JP2001526779A - 航空機の重量および重心表示器 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 航空機１の運動を最少に維持しながら、航空機の重量および重心を測定し、計算しおよび表示する際に使うための搭載式システム。圧力センサ４５を脚支柱３、５、７の各々に対して取付ける。搭載式ポンプ３８および溜を脚支柱の各々に取付け、支柱スティクションを決定する際に脚支柱圧力を監視しながら、コンピュータ／制御装置２５によって作動する。このコンピュータ／制御装置は、各脚支柱のスティクションを計算し、脚支柱スティクションによって生ずる圧力歪みを補償する。付加的特徴には、支柱スティクションの減少、脚支柱流体レベルの測定、脚支柱健全性の監視、外部氷および防除氷液に対する重量調整、風に対する重量調整、および航空機脚支柱運動の監視がある。

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 あらゆる航空機の飛行で重要な二つの要因は、その航空機の重量とバランスで ある。航空機製造業者は、その航空機の最大総重量を発表しなければならない。 これは、離陸速度で、翼がその航空機の重量を持上げるために十分な揚力を発生 することを保証するためである。考えるために同等に重要な要因は、その航空機 が、トリム調整によって補正できるような、適正なバランス（重心）または許容 限界内にあるかどうかと言うことである。 航空機の重量は、複数の引込み脚支柱で支持する。これらの脚支柱は、加圧作 動油および窒素ガスを含む。各脚支柱内の圧力は、脚支柱が支持する重量に関係 する。航空機の脚支柱は、支柱内のオリフィスに作動油を押通すという衝撃吸収 技術を組込んでいる。窒素ガスは、付加的緩衝作用をする。この脚支柱内に多数 のＯリングシールを使って、各脚支柱内に含まれる作動油および圧縮した窒素ガ スを保持する。Ｏリングシールによる圧縮した窒素ガスおよび作動油の保持は、 それらが脚支柱のシリンダ壁を上下動するときにこれらのシールが維持する甚だ しい量の摩擦による。この摩擦（航空機支柱業界では“スティクション”と定義 する）は、脚支柱の衝撃吸収特性を改善するかも知れないが、脚支柱内圧がこの 脚支柱の支持する重量に関係するので、それらの圧力を歪める。航空機重量を正 確に決定するために、これらの脚支柱内のスティクションによって生ずる歪んだ 圧力読取り値を補正するために補償が必要である。 総重量および重心を決定するための以前のシステムは、良く知られ且つ良く文 書化されている。エルフェンバインの米国特許第３，５１３，３００号、セゲル ダールの米国特許第３，５８１，８３６号、リンドバーグ外の米国特許第５，５ ２１，８２７号、並びに本発明者ナンスの米国特許第５，２１４，５８６号およ び米国特許第５，５４８，５１７号を参照してもよい。 エルフェンバインの米国特許第３，５１３，３００号は、航空機重量と脚支柱 内の圧力とを関連づけた。エルフェンバインは、脚支柱圧力を測定し、それを支 持する重量と関係付ける技術を開発した。このエルフェンバインの先行技術は、 支柱スティクションによって生ずる脚支柱圧力歪みを補償しない。 セゲルダールの米国特許第３，５８１，８３６号は、摩擦が脚支柱内圧力と航 空機重量との間の関係に誤差を生ずる要因とになることを発見した。セゲルダー ルの先行技術は、脚支柱に流体を注入し且つ回収するやり方を包含する。セゲル ダールは、脚支柱に作動油を注入し且つ回収するために使用する油圧管路内の作 動油の圧力を測定するやり方を教示する。このやり方は、支持する重量と脚支柱 摩擦に関係する圧力を測定するだけでなく、作動油注入機構の高圧および作動油 回収機構の低圧を測定する。脚支柱圧力と仮定されて重量計算に使用されること になる、この擬似高圧または低圧は、脚支柱の本体内の圧力と作動油注入機構の 高圧または低圧との間の圧力差によって歪められる。作動油をこの支柱に注入す るとき、誤って高圧を測定し、同様に作動油をこの支柱から回収するとき、誤っ て低圧を測定する。作動油注入機構には、かなりの高圧があるに違いなく、さも なければこの脚支柱が伸びないだろうし、また作動油回収機構には、かなりの低 圧があるに違いなく、さもなければこの脚支柱が引き込めないだろう。セゲルダ ールの先行技術も、脚の窒素ガスの圧縮によって生ずるその窒素ガスの圧力変動 を無視する。作動油を脚支柱に注入するとき、窒素ガスを圧縮する。この窒素ガ スの圧縮は、熱を発生する。圧縮した窒素ガスの温度が上がると、この窒素ガス 、並びにそれが直接接触している作動油の圧力は、この脚支柱摩擦およびこの支 柱が支持している重量が直接関係する圧力より高い圧力まで増すだろう。これら の誤差源をセゲルダールの先行技術は認識していない。 リンドバーグ外の米国特許第５，５２１，８２７号は、脚支柱内圧力と航空機 重量の間の直接関係に誤差を生ずる要因としての摩擦の確認については、セゲル ダールおよびナンス（以下に説明する）の先行技術と変わりはない。リンドバー グは、各脚支柱を完全伸長近くまで持上げる多重作動油注入および各脚支柱を完 全引込み近くまで下げる多重作動油回収のやり方を教示する。航空機を６０〜９ ０ｃｍ程上げ下げする、これらの極端な上下運動は、セゲルダールが教示する先 行技術の可能性ある誤差を幾らか軽減するかも知れないが、そのような極端な航 空機の運動は、航空機ドアに隣接する浮動式乗客“ジェット・ブリッジ”および 航空機の荷物室の中へ直接伸びる手荷物積込みコンベヤベルトを利用する今日の 航空機の載荷手順に不適合である。もし、このリンドバーグのやり方を航空機の 載荷法に使うなら、極端な航空機の運動が航空機に激しい損傷を与え、または乗 客を傷つけることがある。 この発明は、この発明者（ナンス）の先行技術、米国特許第５，２１４，５８ ６号および米国特許第５，５４８，５１７号は勿論、上記の先行技術の改善に関 する。とりわけ、このナンスの技術は、支柱のシール摩擦によって生ずる圧力歪 みを測定し、次にその情報を、作動油注入および回収機構が機能していない場合 に将来参照するために記憶する。この技術は、航空機の硬着陸を決定する際に使 用すべき所定の圧力限界の記憶を包含する。この技術は、支柱流体温度も測定し 、温度変化によって生ずる圧力歪みを調整する。 発明の概要 本発明の目的は、加圧脚支柱を利用する、この発明者の先の搭載式航空機重量 および重心表示器への改良を提供することである。 本発明の他の目的は、重量測定中の航空機の垂直運動を最少にする、搭載式航 空機重量および重心表示器を提供することである。 本発明の他の目的は、重量測定中に支柱流体の圧力を事実上変える、支柱流体 温度の変化を最少にする、搭載式航空機重量および重心表示器を提供することで ある。 本発明の他の目的は、特定の航空機支柱の中の作動油およびガスの相対量を決 定することである。 本発明は、航空機についての情報を得る方法を提供する。この航空機は、複数 の加圧脚支柱によって支持する。これらの脚支柱は、屡々スティクションと称す る、摩擦を受ける。このスティクションは、支柱内圧が脚支柱によって支持する 重量に関係するので、それらを歪める。これらの脚支柱は流体を含む。この方法 は、各脚支柱の中の流体の量を変え、それぞれの脚支柱を第１方向に動かす。こ の各脚支柱の運動を検出する。それぞれの脚支柱の運動を検出すると、それぞれ の脚支柱の中の流体の量を変える工程を止め、支柱の運動を最少限に維持し、そ れによって航空機の運動を最少限にし、また温度変化およびそれぞれの脚支柱流 体の温度変化によって生ずる圧力歪みも最少にする。各脚支柱の中の流体の量を 変え、各脚支柱の運動を検出し、および各脚支柱の中の流体の量を変えるのを止 める工程を繰返し、この脚支柱を第１方向と反対の第２方向に動かす。上記工程 中、各脚支柱内の圧力を測定する。これらの圧力決定値を使って、支柱スティク ションによって生じた歪みを補償する。 本発明の一つの態様によれば、この各脚支柱の運動を検出する工程が、更にそ れぞれの支柱圧力の変化を検出し、これらの支柱圧力変化のピークを検出する工 程を含む。この各脚支柱の運動を検出する工程が、更に、ピーク圧力、および圧 力反転に続く定常圧力を検出する工程を含む。 本発明の他の態様によれば、航空機の全ての支柱を同じ方向に動くように調整 する。支柱が第２方向に動く前に、全ての支柱は運動を停止しなければならない 。これらの態様が、更に航空機の運動を最少にする。 本発明の他の態様によれば、支柱を僅かに動かして、隣合う支柱表面を潤滑す ることによってスティクションを減少する。この支柱運動は、典型的には重量測 定のための支柱運動を行う前に起る。そのような予備ストロークがシールを潤滑 し、それによってスティクションを減らし、それによってスティクションによっ て生ずる圧力歪みを減らす。スティクション測定過程で受けるスティクションの 量を減らすことが最終航空機重量測定の誤差を減少するだろう。 本発明の他の態様によれば、各支柱の中の流体の量を変える工程がそれぞれの 脚支柱の第１アクセス口でなされ、一方各支柱内の圧力を測定する工程がそれぞ れの支柱の第２アクセス口でなされる。この第１および第２アクセス口は、支柱 の中の多量の流体によって物理的に分離されている。その代りに、各支柱の中の 流体の量を変える工程が唯一のアクセス口である第１アクセス口でなされ、そこ では圧力・流れ分離取付け具を使って流体流れによって生ずる圧力測定値の歪み を避ける。 本発明の他の態様によれば、それぞれの脚支柱の運動を検出する工程が、更に それぞれの脚支柱に取付けた機械的センサによってこの運動を検出する工程を含 む。 本発明の他の態様によれば、各脚支柱の中の流体の量を変える工程をポンプに よって行う。使用する特別の形式のポンプは、分離計量シリンダである。 本発明の他の態様によれば、それぞれの脚支柱を第１方向に動かし、次に第２ 方向に動かすように流体の量を変える工程でそれぞれの脚支柱は正味ゼロの変化 を与える。圧力測定後に支柱の中の流体の量の正味変化がゼロであることは、支 柱を適正に維持することを保証する際に有用である。 本発明の他の態様によれば、この第１方向は支柱を伸すことになっていて、第 ２方向は支柱を引き込むことになっている。支柱を伸すときは、支柱を折畳むと きより僅かに高いスティクションを受け、それで“非対称スティクション”と称 する。 本発明の他の態様によれば、各脚支柱が支持する重量を補償した圧力決定値お よびばね下重量から決める。ばね下重量とは、脚支柱内に含まれる流体の下に位 置する航空機脚部品の重量である。航空機の重量は、それぞれの補償した重量決 定値から決める。航空機の重心は、これらの補償した重量から決めることができ る。脚支柱の圧力決定値に支柱スティクションによって生ずる歪みを補償する工 程は、更に、脚支柱のあらゆる非対称スティクションを補償するように、脚支柱 の各々からの重量決定値にオフセットを加味する工程を含む。 本発明の他の態様によれば、航空機に載荷または除荷しながら、航空機の重量 を決める工程を行う。 本発明の他の態様によれば、決定した航空機重量に、この航空機翼を通過して 重量を歪める翼揚力を発生する風によって生ずる誤差を補償する。また、決定し た航空機重量に航空機の外部に蓄積する氷または外部流体によって生ずる誤差を 補償する。 本発明は、複数の加圧脚支柱によって支持する航空機の重量を決定する方法も 提供する。この航空機は、載荷装置と垂直に整列した入口を有し、この載荷装置 を使って入口から航空機に目的物を積み降ろしできる。この方法は、それぞれの 脚支柱を動かすように、脚支柱の各々の中の流体の量を変える。脚支柱の各々の 運動を検出する。それぞれの脚支柱の運動を検出時、それぞれの脚支柱の中の流 体の量を変える工程を中止することによって、この入口の載荷装置との垂直方向 の整列を維持する。脚支柱の各々の中の流体の量を変える工程時、脚支柱の各々 の運動を検出する工程時、およびそれぞれの脚支柱の中の流体の量を変える工程 を中止することによって、この入口の載荷装置との垂直に整列を維持する工程時 に、それぞれの脚支柱の各々の中の圧力を決める。これらの圧力決定値に、ステ ィクションによって生ずる歪みを補償する。各脚支柱が支持する重量は、それぞ れの補償した圧力決定値およびばね下重量から決める。この航空機の重量は、そ れぞれの補償した重量決定値から決める。 本発明の他の態様によれば、この載荷装置は乗客ランプまたは貨物ランプでも よい。 本発明は、航空機脚支柱の中のガスと液体の相対量を決める方法も提供する。 支柱の中の流体の量を変える。この流体の量を変えながら、支柱の中の圧力を測 る。脚支柱の各々の中の流体の量を変える工程の少なくとも一つの間に圧力の変 化速度を決める。この流体は、液体および圧縮ガスを含む。この液体の量に対す る圧縮ガスの量を各支柱でその支柱に対する圧力の変化速度から決める。この様 にして、支柱の相対健全性を決められる。 本発明の他の態様によれば、ガスに対する液体の相対量を決める工程が更に支 柱の圧力の測定した変化速度を、圧力の既知の変化速度のルックアップテーブル と比較する工程を含む。 本発明は、航空機の重量を決定するための装置も提供する。この航空機は、複 数の加圧脚支柱によって支持する。脚支柱がスティクションを受ける。このステ ィクションは、脚支柱が支持する重量に関係するので、内部支柱圧力を歪める。 これらの支柱が流体を含む。この装置は、脚支柱の各々に流体を注入および／ま たは回収するためのポンプを有する。中の流体の圧力を検出するように脚支柱の 各々に圧力センサを取付ける。脚支柱の運動を検出するように脚支柱の各々に運 動センサを取付ける。制御装置がこの運動センサに結合した入力およびこのポン プに結合した出力を有し、運動センサが支柱の運動を検出するとき、この制御装 置がポンプを止めて支柱への流体の注入または回収を止める。航空機重量コンピ ュータをこの圧力センサに結合する。この航空機重量コンピュータは、検知した 圧力からこの航空機の重量を決定する。 図面の簡単な説明 新規であると考えられる、この発明の特徴は添付の請求項に示すが；好適実施 方法に関するおよび更なる目的に関する更なる詳細、並びにその特徴は、添付の 図面と共に以下の説明を読めば最も容易に理解出来よう。それらの図面で： 図１は、三輪型脚を備える典型的商用定期旅客機の脚を伸した位置での下側の 図である。 図２は、典型的商用定期旅客機の、密閉したピストン、Ｏリングシールおよび オリフィス板を備える脚支柱の部分断面正面図である。 図３は、典型的空港地上支援装置の近くの典型的商用定期旅客機の図である。 図４は、好適実施例によるこの発明の概略図である。 図５は、典型的商用旅客機脚支柱の分解絵画略図の側面図で、この発明のもう 一つの実施例の部品を取付けて示す。 図６は、この発明の部品を取付けた、代替型の脚支柱の分解絵画略図である。 図７は、分離計量シリンダ（ＩＭＣ）の断面図である。 図８は、支柱圧力センサ組立体の分解絵画略図である。 図９は、この発明の部品を取付けた、典型的商用旅客機脚支柱の分解絵画略図 である。 図１０は、圧力・流れ分離取付け具の断面図である。 図１１は、この発明の部品を取付けた、典型的商用旅客機脚支柱鋏リンクの側 面図である。 図１２は、この発明の搭載式コンピュータ／制御装置の概略図である。 図１３は、脚支柱スティクション測定方法の説明図である。 図１４は、脚支柱スティクション減少方法の説明図である。 図１５は、脚支柱作動油の低レベル識別方法の説明図である。 好適実施例の詳細な説明 さて、図面を参照すると、幾つかの図全体を通して類似の参照番号は相当する 部品を指し、図１を詳しく参照すると、前脚３、左主脚５、および右主脚７から 成る三輪の脚構成を有する典型的商用定期旅客機１が示されている。 さて、図２を参照すると、従来の市販の脚３、５、７（図１）の各々が示され 、 それは、以後“支柱”と称する、一つのオレオ式緩衝支柱８と、やはり着陸衝撃 を吸収する流体の内部緩衝装置から成り、それらが共にこの航空機の重量をタイ ヤ１２上で支持する。市販の支柱８では、この流体が油圧液体（ここでは作動油 １５と称する）および窒素ガス１７を含む。各支柱の内部に、支柱の圧縮運動を 減衰するオリフィス孔１４のあるオリフィス板１３と共に、鍛鋼ピストン９を含 む。Ｏリングシール１１が作動油１５および圧縮窒素ガス１７を支柱シリンダの 内部で密封する役をする。支柱８は、外部から窒素ガスアクセス取付け具１９を 介して加圧できる。作動油は、取付け具２０からアクセスできる。 さて、図３を参照すると、脚支柱８によって支持される典型的商用定期旅客機 １が示されている。脚支柱８は、旅客機１に重量を加えると縮み２、重量を除く と伸びる２。旅客機１の近くおよび周りに、旅客機乗客ハッチ１６へ伸びる乗客 ジェット・ブリッジ６を有する乗客ジェット・ウェイ４のような、典型的空港地 上支援装置がある。このジェット・ブリッジ・ランプ１８を旅客機の主要客室床 と乗客ジェット・ブリッジ６の間の隙間の上に置き、旅客機１の非常に僅かな上 下運動を除く全てを抑制する。旅客機１の極端な上下運動は、旅客機１およびジ ェット・ブリッジ６に激しい損傷を生じることがある。モータ駆動手荷物コンベ ヤベルトアーム２３も旅客機１の下荷物室２４の中へ伸びる。旅客機１の極端な 上下運動は、旅客機１およびモータ駆動手荷物コンベヤベルト２３に激しい損傷 を生じることがある。 今度は、図４を参照すると、接続部品を示すこの発明の概略図が示されていて 、そこでｎは、前脚専用のこの発明の部品を表し、ｐは、左脚専用のこの発明の 部品を表し、およびｓは、右脚専用のこの発明の部品を表す。前脚３は、左主脚 ５および右主脚７と共に、この飛行機の重量を作動油および窒素ガスの緩衝作用 で支持する。これらの重量支持支柱の各々からの内部支柱圧力信号は、圧力セン サ組立体３１ｎ、３１ｐ、３１ｓによって測定し、ワイヤリングハーネス２１ｎ 、２１ｐ、２１ｓを経て搭載式コンピュータ／制御装置２５へ送る。このシステ ムは、既存の航空機電源２７によって駆動する。種々の計算および情報をワイヤ リングハーネス２２を経て飛行機コックピットまたは貨物室ディスプレイ２９へ 伝送する。 さて、図５を参照すると、圧力センサ組立体３１ｎ、３１ｐ、３１ｓの実施例 の詳細図が示されていて、そこでは典型的商用旅客機支柱８が取付け具１９によ って各支柱に取付けた加圧弁６５を包含する。この加圧弁６５を取外してＴ継手 ３３の設置を容易にする。圧力センサ４５をＴ継手３３に接続する。弁６５をＴ 継手３３の他の接続口に接続する。支柱８が支持する重量に関する圧力信号をワ イヤリングハーネス２１によってコンピュータ／制御装置２５（図４）へ送る。 今度は、図６を参照すると、圧力センサ組立体３１ｎ、３１ｐ、３１ｓの実施 例の代替詳細図が示されていて、そこでは支柱８の代替図が取付け具１９によっ て各支柱に取付けた上端加圧弁６５を包含する。ある場合に、この支柱８は、支 柱圧力にアクセスするには単一口（この場合取付け具１９）だけに限られる（そ のような支柱は取付け具２０（図２参照）がない）。この加圧弁６５を取外して Ｔ継手３３の設置を容易にする。圧力センサ４５をＴ継手３３に接続する。弁６ ５をＴ継手３３の他の接続口に接続する。支柱８が支持する重量に関する圧力信 号をワイヤリングハーネス２１によってコンピュータ／制御装置２５（図４）へ 送る。 さて、図７を参照すると、分離計量シリンダ（ＩＭＣ）３８の図が示されてい る。このＩＭＣ３８は、内部浮動ピストン４０を備える、円筒形の油圧式または 空気圧式アクチュエータである。ＩＭＣ３８に流入する作動油を電子弁４１によ って制御し、ＩＭＣ３８から流出する作動油を電子弁４３によって制御する。電 子弁４１および電子弁４３への命令は、コンピュータ／制御装置２５（図４）か ら受け、ワイヤリングハーネス５６によって伝送する。油圧管路４６をこの航空 機の油圧系の高圧側に接続し、油圧管路４７をこの航空機の油圧系のゼロ圧力戻 り側に接続し、および油圧／空気圧管路３６をこの航空機支柱８（図９参照）内 の作動油または窒素ガスに接続する。ＩＭＣ３８は、予め測定した量の流体を各 支柱８に注入し、次にその正確な量の流体を支柱８から回収する。支柱８の中の 流体の量が変らぬままであることを保証するために、浮動ピストン４０は、各注 入および回収サイクルに対して、シリンダ３８内の同じ位置に始り且つ戻る。こ の好適実施例では、この位置がシリンダ壁４２に当接している。ＩＭＣ３８を支 柱８からの流体の注入および回収に利用していないとき、電子弁４３は、所定の 期間開いていてから閉じるだろう。これは、ＩＭＣ３８内の全航空機油圧系圧力 を緩和し、浮動ピストン４０をＩＭＣシリンダ壁４２に接して位置付け、次の注 入および回収サイクルに備える。 さて、図８を参照すると、Ｔ継手３３に接続した圧力センサ４５が示されてい る。支柱８が支持する重量に関する圧力信号をワイヤリングハーネス２１によっ てコンピュータ／制御装置２５（図４）へ送る。 今度は、図９を参照すると、取付け具２０によって各支柱に取付けた作動油整 備逆止弁６６を包含する典型的商用旅客機支柱８が示されている。各支柱８で、 この逆止弁６６を取外してＴ継手３４の設置を容易にする。油圧／空気圧管路３ ６をＴ継手３４に取付けて、支柱８を脚室内に取付けたＩＭＣ３８へ導く。ＩＭ Ｃ３８は、高圧油圧管路４６およびゼロ圧力戻り油圧管路４７によって既存の航 空機油圧系ポンプ３９に取付ける。ＩＭＣ３８は、電子弁４１および電子弁４３ を開閉することによって、それぞれ、支柱８に予め測定した量の作動油または窒 素ガスを注入および回収する。油圧／空気圧管路３６は、圧力センサ４５を取付 けるために使う取付け具１９ではなくて、取付け具２０に取付けるのが好ましい 。この分離を使って、支柱８に流体が出入りする間の間違った圧力測定を避ける 。これは、圧力センサ４５と支柱８に流体を注入および回収するために使う口２ ０とを物理的に分離する。もし、そのような分離が利用できなければ、圧力測定 値が作動油または窒素ガスの流れによって歪められないことを保証するために、 この装置のＴ継手３３と取付け具１９の間に、圧力・流れ分離取付け具４８（図 １０参照）を加えるべきである。この圧力・流れ分離取付け具は、以下に更に完 全に説明する。図９に戻って参照して、ＩＭＣ３８を作動するために使用する圧 力源は、既存の航空機油圧系ポンプ３９またはこの航空機内外で利用できるその 他の圧力源によって供給する。電子弁４１および電子弁４３への命令は、コンピ ュータ／制御装置２５（図４）から受け、ワイヤリングハーネス５６によって伝 送する。予め測定した量の作動油の各支柱への注入および回収は、コンピュータ ／制御装置２５に、航空機運動を最少限に保ちながら、支柱スティクションによ って生ずる支柱圧力歪みを識別し且つ補償させる。分離したＩＭＣおよび油圧系 ポンプを機外可搬式システム４４として使ってもよい。Ｔ継手３４は、油圧／空 気 圧管路３７を介してこの機外可搬式システム４４に付くように適合可能である。 さて、図１０を参照すると、圧力・流れ分離取付け具４８が示されている。上 に議論したように、ある支柱８は一つの取付け具１９しかない。そのような支柱 では、この単一アクセス取付け具を圧力抽出と支柱への流体の注入／回収との両 方に使わねばならない。圧力・流れ分離取付け具４８は、短い管５１に接続した ねじ付き取付け具４９および長い管５２に接続したねじ付き取付け具５０を含む 。これらの管５１、５２は、支柱８の内部へ下方に伸び、窒素ガスおよび／また は作動油に曝される。圧力センサ組立体３１（図６）をねじ付き取付け具４９に 取付け、油圧／空気圧管路３６をねじ付き取付け具５０に取付ける。圧力測定は 、口５３（管５１の底にある）から支柱８にアクセスする。ＩＭＣ３８は、支柱 ８にアクセスして口５４（管５２の底にある）から流体を注入／回収する。口５ ３、５４は、多量の流体によって支柱の内部で互いから物理的に分離されている 。圧力センサ組立体３１と油圧／空気圧管路３６のこの分離は、支柱８に流体が 出入りする間の間違った圧力測定を避ける。 さて、図１１を参照すると、オレオ式緩衝支柱８と鍛鋼ピストン９から成る各 脚の下部が示されている。ピストン９は、支柱鋏リンク２６によって支柱８の外 シリンダ内の回転を制限される。支柱鋏リンク２６は、ヒンジピン２８を含む。 以後ＲＶＤＴ３２と称する、半径方向可変ディジタル変換器を、このＲＶＤＴ３ ２がヒンジピン２８に対する支柱鋏リンク２６の運動を測定できるような方法で 、支柱鋏リンク２６およびヒンジピン２８に取付ける。この支柱鋏リンク運動の 測定は、支柱の伸長および支柱の引き込みを機械的に決定し、測定する方法であ る。ＲＶＤＴ３２からの支柱伸長測定信号をワイヤリングハーネス３０によって コンピュータ／制御装置２５（図４）へ送る。 さて、図１２を参照すると、このコンピュータ／制御装置２５が図示されてい て、そこでｎは、前脚専用のこの発明の部品を表し、ｐは、左脚専用のこの発明 の部品を表し、およびｓは、右脚専用のこの発明の部品を表す。前ワイヤリング ハーネス２１ｎ、左ワイヤリングハーネス２１ｐ、および右ワイヤリングハーネ ス２１ｓによる圧力入力信号をコンピュータ／制御装置２５へ伝送する。コンピ ュータ／制御装置２５は、典型的な外部取付け指向性風速表示器からワイヤリン グハーネス７７を介して変化する風速および風向情報を受け、風調整プログラム ７６に、先に測定した航空機重量誤差を風速および風向と比較することによって 、決定した重量を補正させる。風速および風向補正値を風調整プログラム７６に 記憶する。風速補正値を見出す一つの方法は、その航空機を軍用Ｃ−１３０のよ うな大型ターボプロップ航空機のエンジンのプロペラ送風の後ろに置くことであ る。単一または複数のＣ−１３０航空機がエンジン推力を増すことによって外部 風洞を作り出す。異なる風速でこの航空機の重量および重心の測定値を採るとき 、風速表示器をこの航空機の翼端に置く。これらの重量および重心の測定値を、 測定し且つ風調整プログラム７６に記憶した種々の風速と関連付ける。この航空 機を１５°回転し、重量および重心の測定値を今度はこの航空機と異なる角度で 交差する種々の風速と再び関連付ける。この航空機を、全ての方向からの風の影 響を測定するために、１５°の増分で全円に亘って回転する。可能性ある航空機 離陸重量の全範囲で風速調整値を測定することを保証するために、航空機内に種 々の重量を置く。これらの記憶した値を特定の風速および風向オフセットに対し て引用することができる。このオフセットを、風調整プログラム７６を使って重 量測定値を補正するために使用できる。 コンピュータ／制御装置２５は、ワイヤリングハーネス７９を介して典型的航 空機傾斜センサから航空機傾斜情報も受ける。航空機傾斜補償プログラム７８は 、この航空機が水平でないことによって生ずる誤差に対して、決定した航空機重 量を補正する。支柱スティクション、総重量、重心、および傾斜補償に対する計 算をコンピュータ／制御装置２５によって行い、それからワイヤリングハーネス ２２によってディスプレイ２９（図４）へ伝送する。 三輪の脚構成を有する飛行機の総重量を決定するためには、次の式、Ｗｔ８０ を解かねばならない： Ｗｎ＋Ｗｐ＋Ｗｓ＝Ｗｔ （８０） 但し： Ｗｎは、前脚が支持する重量であり、 Ｗｐは、左脚が支持する重量であり、 Ｗｓは、右脚が支持する重量であり、 および Ｗｔ は、この飛行機の総重量である。 Ｗｎ８１、Ｗｐ８２およびＷｓ８３の値を決める一つの方法は、次の式を解く ことである： ［（Ｐｎ±Ｓｎ）×ＳＡｎ］＋Ｕｎ＝Ｗｎ （８１） ［（Ｐｐ±Ｓｐ）×ＳＡｐ］＋Ｕｐ＝Ｗｐ （８２） ［（Ｐｓ±Ｓｓ）×ＳＡｓ］＋Ｕｓ＝Ｗｓ （８３） 但し： Ｐｎは、前脚内の圧力の量であり、 Ｐｐは、左脚内の圧力の量であり、 Ｐｓは、右脚内の圧力の量であり、 Ｓｎは、前脚の決定したスティクションであり、 Ｓｐは、左脚の決定したスティクションであり、 Ｓｓは、右脚の決定したスティクションであり、 ＳＡｎは、前脚の荷重支持表面積であり、 ＳＡｐは、左脚の荷重支持表面積であり、 ＳＡｓは、右脚の荷重支持表面積であり、 Ｕｎは、前脚のばね下重量であり、 Ｕｐは、左脚のばね下重量であり、 Ｕｓは、右脚のばね下重量であり、 および Ｗｎは、前脚が支持する重量であり、 Ｗｐは、左脚が支持する重量であり、 Ｗｓは、右脚が支持する重量である。 これらの式Ｗｔ、Ｗｎ、ＷｐおよびＷｓは、それぞけのソフトウェアプログラ ム８０、８１、８２および８３（図１３も参照）によって解く。 Ｐｎ、ＰｐおよびＰｓの値を決めること：これらの値を各それぞれの支柱圧力 センサ４５（図５）によって測定する。 Ｓｎ、ＳｐおよびＳｓの値を決めること：航空機を一定の重量に維持して支柱 を伸し、それから引込めながら、これらの値を各それぞれの支柱８内の圧力を 監視することによって測定する（図１３参照）。支柱を伸し、次に引込めなが ら、記録した最大圧力測定値から最小値を引き、次にその記録した測定値を２ で割ることが、その瞬間の、各それぞれの支柱８に対するスティクションの値 を求め；並びに支持する重量、正味スティクションに関係するこの支柱内の圧 力を求める。この支柱を最後に動かした方向に依って、このスティクション値 をそれぞれの支柱８内の測定した圧力に加えるかまたは引いてもよい。もう一 つのアプローチは、支柱を伸し、次に折畳みながら、記録した複数の圧力から 得た平均支柱圧力を使うことで、その平均圧力は、今度はそれが支持する重量 、支柱スティクションの正味効果に比例する。 ＳＡｎ、ＳＡｐおよびＳＡｓの値を決めること：これらの値は、航空機支柱製 造業者から入手できる。 Ｕｎ、ＵｐおよびＵｓの値を決めること：これらのばね下重量値は、航空機支 柱製造業者から入手できる。これらの値は、作動油および圧縮した窒素ガスの 上になく、それらに支持されない、それぞれの支柱部品の重量である。これら のばね下重量値は、タイヤ、車軸、ブレーキ、作動油等の重量を含む。 Ｓｎ、ＳｐおよびＳｓの値の上記の決定（図１３参照）を更に良く説明するた めに；コンピュータ／制御装置プログラム８４が、ワイヤリングハーネス５６ｎ 、５６ｐ、５６ｓによってそれぞれのＩＭＣ３８（図９）へ送った命令およびそ れぞれの圧力センサ４５からワイヤリングハーネス２１ｎ、２１ｐ、２１ｓを介 して圧力測定値を受ける命令を発する。 Ｓｎ、ＳｐおよびＳｓの値を決める工程をソフトウェアプログラム８４が実行 する： １．各ＩＭＣ３８（図９）が予め測定した量の流体をそのそれぞれの脚支柱８ に注入し；支柱を伸しながら、スティクションの効果を支柱に生じさせる。 ２．流体を支柱に注入しながら、コンピュータ／制御装置２５により支柱の運 動を監視する。支柱の運動を監視する一つの方法は、支柱内部の圧力を監視す ることである。コンピュータ／制御装置２５は、それぞれの圧力センサ４５か ら上昇する内部支柱圧力を監視する。スティクションの影響が克服されたとき 、これらの監視する圧力は、上昇を止め、僅かに降下し（正のピーク圧力また は“圧力跳ね返り”を生じ）、次に支柱が伸び始めると、一定のままである。 この最高圧力測定値を記憶する。 ３．各ＩＭＣ３８は、次にその同じ予め測定した量の作動油をそのそれぞれの 支柱８から回収し、支柱を引込み始める前に、スティクションの影響で内部支 柱圧力を減らさせる。 ４．流体を回収するとき、コンピュータ／制御装置２５が支柱の運動を監視す る。コンピュータ／制御装置２５は、それぞれの圧力センサ４５から今度は低 下する内部支柱圧力を監視する。スティクションの影響が克服されたとき、こ れらの監視する圧力は、低下を止め、僅かに上昇し（負のピーク圧力または“ 圧力跳ね返り”を生じ）、次に支柱が引込み始めると、一定のままである。こ の最低測定値を記憶する。支柱スティクションは、この支柱が伸びるとき、人 為的に高圧力測定値をもたらし、一方支柱スティクションは、この支柱を引込 むとき、人為的に低圧力測定値をもたらす。流体を注入し、次に回収する順序 は、流体を注入する前に流体を注入できるように逆にしてもよい。 ５．コンピュータ／制御装置２５は、各支柱８からの先に記憶した最高および 最低（ピーク）圧力測定値を要求し、支持する重量、スティクションの現在の 正味影響に関係するそれぞれの支柱圧力の測定値を平均する。 上記手順で、支柱運動は、検出するピーク支柱圧力によって決定する。その代 りに、支柱運動をＲＶＤＴ３２を使ってコンピュータ／制御装置２５によって検 出できる（図１１および図１２参照）。 同じ量の流体を支柱に注入しおよび回収することによって、支柱の中の流体の 正味変化はゼロである。これは、支柱の中の窒素ガスに対する作動油の適正な比 またはバランスを維持する。 航空機の重心（ＣＧ）を決めるためには、次の式ＣＧ８５を解かねばならない ： ｛［Ｗｎ×ｎｌ］＋［（Ｗｐ＋Ｗｓ）×ｍｌ］｝÷Ｗｔ＝ＣＧ （８５） 但し： Ｗｎは、前脚が支持する重量であり、 Ｗｐは、左脚が支持する重量であり、 Ｗｓは、右脚が支持する重量であり、 Ｗｔは、この航空機の総重量であり、 ｎｌは、前支柱の位置であり、 ｍｌは、左および右主支柱の位置であり、 並びに ＣＧは、この航空機の重心である。 航空機の重心ＣＧを決めるためのこの式は、ソフトウェアプログラム８５によ って解く。 特定の航空機の載荷形態に関係なく、ｎｌおよびｍｌは、既知の定数であり、 Ｗｎ、Ｗｐ、ＷｓおよびＷｔは、飛行機の総重量を決めるための式８０〜８３の 解によって得られる値である。 翼揚力を歪める氷蓄積並びにこれらの氷蓄積による航空機の重量変化を示す、 付加的コンピュータ／制御装置プログラム８６がオプションとして利用できる。 基準値として、０．０２８３ｍ³の氷の重量をこのプログラムのメモリに記憶す る（この重量は、厚さ２．５４ｃｍ、１．１１４８ｍ²の氷、または厚さ０．６ ３５ｃｍ、４．４５９３ｍ²等に等しい）。その特定の航空機の、氷が蓄積でき る総外部表面積を決定し、やはりこのプログラムの永久メモリに記憶する。その 代りに、この航空機製造業者がその特定の航空機の重量増加の関数として氷り厚 さに関するテーブルを提供してもよい。一旦航空機の積荷が完了し、全ての防除 氷処置を実施してしまうと、パイロットはこのプログラムにこの航空機の現在の “純粋載荷重量”を保存する。もし、離陸遅延がこの航空機に待機を余儀なくし 、外部表面に着氷を再蓄積させるなら、これらの蓄積がこの発明で示す付加重量 に関係するので、それらをリアルタイムで表示できる。パイロットは、離陸前の 何時でも、この“純粋載荷重量”を呼出し、それを燃焼燃料を除いた既存の重量 と比較することが出来る。航空機に防除氷液を散布すると、この航空機の重量は 、 その防除氷液の重量に正比例して増加する。特定の航空機機種を防除氷するため に使用する防除氷液の平均量の重量を測定し、防除氷プログラム８７に記憶する ことができる。“防除氷”プログラム８７で述べたのと類似の手順を“雨重量” プログラム９０を作るために行い、航空機の外部表面に蓄積した水の重量を測定 し、差し引く。防除氷液は、水のなしには濃いゲルの形をしている。航空機の外 部表面に蓄積する水の重量は、防除氷液のそれより少ない。航空機が離陸速度に 近付くと、水または防除氷液および航空機上の残留氷、並びにそれらの重量がこ の航空機から吹飛び、この航空機を最初に測定したより軽くなる。パイロットは 、防除氷プログラム８７、またはもし天候条件が指令するなら、“雨重量”プロ グラム９０を実施することによって、航空機の測定した重量を適正に下方に修正 できる。取外し式コンピュータ／制御装置２５を機外可搬式システムとして使っ てもよい。 さて、図１３を参照すると、支柱スティクションを識別し且つ測定するソフト ウェアプログラム８４（図１２）の説明図が示されている。このシステムが作動 している間に、支柱内の流体の圧力をｋｇ／ｃｍ²で測定する。支柱圧力をｔ₁か らｔ₉まで経時監視する。支柱圧力は、追加の流体を支柱に注入すると増す。一 旦支柱スティクションの現在の量を克服するために十分な流体を支柱に注入して しまうと、内部支柱圧力が僅かに減り（圧力跳ね返り）、次に支柱が伸び始める と、一定のままである（滑り摩擦）。コンピュータ／制御装置２５（図１２）は 、全過程中高い頻度（例えば、毎秒１，０００圧力サンプル）で支柱圧力を監視 する。支柱圧力は、時間ｔ₁〜ｔ₂の間は比較的一定のままである。時間ｔ₂で、 コンピュータ／制御装置２５がＩＭＣ弁４１を開いて流体を支柱に注入する。作 動油がないと、窒素ガスは比較的圧縮性である。流体を支柱に注入すると、支柱 内の窒素ガスが縮むので、支柱内の圧力が増す。時間ｔ₂とｔ₃の間で、流体を支 柱に注入するが、支柱は伸びない。窒素ガスの圧縮性の特性が支柱内で“圧力負 荷ばね”として作用する。丁度そのとき（時間ｔ₃）支柱が伸び始め（Ｏリング １１、図２、が滑動し、支柱シリンダ壁に沿って動き始めるので）、支柱スティ クションまたは摩擦の量が高い静止摩擦から低い滑り摩擦へ変る。窒素ガス“ば ね”の中に蓄積し、保存した圧力が支柱を解放し、次に少し伸して支柱圧力 が僅かに減る（時間ｔ₄での圧力跳ね返り）。支柱は、時間ｔ₃とｔ₅の間で僅か に伸びる。このコンピュータ／制御装置の速度とその圧力変化に瞬間的に反応す る能力がこのコンピュータに、この支柱がその初期伸長を始めてから、ＩＭＣ弁 ４１を閉じさせ（時間ｔ₅）、それが支柱への流体流入を止め、支柱の伸長を制 限する。 支柱内の監視した圧力は、作動油または窒素ガスを注入すると、圧力増加（時 間ｔ₂〜ｔ₃）を示し、支柱が最初に伸びおよび窒素ガス“ばね”が支柱内で解放 されると、圧力の明確な反転またはわずかな減少（時間ｔ₃〜ｔ₄）を示す。ピー ク圧力（時間ｔ₃）、に続く圧力反転（時間ｔ₃〜ｔ₄）、に続く圧力安定化（時 間ｔ₄〜ｔ₅）は、コンピュータ／制御装置への、支柱が実際に伸び、この反転の 直ぐ前に記録した最高圧力（時間ｔ₃）を支柱スティクション測定に使うべきで あることの確認の表示である。 この様に、時間ｔ₂〜ｔ₅の間で支柱に流体を注入する。支柱は、時間ｔ₃〜ｔ₅ の間で伸びる。 それぞれの脚支柱の各々は、克服し従って測定する摩擦の量が異なるかも知れ ない。ソフトウェアプログラム８４は、全ての支柱を同時に監視する。もし、そ れぞれの支柱の一つが残りの支柱の前に伸びると、残りの支柱全てが支柱摩擦測 定プロセスの同様な状態に達したことをコンピュータ／制御装置が認識するまで 、ソフトウェアプログラム８４がその支柱についてのこの支柱摩擦測定プロセス の継続を遅延する（時間ｔ₅〜ｔ₆）。それで、時間ｔ₅〜ｔ₆では、もし残りの支 柱のどれかがt5に達していなければ、支柱が伸びない。 この航空機の全ての支柱が僅かに伸びてから、支柱に注入した流体を時間ｔ₆ で回収し始め、支柱内の圧力を減少させる。時間ｔ₆とｔ₇の間は、支柱が動かな い。一旦支柱圧力が、その支柱圧力と組合さった支柱スティクションの組合せが その支柱が坦持する重量を支持する点の下に減少すると、その脚が時間ｔ₇で引 込み始める。脚が折畳み始める直前に、支柱内の圧力は、支持する重量の現在量 に対してその最低点（時間ｔ₇）に達する。再び、このコンピュータ／制御装置 の速度とその圧力変化に瞬間的に反応する能力がこのコンピュータ／制御装置に 、時間ｔ₉でＩＭＣ弁４３を閉じさせる。従って、この支柱は時間ｔ₇とｔ₉の 間で動くだけである。監視した支柱圧力測定値は、支柱伸長のときとは反対方向 の第２圧力反転（時間ｔ₈）を示す。ＩＭＣ弁４３の閉鎖（時間ｔ₉）に関連して 、支柱圧力が減少し、支柱が折畳み始めるので、この支柱質量の下向慣性がその 第２圧力反転（時間ｔ₈）を反対方向に生ずる。この最高および最低測定圧力を このプロセス中に記録し、それは典型的には４〜６秒掛る。 この様に、時間ｔ₆〜ｔ₉の間で支柱から流体を回収する。支柱は、時間ｔ₇〜 ｔ₉の間で引込む。 圧縮または膨張した窒素ガスは、温度を変える。この温度変化は、以後“熱効 果”と称し、内部支柱圧力を支持重量と支柱スティクションの組合せに対するそ の支柱圧力を超えて変える。注入し且つ回収する流体の量は、最少に維持し、熱 効果を無くする役目もする。このコンピュータ／制御装置が流体を注入し且つ回 収する際の、最高および最低圧力を測定する速度が支柱運動および熱効果によっ て生ずる支柱圧力歪みを最少にする。 記録した最高および最低圧力を、支柱圧力が実際の支持重量、支柱スティクシ ョンの正味影響に関係するので、それを決めるために平均する。支柱が動き始め ると殆ど直ぐ支柱の運動（伸長、折畳み）を止めることによって、幾つかの利点 が実現する。第１に、支柱内の窒素ガスの熱効果が減る。支柱運動を最少にする 第２の利点は、重心決定に歪みを避けることである。航空機の重心は、前脚支柱 と主脚支柱の間の重量分布に基づく。大幅な支柱運動は、重量を一つの支柱から 他へ移動し、重心決定を歪める。支柱運動を最少にする第３の利点は、重量およ び重心の決定が日常の作業中にできることである。本発明は、重量および重心を 航空機に乗客および貨物を積込みながら決定できるようにする。各支柱の伸長お よび引込みを２５．４ｍｍの数分の一に最小化する（典型的には２５．４ｍｍの 1/4〜1/2）。これは、航空機ハッチとそれぞれのランプの垂直整列を維持する。 それは、支柱（および従って航空機）を上下動することによって生ずるかも知れ ない乗客の不快も無くする。重量および重心を他の地上作業中に決定できるので 、航空機が地上で過す時間を最少にできる。更に、圧力測定の迅速なサンプリン グが航空機に重量を付加または除去する毎に、リアルタイムで決定できるように する。 支柱スティクションは、支柱の伸長と引込みの両方に対して支柱圧力へのその 影響が必ずしも対称とは限らない。支柱圧力が増すと、Ｏリングシールが僅かに 高い量の摩擦となる。支柱圧力が減ると、Ｏリングシールが僅かに低い量の摩擦 となる。非対称支柱スティクションの測定で精度を増すために、支柱Ｏリングシ ール摩擦特性を測定し、オフセット式８８（図１２）を作って支柱の最高圧力と 最低圧力を平均する。このオフセット式８８は、実験的に作り、コンピュータ／ 制御装置２５に記憶する。 さて、図１４を参照すると、ソフトウェアプログラム８４（図１２）の追加の 要素および手順の説明図が示されている。コンピュータ／制御装置２５から各Ｉ ＭＣ３８への各支柱８に流体を注入しおよび回収する命令に加えて、コンピュー タ／制御装置２５は、各ＩＭＣ３８に作動油注入および回収プロセスを第２サイ クル中繰返すことも命令する。第１注入および回収サイクルは、支柱ピストン９ （図２）の表面を清浄にし、潤滑するために使う。この第１注入および回収サイ クルは、支柱ピストン９の表面上に作動油の薄膜を堆積する。この作動油の薄膜 が支柱Ｏリングの摩擦の量を減らし、それによって先に議論した最高記録圧力と 最低記録圧力の間の離隔を減少する。この発明は、脚支柱スティクションを正確 に測定するという概念を利用する。脚支柱スティクションの量を減少することに よって、この発明の先行技術を超える精度が非常に増す。 さて、図１５を参照すると、支柱流体の不足レベルを識別し且つ測定するソフ トウェアプログラム８９（図１２）の説明図が示されている。作動油がないと、 窒素ガスは比較的圧縮性である。適正な支柱状態にあるように見えるが、実際は 作動油のレベルが不足する支柱は、窒素ガスを過剰に供給される。作動油を各支 柱に一定の流速で注入するときに支柱圧力増加を測定し、次に圧力の跳ね返りで 識別される初期支柱伸長（または支柱圧縮）に達するに要した時間に対して比較 する。作動油レベルが不足する支柱に作動油を注入するとき、支柱内の圧力は、 支柱内の過剰な窒素ガスが縮むので、（適正に供給した支柱より）遅い速度で増 加する。この窒素ガスの過剰な量がばねとして作用し、加える作動油の量をオフ セットする。初期支柱伸長を始めるために必要な内部支柱圧力は同じだろう。与 えられた作動油流に対して、その同じ圧力に達するために必要な時間の長さは長 いだろう。更に、支柱スティクションを克服するために必要な作動油の量は増す だろう。窒素ガスに対して作動油が多過ぎる支柱に対しては、圧力変化の速度が 適正に供給した支柱より速い。初期支柱伸長を始めるために必要な内部支柱圧力 の変化速度の識別および監視は、支柱流体レベルの不足を決定する。この時間対 圧力変化を測定し、ソフトウェアプログラム８９に記憶する。測定した変化速度 をルックアップテーブルと比較し、窒素ガスに対する作動油の比率を決める。こ の比較から、この支柱に適正量の作動油があるかどうかを決められる。 この新しい発明の好適実施例の実際的用途では、コンピュータ／制御装置が以 下の仕事を行う： １．圧力センサを使って各支柱からの圧力測定値を監視する。 ２．航空機が比較的一定の重量にある間に、各支柱に作動油または窒素ガス を注入する。 ３．圧力増加および次に初期支柱伸長を示す圧力反転を探す。 ４．支柱の運動を検出すると直ちに各支柱への注入を停止する。 ５．航空機が比較的一定の重量にある間に、各支柱から作動油または圧縮し た窒素ガスを回収する。 ６．圧力減少および次に初期支柱折畳みを示す圧力反転を探す。 ７．支柱の運動を検出すると直ちに各支柱からの回収を停止する。 ８．測定した圧力の読みに、スティクションに対して、適当な調整を施す。 ９．ばね下重量に対して、適当な調整を施す。 １０．航空機の総重量および重心を計算する。 １１．計算した航空機重量および重心をパイロットに表示する。 支柱が動き始めると殆ど直ぐ支柱の運動（伸長、折畳み）を止めることによっ て、幾つかの利点が実現する。第１に、上に議論したように、支柱内の窒素ガス の熱効果が減る。支柱運動を最少にする第２の利点は、重量および重心の決定が 日常の作業中にできることである。本発明は、重量および重心を航空機に乗客お よび貨物を積込みながら決定できるようにする。各支柱の伸長および引込みを２ ５．４ｍｍの数分の一に最小化する（典型的には２５．４ｍｍの1/4〜1/2）。こ れは、航空機ハッチとそれぞれのランプの垂直整列を維持する。それは、支柱 （および従って航空機）を上下動することによって生ずるかも知れない乗客の不 快も無くする。重量および重心を他の地上作業中に決定できるので、航空機が地 上で過す時間を最少にできる。更に、圧力測定の迅速なサンプリングが航空機に 重量を付加または除去する毎に、リアルタイムで決定できるようにする。 この発明の実施例を開示し且つ議論したが、この発明の他の用途が可能である こと、並びに開示した実施例がこの発明の精神から必ずしも逸脱することなく、 種々の変更、修正、および置換を受けてもよいことが分るだろう。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 1. 航空機についての情報を得る方法であって、上記航空機が複数の加圧脚 支柱によって支持され、上記脚支柱が、屡々スティクションと称される摩擦を受 け、上記スティクションは、上記脚支柱が支持する重量に関係するので、内部支 柱圧力を歪め、上記脚支柱が流体を含み： ａ） 上記それぞれの脚支柱を第１方向に動かすように、上記脚支柱の各々の 中の上記流体の量を変える工程； ｂ） 上記脚支柱の各々の上記運動を検出する工程； ｃ） 上記それぞれの脚支柱の上記運動を検出すると、航空機運動を最少に保 持し、並びに温度変化および上記それぞれの脚支柱流体の温度変化によって生ず る上記圧力歪みを最少にするように、上記それぞれの脚支柱運動を最少に維持す るように上記それぞれの脚支柱の中の上記流体の量を変える工程を止める工程； ｄ） 上記それぞれの脚支柱の各々を上記第１方向と反対の第２方向に動かす ように、工程ａ）ないしｃ）を繰返す工程； ｅ） 工程ａ）ないしｄ）の間に、上記それぞれの脚支柱の各々の中の圧力を 決める工程； ｆ） 上記脚支柱の上記圧力決定値に、上記支柱スティクションによって生ず る上記歪みの補正をする工程； を含む方法。 2. 請求項１の方法に於いて、上記脚支柱の各々の上記運動を検出する上記工 程が更に上記それぞれの支柱圧力の変化を検出する工程および上記支柱圧力変化 のピークを検出する工程を含む方法。 3. 請求項２の方法に於いて、上記脚支柱の各々の上記運動を検出する上記工 程が更に定常圧力となる前の圧力低下前のピーク圧力を検出する工程を含む方法 。 4. 請求項１の方法に於いて、上記航空機の全ての上記支柱を、同じ方向に一 緒に動くように調整した方法。 5. 請求項４の方法の方法であって、更に、請求項１の工程ｄ）を行う前に、 この航空機の全ての支柱が上記第１方向の運動を止めたことを検出する工程を含 む方法。 6. 請求項１の方法に於いて、上記それぞれの脚支柱の上記スティクションの 量を減らすために、上記工程ａ）ないしｄ）を繰返す方法。 7. 請求項１の方法に於いて、上記脚支柱の各々の中の上記流体の量を変える 工程が上記それぞれの脚支柱の第１口で行われ、および上記それぞれの脚支柱の 各々の中の圧力を決める工程が上記それぞれの脚支柱の第２口で行われ、上記第 １口および第２口が上記それぞれの脚支柱の中の多量の流体によって物理的に分 離されている方法。 8. 請求項１の方法に於いて、上記それぞれの脚支柱の各々の中の上記流体の 量を変える工程が上記それぞれの脚支柱の単一アクセス口で行われ、これらの流 体の量を変える工程が上記それぞれの脚支柱の中の第１場所で行われ、および上 記それぞれの脚支柱の各々の中の圧力を決める工程が上記それぞれの脚支柱の中 の第２場所で行われ、上記第１場所および第２場所が上記それぞれの脚支柱の中 の多量の流体によって物理的に分離されている方法。 9. 請求項１の方法に於いて、上記それぞれの脚支柱の上記運動を検出する工 程が更に上記それぞれの脚支柱に取付けた機械的センサによって上記運動を検出 する工程を含む方法。 10．請求項１の方法に於いて、上記脚支柱の各々の中の上記流体の量を変える 工程をポンプによって行う方法。 11．請求項１の方法に於いて、上記脚支柱の各々の中の上記流体の量を変える 工程を分離計量シリンダによって行う方法。 12．請求項１の方法に於いて、上記それぞれの脚支柱を上記第１方向に動かし 、次に上記第２方向に動かすように上記流体の量を変える工程が、上記それぞれ の脚支柱の中の上記流体にゼロの正味変化を生ずる方法。 13．請求項１２の方法に於いて、上記脚支柱の各々の中の流体の量を変える工 程を分離計量シリンダによって行い、上記分離計量シリンダが密閉シリンダの中 にピストンを含み、上記ピストンは、上記支柱を第１方向に動かすために上記シ リンダの中の流体の量を変えるとき、上記ピストンが上記シリンダの第１端に隣 接して位置して上記シリンダの中でストロークを始め、次に上記支柱を第２方向 に動かすために上記シリンダの中の流体の上記量を変え、その結果上記ピストン は、上記ピストンが上記シリンダの上記第１端に隣接する位置に戻って上記シリ ンダの中で上記ストロークを終える方法。 14．請求項１の方法に於いて、上記第１方向はこの支柱を伸すことになってい て、上記第２方向はこの支柱を引込むことになっている方法。 15．請求項１の方法に於いて、上記流体が液体および圧縮ガスを含み、更に： ａ） 上記脚支柱の各々の中の流体の量を変える工程の少なくとも一つの間に 上記圧力の変化速度を決める工程； ｂ） 上記それぞれの脚支柱の圧力の上記変化速度から上記支柱の各々の中の 上記液体の量に対する上記圧縮ガスの量を決める工程； を含む方法。 16．請求項１の方法の方法であって、更に： ａ） 上記それぞれの補償した圧力決定値およびばね下重量から上記脚支柱の 各々が支持する重量を決める工程； ｂ） 上記それぞれの補償した重量決定値から上記航空機の重量を決める工程 ； を含む方法。 17．請求項１６の方法の方法であって、更に、上記それぞれの脚支柱が支持す る、上記それぞれの決定し、補償した重量から上記航空機の重心を決める工程を 含む方法。 18．請求項１６の方法に於いて、上記脚支柱の上記圧力決定値に上記支柱ステ ィクションによって生ずる上記歪みを補償する工程が、更に、上記脚支柱のあら ゆる非対称スティクションを補償するように、上記脚支柱の各々からの上記重量 決定値にオフセットを加える工程を含む方法。 19．請求項１６の方法の方法であって、更に、上記航空機に載荷または除荷し ながら、上記航空機の上記重量を決める工程を含む方法。 20．請求項１６の方法の方法であって、更に、上記決定した航空機重量に上記 航空機を通過する風によって生ずる誤差を決定し且つ補償する工程を含む方法。 21．請求項１６の方法の方法であって、更に、上記決定した航空機重量に上記 航空機の外部に蓄積する氷によって生ずる誤差を決定し且つ補償する工程を含む 方法。 22．請求項１６の方法の方法であって、更に、上記決定した航空機重量に上記 航空機の外部液体によって生ずる誤差を決定し且つ補償する工程を含む方法。 23．航空機の重量を決定する方法であって、上記航空機が複数の加圧脚支柱に よって支持され、上記脚支柱が、屡々スティクションと称される摩擦を受け、上 記スティクションは、上記脚支柱が支持する重量に関係するので、内部支柱圧力 を歪め、上記脚支柱が流体を含み、上記航空機が載荷装置と垂直に整列した入口 を有し、上記載荷装置を使って上記入口から上記航空機に目的物を積み降ろしで き： ａ） 上記それぞれの脚支柱を動かすように、上記脚支柱の各々の中の上記流 体の量を変える工程； ｂ） 上記脚支柱の各々の上記運動を検出する工程； ｃ） 上記それぞれの脚支柱の上記運動を検出すると、上記それぞれの脚支柱 の中の上記流体の量を変える工程を中止することによって、上記入口の上記載荷 装置との垂直に整列を維持する工程； ｄ） 工程ａ）ないしｃ）の間に、上記それぞれの脚支柱の各々の中の圧力を 決める工程； ｅ） 上記脚支柱の上記圧力決定値に、上記スティクションによって生ずる上 記歪みを補償する工程； ｆ） 上記それぞれの補償した圧力決定値およびばね下重量から上記脚支柱の 各々が支持する重量を決める工程； ｇ） 上記それぞれの補償した重量決定値から上記航空機の重量を決める工程 ； を含む方法。 24．請求項２３の方法に於いて、上記載荷装置が乗客ランプである方法。 25．請求項２３の方法に於いて、上記載荷装置が貨物ランプである方法。 26．航空機脚支柱の中のガスと液体の相対量を決める方法であって： ａ） 上記支柱の中の流体の量を変える工程； ｂ） 上記流体の量を変えながら、上記支柱の中の圧力を測る工程； ｃ） 上記支柱の中の圧力の変化速度を決める工程； ｄ） 支柱圧力の上記変化速度から上記ガスに対する上記液体の相対量を決め る工程； を含む方法。 27．請求項２６の方法に於いて、上記ガスに対する上記液体の相対量を決める 工程が更に上記支柱の圧力の測定した変化速度を、圧力の既知の変化速度のルッ クアップテーブルと比較する工程を含む方法。 28．航空機の重量を決定するための装置であって、上記航空機が複数の加圧脚 支柱によって支持され、上記脚支柱がスティクションを受け、上記スティクショ ンは、上記脚支柱が支持する重量に関係するので、内部支柱圧力を歪め、上記脚 支柱が流体を含み： ａ） 上記脚支柱の各々に流体を注入および／または回収させるように上記脚 支柱の各々に結合したポンプ； ｂ） 中の上記流体の圧力を検出するように上記脚支柱の各々に対して結合し た圧力センサ； ｃ） 上記脚支柱の運動を検出するように上記脚支柱の各々に結合した運動セ ンサ； ｄ） 上記運動センサに結合した入力および上記ポンプに結合した出力を有し 、上記運動センサが支柱の運動を検出するとき、上記ポンプを止めて上記支柱へ の流体の注入または回収を止める制御装置； ｅ） 上記圧力センサおよび上記制御装置に結合され、上記検知した圧力から 上記航空機の重量を決定するプロセッサ； ｆ） 上記プロセッサに結合され、上記決定した航空機重量を人間に提供する ための表示器； を含む装置。