CN102556362A - 计算能够盘旋的飞机的起飞重量的方法和系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种计算能够盘旋的飞机(1)的起飞重量(EIW)的方法及系统，所述方法包括下列步骤：记录在至少第一和第二时刻(t1，t2，t3，...，ti，...，tn)的与飞机(1)的重量相关联的第一量的第一和第二值(W(t1)，W(t2)，W(t3)，...，W(ti)，...，W(tn))，其中飞机(1)在恒定高度水平飞行；以及基于第一和第二值(W(t1)，W(t2)，W(t3)，...，W(ti)，...，W(tn))计算飞机(1)的起飞重量(EIW)。

Description

计算能够盘旋的飞机的起飞重量的方法和系统

技术领域

本发明涉及飞机起飞重量计算方法和系统。

背景技术

飞机零件在使用寿命期间通常易经受疲劳损坏。

使用对应于针对指定时间长度来执行的指定飞行操作的载荷谱(loadspectrum)来设计易受疲劳损坏的零件。

换言之，最重要的零件基于该载荷谱进行疲劳设计，并且这些最重要的零件具有给定的疲劳寿命。

产业中需要确定飞机零部件的实际服役疲劳，以相对于这些零部件所设计的疲劳寿命，来安全地确定剩余的使用寿命。

计算飞机零部件的实际疲劳的一个主要参数是飞机的起飞重量。

从起飞的重量中能够算出不同飞行条件下的重量，影响零部件疲劳损坏的飞行姿态与该重量相关。

通常，通过将有效载荷、燃料和机组人员的重量加入飞机的无载荷重量中，来计算飞机的起飞重量。

该产业需要更精确的方式来计算飞机的起飞重量，以便更精确地确定飞机零部件的实际疲劳。

发明内容

本发明的目的在于提供计算能够盘旋的飞机的起飞重量(EIW)的方法，其特征在于包括下列步骤：

-记录在至少一个第一时刻和第二时刻与所述飞机的起飞重量相关联的第一量的至少一个第一值和一个第二值(W(t1)，W(t2)，W(t3)，...，W(ti)，...，W(tn))，所述飞机在至少一个第一时刻和第二时刻处于稳定的盘旋状态中；以及

-基于所述第一和第二值计算所述飞机的起飞重量；

所述记录步骤包括下列步骤：

-记录在所述第一和第二时刻的必要盘旋功率(power，动力)(Power(t1)，Power(t2)，Power(t3)，…，Power(ti)，…，Power(tn))；以及

-获取在所述第一和第二时刻的与飞行高度处的压力相关联的第二量的第三值；

-获取在所述第一和第二时刻的与飞行高度处的温度相关联的第三量的第四值；

-获取在所述第一和第二时刻的与所述飞机的发动机速度相关联的第四量的第五值；

-基于所述第三、第四和第五值，计算在所述第一和第二时刻的与飞行高度处的相对密度相关联的第五量的第六值(σ(t1)，σ(t2)，...，σ(ti)，...，σ(tn))；

-使用盘旋性能曲线计算所述飞机在所述第一和第二时刻的总重量(Weight(t1)，Weight(t2)，Weight(t3)，…，Weight(ti)，…，Weight(tn))的第七和第八值；

所述性能曲线显示了第一参数随第二参数而变的图案，所述第一参数与所述必要盘旋功率相关联，所述第二参数与所述飞机的所述总重量相关联；

所述第一参数为：

$\frac{\mathrm{Power}\left(\mathrm{ti}\right)}{\mathrm{\σ}\left(\mathrm{ti}\right)\·n{\left(\mathrm{ti}\right)}^3}$

其中，σ(ti)为所述第六值，并且

n(ti)为所述第五值；

所述第二参数为：

$\frac{\mathrm{Weight}\left(\mathrm{ti}\right)}{\mathrm{\σ}\left(\mathrm{ti}\right)\·n{\left(\mathrm{ti}\right)}^2};$

所述记录步骤进一步包括下列步骤：

-根据下列公式，利用第一和第二校正值(C(t1)，C(t2)，C(t3)，...，C(ti)，...，C(tn))校正在所述第一和第二时刻的总重量的所述第七和第八值：

W(ti)＝Weight(ti)+C(ti)；

其中，W(t1)，W(t2)，..W(ti)，..，W(tn)为所述第一和第二值；

所述第一和第二校正值包括与达到所述第一和第二时刻的所述飞机的燃料消耗相关联至少一个第一加数(addend)，该第一加数与；

所述计算步骤进一步包括根据下列等式计算所述起飞重量(EIW)的步骤：

$\mathrm{EIW}=\underset{\mathrm{ti}=1}{\overset{m}{\mathrm{\Σ}}}\frac{W\left(\mathrm{ti}\right)}{m}+\mathrm{\Δ}$

其中，Δ为安全值。

本发明还涉及一种计算能够盘旋的飞机的起飞重量(EIW)的系统，该系统的特征在于包括：

-记录级(stage)，记录在至少一个第一和第二时刻的与所述飞机的起飞重量相关联的量的至少一个第一和第二值(W(t1)，W(t2)，W(t3)，...，W(ti)，...，W(tn))，所述飞机在至少一个第一和第二时刻处于稳定的盘旋状态中；以及

-计算级，用于基于所述第一和第二值来计算所述飞机的起飞重量；

将所述记录级设计成基于以下项目来记录总重量(Weight(t1)，Weight(t2)，Weight(t3)，…，Weight(ti)，…，Weight(tn))的第一和第二值：

-在所述第一和第二时刻的必要盘旋功率(Power(t1)，Power(t2)，Power(t3)，…，Power(ti)，…，Power(tn))；

-与在所述第一和第二时刻的飞行高度处的压力相关联的第二量的第三值；

-与在所述第一和第二时刻的飞行高度处的温度相关联第三量的第四值；

-与在所述第一和第二时刻的所述飞机的发动机速度相关联的第四量的第五值(n(t1)，n(t2)，...，n(ti)，...，n(tn))；以及

-多个性能曲线，显示了第一参数随第二参数而变的图案，所述第一参数与所述必要盘旋功率相关联，所述第二参数与所述飞机的所述总重量相关联；

所述第一参数为：

$\frac{\mathrm{Power}\left(\mathrm{ti}\right)}{\mathrm{\σ}\left(\mathrm{ti}\right)\·n{\left(\mathrm{ti}\right)}^3}$

其中，σ(ti)为所述第六值，并且

n(ti)为所述第五值；

所述第二参数为：

$\frac{\mathrm{Weight}\left(\mathrm{ti}\right)}{\mathrm{\σ}\left(\mathrm{ti}\right)\·n{\left(\mathrm{ti}\right)}^2};$

将所述记录级设计成根据下列公式，利用第一和第二校正值(C(t1)，C(t2)，C(t3)，...，C(ti)，...，C(tn))校正在所述第一和第二时刻所述总重量的所述第一和第二值：

W(ti)＝Weight(ti)+C(ti)；

第一和第二值；

所述第一和第二校正值包括与达到所述第一和第二时刻的所述飞机的燃料消耗相关联的至少一个第一加数；

将所述计算级设计成根据下列等式计算所述起飞重量：

$\mathrm{EIW}=\underset{\mathrm{ti}=1}{\overset{m}{\mathrm{\Σ}}}\frac{W\left(\mathrm{ti}\right)}{m}+\mathrm{\Δ}$

其中，Δ为安全值。

附图说明

将参照附图、通过实例来描述本发明的优选非限制性实施方式，附图中：

图1示出了飞机，尤其是直升机，其包括根据本发明的起飞重量计算系统，并且执行根据本发明的起飞重量计算方法；

图2示出了图1的系统内所使用的特征曲线；

图3示出了图2特征曲线的插补。

具体实施方式

图1中的数字1表示飞机，在所示的实例中为直升机。

直升机1包括具有机头(nose)5的机身2；两个发动机6(在图1内仅示意性地示出)；以及主转子3，装配到机身2的顶部，以产生直升机1升起和前进所需要的升程和推进。

图1中的数字10表示用于计算直升机1的起飞重量的系统。

系统10有利地包括：

-记录级20，用于记录在多个对应的时刻t1，t2，t3，...，ti，...，tn处的与直升机1的重量相关联的值W(t1)，W(t2)，W(t3)，...，W(ti)，...，W(tn)，直升机1在所述多个对应的时刻处于水平飞行状态中；以及

-计算级25，用于基于值W(t1)，W(t2)，W(t3)，...，W(ti)，...，W(tn)来计算直升机1的起飞重量EIW。

在下面的描述中，水平飞行意味着直升机盘旋或者以基本上恒定的高度和速度飞行。

系统10优选地还包括：

-获取级30，用于获取飞行参数，比如：横摇角、螺旋角、横摇角导数、螺旋角导数、偏航角导数、直升机1的真空速、载荷系数、雷达测量高度、竖直速度、直升机前向加速度、地面起落架指示、发动机6的功率和速度、主转子3的旋转速度、以及气压计测量压力高度；以及

-飞行条件识别级35，其基于所获得的飞行参数来确定直升机1是否处于稳定的水平飞行状态中。

将获取级30设计成以给定频率(比如，3Hz)获取飞行参数。

将识别级35设计成分析获取级30所获取的飞行参数，以及当获取级30所获取的一些参数低于相应的阈值的时间长于给定时间间隔时确定直升机1的稳定水平飞行。

在所描述的实施方式中，将识别级35设计成当如下情况发生了至少时间间隔Δt时，确定直升机1的稳定盘旋：

-横摇角低于阈值，该阈值比如为10度；

-螺旋角低于阈值，该阈值比如为10度；

-竖直速度低于阈值，该阈值比如为50英尺/分钟；

-雷达测量高度在下阈值与上阈值之间，比如在5英尺与100英尺之间；

-直升机1的真空速低于10节(knot，1海里/小时)。

在所述的实例中，时间间隔Δt为至少三秒。

将记录级20设计成记录在多个时刻t1，t2，t3，...，ti，...，tn处的值W(t1)，W(t2)，W(t3)，...，W(ti)，...，W(tn)，其中直升机1在相应的不同或者相同的高度h(t1)，h(t2)，h(t3)，...，h(ti)，...，h(tn)处处于稳定盘旋状态中。

更具体地说，将记录级20设计成：接收获取级30所获取的参数；如果识别级35确定直升机1处于稳定的盘旋状态，那么记录与直升机1的重量相关联的值W(t1)，W(t2)，W(t3)，...，W(ti)，...，W(tn)；以及将在各个时刻t1，t2，t3，...，ti，...，tn处记录的值W(t1)，W(t2)，W(t3)，...，W(ti)，...，W(tn)发送到计算级25。

将记录级20设计成基于以下项目来记录每个稳定盘旋状态下的值W(t1)，W(t2)，W(t3)，...，W(ti)，...，W(tn)：

-时刻ti和高度h(ti)处的由机载仪器记录的压力高度和外部空气温度PALT(ti)，TOUT(ti)；

-时刻ti和高度h(ti)处的与发动机6的速度成比例的因数n(ti)；

-时刻ti和高度h(ti)处的由发动机6生成的功率Power(ti)；以及

-记录级20内所储存的多个性能曲线100，101，102，103，104(图2和图3)。

更具体地说，记录级20针对每个稳定盘旋状态在时刻ti和高度h(ti)处记录下列i-th(第i个)参数：

$\mathrm{\δ}\left(\mathrm{ti}\right)=\frac{p\left(\mathrm{ti}\right)}{p_0}={\left[\frac{T_0+h\·\mathrm{PALT}\left(\mathrm{ti}\right)}{T_0}\right]}^m$

以及

$\mathrm{\ψ}\left(\mathrm{ti}\right)=\frac{T\left(\mathrm{ti}\right)}{T_0}=\frac{273.15+\mathrm{TOUT}\left(\mathrm{ti}\right)}{T_0}$

其中：

T₀＝288.15[K]为海平面处的标准温度；

p₀为海平面处的标准压力；

h＝0.00198[K/ft]；

$m=-\frac{g}{R\·h}=5.25611;$

R为理想气体普适常数；以及

g为重力加速度。

记录级20在时刻ti和高度h(ti)处还基于参数δ(ti)和Ψ(ti)记录参数σ(ti)：

$\mathrm{\σ}\left(i\right)=\frac{\mathrm{\δ}\left(\mathrm{ti}\right)}{\mathrm{\ψ}\left(\mathrm{ti}\right)}=\frac{\mathrm{\ρ}\left(\mathrm{ti}\right)}{{\mathrm{\ρ}}_0}$

其中：

ρ₀为海平面处的标准密度。

在性能曲线100、101、102、103、104内(图2和图3)，Y轴在时刻ti和高度h(ti)处显示参数：

$\frac{\mathrm{Power}\left(\mathrm{ti}\right)}{\mathrm{\σ}\left(\mathrm{ti}\right)\·n{\left(\mathrm{ti}\right)}^3}$

以及X轴在时刻ti和高度h(ti)处显示参数：

$\frac{\mathrm{Weight}\left(\mathrm{ti}\right)}{\mathrm{\σ}\left(\mathrm{ti}\right)\·n{\left(\mathrm{ti}\right)}^2}$

并且其中，Weight(ti)为时刻ti处的直升机1的重量，其从性能曲线100、101、102、103、104中得到。

性能曲线100、101、102、103、104针对增加的盘旋高度h(ti)绘制。换言之，性能曲线100(101、102、103)针对比性能曲线101(102、103、104)低的盘旋高度h(i)而绘制。

将记录级20设计成在高度h(ti)处插补性能曲线106(图3)，在此情况下，插补性能曲线的高度与绘制性能曲线100、101、102、103的高度中的任何一个都不相符。在图3中，性能曲线106在处于性能曲线100与101的高度之间的高度h(ti)处插补。

将记录级20设计成根据下列等式在各个时刻ti计算每个值W(t1)，W(t2)，W(t3)，...，W(ti)，...，W(tn)：

W(ti)＝Weight(ti)+C(ti)

其中，校正值C(t1)，C(t2)，...，C(ti)，...C(tn)是下列项目的和：

-达到时刻t0，t1，...，ti，...，tn时的与燃料消耗相关联的各个第一加数；以及

-与重量变化相关联的各个加入机组人员的第二加数，比如由于对直升机1装载材料以及从所述直升机卸载材料。

将计算级25设计成根据下列等式计算直升机1的重量EIW：

$\mathrm{EIW}=\underset{\mathrm{ti}=1}{\overset{m}{\mathrm{\Σ}}}\frac{W\left(\mathrm{ti}\right)}{m}+\mathrm{\Δ}$

其中：

Δ为加入直升机1的计算重量EIW的安全值。

换言之，将计算级25设计成将直升机的重量EIW计算为值W(ti)的算术平均值和安全值Δ的和。

优选地将记录级20设计成在以下条件的情况下在给定时刻ti+1处确定故障：

W(ti+1)-W(ti)≥Δ

换言之，将计算级25设计成，当在时刻ti和ti+1处记录的两个相邻值W(ti)、W(ti+1)之间的差值超过安全值Δ时确定故障。

在这种情况下，计算级25将故障信号发送到系统10的维修单元和/或删除从重量EIW的计算所得到的值W(ti+1，ti+2，..)。

记录级20、计算级25和识别级35优选地处于地面站19，获取级30处于直升机1上。

比如通过数据传输盒将获取级30所获得的飞行参数下载到计算级25。

通过在系统10上装载和执行的软件来控制记录级20、计算级25、获取级30和识别级35。

在实际使用中，获取级30以给定的取样频率获取飞行参数，并且将所述飞行参数下载到陆基识别级35，该陆基识别级确定直升机1是否盘旋。

更具体地说，将识别级35设计成在以下情况下至少在间隔Δt内确定直升机1的盘旋：

-横摇角低于阈值，该阈值比如为10度；

-螺旋角低于阈值，该阈值比如为10度；

-竖直速度低于阈值，该阈值比如为50英尺/分钟；

-雷达测量高度在下阈值和上阈值之间，比如在5英尺与100英尺之间；

-直升机1的真空速低于10节。

对于识别级35确定稳定盘旋状态的每个时刻ti和高度h(ti)，记录级20都记录直升机1的重量值W(ti)。

更具体地说，基于高度h(ti)和时刻t(i)处的压力高度PALT(ti)和温度TOUT(ti)的i-th(第i个)值，记录级20记录参数：

$\mathrm{\δ}\left(\mathrm{ti}\right)=\frac{p\left(\mathrm{ti}\right)}{p_0}={\left[\frac{T_0+h\·\mathrm{PALT}\left(\mathrm{ti}\right)}{T_0}\right]}^m$

以及

$\mathrm{\ψ}\left(\mathrm{ti}\right)=\frac{T\left(\mathrm{ti}\right)}{T_0}=\frac{273.15+\mathrm{TOUT}\left(\mathrm{ti}\right)}{T_0}.$

然后，记录级20记录参数：

$\mathrm{\σ}\left(i\right)=\frac{\mathrm{\δ}\left(\mathrm{ti}\right)}{\mathrm{\ψ}\left(\mathrm{ti}\right)}=\frac{\mathrm{\ρ}\left(\mathrm{ti}\right)}{{\mathrm{\ρ}}_0}$

此时，从图2和图3中的性能曲线100、101、102、103、104可得到给定的参数σ(ti)、n(ti)、功率抽取值Power(ti)、以及高度h(ti)。

通过应用与时刻ti-1与t之间的燃料消耗相关联的校正值C(ti)以及材料装载/卸载操作，记录级20根据下列等式校正Weight(ti)的值：

W(ti)＝Weight(ti)+C(ti)

将与高度h(ti)和时刻ti相关联的值W(ti)发送到计算级25。

因此，计算级25接收多个值W(t1)，W(t2)，W(t3)，...，W(ti)，...，W(tn)，这些值与在各个时刻t1，t2，t3，...，ti，...，tn和各个高度h(t1)，h(t2)，h(t3)，...，h(ti)，...，h(tn)处所记录的重量值相关联。

考虑安全值Δ，计算级25计算直升机1的起飞重量EIW。更具体地说，根据下列等式计算起飞重量EIW：

$\mathrm{EIW}=\underset{\mathrm{ti}=1}{\overset{m}{\mathrm{\Σ}}}\frac{W\left(\mathrm{ti}\right)}{m}+\mathrm{\Δ}$

当：

W(ti+1)-W(ti)≥Δ

计算级25在时刻t(i+1)生成表示系统10故障的信号。

在这种情况下，计算级25在计算直升机1的起飞重量EIW时不考虑值W(ti+2)，W(ti+3)，...，W(tn)。

在上述描述中，根据本发明的方法和系统10的优点将显而易见。

特别地，根据本发明的方法和系统10使得能够在直升机1运行的期间计算直升机1的起飞重量EIW。

因此，起飞重量EIW(尤其是与直升机1实际执行的飞行操作的重要指示相结合)可有效地用于评估实际疲劳，从而评估直升机1的大多数重要零部件的实际剩余使用寿命。

而且，根据本发明的方法和系统10用于容易地测量直升机1的实际起飞重量，而不需要机载载荷传感器。

最后，要注意的另一重要点是，在稳定盘旋模式中，飞行所需要的功率Power(ti)基本上用于提升直升机1的重量。

因此，性能曲线100、101、102、103、104容易绘制，且通常在直升机1的操作手册中显示。

通过采用在高度h(ti)处的稳定盘旋模式下绘出的功率Power(ti)的测量，能够十分容易地使用性能曲线100、101、102、103、104来执行根据本发明的方法。

显然，在不背离本发明的范围的情况下，可对此文中所描述的方法和系统10进行更改。

最后，该飞机可为推力换向式飞机。

Claims (11)

1.一种计算能够盘旋的飞机(1)的起飞重量(EIW)的方法，其特征

在于包括下列步骤：

-记录在至少一个第一时刻和第二时刻(t1，t2，t3，...，ti，...，tn)与所述飞机的起飞重量相关联的第一量的至少一个第一和一个第二值(W(t1)，W(t2)，W(t3)，...，W(ti)，...，W(tn))，所述飞机(1)在至少一个第一时刻和第二时刻处于稳定盘旋状态中；以及

-基于所述第一和第二值(W(t1)，W(t2)，W(t3)，...，W(ti)，...，W(tn))计算所述飞机(1)的起飞重量(EIW)；

所述记录步骤包括下列步骤：

-记录在所述第一和第二时刻(t1，t2，...，ti，...，tn)的必要盘旋功率(Power(t1)，Power(t2)，Power(t3)，…，Power(ti)，…，Power(tn))；以及

-获取在所述第一和第二时刻(t1，t2，...，ti，...，tn)的与飞行高度(h1，h2，...，h(i)，...，h(n))处的压力相关联的第二量的第三值(PALT(t1)，PALT(t2)，...，PALT(ti)，...，PALT(tn))；

-获取在所述第一和第二时刻(t1，t2，...，ti，...，tn)的与飞行高度(h1，h2，...，h(i)，...，h(n))处的温度相关联的第三量的第四值(TOUT(t1)，TOUT(t2)，...，TOUT(ti)，...，TOUT(tn))；

-获取在所述第一和第二时刻(t1，t2，...，ti，...，tn)的与所述飞机(1)的发动机(6)速度相关联的第四量的第五值(n(t1)，n(t2)，...，n(ti)，...，n(tn))；

-基于所述第三、第四和第五值(PALT(t1)，PALT(t2)，...，PALT(ti)，...，PALT(tn)；TOUT(t1)，TOUT(t2)，...，TOUT(ti)，...，TOUT(tn)；n(t1)，n(t2)，...，n(ti)，...，n(tn))，计算在所述第一和第二时刻(t1，t2，...，ti，...，tn)的与飞行高度(h1，h2，...，h(i)，...，h(n))处的相对密度相关联的第五量的第六值(σ(t1)，σ(t2)，...，σ(ti)，...，σ(tn))；

-使用盘旋性能曲线(100、101、102、103)计算所述飞机(1)在所述第一和第二时刻(t1，t2，...，ti，...，tn)的总重量(Weight(t1)，Weight(t2)，Weight(t3)，…，Weight(ti)，…，Weight(tn))的第七和第八值；

所述性能曲线(100、101、102、103)显示第一参数随第二参数而变的图案，所述第一参数与所述必要盘旋功率(Power(t1)，Power(t2)，Power(t3)，…，Power(ti)，…，Power(tn))相关联，所述第二参数与所述飞机(1)的所述总重量(Weight(t1)，Weight(t2)，Weight(t3)，…，Weight(ti)，…，Weight(tn))相关联；

所述第一参数为：

$\frac{\mathrm{Power}\left(\mathrm{ti}\right)}{\mathrm{\σ}\left(\mathrm{ti}\right)\·n{\left(\mathrm{ti}\right)}^3}$

其中，σ(ti)为所述第六值，并且

n(ti)为所述第五值；

所述第二参数为：

$\frac{\mathrm{Weight}\left(\mathrm{ti}\right)}{\mathrm{\σ}\left(\mathrm{ti}\right)\·n{\left(\mathrm{ti}\right)}^2};$

所述记录步骤进一步包括下列步骤：

-根据下列公式，利用第一和第二校正值(C(t1)，C(t2)，C(t3)，...，C(ti)，...，C(tn))校正在所述第一和第二时刻(t1，t2，...，ti，...，tn)的所述总重量(Weight(t1)，Weight(t2)，Weight(t3)，…，Weight(ti)，…，Weight(tn))的第七和第八值：

W(ti)＝Weight(ti)+C(ti)；

其中，W(t1)，W(t2)，..W(ti)，..，W(tn)为所述第一和第二值；

所述第一和第二校正值(C(t1)，C(t2)，C(t3)，...，C(ti)，...，C(tn))包括与达到所述第一和第二时刻(t1，t2，...，ti，...，tn)时所述飞机的燃料消耗相关联的至少一个第一加数；

所述计算步骤进一步包括根据下列等式计算所述起飞重量(EIW)的步骤：

$\mathrm{EIW}=\underset{\mathrm{ti}=1}{\overset{m}{\mathrm{\Σ}}}\frac{W\left(\mathrm{ti}\right)}{m}+\mathrm{\Δ}$

其中，Δ为安全值。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述记录步骤包括下列子步骤：

-记录在第一高度(h(t1))处所述第一量的所述第一值(W(t1))；以及

-记录在不同于所述第一高度(h(t1))的第二高度(h(t2))处所述第一量的所述第二值(W(t2))。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，包括下列步骤：

-获取多个飞行参数；

-基于所述飞行参数识别所述飞机(1)的稳定水平飞行状态；以及

-如果所述飞机(1)处于稳定水平飞行状态，那么执行所述记录步骤。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述多个飞行参数包括所述飞机(1)的横摇角、螺旋角、竖直速度、雷达测量高度、以及真空速；

所述识别步骤包括对于至少一给定的时间间隔(Δt)确定下列项目：

-所述横摇角低于相应的阈值；

-所述螺旋角低于相应的阈值；

-所述竖直速度低于相应的阈值；

-所述雷达测量高度在相应的阈值之间；以及

-所述真空速低于相应的阈值。

5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，包括将所获取的所述飞行参数下载至地面站(19)的步骤；并且，在所述地面站(19)执行所述识别步骤/记录步骤/计算步骤中的至少一个。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一校正值(C(t1)，C(t2)，C(t3)，...，C(ti)，...，C(tn))包括所述飞机(1)上的使用者输入的第二加数，所述第二加数与独立于所述燃料消耗的重量变化相关联。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述记录步骤包括当所记录的在连续的相应所述第一和第二时刻(ti，ti+1)时所述第一和第二值(W(ti)，W(ti+1)，...，)之间的差值超过另一阈值时(Δ)，生成故障信号的步骤。

8.一种软件产品，能装载至控制单元上并且设计成在运行时实施根据权利要求1所述的方法的步骤。

9.一种用于计算能够盘旋的飞机(1)的起飞重量(EIW)的系统(10)，所述系统的特征在于，包括：

-记录级(20)，用于记录在至少一个第一时刻和第二时刻(t1，t2，t3，...，ti，...，tn)与所述飞机的起飞重量相关联的量的至少一个第一和第二值(W(t1)，W(t2)，W(t3)，...，W(ti)，...，W(tn))，所述飞机(1)在至少一个第一和第二时刻处于稳定盘旋状态；以及

-计算级(25)，用于基于所述第一和第二值(W(t1)，W(t2)，W(t3)，...，W(ti)，...，W(tn))计算所述飞机(1)的起飞重量(EIW)；

所述记录级(20)设计成基于以下项目记录总重量(Weight(t1)，Weight(t2)，Weight(t3)，…，Weight(ti)，…，Weight(tn))的第一和第二值：

-在所述第一和第二时刻(t1，t2，...，ti，...，tn)的必要盘旋功率(Power(t1)，Power(t2)，Power(t3)，…，Power(ti)，…，Power(tn))；

-与在所述第一和第二时刻(t1，t2，...，ti，...，tn)的飞行高度(h1，h2，...，h(i)，...，h(n))处的压力相关联的第二量的第三值(PALT(t1)，PALT(t2)，...，PALT(ti)，...，PALT(tn))；

-与在所述第一和第二时刻(t1，t2，...，ti，...，tn)的飞行高度(h1，h2，...，h(i)，...，h(n))处的温度相关联的第三量的第四值(TOUT(t1)，TOUT(t2)，...，TOUT(ti)，...，TOUT(tn))；

-与在所述第一和第二时刻(t1，t2，...，ti，...，tn)的所述飞机(1)的发动机(6)的速度相关联的第四量的第五值(n(t1)，n(t2)，...，n(ti)，...，n(tn))；以及

-多个性能曲线(100、101、102、103)，所述多个性能曲线示出了第一参数随第二参数变化的图案，所述第一参数与所述必要盘旋功率(Power(t1)，Power(t2)，Power(t3)，…，Power(ti)，…，Power(tn))相关联，所述第二参数与所述飞机(1)的所述总重量(Weight(t1)，Weight(t2)，Weight(t3)，…，Weight(ti)，…，Weight(tn))相关联；

所述第一参数为：

$\frac{\mathrm{Power}\left(\mathrm{ti}\right)}{\mathrm{\σ}\left(\mathrm{ti}\right)\·n{\left(\mathrm{ti}\right)}^3}$

其中，σ(ti)为所述第六值，并且

n(ti)为所述第五值；

所述第二参数为：

$\frac{\mathrm{Weight}\left(\mathrm{ti}\right)}{\mathrm{\σ}\left(\mathrm{ti}\right)\·n{\left(\mathrm{ti}\right)}^2};$

所述记录级(20)设计成根据下列公式，利用第一和第二校正值(C(t1)，C(t2)，C(t3)，...，C(ti)，...，C(tn))校正在所述第一和第二时刻(t1，t2，...，ti，...，tn)的所述总重量(Weight(t1)，Weight(t2)，Weight(t3)，…，Weight(ti)，…，Weight(tn))的所述第一值和所述第二值：

W(ti)＝Weight(ti)+C(ti)；

第一和第二值；

所述第一和第二校正值(C(t1)，C(t2)，C(t3)，...，C(ti)，...，C(tn))包括与达到所述第一时刻和第二时刻(t1，t2，...，ti，...，tn)时的所述飞机的燃料消耗相关联的至少一个第一加数；

所述计算级(25)设计成根据下列等式计算所述起飞重量(EIW)：

$\mathrm{EIW}=\underset{\mathrm{ti}=1}{\overset{m}{\mathrm{\Σ}}}\frac{W\left(\mathrm{ti}\right)}{m}+\mathrm{\Δ}$

其中，Δ为安全值。

10.根据权利要求9所述的系统，其特征在于，包括用于获取所述飞机(1)的飞行参数的获取级(30)；

所述计算级(25)设计成也基于所述飞行参数计算起飞重量(EIW)；

所述系统进一步包括飞行状态识别级(35)，所述飞行状态识别级设计成基于所获取的飞行参数来确定所述飞机(1)是否处于稳定水平飞行中。

11.根据权利要求9所述的系统，其特征在于，所述计算级(25)和/或所述记录级(20)是基于地面的。

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