JP2012116471A - 航空機離陸重量の計算方法及び計算システム - Google Patents

Abstract

【課題】航空機の離陸重量を計算する計算方法および計算システムを提供する。
【解決手段】航空機（１）の離陸重量（ＥＩＷ）を計算する計算方法において、航空機（１）が一定の高度で水平飛行状態にあるときの少なくとも第１の時点および第２の時点（ｔ１、ｔ２、ｔ３、…ｔｉ、…、ｔｎ）における航空機の重量に関連付けられる第１の数量からなる第１の値および第２の値（Ｗ（ｔ１）、Ｗ（ｔ２）、Ｗ（ｔ３）、…、Ｗ（ｔｉ）、…、Ｗ（ｔｎ））を記録するとともに、前記第１の値および前記第２の値（Ｗ（ｔ１）、Ｗ（ｔ２）、Ｗ（ｔ３）、…、Ｗ（ｔｉ）、…、Ｗ（ｔｎ））に基づいて、航空機（１）の離陸重量（ＥＩＷ）を計算することを含むことを特徴とする、計算方法が提供される。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機離陸重量の計算方法及び計算システムに関する。

航空機の部品は通常、その耐用期間中に疲労損傷を受ける。

重大な疲労損傷を受ける部品は、所与の長さの時間にわたって行なわれる所与の飛行運動に対応する負荷スペクトルを用いて設計される。

換言すると、最も重要な部品は負荷スペクトルに基づいて疲労設計され、所与の疲れ寿命を有する状態で供給される。

航空機構成部品の実際の利用期間における疲労を決定し、それら航空機構成部品の設計疲れ寿命との関係における残存耐用時間を安全に判定するニーズが当業界において感じられている。

航空機構成部品の実際の疲労を計算するための主要パラメータの１つは、航空機の離陸重量である。

構成部品の疲労損傷に影響を及ぼす姿勢を左右する種々の飛行条件における重量を離陸重量から算定できる。

航空機の離陸重量は通常、無負荷時の航空機重量にペイロード、燃料および乗務員の重量を加算して計算される。

航空機構成部品の実際の疲労をより正確に決定するために、航空機の離陸重量を計算するためのより正確な方法に対するニーズが当業界において感じられている。

本発明の目的は、請求項１に記載の航空機の離陸重量を計算する計算方法を提供することにある。

また、本発明は、請求項９に記載の航空機の離陸重量を計算する計算システムに関する。

本発明に係る離陸重量計算システムを備えていて、本発明に係る離陸重量計算方法を実行する航空機、特にヘリコプターを示す図である。 図１の計算システムにおいて利用される特性曲線を示す図である。 図２の特性曲線の補間を示す図である。

添付図面を参照して、本発明の好ましい非限定的実施形態を例示のために説明する。

図１の符号１は、航空機、図示される例ではヘリコプターを示している。

ヘリコプター１は、機首５を備えた機体２と、２つのエンジン６（図１では概略的にのみ示されている）と、ヘリコプター１を上昇させるとともに推進させるのに必要な揚力および推力を生成するように機体２の上面に取付けられた主回転翼３とを具備している。

図１の符号１０は、ヘリコプター１の離陸重量を計算するための計算システムを示している。

計算システム１０は、
− ヘリコプター１が水平飛行状態であるときの多数の対応する時点ｔ１、ｔ２、ｔ３、…、ｔｉ、…、ｔｎにおいて、ヘリコプター１の重量に関連付けられる値Ｗ（ｔ１）、Ｗ（ｔ２）、Ｗ（ｔ３）、…、Ｗ（ｔｉ）、…、Ｗ（ｔｎ）を記録するための記録段２０と、
− これら値Ｗ（ｔ１）、Ｗ（ｔ２）、Ｗ（ｔ３）、…、Ｗ（ｔｉ）、…、Ｗ（ｔｎ）に基づいて、ヘリコプター１の離陸重量ＥＩＷを計算するための計算段２５とを備えるのが有利である。

以下の説明において、水平飛行とは、ヘリコプターが実質的に一定の高度および速度で飛行またはホバリングしている条件を意味するように意図されている。

また、計算システム１０は、
− 飛行パラメータ、例えばロール角、ピッチ角、ロール角微分、ピッチ角微分、ヨー角微分、ヘリコプター１の真対気速度、荷重係数、レーダー測定高度、垂直速度、ヘリコプター前方加速度、着陸装置接地表示、エンジン６の出力および速度、主回転翼３の回転速度並びに気圧計測定の気圧高度を取得する取得段３０と、
− 取得された飛行パラメータに基づいて、ヘリコプター１が安定した水平飛行状態であるか否かを判定する飛行条件認識段３５とを備えるのが好ましい。

取得段３０は、所与の周波数、例えば３Ｈｚで飛行パラメータを取得するように形成されている。

認識段３５は、取得段３０によって取得された飛行パラメータを分析し、取得段３０によって取得されたパラメータの一部が所与の時間間隔よりも長い間にわたって各閾値よりも低く留まっている場合にヘリコプター１の安定した水平飛行を判定するように形成されている。

説明される実施形態において、認識段３５は、少なくとも或る時間間隔Δｔにわたって、
− ロール角が、閾値、例えば１０度よりも小さく、
− ピッチ角が、閾値、例えば１０度よりも小さく、
− 垂直速度が、閾値、例えば毎分１５．２４メートル（毎分５０フィート）よりも低く、
− レーダー測定高度が、下限閾値と上限閾値との間、例えば１．５２４メートル（５フィート）と３０．４８メートル（１００フィート）との間であり、かつ
− ヘリコプター１の真対気速度が毎秒５．１４メートル（１０ノット）未満である場合において、ヘリコプター１の安定したホバリングを判定するように形成されている。

説明される例において、時間間隔Δｔは少なくとも３秒である。

記録段２０は、ヘリコプター１がそれぞれ異なるまたは同一の高度ｈ（ｔ１）、ｈ（ｔ２）、ｈ（ｔ３）、…、ｈ（ｔｉ）、…、ｈ（ｔｎ）において安定ホバリング条件下にある多数の時点ｔ１、ｔ２、ｔ３、…、ｔｉ、…、ｔｎにおける値Ｗ（ｔ１）、Ｗ（ｔ２）、Ｗ（ｔ３）、…、Ｗ（ｔｉ）、…、Ｗ（ｔｎ）を記録するように形成されている。

より具体的には、記録段２０は、取得段３０によって取得されたパラメータを受信し、認識段３５がヘリコプター１の安定ホバリング条件を判定した場合に、ヘリコプター１の重量と関連付けられる値Ｗ（ｔ１）、Ｗ（ｔ２）、Ｗ（ｔ３）、…、Ｗ（ｔｉ）、…、Ｗ（ｔｎ）を記録するとともに、各時点ｔ１、ｔ２、ｔ３、…、ｔｉ、…、ｔｎにおいて記録された値Ｗ（ｔ１）、Ｗ（ｔ２）、Ｗ（ｔ３）、…、Ｗ（ｔｉ）、…、Ｗ（ｔｎ）を計算段２５に送信するように形成されている。

記録段２０は、各々の安定ホバリング条件について、
− 時点ｔｉおよび高度ｈ（ｔｉ）において、塔載計器によって記録された気圧高度ＰＡＬＴ（ｔｉ）および外気温度ＴＯＵＴ（ｔｉ）と、
− 時点ｔｉおよび高度ｈ（ｔｉ）において、エンジン６の速度に比例する係数ｎ（ｔｉ）と、
− 時点ｔｉおよび高度ｈ（ｔｉ）でエンジン６によって生成される出力Ｐｏｗｅｒ（ｔｉ）と、
− 記録段２０に記憶された多数の性能曲線１００、１０１、１０２、１０３、１０４（図２および図３）と、に基づいて値Ｗ（ｔ１）、Ｗ（ｔ２）、Ｗ（ｔ３）、…、Ｗ（ｔｉ）、…、Ｗ（ｔｎ）を記録するように形成されている。

より具体的には、記録段２０は、各々の安定ホバリング条件について、時点ｔｉおよび高度ｈ（ｔｉ）におけるｉ番目のパラメータ

および

を記録する。
なお、これら式中において、
Ｔ₀＝２８８．１５［Ｋ］は海水位における標準温度であり、
Ｐ₀は海水位における標準気圧であり、
ｈ＝−０．００６４９［Ｋ／ｍ］（−０．００１９８［Ｋ／ｆｔ］）であり、
ｍ＝−ｇ／Ｒ・ｈ＝５．２５６１１であり、
Ｒは一般理想気体定数であり、
ｇは重力加速度である。

また、記録段２０は、パラメータδ（ｔｉ）およびΨ（ｔｉ）に基づいて、時点ｔｉおよび高度ｈ（ｔｉ）におけるパラメータσ（ｔｉ）

を記録する。
なお、この式中において、
ρ₀は海水位における標準密度である。

性能曲線１００、１０１、１０２、１０３、１０４（図２および図３）において、Ｙ軸は、時点ｔｉおよび高度ｈ（ｔｉ）におけるパラメータ

を示している。Ｘ軸は、時点ｔｉおよび高度ｈ（ｔｉ）におけるパラメータ

を示している。Ｗｅｉｇｈｔ（ｔｉ）は、性能曲線１００、１０１、１０２、１０３、１０４から得られる時点ｔｉにおけるヘリコプター１の重量である。

性能曲線１００、１０１、１０２、１０３、１０４は、増大するホバリング高度ｈ（ｔｉ）に対してプロットされている。換言すると、性能曲線１００（１０１、１０２、１０３）は、性能曲線１０１（１０２、１０３、１０４）よりも低位のホバリング高度ｈ（ｉ）に対してプロットされている。

記録段（２０）は、高度ｈ（ｔｉ）が性能曲線１００、１０１、１０２、１０３がプロットされているいずれの高度とも一致しない場合、高度ｈ（ｔｉ）における性能曲線１０６（図３）を補間するように形成されている。図３においては、性能曲線１０６が性能曲線１００の高度と性能曲線１０１の高度との間の高度ｈ（ｔｉ）において補間されている。

記録段２０は、数式

にしたがって各時点ｔｉにおける各々の値Ｗ（ｔ１）、Ｗ（ｔ２）、Ｗ（ｔ３）、…、Ｗ（ｔｉ）、…、Ｗ（ｔｎ）を計算するように形成されている。式中において、補正値Ｃ（ｔ１）、Ｃ（ｔ２）、…、Ｃ（ｔｉ）、…、Ｃ（ｔｎ）は、
− 時点ｔ０、ｔ１、…、ｔｉ、…、ｔｎまでの燃料消費量に関連付けられるそれぞれの第１の加数と、
− 例えばヘリコプター１への資材の積込みおよびその積下ろしの結果としての重量変化量に関連付けられていて乗務員によって入力されるそれぞれの第２の加数との合計である。

計算段２５は、数式

にしたがって、ヘリコプター１の重量ＥＩＷを計算するように形成されている。式中において、Δは、計算されるヘリコプター１の重量ＥＩＷに加算される安全値である。

換言すると、計算段２５は、ヘリコプターの重量ＥＩＷを値Ｗ（ｔｉ）の算術平均と安全値Δとの合計として計算するように形成されている。

記録段２０は、所与の時点ｔｉ＋１において、

である場合に、不具合を判定するように形成されている。換言すると、計算段２５は、時点ｔｉおよびｔｉ＋１において記録される２つの連続値Ｗ（ｔｉ）、Ｗ（ｔｉ＋１）の間の差が安全値Δを上回る場合に、不具合を判定するように形成されるのが好ましい。

この場合、計算段２５は、計算システム１０の保守ユニットに対して不具合信号を送出し、または重量ＥＩＷの計算から値Ｗ（ｔｉ＋１、ｔｉ＋２、…）を削除し、或いはこれら両方を行う。

記録段２０、計算段２５および認識段３５は地上局１９に配置されるのが好ましく、取得段３０はヘリコプター１に配置される。

取得段３０により取得された飛行パラメータは、例えばデータ転送カセットを使用して計算段２５にダウンロードされる。

記録段２０、計算段２５、取得段３０および認識段３５は、計算システム１０にロードされ、計算システム１０において実行されるソフトウェアによって制御される。

実際に使用される際に、飛行パラメータは、所与のサンプリング周波数で取得段３０により取得されるとともに、ヘリコプター１がホバリングしているか否かを判定する地上に設置された認識段３５にダウンロードされる。

より具体的には、認識段３５は、少なくとも間隔Δｔにわたって、
− ロール角が、閾値、例えば１０度よりも小さく、
− ピッチ角が、閾値、例えば１０度よりも小さく、
− 垂直速度が、閾値、例えば毎分１５．２４メートル（毎分５０フィート）よりも低く、
− レーダー測定高度が、下限閾値と上限閾値との間、例えば１．５２４メートル（５フィート）と３０．４８メートル（１００フィート）との間であり、かつ
− ヘリコプター１の真対気速度が毎秒５．１４メートル（１０ノット）未満である場合において、ヘリコプター１の安定したホバリングを判定する。

認識段３５が安定ホバリング条件を判定する各々の時点ｔｉおよび高度ｈ（ｔｉ）について、記録段２０はヘリコプター１の重量値Ｗ（ｔｉ）を記録する。

より具体的に述べると、高度ｈ（ｔｉ）および時点ｔ（ｉ）における気圧高度ＰＡＬＴ（ｔｉ）および温度ＴＯＵＴ（ｔｉ）のｉ番目の値に基づいて、記録段２０は、パラメータ

および

を記録する。

次に、記録段２０は、パラメータ

を記録する。

このとき、パラメータσ（ｔｉ）、ｎ（ｔｉ）、出力使用値Ｐｏｗｅｒ（ｔｉ）、および高度ｈ（ｔｉ）が与えられると、重量値Ｗｅｉｇｈｔ（ｔｉ）が図２および図３の性能曲線１００、１０１、１０２、１０３、１０４から得られうる。

記録段２０は、時点ｔｉ−１とｔとの間における燃料消費量、及び資材積込み／積下ろし作業に関連付けられる補正値Ｃ（ｔｉ）を適用して、数式

にしたがってＷｅｉｇｈｔ（ｔｉ）の値を補正する。

高度ｈ（ｔｉ）および時点ｔｉに関連付けられる値Ｗ（ｔｉ）は、計算段２５に送出される。

したがって、計算段２５は、それぞれの時点ｔ１、ｔ２、ｔ３、…、ｔｉ、…、ｔｎおよびそれぞれの高度ｈ（ｔ１）、ｈ（ｔ２）、ｈ（ｔ３）、…、ｈ（ｔｉ）、…、ｈ（ｔｎ）において記録された重量値に関連付けられる多数の値Ｗ（ｔ１）、Ｗ（ｔ２）、Ｗ（ｔ３）、…、Ｗ（ｔｉ）、…、Ｗ（ｔｎ）を受信する。

計算段２５は、安全値Δを考慮してヘリコプター１の離陸重量ＥＩＷを計算する。より具体的には、離陸重量ＥＩＷは、数式

にしたがって計算される。

計算段２５は、時点ｔ（ｉ＋１）において、

である場合に、計算システム１０の不具合を示唆する信号を生成する。

この場合、計算段２５は、ヘリコプター１の離陸重量ＥＩＷを計算する際に値Ｗ（ｔｉ＋２）、Ｗ（ｔｉ＋３）、…、Ｗ（ｔｎ）を考慮しない。

本発明に係る計算方法および計算システム１０の利点は、以上の記載から明らかであろう。

特に、本発明に係る計算方法および計算システム１０によって、ヘリコプター１の動作中にヘリコプター１の離陸重量ＥＩＷを計算できるようになる。

こうして、ヘリコプター１の最も重要な構成部品の実際の疲労ひいては実際の残存耐用時間を査定するために、特にヘリコプター１が実際に行なう飛行運動の重要な指示と組合わせて、離陸重量ＥＩＷを有効に使用することが可能である。

さらに、本発明に係る計算方法および計算システム１０は、塔載負荷センサを必要とすることなくヘリコプター１の実際の離陸重量の容易な測定を提供する。

最後に、指摘されるべき別の重要な点は、安定したホバリングモードにおいて、飛行に必要な出力Ｐｏｗｅｒ（ｔｉ）がヘリコプター１の重量を上昇させるために概ね使用されるということである。

したがって、性能曲線１００、１０１、１０２、１０３、１０４は容易にプロットされ、通常ヘリコプター１の運転マニュアルに示される。

高度ｈ（ｔｉ）での安定したホバリングモードにおいて使用された出力Ｐｏｗｅｒ（ｔｉ）の測定値を利用することによって、本発明に係る計算方法は、性能曲線１００、１０１、１０２、１０３、１０４を使用して極めて容易に実施される。

本発明の範囲から逸脱することなく、本明細書に記載されている計算方法および計算システム１０に変更を加えうることは明らかである。

最後に、航空機は転換式航空機であってもよい。

Claims (11)

1. ホバリング可能な航空機（１）の離陸重量（ＥＩＷ）を計算する計算方法において、
   − 前記航空機（１）が安定したホバリング条件下にあるときの少なくとも１つの第１の時点および第２の時点（ｔ１、ｔ２、ｔ３、…ｔｉ、…、ｔｎ）における前記航空機の離陸重量に関連付けられる第１の数量からなる１つの第１の値および１つの第２の値（Ｗ（ｔ１）、Ｗ（ｔ２）、Ｗ（ｔ３）、…、Ｗ（ｔｉ）、…、Ｗ（ｔｎ））を少なくとも記録し、
   − 前記第１の値および前記第２の値（Ｗ（ｔ１）、Ｗ（ｔ２）、Ｗ（ｔ３）、…、Ｗ（ｔｉ）、…、Ｗ（ｔｎ））に基づいて、前記航空機（１）の離陸重量（ＥＩＷ）を計算することを含み、
   前記記録を行う際に、
   − 前記第１の時点および前記第２の時点（ｔ１、ｔ２、…、ｔｉ、…、ｔｎ）において必要なホバリング出力（Ｐｏｗｅｒ（ｔ１）、Ｐｏｗｅｒ（ｔ２）、Ｐｏｗｅｒ（ｔ３）、…、Ｐｏｗｅｒ（ｔｉ）、…、Ｐｏｗｅｒ（ｔｎ））を記録し、
   − 前記第１の時点および前記第２の時点（ｔ１、ｔ２、…、ｔｉ、…、ｔｎ）での飛行高度（ｈ１、ｈ２、…、ｈ（ｉ）、…、ｈ（ｎ））における圧力に関連付けられる第２の数量からなる第３の値（ＰＡＬＴ（ｔ１）、ＰＡＬＴ（ｔ２）、…、ＰＡＬＴ（ｔｉ）、…、ＰＡＬＴ（ｔｎ））を取得し、
   − 前記第１の時点および前記第２の時点（ｔ１、ｔ２、…、ｔｉ、…、ｔｎ）での飛行高度（ｈ１、ｈ２、…、ｈ（ｉ）、…、ｈ（ｎ））における温度に関連付けられる第３の数量からなる第４の値（ＴＯＵＴ（ｔ１）、ＴＯＵＴ（ｔ２）、…、ＴＯＵＴ（ｔｉ）、…、ＴＯＵＴ（ｔｎ））を取得し、
   − 前記第１の時点および前記第２の時点（ｔ１、ｔ２、…、ｔｉ、…、ｔｉｎ）における前記航空機（１）のエンジン（６）の速度に関連付けられる第４の数量からなる第５の値（ｎ（ｔ１）、ｎ（ｔ２）、…、ｎ（ｔｉ）、…、ｎ（ｔｎ））を取得し、
   − 前記第３の値（ＰＡＬＴ（ｔ１）、ＰＡＬＴ（ｔ２）、…、ＰＡＬＴ（ｔｉ）、…、ＰＡＬＴ（ｔｎ））、前記第４の値（ＴＯＵＴ（ｔ１）、ＴＯＵＴ（ｔ２）、…、ＴＯＵＴ（ｔｉ）、…、ＴＯＵＴ（ｔｎ））、および前記第５の値（ｎ（ｔ１）、ｎ（ｔ２）、…、ｎ（ｔｉ）、…、ｎ（ｔｎ））に基づいて、前記第１の時点および前記第２の時点（ｔ１、ｔ２、…、ｔｉ、…、ｔｎ）での飛行高度（ｈ１、ｈ２、…、ｈ（ｉ）、…、ｈ（ｎ））における相対密度に関連付けられる第５の数量からなる第６の値（σ（ｔ１）、σ（ｔ２）、…、σ（ｔｉ）、…、σ（ｔｎ））を計算し、
   − ホバリング性能曲線（１００、１０１、１０２、１０３）を用いて、前記第１の時点および前記第２の時点（ｔ１、ｔ２、…、ｔｉ、…、ｔｎ）における前記航空機（１）の総重量からなる第７の値および第８の値（Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ１）、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ２）、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ３）、…、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔｉ）、…、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔｎ））を計算することを含み、
   前記性能曲線（１００、１０１、１０２、１０３）は、前記必要なホバリング出力（Ｐｏｗｅｒ（ｔ１）、Ｐｏｗｅｒ（ｔ２）、Ｐｏｗｅｒ（ｔ３）、…、Ｐｏｗｅｒ（ｔｉ）、…、Ｐｏｗｅｒ（ｔｎ））に関連付けられる第１のパラメータのパターンを、前記航空機（１）の前記総重量（Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ１）、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ２）、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ３）、…、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔｉ）、…、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔｎ））に関連付けられる第２のパラメータの関数として示しており、
   前記第１のパラメータは、
   

   

   であり、式中σ（ｔｉ）は前記第６の値であり、ｎ（ｔｉ）は前記第５の値であり、
   前記第２のパラメータは、
   

   

   であり、
   前記記録を行う際に、
   − 第１の補正値および第２の補正値（Ｃ（ｔ１）、Ｃ（ｔ２）、Ｃ（ｔ３）、…、Ｃ（ｔｉ）、…、Ｃ（ｔｎ））を用いて、前記第１の時点および前記第２の時点（ｔ１、ｔ２、…、ｔｉ、…、ｔｎ）における総重量からなる前記第７の値および前記第８の値（Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ１）、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ２）、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ３）、…、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔｉ）、…、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔｎ））を数式
   

   

   にしたがって補正することをさらに含み、
   ここで、Ｗ（ｔ１）、Ｗ（ｔ２）、…、Ｗ（ｔｉ）、…、Ｗ（ｔｎ）は、前記第１の値および前記第２の値であり、
   前記第１の補正値および前記第２の補正値（Ｃ（ｔ１）、Ｃ（ｔ２）、Ｃ（ｔ３）、…、Ｃ（ｔｉ）、…、Ｃ（ｔｎ））は、前記第１の時点および前記第２の時点（ｔ１、ｔ２、ｔ３、…、ｔｉ、…、ｔｎ）までの前記航空機の燃料消費量に関連付けられる少なくとも１つの第１の加数を含んでおり、
   前記計算を行う際に、数式
   

   

   にしたがって、前記離陸重量（ＥＩＷ）を計算することをさらに含み、
   前記Δは安全値である、計算方法。
2. 前記記録を行う際に、
   − 第１の高度（ｈ（ｔ１））における前記第１の数量からなる前記第１の値（Ｗ（ｔ１）を記録し、
   − 前記第１の高度（ｈ（ｔ１））とは異なる第２の高度（ｈ（ｔ２））における前記第１の数量からなる前記第２の値（Ｗ（ｔ２））を記録することをさらに含むことを特徴とする、請求項１に記載の計算方法。
3. − 多数の飛行パラメータを取得し、
   − 該飛行パラメータに基づいて前記航空機（１）の安定した水平飛行条件を識別し、
   − 前記航空機（１）が安定した水平飛行条件下にある場合に前記記録を実行することを含むことを特徴とする、請求項１または２に記載の計算方法。
4. 前記多数の飛行パラメータには、前記航空機（１）のロール角、ピッチ角、垂直速度、レーダー測定高度、および真対気速度を含まれており、
   前記識別を行う際に、少なくとも所与の時間間隔（Δｔ）にわたって、
   − 前記ロール角が各閾値よりも小さいことと、
   − 前記ピッチ角が各閾値よりも小さいことと、
   − 前記垂直速度が各閾値よりも低いことと、
   − 前記レーダー測定高度が複数の各閾値の間にあることと、
   − 前記真対気速度が各閾値よりも低いことと、を判定することが含まれることを特徴とする請求項３に記載の計算方法。
5. 取得される前記飛行パラメータを地上に設置される地上局（１９）にダウンロードすることを含み、
   前記識別、前記記録及び前記計算のうちの少なくとも１つが前記地上局（１９）において行なわれることを特徴とする、請求項３または４に記載の計算方法。
6. 前記第１の補正値（Ｃ（ｔ１）、Ｃ（ｔ２）、Ｃ（ｔ３）、…、Ｃ（ｔｉ）、…、Ｃ（ｔｎ））には、前記燃料消費量とは無関係の重量変化に関連付けられていて前記航空機（１）内のユーザーによって入力される第２の加数が含まれることを特徴とする、請求項１〜５のいずれか一項に記載の計算方法。
7. 前記記録が行われる際に、連続するそれぞれの前記第１の時点および前記第２の時点（ｔｉ、ｔｉ＋１）において記録される前記第１の値と前記第２の値（Ｗ（ｔｉ）、Ｗ（ｔｉ＋１）、…、）との間の差が追加の閾値（Δ）を超えるときに、不具合信号を生成することを含むことを特徴とする、請求項１〜６のいずれか一項に記載の計算方法。
8. 制御ユニットにおいてロード可能であって、実行されると請求項１〜７のいずれか一項に記載の計算方法の各処理を実行するように設計されている、ソフトウェア製品。
9. ホバリング可能な航空機（１）の離陸重量（ＥＩＷ）を計算する計算システム（１０）において、
   − 前記航空機（１）が安定したホバリング条件下にあるときの少なくとも１つの第１の時点および第２の時点（ｔ１、ｔ２、ｔ３、…ｔｉ、…、ｔｎ）における前記航空機の離陸重量に関連付けられる数量からなる少なくとも１つの第１の値および第２の値（Ｗ（ｔ１）、Ｗ（ｔ２）、Ｗ（ｔ３）、…、Ｗ（ｔｉ）、…、Ｗ（ｔｎ））を記録する記録段（２０）と、
   − 前記第１の値および前記第２の値（Ｗ（ｔ１）、Ｗ（ｔ２）、Ｗ（ｔ３）、…、Ｗ（ｔｉ）、…、Ｗ（ｔｎ））に基づいて、前記航空機（１）の前記離陸重量（ＥＩＷ）を計算する計算段（２５）とを備えており、
   前記記録段（２０）は、
   − 前記第１の時点および前記第２の時点（ｔ１、ｔ２、…、ｔｉ、…、ｔｎ）において必要なホバリング出力（Ｐｏｗｅｒ（ｔ１）、Ｐｏｗｅｒ（ｔ２）、Ｐｏｗｅｒ（ｔ３）、…、Ｐｏｗｅｒ（ｔｉ）、…、Ｐｏｗｅｒ（ｔｎ））と、
   − 前記第１および前記第２の時点（ｔ１、ｔ２、…、ｔｉ、…、ｔｎ）での飛行高度（ｈ１、ｈ２、…、ｈ（ｉ）、…、ｈ（ｎ））における圧力に関連付けられる第２の数量からなる第３の値（ＰＡＬＴ（ｔ１）、ＰＡＬＴ（ｔ２）、…、ＰＡＬＴ（ｔｉ）、…、ＰＡＬＴ（ｔｎ））と、
   − 前記第１の時点および前記第２の時点（ｔ１、ｔ２、…、ｔｉ、…、ｔｎ）での飛行高度（ｈ１、ｈ２、…、ｈ（ｉ）、…、ｈ（ｎ）における温度に関連付けられる第３の数量からなる第４の値（ＴＯＵＴ（ｔ１）、ＴＯＵＴ（ｔ２）、…、ＴＯＵＴ（ｔｉ）、…、ＴＯＵＴ（ｔｎ））と、
   − 前記第１の時点および前記第２の時点（ｔ１、ｔ２、…、ｔｉ、…、ｔｉｎ）における前記航空機（１）のエンジン（６）の速度に関連付けられる第４の数量からなる第５の値（ｎ（ｔ１）、ｎ（ｔ２）、…、ｎ（ｔｉ）、…、ｎ（ｔｎ））と、
   − 前記必要なホバリング出力（Ｐｏｗｅｒ（ｔ１）、Ｐｏｗｅｒ（ｔ２）、Ｐｏｗｅｒ（ｔ３）、…、Ｐｏｗｅｒ（ｔｉ）、…、Ｐｏｗｅｒ（ｔｎ））に関連付けられる第１のパラメータのパターンを、前記航空機（１）の総重量（Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ１）、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ２）、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ３）、…、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔｉ）、…、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔｎ））に関連付けられる第２のパラメータの関数として示す、多数の性能曲線（１００、１０１、１０２、１０３）と、
   に基づいて、総重量からなる第１の値および第２の値（Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ１）、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ２）、Ｗ（ｔ３）、…、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔｉ）、…、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔｎ））を記録するように形成されており、
   前記第１のパラメータは、
   

   

   であり、
   σ（ｔｉ）は前記第６の値であり、
   ｎ（ｔｉ）は前記第５の値であり、
   前記第２のパラメータは、
   

   

   であり、
   前記記録段（２０）は、第１の補正値および第２の補正値（Ｃ（ｔ１）、Ｃ（ｔ２）、Ｃ（ｔ３）、…、Ｃ（ｔｉ）、…、Ｃ（ｔｎ））を用いて、前記第１の時点および前記第２の時点（ｔ１、ｔ２、…、ｔｉ、…、ｔｎ）における総重量からなる前記第１の値および前記第２の値（Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ１）、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ２）、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔ３）、…、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔｉ）、…、Ｗｅｉｇｈｔ（ｔｎ）を数式
   

   

   にしたがって補正するよう形成されており、
   第１の値および第２の値であり、
   前記第１の補正値および前記第２の補正値（Ｃ（ｔ１）、Ｃ（ｔ２）、Ｃ（ｔ３）、…、Ｃ（ｔｉ）、…、Ｃ（ｔｎ））は、前記第１の時点および前記第２の時点（ｔ１、ｔ２、ｔ３、…、ｔｉ、…、ｔｎ）までの前記航空機の燃料消費量に関連付けられる少なくとも１つの第１の加数を含んでおり、
   前記計算段（２５）は、数式
   

   

   にしたがって前記離陸重量（ＥＩＷ）を計算するように形成されており、
   Δは安全値である、計算システム。
10. 前記航空機（１）の飛行パラメータを取得する取得段（３０）を備えており、
    前記計算段（２５）が、前記飛行パラメータに基づいて前記離陸重量（ＥＩＷ）を計算するようにも形成されており、
    前記計算システムが、取得される飛行パラメータに基づいて、前記航空機（１）が安定した水平飛行状態にあるか否かを判定するように形成される飛行条件認識段（３５）をさらに備えることを特徴とする、請求項９に記載の計算システム。
11. 前記計算段（２５）および前記記録段（２０）のうちの少なくとも一方が地上に設置されることを特徴とする、請求項９または１０に記載の計算システム。

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