum area). In FIG. 14C, the auxiliary vertical tail 12 is stored or substantially in a state (or opening degree) substantially equivalent to the cruising speed or approaching the cruise speed.

参考例２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。
特に参考例２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。 Also in Reference Example 2 , the auxiliary vertical tail 12 is appropriately stored and deployed. As in the case of each of the embodiments described above, there are advantages that the main vertical tail 11 can be reduced in size, cost can be reduced, and high safety can be secured.
In particular, in the reference example 2 , the auxiliary vertical tail 12 is not developed above the horizontal tail 5, and thus is convenient in relation to a hangar or the like.

参考例２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。 In Reference Example 2 , as shown in FIG. 14 (b), the left and right auxiliary vertical tails 12 are deployed apart from each other. In addition to the case where they are spaced apart from each other, the left and right auxiliary vertical tails 12 may be arranged close to each other so that they are integrated so that when they are deployed, one auxiliary vertical tail 12 is configured. Is possible. In this case, the storage portion of the left and right auxiliary vertical tails 12 may be a region extending from the body 2 (lower part) to the horizontal tail 5.

以上、本発明を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、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。 As mentioned above, although this invention was demonstrated with embodiment , this invention is not limited only to these embodiment, A change etc. are possible within the scope of the present invention.
For example, as the retracting / deploying mechanism of the auxiliary vertical tail 12, in addition to the case of the above-described embodiment, a slide mechanism, a link mechanism, a combination thereof, or the like is used to make the auxiliary vertical tail 12 smooth and It can be operated accurately.

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
２２ヒンジピン
２３回転駆動部
２４リンク
２５，２６アーム 1 Airplane 2 Fuselage 3 Main wing 4 Engine 5 Horizontal tail 10 Vertical tail 11 Main vertical tail 12 Auxiliary vertical tail
22 Hinge pin 23 Rotation drive unit 24 Link 25, 26 Arm

Claims

The vertical tail of the airplane, which is arranged with the horizontal tail at the rear of the fuselage and forms its tail,
A main vertical tail fixedly disposed at a predetermined part of the airframe, and an auxiliary vertical tail configured to be variably configured to be retractable and deployable with respect to the horizontal tail ,
The main vertical tail has a wing area required at the cruising speed of the airplane,
The auxiliary vertical tail is supported so as to be rotatable around a rotation support shaft on the horizontal tail, and is configured to be able to stand upright from the blade surface of the horizontal tail,
The auxiliary vertical tail is deployed according to the airspeed, so that the entire area of the vertical tail composed of the main vertical tail and the auxiliary vertical tail can be changed,
The auxiliary vertical tail is Ri holdable der in an inclined position inclined to the main vertical tail side,
The auxiliary vertical tail is stored so that the entire area of the vertical tail is minimized when the airplane is stopped or cruising, and the entire area of the vertical tail is maximized when the airplane is flying at low speed. Can be deployed,
The auxiliary vertical tail is held at an inclined position inclined toward the main vertical tail when the airplane is stopped or taking off and landing, and when the wind is strong, so that the cross wind does not directly hit the main vertical tail. The vertical tail of an airplane.