JPS60244697A - 飛行機の短距離離陸方法および短距離離陸装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔発明の背景〕 本発明は飛行機の短距離離陸方法および短距離離陸用の
ランディング・ギヤ・ストラットに関する。さらに特定
すれば、本発明は飛行機を短距離で離陸させるか、ある
いは地上滑走を増大させることなしにペイロードを増加
させる方法およびジャンプストラット装置に関する。

従来、離陸滑走中の飛行機を鉛直方向に加速する種々の
装置が特許されている。たとえば、米国特許ＡＩ、２５
４，８９８．ＡＩ、３１７，４１４および４１．７０２
，６８２にはランディングギヤのストラットが回動ある
いは延長されて下方に突出し、これによって飛行機を空
中に持ち上げるものが開示されている。また、米国特許
ＡＩ、７４５，０８１およびＡ　１．７６７．１２０に
はランディング・ギヤ・ホイールを延長するものが開示
されている。また、米国特許ＡＩ、７４５，０８１には
枢着され、円弧状に回動して飛行機を地面から押し上げ
るものが開示されている。しかし、これら従来のものに
はテレスコピック・ショック・アゾンーバに一体に組み
込まれ、飛行機をジャンプさせるものは開示されていな
い。

飛行機に短距離離陸性能を与えるためには、従来から推
進装置の推力を増加させるか、あるいは推力を傾斜させ
、捷だ低速で大揚力を生じるように翼を改良することに
絞られており、ランディング・ギアの改良はなされてい
なかった。

この例外としては、英国海軍が航空母艦の前部飛行甲板
に上向の傾斜台を設け、飛行機を上方に打ち上げる方式
を採用している。

しかし、このような傾斜台を用いる方式を地上に適用す
る場合には、滑走路の風上側端部にこの傾斜台を設けな
ければならず、滑走路の風下側端部には邪魔になる゛た
めこのような傾斜台を設けることはできない。このため
、風向が変った場合にはこの傾斜台を移動させなければ
ならない不具合があった。

また、このような傾斜台の問題は飛行機の着陸装置の荷
重のパターンが未知であるため、性能の不利を補うため
構造的な改修を必要とする。

また、離陸滑走中には飛行機の前輪には飛行機の重量に
比べて高い比率でエンジンの推力が作用し、これらの頭
下げモーメントの和と主輪まわりの飛行機の重量モーメ
ントが作用し、この頭下げのモーメントは充分な速度に
達する捷では空力的な頭上げモーメントよシ大きい。し
たがって、適当な迎え角であれば充分な揚力を生じる速
度であっても飛行機は離陸できない。

本発明の原則的な目的は、離陸滑走距離を短縮できるか
または離陸重量を増加することができる方法および飛行
機のランディング・ギヤのテレスコピック形のショック
ストラットに適用できる装置に関し、この方法および装
置は機体の構造、空力特性、推進装置の重大な改修を必
要とせず、また機体の安定および制御のための飛行制限
範囲から逸脱することがなく、さらに複雑な地上設備を
必要としない。

本発明の目的は、離陸滑走の早期に飛行機の迎え角を増
大させて揚力を増加し、離陸滑走距離を短縮する方法お
よび装置によって達成され、この方法は飛行機の形状、
構造、空カ特性、推進装置に大きな改修を必要とせず、
また複雑な地上設備を必要としない。

また、本発明の他の目的は、現在の飛行機のショックア
ブソーバにその圧力を変更する装置を接続し、初めにこ
のショックアブソーバをラッチ係合した状態としておき
、その後にこれを加圧し、ラッチ係合を解除させて急速
に伸長させるとともに急速に衝撃吸収モードに戻し、こ
れによって飛行機を早期に離陸させ、またペイロードを
増加させるものである。

また、本発明の他の目的は、構造が簡単であるとともに
迅速に衝撃吸収モードに戻すことができるジャンデスト
ラットを提供し、これによって飛行機の早期離陸または
ペイロードの増加を達成するものである。

さらに本発明の他の目的は、効率的、効果的。

かつ信頼性および安全性が高く、飛行機の短距離離陸お
よびペイロードの増加を達成できるジャンプストラット
装置を提供することにある。

〔発明の概要〕

本発明は離陸滑走距離を短縮するか、または離陸滑走距
離を増大させることなしににイロードを増加させる方法
に関する。飛行機には通常重心位置近傍と前部に機体に
対して伸長自在なテレスコピック形のショックストラッ
トが設けられている。そして、まずこのショックストラ
ットの圧を抜いてこれを短縮させ、このシヨ。

クストラットを非付勢状態の圧縮状態としておき、この
ショックストラットに圧縮流体を供給して付勢し、離陸
滑走中にこのストラットを解放し、前方のストラットの
伸長部分を機体に対して伸長させ、これによって飛行機
の機首を上方にジャンプさせて機体の迎え角を増大させ
Ｊこれによって重力に対抗する揚力を増大させる。

この機首上げの回動に続いて、重心近傍のストラットを
同様にノヤンゾ作動させ、機体全体を上方に押し上げる
。この結果、機体は初め上方に移動するが次いで弾道を
描いて下方にカーブし、これによって上向の遠心力が発
生する。このような弾道を描くことによって重力の影響
を軽減し翼の揚力が増大し、推進装置によって実質的に
水平方向の加速がなされる。そして、飛行機はふたたび
接地することなく、離陸滑走距離が短縮される。

そして、このジャンプ作動の後はストラットのガス圧は
放出され、着陸の際の緩衝作用に必要な圧まで減圧され
る。離陸時の地上滑走中の衝撃はランディング・ギヤの
タイヤによって減衰される。

本発明の方法によれば、離陸滑走の初期において機体を
回動させてその迎え角を増大させて揚力を増大させ、早
期に離陸させる。飛行機には機体から伸長自在なテレス
コビ、り形のショックストラットが取付けられており、
まずこのショックストラット内の圧を抜いてこれを短縮
させ、このショックストラットを付勢されておらずかつ
圧縮された状態に保持しておき、このショックストラッ
トに圧縮流体を供給してこれを付勢し、離陸滑走中にこ
のショックストラットを解放し、このストラットのエネ
ルギでこのストラットの可動部分を機体から伸長させ、
これＫよって飛行機の機首を上向にソヤングさせ、通常
のピッチコントロール手段では機首を上向に回動できな
いような速度で滑走している状態で機体の迎え角を増大
させる。

このノヤンデ作動の後に、残った高圧がスは必要に応じ
て放出され、着陸時の緩面作動に適したガス圧まで下げ
られる。離陸滑走中の衝撃はランディング・ギヤのタイ
ヤによって減衰される。

ショックストラットのシリンダは機体に伸展自在に取付
けられ、このシリングにはこれと同軸のピストンが軸方
向に摺動自在に設けられている。このピストンの機体か
ら離れた側の端部には車輪が設けられ、このショックス
トラットが圧縮された場合にはこの車輪は機体から所定
の距離だけ離れた第１の距離を維持し、またこのショッ
クストラットが伸長した場合にはこの車輪は機体から長
い１〆巨離離れた第２の距離を保つように構成されてい
る。

寸だショックストラット内には上記ピストンと同心にオ
リフィスサポートチュ゛−ブが設ケラれ、またこのオリ
フィスザ？−トチューブ内にはこれと同心にメータリン
グビンが摺動自在に設けられている。さらにこのショッ
クストラット内には逆止弁が設けられ、上記ピストンが
機体から離れる方向に移動した場合には上記オリフィス
をバイパスして作動流体を流通させ、また上記ピストン
が機体に向って移動する場合には上記オリフィスを通し
て作動流体をその流量を制御して流通させる。

また、解放機構は、ラッチ機構がロック状態にある場合
にこのラッチ機構の接触部品と同心に配置される荷重解
放スリーブから構成され、この荷重解放スリーブは前記
メータリングピンを前記オリフィスサポートチューブ２
内のロック位置に保持する。そして、この荷重解放スリ
ーブが移動すると上記ラッチ機構の部品が拡張自在とな
シ、これによってこのラッチ機構の他の部品が短縮自在
となるとともに上記メータリングピンが解放され、この
ラッチ機構がロック位置から解放される。

また、このショックストラットにはジャンプ作動−の後
に残留した余分のがスを放出するパルプが設けられてお
り、このパルプはストラット内に高圧ガスを導入するパ
ルプと共用づれており、これはテレスコピック形のショ
ックストラットに共通の特徴である。

また、このショックストラットには、ジャンプ作動しれ
場合に移動側のシリンダが固定側のシリンダに衝突する
のを防止する緩衝用のスナツパ機構が設けられている。

〔実施例の説−明〕

第１図にはランディング・ギヤのテレスコピック形ショ
ックストラット３，４および５内に導入された圧力によ
って離陸滑走中に滑走路２から・ジャンプしたジェット
機１を示す。そして、この第１図に示す如くジャンプし
た飛行機１は機首上げのピッチングがなされ、翼の迎え
角が増大する。主翼６（左部が図示されている）にはそ
の前縁と後縁に高揚力装置７．８が設けられており、こ
れら高揚力装置７．８は離陸位置にある。また、機体の
ピッチングを補・助するため、この飛行機の可動水平尾
翼９はその前縁が下げられている。また、低速での揚力
発生をさらに補助するため、固定傾斜形あるいは可動傾
斜形のエンジンスラストノズル１０（左側のみ図示する
）が設けられている。この飛行機がジャンプする際には
揚力発生および離陸速度を増大させるために空力装置、
推進装置さらにジャンプした軌跡が協１切して作用され
る。

第２Ａ図に示す如き本発明のデュアルモードストラット
によって着陸の衝撃吸収作用を損なわずに機体のジャン
プを達成することができる。

各ショックストラット３，４および５は固定側シリンダ
１１および可動側シリンダ１２を有しておシ、この可動
側シリンダ１２には円筒形のメータリングチャンバ１５
が設けられ、このメータリングチャンバ１５の下端はシ
リンダ端壁１４によって閉塞され、また上端部は逆止弁
１５によって閉塞されている。このメータリングチャン
バ１３にはオリフィスリング１６が設けられ、このオリ
フィスリング１６は可動側シリンダ１２が固定側シリン
ダ１ノ内に短縮した場合に、一方側から他方１１１１１
への作動液の流通流量を制限するように構成されている
。また、上記逆止弁１５は上記可動側シリンダ１２が固
定側シリンダ１ノから伸長した場合に上記オリフィスに
よって作動液の流れが制限されるのを防上する。このメ
ータリング機構のオリフィスリング１６には複数の孔１
７ａ、１７ｂ、１７ｃ等が設けられており、これら孔に
よってメータリングチャンバ１３とシヨ）クストラット
の上部チャンバ１８との連通がなされている。（第２Ａ
図参照） これらのショックストラット内にはいずれも作動液が所
定のレベルまで充填され、また上部チャンバ１８内には
高圧ガスが導入されており、このショックストラットを
無荷重状態で伸長するように付勢し、機体に対して車輪
１９，２０が変位できるように構成されている。（第１
図）この本発明のショックアブンー・寸が従来のものと
相違する点は、可動側シリンダ１２が固定側シリンダ１
ノにラッチ係合され、パルプ２２および止め弁２３（第
３図）が作動することによって、手記可動側シリンダの
ラッチ係合が外れた場合に機体をジャンプさせるに充分
なエネルギを有するガス圧−逗凍入されることである。

こ　゛のような作動は第３図に示す装置によって達成さ
れる。すなわち、この装置には小形の高圧ガスタンク２
４が備えられており、この高圧ガスタンク２４の容量は
機体をジャンプさせる際のショックストラット内の容２
１ｇ化分よりはるかに大きい。また、パルプ２５によっ
てこのタンク２４内から固定側シリンダ１１内へのガス
供給およびこの固定側シリンダ１１からのガス放出が制
御される。

壕だ、上記可動側シリンダ１２と固定側シリンダ１ノに
はラッチ機構が備えられており、このラッチ機構はアク
チュエータ２６によって作動され、上記可動側シリンダ
を最も短縮された状態に係止する。

このようなラッチ機構として、たとえば１９８１年１１
月１７日発行のヘルム他の米国特許第４．３００，６６
４号に開示されているものが利用できる。本発明のラッ
チ機構は複数の部品を有し、これら部品が移動すること
によって荷重支持部品が軸方向に移動して′Ｎ＃故状態
となる。これらの部品として、は、メインロック部品と
、このメインロック部品の径方向の移動を解放する軸ブ
向可動ホルダと、軸方向の移動を解放するため径方向に
移動自在なメインロック部材等がある。

そして、上記ホルダの軸方向の移動を阻止する径方向に
移動自在なトリガ部材が設けられ、このトリガ部材が径
方向に移動することによって上記阻止が解放される。２
個のメインロック部材とトリガ部材はこのラッチ機構の
軸まわりに離間して配置され互に独立して径方向に移動
する複数のエレメントから構成されている。

このラッチ機構にはロックリング２７（第２Ａ図および
第４図）が備えられ、このロックリング２７はこのラッ
チ機構がロック状態の場合に、第２Ａ図および第４図に
示す如くストラットの軸方向の荷重によってシート２８
に押圧される。

壕だ、荷重伝達スリーブ２９によってロックリング２７
（第２Ａ図および第４図）の縮径が防止される。第４図
の中心線３０よシ右側はこのラッチ機構のロック状帽を
示し、また中心線３０より左側にはこのラッチ機構の解
放状態すなわちアンロック状態を示す。

荷重解放スリーブ３１（第２Ａ、２Ｂおよび４図）の移
動によってロックリング３２が拡大自在となり、またロ
ックリング２７が縮径自在となシ、ロックされているメ
ータリングビン３３がオリフィスサポートチューブ３４
から解放され、これによって第２Ａ　、２Ｂおよび４図
に示す如くこのラッチ機構がロック状態から解放される
。上記ロックリング２７および、７２は分割形のもので
ある。また荷重解放スリーブ３ノはバルブ（第２Ａおよ
び２Ｂ図）を介して供給される油圧によって解放される
。この油圧が所定の値まで達すると、アクチーエータ２
６（第２Ａ、２Ｂ、４図）が作動し、これによってメー
タリングピンｓ３（第２ｈ、２Ｂお！び４図）が解放さ
れ゛る。

第２Ａ図に示すメータリングチャンバの逆止弁１５は、
フラッノや弁体と、このフラッパ弁体とポートプレート
３７との間に介装されこのフラッ・や弁体を付勢する圧
縮スプリング３６とから構成されている。

第５図は特性を示す線図であって、図中の４０は滑走路
２を離陸中の飛行機をジャンプさせるストラットの伸長
量とこのノヤンデストラット内に充填されたガスによる
機体への荷重との関係を示す。また、ノヤンデ作動が終
了し、残余ガスが排出され着陸の緩衝状態となったこの
テレスコピック形のショックストラットのストロークに
対する充填ガスの荷重の関係を曲線４１で示す。なお、
曲線４２けソヤンゾ作動しない従来の同型のショックス
トラットの充填ガス圧を参考に示す。この曲＃ｉ！４ノ
と４２を比較して明らかなジャンゾ作動後のガス圧は着
陸の緩衝作動に適したものとなっている。なお、上記の
結果は次のような条件である。

機体総重量　＝１５，０００ポンド メイン・ギヤショックストラット （、）　シリンダ面積＝１７．５７平方インチ最大圧縮
状態に （ｂ）　おけるがユ容積　＝　８８．６３立方インチ（
ｃ）　全ストローク　−２０インチ また、ガス充填圧の設定値は２１３４ポン曽頽汗であり
、この値は通常の航空機用がス供給装置の供給可能圧力
範囲内にある。この圧力は、メインギヤのノヤンゾ時点
で主翼および推進装置の揚力が機体総重量を１５−下ま
わシ、またガスの断熱膨張によってこのガスの有するエ
ネルギの８０％が使用され、ストラットの容積が１２５
．５７立方インチ追加された場合に１０，９フィート／
秒のジャンプを与える場合のものである。

この容積はストラットの長さを７．１５インチ増加させ
るか、あるいはランディングギヤ装置（第３図）のエア
ｙｌ？）ル４３の容積をこれに対応して設定すればよい
。

第６図には本発明を適用した飛行機と本発明を適用しな
い飛行機の性能をそれぞれ曲線４４および４５で比ｖ［
７て示す。曲線４４はメインギヤがジャンプ作動する飛
行機が離陸速度７７ノツトで離陸する場合に必要な離陸
滑走距離を示す。そして、１ず最初にノーズギヤのスト
ラットがジャンプ作動し、機体の尾部が滑走路に近すい
たらメインギヤをジャンプ作動させ、１０．９フィート
／秒の垂直方向の速度を与えるとともに機体の尾部と滑
走路との間に適切な間隔を維持し、かつ最適な迎え角１
６°を達成する。

曲線４６はジャンプ作動しないストラットを備えた飛行
機の性能を示す。この場合には、通常の空力的ピッチコ
ントロール１６°の迎え角を達成でき、またランディン
グギヤや機体尾部の構成が主輪を接地させたままでこの
ような高い迎え角を達成できるような構造をなしている
と仮定した場合、その離陸速度は１０３ノツトである。

最近の飛行機はこれらの条件を達成することはできず、
速度が１１９ノツトで迎え角１ｏ０で離陸する。したが
って、この第６図に示されるように、本発明によれば離
陸性能を大幅に向上させることができ、Ｎｉｌ陸滑走距
離を約６０％短縮することができる。

第７図および第８図は主輪が接地している状態からジャ
ンプ作動した場合の対気速度および高度の変化を時間の
経過にしたがって表示した線図である。これらの図には
、１．５秒後に最初に高度７フイートに達したのち、上
昇率がわずかに負となることが示されている。この期間
に対気速度は１９ノツト追加され、あと７ノツトと０．
６秒で安定した飛行のできる１０３ノツトに達する。こ
のわずかな不足は１．５秒から３秒までの間に高度がわ
ずかに減少することによって説明される。

上述の如く本発明は、比較的低速度において機体の尾部
が滑走路に接触しないだめの制限値を超えた大きな迎え
角を与えるとともに、機体を上方に打ち上げ、略水平に
飛行しながら下向の軌道で飛行させ、上向の遠心力によ
って安定した飛行を達成するに充分な速度が得られるま
で機体を支持する。

このような作動をおこなうには、ノーズギヤのテレスコ
ピック形ストラット３をジャンプ作動させてからメイン
ランディングギヤのテレスコピック形のストラット４，
５をジャンプ作動させ、低いピッチ率で大きな迎え角を
達成する。

捷たこのようなジャンプ作動の準備をするには、まず逆
転パルプ４８およびリリーフ・ぐルプ４９（第３図）を
介して放圧、ｐ−）（７からチャンバ内のガス圧を放出
し、ストラットを短縮させる。そして、このストラット
の可動側シリンダ１２が充分に短縮したらこの可動側シ
リンダ１２をロック状態（第２Ａ、２Ｂおよび４図）と
し、車輪と機体との距離を通常の噛陸状態とする。

チャーノバルプ２２．シャットオフパルプ２３およびパ
ルプ２５は所定の速度でまず機首のストラットのロック
を荷重解放スリーブ３ノによって解放し、次いでメイン
ランディングギヤのロックを荷重解放スリーブ３ノによ
って解放する。メインランディングギヤのラッチ解放作
動は機体の尾部に設けられたゾローブによって開始され
、この機体尾部が滑走路に衝突しないように構成されて
いる。

飛行状態となった後には、ストラット内の圧力は通常の
７．優衝作動用の圧力たとえば５５０ポンド／平方イン
チから１６２ボンド／平方インチまで減圧され、この場
合ガスは逆転バルブ４８で大体の圧力制限がなされリリ
ーフバルブ４９を介してブリードボート４７から放圧さ
れる。

以上説明した実施例は最も実用的かつ好ましいものであ
るが、当業者であれば本発明の要旨を逸脱しない範囲で
各種の変更が可能である。

したがって本発明は上述の実施例には限定されず各種の
変更が可能なものである。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明によって飛行機が離陸滑走中にジャンプ
した状態を示す斜視図、第２Ａ図は本発明のジャンデス
トラット装置の概略図、第２Ｂ図は第２Ａ図のメータリ
ングビンの部分の断面図、第３図は本発明の実施例の加
圧システムの概略構成図、第４図はう１．チ機構の部分
を拡大して示す断面図、第５図は本発明のジャンプスト
ラット内の圧力と飛行機の荷重との＞’ｐ’ｚｌを児劣
庖１刀、聾６躬は本発明のジャンプストラットを備えた
飛行機の風速と地上滑走距離との関係を示す線図、ＩＩ
７図はジャンプ離陸の際の速度の経時豹変ｒヒを示す線
図、第８図はジャンプ離陸の際の高度の経時的変化を示
す線図である。 、’ｌ　、　４　、５・・・ショックストラット、１ノ
・・・固定側シリンダ、１２・・・可動側シリンダ、１
９．’２０．２１・・・車輪、２２・・・バルブ、２３
・・・シャットオフバルブ、２４・・・ガスタンク、２
７・・・ロックリング、３３・・・メータリングピン〇
出願人代理人　弁理士　鈴　江　武　彦ＦＩＧ、１ ＦＩＧ、２Ｅ３ ＦＪＧ、６ ＦＩＧ、７ ＦＩＧ、８

Claims (9)

【特許請求の範囲】
1. （１）機体に対して伸長自在なテレスコピック形のショ
   ックストラットを備えた飛行機を短距離で離陸させる方
   法において、 上記ショックストラットを非付勢状態でかつ短縮した状
   態に保持しておき、 このショックストラットを付勢し、 この飛行機を静止状態から加速し、 この飛行機の離陸滑走中に上記ストラットの保持を解放
   し、これによってこのストラット内のエネルギによって
   このストラットを伸長させて機体を上方に押し上げてそ
   の迎え角を増大させ、これによって加速中の飛行機の揚
   力を増大させるとともに重力の影響を減少させて短距離
   の滑走で離陸させることを特徴とする飛行機の短距離離
   陸方法。
2. （２）機体に対して伸長自在なテレスコピック形のショ
   ックストラットを備えた飛行機を短距離で離陸させる方
   法において、 上記ショックストラットを短縮した状態にラッチ係合し
   、 このラッチ係合状態のま４上記シヨツクストラツト内を
   加圧し、 この飛行機を静止状態から所定の速度まで加速し、 この飛行機の離陸滑走中に上記ショックストラットのラ
   ッチ係合を解放し、これによってこのショックストラッ
   ト内の圧力によってこのショックストラットを機体から
   伸長させ、これによってこの飛行機を上方に押し上げて
   その迎え角を増大させ、これによって加速中の飛行機の
   揚力を増大させるとともに重力の影響を減少させてこの
   飛行機の離陸滑走距離を短縮することを特徴とする飛行
   機の短距離離陸方法。
3. （３）　機体から伸長自在に取付けられているとともに
   内部に高圧流体が充填され、先端部には車輪が設けられ
   ているテレスコピック形のシ、ックストラットを備えた
   飛行機を短距離で離陸させる方法において、 上記ショックストラット内の圧力を放出してこれを短縮
   させ、 このショックストラットを短縮した状態にラッチ係合し
   、 このショックストラット内に高圧流体を供給し、 上記飛行機を加速して離陸滑走させ、 上記う、チ係合を解放してショックストラットを一杯に
   伸長させ、これによって飛行機のピッチ角度を増大させ
   て回転速度ベクトル’Ｔｈ与ｔ、揚力を増大させるとと
   もに重力の影響を減少させ、充分な安定を得るとともに
   飛行を維持するように加速させることを特徴とする飛行
   機の短距離離陸方法。
4. （４）機体から伸長自在なテレスコピック形のショック
   ストラットを備えた飛行機を短距離で離陸させる装置に
   おいて、 上記ショックストラットを短縮状態にラッチ係合するラ
   ッチ手段と、 上記ショックストラッード内をラッチ係合状態のまま加
   圧する圧力手段と、 上記飛行機の離陸加速中に上記ラッチ手段のラッチ係合
   を解放する解放手段とを備え、これによってこのストラ
   ット内の圧力でこのストラットを伸長させ、機体を押し
   上げてその迎え角を増大させ、揚力を増大させるととも
   に′重力の影響を減少させて飛行機の離陸滑走距離を短
   縮することを特徴とする飛行機の短距離離陸装置。
5. （５）前記ショックストラットは機体に伸展自在に取付
   けられたシリンダと、このシリンダと同心でかっどめシ
   リンダの軸方向に摺動自在に設けられたピストンとを備
   え、このピストンの機体から離れた側の端部にはこの飛
   行機の車輪が設けられ、このショックストラットが短縮
   した状態の場合にはこの車輪は機体から所定の第１の距
   離だけ離れて位置され、また上記ショックストラットが
   伸長した場合にはこの車輪は機体から所定の第２の距離
   だけ離れて位置することを特徴とする特許 の飛行機の短距離離陸装置。
6. （６）前記圧力手段は、圧縮流体源と、この圧縮流体源
   から前記シリンダに供給される流体を制御し、前記ピス
   トンの位置を制御して機体と車輪との間の距離を制御す
   るパルプ手段とから構成されていることを特徴とする前
   記特許請求の範囲第５項記載の飛行機の短距離離陸装置
   。
7. （７）　前記流体は油圧作動油および高圧ガスであるこ
   とを特徴とする前記特許請求の範囲第５項記載の飛行機
   の短距離離陸装置。
8. （８）　前記ショックストラットには、前記ピストンと
   同心に配置されたオリフィス支持管と、このオリフィス
   支持管内に摺動自在に設けられたメータリングビンとが
   備えられ、また前記解放手段は、この解放手段がロック
   状態の場合にこのラッチ手段の接触部材と同心に位置す
   る荷重解放スリーブを備え、この荷重解放スリーブは前
   記メータリングビンを前記オリフィス支持管内に保持し
   、このラッチ手段の上記部品は拡大可能であり、これに
   よってこのラッチ手段の他の部品を圧縮可能として前記
   メータリングピンをその口，り状態から解放することを
   特徴とする前記特許請求の範囲第５項記載の飛行機の短
   距離離陸装置。
9. （９）　飛行機を短距離で離陸させる装置において、 機体に伸展自在に設けられ油圧作動油を収容するシリン
   ダと、このシリンダと同心に設けられこのシリンダの軸
   方向に摺動自在であるとともに先端部にこの飛行機の車
   輪を備えたピストンとを有するランディングギヤのテレ
   スコピック形のショックストラットと、 通常の離陸および着陸作動のために機体と車輪との間の
   距離が所定の第１の距離となるように上記ピストンを上
   記シリンダ内の所定の第１の位置にロックするラッチ手
   段と、 前記シリンダ内に供給される流体を制御し上記ピストン
   の位置を制御して機体と車輪との間の距離を制御する圧
   力手段を備え、上記ピストンの口、りを解放することに
   よって上記流体圧により上記ピストンおよび車輪を機体
   から離れた所定の第２の位置まで移動させ、これによっ
   て機体の迎え角を増大させてその揚力を増大させるとと
   もに重力の影響を減少させ、離陸滑走距離を短縮すると
   ともに速度を増大させることを特徴とする飛行機の短距
   離離陸装置。