JP6161378B2 - 地上振動試験及びウェイト・アンド・バランス測定のためのシステム及び方法 - Google Patents

Description

本開示は、概して測定システムに関するものであり、より具体的には、航空機のウェイト・アンド・バランスを決定するためのシステム及び方法に関するものである。

航空機の振動特性を判定し、通常の作動状況下で航空機にフラッターがないことを確認するために、航空機の地上振動試験が実行される。地上振動試験中に、航空機に励起インプット（たとえば、振動）を提供するために、動電型加振機が航空機に結合される。励起インプットへの航空機の動的応答は、航空機の種々の場所に装着されるセンサー（たとえば、加速度計）を使用して測定される。動的応答は、航空機の振動数および減衰特性を決定するため航空機の構造的な動的解析と比較される。比較の結果は、構造的な動的解析モデルを検証し及び／又は改良するために使用される。

航空機の就航に先立って、航空機認証のために航空機の重量を決定する必要もある。また、認証目的で航空機の重心の場所を決定する必要もある。航空機のウェイト・アンド・バランス（すなわち、重心の場所）の決定は、航空機の燃料消費、上昇率、及び可制御性特性を含むが、これらに限定されない航空機の作動特性を決定するためにも必要である。

従来の慣習では、地上振動試験の実行に先立って、航空機のウェイト・アンド・バランスが決定される。一つの方法において、航空機の着陸装置を傾斜面でスケールへロールアップし、各着陸装置で読み出される重量を記録し、次いで航空機をスケールからロールオフして傾斜面に戻すことにより、ウェイト・アンド・バランスが決定される。残念ながら、航空機をスケールへロールアップして各スケールで重量を記録し、航空機をスケールからロールオフする工程には、時間がかかる。たとえば、大規模な民間航空機を傾斜面で一組のスケールへロールアップし、各スケールでの重量測定を記録し、次いで航空機をスケールからロールオフして傾斜面に戻す工程には、最大で１２時間以上かかる。さらに、航空機をロールアップし傾斜面に下ろす工程は、航空機へある程度の損害リスクをもたらす。さらに、通常は、ウェイト・アンド・バランスの実行が完了するまで民間航空機の製造が完了したとは見なされていないので、航空機の従来のウェイト・アンド・バランス解析を実行するために必要とされる時間の長さが製造時間に追加されてしまう。

理解されるように、短縮された時間で航空機のウェイト・アンド・バランスを実行するシステム及び方法についての技術が必要とされる。さらに、航空機へのある程度の損害リスクを最小限にする航空機のウェイト・アンド・バランスを実行するシステム及び方法についての技術が必要とされる。

航空機のウェイト・アンド・バランスの実行に関連付けられた一又は複数の上述の必要性が、支持面に装着される複数の持ち上げ機構を使用して航空機を持ち上げるための装置を提供する本開示によって、具体的に記載される。各持ち上げ機構は、航空機を持ち上げるための航空機のコンポーネントに押し上げ力を与えるように構成される。装置は、持ち上げ機構に装着されるように構成されるビーム構造を含む。また、装置は、ビーム構造から掛かる持ち上げビームを含む。測定装置は、持ち上げビームに装着され、航空機が支持面から持ち上げられるときに航空機の重量を決定するために、コンポーネントに関連付けられたジャッキ点を係合させるように構成される。

さらなる実施形態では、地上振動試験のために航空機を支持する装置が開示される。装置は、支持面で支持される複数の圧力キャニスターを備える。また、装置は、一対の吊りビームを備える。各吊りビームは、一対の圧力キャニスター間を延在する。吊りボルトは、吊りビームの各々から下へ向かって延在する。また、装置は、一対の吊りボルトに結合される対向する端部を有する持ち上げビームを含む。圧縮荷重計は、持ち上げビームに装着され、持ち上げビームと着陸装置のジャッキ点との間に差し込まれる。航空機が支持面から持ち上げられるときには、荷重計は航空機の重量表示を提供するように構成される。

また、航空機の地上振動試験の方法が開示される。方法は、航空機を複数の測定装置に係合させるステップを含む。測定装置の各々は、航空機のジャッキ点に係合する少なくとも一つの持ち上げ機構に結合される。方法は、持ち上げ機構を使用して航空機を支持面から持ち上げること、及び測定装置のアウトプットに基づき航空機の重量を決定することをさらに含む。方法は、航空機の地上振動試験を実行することをさらに含む。

特徴、機能および利点は、本開示のさまざまな実施形態において独立して達成可能であり、または、以下の説明および図面を参照してさらなる詳細が理解可能であるさらに他の実施形態において組み合わされてもよい。

本発明の開示のこれらの特徴及び他の特徴は、全体を通して類似の要素に類似の番号が与えられる図面を参照すれば、より明らかになるだろう。

航空機の各着陸装置に結合される持ち上げ装置を備える航空機の側面図である。 航空機及び各着陸装置に配置される持ち上げ装置の正面図である。 各持ち上げ装置が航空機のウェイト・アンド・バランスを決定するためのコンピュータに結合された重量測定装置を含むとする、主要着陸装置及び機首着陸装置での持ち上げ装置の実施形態の透視図である。 持ち上げ装置及び一対の吊りボルトにより掛かる持ち上げビームの実施形態の透視図である。 吊りボルトの長さを調節するためのねじ切りされたスリーブを有し、吊りボルトの軸荷重を測定するための歪み測定装置をさらに含む吊りボルトの部分の拡大図である。 航空機のジャッキ点を係合するためのベアリングブロックを有する持ち上げビームの実施形態の透視図である。 ベアリングブロック、及びジャッキ結合金具とベアリングブロックとの間に配置される圧縮荷重計の実施形態の分解斜視図である。 組み立てられた状態でのベアリングブロック、荷重計及びジャッキ結合金具の透視図である。 地上位置における機首着陸装置の正面図である。 持ち上げられた位置における機首着陸装置の正面図である。 航空機のウェイト・アンド・バランスの決定方法に含まれる一又は複数の動作を示すフローチャートである。

ここで本開示の好適な実施形態及び種々の実施形態を示すための図面を参照すると、図１には、航空機１０を持ち上げるための航空機１０の着陸装置４０、４２を取り囲む一又は複数の装置７０を備える航空機１０の側面図が示される。航空機１０は、縦軸２２、横軸２４、及び垂直軸２６を含み、各軸２２、２４、２６が互いに対して直角に方向付けられる基準座標系２０について規定される。縦軸２２は、航空機１０の前方端部１４と後方端部１６との間を延在する。基準座標系２０は、航空機１０の重心６０の場所を確立するための基準として使用される任意のデータ点１８と一致する。

航空機１０は、前方端部１４の機首から後方端部１６の尾部３２まで延在する胴体１２を含む。尾部３２は、航空機１０の方向制御のための垂直安定板３６及び／又は水平安定板３４などの一又は複数の尾翼面を含む。航空機１０は、一対の翼２８及び一又は複数の推進ユニットをさらに含むことができる。航空機１０は、たとえば作業場や空港の駐機場などの支持面６４で着陸装置４０、４２により支持される。図１において、航空機１０は、二つの主要着陸装置４２及び機首着陸装置４０を備える三輪式着陸装置により支持される。しかしながら、ここで開示される装置７０は、任意の着陸装置構成を有する航空機１０で実施することができる。

本開示の装置７０は図１で示される航空機１０などの固定翼旅客機の文脈で述べられているが、装置７０は、ウェイト・アンド・バランスを実行するために及び／又は任意の構成の航空機での地上振動試験を行うために実施可能であるということにも注目すべきである。この点で、装置７０は、限定はしないが、任意の民間航空機、商用航空機又は軍事機、若しくは回転翼航空機を含む任意の構成の固定翼航空機１０及び任意の回転翼航空機のウェイト・アンド・バランスを実行しかつ地上振動試験を行うために実施可能である。さらに、装置７０は、任意の乗物構造又は非乗物構造を含む任意の種類の構造のウェイト・アンド・バランスを実行し及び／又は振動試験を行うために実行することができ、航空機又は回転翼航空機での使用に限定されない。

図１及び図２では、着陸装置４０、４２などの航空機１０のコンポーネントが装置７０の一つにより持ち上げられる。各装置７０は、複数の持ち上げ機構７４を備えることができる。持ち上げ機構７４は、各着陸装置４０、４２の周りに配置され、構築され、又は組み立てられる。示される実施形態では、主要着陸装置４２の各々が、主要着陸装置４２の周囲で直交するパターン又は左右対称なパターンで配置される四つの持ち上げ機構７４を有する。同様に、機首着陸装置４０は、機首着陸装置４０の周囲で直交するパターンで配置される四つの持ち上げ機構７４を有する。以下でより詳細に述べられるように、各装置７０は、航空機１０が持ち上げ機構７４により支持面６４（たとえば、作業場）から持ち上げられるときに、航空機１０の重量部分の表示を提供するように構成される少なくとも一つの測定装置１７８をさらに含むことができる。

図３を参照すると、図１及び図２で示される航空機１０の二つの主要着陸装置４２の各々及び一つの機首着陸装置４０での装置７０を含む三つの装置７０の配置が示される。各装置７０は、持ち上げ機構７４に装着できる又はそうでなければ持ち上げ機構７４により支持されるビーム構造１００を含む。一つの実施形態では、各装置７０は、図１及び図２に示されるように、各ビーム構造１００が着陸装置を取り囲むように大きさと構成が決められる。一つの実施形態では、各持ち上げ機構７４は、圧力キャニスター７６として構成することができる。各着陸装置４０、４２の場所での圧力キャニスター７６は、航空機１０を支持面６４から持ち上げるための航空機１０のコンポーネント３８（たとえば、着陸装置４０、４２）（図２）に押し上げ力９０（図１０）を与えるように構成することができる。各圧力キャニスター７６は、たとえば作業場、空港駐機場、又は他の支持面６４などの支持面６４により支持される。各着陸装置４０、４２が周囲に装着される四つの圧力キャニスター７６を有するとして示されるが、任意の数の圧力キャニスター７６は、各着陸装置４０、４２で提供されてもよい。

さらに、各装置７０は航空機１０を支持面６４から持ち上げるための着陸装置４０、４２を取り囲むとして図３に示されているが、装置７０は、航空機１０の他の場所で代わりのコンポーネントを係合させるように構成することができる。たとえば、装置７０は、胴体１２（図１）の下側、翼２８（図１）の下側、又は航空機１０の他の場所に配置されるジャッキ点５４（図９）を係合させるように構成することができる。一つの実施形態では、各圧力キャニスター７６は、一又は複数のベロー７８のスタックが最上部に設けられた円筒を有することができる。ベロー７８は、しぼんだ位置８２（図９）から膨らんだ位置８４（図１０）まで圧力キャニスター７６を膨張させるように、加圧空気（図示せず）などの加圧流体で満たされる。しかしながら、圧力キャニスター７６は、たとえば水、ガス、油圧油、又はベロー７８を膨張させ、圧力キャニスター７６に押し上げ力９０（図１０）を与える任意の他の種類の流体など、任意の種類の流体（図示せず）で満たされるように構成されてもよい。図３には示されないが、各圧力キャニスター７６は、流体管（図示せず）により所定量の流体（図示せず）を各圧力キャニスター７６に提供するための制御システム（図示せず）により規制することができる。

図３では、各装置７０は、装置７０の持ち上げビーム１４０に装着される測定装置１７８を備えることができる。各測定装置１７８は、着陸装置４０、４２（図１）で航空機１０（図１）の重量部分を測定するように構成することができる。一つの実施形態では、各測定装置１７８は、着陸装置４０、４２の持ち上げビーム１４０とジャッキ点５４（図１）との間に配置される。測定装置１７８の各々は、各測定装置１７８のアウトプットを記憶し、処理し、及び／又は表示するためのコンピュータ２２０に通信可能に結合される。以下でより詳細に述べられるように、コンピュータ２２０は、測定装置１７８のアウトプットを処理し、航空機１０の全重量及び重心６０（図１）を決定することができる。

図４では、航空機１０（図１）の機首着陸装置４０（図１）を取り囲む装置７０の一つが示される。装置７０は、持ち上げ機構７４に装着できる又は持ち上げ機構７４により支持されるビーム構造１００を含む。示される実施形態では、ビーム構造１００は、互いに間隔を置いて配置される一対の概して平行な吊りビーム１０２を備えることができる。各吊りビーム１０２は、一対の圧力キャニスター７６間を延在する。一つの実施形態では、各吊りビーム１０２の端部１０４は、圧力キャニスター７６の一つの上面８０に装着される。各吊りビーム１０２はＩビーム断面形状を有し、航空機１０の重量下で屈曲に耐える比較的固く強度の強い構造部材を提供する。しかしながら、吊りビーム１０２は、航空機１０の重量を支持するための様々な異なる断面形状のうちの任意の一つで提供することができる。

一対の吊りビーム１０２は、ラックビーム１０８により横運動に対して安定化する。ラックビーム１０８は、図示されるように、吊りビーム１０２の端部などで吊りビーム１０２に結合される。ラックビーム１０８は、吊りビーム１０２間の間隔を維持し、剛性及び剛度をビーム構造１００に提供することができる。また、ラックビーム１０８は、航空機１０の重量下で吊りビーム１０２の部分的なねじれを防ぐことができる。ラックビーム１０８は、吊りビーム１０２に機械的に結合され、装置７０の組み立て及び分解を可能にする。しかしながら、ラックビーム１０８は、溶接又は他の手段などの任意の方法により吊りビーム１０２に固定されてもよい。

図４において、各吊りビーム１０２は、上端部１２２を有する吊りボルト１２０を含む。一つの実施形態では、各吊りボルト１２０は、吊りボルト１２０を旋回可能に支持するための吊りボルト１２０の上端部１２２でパック１２６を備えることができる。各吊りボルト１２０の上端部１２２は、吊りビーム１０２のサイズの大きい穴（図示せず）を介して延在し、吊りボルト１２０をパック１２６に対して旋回させることができる。吊りボルト１２０の各々は、吊りボルト１２０の下端部１２４で持ち上げビーム１４０に結合される。この方法では、有利には、持ち上げビーム１４０は、吊りビーム１０２から掛かり、以下で述べるように、航空機１０が支持面６４（図１）から持ち上げられるときに、持ち上げビーム１４０の僅かな横運動を可能にする。示される実施形態では、各持ち上げビーム１４０が着陸装置４０、４２の車輪間を延在するように、各吊りボルト１２０は、吊りビーム１０２のおよそ中間点１０６で吊りビーム１０２に結合される。この方法において、各持ち上げビーム１４０は、図９で示されるように、着陸装置４０、４２の並んだ一対の車輪４４の間で前後方向に方向付けられる。そのような位置では、持ち上げビーム１４０は、以下で述べるように、着陸装置４０、４２のジャッキ点５４（図１）より下に一般的に位置付けられる。

図５を参照すると、一つの実施形態において、各吊りボルト１２０は、ねじ切りされたスリーブ１３４により結合される上ボルト部分１３０及び下ボルト部分１３２により形成される。ねじ切りされたスリーブ１３４の回転が吊りボルト１２０の長さを調節するための手段を提供するように、上ボルト部分１３０及び下ボルト部分１３２並びにねじ切りされたスリーブ１３４が構成される。一つの実施形態では、ねじ切りされたスリーブ１３４は、レンチ（図示せず）などのツールによる係合用のフラットなどの外部特性（図示せず）を含み、吊りボルト１２０の長さを変更するためのねじ切りされたスリーブ１３４の手動の回転を促進することができる。吊りボルト１２０の長さは、持ち上げビーム１４０（図３）の方向付け又は傾斜角を調節するための手段として調節される。たとえば、航空機１０が支持面６４（図１）から持ち上げられるときに、持ち上げビーム１４０が実質的に水平に方向付けられるように、吊りボルト１２０の長さは調節される。別の方法では、航空機１０のウェイト・アンド・バランスの決定中に及び／又は航空機１０の地上振動試験中に、航空機１０（図１）が水平な飛行姿勢で方向付けられるように、一又は複数の吊りボルト１２０の長さが調節される。

さらなる実施形態では、一又は複数の吊りボルト１２０は、航空機の重量を測定してジャッキ点５４（図１）で測定装置１７８（たとえば、荷重計１８０）の精度を検証するための重複する手段として、航空機１０が支持面６４（図１）から持ち上げられるときに、吊りボルト１２０（図３）の荷重を測定するための一又は複数の歪み測定装置１２８（図３）を含むことができる。一つの実施形態では、歪み測定装置１２８は、歪みゲージ、ピエゾ抵抗器、半導体ゲージ、光ファイバセンサー、容量歪みゲージ、又は吊りボルト１２０の歪みを測定するための任意の他の適する歪み測定装置１２８を備えることができる。一つの実施形態では、一又は複数の歪みゲージが調整され、次いで吊りボルト１２０に接合される。歪みゲージがコンピュータ２２０（図３）に通信可能に結合され、荷重に変換され測定装置１７８の重量（たとえば、荷重）測定と比較される歪み測定を提供する。

図６は、持ち上げビーム１４０に装着される測定装置１７８を有する持ち上げビーム１４０の透視図である。持ち上げビーム１４０は、対向する端部１４２を含む。各端部１４２は、吊りボルト１２０の一つと結合するように構成されるビーム端部結合金具１４６を含む。示される実施形態では、ビーム端部結合金具１４６の各々は、吊りボルト１２０（図５）の下端部１２４（図４）を受けるためのスロット１４８を含む。スロット１４８は、地上振動試験の精度及び／又はウェイト・アンド・バランス測定の精度を含む持ち上げビーム１４０のモーメント力の発達を防止できる吊りボルト１２０の旋回運動を促進することができる。一つの実施形態では、吊りビーム１０２（図４）に対する吊りボルト１２０の上端部１２２（図４）の取り付けで配置されるパック１２６（図４）に関して上述したものと同じ方法で、吊りボルト１２０の下端部１２４は、パック１２６によりビーム端部結合金具１４６に結合される。

図６は、持ち上げビーム１４０の上面に装着されるベアリングブロック１６０をさらに示す。持ち上げビーム１４０のおよそ中間点１４４に配置されるように示されているが、ベアリングブロック１６０は、持ち上げビーム１４０に沿って任意の位置に配置することができる。ベアリングブロック１６０は、測定装置１７８が着陸装置４０、４２（図１）で航空機１０（図１）の重量測定を提供するような方法で、測定装置１７８を支持するように構成される。一つの実施形態では、装置７０は、ジャッキ点５４（図１）を着陸装置４０、４２に係合させるためのジャッキ結合金具２００を含む。以下でより詳細に示されるように、航空機１０が支持面６４（図１）から持ち上げられるときに、測定装置１７８が圧縮状態で積み込まれるように、測定装置１７８は、ベアリングブロック１６０とジャッキ結合金具２００との間に差し込まれる又は挟まれる。

図７では、ベアリングブロック１６０の分解斜視図が図示され、ベアリングブロック１６０の測定装置１７８及びジャッキ結合金具２００との相互結合が示される。ベアリングブロック１６０は、ブロック中央部分１６４により相互結合される、対向するブロック端部１６２を備える。ブロック端部１６２はそれぞれ、持ち上げビーム１４０（図６）に対してベアリングブロック１６０を整列する又は位置付けるための一又は複数の下に向かって延びるタブ１６８又は突起部を含む。タブ１６８は、持ち上げビーム１４０の側面エッジに沿って下に向かって突起し、持ち上げビーム１４０に対するベアリングブロック１６０の横運動を防止することができる。しかしながら、ベアリングブロック１６０には、タブ１６８に限定されず、持ち上げビーム１４０のベアリングブロック１６０の位置付けを促進する任意の位置付け機構が提供されてもよい。

ブロック中央部分１６４が測定装置１７８により測定される荷重を支持するように、ブロック中央部分１６４は、端部１６２に対して厚みが増加している。一つの実施形態では、ブロック穴１６６が、ブロック中央部分１６４に形成される。ブロック穴１６６は、ジャッキ結合金具２００を受けるように大きさと構成が決められる。ジャッキ結合金具２００は、航空機１０（図１）のジャッキ点５４（図１）を係合させるように構成される。たとえば、ジャッキ結合金具２００は、着陸装置４０、４２（図１）の支柱５０で形成される支柱穴５２（図９）に収まるように構成される。ジャッキ結合金具２００は、一般的な円柱形状又は支柱穴５２に収まる他の形状で提供されてもよい。ジャッキ結合金具２００は、上面２０４及び下面２０６を有する。上面２０４は、航空機１０が持ち上げられた位置８８（図１０）にあるときに支柱穴５２の上面（図示せず）とベアリング接触する。ジャッキ結合金具２００は、ジャッキ結合金具２００の下面２０６から下に向かって延在するシャフト２０８を含む。シャフト２０８は、ベアリングブロック１６０に形成されるブロック穴１６６と補完的に大きさ及び構成が決められる。たとえば、シャフト２０８は、ブロック穴１６６の円柱壁にスライド可能に収まるように大きさを決めることができる。

図７及び図８には、ベアリングブロック１６０に結合される測定装置１７８の一つの実施形態が示される。測定装置１７８は、航空機１０の重量下でジャッキ結合金具２００の圧縮荷重を測定するための圧縮荷重計１８０として構成することができる。圧縮荷重計１８０は、貫通孔圧縮荷重計１８０として構成されてもよい。荷重計１８０の開口１８２は、ジャッキ結合金具２００と補完的に大きさ及び構成が決められる。この点で、開口は、ジャッキ結合金具２００のシャフト２０８の直径と補完的に大きさ及び構成が決められる内径１８４を有する。ジャッキ結合金具２００の荷重が荷重計１８０の上面１８８全域で均一に分配されるように、荷重計１８０は、好適には、しかし選択的に、ジャッキ結合金具２００の外径２０２と同じくらいの外径１８６をさらに含むことができる。この方法で、荷重計１８０の上面１８８及び下面１９０がジャッキ結合金具２００とベアリングブロック１６０との間に挟まれ、航空機１０（図１）が支持面６４（図１）から持ち上げられるときに、かなり正確な重量測定を提供することができる。しかしながら、荷重計１８０は、航空機１０のジャッキ点５４に直接接触して（すなわち、着陸装置４０、４２と直接接触して）位置付けることができ、必ずしもジャッキ結合金具２００と持ち上げビーム１４０（図６）との間に配置されるわけではない。

測定装置１７８は貫通孔圧縮荷重計１８０として図示され述べられているが、測定装置１７８は、様々な異なる実施形態の任意の一つで提供することができ、かつ荷重計１８０には限定されない。この点で、測定装置１７８は、歪み測定装置、ファイバー光学測定装置、圧力変換器、圧電装置、又は航空機１０の重量を直接的に又は間接的に測定する他の装置として提供することができる。さらに、測定装置１７８は、ジャッキ結合金具２００と持ち上げビーム１４０（図６）との間に挟まれることに限定されない。たとえば、測定装置１７８は、ベアリングブロック１６０に形成される凹部（図示せず）に位置付けられる非貫通孔荷重計（図示せず）を備えることができる。さらなる実施形態では、荷重計１８０が持ち上げビーム１４０で直接形成される凹部（図示せず）に位置付けられ、ベアリングブロック１６０が装置７０（図４）から省略されてもよい。しかしながら、測定装置１７８は、航空機１０（図１）が支持面６４（図１０）から持ち上げられるときに、持ち上げビーム１４０の重量測定を促進する任意の構成で提供することができる。

図９及び図１０に加えて図１１のフローチャートを参照すると、航空機１０のウェイト・アンド・バランス解析の実行を含む、航空機１０（図１）の地上振動試験の方法３００が図１１に示される。有利には、航空機１０の地上振動試験と併せてウェイト・アンド・バランス解析を実行することにより、上述したように、底床型スケールの使用など通常の手段を使用してのウェイト・アンド・バランス実行に要する時間に対して、かなりの時間が節約できる。

図１１の方法３００のステップ３０２は、航空機１０（図１）を複数の測定装置１７８（図９）に係合させることを含む。測定装置１７８の各々は、航空機１０のジャッキ点５４（図９）近くに配置される少なくとも一つの持ち上げ機構７４（図９）に結合される。たとえば、図９は、ジャッキ点５４を有する着陸装置４０、４２を取り囲む装置７０の正面図である。着陸装置４０、４２が地上位置８６で示されるが、そこでは、航空機１０の重量が着陸装置４０、４２の車輪４４により支持される。圧力キャニスター７６は、しぼんだ位置８２にあり、ジャッキ結合金具２００は、航空機１０の支柱５０又は軸４８の下で間隔を置いて位置付けられる。着陸装置支柱５０は、支柱５０の下端部又は着陸装置４０、４２の軸４８に支柱穴５２を含む。支柱穴５２は、着陸装置４０、４２のためのジャッキ点５４を含む。測定装置１７８は、図７〜８に示され上述されたように、ベアリングブロック１６０とジャッキ結合金具２００との間に差し込まれる圧縮荷重計１８０を備える。装置７０（図３）についての荷重計１８０の各々は、配線２２２（図３）又は無線などによりコンピュータ２２０（図３）に通信可能に結合される。コンピュータ２２０は、荷重計１８０のアウトプットを受信し、処理し、かつ記憶することができる。

図１１の方法３００のステップ３０４は、一又は複数の持ち上げ機構７４（図１０）を使用して、航空機１０（図１）を支持面６４（図９）から持ち上げられた位置８８（図１０）へ持ち上げることを含む。一つの実施形態では、持ち上げ機構７４は、上述のように、圧力キャニスター７６（図１０）として構成することができる。圧力キャニスター７６の各々は、流体管（図示せず）により各圧力キャニスター７６に対して流体（空気、水、油など−図示せず）の量を規制することができる制御システム（図示せず）に結合される。しぼんだ位置８２（図９）から始まり、制御システムは、膨張した位置８４（図１０）に対して圧力キャニスター７６のベロー７８（図９）を膨張させ、押し上げ力９０（図１０）が着陸装置４０、４２（図１０）の各々に与えられる。図１０では、ベロー７８は、均一の方法で膨張し、航空機１０は、水平かつ制御された方法で支持面６４から持ち上げられる。

一つの実施形態では、航空機１０（図１）の持ち上げに先立ち、吊りボルト１２０（図４）の長さが、上述されたねじ切りされたスリーブ１３４（図５）を使用して調節される。各ねじ切りされたスリーブ１３４は、上ボルト部分１３０と下ボルト部分１３２とを相互結合し（図５）、吊りボルト１２０の長さを調節して持ち上げビーム１４０（図６）の方向付けを調節するように調節可能である。たとえば、航空機１０が支持面６４（図１０）から持ち上げられるときに、持ち上げビーム１４０が実質的に水平に方向付けられるように、及び／又は航空機１０が水平飛行姿勢のような既定のピッチ姿勢で方向付けられるように、ねじ切りされたスリーブ１３４が調節される。

図１１の方法３００のステップ３０６は、航空機１０が支持面６４（たとえば、作業場、空港の駐機場、など）（図１０）から持ち上げられるときに、ジャッキ点５４（図１０）の各々で重量測定を決定することを含む。たとえば、図１０では、重量測定は、各主要着陸装置４２に配置される圧縮荷重計１８０により提供される。同様に、重量測定は、機首着陸装置４０（図１０）に配置される圧縮荷重計１８０により提供される。一つの実施形態では、荷重計１８０の各々により提供される重量測定は、上述したように、吊りボルト１２０（図５）に選択的に適用される一又は複数の歪みゲージ１２８（図５）を測定することにより検証又は検査される。吊りボルト１２０の歪み測定は、歪み測定に吊りボルト１２０が形成される材料の弾性係数を掛け合わせることにより、応力に変換される。応力に歪みゲージ１２８の場所での吊りボルト１２０の断面領域を掛け合わせることにより、応力は荷重に変換できる。次いで、測定の精度を検証するために、持ち上げビーム１４０（図６）の各端部１４２（図６）で吊りボルト１２０の複合荷重が荷重計１８０により示される重量測定と比較される。航空機１０の総重量が、着陸装置４０、４２の各々で荷重計１８０により記録される重量測定を合計することにより、決定される。

コンピュータ２２０は、各着陸装置４０、４２（図１）で荷重計１８０により提供される重量測定に基づき、航空機１０（図１）の重心６０（図１）を決定するように構成される。たとえば、重心６０（図１）の場所は、図１では、航空機１０の前端部１４（図１）の機首に配置される任意のデータ点１８（図１）に対して決定される。しかしながら、重心６０は、航空機１０の縦軸２２（図１）に沿って任意の場所での任意の点に対して決定されてもよい。データ点１８からの重心６０の距離６２（図１）は、航空機１０の総重量により二つの主要着陸装置４２及び機首着陸装置４０の全モーメントを分割することにより決定される。主要着陸装置４２でのモーメントは、各主要着陸装置４２での押し上げ力９０（図１０）と主要着陸装置４２でのジャッキ点５４（図１）からデータ点１８までの距離５６（図１）との積として規定される。機首着陸装置４０でのモーメントは、機首着陸装置４０での押し上げ力９０と機首着陸装置４０でのジャッキ点５４からデータ点１８までの距離５８との積として規定される。

図１１の方法３００のステップ３０８は、航空機１０（図１）の地上振動試験を実行することを含む。重量及び重心６０（図１）の決定に先立って地上振動試験が実行されるが、航空機１０の地上振動試験は、航空機１０の重量及び重心６０の決定後に実行される。地上振動試験中に、航空機１０が装置７０（図３）により支持面６４（図９）から持ち上げられる間に、既定のインプット力（たとえば、振動）が航空機１０に印加される。航空機１０の既定の場所に装着される加速度計などのセンサー（図示せず）は、インプット力に対する航空機１０の動的応答を測定することができる。

有利には、ここで開示される装置７０（図３）は比較的軽量であり、航空機１０（図１）への装置７０の質量の負担は、地上振動試験のための航空機１０の総質量と比較するとかなり小さい。さらに、図３に示されるように、旋回可能な吊りボルト１２０から持ち上げビーム１４０（図６）を旋回可能に掛けることにより、地上振動試験中に装置７０の航空機１０の動的応答への効果が最小化される。また、有利には、ここで開示される装置７０により、航空機１０のタイヤ４６（図１）が作業場と直接接触する従来の試験方法中にさもなければ航空機１０の動的応答に導入される非直線性が最小化される。有利には、装置７０は、航空機１０が傾斜面からスケール上にロールアップされ次いで測定後に元のようにロールダウンされる従来の方法を使用するのに必要な時間に対して、かなり短縮された時間でウェイト・アンド・バランスの実行を促進する。この点で、ここでの開示される装置は、航空機のウェイト・アンド・バランス解析を実行するそのような従来の方法に関連付けられた航空機１０への損害リスクレベルを縮小する。

図面及び本明細書において、一つの態様では、地上振動試験中に航空機１０を支持するための装置７０は、支持面６４に装着される複数の持ち上げ機構７４であって、各々が航空機１０を支持面６４から持ち上げるための航空機１０のコンポーネント３８に押し上げ力９０を与えるように構成される持ち上げ機構７４、複数の持ち上げ機構７４に装着されるように構成されるビーム構造１００、ビーム構造１００から掛かる持ち上げビーム１４０、及び持ち上げビーム１４０に装着され、かつ航空機１０のコンポーネント３８に関連付けられたジャッキ点５４を係合させ、航空機１０が支持面６４から持ち上げられるときに航空機１０の重量を決定するように構成される測定装置１７８を備える。一つの変形例では、装置７０において、ジャッキ点５４は、航空機１０の着陸装置４０、４２に関連付けられる。別の変形例では、装置において、ビーム構造１００は、持ち上げ機構７４に装着され互いに間隔を置いて配置される一対の概して平行な吊りビーム１０２を備え、吊りボルト１０２の各々は、そこから下へ向かって延在する吊りボルト１０２を有し、持ち上げビーム１４０は、吊りボルト１２０に連結される対向する端部１０４を有する。別の変形例では、装置７０において、吊りボルト１２０は、ねじ切りされたスリーブ１３４により下部分１３２に連結される上部分１３０からなり、ねじ切りされたスリーブ１３４は、吊りボルト１２０の全長を調節するために調節可能である。

さらに別の変形例では、装置７０は、吊りボルト１２０に装着され、航空機１０が支持面６４から持ち上げられるときに吊りボルト１２０の歪みを測定するように構成される少なくとも一つの歪み測定装置１２８を備える。さらに別の変形例では、装置７０において、測定装置１７８は、荷重計１８０を備える。一つの例では、装置７０は、ジャッキ点５４を係合させるように構成され、シャフト２０８を含むジャッキ結合金具２００、及びシャフト２０８を受けるように大きさ及び構成が決められる開口１８２を有する貫通孔圧縮荷重計１８０を備える荷重計１８０をさらに備える。別の例では、装置７０において、荷重計１８０は、ジャッキ結合金具２００と持ち上げビーム１４０との間に差し込まれる。さらに別の例では、装置７０は、持ち上げビーム１４０に装着されるベアリングブロック１６０、及びベアリングブロック１６０とコンポーネント３８との間に差し込まれる測定装置１７８をさらに備える。

一つの態様では、地上振動試験のため航空機１０を支持する装置７０であって、支持面６４で支持される複数の圧力キャニスター７６、各々が一対の圧力キャニスター７６の間を延在しかつそれらにより支持される一対の吊りビーム１０２、吊りビーム１０２の各々から下に向かって延在する吊りボルト１２０、吊りボルト１２０に結合される対向する端部１４２を有する持ち上げビーム１４０、及び持ち上げビーム１４０と着陸装置４０、４２のジャッキ点５４との間に差し込まれるリ圧縮荷重計１８０であって、航空機１０が支持面６４から持ち上げられるときに航空機１０の重量表示を提供するように構成される荷重計１８０を備える装置７０が開示される。

一つの態様では、航空機１０の地上振動試験の方法であって、航空機１０を複数の測定装置１７８に係合させるステップであって、測定装置１７８の各々は航空機１０のジャッキ点５４に係合する少なくとも一つの持ち上げ機構７４に結合されるステップ、持ち上げ機構７４を使用して航空機１０を支持面６４から持ち上げるステップ、測定装置１７８のアウトプットに基づき航空機１０の重量を決定するステップ、及び航空機１０の地上振動試験を実行するステップを含む方法が開示される。一つの変形例では、方法は、航空機１０の重心６０を決定するステップをさらに含む。別の変形例では、方法において、航空機１０は複数の着陸装置４０、４２を備え、着陸装置４０、４２の各々で重量測定を決定するステップ、及び着陸装置４０、４２の各々で重量測定に基づき航空機１０の重心を決定するステップをさらに含む方法が開示される。別の変形例では、方法は、少なくとも一つの測定装置１７８をジャッキ点５４に係合させるステップをさらに含む。さらに別の変形例では、方法において、少なくとも一つの測定装置１７８を係合させるステップは、ジャッキ点５４と持ち上げビーム１４０との間に圧力荷重計１８０を挟むステップを含む。

一つの例では、方法は、ジャッキ結合金具２００をジャッキ点５４に係合させるステップ、及びジャッキ結合金具２００のシャフト２０８を開口１８２を介して荷重計１８０に挿入するステップをさらに含む。別の例では、方法は、持ち上げビーム１４０に装着されるベアリングブロック１６０でシャフト２０８を受けるステップをさらに含む。さらに別の例では、方法は、荷重計１８０をジャッキ結合金具２００と持ち上げビーム１４０との間に差し込むステップを含む。さらに別の例では、方法は、持ち上げビーム１４０を一対の吊りボルト１２０で掛けるステップであって、吊りボルト１２０の少なくとも一つはそこに装着される歪みゲージ１２８を有するステップ、及び歪みゲージ１２８のアウトプットを使用して、航空機１０が支持面６４から持ち上げられるときに、測定装置１７８により決定される重量を検証するステップをさらに含む。さらに別の例では、方法において、吊りボルト１２０の少なくとも一つは、ねじ切りされたスリーブ１３４により連結される上部分１３０及び下部分１３２からなり、方法は、上部分１３０及び下部分１３２を相互結合するねじ切りされたスリーブ１３４を使用して吊りボルト１２０の全長を調節するステップをさらに含む。

本開示のさらなる修正及び改良が当業者には明らかであろう。したがって、ここで記載され例示された部分の特定の組み合わせは、本発明の特定の実施形態を表しているに過ぎず、本発明の精神及び範囲に含まれる別の実施形態又は装置を限定するものではない。
また、本発明は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
地上振動試験中に航空機（１０）を支持するための装置（７０）であって、
支持面（６４）に装着される複数の持ち上げ機構（７４）であって、各持ち上げ機構（７４）が、前記航空機（１０）を前記支持面（６４）から持ち上げるための前記航空機（１０）のコンポーネント（３８）に押し上げ力（９０）を与えるように構成される持ち上げ機構（７４）、
前記複数の持ち上げ機構（７４）に装着されるように構成されるビーム構造（１００）、
前記ビーム構造（１００）から掛かる持ち上げビーム（１４０）、及び
前記持ち上げビーム（１４０）に装着され、前記航空機（１０）のコンポーネント（３８）に関連付けられたジャッキ点（５４）を係合させ、かつ前記航空機（１０）が前記支持面（６４）から持ち上げられるときに、前記航空機（１０）の重量を決定するように構成される測定装置（１７８）を備える装置（７０）。
（態様２）
前記ジャッキ点（５４）は、前記航空機（１０）の着陸装置（４０、４２）に関連付けられ、
前記ビーム構造（１００）は、前記持ち上げ機構（７４）に装着されかつ互いに間隔を置いて配置される一対の概して平行な吊りビーム（１０２）を備え、
前記吊りビーム（１０２）の各々は、そこから下へ向かって延在する吊りボルト（１２０）を有し、かつ
前記持ち上げビーム（１４０）は、吊りボルト（１２０）に結合される対向する端部（１０４）を有し、少なくとも一つの歪み測定装置（１２８）が吊りボルト（１２０）に装着され、前記航空機（１０）が前記支持面（６４）から持ち上げられるときに前記吊りボルト（１２０）の歪みを測定するように構成される、態様１に記載の装置（７０）。
（態様３）
前記吊りボルト（１２０）は、ねじ切りされたスリーブ（１３４）により下部分（１３２）に連結される上部分（１３０）からなり、かつ
前記ねじ切りされたスリーブ（１３４）は、前記吊りボルト（１２０）の全長を調節するために調整可能である、態様２に記載の装置。
（態様４）
前記ジャッキ点（５４）を係合させるように構成され、かつシャフト（２０８）を有するジャッキ結合金具（２００）をさらに備え、
前記測定装置（１７８）は、荷重計（１８０）を備え、前記荷重計（１８０）は、前記シャフト（２０８）を受けるように大きさ及び構成が決定される開口（１８２）を有する貫通孔圧縮荷重計（１８０）を含み、かつ
前記荷重計（１８０）は、ジャッキ結合金具（２００）と前記持ち上げビーム（１４０）との間に差し込まれる、態様１に記載の装置（７０）。
（態様５）
前記持ち上げビーム（１４０）に装着されるベアリングブロック（１６０）、及び
前記ベアリングブロック（１６０）と前記コンポーネント（３８）との間に差し込まれる前記測定装置（１７８）をさらに備える、態様１に記載の装置（７０）。
（態様６）
前記支持面（６４）で支持される複数の圧力キャニスター（７６）、及び
一対の前記圧力キャニスター（７６）間に延在しかつ一組の前記圧力キャニスター（７６）により支持される各吊りビーム（１０２）をさらに備える、態様１に記載の装置（７０）。
（態様７）
航空機（１０）の地上振動試験の方法であって、
前記航空機（１０）を複数の測定装置（１７８）と係合させるステップであって、前記測定装置（１７８）の各々が、前記航空機（１０）のジャッキ点（５４）に係合する少なくとも一つの持ち上げ機構（７４）に結合されるステップ、
前記持ち上げ機構（７４）を使用して、前記航空機（１０）を支持面（６４）から持ち上げるステップ、
測定装置（１７８）のアウトプットに基づき前記航空機（１０）の重量を決定するステップ、及び
前記航空機（１０）の地上振動試験を実行するステップを含む方法。
（態様８）
前記航空機（１０）は、複数の着陸装置（４０、４２）を備え、前記方法は、
前記着陸装置（４０、４２）の各々で重量測定を決定するステップ、
前記着陸装置（４０、４２）の各々での前記重量測定に基づき、前記航空機（１０）の重心（６０）を決定するステップ、及び
前記測定装置（１７８）の少なくとも一つを前記ジャッキ点（５４）に係合させるステップをさらに含む、態様７に記載の方法。
（態様９）
前記測定装置（１７８）の少なくとも一つを係合させるステップは、
前記ジャッキ点（５４）と前記持ち上げビーム（１４０）との間に圧縮荷重計（１８０）を差し込むステップを含み、
ジャッキ結合金具（２００）を前記ジャッキ点（５４）に係合させるステップ、及び
前記ジャッキ結合金具（２００）のシャフト（２０８）を開口（１８２）を介して前記荷重計（１８０）に挿入するステップをさらに含み、
前記持ち上げビーム（１４０）に装着されるベアリングブロック（１６０）で前記シャフト（２０８）を受けるステップをさらに含み、
前記荷重計（１８０）の挿入は、前記ジャッキ結合金具（２００）と前記持ち上げビーム（１４０）との間とする、態様８に記載の方法。
（態様１０）
一対の吊りボルト（１２０）で前記吊りビーム（１４０）を掛けるステップであって、前記吊りボルト（１２０）の少なくとも一つは、そこに装着される歪みゲージ（１２８）を有するステップ、及び
前記航空機（１０）が前記支持面（６４）から持ち上げられるときに、前記歪みゲージ（１２８）のアウトプットを使用して、前記測定装置（１７８）により決定される重量を検証するステップをさらに含み、
前記吊りボルト（１２０）の少なくとも一つは、ねじ切りされたスリーブ（１３４）により連結される上部分（１３０）及び下部分（１３２）からなり、前記方法は、
前記上ボルト部分（１３０）及び前記下ボルト部分（１３２）を相互結合させるねじ切りされたスリーブ（１３４）を使用して、前記吊りボルト（１２０）の全長を調節するステップをさらに含む、態様７に記載の方法。

１０ 航空機
１２ 胴体
１４ 前方端部
１６ 後方端部
１８ データ点
２０ 基準座標系
２２ 縦軸
２４ 横軸
２６ 垂直軸
２８ 翼
３２ 尾部
３４ 水平安定板
３６ 垂直安定板
３８ コンポーネント
４０ 機首着陸装置
４２ 主要着陸装置
５４ ジャッキ点
６０ 重心
６４ 支持面
７０ 装置
７４ 吊り上げ機構
７６ 圧力キャニスター
７８ ベロー
８２ しぼんだ位置
８４ 膨らんだ位置
９０ 押し上げ力
１００ ビーム構造
１０２ 吊りビーム
１０４ 端部
１０８ ラックビーム
１２６ パック
１２８ 歪みゲージ
１３０ 上ボルト部分
１３２ 下ボルト部分
１３４ ねじ切りされたスリーブ
１４０ 吊り上げビーム
１４４ 中間点
１４６ ビーム端部結合金具
１６０ ベアリングブロック
１６２ ブロック端部
１６４ ブロック中央部分
１６６ ブロック穴
１６８ タブ
１７８ 測定装置
１８０ 荷重計
１８８ 上面
１９０ 下面
２００ ジャッキ結合金具
２０４ 上面
２０６ 下面
２０８ シャフト
２２０ コンピュータ

Claims (13)

1. 地上振動試験中に航空機（１０）を支持するための装置（７０）であって、
   支持面（６４）に装着される複数の持ち上げ機構（７４）であって、各持ち上げ機構（７４）が、航空機（１０）を支持面（６４）から持ち上げるための航空機（１０）のコンポーネント（３８）に押し上げ力（９０）を与えるように構成される持ち上げ機構（７４）、
   複数の持ち上げ機構（７４）に装着されるように構成されるビーム構造（１００）、
   ビーム構造（１００）から掛かる持ち上げビーム（１４０）、
   ジャッキ点（５４）で航空機（１０）のコンポーネント（３８）に形成される穴（５２）内に収まるように大きさ及び構成が決められているジャッキ結合金具（２００）であって、下面（２０６）及び下面（２０６）の下に延在するシャフト（２０８）を有するジャッキ結合金具（２００）、
   上面（１８８）及び開口（１８２）を有する圧縮荷重計（１８０）であって、ジャッキ結合金具（２００）のシャフト（２０８）が、圧縮荷重計（１８０）の開口（１８２）を介して持ち上げビーム（１４０）に関連付けられた穴（１６６）に延在し、圧縮荷重計（１８０）の上面（１８８）がジャッキ結合金具（２００）の下面（２０６）とベアリング接触しており、航空機（１０）が支持面（６４）から持ち上げられるときに、航空機（１０）の重量を決定する圧縮荷重計（１８０）、を備える装置（７０）。
2. ジャッキ点（５４）は、航空機（１０）の着陸装置（４０、４２）に関連付けられている、請求項１に記載の装置（７０）。
3. ビーム構造（１００）は、持ち上げ機構（７４）に装着されかつ互いに間隔を置いて配置される一対の概して平行な吊りビーム（１０２）を備え、
   吊りビーム（１０２）の各々は、そこから下へ向かって延在する吊りボルト（１２０）を有し、かつ
   持ち上げビーム（１４０）は、吊りボルト（１２０）に結合される対向する端部（１０４）を有している、請求項１に記載の装置（７０）。
4. 吊りボルト（１２０）は、ねじ切りされたスリーブ（１３４）により下部分（１３２）に連結される上部分（１３０）からなり、かつ
   ねじ切りされたスリーブ（１３４）は、吊りボルト（１２０）の全長を調節するために調整可能である、請求項３に記載の装置。
5. 少なくとも一つの歪み測定装置（１２８）が吊りボルト（１２０）に装着され、航空機（１０）が支持面（６４）から持ち上げられるときに吊りボルト（１２０）の歪みを測定するように構成される、請求項１に記載の装置（７０）。
6. 持ち上げビーム（１４０）に装着されるベアリングブロック（１６０）、及び
   ベアリングブロック（１６０）とコンポーネント（３８）との間に差し込まれる圧縮荷重計（１８０）をさらに備える、請求項１に記載の装置（７０）。
7. 地上振動試験中に航空機（１０）を支持するための装置（７０）であって、
   支持面（６４）で支持される複数の圧力キャニスター（７６）、
   各吊りビーム（１０２）が、一対の圧力キャニスター（７６）間に延在しかつ一組の圧力キャニスター（７６）により支持されている一対の吊りビーム（１０２）、
   吊りビーム（１０２）のホールを介して延在する吊りボルト（１２０）、
   吊りボルト（１２０）に結合される対向する端部（１０４）を有する持ち上げビーム（１４０）、
   着陸装置（４０、４２）のジャッキ点（５４）で航空機（１０）のコンポーネント（３８）に形成される穴（５２）内に収まるように大きさ及び構成が決められているジャッキ結合金具（２００）であって、下面（２０６）及び下面（２０６）の下に延在するシャフト（２０８）を有するジャッキ結合金具（２００）、
   上面（１８８）及び開口（１８２）を有する圧縮荷重計（１８０）であって、ジャッキ結合金具（２００）のシャフト（２０８）が、圧縮荷重計（１８０）の開口（１８２）を介して持ち上げビーム（１４０）に関連付けられた穴（１６６）に延在し、圧縮荷重計（１８０）の上面（１８８）がジャッキ結合金具（２００）の下面（２０６）とベアリング接触しており、航空機（１０）が支持面（６４）から持ち上げられるときに、航空機（１０）の重量表示を提供する圧縮荷重計（１８０）、
   を備える、請求項１に記載の装置（７０）。
8. 航空機（１０）の地上振動試験の方法であって、
   航空機（１０）上の各ジャッキ点（５４）で、
   ジャッキ結合金具（２００）を各ジャッキ点（５４）で航空機（１０）のコンポーネント（３８）に形成される穴（５２）内に挿入するステップと、
   圧縮荷重計（１８０）を各ジャッキ点（５４）とジャッキ点（５４）での持ち上げ機構（７４）の持ち上げビーム（１４０）との間に差し込むステップと、
   圧縮荷重計（１８０）の上面（１８８）がジャッキ結合金具（２００）の下面（２０６）とベアリング接触するように、ジャッキ結合金具（２００）のシャフト（２０８）を圧縮荷重計（１８０）の開口（１８２）を介して持ち上げビーム（１４０）に関連付けられた穴（１６６）に挿入するステップと、を行うことにより、航空機（１０）を複数の圧縮荷重計（１８０）と係合させるステップ、
   複数の持ち上げ機構（７４）を使用して、航空機（１０）を支持面（６４）から持ち上げるステップ、
   圧縮荷重計（１８０）のアウトプットに基づき航空機（１０）の重量を決定するステップ、及び
   航空機（１０）の地上振動試験を実行するステップを含む方法。
9. 航空機（１０）の重心（６０）を決定するステップをさらに含む、請求項８に記載の方法。
10. 航空機（１０）は、複数の着陸装置（４０、４２）を備え、前記方法は、
    着陸装置（４０、４２）の各々で重量測定を決定するステップ、及び
    着陸装置（４０、４２）の各々での重量測定に基づき、航空機（１０）の重心（６０）を決定するステップ、をさらに含む、請求項９に記載の方法。
11. 持ち上げビーム（１４０）に装着されるベアリングブロック（１６０）でシャフト（２０８）を受けるステップをさらに含む、請求項８に記載の方法。
12. 一対の吊りボルト（１２０）で吊りビーム（１４０）を掛けるステップであって、吊りボルト（１２０）の少なくとも一つは、そこに装着される歪みゲージ（１２８）を有するステップ、及び
    航空機（１０）が支持面（６４）から持ち上げられるときに、歪みゲージ（１２８）のアウトプットを使用して、圧縮荷重計（１８０）により決定される重量を検証するステップをさらに含む、請求項８に記載の方法。
13. 吊りボルト（１２０）の少なくとも一つは、ねじ切りされたスリーブ（１３４）により連結される上部分（１３０）及び下部分（１３２）からなり、前記方法は、
    上ボルト部分（１３０）及び下ボルト部分（１３２）を相互結合させるねじ切りされたスリーブ（１３４）を使用して、吊りボルト（１２０）の全長を調節するステップをさらに含む、請求項１２に記載の方法。

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