JP4932830B2 - 航空機の離陸補助方法 - Google Patents

Description

本発明は離陸用回転中航空機の動作を均一にし、質量、先縁スラットおよび後縁フラップの形態、推力、回転時の速度等の或る種の航空機のパラメータの変化を削減、少なくとも減少できる航空機の離陸補助方法に関する。

航空機の離陸前に、パイロットは、離陸用回転が開始する、ローテーション速度と称される航空機の速度の値ＶＲを、航空機が、加速しながら離陸用滑走路を走行する加速段階の最後で決定することは既知である。このローテーション速度ＶＲは、航空機の特性(質量、推力、スラットとフラップの形態等)と離陸用滑走路の特性(長さ、高度、状態、温度等)を考慮した結果での航空機離陸の最適速度として得られるものである。更に、その速度ＶＲは規定により課せられている速度値の範囲内でなければならない。

更に、或る種の航空機は傾斜が調節できる水平安定装置を備えていることは既知である。そのような均衡を取れる水平安定装置は、当業界では、略語ＰＨＲ(Plan Horizontal Regable)あるいは略語ＴＨＳ(Trimmable Horizontal Stabilizer)のいずれかにより記載される。固定水平安定装置と同様、均衡を取れる水平安定装置はその後縁を形成する昇降舵を備えている。

均衡を取れる水平安定装置はピッチ・アップあるいはピッチ・ダウン方向に偏向でき、或る種の飛行段階で用いられる。例えば、航空機の離陸中あるいは回転前、パイロットあるいは自動システムの操作により所定値の偏向角度で、均衡を取れる水平安定装置を偏向するのが通常である。均衡を取れる水平安定装置の偏向角度の理論的最適値は、航空機の重力の長手方向の位置、離陸時の全質量、先縁スラットおよび後縁フラップの形態、推力、回転時の速度等の航空機の幾つかのパラメータに依存する。

偏向角度の実際値は、回転中の航空機の動作を左右するので、重要である。その偏向角度の実際の値がピッチ・アップすぎると、パイロットの介在なしに瞬時に離陸し、尾部が接地する可能性があり、その反対に、ピッチ・ダウン過ぎると、離陸が困難になり、航空機の運行にマイナスの影響を与える。

一般的な規則として、離陸時には、均衡を取れる水平安定装置の偏向角度の値は、特に航空機の重心が、航空機の機首に向かう長手方向前方位置を占有する場合である、ピッチ・アップ時に対応する。事実、この場合、航空機は回転モーメントで旋回するのは困難であり、均衡を取れる水平安定装置は高いピッチ・アップ・モーメントを生じなければならない。然し、航空機の重心が長手方向後方位置にあると、航空機は非常に簡単に旋回する傾向にあり、均衡を取れる水平安定装置は弱いピッチ・モーメントを生じるだけでよく、このピッチ・モーメントはピッチ・アップでもよく、またピッチ・ダウンさえでもよい。

上記のように、均衡を取れる水平安定装置の、離陸時の偏向角度の理論的最適値は多くのパラメータに依存している。よって、均衡を取れる水平安定装置の傾斜を正確に調節するためには、これらパラメータの全てあるいは少なくとも大多数を考慮する必要があり、この結果複雑なルールになる。

本発明の目的はこれらの短所を克服することである。

このため、昇降舵が連接されている、均衡を取れる水平安定装置を備えた航空機の、本発明による離陸補助方法によれば、
・ 航空機が加速しながら、地上を走行している加速段階の最後で、離陸用回転が開始しなければならない、ローテーション速度と称される、航空機の速度の値ＶＲと、
・上記のローテーション速度ＶＲがその内になければならない、速度値の規定範囲とが決定され、
− 離陸補助ピッチ指令が航空機に与えられて、所定値の角度で、上記の均衡を取れる水平安定装置を偏向するものであって、
− 上記の加速段階前に、任意で、上記の速度値の規定範囲内で、上記のローテーション速度VRより低い基準速度ＶＲrefが選択され、この基準速度ＶＲrefに対し、上記の均衡を取れる水平安定装置の偏向角度の所定値が、少なくとも、離陸時の航空機の重心の長手方向の位置の関数として決定され、
− 上記の加速段階中、
・上記の航空機の速度ＶＣが測定され、
・上記の測定されたＶＣと上記の基準速度ＶＲrefとの間に存在する可変偏差が連続的に決定され、
・上記の離陸補助ピッチ指令の可変修正が上記の速度偏差に従ってなされることを特徴とする。

離陸用回転時には、航空機が離陸中暫くの間上記の修正が連続可能か、あるいはローテーション速度ＶＲとほぼ等しい測定された速度(ＶＣ)である場合にローテーション速度(ＶＲ)と基準速度(ＶＲref)との差に対応する回転モーメント値にその修正を固定できる。

よって、本発明によれば、回転前では、均衡を取れる水平安定装置の偏向角度は、少なくとも航空機の重心の長手方向の位置を含み、重要で正確に知られている、“トリミング”と称する、上記のものの中の限られた数のパラメータにのみ依存するように出来る。このように、均衡を取れる水平安定装置の偏向の調節が非常に簡単になされる。

こうして得られた上記の偏向角度の値は、勿論、簡単になった中間値にすぎなく、従って、この中間値によって考慮されなかったパラメータの１つ以上が変化するので、１回の離陸からその次の離陸まで、回転時の航空機の動作は変化し、これによりパイロットは混乱し、航空機の尾部が接地することになる。

然し、本発明によれば、この短所は回転開始前に与えられた修正と、ＶＣとＶＲrefとの間の偏差を用いることにより無くされ、これにより、更に、考慮されなかったパラメータの影響を無くす、あるいは少なくとも減少することによって航空機の離陸動作を均一にすることができる。この面で、ＶＲrefはパイロットと独立している。

よって、本発明は、上記の偏向角度の理論的値に必要とされる多数のパラメータを考慮することにより生じる複雑さを避けつつ、上記の均衡を取れる水平安定装置の偏向角度の簡単にされた中間値を用いることができ、連続する離陸中航空機の動作を均一にする。

上記の離陸補助ピッチ指令の修正は、上記の均衡を取れる水平安定装置の作用あるいは上記の昇降舵により、あるいは一部は上記の均衡を取れる水平安定装置、一部は昇降舵により為される。

更に又、上記の値ＶＣとＶＲrefとの間に在る速度偏差はそれらの割合あるいはその差により推定できる。

一般に、同等の効果故、離陸時の航空機のピッチ制御はどんどん増加するピッチ・ダウンでなければならず、その速度は増加するので、この結果、航空機の速度ＶＣが基準速度ＶＲrefより大きければ、上記離陸補助ピッチ指令の修正はピッチ・ダウン作動で示されなければならず、反対に、航空機の速度ＶＣが上記基準速度ＶＲref未満であれば、上記の離陸補助ピッチ指令はピッチ・アップ作動の増加とならなければならず、その修正は、速度ＶＣが基準速度ＶＲrefに等しければ０である。

然し、航空機の速度VCが基準速度ＶＲrefより非常に低ければ、水平安定装置の作動を修正するのは適切でないのは簡単に理解されるところである。更に、しばしば、速度ＶＣがＶＲrefあるいは、ＶＲrefより僅かに (例えば、１０kts)低い速度未満である間はそのような修正を行なうことは無用である。

本発明の実施を簡単にするため、上記の実際のローテーション速度が規定に合致するためあらねばならないローテーション速度の範囲の最小速度は基準速度VRrefとして選択されるのが望ましい。

この最小値、よって、基準速度ＶＲrefは積Ｋ×ＶＳlgに等しく、この積中、Ｋは推力に依存する、１より大きい係数であり、ＶＳlgは、航空機がその先縁のスラットと後縁のフラップの形態が離陸に使用されるものに類似である水平飛行中航空機が失速する速度である。

失速速度ＶＳlgの揚力式は以下のように書かれる。
Ｍxg＝０.５ × ρ × (ＶＳlg)² × Ｃzmax × Ｓ
式中、文字Ｍは航空機の質量、gは重力の加速、ρは空気の密度、Ｃzmaxは最大揚力係数そしてＳは基準面積。この式の結果、失速速度ＶＳlgは航空機の質量と、(密度ρによる)高度、(係数Ｃzmaxのよる)スラットとフラップとの形態と、(係数Ｃzmaxによる)航空機の重力の中心とに依存する。

積Ｋ×ＶＳlgの係数Ｋは離陸時の航空機の推力と航空機の重量との割合に依存し、よって、離陸時に指令される推力レベルと間接的には高度と、(推力による)温度と、航空機の質量に依存する。係数Kの平均値は１.０６に近い。

上記したように、上記の速度ＶＣとＶＲrefとの間に存在する可変偏差がそれらの割合により推定できるが、ＶＣ−ＶＲrefタイプのそれらの差、即ち上記の特徴を考慮するＶＣ−Ｋ×ＶＳlgにより推定することが特に望ましい。

事実、ＶＣ−Ｋ×ＶＳlgの差は航空機の回転の質、早いか困難か、を表示し、(均衡を取れる水平安定装置と昇降舵とにより生じるピッチ・アップ・モーメントは回転時の速度の２乗に依存し、)よってその結果生じる作動を許容する。

均衡を取れる水平安定装置を用いる場合は、この偏向角度の所定値は以下の式で表される可変修正角度ΔiＨにより修正される。
ΔiＨ＝Ｋ1 × (ＶＣ−Ｋ×ＶＳlg)
式中、文字Ｋ1は基準速度ＶＲrefと、重心の長手方向位置と、後縁のフラップと先縁のスラットの形態とに依存する係数であり、係数Ｋ1は例えば１ノットの速度に対し約０.１６度の角度の平均値を有することが出来る。

同様に、昇降舵を用いる場合、これは、追加の可変修正角度Δδqにより偏向され、その修正角度の値は以下の式で表される。
Δδq＝Ｋ2 × (ＶＣ−Ｋ×ＶＳlg)
式中、文字Ｋ2は、基準速度ＶＲrefと、重心の長手方向位置と、後縁のフラップと先縁のスラットの形態と、離陸時の推力に依存する係数である。

当該航空機について、ピッチ制御に関し、均衡を取れる水平安定装置が上記の昇降舵よりｎ倍もより効果的であれば、Ｋ2はＫ1よりｎ倍大きく選択される。

本発明の方法の使用は、特に昇降舵を使用する場合、特に簡単である。事実、回転段階中では、航空機の特性を修正するには、指令された偏向指示に従って昇降舵を偏向するだけでよい。以下から分るように、この特性の多くの変形例が本発明を実施する為に可能である。

添付図面により本発明がどのように実施できるかが良く理解される。図中、同一符号は同一要素を示す。

図１に略示されている、大型民間航空機1は、長手方向軸Ｌ−Ｌを有し、双方向矢印３で示されているようにその傾斜が調節自在である水平安定装置２を備える。上記の均衡を取れる水平安定装置２の後縁には、双方向矢印５により示されているように、これに対し回転できる昇降舵４が連接されている。

更に、航空機１は、その翼６に後縁のフラップ７と先縁のスラット８とを備える。

従来例では、航空機１が滑走路９に在り、離陸準備をしている際、上記のパラメータの少なくとも或る種のものに従って、一方では、離陸用回転が開始されなければならない、規定により課せられている速度値の範囲内にあるべき速度ＶＲ を、他方では、均衡を取れる水平安定装置２の偏向角度iＨの値iＨ1とが決定され、均衡を取れる水平安定装置２の傾斜はこの水平安定装置２が離陸中適切な離陸補助ピッチ作動を行なうことができるように上記の長手方向軸(図３Ａ参照)に対して、上記の値iＨ1(一般にはピッチ・アップ)に調節される。

図２には、航空機１が離陸中とり得る３つの通常の段階Ｉ、IIおよびIIIが示されている。

段階Ｉでは、航空機１は、所定のローテーション速度ＶＲに達するために加速しながら離陸用滑走路９を滑走している。

この加速段階Ｉの間、後縁フラップ７と先縁スラット８とは通常のように展開していて(図示略)、均衡を取れる水平安定装置２は角度iＨ1で傾斜しており、昇降舵４は、例えば、上記の均衡を取れる水平安定装置２の空力学的延長位置にある。この通常の形態では、図３Ａに示されているように、均衡を取れる水平安定装置２と昇降舵４とのアセンブリは空力学的ピッチ・アップ力を生じ、この力が航空機１用のピッチ・アップ・モーメントを生じる。

更に通常の方法で、航空機１の速度ＶＣがローテーション速度ＶＲ(図２の段階II)に達すると、パイロットは、均衡を取れる水平安定装置２に対し偏向角度ρqの値ρq1(図３Ｂ参照)により形成されるピッチ・アップ位置をとるよう昇降舵４を作動させる。ついで、均衡を取れる水平安定装置２と昇降舵４とのアセンブリは、それぞれ図３Ａに示されている配置により生じるものより大きい空力学的ピッチ・アップ力とピッチ・アップ・モーメントとを発生させ、航空機１を離陸させる。

この離陸中、均衡を取れる水平安定装置２は、昇降舵４のピッチ・アップが角度ρq1で偏向された、角度iＨ1で形成された傾斜状態に維持される(図３Ｂ参照)。

航空機１が(図２の段階III)の傾斜した飛行経路に安定した後、均衡を取れる水平安定装置２の傾斜指令が航空機制御法則により出され、昇降舵4は上記の安定装置２の空力学的延長上に戻る。

航空機１が離陸準備態勢にある際、本発明による離陸補助方法が考慮されれば、ローテーション速度ＶＲが前もって決定されるだけでなく、民間輸送航空機の操作を指導する規則により課せられた速度値範囲内から、ＶＲより低い基準速度ＶＲrefが任意に選ばれ、この任意の基準速度ＶＲref に対して、均衡を取れる水平安定装置２の偏向角度iＨの所定値iＨ2(図４Ａ、５Ａ、６Ａおよび７Ａ参照)が、もとの”０”(図２参照)に対する重心の距離ｃｇの計算により得られた、軸L-Lに沿う少なくとも重心ＣＧの長手方向位置を含む限られた数のパラメータの関数として決定される。ついで、加速段階II中、加速中地上を走行する航空機の速度ＶＣを測定し、(比率ＶＣ／ＶＲrefあるいは差ＶＣ−ＶRrefにより)値ＶＣおよびＶＲrefとの間に存在する可変偏差が決定され、回転開始前に、図４Ａから図４Ｃ、図５Ａから図５Ｃ、図６Ａから図６Ｄおよび図７Ａから図７Ｄに関して、以下に示すように、角度iＨ2により偏向された、均衡を取れる水平安定装置２により与えられたピッチ作動が修正される。

本発明の実施を簡単にするために、本発明の好ましい実施例では、基準速度ＶＲrefが、離陸状態にある航空機１に対し、規制により課せらたローテーション速度範囲の最低速度に等しく選択される。

この状態では、基準ローテーション速度ＶＲrefは積Ｋ×ＶＳlgに等しく選択でき、この積では、Ｋは推力に依存する、１より大きい係数であり、ＶＳlgは先縁スラット８と後縁フラップ７の形態が離陸用のものに類似する水平飛行中、航空機が失速する速度である。

この係数Ｋは離陸時の航空機１の推力と航空機の重量との割合に依存する。その平均値は１.０６に近い。

本発明による可変ピッチ制御修正は、均衡を取れる水平安定装置２に対する作用と、昇降舵４に対する作用と、あるいは均衡を取れる水平安定装置2と昇降舵４との両方に対する作用により為される。

図４Ａ、図４Ｂおよび図４Ｃに示されているように、本発明による方法の実施例では、修正が昇降舵４のみによって為されている。この例では、航空機１の速度ＶＣが基準速度ＶＲrefあるいはこの基準速度に近い速度(例えば、ＶＲref − 10 kts)未満である限りなされず、均衡を取れる水平安定装置２と昇降舵４とは(図３Ａと匹敵する)図４Ａに示されているそれらの最初の位置のままである。他方、速度ＶＣが増加し、上記の基準速度(上記の近い速度)に達すると、上記の昇降舵４は、ピッチ・ダウンの方向で、以下の修正角度Δδq1(図４Ｂ参照)により偏向される。
Δδq1＝Ｋ2(ＶＣ−Ｋ×ＶＳlg)
式中、Ｋ2は基準速度ＶＲrefと、重心ＣＧの長手方向の位置ｃｇと、後縁フラップ7と先縁スラット８との形態と、離陸時の推力とに依存する係数である。航空機１の速度ＶＣが(ＶＲref＝Ｋ×ＶＳlgより大きい)ローテーション速度ＶＲに達するや否や、パイロットは修正角度Δδq1に代数的に加えられ、値Ｋ2(ＶＲ−Ｋ×ＶＳ1g)(図４Ｃ参照)に固定されている角度δq2で昇降舵４をピッチ・アップするよう指令をだす。

図５Ａ、５Ｂおよび５Ｃに示されている例は図４Ａ、４Ｂおよび４Ｃのものに対応する。本発明による修正は、均衡を取れる水平安定装置２を制御することによりなされる。航空機１の速度ＶＣが増加し、基準速度ＶＲrefあるいはこれに近い速度(ＶＲref＝１０ kts)に達すると、均衡を取れる水平安定装置２はピッチ・ダウン方向に(図４Ａのものと同一の図5Aの状態から) 以下の修正角度ΔiＨIで偏向する。
ΔiＨ1＝Ｋ1(ＶＣ−Ｋ×ＶＳ1g)
式中Ｋ1は、基準速度ＶＲrefと、重心ＣＧの長手方向位置ｃｇと、後縁フラップ７と先縁スラット８との形態に依存する係数である。その平均値は０.１６度／ktである。ついで、回転時(ＶＣ＝ＶＲ)、昇降舵４は、前記のように、角度δq2でピッチ・アップするよう指令され、均衡を取れる水平安定装置２は角度iＨ2-ΔiＨ1(図５Ｃ参照)で傾斜し、上記の修正角度ΔiＨ1は値Ｋ1(ＶＲ-Ｖ×ＶＳlg)に固定されている。

一方では、図４から図４Ｃの例で、他方では、図５Ａから５Ｃの例で、均衡を取れる水平安定装置２がピッチ制御に関し、上記の昇降舵４よりｎ倍も効果的であれば、Ｋ2はＫ1のｎ倍に等しい。

図６Ａから図６Ｄでは、図４Ａから図４Ｃまでの図に示されている例の変形例が示されている。この変形例では、図６Ａ、図６Ｃおよび図６Ｄは図４Ａ、図４Ｂおよび図４Ｃにそれぞれ類似している。本発明による方法のこれら２つの実施例間の差は、(例えば、８０ ktsに等しい)ＶＲref より低いしきい速度とＶＲrefとの間で、修正角度Δδq2=Ｋ2(ＶＣ−Ｋ×ＶＳlg)で昇降舵４を偏向することによりピッチ修正が為されるという事実により生じる。よって、速度ＶＣがＶＲrefより低い場合、パイロットが回転させることを決定すれば、後方空力学的面２、４が回転を補助するのに適切な状態にあり、ＶＣがＶＲrefより大きくなれば、速度ＶＲ(図６Ｄ)で回転をする前に図６Ｃに示されているようにピッチ・ダウン・モーメントが与えられる。

同様に、図７Ａから図７Ｄには、図５Ａから図５Ｃに示されている例の変形例が示されている。図７Ａ、図７Ｃおよび図７Ｄは図５Ａ、５Ｂおよび図５Ｃとそれぞれ類似である。これら２つの例の差は、(ＶＲrefより低い)しきい速度ＳＶとＶＲrefとの間で、ピッチ・アップ修正が、図６Ｂ中のΔδq2に関し記載されているのと同じ目的で、Ｋ1(ＶＣ−Ｋ×ＶＳlg)に等しい修正角度ΔiＨ2で、均衡を取れる水平安定装置２を偏向することによりピッチ・アップ修正がなされる(図７Ｂを参照)。ＶＣがＶＲrefより大きくなれば、速度ＶＲで回転する前に(図７Ｄ)、図７Ｃに示されているように、ピッチ・ダウン・モーメントが与えられる。

本発明のよるピッチ修正が、均衡を取れる水平安定装置２と昇降舵４との作用の組み合わせにより行なわれることが上記より簡単に理解される。

昇降舵４を用いる本発明による方法の変形例(図４Ａから図４Ｃと図６Ａから図６Ｄ)は、航空機１で実施するのに特に簡単である。

図８に示されているように、直交軸のシステムで、制御カラムに偏向指示δmに従って昇降舵４の偏向角度δqを与える、航空機１の特性は、一般に直線状であるピッチ・ダウン部分Ｐと、同じく一般に直線状であるピッチ・アップ部分Ｃとからなり、これらピッチ・ダウン部分Ｐとピッチ・アップ部分Ｃとは、δq＝０、δm＝０であるニュートラル点Ｎで相互に連結されることは実際既知である。よって、０と最大値、＋δmmaxとの間(そして逆には、＋δmmaxと０との間)でのピッチ・ダウン偏向指示δmの変化に対し、昇降舵４のピッチ・ダウン偏向が０と最大値、＋δqmax との間(そして逆には＋δqmaxと０との間)で変わる。同様に、０と最大値、−δmmaxとの間(そして逆には、−δmmaxと０との間)のピッチ・アップ偏向指示δmの変化に対しては、昇降舵4のピッチ・アップ偏向が０と最大値、−δqmax との間(そして逆には−δqmaxと０との間)で変わる。

図９に示されている本発明の実施例では、図８に示されている既知の特性Ｃ、Ｐが、ピッチ・ダウン部分Ｐとピッチ・アップ部分Ｃの両方に(図４Ｂ、４Ｃ、６Ｃおよび６ＤではΔδqiを、そして図６ＤのΔδq2を示す)修正角度Δδqをそれに加えることによって、修正される。このように、修正された特性Ｃ1、Ｐ1は本発明により、そしてδq軸に平行な+δqmaxの方向にΔδqの振幅平行移動の結果得られる。ニュートラル点Nはそのような平行移動の影響を受け、その結果生じる点Ｎ1は、水平座標がδm＝０であると、その垂直座標がΔδqに等しいので、最早中立ではない。

図１０に示されている、第２の実施例では、座標−δm3と−δq3とにより形成され、回転に用いられる偏向角度δq2に相当する、ピッチ・アップ部分Ｃの点が導入される。例えば、−δm3と−δq3は、それぞれ、−δmmaxと−δqmaxの２／３に等しい。この例では、修正ピッチ・アップ部分は、−δm3と０との間にある、図９のピッチ・アップ部分Ｃ1のように、δq軸に平行な＋δqmaxの方向にΔδqの振幅平行移動の影響を受けた第１の部分Ｃ21と、点、−δm3、−δq3 ＋Δδqを点、−δmmaxと−δqmaxとに結合させる、第２の傾斜部分Ｃ22とからなる。この第２の例ではニュートラル点Ｎが(Ｎ1に類似する)Ｎ2に移動し、修正特性のピッチ・ダウン部分Ｐ2は傾斜され、点Ｎ2を点、＋δmmaxと＋δqmaxとに結合させる。

図９と図１０とにより与えられている修正特性の２つの例は、勿論、限定的でなく、特性Ｃ、Ｐのその他多数の変形例が考えられ得る。

離陸法則が記憶されているコンピュータ(図示略)を航空機１が備えている通常の場合、本発明による方法が上記の法則と統合されているのが望ましい。

本発明による方法の実施がなんであれ、離陸用回転時に、修正を暫く伸ばすか、あるいはローテーション速度ＶＲにほぼ等しい速度ＶＣの値に対し、ローテーション速度(ＶＲ)と基準速度(ＶＲref)との差に相当する値に固定することができる。

均衡を取れる水平安定装置を備えた大型民間航空機の略斜視図を示す。 この航空機の通常の３つの連続する段階での離陸を示す。 図３Ａと図３Ｂとは、均衡を取れる水平安定装置と昇降舵の、離陸用回転前とこれを開始する通常の位置をそれぞれ示す。 図４Ａから図４Ｃは、本発明による方法の実施例を示す。 図５Ａから図５Ｃは、本発明による方法の別の実施例を示す。 図６Ａから図６Ｄは、本発明による方法のさらに別実施例を示す。 図７Ａから図７Ｄは、本発明による方法の異なる実施例を示す。 航空機の昇降舵の偏向角度の、指令された偏向指示の関数としての変化を示す、既知の通常の図表の例を示す。 図４Ａから図４Ｃと図６Ａから図６Ｄにそれぞれ示されている本発明の方法の２つの例を実施する為の、図８に示されている図表の変形例を示す 図１０は、図４Ａから図４Ｃと図６Ａから図６Ｄにそれぞれ示されている本発明の方法の２つの例を実施する為の、図８に示されている図表の変形例を示す。

符号の説明

１…航空機、２…水平安定装置、４…昇降舵、７…後縁フラップ、８…先縁スラット。

Claims (20)

1. 昇降舵(４)が連接されている、均衡を取れる水平安定装置(２)を備えた航空機(１)の離陸補助方法であって、
   ・ 航空機が加速しながら地上を走行している加速段階の最後で、離陸用回転が開始するローテーション速度と称される、航空機の速度の値(ＶＲ)と、
   ・ 上記のローテーション速度(ＶＲ)がその内になければならない、速度値の規定範囲とが決定され、
   − 離陸補助ピッチ指令が航空機(１)に与えられて、所定値の角度(ｉＨ)で、上記の均衡を取れる水平安定装置(２)を偏向するものであって、
   上記の加速段階前に、任意で、上記の速度値の規定範囲内で、上記のローテーション速度(ＶＲ)より低い基準速度(ＶＲref)が選択され、この基準速度(ＶＲref)に対し、上記の均衡を取れる水平安定装置(２)の偏向角度(ｉＨ)の所定値(ｉＨ2)が、少なくとも、離陸時の航空機の重心(ＣＧ)の長手方向の位置の関数として決定され、
   − 上記の加速段階中、
   ・ 上記の航空機の速度(ＶＣ)が測定され、
   ・ 上記の測定された速度(ＶＣ)と上記の基準速度(ＶＲref)との間に存在する可変偏差が連続的に決定され、
   ・ 上記の離陸補助ピッチ指令の可変修正が上記の速度偏差に従ってなされる
   ことを特徴とする離陸補助方法。
2. 上記の可変修正が、回転から開始し、航空機の離陸中連続できることを特徴とする請求項１に記載の方法。
3. 回転時、測定された速度値(ＶＣ)がローテーション速度(ＶＲ)とほぼ等しいである場合に、ローテーション速度(ＶＲ)と基準速度(ＶＲref)との差に相当する値に可変修正値が固定されていることを特徴とする請求項１に記載の方法。
4. 上記の離陸補助ピッチ指令の修正が、均衡を取れる水平安定装置(２)を介してなされることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の方法。
5. 上記の離陸補助ピッチ指令の修正が、昇降舵(４)を介してなされることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の方法。
6. 上記の離陸補助ピッチ指令の修正が、一部は、均衡を取れる水平安定装置(２)により、そして一部は昇降舵(４)によりなされることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の方法。
7. 上記の値(ＶＣ)と(ＶＲref)との間に存在する上記の速度偏差がこれらの割合により推定されることを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載の方法。
8. 上記の値（ＶＣ)と(ＶＲref)との間に存在する上記の速度偏差がこれら間の差により推定されることを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載の方法。
9. 航空機の速度(ＶＣ)が基準速度(ＶＲref)より大きい場合、上記の離陸補助ピッチ指令の修正がピッチ・ダウン作動に対応することを特徴とする請求項１から８のいずれか１項に記載の方法。
10. 航空機の速度(ＶＣ)が基準速度(ＶＲref)未満の場合、上記の離陸補助ピッチ指令の修正がピッチ・アップ作動に対応することを特徴とする請求項１から９のいずれか１項に記載の方法。
11. 上記の航空機の速度(ＶＣ)が基準速度(ＶＲref)に等しくない場合、上記の離陸補助ピッチ指令の修正がなされないことを特徴とする請求項１から９のいずれか１項に記載の方法。
12. 上記の基準速度(ＶＲref)が上記速度値の規定範囲での最小速度値に等しく選択されることを特徴とする請求項１から１１のいずれか１項に記載の方法。
13. 後縁フラップ(７)と先縁スラット(８)とを備えた航空機に適用されるものであって、上記の基準速度(ＶＲref)が積(Ｋ × ＶＳlg)に等しく、この積中Ｋが１より大きい係数で、ＶＳlgが上記先縁スラット(８)と後縁フラップ(７)の形態が離陸用のものと類似する水平飛行にある場合、航空機(１)が失速する速度であることを特徴とする請求項１２に記載の方法。
14. 係数(Ｋ)が、離陸時の航空機(１)の推力と、この航空機(１)の重量との割合に依存することを特徴とする請求項１３に記載の方法。
15. 係数(Ｋ)が、１.０６に近い平均値を有することを特徴とする請求項１４に記載の方法。
16. 上記の均衡を取れる水平安定装置(２)の偏向角度(ｉＨ)の修正値(ｉＨ2)が以下の式
    ΔｉＨ＝Ｋ１×(ＶＣ−Ｋ × ＶＳlg)
    で表される修正値(ΔｉＨ1、ΔｉＨ2)により修正されることを特徴とする請求項４、８および１３のいずれか１項に記載の方法。
    式中Ｋ１は、基準速度(ＶＲref)、重心(ＣＧ)の長手方向位置(ｃｇ)と、後縁フラップ(７)と先縁スラット(８)との形態とに依存する係数である。
17. Ｋ１の平均値が約０.１６度／ｋtであることを特徴とする請求項１６に記載の方法。
18. 上記の昇降舵(４)が、その値(Δδq1、Δδq2)が以下の式
    Δδq=Ｋ２×(ＶＣ−Ｋ × ＶＳlg)
    で表される修正角度Δδqにより偏向されることを特徴とする請求項５、８および１３のいずれか１項に記載の方法。
    式中Ｋ２は、基準速度(ＶＲref)、重心(ＣＧ)の長手方向位置(ｃｇ)と、後縁フラップ(７)と先縁スラット(８)との形態、離陸時の推力とに依存する係数である。
19. 上記の均衡を取れる水平安定装置(２)が、ピッチ制御に関し、上記の昇降舵(４)より、ｎ倍、より効果的である航空機(１)に適用される、Ｋ2=ｎ×Ｋ1であることを特徴とする請求項１６あるいは請求項１８に記載の方法。
20. 航空機(１)と組み合わせられており、昇降舵(４)の偏向(δq)を昇降舵(４)の偏向指示(δm)の関数として与える特性(Ｃ、Ｐ)が、ニュートラル点(Ｎ)で相互に連結されるピッチ・ダウン部分(Ｐ)とピッチ・アップ部分(Ｃ)とからなり、上記特性(Ｃ、Ｐ)が、これに上記の修正角度Δδqを加えることにより修正されることを特徴とする請求項１８に記載の方法。

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