Method and apparatus for improving the maneuverability of the aircraft at the time of the cause approach phase and subsequent nose before landing

本発明は、着陸前の進入段階とその後の機首引き起こしの際にエアブレーキを適切に操作することにより航空機の操縦性を改善することに関する。
この明細書では、“航空機の操縦性の改善”とは、航空機の操縦を容易にすることを意味する。

商業輸送用の航空機では、着陸前の進入は、たいてい約−３°という古典的な進入角度γでなされる。
図５を参照すると、進入角度γは、航空機の重心Ｃの速度ベクトルＶと水平線Ｈのなす角度に対応していることがわかる。
対地機体角θは、機軸Ａと水平線Ｈのなす角度であり、迎え角αは、機軸Ａと速度ベクトルＶのなす角度である。 これらの角度を結びつける関係は、θ＝α＋γである。

一般に、航空機の空気力学的特性は、特にエアブレーキと、フラップと、スラットを用いて変えることができる。
古典的と呼ばれるγ＝−３°程度の進入角度でなされる着陸前の進入段階では、航空機の空気力学的特性は、エアブレーキが収納され、フラップが広げられ、スラットが広げられていることの結果として生じる。 所定の進入速度と関連するこのような空気力学的特性では、航空機が所定の迎え角で飛行すること、したがって所定の対地機体角で飛行することが要求される。 着陸を目的とした進入はたいてい古典的な−３°という進入角度でなされるため、パイロットは毎回同じ着陸を実現することに慣れていて、各着陸における迎え角及び対地機体角がほぼ似た値になる。 着陸段階では、パイロットは、進入角度と迎え角の指示計に自らの注意を向けることができないため、外部環境に対する航空機の姿勢を見て、対地機体角と関係する航空機の挙動を判断する参考にする。

都市圏に位置する空港がいくつか開発されたことと、航空機の騒音を減らそうという努力がなされていることから、新しい特別な進入法が現われるに至った。 このような特別な進入法では、進入の際に古典的な−３°という進入角度よりも（絶対値が）はるかに大きな進入角度がますます要求されるようになっている。 一般に、進入時のこの特別な進入角度（急降下角度とも呼ばれる）は、−４．５°よりも小さな値を持つ。

必要な進入角度を維持できるよう、着陸前の進入の間を通じて航空機の速度を一定に保ちつつ、抗力／推力を平衡させる必要がある。 この種のアプローチで開発された大多数の航空機は、スクリュー・プロペラを備えている。 このタイプの装置を取り付けると、スクリューの方向のおかげで要求される進入角度に従うのに必要な揚抗比を得ることができる。

ターボジェットエンジンを備えた航空機では、必要な揚抗比を得るのに空気力学的な工夫を必要とする。
ある種の航空機では、エアブレーキが用いられている。 エアブレーキは、一般に、翼の上面に空気力学的な制御面を構成する。 エアブレーキの位置は、翼の箱形構造体の後方かつ後縁フラップの前方であり、後縁フラップの上にこのエアブレーキの後縁部が載っている。

例えば航空機のパイロットがレバーで操作する作動手段（例えば水力式、電気式、機械式のジャッキ）の作用により、エアブレーキは、以下に示すいずれかの状態を取る。
− 引っ込んだ状態。 エアブレーキは、対応する翼の上面の中に収納されていて、その上面の空気力学的な連続性を保証している。
− 広げられた２つの状態の一方。 エアブレーキは、対応する翼の上面に対して傾斜した状態で突起している。

したがって引っ込んだ状態では、エアブレーキは航空機の翼の上面の空気力学的な輪郭と一体化している。 逆に、広げられたそれぞれの状態（そのそれぞれの状態は特別な機能と関連しており、対応する上面に対する回転角度の値によってその状態が決まる）では、エアブレーキが揚力を低下させ、抗力を増大させる。 なお抗力の大きさは、エアブレーキの回転角度と面積に依存する。

このエアブレーキは、以下のようなさまざまな目的で使用される。
− 着陸の最終段階や、場合によっては離陸の中断時に航空機を減速させる。
− 飛行中の航空機を減速させたり、航空機の対地飛行角度を大きくしたりする。
− 着陸段階または離陸中断時にブレーキをよりよく効かせるために航空機を地表面に張りつかせる。
− 古典的な進入角度（−３°）での進入において、規定値（降下時の軌跡に関する航空機の進入角度、高度、鉛直速度）に合うよう、その規定値と実際の位置の違いを考慮してエアブレーキの回転角度を制御する（連続的に変化させる）（アメリカ合衆国特許第３，５８９，６４８号）。
− ２つの翼のエアブレーキに対して非対称に作用を及ぼして飛行中の航空機のローリングを制御する。
− ２つの翼のエアブレーキに対して非対称な作用を及ぼすことによってヨーイングのモーメントを発生させ、離陸中にエンジンが故障した影響を食い止める。
− 負荷因子が大きい（経路変更、突風）とき、翼に沿った揚力の分布を変化させることによって翼／胴体の固定端モーメントを小さくするのを助ける。
このようにエアブレーキの機能はさまざまである。

揚抗比を小さくすると、エアブレーキの回転角度を変えることで所定の速度での進入角度を大きくすることもできる。 これは、航空機が突然減圧して乗客がマスクなしに周囲の空気を呼吸できる高度までパイロットが再降下せねばならない場合にすでに利用されている。
発明者は、急角度で進入する場合にこの性質を利用することを考えた。 エアブレーキを広げることができるため、航空機は、都市圏に位置する空港で要請される大きな進入角度に従うことができる。

しかし発明者は、機首を引き起こすとき（航空機が滑走路に接地する前にパイロットが航空機を起こすために操縦桿を引くとき）、この状態にある航空機の操縦性が低下していることを見いだした。 実際、航空機は、エアブレーキが引っ込んでいる場合と比べてパイロットの要求に反応するのが遅すぎる。 これは、航空機の機首を引き起こして進入角度を変化させるためには、より大きな負荷因子を発生させる必要があることと、この動作に与えられる時間が従来の進入におけるよりも短いことによる。 負荷因子を発生させるには、従来の進入におけるよりも迎え角を大きくし、したがって対地機体角を大きな値にせねばならない。 衝撃が十分に小さいことが保証される値まで進入角度を小さくするには、対地機体角を従来の進入におけるよりも大きな値に変える必要もある。 というのも、元の進入角度のほうが大きいからである。 そこで機首引き起こしの間の対地機体角は、急角度で進入する際には、従来の進入の場合のほぼ２倍の大きさになる。 進入角度が急になるほど、対地機体角の変化も大きくなる必要がある。 したがってパイロットが外部で基準にするものが完全に違ってくるため、この飛行段階における操縦は、この特別な条件では以前ほど自然ではなくなり、パイロットには適応と非常な注意が要求される。

本発明によりこれらの欠点を解消する。
本発明は、着陸前の進入段階とその後の機首引き起こしの際に、エアブレーキを備えた航空機の操縦性を改善する方法に関する。
本発明の概略的な定義によれば、着陸前の進入段階ではエアブレーキを広げられた第１の状態にし、急角度で進入する場合には、所定の高度を表わすパラメータを考慮してそのエアブレーキを第１の状態よりも引っ込んだ第２の状態に移行させる操作を行なう。

本発明の別の特徴によると、着陸前の進入段階とその後の機首引き起こしの際に、エアブレーキを備えた航空機の操縦性を改善する方法は、
− エアブレーキ作動手段と、そのエアブレーキ作動手段を操作する操作手段とを設けるステップと、
− 着陸前の進入段階ではエアブレーキを広げられた第１の状態にするステップと、
− 急角度で進入する場合には、所定の高度を表わすパラメータを考慮してそのエアブレーキを第１の状態よりも引っ込んだ第２の状態に移行させる操作を自動的に行なうステップを含むことを特徴とする。

言い換えるならば、本発明に従ってエアブレーキを第１の状態から第２の状態に引っ込めることにより、急角度で進入する場合に、機首引き起こし段階を通じ、通常の操縦の際の外部参照物を利用した機首引き起こしとほぼ同じ迎え角を維持することが可能になる。
実際には、エアブレーキを第１の状態から第２の状態に引っ込める操作は、着陸装置の負荷がかかるまでは不可逆的である。

別の一実施態様では、エアブレーキを徐々に引っ込める。
さらに別の一実施態様では、エアブレーキを、完全に広げられた第１の状態から完全に引っ込んだ第２の状態まで引っ込める。
変形例では、エアブレーキを、少なくとも一部が広げられた第１の状態から少なくとも一部が引っ込んだ第２の状態まで引っ込める。

航空機が後縁フラップを備えている別の特徴によると、本発明の方法は、着陸前の進入段階ではその後縁フラップを広げられた第１の状態にし、急角度で進入する場合には、所定の高度を表わすパラメータを考慮してその後縁フラップをその第１の状態よりも広げられた第２の状態にするステップをさらに含んでいる。
実際には、後縁フラップを第１の状態から第２の状態に広げる操作は、着陸装置の負荷がかかるまでは不可逆的である。

一実施態様では、後縁フラップの操作を自動的に行なう。
実際には、後縁フラップを第１の状態から第２の状態へと徐々に広げる。
例えばエアブレーキの操作と上記後縁フラップの操作は連動している。

本発明は、着陸前の進入段階とその後の機首引き起こしの際に、エアブレーキを備えた航空機の操縦性を改善する装置も目的とする。
本発明のこの別の特徴によれば、この装置は、進入段階においてエアブレーキを広げられた状態にする作動手段と、急角度で進入する場合に所定の高度を表わすパラメータを考慮して作動手段を操作してエアブレーキを第１の状態よりも引っ込んだ第２の状態に移行させる操作手段とを備えている。
手動式の一実施態様では、操作手段は手動操作式のレバーであり、作動手段は、その操作レバーからの命令に応答してエアブレーキの引っ込めを制御する計算器を備えている。

本発明の別の特徴によると、本発明の装置は、エアブレーキの作動手段と、そのエアブレーキ作動手段を操作する操作手段とを備えており、その操作手段が、進入段階において上記エアブレーキを自動的に広げられた状態にすることと、急角度で進入する場合には、操作手段が、所定の高度を表わすパラメータを考慮して第１の状態よりも引っ込んだ第２の状態に自動的に移行させることを特徴とする。
実際には、操作手段は、閾値となる高度に到達したときに操作命令を出す計算器であり、作動手段は、操作手段から出される命令に応答してエアブレーキの引っ込めを制御する計算器である。

変形例では、操作手段は、高度を考慮して命令を出す計算器であり、作動手段は、操作手段から出される命令に応答してエアブレーキの引っ込めを制御する計算器である。

本発明は、着陸前の進入段階とその後の機首引き起こしの際に航空機の操縦性を改善する上記のタイプの装置を備える、エアブレーキが取り付けられた航空機も目的とする。

本発明の他の特徴および利点は、以下の詳細な説明と図面から明らかになろう。

大量の乗客を運ぶ図１に示した民間航空機Ａ／Ｃは、２つの翼１を備えている。
図２の拡大図からわかるように、それぞれの翼１は、前縁部２と、後縁部３と、上面部４と、付け根部Ｅを備えている。
前縁部２は、少なくとも１つの高揚力スラット５で構成されている。
翼１の後縁部３は、複数の後縁フラップ６が互いに隣り合うように並置された構成になっている。
上面部４では、（翼１上での空気力学的流れに対して）後縁フラップ６の上流に複数のエアブレーキ７が配置されており、上から見たそのエアブレーキの形状は、長方形または台形である。

図３からわかるように、それぞれのエアブレーキ７は、前縁部８の側が翼１の構造体９に対して関節接続され、軸１０のまわりを回転できるようになっている。
エアブレーキが図２と図３に示した引っ込んだ状態では、各エアブレーキ７の後縁部１１が後縁フラップ６に支持され、エアブレーキ７の上面１２が、翼１の上面４とフラップ６の上面１３の間の空気力学的連続性を保証している。
さらに、それぞれのエアブレーキ７は、ジャッキ１４からなる傾斜した脚部によって翼１の構造体９に接続されている。 ジャッキ１４の両端部１５と１６は、それぞれ、構造体９とエアブレーキ７に関節接続されている。

図２と図３に示したようにエアブレーキ７が引っ込んだ状態では、ジャッキ１４は、エアブレーキ７を引っ込んだ状態に維持する力を及ぼす。
ジャッキ１４がアクティブにされて長くなると、エアブレーキ７は、軸１０を中心として徐々に回転して広がる。 その状態が図４に示してある。 回転角度Ｂに対応する広げられた状態では、エアブレーキ７により、回転角度Ｂに比例して揚力を小さくし、抗力を大きくすることができる。
もちろん、図４では１つの回転角度Ｂに対応する広げられた状態しか図示していないが、エアブレーキ７が他の回転角度に対応する別の１つまたは複数の状態を取りうることは明らかである。

本発明によれば、急角度での着陸前の進入とその後の機首引き起こしの際にエアブレーキを適切に操作することで、航空機の操縦性を改善する。
実際には、着陸前の進入段階においてエアブレーキを広げられた第１の状態にし、急角度で進入する場合に、所定の高度になってからこの第１の状態よりも引っ込んだ第２の位置に移行させる操作を行なう。

エアブレーキを第１の位置から第２の位置に引っ込める操作は、着陸装置の負荷がかかるまでは不可逆的である。 急角度でのこのような操舵では、エアブレーキの作用を補償するために航空機の設定（例えばアメリカ合衆国特許第３，５８９，６４８号のように、エンジン出力 ）が変更されることはない。

エアブレーキの回転角度は例えば徐々に小さくなり、機首引き起こしを始めるのに許容できるレベルになる。 その後操縦が続けられている間にエアブレーキは継続して引っ込められ、最終的に完全に引っ込んだ状態になる（ゼロ状態と呼ばれる状態）。
例えばエアブレーキは、進入の間を通じて３０°回転した状態にあり、次いで地面から４０ｍの地点に到達したときに引っ込め始められる。 機首引き起こしを開始したとき（例えば地面から２０ｍの地点）、エアブレーキは例えば１５°回転した状態であり、徐々に引っ込め続けられて、例えば１０ｍの地点に到達したときに０°になる。
実際には、エアブレーキを第１の位置から第２の位置に引っ込める操作は、着陸装置の負荷がかかるまでは不可逆的である。

エアブレーキを引っ込める操作は、極めて重要なこの飛行段階で搭乗員の仕事負担を増やさないように例えば自動的になされる。
実際には、エアブレーキを引っ込める命令は、高度情報に基づいている。

エアブレーキを引っ込める命令がシステムから出される高度は、例えば、面の引っ込め速度、出発位置、機首引き起こし開始時の望ましい位置、鉛直方向の降下速度の関数として、以下のように計算される。
Ｈ _ｒａ （ｆｔ） ＝ Ｈ _ａｒ （ｆｔ） ＋
［（ＢＡ （°） − ＢＦ （°））／ＲＳ （°／秒）］×Ｖｚ （ｆｔ／秒）
この式において、
ＢＡ：進入の間のエアブレーキの回転角度 ＢＦ：機首引き起こしを開始するとき（例えば６０ｆｔ、すなわち１８ｍ）の望ましい回転角度 ＲＳ：エアブレーキを引っ込める速度 Ｖｚ：進入の間の鉛直方向の速度 Ｈ _ｒａ ：エアブレーキを引っ込める高度 Ｈ _ａｒ ：機首引き起こしの高度

エアブレーキを引っ込めることの影響は、従来のように、ピッチングの制御に関する操縦法則を適用することによって補償される。

本発明の装置は、好ましいことに、航空機の進入角度を大きくするために降下段階でエアブレーキを利用できるようにしつつ、パイロットに、従来の進入（約−３°またはそれと同程度の進入角度）の際に把握するのに慣れている環境条件と外部基準とを再現して見せる。
さらに、航空機を“通常の”空気力学的特性に戻すことで、従来の満足のゆく操縦性も再現する。

言い換えるならば、エアブレーキの引っ込めには、機首引き起こしの際にほぼ同じ迎え角を維持することを可能にするという機能がある。 したがって急角度で進入して機首を引き起こす場合、エアブレーキの引っ込めには、従来の進入（−３°という進入角度）に従う機首引き起こしの際に搭乗員が認識するのとほぼ同じ参照物（特に目視できる外部の参照物）を用いた操縦（機首引き起こし）を実現させる機能がある。 実際、軌道の変更に必要な揚力は、迎え角を有意に大きくしなくても、航空機の空気力学的特性を変化させるだけで、特にエアブレーキを引っ込めるだけで発生する。

エアブレーキを引っ込めることによるこの“直接的な”揚力の発生はより迅速であり、極めて重要なこの飛行段階において、より優れた操縦性を提供する。
したがってパイロットは、軌道の変更を、−３°という小さな進入角度でなされる従来の進入とまったく同程度の値の対地機体角の変化として直接認識することができる。

本発明の装置は、例えば、着陸前に急角度（例えば−５．５°に及ぶ）で進入するエアバスＡ３１８に適用される。

図６を参照すると、航空機が着陸前に小さな進入角度で進入しているときの航空機の揚力係数の変化を迎え角の関数として示したグラフが提示してある。
ここではエアブレーキが引っ込んでいる。 曲線ＣＦＳＡは、“エアブレーキなし”（すなわち完全に引っ込んだエアブレーキ）と言われる動的な状態に対応する。
このグラフには、太線で、機首を引き起こしている間の係数の変化に対応する変化ＥＣＡ１も示してある。

小さな進入角度（γ１＝−３°）で進入するとき、迎え角α１ａｐｐは、進入の揚力係数Ｃｚ１ａｐｐに対応する。 α１ａｐｐは例えば約８°である。
機首引き起こしのための迎え角α１は、機首引き起こしに必要な揚力係数Ｃｚ１に対応する。 ここにＣｚ１は、−３°という進入角度を十分に変化させる上で有用な負荷因子を発生させるのに必要な揚力係数である。 α１は、例えば９．５°である。 機首引き起こしの最終段階での進入角度は、例えば−１°に等しい。
機首引き起こしの間の迎え角の変化Δα１（α１−α１ａｐｐ）は、例えば１．５°である。
車輪が接触するときの対地機体角θ１は、例えば約８．５°である。 機首引き起こしの間の対地機体角の変化Δθ１は、例えば３．５°である。

図７では、航空機が着陸前に急角度（例えばγ２＝−５．５°）で進入している。
ここでは、着陸前の進入段階とその後の機首引き起こしの際にエアブレーキが広げられている。 実線で示した曲線ＣＦＡＡは、“エアブレーキが広げられた”と言われる動的な状態に対応する。
ここには、エアブレーキなしの曲線ＣＦＳＡも点線で描いてある。
このグラフには、太線で、機首を引き起こしている間の係数の変化に対応する変化ＥＣＡ２も太線で示してある。

迎え角α２ａｐｐは、進入の揚力係数Ｃｚ２ａｐｐに対応する。 迎え角α２ａｐｐは、例えば約９°である。
機首引き起こしのための迎え角α２は、機首引き起こしに必要な揚力係数Ｃｚ２に対応する。 ここにＣｚ２は、−５．５°という進入角度を十分に変化させる上で有用な負荷因子を生成させるのに必要な揚力係数である。 α２は、例えば１２°である。
機首引き起こしの間の迎え角の変化Δα２（α２−α２ａｐｐ）は、例えば３°である。

車輪が接触する際の対地機体角θ２は、例えば１１°である。 機首引き起こしの間の対地機体角の変化Δθ２は、例えば７．５°である。
ここでは対地機体角の変化Δθ２が重要であり、古典的な−３°という進入角度での進入に続く機首引き起こしの場合に観察される対地機体角の変化とは有意に異なっている。 そのため航空機の操縦が難しくなる。

図８では、航空機が着陸前に急角度（γ２＝−５．５°）で進入している。
エアブレーキは、着陸前の進入段階とその後の機首引き起こしの間に、本発明に従い、広げられた状態（曲線ＣＦＡＡ）から引っ込められた状態（曲線ＣＦＳＡ）に移行する。 １つの曲線から別の曲線へのこの移行は、エアブレーキが広げられた状態からより引っ込んだ状態に移るときの回転角度に対応する。 例えばこの回転は、約５°／秒という速度で徐々になされる。
このグラフには、太線で、機首引き起こしの間の揚力係数の変化に対応する変化ＥＣＡ３も示してある。

迎え角α２ａｐｐは、進入の揚力係数Ｃｚ２ａｐｐに対応する。 迎え角α２ａｐｐは、例えば約９°である。
機首引き起こしのための迎え角は、ここでは、曲線ＣＦＳＡ上で揚力係数Ｃｚ２を得るのに必要な迎え角に対応する。 すなわちα３＝９．５°である。

したがって機首引き起こしの間の迎え角の変化Δα３（α３−α２ａｐｐ）は、０．５°である（すなわちほぼ同じ迎え角を維持することができる）。
したがって進入の際の対地機体角θ２＝θ３が３．５°に等しいと、本発明により、機首引き起こしの間の迎え角の変化Δθ３として５°が得られる。

計算した結果から、急角度（γ＝−５．５°）で進入するときに本発明の装置を利用して機首引き起こしを行なう間の対地機体角の変化（Δθ３＝５°）は、急角度で進入するときに本発明の装置なしで機首引き起こしを行なう間の対地機体角の変化（Δθ２＝７．５°）よりも小さいことがわかる。 つまり対地機体角の変化は、小さな進入角度で得られる対地機体角の変化（Δθ１＝３．５°）と同程度である。

図９を参照すると、４０ｍと地表面の間で高度が変化していくときの進入角度と迎え角と対地機体角の変化が、時間の関数として示してある。 進入角度の変化は、対地機体角の変化および迎え角の変化と直接結びついていることがわかる。

図１０を参照すると、図６〜図８を参照して説明した曲線ＣＦＳＡとＣＦＡＡが示してある。

着陸前に急角度で進入した後に機首引き起こしを行なう際の航空機の操縦性の改善は、後縁フラップを適切に操作することによっても実現できる。 この改善は、エアブレーキに関して上に説明した操作によって実現される改善と同様である。

例えば着陸前の進入段階では後縁フラップを広げられた第１の状態にし、急角度で進入する場合には、所定の高度からこの第１の状態よりも広げられた第２の状態に移行させる操作を行なう。

後縁フラップは、本発明に従い、着陸前の進入段階とその後の機首引き起こしの間に、広げられた状態（曲線ＣＦＡＡ）からより広げられた状態（曲線ＣＦＳＡ）に移行する。 １つの曲線から別の曲線へのこの移行ＥＶは、後縁フラップが広げられた状態からより広げられた状態に移るときの回転に対応する。 この回転は、例えば約５°／秒という速度で徐々になされる。
例えば後縁フラップの操作は自動的になされる。
実際には、後縁フラップは、第１の状態から徐々に第２の状態にされる。
例えばエアブレーキの操作と後縁フラップの操作は連動している。

図１１ａを参照すると、エアブレーキを引っ込める操作を手動で行なう装置の詳細が示してある。
航空機は、飛行制御用計算器ＣＡＬＣ１を備えている。
搭乗員ＥＱＵは、選択したパラメータ（実際には飛行機の高度）を見て、エアブレーキの操作レバーＬＥＶに対して作用を及ぼすことにより、エアブレーキの位置を手動制御する（例えば完全に収容された位置にする）。 レバーの位置ＰＯＳが飛行制御用計算器ＣＡＬＣ１に送られ、それに応答してエアブレーキの回転（引っ込め）が指示される。 実際には、引っ込める操作は例えば５°／秒という速度で徐々になされる。

図１１ｂを参照すると、閾値となる高度に到達したときにエアブレーキが自動的に作動を開始する様子が示してある。
ここにはより進化した実施態様（エアブレーキの自動的な引っ込め）が記載されており、その利点は、搭乗員の労働負荷を減らすことである。
閾値となる高度と、その高度において取るべきエアブレーキの回転角度が含まれたソフトウエアが、計算器ＣＡＬＣ２の中に収容されている。
次に、エアブレーキを（ゼロ状態へ、またはあらかじめ決めた別の状態へと）引っ込める命令が、エアブレーキの回転角度を管理・制御する計算器ＣＡＬＣ１に送られる。

図１１ｃを参照すると、上記動作モードの変形例として、エアブレーキの状態が高度の連続関数である場合が記載されている。 図１１ｂを参照して説明したように所定の高度からエアブレーキを所定の位置にするのではなく、所定の高度に対してエアブレーキを所定の位置にする。
関数Ｇは、高度の連続関数である。 それぞれの高度にエアブレーキの１つの回転角度が対応している。
この関数に関係するソフトウエアは、計算器ＣＡＬＣ２の中に収容される。 計算器ＣＡＬＣ２によってこのように決定されたエアブレーキの位置は、エアブレーキの位置を操作する計算器ＣＡＬＣ１に送られる。

大量の乗客を運ぶ民間航空機が飛行している状態を上方から見た斜視図である。

図１の航空機の翼の一部を拡大して上から見た概略図である。 この図では、エアブレーキ、前縁スラット、後縁フラップが引っ込んだ状態になっている。

図２の線ＩＩＩ−ＩＩＩで切断した部分拡大断面図である。

図３と同様の図であり、エアブレーキが広げられた状態を示す。

航空機の対地機体角と迎え角と進入角度を結びつける関係を示す。

図１の航空機が、エアブレーキが広げられていない状態で着陸前に進入しているときの航空機の揚力係数の変化を迎え角の関数として示したグラフである。 この図には、古典的な進入角度（−３°）での進入に従う場合の機首引き起こしの間の揚力係数の変化も示してある（太線）。

上記の航空機が、エアブレーキが広げられた状態で着陸前に進入しているときの、航空機の揚力係数の変化を迎え角の関数として示したグラフである。 この図には、急角度（−５．５°）での進入に従う場合の機首引き起こしの間の揚力係数の変化も示してある（太線）。

上記の航空機が、急角度（−５°）で着陸前に進入しているときの航空機の揚力係数の変化を機首引き起こしの間の迎え角の関数として示したグラフである。 このときエアブレーキは、本発明に従い、広げられた状態からそれよりも引っ込んだ状態へと徐々に引っ込められていく。

高度が４０ｍと地表面の間で変化していくときの進入角度と迎え角と対地機体角の変化を、時間の関数として示したグラフである。

上記の航空機が着陸前に進入しているとき、後縁フラップが広げられていることが航空機の揚力係数の変化に及ぼす影響を迎え角の関数として示したグラフである。 後縁フラップは、本発明に従い、広げられた第１の状態から、それよりも広げられた第２の状態に移る。

着陸前の進入段階とその後の機首引き起こしの際に図１の航空機の操縦性を改善するための本発明による手動操作装置の概略図である。

着陸前の進入段階とその後の機首引き起こしの際に図１の航空機の操縦性を改善するための本発明による自動操縦装置の概略図である。

図１１ｂに示した装置の変形例の概略図である。