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수직 꼬리 날개

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목차

1. 개요

수직 꼬리 날개는 항공기의 꼬리 부분에 위치하며, 수직 안정판과 방향타로 구성되어 항공기의 요잉(Yaw) 제어와 안정성을 제공하는 역할을 한다. 착륙 시 측풍에 대응하거나 선회 비행 시 힘의 균형을 유지하는 데 사용되며, 수직 안정판은 핀으로 불리기도 한다. 수직 꼬리 날개의 효과는 크기와 효율, 수직 꼬리 체적 계수에 따라 달라지며, 초음속 비행 시에는 효율이 감소할 수 있다. 다양한 형태와 구조로 존재하며, 전가동식, 다중 수직 꼬리 날개, 벤트럴 핀, T자형, 십자형 등 다양한 종류가 있다. 또한, 회전익기, 무미익기, 자동차에도 유사한 형태로 적용되기도 한다.

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수직 꼬리 날개
개요
명칭수직 꼬리 날개
영어vertical stabilizer
다른 명칭핀 (fin)
기능
역할항공기의 안정성을 유지하고 방향을 제어
작동 원리항공기의 방향 안정성을 제공
제어방향타를 움직여 항공기의 요 모멘트를 제어
구성 요소
주요 구성수직 안정판 (Vertical Fin)
방향타 (Rudder)
설계 고려 사항
설계 목표충분한 방향 안정성을 제공하면서 공기역학적 항력을 최소화
고려 요소항공기 크기
속도
용도
종류
일반적인 형태단일 수직 꼬리 날개
특수한 형태쌍발 수직 꼬리 날개
삼발 수직 꼬리 날개
V자 꼬리 날개
장점 및 단점
장점방향 안정성 향상
선회 시 조종 용이
단점항력 증가
무게 증가
추가 정보
참고 서적Aircraft Flight
An Illustrated Dictionary of Aviation

2. 기능

수직 꼬리 날개는 항공기가 요 방향으로 안정성을 유지하도록 돕는 풍향 안정 역할을 한다. 동체 상부에 설치되는 일반적인 수직 꼬리 날개는 롤 방향의 정적 안정성도 강화한다.[4] 양력만으로는 그 효과를 판단하기 어렵기 때문에, 수직 꼬리 날개 용적이라는 값을 지표로 사용한다.

작고 가벼운 꼬리 날개로 충분한 모멘트를 발생시키기 위해, 보통 무게 중심에서 멀리 떨어진 위치에 설치된다.

기본적으로 기체의 중심선상에 한 장을 설치하지만, 기체 크기에 필요한 면적, 공기역학 및 강도 구조 최적화, 격납고 높이 제한 등에 따라 좌우에 두 장 (F-15 이글 등), 세 장 (록히드 콘스텔레이션 등), 네 장 (E-2)을 갖추는 경우도 있다. 스텔스성 확보 등을 위해 수직 꼬리 날개가 위쪽이 아닌, 바깥쪽이나 안쪽으로 기울어져 장착되는 기체도 있다 (F/A-18 호넷 등).

2. 1. 원리

항공기의 수직 꼬리 날개는 보통 고정된 수직 안정판(fin)과 여기에 움직일 수 있게 달린 방향타(rudder)로 구성된다. 방향타에는 트림 탭이 장착될 수도 있다. 이들은 함께 요(yaw) 방향으로 항공기를 조정하고, 추력이나 항력의 불균형으로 발생하는 요 모멘트를 상쇄하며, 요 방향에서 항공기를 제어하고(예: 측풍 착륙 시 옆 미끄러짐을 시작하기 위해), 요 안정성(풍향계 또는 방향 안정성)을 제공한다.[4]

수직 꼬리 날개는 무게 중심에서 멀리 떨어져 있을수록 효과적이다. 그래서 짧은 항공기는 일반적으로 더 큰 수직 꼬리 날개를 가진다. 예를 들어, 짧은 에어버스 A318의 수직 꼬리 날개는 A320 패밀리의 더 긴 모델보다 크다.

수직 꼬리의 효과는 효율성과 수직 꼬리 체적 계수[5](체적 비율이라고도 함[10])에 따라 달라지는데, 이는 주 날개의 치수를 사용하여 면적과 암을 무차원화한 값이다.

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

(여기서 아래 첨자 V와 W는 각각 수직 꼬리와 날개를 나타내고, S는 면적, L_\text{w}는 일반적으로 평균 공기역학적 코드이다). 수직 꼬리 계수 값은 항공기 유형에 따라 약간만 다르며, 0.02(활공기)에서 0.09(제트 여객기) 사이의 값을 가진다.[5]

꼬리 효율은 꼬리에서의 동압과 자유 흐름에서의 동압의 비율이다. 꼬리는 자유 흐름에 잠겨 효율이 1일 때 최대 성능을 낸다. 꼬리가 부분적으로 와류에 잠기면 와류가 자유 흐름보다 낮은 동압을 가지기 때문에 효과가 줄어든다. 특정 비행 조건에서 필요한 효과를 얻기 위해 핀 높이를 높여야 할 수 있다. 파나비아 토네이도는 높은 받음각에서 방향 안정성을 위해 높은 핀을 가졌다.[6]

여객기의 수직 꼬리 날개


작고 가벼운 꼬리 날개로 충분한 모멘트를 발생시킬 수 있도록, 보통 무게 중심에서 멀리 떨어진 곳에 설치한다.

수직 꼬리 날개는 풍향 안정에 의해 항공기가 요 방향으로 안정성을 유지하는 역할을 한다. 동체 상부에 설치되는 일반적인 수직 꼬리 날개는 롤 방향의 정적 안정성을 강화하는 효과도 있다. 수직 꼬리 날개는 단순히 발생하는 양력만으로 효과를 판단할 수 없기 때문에, 수직 꼬리 날개 용적이라는 값을 지표로 사용한다.

기체의 중심선상에 한 장을 설치하는 것이 기본이지만, 기체 크기에 필요한 면적과 비교하여 전체적인 공기역학 및 강도 구조 최적화, 격납고 문이나 천장 높이 등의 제약에 따라 좌우에 두 장(F-15 이글 등), 세 장(록히드 콘스텔레이션 등), 네 장(E-2)을 갖추는 경우도 있다. 그 외 부위의 공기역학적 균형이나 스텔스성 확보를 위해 수직 꼬리 날개가 정면 위쪽이 아닌, 두 장 구성으로 바깥쪽이나 안쪽으로 기울어져 장착되는 기체도 있다(F/A-18 호넷 등).

수직 꼬리 날개는 고정된 수직 안정판(vertical stabilizer영어)과 뒤쪽 가장자리에 있는 가동 방향타(rudder영어)로 구성된다.

  • 착륙 접근 시 등 측풍을 받으며 비행할 때 방향타를 작동시켜(꺾어) 똑바로 비행한다. 측풍 착륙 참조.
  • 선회 비행 중 방향타를 꺾어 힘의 균형을 유지한다.


수직 안정판은 종종 핀(fin영어, 지느러미(히레)의 의미)이라고도 한다.[31]

2. 2. 요잉 제어 및 트림

방향타는 수직 안정판에 경첩으로 연결되어 있으며, 조종사의 조작에 따라 항공기의 기수 방향을 제어한다.[4] 최대 방향타 편향은 일반적으로 방향타 이동 제한 장치에 의해 제어된다.[7] 다발 엔진 항공기, 특히 날개에 엔진이 장착된 항공기는 크고 강력한 방향타를 가지고 있어, 엔진 고장 후에도 충분한 제어를 제공하고 정상적인 이착륙 시 측풍 성능을 제공한다.[8][9]

택싱(Taxiing) 시와 이륙 초반에는 항공기는 방향타 입력과 함께 노즈 휠 또는 테일 휠을 돌리는 조합으로 조종된다. 저속에서는 노즈 휠 또는 테일 휠이 가장 많은 제어 권한을 갖지만, 속도가 증가함에 따라 방향타의 공기역학적 효과가 증가하여 요 제어에 방향타가 점점 더 중요해진다.

보잉 727 조종석 사진에서 방향타는 요크의 후면 하단에 있는 방향타 페달을 통해 제어된다.


조종 장치가 중립 위치에 있을 때도 비행기는 여전히 한쪽으로 부드럽게 요잉(Yaw)을 할 수 있다. 이는 방향타에 장착된 트림 탭을 통해 수정된다. 트림 탭은 요잉을 상쇄하고 비행기가 직선으로 비행하도록 돕는다. 트림 탭의 설정을 변경하면 제어면의 중립 위치가 조정된다. 조절 가능한 트림 탭을 사용하면 작동자가 해당 위치를 유지하는 데 필요한 수동 힘을 줄일 수 있다.

2. 3. 요 안정성

수직 꼬리 날개는 항공기가 요 방향으로의 안정성을 유지하는 풍향 안정 역할을 한다. 항공기가 미끄러질 때 무게 중심에 대한 복원 모멘트의 대부분을 제공하며, 요잉 안정성은 요잉 각도에 대한 모멘트 계수의 미분으로 정량화된다.[10]

수직 꼬리 날개 위의 기류는 동체, 날개, 엔진에 의해 크기와 방향 모두에서 영향을 받는다.[10] 주 날개와 수평 안정판이 후퇴익이면 요잉 안정성에 크게 기여하는데, 뒤로 젖혀진 날개는 요잉 안정성을 증가시킨다. 그러나 일반적인 비행기의 날개와 수평 꼬리에서 후퇴는 요잉 상태의 비행기 트림에는 영향을 미치지 않는다.[10]

주 날개와 수평 꼬리의 상반각 또한 정적 요잉 안정성에 작은 영향을 줄 수 있다. 이 효과는 복잡하며 날개 후퇴 및 동체 주변의 흐름 효과와 결합된다.[10]

프로펠러는 특히 축이 자유 흐름 속도에 대해 각도를 이루도록 전진할 때 비행기의 요잉 시 정적 안정성에 영향을 미칠 수 있다.[10]

2. 4. 롤과의 연관성

수직 꼬리 날개는 롤에서 항공기의 움직임에 영향을 주는데, 이는 수직 꼬리 날개의 공력 중심이 일반적으로 항공기의 무게 중심보다 훨씬 위에 있기 때문이다.[1] 항공기가 오른쪽으로 미끄러지면, 수직 꼬리 날개에 가해지는 바람과 옆쪽에서 가해지는 힘은 롤 방향으로 반시계 방향의 회전력을 발생시킨다.[10]

2. 5. 초음속 비행

초음속 비행에서 수직 꼬리 날개는 마하 수가 증가함에 따라 효율이 점차 감소하며, 안정성이 허용 범위를 벗어날 수 있다.[11] 안정성이 감소하는 이유는 꼬리 날개에서 생성되는 양력 또는 측면 힘이 받음각 1도당 속도가 증가함에 따라 감소하기 때문이다. 이는 아음속과 달리 충격파와 팽창파를 포함하는 매우 다른 압력 분포 때문이다.[12]

항공기의 최대 작동 속도에서 필요한 안정성을 확보하기 위해 수직 꼬리 날개를 노스 아메리칸 F-100 슈퍼 세이버처럼 확대하거나, 보우트 F-8 크루세이더의 후기 고속 버전처럼 벤트럴 핀을 설치하거나, 노스 아메리칸 XB-70 발키리처럼 날개 끝을 접는 방식으로 추가 면적을 확보할 수 있다. 더 큰 꼬리 날개가 허용되지 않는 경우, Avro Arrow처럼 자동 방향타 편향을 사용하여 꼬리 날개 측면 힘을 증가시키고 방향 안정성을 복원할 수 있다.[13]

F-16의 이중 벤트럴 핀


높은 받음각에서 기동하는 제트 전투기나 바람의 영향을 받기 쉬운 거대한 레돔을 가진 조기 경보 통제기와 같은 경우, 일반적인 수직 안정판만으로는 횡 방향 안정성이 부족할 수 있다. 이러한 문제에 대한 해결책으로, 기존의 수직 안정판을 키우는 것보다 기체 하부에 아래로 향하게 제2의 수직 안정판을 추가하는 것이 작은 안정판으로도 큰 안정 효과를 얻을 수 있는 경우가 있다.[32] 이처럼 기체 하부에 장착되는 소형 수직 안정판을 '''벤트럴 핀'''(ventral fin|배 지느러미영어)이라고 부른다.

벤트럴 핀은 F-105 선더치프나 MiG-21 피쉬베드, 제로센처럼 기체 중심선에 1장, F-8 크루세이더나 E-7, F-16처럼 기체 하부 좌우로 분산하여 2장을 장착하기도 한다. 벤트럴 핀이 장착되는 기체 후부 하측은 이착륙 시 지면과 접근하는 곳이기 때문에, 너무 상하 방향으로 크게 만드는 것은 어렵다. MiG-23/MiG-27이나 XF8U-3처럼, 이착륙 시 좌우 방향으로 접을 수 있는 기구를 갖춘 기체도 있다.

드물지만, 동체에서 떨어진 주익의 중간이나 나셀에 벤트럴 핀이 장착된 기체도 있다.

2. 6. 수직 꼬리 날개 실속

수직 꼬리 날개는 때때로 앞부분에 필렛 또는 등지느러미를 추가하여 수직 표면의 실속 각도를 증가시키는데, 이는 와류 양력을 발생시켜 방향타 잠김(rudder lock) 또는 방향타 반전 현상을 방지한다.[14] 방향타 잠김은 편향된 방향타에 가해지는 힘이 수직 꼬리 날개가 실속하면서 갑자기 반전될 때 발생한다. 이로 인해 방향타가 최대 편향 상태로 고정되어 조종사가 방향타를 중앙으로 되돌릴 수 없게 될 수 있다.[14] 등지느러미는 1940년대에 도입되었으며, 1942년 더글러스 DC-4에 적용되었고, 1970년대에 개발된 날개 스트레이크보다 앞선다. F-16과 같은 전투기가 그 예이다.[15]

보잉 737-300의 수직 꼬리 날개 기저부에서 등지느러미를 볼 수 있다.

2. 7. 구조적 고려 사항

대형 또는 고속 항공기에서 방향타와 수직 꼬리 날개는 상당한 힘을 받으며, 이 힘은 방향타 편향과 함께 증가한다. 극단적인 사례는 통제된 비행에서 벗어나는 불시착과 같은 상황인데, 이는 수직 꼬리 날개와 방향타에 과도한 옆 미끄러짐을 의미한다.[16] 대형 수송 항공기의 경우, 회복에 필요한 안정화 모멘트는 방향타 편향이 거의 필요 없이 수직 꼬리 날개에서 발생한다.[16] 이러한 항공기는 구조적 파손을 방지하기 위한 무게가 상업적으로 실행 불가능하기 때문에, 이러한 상황에서 거의 전체 방향타 편향을 견딜 필요가 없다.[16] 아메리칸 항공 587편 추락 사고에서는 조종사가 매우 큰 제트기의 후류를 따라가면서 전체 방향타 편향을 사용했을 때 완전한 수직 꼬리 날개 및 방향타 조립체가 손실되었다.[17]

맑은 공기 난류로 인해 보잉 B-52 스트래토포트리스의 완전한 수직 꼬리 날개 및 방향타 조립체가 파손된 후, 조종사들이 성공적으로 착륙한 사례도 있다.[18] 돌풍 및 기동 하중을 측정하도록 장착된 B-52 폭격기는 설계 한계를 훨씬 초과하는 맑은 공기 난류에서 발생하는 돌풍을 기록했으며, 가장 높은 하중은 약 10363.20m에서 발생했다.[18]

잉글리시 일렉트릭 라이트닝 T4 프로토타입 수직 꼬리 날개 파손은 높은 속도로 롤링하는 동안 관성 롤 결합으로 인해 발생했다. 수직 꼬리 날개를 확대하고 강화했으며 롤 속도 제한을 부과했다. 그러나 첫 번째 T5 역시 로켓 팩을 확장한 상태에서 빠른 롤링 시험을 하는 동안 수직 꼬리 날개가 파손되었다.[19]

라이트닝은 0.97Mach의 속도로 편대 비행을 할 때 낮은 고도에서 가까이 있는 항공기 간의 상호 작용으로 인해 수직 꼬리 날개를 잃었다. 곡예 비행 루틴, 편대 비행 시 항공기 간의 간격을 포함한 제한이 부과되었다.[19]

수직 꼬리 날개 버페팅은 쌍발 또는 단발 수직 꼬리 날개를 가진 전투기에 중요한 문제인데, 이는 파열된 와류가 수직 꼬리 날개에 부딪히면서 발생하는 변동 하중으로 인해 수직 꼬리 날개 구조의 피로 수명이 단축되기 때문이다. 유로파이터 타이푼의 단일 수직 꼬리 날개는 높은 받음각에서 카나드 및 날개 앞전에서 발생하는 파열된 와류로 인해 발생하는 버페트 하중을 경험한다. 또한, 위쪽에 장착된 에어 브레이크의 측면은 편향될 때 파열된 후 수직 꼬리 날개에 부딪히는 와류를 배출한다. 확장된 에어 브레이크의 버페팅은 에어 브레이크 유효 받음각이 가장 클 때 가장 높으며, 이는 완전히 확장된 에어 브레이크의 경우 항공기 받음각이 낮을 때 가장 크고 기동 시 가장 작다.[20] 맥도넬 더글러스 F/A-18 호넷 쌍발 수직 꼬리 날개는 꼬리 앞쪽에 있는 앞전 확장부(LEX) 와류의 붕괴 또는 파열로 인한 버페팅을 받는다.[21] LEX 펜스를 추가하면 버페팅이 현저히 감소하고 수직 꼬리 날개 피로 수명이 증가한다.[22]

3. 구성

수직 꼬리 날개는 무게 중심에서 멀리 떨어진 위치에 설치되어 작은 크기로도 충분한 모멘트를 발생시킨다. 항공기가 요 방향으로 안정성을 유지하는 풍향 안정 역할을 하며, 동체 상부에 설치되는 일반적인 수직 꼬리 날개는 롤 방향의 안정성도 강화한다. 수직 꼬리 날개는 발생하는 양력만으로 효과를 판단하기 어렵기 때문에, 수직 꼬리 날개 용적이라는 지표가 사용된다.

기본적으로 기체 중심선에 한 장이 설치되지만, 기체 규모에 따라 필요한 면적, 공기역학 및 강도 구조 최적화, 격납고 높이 제한 등의 요인으로 인해 여러 개의 수직 꼬리 날개가 사용되기도 한다. F-15 이글과 같이 좌우에 두 장을 갖추는 경우(쌍수직 꼬리 날개), 록히드 콘스텔레이션처럼 세 장을 갖추는 경우(삼중 꼬리 날개), E-2와 같이 네 장을 갖추는 경우(사중 꼬리 날개)도 있다. 또한, 스텔스성 확보 등을 위해 수직 꼬리 날개가 기울어져 장착되는 경우도 있는데, F/A-18 호넷이 그 예이다.

3. 1. 전가동식 수직 꼬리 날개

노스아메리칸 F-107[24]과 BAC TSR-2[25]는 전반 가동식 수직 꼬리 날개를 장착했지만, 실용화되지는 않았다.

록히드 SR-71 블랙버드와 노스아메리칸 X-15는 고정된 스터브(stub, 짧고 굵은 날개)를 사용하고, 나머지 부분은 방향타로 사용했다. 엔진 고장 시 과도한 편향이 필요해 과도한 트림 항력을 유발하기 때문에, SR-71의 경우 일반적인 방향타는 부적합했을 것이다.[26] X-15의 초기 구성은 일반적인 고정 핀과 후방 방향타, 그리고 복부 핀을 보여준다. 이것은 각각 외부 절반이 방향타 역할을 하는 등쪽 핀과 복부 핀으로 변경되었다.[27]

3. 2. 다중 수직 꼬리 날개

쌍수직 꼬리 날개, 세 개의 수직 꼬리 날개, 네 개의 수직 꼬리 날개 등 여러 개의 수직 꼬리 날개를 사용하는 경우도 있다. 이는 기체의 규모에 따라 필요한 면적, 공기역학 및 강도 구조의 최적화, 격납고 높이 제한 등의 요인에 의해 결정된다.

3. 2. 1. 쌍수직 꼬리 날개

쌍수직 꼬리 날개는 항공기에 두 개의 수직 안정판이 있는 형태이다. F-14 톰캣, F-15 이글, F/A-18 호넷, F-22 랩터, F-35 라이트닝 II, KF-21 보라매 등 현대 전투기에서 많이 사용되는 구성이다.[28][29]

F-15 이글의 쌍수직 꼬리 날개


록히드 마틴 F-22 랩터 전투기의 쌍수직 꼬리 날개


쌍수직 꼬리는 맥도넬 더글러스 F/A-18 호넷처럼 착륙 장치를 내린 상태에서 추가적인 종 방향 제어를 위해 사용될 수 있다.[28] 록히드 마틴 F-22 랩터와 같이 전용 에어 브레이크가 없는 경우, 다른 제어 표면 편향과 함께 차동 러더를 사용하여 속도를 제어하는 에어 브레이크로 사용되기도 한다.[29]

쌍수직 꼬리는 노스 아메리칸 B-25 미첼 중폭격기나 Avro Lancaster와 같이 단일 동체에 부착된 H-tail 형태, 또는 노스 아메리칸 록웰 OV-10 브롱코나 암스트롱 휘트워스 AW.660 아르고시 수송기와 같이 수평 안정판으로 연결된 두 개의 분리된 붐 구조로 구성된 쌍 붐 형태일 수 있다.

3. 2. 2. 삼중 꼬리 날개

삼중 꼬리는 쌍수직 꼬리의 변형으로, 세 개의 수직 안정판을 가지고 있다. 제2차 세계 대전 시대의 Avro Manchester는 원래 쌍수직 꼬리가 부족한 것으로 드러나 세 번째 핀이 장착되었다. 록히드 콘스텔레이션은 비행기가 필요한 수직 안정판 면적을 갖는 동시에 전체 높이를 유지하여 격납고에 들어가 유지 보수를 할 수 있도록 세 개의 핀을 사용했다.[29]

록히드 콘스텔레이션의 3엽 수직 꼬리 날개

3. 2. 3. 사중 꼬리 날개

E-2 호크아이는 네 개의 수직 안정판을 가진 형태를 사용한다.[29]

E-2 호크아이의 4개의 수직 꼬리 날개

3. 2. 4. V자형 꼬리 날개

V자형 꼬리 날개는 수직 꼬리 날개와 수평 꼬리 날개를 명확하게 구분하지 않는다. 방향타(러더)와 승강타(엘리베이터)를 겸하는 러더베이터라는 조종면으로 통합된다. V자 모양을 하고 있어 나비 꼬리라고도 불린다. 보난자 모델 35가 이 방식을 사용하며, F-117 나이트호크, YF-23 등도 V자형 꼬리 날개를 사용한다.

3. 2. 5. 윙렛

버트 루탄의 카나드푸셔 방식 항공기인 VariEze와 Long-EZ에서 윙렛은 윙팁 장치와 수직 꼬리 날개 역할을 동시에 수행했다.[1] 이 설계는 다른 유사한 항공기의 파생형에도 사용되었다.[1]

3. 3. 보관을 위한 접이식 구조

노스아메리칸 A-5 비질란테는 격납고 높이 제한 때문에 수직 꼬리 날개 윗부분을 옆으로 접을 수 있도록 설계되었다.[24]

4. 종류

수직 꼬리 날개는 보통 고정된 수직 안정판(핀)과 움직이는 방향타로 구성되며, 트림 탭이 방향타에 함께 붙기도 한다.[4] 이 장치들은 항공기가 요 방향으로 트림을 하고, 측풍 착륙 시 측면 미끄러짐을 시작하며, 요 안정성을 제공한다.[4]

짧은 항공기는 일반적으로 더 큰 수직 꼬리 날개를 가진다. 예를 들어 에어버스 A318은 A320 패밀리의 더 긴 모델보다 크다. 수직 꼬리 날개의 효과는 효율성과 수직 꼬리 체적 계수[5](체적 비율[10])에 따라 달라지며, 주 날개 치수를 사용하여 면적과 암을 무차원화한다. 수직 꼬리 계수 값은 항공기 유형에 따라 다르며, 0.02(활공기)에서 0.09(제트 항공기 수송) 사이이다.[5]

꼬리 효율은 꼬리에서의 동압과 자유 흐름에서의 동압 비율이다. 꼬리는 자유 흐름에 잠겨 효율이 1일 때 최대 성능을 발휘하며, 와류에 잠기면 효과가 감소한다. 핀 높이를 높여 특정 비행 조건에서 필요한 효과를 복원하기도 한다. 파나비아 토네이도는 높은 받음각에서 방향 안정성을 위해 높은 핀을 가졌다.[6]

수직 꼬리 날개는 작고 가벼운 꼬리 날개로 충분한 모멘트를 발생시키기 위해 무게 중심에서 떨어진 위치에 설치된다. 풍향 안정에 의해 항공기가 요 방향 안정성을 유지하게 하며, 동체 상부의 일반적인 수직 꼬리 날개는 롤 방향 정적 안정성을 강화한다.

기체 중심선에 한 장이 기본이지만, 기체 규모에 따른 최적화, 격납고 높이 제약 등에 따라 두 장(F-15 이글 등), 세 장(록히드 콘스텔레이션 등), 네 장(E-2)을 갖추기도 한다. 스텔스성 확보를 위해 경사진 수직 꼬리 날개를 장착하기도 한다(F/A-18 호넷 등).

수직 안정판은 핀(fin영어, 지느러미의 의미)이라고도 한다.[31] 주된 역할은 다음과 같다.


  • 측풍을 받으며 비행할 때 방향타를 작동시켜 똑바로 비행한다. 측풍 착륙 참조.
  • 선회 비행 중 방향타를 꺾어 힘의 균형을 유지한다.

4. 1. 단일 안정판

수직 꼬리 날개는 일반적으로 고정된 수직 안정판(핀)과 여기에 장착된 가동 가능한 방향타로 구성된다. 트림 탭이 방향타에 함께 장착되기도 한다.[4] 이 장치들은 항공기의 요 방향 트림을 가능하게 하고(추력 또는 항력 비대칭으로 인한 요 모멘트 보상), 요 방향 제어를 통해 측풍 착륙 시 측면 미끄러짐을 시작하게 하며, 요 안정성(풍향계 또는 방향 안정성)을 제공한다.[4]

짧은 항공기는 일반적으로 더 큰 수직 꼬리 날개를 갖는데, 예를 들어 에어버스 A318은 A320 패밀리의 더 긴 모델보다 큰 수직 꼬리 날개를 가지고 있다. 수직 꼬리 날개의 효과는 효율성과 수직 꼬리 체적 계수[5](체적 비율[10])에 따라 달라지며, 주 날개 치수를 사용하여 면적과 암을 무차원화한다. 수직 꼬리 계수 값은 항공기 유형에 따라 다르며, 0.02(활공기)에서 0.09(제트 항공기 수송) 사이이다.[5]

꼬리 효율은 꼬리에서의 동압과 자유 흐름에서의 동압 비율이다. 꼬리는 자유 흐름에 잠겨 효율이 1일 때 최대 성능을 발휘하며, 와류에 잠기면 효과가 감소한다. 핀 높이를 높여 특정 비행 조건에서 필요한 효과를 복원하기도 한다. 파나비아 토네이도는 높은 받음각에서 방향 안정성을 위해 높은 핀을 가졌다.[6]

수직 꼬리 날개는 작고 가벼운 꼬리 날개로 충분한 모멘트를 발생시키기 위해 무게 중심에서 떨어진 위치에 설치된다. 풍향 안정에 의해 항공기가 요 방향 안정성을 유지하게 하며, 동체 상부의 일반적인 수직 꼬리 날개는 롤 방향 정적 안정성을 강화한다. 수직 꼬리 날개 용적이라는 지표가 사용된다.

기체 중심선에 한 장이 기본이지만, 기체 규모에 따른 최적화, 격납고 높이 제약 등에 따라 두 장(F-15 이글 등), 세 장(록히드 콘스텔레이션 등), 네 장(E-2)을 갖추기도 한다. 스텔스성 확보를 위해 경사진 수직 꼬리 날개를 장착하기도 한다(F/A-18 호넷 등).

수직 안정판은 핀(fin영어, 지느러미의 의미)이라고도 한다.[31] 주로 다음과 같은 역할을 한다.

  • 측풍을 받으며 비행할 때 방향타를 작동시켜 똑바로 비행한다. 측풍 착륙 참조.
  • 선회 비행 중 방향타를 꺾어 힘의 균형을 유지한다.

4. 1. 1. 전통적인 꼬리 날개

수직 꼬리 날개는 정확하게 수직으로 장착되어 있으며, 수평 안정판은 꼬리 날개(후부 동체)에 직접 부착되어 있다. 이는 가장 일반적인 수직 꼬리 날개의 구성이다.[31]

에어버스 A380의 전통적인 꼬리 날개

4. 1. 2. T자형 꼬리 날개

BAe 146의 T자 꼬리 날개


T자 꼬리 날개는 수평 꼬리 날개가 수직 꼬리 날개 상단에 부착된 형태이다. 봄바디어 CRJ, 포커 70, 보잉 727, 비커스 VC10, 더글러스 DC-9와 같은 후방 엔진 항공기, 그리고 대부분의 고성능 글라이더에서 흔히 볼 수 있다.

4. 1. 3. 십자형 꼬리 날개

수평 꼬리 날개가 수직 꼬리 날개 중앙 부근에서 교차하는 십자형 배치 형태이다.

4. 2. 벤트럴 핀

높은 받음각에서 기동하는 제트 전투기나 바람의 영향을 받기 쉬운 거대한 레돔을 가진 조기 경보 통제기 등에서는, 일반적인 수직 안정판만으로는 횡 방향 안정성이 부족할 수 있다. 이러한 문제에 대한 해결책으로, 기존의 수직 안정판을 크게 만드는 것보다 기체 하부에 아래로 향하게 제2의 수직 안정판을 추가하는 것이 소형의 안정판으로도 큰 안정 효과를 얻을 수 있는 경우가 있다.[32] 이렇게 기체 하부에 장착되는 소형 수직 안정판을 '''벤트럴 핀'''(ventral fin|배 지느러미영어)이라고 부른다.

벤트럴 핀의 장착 방법으로는, F-105 선더치프나 MiG-21 피쉬베드, 제로센처럼 기체 중심선에 1장인 경우도 있고, F-8 크루세이더나 E-7, F-16처럼 기체 하부 좌우로 분산하여 2장인 경우도 있다. 벤트럴 핀이 장착되는 기체 후부 하측은, 이착륙 시 지면과 접근하는 곳이기 때문에, 너무 상하 방향으로 크게 만드는 것은 어렵다. MiG-23/MiG-27이나 XF8U-3처럼, 이착륙 시 좌우 방향으로 접을 수 있는 기구를 갖춘 기체도 있다.

사례는 소수이지만, 동체에서 떨어진 주익의 중간이나 나셀에 벤트럴 핀이 장착된 기체도 있다.

5. 회전익기에서의 수직 꼬리 날개

방향타가 없는 벨 212


수직 꼬리 날개에 방향타를 가진 회전익기 Ka-25 호몬


헬리콥터 등의 회전익기는 테일 로터를 가진 기종이 대부분이므로, 수직 안정판만의 수직 꼬리 날개인 경우가 많고, 방향타를 가진 기체는 적다. 또한 테일 로터로 기수 방향을 항상 유지하고 고정익기에 비해 순항 속도가 낮아 수직 꼬리 날개에 의한 풍향 효과는 크지 않으며, 고정익기에 비해 소형이다.

; 방향타를 가진 기종 (테일 로터를 갖지 않는 회전익기)

6. 무미익기

수평 꼬리 날개가 없는 항공기(고정익기)를 무미익기라고 하며, 수직 꼬리 날개까지 없는 경우도 있다. 수직 꼬리 날개가 없는 항공기는 스포일러를 사용하여 요 제어를 수행한다.[1]

7. 자동차에의 응용

수직 꼬리 날개와 유사한 장치는 1955년 재규어 D-타입, 2013년 람보르기니 베네노와 같은 자동차에 사용되어 왔다. 레이싱카에서 그 주된 목적은 코너링이나 스핀 시 극심한 요 각도에 노출되었을 때 양력으로 인해 자동차가 뒤집히는 갑작스러운 고속 요 유도 블로우-오버를 줄이는 것이다. 2011년부터 수직 안정 장치는 새롭게 공인된 모든 르망 프로토타입에 의무적으로 적용되었다.[30]

일부 포뮬러 원 팀은 수직 안정 장치를 사용하여 리어 윙으로의 기류를 방해하여 공기 저항을 줄였으며, 가장 급진적인 시스템은 2010년 맥라렌 MP4-25와 페라리 F10에서 발견된 "F-덕트"였다. 운전자의 요청에 따라 이 시스템은 차 앞쪽의 덕트에서 수직 핀의 터널을 통해 리어 윙으로 공기를 전환하여 리어 윙을 실속시키고 다운포스가 필요 없는 직선 구간에서 공기 저항을 줄였다. 이 시스템은 2011년 F1 시즌에 금지되었다.

참조

[1] 서적 Aircraft Flight Prentice Hall
[2] 서적 An Illustrated Dictionary of Aviation McGraw Hill
[3] 서적 Aerodynamics for Naval Aviators
[4] 서적 Civil Jet Aircraft Design AIAA education series
[5] 서적 Aircraft Design: A Conceptual Approach American Institute of Aeronautics and Astronautics
[6] 간행물 Fin Design For Combat Aircraft Fundamentals Of Design - V Air International magazine 1980-01
[7] 보고서 NTSB Aircraft Accident Report PB2001-910401,NTSB/AAR-01/01,DCA91MA023
[8] 보고서 NTSB Aircraft Accident Report PB2001-910401,NTSB/AAR-01/01,DCA91MA023
[9] 간행물 Use Of Rudder On Transport Category Airplanes Boeing Commercial Airplane Group 2002-05-13
[10] 서적 Mechanics of Flight Wiley & Sons
[11] 서적 Design For Air Combat
[12] 서적 Aerodynamics For Naval Aviators NAVWEPS 00-80T-80,Issued By The Office Of The Chief Of Naval Operations Aviation Training Division 1965-01
[13] 간행물 Fundamentals Of Design-V Fin Design For Combat Aircraft Air International magazine 1980-01
[14] 웹사이트 NASA Flight Education website https://web.archive.[...]
[15] 뉴스 Bjorn's Corner: Yaw stability, Part 2 https://leehamnews.c[...] 2019-03-01
[16] 간행물 Use Of Rudder On Transport Category Airplanes A310/A300-600 FCOM Bulletin 2002-03
[17] 웹사이트 In-Flight Separation of Vertical Stabilizer American Airlines Flight 587 Airbus Industrie A300-605R, N14053, Belle Harbor, New York, November 12, 2001 https://www.ntsb.gov[...] 2004-10-26
[18] 간행물 Flight International magazine 1965-05-13
[19] 서적 Lightning From The Cockpit
[20] 웹사이트 Journal of Aircraft September-October 2008: Vol 45 Iss 5 https://archive.org/[...] American Institute of Aeronautics and Astronautics 2008-09-01
[21] 웹사이트 Realistic Simulations of Delta Wing Aerodynamics Using Novel CFD Methods https://www.research[...]
[22] 간행물 Vortex Flow Aerodynamics AGARD CP 494
[23] 뉴스 Who Will Bell the Invisible CAT? https://books.google[...] Hearst Magazines 1969-08
[24] 서적 Aircraft Design A Conceptual Approach
[25] 간행물 Fin Design For Combat Aircraft, Fundamentals Of Design V Air International magazine 1980-01
[26] 간행물 F-12 Series Aircraft Aerodynamic and Thermodynamic Design in Retrospect 1974-07
[27] 서적 Hypersonic The Story of the North American X-15
[28] 웹사이트 DTIC ADA284206: Flight Testing High Lateral Asymmetries on Highly Augmented Fighter/ Attack Aircraft https://archive.org/[...] 1994-06-23
[29] 웹사이트 F-22 Flight Test Program Update. https://web.archive.[...] 1999-04-09
[30] 웹사이트 The New Audi R18 LMP1 http://robotpig.net/[...] 2011-03-30
[31] 웹사이트 航空実用辞典 - 飛行機の安定性　aircraft stability http://www.jal.com/j[...]
[32] 문서 "#世界の傑作機144"
[33] 서적 Aircraft Flight Prentice Hall
[34] 서적 An Illustrated Dictionary of Aviation McGraw Hill
[35] 서적 Aerodynamics for Naval Aviators


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