CN105814416A

CN105814416A - 用于确定主体的质量的方法和装置

Info

Publication number: CN105814416A
Application number: CN201480051825.4A
Authority: CN
Inventors: 戈登·A·莫里斯
Original assignee: LACSOP Ltd
Current assignee: Dijia Precision Co., Ltd.
Priority date: 2013-08-06
Filing date: 2014-08-04
Publication date: 2016-07-27
Anticipated expiration: 2034-08-04
Also published as: CN105814416B; GB2516916B; GB201314075D0; EP3030866B1; EP3030866A1; GB2516916A; WO2015019068A1; US20160187184A1; US10082420B2

Abstract

描述了用于确定主体的质量的方法。该方法包括施加并测量对主体的第一原动力以在第一运动状态中移动主体。主体的加速度也在这个时间被测量。这种方法对第二运动状态重复。所测量的原动力和加速度然后用于计算主体的质量和因而重量。加速度计可用于测量加速度。方法可被改造以便校正主体移动所越过的地面的角度θ和/或加速度计相对于地面的倾角α。方法可使用不需要与地面接触且不需要主体是静止的新颖的表面角测量设备。

Description

用于确定主体的质量的方法和装置

本发明涉及机械的领域。特别是，描述了用于确定主体的质量和因而重量的方法和装置。所述方法和装置在滚动体或交通工具例如客机的质量的确定中得到特别应用。

发明背景

知道在起飞的时间的飞机的重量从安全、燃料使用和发动机寿命及维护需要方面来说是关键因素。作为例子，在客机上，飞行管理系统(FMS)用于计算飞机的总重量。由FMS使用的当前过程基于从飞机载荷表提取的数据，例如：

a)待命飞机(APS)重量；

b)货物和乘客的托运行李重量，其基于加上被装载到飞机上的单独物品的重量；

c)为飞行装载的饮食供应品的重量；

d)燃料负荷；以及

e)乘客及其手提行李的总重量。

基于由FMS计算的总重量，飞机飞行员必须做出关于待使用的适当推力设置的决定，以便允许飞机离开跑道并爬升到期望高度。可由飞行员结合FMS对起飞考虑的其它因素是天气状况、跑道长度和机场的海拔。

如本领域中的技术人员将认识到的，在起飞时的发动机推力设置确定所使用的燃料的数量，并显著影响在发动机的维护和维修之间的间隔。

可准确地确定上面在a)到d)描述的重量。然而，目前通过使用成人和儿童的标准乘客重量来计算“乘客及其手提行李的总重量”。这个重量包括手提行李的允许额并被注册国家的法规机构批准。对于成人，这个重量通常被取为84kg。实际上，乘客本身和他们带到飞机上的手提行李的重量可以有相当大的变化，例如有手提行李加上免税商品的高个成年男人将比没有手提行李的小个女人明显更重。这个变化可能对例行地用于一次运输几百乘客的客机的总重量变得相当明显。

由于在关于飞机的重量的数据中的不确定性和在那个信息中的可能错误，在起飞期间的现行做法是过补偿“乘客及其手提行李的总重量”并因此使用比所需的更多的推力和因而燃料。如有技能的读者将认识到的，这个过补偿主要是为了安全的原因。

因此本发明的实施方式的目的是消除或至少减轻确定主体且特别是飞机的重量的方法的前述缺点，如在本领域中已知的。

本发明的实施方式的另一目的是提供用于准确地确定主体和特别是滚动体或交通工具例如飞机的重量的方法和装置。

本发明的实施方式的另一目的是提供可在用于准确地确定主体和特别是滚动体或交通工具例如飞机的重量的方法内使用的表面角测量设备。

发明概述

根据本发明的第一方面，提供了用于确定主体的质量的方法，该方法包括：

施加并测量对主体的第一原动力以在第一运动状态中移动主体；

测量当在第一运动状态中时的主体的第一加速度；

施加并测量对主体的第二原动力以在第二运动状态中移动主体；

测量当在第二运动状态中时的主体的第二加速度；以及

从所测量的第一和第二原动力以及所测量的第一和第二加速度计算主体的质量。

上述方法提供用于准确地确定主体的质量同时考虑到施加到主体的所有力例如摩擦力、风阻力和重力的手段。它在滚动体或交通工具以及特别是客机的重量的确定中得到特别应用。

更优选地，第一和第二原动力越过地面的区域移动主体。地面的区域可相对于实际重力水平线成角度θ倾斜。

优选地，该方法还包括测量在地面的区域和实际重力水平线之间的倾斜角θ。角θ的测量可使用根据本发明的第七到第十方面中的任一个的表面角测量设备。

优选地针对在相关的地面区域和实际重力水平线之间的角θ校正第一和第二原动力的测量值。

优选地，第一和/或第二加速度由安装在主体上的加速度计测量。

优选地针对加速度计相对于地面的倾角α校正第一和/或第二加速度的测量值。

第一运动状态可包括稳定运动状态，即第一加速度等于零。

第一和/或第二运动状态可包括加速状态，即第一和/或第二加速度不等于零。

可通过设置主体的发动机的推力来施加第一或第二原动力。

最优选地，主体包括飞机。

根据本发明的第二方面，提供了用于确定主体的质量的方法，该方法包括：

施加并测量对主体的第一原动力以在第一稳定运动状态中移动主体；

施加并测量对主体的第二原动力以在第二稳定运动状态中移动主体，其中第二稳定运动状态的方向与第一稳定运动状态的方向成θ；以及

从所测量的第一和第二原动力计算主体的质量。

本发明的第二方面的实施方式可包括实现本发明的第一方面的优选或可选特征的特征，反之亦然。

根据本发明的第三方面，提供了用于确定主体的质量的方法，该方法包括：

施加并测量对主体的第一原动力以在第一加速状态中移动主体；

测量当在第一加速状态中时的主体的第一加速度；

施加并测量对主体的第二原动力以在第二加速状态中移动主体；

测量当在第二加速状态中时的主体的第二加速度；以及

本发明的第三方面的实施方式可包括实现本发明的第一或第二方面的优选或可选特征的特征，反之亦然。

根据本发明的第四方面，提供了计算飞机起飞所需的推力的方法，该方法包括根据本发明的第一到第三方面中的任一个确定飞机的质量。

能够更准确地确定飞机的质量允许起飞实现对发动机推力的较低值。这具有明显的益处：它满足对飞机运营商的噪声污染水平要求并减少由于所产生的二氧化碳排放的水平对飞机运营商征收的不断增加的碳税。

根据本发明的第五方面，提供了计算对飞机航行的燃料要求的方法，该方法包括根据本发明的第一到第三方面中的任一个来确定飞机的质量。

能够更准确地确定主体的质量允许更准确地计算对飞机航行的燃料要求，减少需要由飞机携带的燃料负荷。

根据本发明的第六方面，提供了计算飞机的飞行路径的方法，该方法包括根据本发明的第一到第三方面中的任一个来确定飞机的质量。

能够更准确地确定飞机的质量允许飞机的飞行员考虑对相同的初始燃料负荷采用在较高高度处的飞行路径，而不危害飞机或机上乘客的安全。如本领域中的技术人员将认识到的，当较高高度飞行路径被使用时，特别是在长运程飞行上，可实现明显的燃料节约。

根据本发明的第七方面，提供了表面角测量设备，表面角测量设备包括：界定第一和第二测距仪测量位置的底盘，第一和第二测距仪测量位置旋转地分离开角度第一测距仪；以及第一倾角计。

将第一倾角计包括进来的作法允许表面角测量设备运行，而不考虑在底盘和实际水平线之间的角。这明显简化了测量过程，因为没有与底盘可被使用时的角有关的容限限制。

更优选地，底盘提供用于将表面角测量设备安装在主体上的手段。

优选地，第一测距仪位于第一测距仪位置处。在这个实施方式中，第二测距仪优选地位于第二测距仪位置处。倾角计可被定位成具有垂直于平分在第一和第二测距仪位置之间的角的线的水平轴。

可选地，第一倾角计固定到第一测距仪。在这个实施方式中，表面角测量设备还包括固定到第二测距仪的第二倾角计。

可选择地，第一测距仪被枢转地安装以提供在第一和第二测距仪测量位置之间的旋转运动。在这个实施方式中，第一倾角计固定到第一激光测距仪。

最优选地，第一和/或第二测距仪包括激光测距仪。

根据本发明的第八方面，提供了表面角测量设备，表面角测量设备包括：安装在第一和第二测量位置内的第一和第二测距仪，第一和第二测量位置旋转地分离开角度以及具有垂直于平分在第一和第二测距仪之间的角的线的水平轴的第一倾角计。

本发明的第八方面的实施方式可包括实现本发明的第七方面的优选或可选特征的特征，反之亦然。

根据本发明的第九方面，提供了表面角测量设备，表面角测量设备包括：安装在第一和第二测量位置内的第一和第二测距仪，第一和第二测量位置旋转地分离开角度固定到第一测距仪的第一倾角计；以及固定到第二测距仪的第二倾角计。

本发明的第九方面的实施方式可包括实现本发明的第七或第八方面的优选或可选特征的特征，反之亦然。

根据本发明的第十方面，提供了表面角测量设备，表面角测量设备包括：枢转地安装在第一和第二测量位置之间的测距仪，第一和第二测量位置旋转地分离开角度以及固定到第一测距仪的倾角计。

本发明的第十方面的实施方式可包括实现本发明的第七到第九方面的优选或可选特征的特征，反之亦然。

根据本发明的第十一方面，提供了用于确定主体的质量的惯性质量系统，惯性质量系统包括用于测量主体的加速度的加速度计和配置成基于下列项来计算主体的质量的处理器：

-施加到主体以在第一运动状态中移动主体的第一原动力的测量值；

-当在第一运动状态中时主体的第一加速度的测量值；

-施加到主体以在第二运动状态中移动主体的第二原动力的测量值；以及

-当在第二运动状态中时主体的第二加速度的测量值。

优选地，惯性质量系统还包括提供在惯性质量系统和飞机飞行管理系统之间的通信的手段的接口。

施加到主体的第一和第二原动力可因此由飞行管理系统的发动机管理系统测量。

最优选地，加速度计包括倾斜传感器。将倾斜传感器包括进来的作法允许针对加速度计相对于地面的倾角α校正所测量的第一和第二加速度。

最优选地，惯性质量系统还包括根据本发明的第七到第十方面中的任一个的表面角测量设备。

根据本发明的第十二方面，提供了飞机的飞行管理系统，其包括根据本发明的第十一方面的惯性质量系统。

根据本发明的第十三方面，提供了飞机，其包括根据本发明的第十二方面的飞行管理系统。

附图的简要说明

现在将参考附图描述仅作为例子的本发明的各种实施方式，其中：

图1示出沿着地面行进的客机的示意性表示；

图2示出由图1的客机使用的飞机惯性质量系统的示意图；

图3示出根据本发明的实施方式的表面角测量设备的示意性表示；

图4示出当与图1的飞机一起部署时表面角测量设备的示意性表示；以及

图5示出当与图1的飞机一起部署时表面角测量设备的可选实施方式的示意性表示。

在接下来的描述中，在说明书和附图中始终用相同的参考数字标记相似的部件。附图并不一定按比例，且某些部件的比例被放大以更好地示出本发明的实施方式的细节和特征。

优选实施方式的详细描述

现在将参考图1描述本发明的细节。特别是，图1示出沿着地面2行进的客机1的示意性表示。X和Y轴被包括在图1中以分别表示实际水平线和实际垂直线。可看到地面2相对于水平轴X成角θ。

可根据牛顿第二运动定律的原理来确定作用于飞机1上的原动力F，如在下面的方程1中详述的：

F＝ma+T_R(1)

其中

a＝飞机的沿着地面的加速度；

m＝飞机的质量；以及

T_R＝飞机的总滚动阻力。

当飞机1沿着地面2移动时，它将在两个状态——稳定运动状态(a＝0)或加速状态(a≠0)——之一中。这个事实可被利用，以便提供用于计算飞机1的质量和因而重量的手段。

支持本发明的原理是使用加速度计3来测量越过地面2的飞机1的加速度，并因而确定飞机是否在稳定运动状态或加速状态中。加速度计3可安装在飞机1上，如在图1的实施方式中所示的。

在优选实施方式中，最初当飞机1在稳定运动状态(a＝0)中时，例如当飞机1在恒定速度下越过地面2滑行时，飞机1的原动力F被测量。在这个状态中，由发动机的推力施加到飞机1的所测量的原动力F等于飞机1的总滚动阻力T_R。

然后当飞机1在加速状态(a≠0)中时，原动力F被测量。可接着将方程(1)求解，以便给出飞机1的质量的准确值。

飞机1的重量W然后由下面的已知方程给出：

W＝mg(2)

其中g＝重力加速度。

上述方法可被改造，以便考虑地面2可以不平行于实际水平线(轴X)、即角θ≠0的事实。将认识到，几个因素将促成飞机1的总滚动阻力T_R。这些因素包括作用于飞机上的摩擦力t_f、作用于飞机上的风阻力t_w和在平行于地面2的方向上作用于飞机上的重力。对于图1的飞机1，T_R可被表示如下：

T_R＝t_f+t_w+t_g(3)

其中t_g＝mgsinθ(4)

有技能的读者将认识到，如果角θ>0，地面2的倾斜可因此引起正阻力，而如果角θ<0则引起负阻力，以及如果飞机1在稳定运动状态(a＝0)中沿着地面2的水平段行进，则t_g等于0且所以不促成对阻碍运动的力T_R，即由发动机的推力提供的所测量的原动力F因此给出t_f+t_w的组合值。

角θ可以是地面的特定区段的已知值。可选地，当飞机1在地面2之上行进时，可测量角度θ。下面更详细描述适合于这个目的的表面角测量设备19。然后当发动机的推力将飞机1移动为在加速状态(a≠0)中时，原动力F被测量，以及方程(1)、(3)和(4)再次用于计算飞机1的质量。

风速指示仪4可用于测量风速并以便提供用于计算作用飞机上的风阻力t_w的直接手段。风速指示仪4可安装在飞机1上，如在图1的实施方式中所示的。当结合在地面2的水平段上的T_R的上述测量时，也可单独地确定作用于飞机上的摩擦力t_f的值。

上述方法可进一步被改造以便考虑下面的事实：加速度计3可能安装在飞机1上，以便相对于地面2倾斜。加速度计3因此优选地包括倾斜传感器5，以便测量在加速度计3和实际水平线之间的倾角α。在这个实施方式中，方程(1)被改造以便为：

F＝macos(α–θ)+T_R(5)

其中T_R＝(t_f+t_w)+mgsinθ(6)

使用具有方程(5)和(6)的上述方法因此提供用于在飞机1沿着地面2移动时确定飞机1的质量同时校正地面2的角度θ和加速度计3相对于地面2的倾角α的手段。

图2示出由飞机1使用以便实现上述方法的飞机惯性质量系统(AIMS)6的示意图。可看到AIMS6包括连接到处理器7例如计算处理器单元(CPU)的加速度计3和倾斜传感器5。如下面更详细描述的表面角测量设备19也可连接到CPU7。CPU7还可包括功能选择键盘8；显示器9；以及存储各种算法例如通用数据处理例程11、实时和历史数据比较和验证例程12以及实时数据测量和处理例程13的存储器部件10。

CPU7经由飞机数据总线接口15连接到正常飞机飞行管理系统(FMS)14。如可从图2看到的，FMS14可包括提供关于飞机发动机的推力的数据的发动机管理系统16；帮助导航和实时数据验证的GPS传感器17；以及自动驾驶系统18。

将认识到，CPU7可提供用于测量时间的手段。这个时间数据可因此与由加速度计3得到的数据组合，以便可确定飞机1所行进的速度和距离。通过从飞机的GPS传感器17读取数据，也可确定飞机在不同时间的位置。使用该数据，可独立于加速度计3来确定所行进的加速度、速度和距离。这个数据可因此用于验证由加速度计3产生的数据。这个特征提供关于由AIMS6产生的数据的有效性的一定程度的保证。

现在将描述用于计算飞机1的质量和因而重量的可选实施方式。在第一实例中，当飞机1在第一加速状态(a₁≠0)中行进时，测量飞机1的第一原动力F₁。然后当飞机1在第二加速状态(a₂≠0)中行进时，测量飞机1的第二原动力F₂。将认识到，优选地在飞机在地面2之上行进时，地面的这个区域的角度θ需要是已知的或被测量。以类似的方式，也需要在加速度计3和实际水平线之间的倾角α。可接着将基于方程(5)的联立方程求解以便确定飞机1的质量的值。

现在将描述用于计算飞机1的质量和因而重量的另一可选实施方式。在这个实施方式中，最初当飞机1越过地面2的水平区域(即角θ＝0)在稳定运动状态(a＝0)中行进时，测量飞机1的原动力F。从方程(6)中可看到，在这个状态中，由飞机1的发动机提供的推力给出(t_f+t_w)的组合值。

然后当飞机1越过地面2的有坡度区域(即角θ≠0)同时再次在稳定运动状态(a＝0)中行进时，测量飞机1的原动力F。将认识到，优选地在飞机在地面2上行进时，地面的这个区域的角θ需要是已知的或被测量。因为(t_f+t_w)的组合值以前被确定，方程(6)可接着用于计算飞机1的质量的值，且因此飞机1的重量可类似地从方程(2)被确定。

在上述方法中，加速度计3再次用于确定飞机1何时在地面2的水平区域(角θ＝0)上和在地面2的有坡度区域(角θ≠0)上处于稳定状态(a＝0)中。然而，因为方法不需要对加速度计3相对于地面2的倾斜的任何补偿，倾斜传感器5不需要合并在其中。

表面角测量设备

实际上，很少发现表面相对于重力的方向是真正水平或垂直的。可使用水平仪或电子倾角计来进行表面相对于实际重力水平线或垂直线的角度的测量。使用这样的装置的困难是，它们需要仪器与表面直接或间接接触。此外，这样的装置需要静止地被部署，且所以不能用于测量移动主体的表面的倾斜度。

现在将描述如图3所示的适合于用在图1的飞机1上的表面角测量设备19，其允许准确地测量地面2相对于实际水平面(如由轴X表示的)的倾斜度。可看到表面角测量设备19包括都安装在底盘23上的第一测距仪20、第二测距仪21和倾角计22。优选地，第一测距仪20和/或第二测距仪21包括激光测距仪。第一测距仪20和第二测距仪21以及倾角计22安装在底盘23上，使得在第一测距仪20和第二测距仪21的测量线之间的角度(例如在第一测距仪20和/或第二测距仪21的激光输出之间的角)是已知的，且倾角计22定位成使得它的水平轴垂直于平分在第一激光测距仪20和第二激光测距仪21之间的角的线。将认识到，底盘23被安装到的主体(例如飞机1)可以不允许底盘23定向成平行于实际水平线。然而，倾角计22提供用于测量底盘23和因而第一激光测距仪20和第二激光测距仪21相对于实际水平线的倾斜度ε的手段。

为了说明表面角测量设备19的操作，图4示出当与图1的飞机1一起部署时设备19的示意性表示。在这里，AB表示来自第二激光测距仪21的具有长度L₂的光束，而BC表示来自第一激光测距仪20的具有长度L₁的光束。激光测距仪21和20因此分别确定距离AB和BC，而倾角计22测量角度ε。当在第一激光测距仪20和第二激光测距仪21之间的角是已知的时，可从下面的方程确定角θ：

其中

为了计算角θ，来自第一激光测距仪20和第二激光测距仪21及倾角计22的数据信号可简单地被输入到CPU(例如CPU7)以执行计算并直接显示结果或将信息继续传递到其它设备，例如AIMS6或FMS14。

虽然上面所述的测量用于计算角θ，这实际上是在由MN表示的表面上的两个分立点之间的斜率。通过沿着斜率移动底盘23，可确定多个数据点且因而可计算表面的斜率的角θ的平均值。

上述表面角测量设备19使用两个测距仪20和21及倾角计22，且实际上是一旦设备19被安装于的底盘3放置在适当位置上就不需要手动干预的斜率测量系统。将认识到，在可选实施方式中，如在图5中示意性示出的，表面角测量设备24可包括安装在枢轴点B上的单个测距仪(优选地，激光测距仪)。在这个实施方式中，倾角计22固定到测距仪，使得测量线(例如光束)的角度相对于实际水平线或垂直线被测量。激光测距仪因此被设置为在枢轴上的角度，且距离L₂(AB)连同角Ψ₁一起被测量。激光测距仪然后在枢轴上转动并被设置为另一角度，且距离L₁连同角Ψ₂一起被测量。

然后从关系找到角度并通过使用方程(7)再次找到线AC的斜率——角度θ。激光测距仪和倾角计都可具有电子接口，其允许测量再次被传递到CPU以执行计算并显示结果。

在又一可选实施方式中，将认识到，可在表面角测量设备19内使用两个倾角计22，一个安装在第一激光测距仪20上而一个安装在第二激光测距仪21上。这个布置允许角度Ψ₁和Ψ₂如上所述的直接被测量以及表面MN的角度θ如前所述的被确定。虽然涉及额外的设备，这个布置具有下面的优点：两个激光测距仪20和21不需要相对于彼此以高精确度安装在底盘23上。

上述方法和装置合并允许外部因素例如诸如飞机的滚动体的总滚动阻力T_R被确定并从而允许主体的质量被准确地确定的多个特征，该外部因素影响在主体上产生给定加速度所需的力。

能够准确地确定飞机的质量和因而重量提供多个明显的优点。在第一个实例中，可以更准确地确定起飞所需的发动机推力，因而减小对过补偿乘客和手提行李重量的需要(在现有技术的系统中目前情况就是这样)而没有对飞机或机上乘客的安全的任何危害。

使用用于起飞的更小的发动机推力也导致更低的飞机噪声和被使用的更少的燃料。这具有明显的益处：它满足对飞机运营商的噪声污染水平要求并减少由于所产生的二氧化碳排放的水平而对飞机运营商征收的不断增加的碳税。

在起飞期间使用燃料的水平的更准确的知识也具有额外的益处：飞行员现在可考虑在较高高度处的飞行路径而不危害飞机或机上乘客的安全。如本领域中的技术人员将认识到的，当较高高度飞行路径被使用时，特别是在长运程飞行上，可实现明显的燃料节约。

在确定主体(例如飞机)的质量时，要知道的重要因素是它正行进的地面的地形。所述表面角测量设备提供用于准确地确定不需要与表面直接或间接接触且不需要主体是静止的因素的手段。

在整个说明书中，除非上下文另有要求，术语“comprise(包括)”或“include(包括)”或变形例如“comprises”或“comprising”、“includes”或“including”将被理解为暗示所声明的整数或一组整数的包括，但不是任何其它整数或整数组的排除。

此外，在描述中对任何现有技术的提及不应被理解为现有技术形成公共一般知识的部分。

本发明的前述描述为了说明和描述的目的而被介绍且并没有被规定为穷尽的或将本发明限制到所公开的精确形式。所述实施方式被选择并描述，以便最好地解释本发明的原理及其实际应用以从而使本领域中的其他技术人员能够在各种实施方式中并使用如适合于所设想的特定使用的各种修改最好地利用本发明。因此，可合并另外的修改或改进而不偏离如由所附权利要求限定的本发明的范围。

Claims

1.一种用于确定主体的质量的方法，所述方法包括：

施加并测量对所述主体的第一原动力以在第一运动状态中移动所述主体；

测量当在所述第一运动状态中时的所述主体的第一加速度；

施加并测量对所述主体的第二原动力以在第二运动状态中移动所述主体；

测量当在所述第二运动状态中时的所述主体的第二加速度；以及

从所测量的第一原动力和第二原动力以及所测量的第一加速度和第二加速度计算所述主体的质量。

2.如权利要求1所述的用于确定主体的质量的方法，其中所述第一原动力越过地面的区域移动所述主体。

3.如权利要求1或2中的任一项所述的用于确定主体的质量的方法，其中所述第二原动力越过地面的区域移动所述主体。

4.如权利要求2或3中的任一项所述的用于确定主体的质量的方法，其中所述方法还包括测量在地面的所述区域和实际重力水平线之间的倾斜角θ。

5.如权利要求4所述的用于确定主体的质量的方法，其中所述第一原动力的测量值被针对在相关的地面的所述区域和所述实际重力水平线之间的所述角θ来校正。

6.如权利要求4或5中的任一项所述的用于确定主体的质量的方法，其中所述第二原动力的测量值被针对在相关的地面的所述区域和所述实际重力水平线之间的所述角θ来校正。

7.如前述权利要求中的任一项所述的用于确定主体的质量的方法，其中所述第一加速度由安装在所述主体上的加速度计测量。

8.如前述权利要求中的任一项所述的用于确定主体的质量的方法，其中所述第二加速度由安装在所述主体上的加速度计测量。

9.如权利要求7或8中的任一项所述的用于确定主体的质量的方法，其中所述第一加速度的测量值被针对所述加速度计相对于地面的倾角α校正。

10.如权利要求8或9中的任一项所述的用于确定主体的质量的方法，其中所述第二加速度的测量值被针对所述加速度计相对于地面的倾角α校正。

11.如前述权利要求中的任一项所述的用于确定主体的质量的方法，其中所述第一运动状态包括稳定运动状态。

12.如权利要求1到10中的任一项所述的用于确定主体的质量的方法，其中所述第一运动状态包括加速状态。

13.如前述权利要求中的任一项所述的用于确定主体的质量的方法，其中所述第二运动状态包括稳定运动状态。

14.如权利要求1到13中的任一项所述的用于确定主体的质量的方法，其中所述第二运动状态包括加速状态。

15.如权利要求1到10中的任一项所述的用于确定主体的质量的方法，其中所述第一运动状态包括加速状态。

16.如前述权利要求中的任一项所述的用于确定主体的质量的方法，其中通过设置所述主体的发动机的推力来施加所述第一原动力。

17.如前述权利要求中的任一项所述的用于确定主体的质量的方法，其中通过设置所述主体的发动机的推力来施加所述第二原动力。

18.如前述权利要求中的任一项所述的用于确定主体的质量的方法，其中所述主体包括飞机。

19.一种计算飞机起飞所需的推力的方法，所述方法包括根据如权利要求18所定义的方法来确定所述飞机的质量。

20.一种计算对飞机航行的燃料要求的方法，所述方法包括根据如权利要求18所定义的方法来确定所述飞机的质量。

21.一种计算飞机的飞行路径的方法，所述方法包括根据如权利要求18所定义的方法来确定所述飞机的质量。

22.一种用于确定主体的质量的惯性质量系统，所述惯性质量系统包括用于测量所述主体的加速度的加速度计和配置成基于下列项来计算所述主体的质量的处理器：

-施加到所述主体以在第一运动状态中移动所述主体的第一原动力的测量值；

-当在所述第一运动状态中时所述主体的第一加速度的测量值；

-施加到所述主体以在第二运动状态中移动所述主体的第二原动力的测量值；以及

-当在所述第二运动状态中时所述主体的第二加速度的测量值。

23.如权利要求22所述的惯性质量系统，其中所述惯性质量系统还包括提供在所述惯性质量系统和飞机飞行管理系统之间的通信的手段的接口。

24.如权利要求23所述的惯性质量系统，其中施加到所述主体的第一原动力和第二原动力由所述飞行管理系统的发动机管理系统测量。

25.如权利要求22到24中的任一项所述的惯性质量系统，其中所述加速度计包括倾斜传感器。

26.如权利要求22到25中的任一项所述的惯性质量系统，其中所述惯性质量系统还包括表面角测量设备。

27.如权利要求26所述的惯性质量系统，其中所述表面角测量设备包括：界定第一测距仪测量位置和第二测距仪测量位置的底盘，所述第一测距仪测量位置和第二测距仪测量位置旋转地分离开角度第一测距仪；以及第一倾角计。

28.如权利要求27所述的惯性质量系统，其中所述底盘提供用于将所述表面角测量设备安装在所述飞机上的手段。

29.如权利要求27或28中的任一项所述的惯性质量系统，其中所述第一测距仪位于所述第一测距仪位置处。

30.如权利要求27到29中的任一项所述的惯性质量系统，其中第二测距仪位于所述第二测距仪位置处。

31.如权利要求27到30中的任一项所述的惯性质量系统，其中所述倾角计被定位成具有垂直于平分在所述第一测距仪和第二测距仪之间的角的线的水平轴。

32.如权利要求27到30中的任一项所述的惯性质量系统，其中所述第一倾角计固定到所述第一测距仪。

33.如权利要求32所述的惯性质量系统，其中所述表面角测量设备还包括固定到所述第二测距仪的第二倾角计。

34.如权利要求27或28中的任一项所述的惯性质量系统，其中所述第一测距仪被枢转地安装以提供在所述第一测距仪测量位置和第二测距仪测量位置之间的旋转运动。

35.如权利要求34所述的惯性质量系统，其中所述第一倾角计固定到所述第一测距仪。

36.如权利要求27到35中的任一项所述的惯性质量系统，其中所述第一测距仪包括激光测距仪。

37.如权利要求30到36中的任一项所述的惯性质量系统，其中所述第一测距仪包括激光测距仪。

38.一种用于包括如权利要求22到37中的任一项所述的惯性质量系统的飞机的飞行管理系统。

39.一种包括如权利要求38所述的飞行管理系统的飞机。