方向舵位于垂尾后方，由扭矩盒，前缘和顶部整流罩构成。这些部件都是通过将玻璃纤维增强塑料和碳纤维增强塑料包裹在蜂窝状芯体外面形成的。方向舵的主体结构为扭矩盒。前缘和顶部通过机械连接方式固定在扭矩盒上。7套铰链臂装置将方向舵和垂尾连接起来。其中1，5，6，和7号铰链臂的材料为铝，2，3和4号为钢。每个铰链臂上带有三个调心轴承，使得方向舵可以旋转。垂尾一侧铰链臂连接件的材料为碳纤维增强塑料，方向舵一侧连接件的材料为铝。三套方向舵伺服控制（液压制动器）是2，3和4号铰接臂组件的组成部分，它们通过连接件与垂尾后柱和方向舵前柱连接。方向舵还通过一套支撑组件与垂尾后柱连接以保持方向舵垂直对准。

图八：部分方向舵残骸

方向舵控制系统

A300-600飞机的方向舵控制系统属于大型客机传统方向舵布局，就是飞行员通过脚蹬利用液压系统控制方向舵。方向舵主要在发动机停车和侧风状态下使用。除脚蹬之外，方向舵微调制动器，偏航阻尼制动器，和偏航自动驾驶仪制动器也可以移动方向舵。从这些控制源发出的指令通过一系列连接机件（推杆，曲柄，张力调节器和钢索）传递到三个液压动力伺服控制器上，移动方向舵。方向舵行程限幅器根据飞行速度给出限幅量，限制方向舵的行程。脚蹬或自动驾驶仪的输入和偏航阻尼器的输入通过差动系统进行合成。方向舵的最大行程是左右30度。在没有载荷时，方向舵的最大转动速率是60度每秒。脚蹬的最大行程是4英寸。启动力，就是移动脚蹬所需最小的力，是22磅。

图九：A300-600飞机上的垂直安定面和方向舵

方向舵行程限幅器给出的限幅量随着飞行速度增加而降低。飞行速度在165节之下的限幅量30度。当飞行速度超过395节后，限幅量降到3.5度。在速度165节到395节之间时，方向舵行程限幅器根据飞行速度给出限幅量。当587航班遭遇747涡流时，方向舵的可用行程大约为10度。限幅器系统在两台（主辅）感应限制计算机控制下操纵变量限幅制动器。变量限幅制动器在飞行速度高于165节之后开始限制方向舵脚蹬行程。获得方向舵最大转动量所需的脚蹬力随着脚蹬行程的减小而减小。在速度为165节时，获得30度最大方向舵偏转角所需的脚蹬力是65磅（超过22磅的启动力43磅）。在事故发生是的飞行速度下（250节），获得10度可用最大方向舵偏转角的脚蹬力为32磅（超过22磅的启动力10磅），所需的脚蹬行程大约为1英寸。

操控要求

对于客机俯仰方向的操控性和机动性有着专门的定量要求。包括指定外力梯度要求，以及机动飞行要求，就是在单位G过载下指定的最小操纵杆力。这使得在整个飞行包络里面升降舵力都是可知的。对于滚转和偏航轴来说，这些要求更多的是定性的。对于短暂和持续的使用规定了最大可用力，但是和俯仰轴不同，对力梯度并没有规范。规范的主要目的是对飞机处于引擎失灵和侧风情况下为飞行员对精确控制飞机的有效性提供评估方法。定性规范保证具备一般驾驶技术和不超过指定的结构载荷的情况下在飞行状态之间平稳的转换。

图十：从牙买加湾中打捞出垂直安定面

在587航班的事故调查中，安委会对于偏航轴的规范要求，以及由此导致的系统与操控特征的宽泛区间表示担忧。安委会进一步指出A300-600飞机方向舵系统的设计特征（ 轻脚踏力和在高速飞行时减小的脚踏行程）是导致事故的原因之一。

很多其他飞机的方向舵需要相对大的脚踏力。在某些老式飞机上，要获得最大的舵偏转会需要高达180磅的脚踏力。另外，为取得一定的舵偏角，有些设计需要更大的脚踏行程。对于高速飞行也是如此。安委会对A300-600方向舵的担忧是该系统需要相对高的启动力，同时相对短的脚踏行程，和只需在增加10磅脚踏力就可以达到最大偏角。安委会的结论是这些特性综合在一起可能导致副驾驶对飞机的过度操纵，并且难以发现由此导致的控制输入和飞机反应不协调。控制输入和飞机反应不协调这种现象，通常被称为飞机-飞行员耦合，或者飞行员导致振动，后面要详细讨论。

设计机动速度

在飞机设计中有一个被称为设计机动速度的参数，就是速度VA。这个速度的定义是在施加极限载荷的情况下（由阵风或者控制舵面全偏转引起）不会导致机构破坏的最大飞行速度。很多飞行员对该速度的理解是在这个速度以下，可用不受限制的施加飞行控制。但是实际上引入这个设计参数的目的是保证在稳定飞行状态下全舵面偏转时飞机的安全。

在事故调查过程中，安委会发现整个业界对VA都缺乏正确的理解。错误的理解就是认为如果飞行速度低于VA，针对任何轴和控制组合，可以任意操纵达到舵面全偏转，而不会对飞机向造成破坏。

图十一：残骸上的垂直安定面连接点

引入VA的特别规范只涉及到俯仰机动。但大多数飞机设计方为设计一致性，通常对于其他控制轴也考虑在VA速度下的舵面偏转。对于任何控制轴的多次或振动偏转，以及对同一时刻多轴方向上的控制偏转，联邦航空局的标准规范中并没有要求。比如，不需要考虑在全方向舵偏转同时全升降舵偏转。

其他的规范指定了在滚转和偏航轴方向上控制偏转的结果设计要求。对于方向舵来说，结构设计标准要求对全舵面偏转进行分析，并且要求在通过控制获得最大偏航值后，方向舵要回零。不需要考虑输入振荡。在A300-600的认证中，要求在联邦航空局通过的飞机飞行手册中声明，方向舵和副翼的最大使用，和在飞机攻角接近失速的条件下的机动，应该在飞行速度低于VA时实施。

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图十二：587航班的垂直安定面残骸

587航班当时的飞行速度大约为250节，远低于事故报告中援引的270节的VA速度。事故发生时业内的普遍观点是在此次事故中的控制操纵不会导致任何飞机破坏或者失控。但是飞机制造商并不这么认为。事故调查人员将这个广泛的错误理解归结为对VA速度和飞机结构限度之间关系的根本性错误观点。

在官方事故报告中，安委会提到了飞行员对速度VA缺乏理解的普遍现象，以及在速度低于VA时对飞机结构的保护。在设计客机时，制造商分别考虑每个控制轴线。在飞机状态稳定之后，才考虑单一的控制输入。在调查中，安委会发现美航机组相信在飞行速度低于VA时，哪怕反复进行全控制输入，也不会引起飞机结构破坏。

安委会的结论是联邦航空局的规范与导向可能导致了这种误解。民用飞行条款中的“操纵极限”项中将VA列为一个极限飞行速度，警告在此速度之上不要进行全控制操纵和大攻角机动。安委会认为虽然条款中要求将全控制操纵限制在VA速度之下，规范条文暗示在此速度之下，飞机可以承受任何控制输入。而在资讯通告“飞行员航空知识手册”中提到只要在VA速度之下，无论如何使用飞行控制，包括全偏转的任意组合，都不会导致结构破坏。这更使人误入歧途。 

方向舵脚踏输入

调查显示，导致垂直安定面从飞机分离的原因是当时操纵飞机的副驾驶多余过度的方向舵脚踏输入。安委会的结论是三个因素影响了副驾驶的方向舵使用：在遭遇涡流时习惯性的猛烈操作；从美航接受的飞行培训；以及方向舵控制系统的特性。

图十三：在一个连接点的垂直安定面破坏

就副驾驶遇到涡流时的反应来说，曾经和副驾驶飞行过的其他飞行员提到副驾驶在遇到涡流时会猛烈操作。一名飞行员回忆到，在某次遇到涡流时，副驾驶使用了一连串迅速振荡性全舵面输入。当他的这种操作受到质疑时，副驾驶坚信美航的飞机机动高级课程就是这么教的。但调查认为这种操作过于猛烈。另一名飞行员讲到在一次降落过程中遭遇涡流时，飞机发生了平缓滚转，副驾驶的对策是加足油门，复飞。安委会认为这次复飞可能是多余的，并将副驾驶归类为反应过度型。

再来说一下飞行培训。调查发现飞行员们很少接触大方向舵输入或者方向舵导致滚转的原理，因此可能并不理解其重要性。安委会认为美航的飞机机动高级课程培训可能强化了副驾驶对涡流反应过度的倾向，鼓励使用全舵输入，误解了飞机对大舵面输入的实际反应。安委会进一步的结论是，就方向舵行程限幅器的功能和随飞行速度增加而减小的舵脚踏输入来讲，A300-600的飞行员没有得到良好的培训。

图十四：遭到破坏的方向舵连接点之一（破坏显示铰接臂穿透了方向舵左右两侧的蒙皮，表明方向舵行程超过了极限）

最后，调查的结论是偏航/滚转耦合和大舵面输入导致的滚转力矩很可能超出了飞行员的经验范畴。导致当在飞行中遇到大控制输入导致的飞机反应时，造成了飞行员的迷惑与震惊。

飞机-飞行员耦合

安委会认为起初的控制输入不会产生可以导致垂直安定面破坏的载荷。副驾驶在起初的控制输入之后，继续以一种振荡的方式输入方向舵和驾驶盘，直到飞机侧滑幅度到达了在安定面上产生过度载荷的程度。调查发现，安定面破坏的结构载荷完全由舵面脚踏输入导致，和遇到的涡流无关。安委会认为如果副驾驶在垂直安定面破坏之前任何时刻终止输入，这次事故就可以避免。所以，安委会急需了解为何副驾一再坚持输入的原因。最终将目标锁定为飞机对第一次舵面输入的反应可能触发了飞机-飞行员耦合。飞机-飞行员耦合也就是通常所说的飞行员引起的振荡。

根据美国国家研究理事会的定义，逆向飞机-飞行员耦合是“由飞机和飞行员之间反常的相互作用导致的的少见性，意外性，非计划中的飞机姿态和飞行轨迹漂移。” 飞机-飞行员耦合通常需要一个导致飞行员改变操纵策略的触发因素。触发因素造成从低增益（小输入）控制到高增益（大输入）的变化，产生对很小误差或者偏离的修正，导致过度控制，并迅速和飞机反应异相（就是说你让它往东，它往西）。

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图十五：破坏的安定面耳榫

调查的结论是在这次事故中，触发因素是第二次遭遇涡流。对于这次涡流，起始的控制就过度了。起始的过度控制，加上缺乏对于在高速下飞机对舵面输入反应的理解认识，进一步诱发尝试大的修正输入，从而导致飞机-飞行员耦合。

安委会引述了若干可以导致持续性振荡舵面输入的舵面系统性能：可以引起控制输入和飞机反应之间位相滞后的偏航/滚转耦合；低控制力；高速下的小脚踏行程；以及随速度增加的控制性能改变。安委会提到虽然A300-600舵面的设计特性提供了舵面脚踏和舵面偏转的恒定比率，但是舵面效率也在增加，这导致在设计包络两端反应特性的巨大区别。

安委会的推论是在遇到涡流的飞行速度下，小脚踏行程可能引起副驾的剧烈控制输入。这导致侧滑角迅速扩大，在垂直安定面上的载荷随之迅速增加，最终导致极限破坏。

安委会建议

对于这次事故，安委会发布了15项建议。其中14项是针对联邦航空局的，1项是针对法国民航局。这些建议涵盖的内部包括机组培训，结构设计准则，以及飞行控制系统的设计和认证规范标准的修改。

由此导致的法规和政策改变

由于AA587航班事故，在联邦航空局的要求下，民航飞机制造商修订了飞机飞行手册中的极限部分。修订之后的内部加入了警告。警告是 ，在任何速度时，包括在V_A速度之下，特别是在俯仰，滚转，和偏航（比如大侧滑角）巨大变化结合在一起时，快速剧烈振荡控制输入有可能导致结构破坏。

为加强联邦航空局对相关设计和运营的内部协调，联邦航空局设立了专门负责民航安全管理的项目管理职位。

发布的适航性指令

这次事故之后，发布了两个适航性指令。

2001年11月发布了代号为AD 2001-23-51的适航指令。这个指令要求检查垂直安定面与机身的连接，和方向舵和垂直安定面的连接。检查是强制性的，目的在于发现可以导致安定面和方向舵脱落，引起飞机失控的结构破坏。

2002年3月发布了代号为AD 2002-06-09的适航指令。该指令要求在极端飞行横向载荷发生后，对飞机进行仔细的检查，以保证飞机的结构完整性没有受损。