JPH07505708A - 航空機の重量および重心表示器 - 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】 航空機の重量および重心表示器 発明の背景 いずれかの航空機または飛行機の飛行における二つの重要な因子は、航空機また は飛行機の重量および釣合いである。製造業者は、その飛行機の最大総連用重量 を測定し、公表しなければならない。これにより、離陸速度において翼が、飛行 機の重量を持ち上げるに充分な揚力を生成することが保証される。考慮すべき第 二の、但し等しく重要な因子は、飛行機が均衡状態（重心に対する最適位置）ま たはトリム調整により補償され得る許容限界内にあるか否か、ということである 。

空力平均翼弦（ＭＡＣ）％により総重量および重心を定める計算は、充分周知さ れ且つ充分論議されている。米国特許第３，５１３，３００号を参照されたい。

総重量および重心を定める従来技術の方法は、航空機のペイロードのある部分の 測定と、航空機のペイロードの残余の部分の推定とを用いて遂行される。この情 報は、総重量および重心を計算する地上計算機へ入力される。計算結果は、次の 例に示される如く、離陸前、航空機の操縦者へ伝達される。

マクドナルド・ダグラス（ＭｃＤｏｎａｌｄ　Ｄｏｕｇｌａｓ）　ＤＣ−１０シ リ一ズ３０機は、ロンドン（Ｌｏｎｄｏｎ）からグラス／フォート・ワース（Ｄ ａｌｌｓ／Ｆｏｒｔ　Ｗｏｒｔｈ）空港までの毎日の無着陸飛行を行う。この大 西洋横断飛行に際し本機は、最大１１０゜２２５ｋｇ（２４３，０００ｌｂ）の 燃料ならびに約５４．４３２ｋｇ（１２０，０００１ｂ）の有効ペイロードを運 び得る２５４．０１６ｋｇ（５６０，０００ｌｂ）の最大総重量で運行する。こ の有効ペイロードは、運送荷物、飛行中のサービス品目、確認法小荷物、大量の 手荷物（１各自たり１１．　３４ｋｇ（２５１ｂ）と推定）、２９０名までの旅 客、および１０名の運航乗員（１各自たり８１．６４８ｋｇ（１８０，０００ｌ ｂ）と推定）で構成される。手荷物、旅客および乗員の重量は、所在の航空会社 の警備担当または慣行の下で推定される。このＤＣ−１０については、最大旅客 負荷の場合、この推定重量は、本機の存効ペイロ−ドの５１，３％はどになる。

本発明は、以前のいわゆる［重量および重心表示器」の改良に関する。以前のシ ステムは、それらの計算のために圧力の読みを伝送すべく、単純なアナログ信号 を利用するひずみゲージの集まりから成る変換器を用いている。生業な航空会社 に利用されたそれらのシステムの欠点により、現今の更に近代的な航空機着陸装 置に対してそれらのシステムが正確でも確実でもないという立場が強められた。

現今の航空機着陸装置支柱には、支柱シリンダ内の小さいオリフィス孔を介して 作動流体を押しやるという、衝撃吸収技法か組み込まれている。このオリフィス を作動流体が通過する際にその発泡を遅滞させるため、圧縮窒素ガスが用いられ る。温度の変化は圧縮窒素ガスに影響を及ぼし、着陸装置支柱が延びて上昇圧力 を消散させない限り、支柱内て温度が上昇すると窒素ガスが圧力を上昇させる。

各支柱シリンダ内に包有される作動流体および圧縮窒素ガスを保持すべく、ピス トンの周りに多重Ｏリング・シールやグランド・ナツトか用いられる。０リング ・シールによる圧縮窒素ガスおよび作動流体の保持は、内部の支柱シリンダ壁を これらのシールか上下動する際にそれらか維持する非常な量の摩擦による。この ｒｌｌＦＩＡは、この上下運動に対してかなりの抵抗を生ずる。これが支柱の緩 衝性を向上させる可能性はあるが、それにより着陸装置支柱内の内圧は、支柱が 支える重量の量にそれらの圧力が関連すればゆがめられる。着陸装置支柱内の抵 抗により生ずる誤った圧力の読みを訂正するためには、温度、抵抗およびヒステ リシス補償因子か必要となる。

定期航空業界が多年にわたり用いている重量を推定する方法を放棄すべく望むは ずはない。この新しいシステムは更に、地上計算機への入力数字の一つ以上が誤 差に入れられず若しくは恐らく若干数か置換されていないという、地上計算機か ら受信されたデータに関する立証を操縦者に行うことにより、それらの現行の慣 行を補足することができる。離陸を試みるか否かの決定は、最後に機長によって なされる。この新システムによれば、前記決定を行うために用い得る更に正確な 情報が得られる。

燃料費は、定期航空業界における主要な関心事である。飛行機は出発に先立ちし ばしば、推定重量と重心計算値とが決定されて地上計算機から操縦者へ伝送され るのを待ち、ゲートで待機させられる。それらの数字はしばしば遅延し、あるい はそれらが飛行機の限界をこえて戻った場合、ゲートで調整がなされなけばなら な−い、この新システムによれば、飛行機が加重される際、それらの数字が累進 釣に計算され、飛行機の扉口か閉鎖される際、それらの全数字が操縦者に提供さ れる。これ情実時間測定なので、飛行機は直ちにゲートを離れることができ、従 って燃料業界全体にわたり節約をもたらす。

費用効果は定期航空各社の別の主要関心事であり、飛行機が行う各飛行から大部 分の収入を得ている。誤差を推定する現行のシステムの場合、定期航空各社は、 不必要な空席や輸送されるより少ない貨物をもたらし得る、それらの計算の誤差 の余地の要因でなければならない。飛行機重量を一層正確に定めるこの新システ ムは、それらの余地の量を減少させ且つ、貨物を各飛行で輸送させて更に多くの 収入を可能にすることができる。

この新システムの更に別の使途は、一般航空業界（自家用および団体用操縦者） であろう。これらの操縦者は、その思い通りに、定期航空各社で使用される複雑 な重量および釣合い計算機を有していない。これらの操縦者は、それらの飛行機 上へ加重された各々の、全ての品目を秤量し、または数多くの操縦者するように 、それを正確に推定もしくは推量しなければならない。この新システムは、定期 航空社操縦者について論議された諸利益をこれらの操縦者のために役立てる。

自家用および団体用操縦者にそれらの飛行機の重量および釣合いに関するより良 い情報を提供することにより、数多くの自家用飛行機の衝突を恐らく回避するこ とができる。最高の結果は、より多くの生命が救われることであろう。

発明の要約 本発明の一つの目的は、与圧された着陸装置支柱を利用する新規な、改良された 航空機の重量および重心表示器を提供することにある。これらの支柱は、内部支 柱シリンダ壁に沿ったＯリング・シール摩擦により圧力を維持する。各支柱によ り支えられる重量は、支柱内に包有される圧力の量に比例する。これらの圧力の 読みのひずみは、温度変化およびその圧縮窒素ガスへの諸影響、ならびに０リン グ・シール摩擦により生起される抵抗から生ずる。本発明によれば、一層正確な 測定および計算結果が得られる。各着陸装置支柱内の現在の温度を測定すべく、 作動流体貯蔵器／ポンプ、ならびに温度変換器を利用して新規なソフトウェア修 正プログラムが組み込まれ、更に圧力の読みに対する補償が行われ、それにより 、抵抗とヒステリシスとにより招来されるひずみが調整される。

本発明の別の目的は、故障や誤った測定に対する圧力伝送器、温度変換器、およ び子制御器を備えた機上マイクロコンピュータの独特の毎日の自己点検検査を遂 行する新規な、改良された航空機の重量および重心表示器を提供することにある 。飛行機が服務を解かれて休止のまでいる場合は毎日、本発明も休止されている 。温度、抵抗およびヒステリシスについて修正された圧力の読みは、それらが支 える重量にそれらか関連する場合、計算機記憶装置内に記憶される。翌日、飛行 機か服務に戻されると、飛行機は依然休止しているが、一本発明は、以前の計算 の双方を、それらが現行の計算と匹敵するように表示することに戻される。これ ら全体の整合により、新規な発明の反復性および信頼性か保証される。

本発明の更に別の目的は、圧力および温度測定のシーケンスをマイクロコンピュ ータ／制御器か作る際にしか開かれない（任意選択的な）電子制御弁を包含する 新規な、改良された、機上用の重量および重心表示機の提供にある。これらの弁 の目的は、圧力伝送器を防護し且つ、圧力伝送器の故障または破裂の際、支柱の 圧力損失に対する安全手段を提供することにある。

本発明の池の一つの目的は、計算機記憶装置内に記憶された、予めプログラミン グされた圧力限界を利用する独特の「硬着陸表示器」システムにて、それらの圧 力限界か硬着陣中に超過された場合、操縦室表示器に警報信号を放射する硬着陸 表示器システムを提供することにある。

図面の簡単な説明 新規とみなされる本発明の諸特徴が添付フレイムに明示されているが、好適な実 施例に関する、またそれらのそれ以上の諸口的および諸特徴に関するそれ以上の 詳細は、添付図面に関連してなされる以下の説明を参照すれば最も容易に理解さ れよう。

第１図は、張り出した位置にある前輪式着陸装置を備えた代表的な事業用定期航 空機の下面図である。

第２図は、囲われたピストン、０リング・シールおよびオリフィス・プレートを 備えた代表的な事業用定期航空機着陸装置緩衝支柱の部分断面正面図である。

第３図は、好適な実施例に従った本発明の略図である。

第４図は、本発明の付属構成諸要素を備えた代表的な事業用定期航空機着陸装置 緩衝支柱の分解絵画線図である。

第５図は、本発明の別の実施例の付属構成諸要素と共に示した代表的な事業用解 絵画線図である。

第７図は、本発明の、子制御器を備えた機上マイクロコンピュータの略図である 。

好適な実施例の詳細な説明 ここて図について説明すると、ここでは、幾つかの図全体にわたり、同様の参照 数字か対応的な部分を表示しており、特にその第１図には、前脚３、左主脚５お よび右主脚７から成る前輪式着陸装置形態を備えた代表的な事業用定期航空機ｌ かある。

ここで第２図について説明すると、ここでは、延びあるいは引込んでいようと常 に極端な温度にさらされる各着陸装置が一つのオレオ形緩衝支柱８で構成され、 それにより、矢張り着陸衝撃を吸収する窒素ガスおよび作動流体クッション上に 航空機の重量を一緒に支える。支柱圧縮運動を減衰させるオリフィス孔１４を包 有するオリフィス・プレート１３を備えた鍛鋼ピストン９を、各緩衝支柱が内部 に包有している。０リング・シール１１は、作動流体１５および圧縮窒素ガス１ ７を支柱シリンダ内部に保持するのに役立つ。着陸装置支柱８は、加圧弁継手１ ９を介して外部から加圧することかできる。

ここて第３図について説明すると、これは本発明の接続構成諸要素を示すその略 図であり、ここにｐは左脚に提供された本発明の構成諸要素を表現し、ｎは前脚 に提供された本発明の構成諸要素を表現し、Ｓは右脚に提供された本発明の構成 諸要素を表現している。前脚３ならびに左主脚５および右主脚７は、作動流体お よび圧縮窒素ガス１７のクッション上に飛行機の重量を支える（第２図）。重量 支持着陸装置の各々からの内部支柱温度および圧力の信号は、ワイヤリング・ハ ーネス２Ｉｎ、２１ｐ、２１ｓを介し、圧力および温度変換器組立体３１ｎ。

３１ｐ、３１ｓによって機上マイクロコンピュータ／制御器２５へ伝送される。

このシステムは、飛行機の機上の既存電源２７により動力を供給される。各種の 計算結果および情報力・飛行機操縦室の表示器２９へ伝送される。

ここで第４図について説明すると、これは第３図の変換器組立体３１ｎ、３１ｐ 、３１ｓの実施例の詳細図であり、ここでは、代表的な事業用定期航空機に、加 圧弁継手１９を介して各支柱へ取付けられた在来の加圧弁６５か組み込まれてい る。加圧弁６５は、ねじ付きカブラ３７により接続された高圧変換器４５か取付 けられた一次Ｔ継手３３の取付けを容易にするために取り外される。高圧変換器 ４５は、飛行機の着陸中の緩衝支柱８の当初の圧縮中に遭遇する何等かの極端な 圧力を登録するために用いられる。直列電子弁５７．５９が、別のねじ付きカブ ラ３９により、−次Ｔ継手３３に接続される。これらの弁５７．５９は、要求さ れる全ての計算を行うべく、充分な圧力および温度の読みが受信された後、機上 マイクロコンピュータ／制御器からワイヤリング・ハーネス６１，６３を介して 閉鎖信号を受ける。これにより、大形定期航空機の着陸中に遭遇する極端な圧力 から、より繊維な測定設備か防護されることか保証される。二重Ｔ継手３５か電 子弁５９に取り付けられて、別のねし付きカブラ４１による圧力伝送器４９の接 続を容易にさせている。圧力伝送器の一形式か、「ディジクォーツ・インテリジ エン１゛・トランスミッタ（Ｄｉｇｉｑｕａｒｔｓ　Ｉｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔ　 Ｔｒａｎｓｍｉｔｔｅｒ）」　フリーズ１０００モデル＋０３１＜である。伝送 器モデルは、各種支柱組立体の圧力限界に対して変動する。代表的な−３４，４ ６°Ｃ（−３０°Ｆ）ないし４８．９０°Ｃ（１２０°Ｆ）の範囲の温度変換器 ５３も二重Ｔ継手３５に取り付けられている。加圧弁６５の再取付けを容易にさ せるため、第四ねし付きカブラ４３か二重Ｔ継手３５に取り付けられている。ワ イヤリング・ハーネス４７を介し、高圧信号かマイクロコンピュータ／制御器へ 送られる。持続的な飛行機重量圧力信号かワイヤリング・ハーネス５１を介して マイクロコンピュータ／制御器に送られ、対応的な温度信号かワイヤリング・ハ ーネス５５を介して送られる。

ここで第５図について説明するか、これは、点検継手２０を介して各支柱に取り 付けられる在来の逆止め弁６６を組み込んだ代表的な事業用定期航空機着陸装置 支枝８である。飛行機の各着陸装置支柱上では、Ｔ継手３４の取付けを容易にさ せるべく、逆止め弁６６が取り外されている。液圧ホース３６がこのＴ継手３４ に取り付けられ、支柱をのぼり、着陸装置の空所内に取り付けられた作動流体− 貯蔵器３８へ導かれる。作動流体貯蔵器は、貯蔵器ピストン４ｏの横運動により 作動流体をポンプ輸送し且つ引き出す。流体は、０リング・シール４２により貯 蔵器３８内に保持される。貯蔵器ピストン４０は、可逆ピストン・モータ４４に より制御される。可逆ピストン・モータ４４へのマイクロコンピュータ／制御器 からの命令は、ワイヤリング・ハーネス５６を介して伝送される。

ここで第６図について説明するが、これは、加圧継手１９を介して各支柱に取り 付けられた頂部加圧弁６５を組み込んだ、代替形式の着陸装置支柱８ａである。

加圧弁６５は、二重Ｔ継手３５の取付けを容易にさせるべく取り外されている。

ねじ付きカブラ４１に接続された圧力伝送器４９、ならびに代表的な−３４，４ ６°Ｃ（−３０°Ｆ）ないし４８．９０″Ｃ（１２０’Ｆ）の範囲の温度変換器 ５３が二重Ｔ１１手３５に取り付けられている。伝送器モデルは、各種支柱組立 体の圧力限界に対して変動する。加圧弁６５の再取付けを容易にさせるため、第 二カブラ４３か用いられる。飛行機の重量に関連する支柱圧力信号が、ワイヤリ ング・ハーネス５１を介してマイクロコンピュータ／制御器に送られ、対応的な 温度信号がワイヤリング・ハーネス５５を介して送られる。

ここでは第７図について説明するが、ここにｐは左脚に提供された本発明の構成 要素を表現し、ｎは前脚に提供された本発明の構成諸要素を表現し、Ｓは右脚に 提供された本発明の構成諸要素を表現している。前ワイヤリング・ハーネス５５ ｎ、左ワイヤリング・ハーネス５５ｐおよび右ワイヤリング・ハーネス５５ｓを 経由する温度入力信号は支柱温度センサ入カフ１へ伝送され、前ワイヤリング・ ハーネス導線５１ｎ、左ワイヤリング・ハーネス導線５１ｐおよび右ワイヤリン グ・ハーネス導線５１ｓを経由する持続性圧力入力信号は、三重の冗長性のため 親マイクロ制御器７３と２組の子マイクロ制御器７５．７７とを利用する代表的 なマイクロコンピュータ／制御器２５システムの支柱圧力センサ入力６９へ伝送 される。この形態にあっては、前５５ｎ、５１ｎ、左５５ｐ、５１ｐおよび右５ ５ｓ各導線からの重複する圧力および温度情報をマイクロ制御器７３，７５゜７ ７の各々か受ける。３組のマイクロ制御器７３，７５．７７の各々もまた、傾斜 補償器７９からの重複情報を受ける。この形態にあっては、３組のマイクロ制御 器７３，７５．７７の各々が平行した計算を遂行する。総重量、空力平均翼弦９ ６、支柱温度補償、支柱抵抗、および傾斜補償８１についての諸計算は、本シス テム内の各マイクロ制御器によって遂行され、親／子連通ボート８３を介し、親 マイクロ制御器７３へ伝送される。

三輪式着陸装置形態を備えた飛行機の総重量を定めるためには次の式を解かなけ ればならない。

ｗ、、＋ｗ、、＋ｗ、、＝ｗ。

ここに Ｗｌは前脚により支えられる重量、 Ｗ、は左脚により支えられる重量、 Ｗ６．は右脚により支えられる重量、 そして Ｗｌは飛行機の全重量である。

Ｗ□、Ｗ□およびＷ□を定めるためには次の式を解かなければならない。

５ＡｎＸ　ｐｓｉ＝Ｗ、。

Ｓ　Ａ　ｐ　Ｘ　ｐｓｉ＝ＷＨ ３Ａ　ｓ　ｘ　ｐｓｉ＝Ｗ＋＋ ここに ＳＡｎは前脚支柱内の荷重支持表面積、ＳＡｐは左脚支柱内の荷重支持表面積、 ＳＡｓは右脚支柱内の荷重支持表面積、そして ｐｓｉはｌｂｆ／ｉｎ”　（＝６８９４．７６Ｐａ）で測定された、各対応着陸 装置支柱内に現在包有される圧力の量である。

この新規な発明の好適な実施例の校正プロセスにおいては、それか代表的な事業 用定期航空機に取り付けられた後、重量変化につき各飛行機か定期的に点検され る場合、現在定期航空業界で用いられている一連の３台の校正はかり上へ前記飛 行機か運ばれる。飛行機の自重は、総額および３台の校正はかりにより登録され た重量の合計により記録させる。各はかりから得られた重量の読みは、対応する 着陸装置支柱の圧力伝送器４９（第４図）で検知されたｌｂｆ／ｉｎ”　（ｐｓ ｉ）　（＝６８９４．　７６Ｐａ）での現在の圧力の読みで除される。

ｐｓｉ　（＝６８９４．　７６　Ｐａ）で除される、着陸装置支柱に支えられる ｌｂｆ　（＝４．４４８Ｎ）の全数は、その着陸装置支柱シリンダの、ｉｎ”　 （＝６．　４５１６ｃｍ”　）で測定された。荷重支持表面面積（ＳＡ）に等し い。このＳＡを検証すべく、重量か飛行機上に加重される。この重量は通常ジェ ット燃料の形態をなし、それを燃料タンク内外のいずれにポンプ輸送しても良い 。飛行機の増大した重量か記録された後、支柱の増大したｐｓｉ　（＝６８９４ ．　７６Ｐａ）読みにより除された、増大した重量の量が、再びＳＡの値を定め るために用いられる。以前および現在のＳＡの値は、予め定められた公差のレベ ル（即ちばね付きでない重量）内に適合すべきである。この手順は、各着陸装置 支柱に関し、少なくとも５種の異なる重量の読みにつき反復される。この新規な 発明の正確さのレベルを保証すべく、各着陸装置支柱内の抵抗に対し、調整がな される。

特定の着陸装置支柱の抵抗の値を定めるためには次の式を解かなければならない 。

Ｗｌｌ”　ｐｓｉ＋　＝ＳＡ＋ Ｗｕ”　ｐｓｈ　＝ＳＡｘ （Ｗ、÷Ｓ　Ａ　ｔ　）　（Ｗ、＋÷ＳＡ＋）＝αここに Ｗｌｌは特定の着陸装置支柱で支えられる当初の重量、Ｗ１２は上記の特定の着 陸装置支柱に付加される増大された重量の量、ｐｓｉ、はＷ、のけ加により生成 された、ｌｂｆ　／ｉｎ”　（＝　６８９４．７６Ｐａ）で測定された内部支柱 圧力、ｐｓｉ、はＷＩ！の付加により生成された、Ｉｂｆ／ｉｎ”　（＝６８９ ４．７６Ｐａ）で測定された内部支柱圧力の増大された量、 ＳＡ−よ、抵抗によってひすまされた着陸装置支柱シリンダ内の荷重支持表面面 積を表現する値、 ＳＡｉは着陸装置内の正確な負荷支持面積そして αはｌｂｆ／ｉｎ”　（＝６８９４．７６Ｐａ）で測定された抵抗である。

この新規な発明の校正は、これにより、一定温度で完結される。本発明は、抵抗 に及ぼされる温度の変化の影響を補償すべく、着陸装置支柱圧力の読みに対する 温度の測定および調整に備えるものである。計算機内にこの抵抗調整プログラミ ングを開発すへく、飛行機か前述の校正はかり上にある間に各種の飛行機重量を 記録することにより、且つまた、温度変換器５３（第４図）により検知された広 範囲の温度にわたり、それらのｆｆ１Ｅｔをこの新規な発明の対応的な読みと比 較することにより、通常「ルックアップ・テーブル」と呼ばれる「抵抗対温度」 調整曲線か作表された。これらの温度変化は、このプロセスのために、着陸装置 支柱に対し、人為的に導入されている。この、「抵抗対温度」ルックアップ・テ ーブルは、その特定の飛行機により経験された各種の温度により生した抵抗に対 応する圧力調整値を想起すべく将来の利用のため、各マイクロ制御器７３．　７ ５．　７７の記憶装置内に記憶される。

これらの抵抗による圧力ひずみの識別や検証のための機械的装置もこのシステム で利用可能である。各着陸装置支柱の近（に位置する作動流体貯蔵器／ポンプ（ 第５図）の各々に向けられた諸機能を織り込み且つ、支柱抵抗により生ずる圧力 ひずみの量を定めるための計算を可能とすべく圧力測定を受けることについて、 任意選択的な親コンピユータ／制御器プログラム９１か利用可能である。

ａｔｔ的装置により支柱抵抗を定めるためには、作動流体貯蔵器／ポンプおよび 親コンピュータ／制１ａＴＩ２ｉｉにより、次の手順か完結されなけれはならな い。

１、　各作動流体貯蔵器／ポンプか各々のそれぞれの着陸装置支柱から流体を引 き出し、支柱に接する抵抗の影響をそれか圧縮されている間に強め、２、次いて 親コンピュータ／制ｉａ′１Ｉ２Ｆｉか、それぞれの圧力（云送器４９から支柱 圧力測定値を要求する。これらの測定値は基準点として用いられる。

３、　各作動流体貯蔵器／ポンプは各々のそれぞれの着陸装置支柱から再び流体 を引き出し、各支柱か更に一層圧縮するようにさせ、抵抗を一定に保ち、支柱を 下向きのａｍとする。

４、　親コンピユータ／制御器が、それぞれの圧力伝送器４９から支柱圧力測定 値を再び要求する。これらの測定値が段階２から記憶されたそれと同一であれば （支柱が拘束状態でないという検証は完全である。これらの測定値が整合しなけ れば、その差異は、その支柱内における、且つまた拘束の量に対する拘束を示す 。

５、　各作動流体貯蔵器／ポンプは各々のそれぞれの着陸装置支柱から再び流体 を引き出し、各支柱が更に一層圧縮するようにさせ、抵抗を一定に保ち、支柱を 下向きの態様とする。

６、親コンピユータ／制御器が、それぞれの圧力伝送器４９から支柱圧力測定値 を再び要求する。これらの測定値は、その特定の支柱の無拘束性が明白であれば 、圧力測定値の反復性を保証すべく、写され且つ記憶される。

７ｏ　各作動流体貯蔵器／ポンプはこの時点で、各々のそれぞれの着陸装置支柱 内へ作動流体をポンプ輸送して抵抗の影響を、支柱の圧縮モードのそれから、「 零抵抗」を経て、伸張モードの支柱のそれへ逆行させる。（圧縮に対する抵抗は 人為的に低圧をもたらし、伸張に対する抵抗は人為的に高圧をもたらすが、これ か「荷重行程曲線」である）。

８、　親コンピユータ／制御器はそれぞれの圧力伝送器４９から、各着陸装置支 柱からの圧力測定値を要求し、それらの測定値を、段階６から受け且つ記憶して いるそれらに対して比較する。低（圧縮）圧力量を高い（伸張する）方のそれか ら減じ、残部を２なる因子で除することにより、各々のそれぞれの着陸装置支柱 に現在影響を及はしている抵抗の量が確認される。この解は、１）Ｓｉ　（＝６ ８９４．７６Ｐａ）で測定された圧力に対する値として定められる。これらのｐ ｓｌ値は、次いで航空機の重量および重心の決定に用いることができる。

９、　各作動流体貯蔵器／ポンプは各々のそれぞれの着陸装置支柱へ再び流体を ポンプ輸送し、各支柱か更に一層伸張するようにさせ、抵抗を一定に保ち、支柱 を」二向きの態様とする。

１０、親コンピユータ／制御器はそれぞれの圧力伝送器４９から再び支柱圧力測 定値を要求する。これらの測定値は、段階８から記憶された圧力測定値の反復性 を保証すへく写される。

飛行機の重心の変動する位置は、空力平均翼弦の百分率（９６ＭＡＣ）として説 明されている。

飛行機の空力平均翼弦（％ＭＡＣ）を定めるためには次の式を解かなければここ に Ｌは前脚と左および右脚との間の距離、ｒは前脚の空力平均翼弦の前縁からの距 離、ＭＡＣは空力平均翼弦の長さ、 Ｗｌは飛行機の全重量、 Ｗ６＋は前脚で支えられる重量、 そして ｙは空力平均翼弦の前縁と飛行機の重心と間の距離である。

特定の飛行機の負荷形態とは関わりなく、Ｌ、ｆおよび１ＭＡｃは周知された定 数てあり、Ｗｌおよび児１は、飛行機の総重量を定める式に対する解を通じて付 与されている値である。

これらの計算が完結し、子マイクロ制御器７５．７７からの並行計算結果を親マ イクロ制御器７３か受けると、親マイクロ制御器７３により確認（ｃｏｎｆ　１ ｄｅｎｃｅ）計算か行われる。

好適な実施例の場合、確認因子の決定は、総重量および％ＭＡＣの式に対する全 てのマイクロ制御器７３．７５．７７の解の間で定められた標準偏差を必要とし ている。１０ないし】００のスケールの場合、１％の標準偏差はｌＯの確認因子 に等しく、０９６の標準偏差は１００の確認因子に等しい。

総重量、９６ＭＡＣおよびコンフィデンスについての計算の結果は操縦室表示器 ２９へ伝送される（第３図）。親マイクロ制ｉａＴＩｇＸ７３か操縦室表示器２ ９に対するす一層ての伝送を行った後（第３図）、出力６８を介し、ワイヤリン グ・ノ１−ネス６１ｎ、６３ｎ、６１ｐ、６３ｐ、６１ｓ、６３ｓを経由して弁 閉鎖信号か、それらの対応的な電子弁５７．５９に送られる（第４図）。

飛行機の着陸の当初の衝繋中に「硬着陸Ｊを定めることができる。変換器４５（ 第４図）から生成された極端な支柱圧力信号が、ワイヤリング・ノ１−ネス４７ ｎ、４７ｐ、４７ｓを介して圧力センサ人力６７へ伝送される。これらの圧力は 、飛行機および着陸装置支柱の製造業者によって準備された、予めプログラミン グされた限界８５ｎ、８７ｐ、ｓと比較され、次いで親マイクロ制御器７３内に 記憶される。予めプログラミングされたこれらの限界８５ｎ、８７ｐ、ｓのいず れかか超過されると、対応的な着陸装置を表現する信号か操縦室表示器２９（第 ３図）へ伝送され、高着陸が特定の着陸装置に恐らく影響を及はしていることを 忠告する。好適な実施例の場合、操縦室表示器２９から「硬着陸」の表示を取り 去るには、保守バスキーのような任意選択的な防護装置必要となろう（第３図） 。

氷のたい積をひずませるウィング・リフトならびにそれらの氷のたい積による航 空機重量の変化を表示する付加的な親コンピユータ／制御器プログラム９３かオ プションとして入手可能である。参考までに、１　ｆｔ’の氷の重量がこのプロ グラムの固定記憶装置内に蓄積されている（この重量は厚さｆｉｎの氷の１２ｆ ｔ”、あるいは厚さ１／４　ｉｎの氷の４８ｆｔ’の氷に等しい等々）。上に氷 が蓄積し得る特定の航空機の全外表面積ｆｔ２か決定され且つこのプログラムの 永久メモリーに蓄積される。その代り、その特定の航空機上の重量ゲインの関数 として、氷の厚さに関連する航空機製造業者によりその代りとしてテーブルか供 給される。いったん航空機加重か完了し且つ全ての決定手順か実行されると、パ イロットは、次いてこのプログラム内で節約をはかり、航空機の流れは「クリー ン負荷重量」である。出発の遅れか航空機を待たせ且つ外表面のアイス・デポジ ットの再蓄積を許容すれば、それらの蓄積は、このシステムに示される付加され た重量に彼等が関連するたびにそれらの蓄積がリアルタイムで示される。

航空機か業務から退き、根土の告知か消えると、このシステムは、重量および重 心を定めるための最終計算を行う。次の田こ航空機か実務に戻ると、このシステ ムは、重量および重心を決定すべく再び計算を行う。

この新規な発明の好適な実施例の実際面への適用に当たり、マイクロ・コンピュ ータ／制御器２５は次の仕事を遂行する。

ａ、各着陸装置支柱からの圧力および温度の読みを取る。　−ｂ、温度変換器５ ３（第４図）から受信された電流、温度信号に抵抗値か関連する場合にそれを決 定すべく、計算機記憶装置に収容された各支柱についてルックアップテーブルを 参照する。

Ｃ１電流圧力の読みに対する抵抗について適正な調整を行う。

これは、各着陸装置支柱により支えられた実際の重量を定め且つ、飛行機の重心 を決定する最終計算を行うために用い得る調整された圧力弁を結果としてもたら す。

本発明の例示的な実施例を開示し且つ論議したが、本発明の別の用途も可能であ ること、および、開示された実施例も各種の変更、修正および置換を、本発明の 精神にもとることなくなし得ることが理解されよう。

ＦＩＧ、　１ ＦＩＧ、　２ ＦＩＧ、３ ぽ） ＦＩＧ、　６ ＦＩＧ、７ 手続補正書（自発） 平成６年９月１６日

Claims (16)

【特許請求の範囲】
1. １．航空機の重量を測定する機器にて、前記航空機が複数の着陸装置支柱を含み 、前記支柱が支柱シール摩擦のような抵抗を受けるようにした機器にして、ａ） 各航空機着陸装置支柱用圧力センサを含み、前記圧力センサが、前記のそれぞれ の支柱の内側の圧力を測定すべく前記支柱と結合するようにされ、ｂ）各航空機 着陸装置支柱用温度センサを含み、前記温度センサが、前記のそれぞれの支柱の 温度を測定すべく前記支柱と結合するようにされ、ｃ）前記航空磯重量を測定す るプロセッサ装置を含み、前記プロセッサ装置が前記圧力センサおよび前記温度 センサに接続され、前記低抗により、前記支柱が支える重量にそれが関連する際 にひずまされる前記のそれぞれの圧力センサから得られる既存の着陸装置支柱圧 力を補償し且つ調整するため、記憶された適切な圧力調整手段を検索すべく、前 記温度センサから得られた温度測定値を用いて前記航空機重量を前記プロセッサ 装置が測定し、ｄ）前記の測定された航空機重量を人間に付与する装置を含み、 前記装置が前記プロセッサ装置と結合されている機器。
2. ２．請求の範囲第１項に記載の機器において、前記圧力センサの各々にディジタ ル水晶圧力センサが含まれている機器。
3. ３．請求の範囲第１項に記載の機器において、前記航空機着陸装置支柱の各各の 前記のそれぞれの温度センサおよび圧力センサの各々が既存の支柱継手で前記支 柱に結合されている機器。
4. ４．請求の範囲第１項に記載の機器にて、各航空機支柱上に位置する防護遮断弁 装置を含み、前記防護弁装置の各々が選択的に開閉され、前記防護弁装置の各々 が、航空機着陸の衝撃中の前記着陸装置支柱内の圧力から前記のそれぞれの温度 センサおよび前記圧力センサを選択的に隔離し、前記温度センサまたは前記圧力 センサが漏れまたは破裂した場合に航空機を防護する手段として、前記防護弁装 置の各々が前記プロセッサ装置へ接続され、そこで前記プロセッサ装置が前記防 護遮断弁の開閉を制御するようにした機器。
5. ５．請求の範囲第４項に記載の機器において、前記プロセッサ装置が故障した場 合に前記防護遮断装置の各々が自動的に閉鎖する機器。
6. ６．請求の範囲第１項に記載の機器において、前記プロセッサ装置に、冗長性を 付与すべく、親プロセッサと予備の子プロセッサとが含まれている機器。
7. ７．請求の範囲第１項に記載の機器にして、支柱抵抗の測定をもたらす装置を含 み、支柱抵抗の測定をもたらす前記装置が前記プロセッサ装置に結合され、作動 流体貯蔵器およびポンプが支柱抵抗の測定をもたらす前記装置に含まれている機 器。
8. ８．航空機の重量を測定する方法にて、前記航空機が複数の着陸装置支柱で支え られ、前記支柱が支柱シール摩擦のような抵抗を受けるようにする方法にして、 ａ）各着陸装置支柱の内部圧力を測定する段階、ｂ）各着陸装置支柱の温度を測 定する段階、ｃ）各着陸装置支柱についての適正な温度対抵抗圧力調整量を測定 すべく、前記支柱温度を用いる段階、 ｄ）前記のそれぞれの調整された圧力を用いて、各着陸装置支柱に支えられた重 量を測定する段階、および ｅ）前記着陸装置支柱の全てにより支えられる前記重量を合計することにより前 記航空機の総重量を定める段階を含む方法。
9. ９．請求の範囲第８項に記載の方法にして、前記のそれぞれの調整された圧力を 用い、空力平均翼弦（ＭＡＣ）％により前記航空機の重心を定める段階を含む方 法。
10. １０．請求の範囲第８項に記載の方法にして、同一の重量および傾斜条件の下で 現行の重量測定値を以前の重量測定値と比較することにより、前記重量測定の自 己点検を遂行する段階を含む方法。
11. １１．請求の範囲第８項に記載の方法にして、各着陸装置支柱につき重量、圧力 および温度の来歴を作り出すべく前記の重量、圧力および温度の測定値を記憶し 且つ、各支柱の性能を評価すべく前記のそれぞれの来歴を利用する段階を含む方 法。
12. １２．請求の範囲第８項に記載の方法にして、ａ）第一プロセッサ装置が前記航 空機の総重量を測定し、第二プロセッサ装置が前記航空機の総重量を測定するよ うに、複数のプロセッサ装置を以て前記重量および温度測定を行う段階、および 、次いでｂ）前記総重量測定の信頼性を表示する確実性係数を定めるべく、第一 プロセッサ装置の総重量と第二プロセッサ装置の総重量とを比較する段階を含む 方法。
13. １３．請求の範囲第８項に記載の方法にして、ａ）前記航空機の着陸中の各着陸 装置支柱における前記内圧を測定する段階、ｂ）測定圧力が予定圧力を超えると 前記航空機が硬着陸に遭遇する場合、前記測定圧力を前記予定圧力と比較する段 階、およびｃ）前記航空機が硬着陸に遭遇した場合に前記硬着陸の表示を提示す る段階を含む方法。
14. １４．請求の範囲第１３項に記載の方法にして、前記硬着陸の前記表示が適切な 親かぎ無しで抹消されることを防止する段階を含む方法。
15. １５．請求の範囲第８項に記載の方法にして、支柱延長の量を変更し且つ、支柱 延長以前に記録された従前の支柱圧力と比較した内部支柱圧力を測定することに より、各着陸装置支柱への抵抗の影響を測定する段階を含む方法。
16. １６．請求の範囲第８項に記載の方法において、航空機総重量が無積載重量であ る場合、 ａ）各着陸装置支柱で支えられる重量を定め、前記無積載量量の前記測定に続く 若干の時間に低抗の影響を定め、次いで、前記の続いて定められる重量および抵 抗から続く総重量を定める段階、およびｂ）前記の続く総重量を前記無積載重量 と比較する段階により、前記航空機上に氷結があるか否かを定める段階を含む方 法。