Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ УСКОРЕННОГО ВЗЛЕТА САМОЛЕТА

Настоящее изобретение относится к способу ускоренного взлета самолета, обеспечивающему возможность сделать поведение упомянутого самолета единообразным во время отрыва при взлете и устранить или, по меньшей мере, уменьшить влияние колебаний определенных параметров самолета, таких как масса, конфигурация передней кромки предкрылков и задней кромки закрылков, тяга, скорость во время отрыва переднего колеса и т.п.

Известно, что до взлета самолета пилот определяет значение VR скорости самолета, называемое скоростью отрыва переднего колеса, при которой должен начаться отрыв при взлете, в конце фазы ускорения, во время которой упомянутый самолет разбегается по взлетной полосе с ускорением. Скорость VR отрыва переднего колеса определяется вычислением при оптимизации взлета самолета, принимая во внимание характеристики упомянутого самолета (масса, тяга, конфигурация закрылков и подкрылков и т.п.), и характеристики взлетной полосы (длина, высота, состояние, температура и т.п.). Кроме того, он должен быть в рамках диапазона скоростей, установленных регламентом.

Далее известно, что определенные самолеты имеют горизонтальный стабилизатор с корректируемым наклоном. Такой переставной горизонтальный стабилизатор в данной области техники описан одной или другой из аббревиатур: PHR (для Plan Horizontal Reglable - фр.) или THS (триммируемый горизонтальный стабилизатор - Trimmable Horizontal Stabilizer). Точно так же, как и неподвижный горизонтальный стабилизатор, переставной горизонтальный стабилизатор снабжен рулями высоты, формирующими заднюю кромку упомянутого переставного горизонтального стабилизатора.

Переставной горизонтальный стабилизатор может быть отклонен в направлении положительного тангажа или отрицательного тангажа и используется на определенных фазах полета. Например, во время взлета самолета и до отрыва переднего колеса обычно отклоняют упомянутый балансируемый горизонтальный стабилизатор, под воздействием пилота или автоматической системы, на угол отклонения заранее установленной величины. Теоретическое оптимальное значение угла отклонения переставного горизонтального стабилизатора зависит от нескольких параметров самолета, таких как продольное положение центра тяжести, общая масса при взлете, конфигурация передней кромки предкрылков и задней кромки закрылков, тяга, скорость, при которой происходит отрыв переднего колеса и т.п.

Действительное значение угла отклонения важно, поскольку оно обуславливает поведение самолета во время отрыва переднего колеса. Если действительное значение этого угла отклонения обеспечивает излишне положительный тангаж, за ним может последовать спонтанный отрыв без вмешательства пилота с вероятным касанием хвостом земли, или наоборот, если он обеспечивает излишне отрицательный тангаж, может последовать трудный отрыв, имеющий отрицательное влияние на эксплуатационные характеристики самолета.

В качестве основного правила, при взлете значение угла отклонения переставного горизонтального стабилизатора соответствует положительному моменту тангажа, который в частности имеется в случае, когда центр тяжести самолета занимает переднее продольное положение по отношению к носу самолета: в действительности в этом случае самолетом сложно управлять в момент отрыва переднего колеса и переставной горизонтальный стабилизатор должен создавать высокий положительный момент тангажа. Однако когда центр тяжести самолета расположен в заднем продольном положении, самолет имеет тенденцию к очень легкому повороту и переставной горизонтальный стабилизатор должен создавать слабый момент тангажа, который может быть положительным моментом тангажа или даже отрицательным моментом тангажа.

Как упоминалось выше, теоретическая оптимальная величина угла отклонения переставного горизонтального стабилизатора при взлете зависит от многочисленных параметров. Соответственно для точной корректировки отклонения упомянутого переставного горизонтального стабилизатора необходимо учитывать полный набор или по меньшей мере большое количество этих параметров, что приводит к сложным правилам.

Целью настоящего изобретения является преодоление этих препятствий.

Для этой цели, согласно изобретению, способ ускоренного взлета самолета, содержащего переставной горизонтальный стабилизатор, на котором имеются шарнирные рули высоты, предусматривает

предварительное определение величины скорости VR самолета, называемой скоростью отрыва переднего колеса, при которой должен начинаться отрыв при взлете в конце фазы ускорения, во время которой упомянутый самолет разбегается по земле и ускоряется, и

диапазон регулирования значений скорости VR, внутри которого должна быть упомянутая скорость VR отрыва переднего колеса; и

команду тангажа содействия взлету упомянутого самолета, отклоняющую упомянутый переставной горизонтальный стабилизатор на угол заранее установленной величины.

Причем

до упомянутой фазы ускорения произвольно выбирается сравнительная скорость VRref, в пределах упомянутого диапазона изменений значений скорости, ниже, чем упомянутая скорость отрыва VR переднего колеса, и устанавливается, для данной сравнительной скорости VRref, упомянутое заранее установленное значение угла отклонения упомянутого переставного горизонтального стабилизатора по меньшей мере как функция продольного положения центра тяжести упомянутого самолета при взлете; и

во время упомянутой фазы ускорения:

- измеряют скорость VC упомянутого самолета;

- непрерывно определяется переменное отклонение, существующее между упомянутой измеренной скоростью VC и упомянутой сравнительной скоростью VRref;

- выполняют переменную корректировку упомянутой команды тангажа содействия взлету согласно упомянутому отклонению скорости.

При отрыве переднего колеса возможно либо позволить продолжиться корректировке для некоторого времени во время взлета самолета, или зафиксировать ее на величине, которой она достигает в момент отрыва переднего колеса для значения скорости VC по меньшей мере приблизительно равной скорости VR отрыва переднего колеса.

Таким образом, согласно настоящему изобретению до отрыва переднего колеса угол отклонения переставного горизонтального стабилизатора может быть установлен в зависимости от ограниченного количества параметров, из числа тех, что упомянуты выше, содержащих по меньшей мере продольное положение центра тяжести самолета, также называемого "балансирующим", которое является существенным и точно известно. Таким способом достигается значительное упрощение корректировки отклонения упомянутого переставного горизонтального стабилизатора.

Величина упомянутого угла отклонения, полученного таким образом, является только упрощенным компромиссным значением, которое может иметь результатом то, что от одного взлета к другому поведение самолета при отрыве будет различным, поскольку один из большего количества параметров, не учитываемых этими компромиссными значениями, изменяется, что может мешать пилоту и может приводить к тому, что хвост самолета придет в контакт с землей.

Однако в соответствии с настоящим изобретением этот недостаток устранен посредством корректировки, осуществляемой до начала отрыва переднего колеса с использованием отклонения между VC и VRref, что к тому же делает возможным обеспечение единообразного поведения самолета при взлете посредством исключения или по меньшей мере уменьшения эффекта изменений неучитываемых параметров. Следует отметить в этом отношении, что VRref не зависит от пилота.

Настоящее изобретение, таким образом, делает возможным использование упрощенного компромиссного значения для угла отклонения упомянутого переставного горизонтального стабилизатора, в то же время избегая осложнений, вызываемых принятием в расчет многочисленных параметров, затрагивающих теоретическое значение угла отклонения, и позволяя сделать единообразным поведение самолета во время последовательных взлетов.

Корректировка упомянутой команды тангажа содействия взлету может быть получена либо действием упомянутого переставного горизонтального стабилизатора, или упомянутыми рулями высоты, или частично упомянутым переставным горизонтальным стабилизатором, а частично - упомянутыми рулями высоты.

Кроме того, упомянутое отклонение скорости, существующее между упомянутыми значениями VC и VRref, может быть оценено либо по их отношению, либо по их разнице.

Поскольку в общем и для одинакового воздействия управление тангажом самолета при взлете при снижении угла тангажа имеется увеличение скорости, то в результате получается, что, если скорость VC самолета больше, чем сравнительная скорость VRref, корректировка упомянутой команды тангажа помощи при взлете должна быть представлена действием на снижение угла тангажа, и, наоборот, если скорость VC самолета меньше, чем упомянутая сравнительная скорость VRef, корректировка упомянутой команды тангажа помощи при взлете должна иметь следствием увеличение угла тангажа, упомянутая корректировка равна нулю, когда скорость VC равна сравнительной скорости VRref.

Тем не менее, будет без труда понятно, что не является уместным изменение действия горизонтального стабилизатора, когда скорость VC самолета намного ниже, чем опорная скорость VRref. Более того, наиболее часто, бесполезно осуществлять такое изменение, когда скорость VC меньше, чем VRref, или если скорость немного ниже (например, на 10 узлов), чем VRref.

Для того чтобы упростить осуществление изобретения, минимальная скорость из диапазона скоростей отрыва переднего колеса, в котором должна находиться упомянутая действительная скорость отрыва переднего колеса, для того чтобы подчиняться регламенту, преимущественно выбирается как сравнительная скорость VRref.

Это минимальное значение, и таким образом, сравнительная скорость VRref затем может быть равна произведению K×VS1g, в котором K - коэффициент, больший, чем 1, зависящий от тяги, а VS1g - скорость, при которой упомянутый самолет сваливается, когда он находится в горизонтальном полете с конфигурацией предкрылков передней кромки и закрылков задней кромки, сходной с той, что используется при взлете.

Следует отметить, что уравнение подъемной силы при скорости сваливания VS1g записывается:

M×g=0,5×ρ×(VS1g)2×Czmax×S,

где M - масса самолета, g - ускорение свободного падения, ρ - плотность воздуха, Czmax - максимальный коэффициент подъемной силы, а S - опорная площадь. Результатом этого уравнения является то, что скорость VS1g зависит от массы самолета, высоты (посредством плотности ρ), конфигурации предкрылков и закрылков (посредством коэффициента Czmax) и от продольного положения центра тяжести самолета (также посредством коэффициента Czmax).

Коэффициент K в произведении K×VS1g зависит от отношения между силой тяги самолета при взлете и весом упомянутого самолета. Он поэтому зависит от уровня тяги, заданного при взлете, и косвенно от высоты и температуры (через тягу) и от массы самолета. Среднее значение коэффициента K близко к 1,06.

Хотя, как было упомянуто выше, переменное отклонение, существующее между упомянутыми скоростями VC и VRref, может быть оценено их отношением, особенно полезно оценивать разницу в виде VC-VRref, то есть VC-K×VS1g, принимая во внимание вышеописанные свойства.

В действительности разница VC-K×VS1g дает обозначение качества отрыва переднего колеса самолета - быстрый или затруднительный - (момент увеличения угла тангажа, создаваемый переставным горизонтальным стабилизатором и рулями высоты, зависит от квадрата скорости в момент отрыва) и поэтому позволяет последовательное воздействие.

В случае когда используется переставной горизонтальный стабилизатор, упомянутое предварительное определение значения угла отклонения последнего изменяется на переменный угол корректировки ∆iH, выраженный как

∆iH1=K1(VC-K×VS1g),

где K1 - коэффициент, зависящий от сравнительной скорости VRref, продольного положения центра тяжести и конфигурации предкрылков передней кромки и закрылков задней кромки, коэффициент K1, например, способен иметь среднее значение около 0,16 угловых градусов на узел скорости.

Подобным образом, если используются рули высоты, последний отклоняется на дополнительный переменный угол корректировки Δδq, значение которого выражается следующим образом:

∆δq=K2×(VC-K×VS1g),

где K2 - коэффициент, также зависящий от сравнительной скорости VRref, продольного положения центра тяжести, конфигурации предкрылков передней кромки и закрылков задней кромки и от тяги при взлете.

Если, для данного самолета, переставной горизонтальный стабилизатор в n раз эффективнее, чем упомянутые рули высоты, в отношении управления тангажом, то K2 выбирается таким, чтобы быть в n раз больше, чем K1.

Использование способа в соответствии с настоящим изобретением особенно целесообразно, в частности, когда используются рули высоты. В действительности этого хватает для изменения, во время фазы отрыва переднего колеса, характеристики самолета, сообщающей отклонение рулей высоты в соответствии с поданной командой отклонения. Как будет видно ниже, возможны многочисленные модификации этой характеристики для того, чтобы реализовать изобретение.

Прилагаемые чертежи дадут хорошее понимание того, как может быть реализовано изобретение. На этих фигурах одинаковые ссылки обозначают одинаковые элементы.

Фиг.1 показывает в схематическом виде гражданский самолет большой вместимости, снабженный переставным горизонтальным стабилизатором.

Фиг.2 иллюстрирует взлет упомянутого самолета из трех обыкновенных последовательных этапов.

Фиг.3A и 3B показывают пример обычного позиционирования переставного горизонтального стабилизатора и рулей высоты, которые присоединены к нему, до и начиная с отрыва переднего колеса при взлете соответственно.

Фиг. 4A-4C, 5A-5C, 6A-6D и 7A-7D соответственно иллюстрируют примеры реализации способа согласно настоящему изобретению.

Фиг.8 показывает пример известной обыкновенной диаграммы, иллюстрирующей изменение угла отклонения рулей высоты самолета как функцию поданной команды отклонения.

Фиг.9 и 10 показывают разновидности схем, показанных на фиг.8, для того чтобы выполнить два примера способа изобретения, проиллюстрированных на фиг. 4A-4C и 6A-6D соответственно.

Самолет 1 большой вместимости, показанный схематично на фиг.1, имеет продольную ось L-L и содержит горизонтальный стабилизатор 2 с регулируемым наклоном, как проиллюстрировано двунаправленной стрелкой 3. На задней кромке упомянутого переставного горизонтального стабилизатора 2 шарнирно присоединены рули высоты 4, способные вращаться по отношению к упомянутому стабилизатору 2, как проиллюстрировано двунаправленными стрелками 5.

Сверх того, на своих крыльях 6 самолет 1 содержит закрылки 7 задней кромки и предкрылки 8 передней кромки.

В предшествующем уровне техники, когда самолет 1, стоя на взлетной полосе 9, подготавливается к взлету, определяется в соответствии с по меньшей мере частью параметров, упомянутых выше, с одной стороны, скорости VR, при которой должен начаться отрыв переднего колеса при взлете и которая должна быть в пределах диапазона значений скорости, установленных регламентом, и, с другой стороны, значение iH1 угла отклонения iH переставного горизонтального стабилизатора 2, и наклон последнего регулируется до этого значения iH1 (обычно положительный угол тангажа) по отношению к упомянутой продольной оси (см. фиг. 3A), таким способом, что упомянутый переставной горизонтальный стабилизатор 2 способен во время взлета выполнить соответствующее действие изменения угла тангажа для содействия взлету.

На фиг. 2 проиллюстрировано три стандартных этапа I, II и III, которые проходит самолет 1 во время своего взлета.

На этапе I самолет 1 разгоняется по взлетной полосе 8 с ускорением, для того чтобы достичь заранее заданной скорости VR отрыва переднего колеса.

Во время фазы I ускорения закрылки 7 задней кромки и предкрылки 8 передней кромки разворачиваются обычным способом (не показан), переставной горизонтальный стабилизатор 2 наклоняется на угол iH1 и рули 4 высоты находятся, например, в своих положениях аэродинамического расширения упомянутого переставного горизонтального стабилизатора 2. В этой обыкновенной конфигурации, показанной на фиг.3A, конструкция из упомянутого балансируемого горизонтального стабилизатора 2 и рулей высоты 4 создает аэродинамическую силу для увеличения угла тангажа, создающую положительный момент тангажа для самолета 1.

По-прежнему обычным способом, когда скорость VC самолета 1 достигает скорости отрыва VR переднего колеса (этап II на фиг.2), пилот приводит в действие рули высоты 4, для того чтобы они приняли положение отрыва, определенное значением δq1 угла отклонения δq по отношению к переставному горизонтальному стабилизатору 2 (см. фиг.3B). Конструкция из упомянутого балансируемого горизонтального стабилизатора 2 и рулей 4 высоты затем создает аэродинамическую силу для увеличения угла тангажа и положительный момент тангажа, соответственно больший, чем момент, создаваемый устройством, показанным на фиг.3A, и способный вызвать взлет самолета 1.

Во время взлета переставной горизонтальный стабилизатор 2 удерживается в своем наклоненном положении, заданном углом iH1, вместе с рулями 4 высоты, отклоненными для увеличения угла тангажа на угол δq1 (фиг.3B).

После стабилизации самолета 1 в наклоненном направлении полета (этап III, фиг.2) задается наклон переставного горизонтального стабилизатора 2, требуемый законами управления в полете, рули 4 высоты возвращаются в аэродинамическое расширение упомянутого стабилизатора 2.

Если способ содействия взлету в соответствии с настоящим изобретением рассматривается теперь, когда самолет 1 подготавливается к взлету, заранее задается не только скорость VR отрыва переднего колеса, но также произвольно выбираются из упомянутого диапазона значений скорости, установленного регламентом, контролирующим эксплуатацию самолета гражданского транспорта, сравнительная скорость VRref, ниже, чем VR, и задается для произвольной сравнительной скорости VRref заранее установленное значение iH2 угла отклонения iH упомянутого переставного горизонтального стабилизатора 2 (см. фиг.4A, 5A, 6A и 7A), как функция ограниченного количества параметров, содержащих по меньшей мере продольное положение центра тяжести CG вдоль оси L-L, полученное вычислением расстояния cg до упомянутого центра тяжести по отношению к началу координат O (см. фиг.2). Затем, во время фазы ускорения II, замеряется скорость VC самолета, разгоняющегося по земле и одновременно ускоряющегося, и определяется переменное отклонение, существующее между значениями VC и VRref (либо по отношению VC/VRref, либо по разнице VC-VRref), и корректируется перед началом отрыва действие по изменению тангажа, обеспечиваемое переставным горизонтальным стабилизатором 2, отклоняемым на угол iH2, как показано в дальнейшем, со ссылкой на фиг.4A-4C, 5A-5C, 6A-6D и 7A-7D.

Для того чтобы упростить реализацию изобретения, предусмотрено, что в полезном варианте осуществления сравнительная скорость VRref отрыва переднего колеса должна быть выбрана так, чтобы быть равной самой низкой скорости данного диапазона скоростей отрыва переднего колеса, установленных регламентом для самолета 1 в условиях взлета.

В этих условиях сравнительная скорость VRref отрыва переднего колеса может быть выбрана равной произведению K×VS1g, в котором K - коэффициент, больший, чем 1, зависящий от тяги, а VS1g - скорость, при которой упомянутый самолет сваливается, когда он находится в горизонтальном полете с конфигурацией предкрылков 8 передней кромки и закрылков 7 задней кромки, сходной с той, что используется при взлете.

Этот коэффициент K зависит от отношения между тягой самолета 1 при взлете и весом упомянутого самолета. Его среднее значение близко к 1,06.

Корректировка переменного управления тангажом согласно настоящему изобретению может быть реализована посредством воздействия на переставной горизонтальный стабилизатор 2, посредством воздействия на рули 4 высоты или посредством воздействия на переставной горизонтальный стабилизатор 2 и на рули 4 высоты.

В примере варианта осуществления способа в соответствии с настоящим изобретением, проиллюстрированным фиг.4A, 4B и 4C, корректировка выполняется только рулями 4 высоты. В этом примере никакая корректировка (увеличение угла тангажа) не применяется, пока скорость VC самолета меньше, чем сравнительная скорость (например, VRref - 10 узлов), переставной горизонтальный стабилизатор 2 и рули 4 высоты остаются в своих исходных положениях, показанных на фиг.4A (сопоставимо с фиг.3A). С другой стороны, когда скорость VС возрастает и достигает упомянутой сравнительной скорости (или упомянутой близкой к ней скорости), рули 4 высоты отклоняются в направлении отрицательного тангажа на угол корректировки Δδq1 (см. фиг.4B), такой что

∆δq=K2×(VC-K×VS1g),

где K2 - коэффициент, зависящий от сравнительной скорости VRref, от продольного положения cg центра тяжести CG, конфигурации закрылков 7 задней кромки и предкрылков 8 передней кромки и от тяги при взлете. Как только скорость VС самолета 1 достигает скорости VR отрыва переднего колеса (большей, чем VRref=K×VS1g), пилот подает команду рулям 4 высоты отклониться в сторону увеличения угла тангажа на угол δq2, который алгебраически суммируется с корректировкой Δδq1, установленной на значении K2(VR-K×VS1g) (см. фиг. 4С).

Пример, показанный на фиг.5A, 5B и 5C, соответствует примеру на фиг.4A, 4B и 4C, корректировка в соответствии с изобретением теперь применяется посредством управления переставным горизонтальным стабилизатором 2. Когда скорость VC самолета 1 увеличивается и достигает сравнительной скорости VRref или близкой скорости (VRref - 10 узлов), переставной горизонтальный стабилизатор 2 отклоняется (из положения по фиг.5A, идентичного положению по фиг. 4A) в направлении уменьшения угла тангажа (см. фиг.5B) на угол iH1, такой что

∆iH1=K1 (VC-K×VS1g),

где K1 - коэффициент, зависящий от сравнительной скорости VRref, от продольного положения (cg) центра тяжести (CG) и от конфигурации закрылков 7 задней кромки и предкрылков 8 передней кромки. Его среднее значение близко к 0,16°/узел. Затем, в момент отрыва переднего колеса (VC=VR), рулям 4 высоты подается команда отклониться в направлении увеличения угла тангажа на угол δq2, в то же время балансируемый горизонтальный стабилизатор 2 отклоняется на угол iH2-∆iH1 (см. фиг.5С), упомянутый угол корректировки ∆iH1 фиксирован на значении K1(VR-K×VS1g).

На примерах по фиг.4A-4С, с одной стороны, и 5A-5C, с другой стороны, если упомянутый переставной горизонтальный стабилизатор 2 в n раз более эффективен по отношению к управлению тангажом, чем упомянутые рули 4 высоты, K2 равен n-кратному K1.

На фиг.6A-6D показан вариант примера, показанного на фиг.4А-4C. В этом варианте фиг.6A, 6С и 6D подобны фиг.4A, 4B и 4C соответственно. Разница между этими двумя примерами осуществления способа в соответствии с изобретением происходит из факта, что между пороговой скоростью SV, ниже, чем VRref (например, равной 80 узлов), и VRref применяется корректировка для увеличения угла тангажа (см. фиг.6B) посредством отклонения рулей 4 высоты на угол корректировки ∆δq2=K2(VC-K×VS1g). Таким образом, если пилот решает выполнить отрыв переднего колеса, когда скорость VC ниже, чем VRref, задние аэродинамические поверхности 2, 4 находятся в соответствующем положении, чтобы способствовать отрыву переднего колеса. Если VC становится больше, чем VRref, то прикладывается отрицательный момент тангажа, как проиллюстрировано на фиг.6C, до выполнения отрыва переднего колеса при скорости VR (фиг.6D).

Сходным образом, на фиг.7A-7D показан вариант примера, показанного на фиг.5A-5С, фиг.7A, 7С и 7D подобны фиг.5A, 5B и 5С соответственно. Разница между двумя примерами состоит в том, что между порогом скорости SV (ниже, чем VRref) и VRref применяется корректировка для увеличения угла тангажа (см. фиг.7B) посредством отклонения переставного горизонтального стабилизатора 2 на угол корректировки ∆iH2, равный K1(VC-K×VS1g), для той же цели, что и описанная по отношению к ∆δq2 на фиг.6B. Если VC становится больше, чем VRref, то прикладывается отрицательный момент тангажа, как проиллюстрировано на фиг.7C, до выполнения отрыва переднего колеса при скорости VR (фиг.7D).

Как понятно из вышеприведенного, корректировка тангажа в соответствии с настоящим изобретением может быть осуществлена сочетанием действий переставного горизонтального стабилизатора 2 и рулей 4 высоты.

Варианты способа в соответствии с настоящим изобретением, использующие рули 4 высоты (фиг.4A-4С и фиг.6A-6D) особенно легко реализовать на самолете 1.

Известным фактом является то, как проиллюстрировано на фиг.8, что характеристика самолета 1, дающая в системе прямоугольных координат угол δq отклонения рулей 4 высоты в соответствии с командой δm отклонения на штурвале, содержит компонент P отрицательного тангажа, обычно линейный, и компонент C положительного тангажа, также обычно линейный, упомянутые компоненты P и С положительного и отрицательного тангажа объединены друг с другом в нейтральной точке N, для которой δq=0 и δm=0. Таким образом, для изменения команды отклонения отрицательного тангажа δm между 0 и максимальным значением +δmmax (и наоборот, между δmmax и 0) отклонение для отрицательного тангажа у рулей 4 высоты варьируется между 0 и максимальным значением +δqmax (и наоборот, между +δqmax и 0). Подобным образом, для изменения команды положительного тангажа δm

между 0 и максимальным значением -δmmax (и наоборот, между -δmmax и 0) отклонение для положительного тангажа у рулей 4 высоты варьируется между 0 и максимальным значением -δqmax (и наоборот, между -δqmax и 0).

На примере осуществления изобретения, проиллюстрированном фиг.9, известная характеристика C, P, как показано на фиг.8, изменена добавлением к ней угла ∆δq корректировки (представляющего Δδq1 на фиг.4B, 4C, 6C и 6D и Δδq2 на фиг.6D) на компоненте P отрицательного тангажа и компоненте C положительного тангажа. В этом способе получается измененная характеристика C1, P1 согласно настоящему изобретению и вытекающая из преобразования амплитуды ∆δq в направлении +δmmax

параллельно оси δq. Нейтральная точка N также подвергается переносу, такому что результирующая точка N1 более не является нейтральной, поскольку для горизонтальной координаты δm=0 ее вертикальная координата равна ∆δq.

Во втором примере осуществления, проиллюстрированном фиг.10, введена точка компоненты C положительного тангажа, заданная координатами -δm3 и -δq3 и соответствующая углу δq2 отклонения, используемому для поворота. Например, -δm3 и -δq3 равны двум третям -δmmax и -δqmax соответственно. В этом примере измененная компонента положительного тангажа содержит между -δm3 и 0 первую часть С21, подвергшуюся, как и компонента С1 положительного тангажа на фиг.9, переносу амплитуды ∆δq в направлении +δqmax параллельно оси δq, и вторую наклонную часть C22, соединяющую точку -δm3, -δq3 + ∆δq с точкой -δmmax, -δqmax. В этом втором примере нейтральная точка N смещается в N2 (подобно N1) и часть P2 отрицательного тангажа измененной характеристики отклонена и соединяет точку N2 с точкой +δmmax, +δqmax.

Два примера измененных характеристик, данные посредством фиг.9 и 10, несомненно, не являются ограничивающими, возможно предусмотреть различные другие модификации характеристики С, P.

В обычном случае, если самолет 1 имеет компьютер (не показан), в котором хранится закон, регулирующий взлет, является преимущественным, чтобы способ в соответствии с настоящим изобретением был интегрирован с данным законом.

Какой бы ни был вариант осуществления способа в соответствии с настоящим изобретением, возможно при отрыве переднего колеса либо продолжать корректировку некоторое время, либо зафиксировать ее на значении, которое она достигает для значения скорости VC, по меньшей мере, примерно равной скорости VR отрыва переднего колеса.