JPH0419080B2 - - Google Patents
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- JPH0419080B2 JPH0419080B2 JP57156478A JP15647882A JPH0419080B2 JP H0419080 B2 JPH0419080 B2 JP H0419080B2 JP 57156478 A JP57156478 A JP 57156478A JP 15647882 A JP15647882 A JP 15647882A JP H0419080 B2 JPH0419080 B2 JP H0419080B2
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- rolling friction
- friction coefficient
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Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01G—WEIGHING
- G01G19/00—Weighing apparatus or methods adapted for special purposes not provided for in the preceding groups
- G01G19/02—Weighing apparatus or methods adapted for special purposes not provided for in the preceding groups for weighing wheeled or rolling bodies, e.g. vehicles
- G01G19/07—Weighing apparatus or methods adapted for special purposes not provided for in the preceding groups for weighing wheeled or rolling bodies, e.g. vehicles for weighing aircraft
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- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
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Description
【発明の詳細な説明】
本発明は航空機の性能管理装置、特に航空機の
離陸重量を計算する装置に関するものである。
離陸重量を計算する装置に関するものである。
航空機の離陸重量は、航空機の上昇飛行、巡
行、下降待機、進入等の性能を測定する際に操縦
者あるいは性能管理装置によつて用いられる重要
なパラメータとなつている。通常、航空機の重量
というのは操業している会社の運行管理によつて
決定される積載重量である。本発明は離陸時に航
空機に付与するエンジンスラスト、その推力によ
つて生じた加速度、着陸装置のころがり摩擦係数
の平均値特性を含む計算によつて航空機の実際の
離陸重量のより正確な測定値を操縦者に与える手
段を提供するものである。
行、下降待機、進入等の性能を測定する際に操縦
者あるいは性能管理装置によつて用いられる重要
なパラメータとなつている。通常、航空機の重量
というのは操業している会社の運行管理によつて
決定される積載重量である。本発明は離陸時に航
空機に付与するエンジンスラスト、その推力によ
つて生じた加速度、着陸装置のころがり摩擦係数
の平均値特性を含む計算によつて航空機の実際の
離陸重量のより正確な測定値を操縦者に与える手
段を提供するものである。
また、ころがり摩擦係数の平均値を計算するこ
とによつて、操縦者は異常な離陸状態に気付き、
制動ブレーキやその他同類のものの保守整備が必
要なことがわかる。本発明によつて計算された離
陸重量パラメータは性能管理に用いることが可能
で、この場合には積載重量より正確なデータを用
いて上昇飛行、巡航、下降及び進入に必要なパラ
メータを自動的に計算することができる。
とによつて、操縦者は異常な離陸状態に気付き、
制動ブレーキやその他同類のものの保守整備が必
要なことがわかる。本発明によつて計算された離
陸重量パラメータは性能管理に用いることが可能
で、この場合には積載重量より正確なデータを用
いて上昇飛行、巡航、下降及び進入に必要なパラ
メータを自動的に計算することができる。
本発明は、本出願人に与えられた米国特許第
4110605号に開示されている離陸重量計算機の性
能を改良したものである。上記の特許において
は、特定の航空機型式ではころがり摩擦係数は既
知であり一定であると仮定してきた。しかし、こ
の仮定は、個々の航空機に対しては実情に合わな
い。そこで、本発明においてはこの点を考慮して
航空機の離陸総重量をより正確に測定するように
したものである。
4110605号に開示されている離陸重量計算機の性
能を改良したものである。上記の特許において
は、特定の航空機型式ではころがり摩擦係数は既
知であり一定であると仮定してきた。しかし、こ
の仮定は、個々の航空機に対しては実情に合わな
い。そこで、本発明においてはこの点を考慮して
航空機の離陸総重量をより正確に測定するように
したものである。
この目的を達成するため、本発明は、離陸滑走
中、航空機のエンジンスラストとその推力によつ
て生じた航空機の加速度を測定し、滑走で加速度
が最大になつた時に、運動に関するニユートンの
第２法則を利用して航空機の離陸重量を計算する
ようにした装置を提供することにある。離陸滑走
では空気力学的な抗力が十分作用しない間に加速
度が最大になるので、抗力に関する項は無視して
もよい。また、加速度計が航空機の長手方向に取
り付けられている場合には滑走路の傾斜も自動的
に計算されるので無視してよい。そこで、考えら
れる唯一の変数は着陸装置のころがり摩擦係数で
ある。本発明は、各離陸時に積載重量に基づいた
ころがり摩擦係数を計算し、全ての容認された先
行値に最新の値を加算して重み付けした平均値を
算出し、この平均値に基づいて実際の離陸重量を
計算するようにした装置を提供するものである。
中、航空機のエンジンスラストとその推力によつ
て生じた航空機の加速度を測定し、滑走で加速度
が最大になつた時に、運動に関するニユートンの
第２法則を利用して航空機の離陸重量を計算する
ようにした装置を提供することにある。離陸滑走
では空気力学的な抗力が十分作用しない間に加速
度が最大になるので、抗力に関する項は無視して
もよい。また、加速度計が航空機の長手方向に取
り付けられている場合には滑走路の傾斜も自動的
に計算されるので無視してよい。そこで、考えら
れる唯一の変数は着陸装置のころがり摩擦係数で
ある。本発明は、各離陸時に積載重量に基づいた
ころがり摩擦係数を計算し、全ての容認された先
行値に最新の値を加算して重み付けした平均値を
算出し、この平均値に基づいて実際の離陸重量を
計算するようにした装置を提供するものである。
次に本発明の実施例について添付図面を参照し
て説明する。
て説明する。
第１図の離陸重量計算装置を説明する前に、第
２図を参照してその数学的な基本事項を考えるこ
とが助けとなろう。この数学的な解析も前記の米
国特許第4110605号に示されているが、ここに便
宜のために反復する。
２図を参照してその数学的な基本事項を考えるこ
とが助けとなろう。この数学的な解析も前記の米
国特許第4110605号に示されているが、ここに便
宜のために反復する。
第２図は、ブレーキ開放直後、すなわち操縦者
が全離陸力を加えた直後の航空機に作用する力と
加速度を図解したものである。これらの力と加速
度の定義と解析から、力と加速度との釣合い式が
次のように導かれる。
が全離陸力を加えた直後の航空機に作用する力と
加速度を図解したものである。これらの力と加速
度の定義と解析から、力と加速度との釣合い式が
次のように導かれる。
Ｔ−Wsinγ−Ｄ＝Ｗ／ｇＸ ……(1)
Ｘ＝aX−gsinγ ……(2)
Ｄ＝CDqS＋μW ……(3)
但し、
Ｔ＝航空機のエンジンスラスト
Ｄ＝空気力学的抵抗ところがり摩擦による航空機
の抗力 Ｗ＝航空機の重量 Ｘ＝滑走路に沿う航空機の真の加速度 γ＝地平線に対する滑走路の傾斜角 aX＝受感軸が航空機のＸ軸と一直線に配置された
線形加速度形の出力である航空機の見掛けの
加速度 CD＝航空機の抗力係数 ｑ＝動圧＝0.7PSM2 PS＝大気圧 Ｍ＝マツハ数 Ｓ＝航空機の翼面積 μ＝ころがり摩擦係数 式(1)、(2)、(3)を組み合せて、Ｗについて解け
ば、 Ｗ＝Ｔ−0.7CDPSM2S／aX／ｇ＋μ ……(4) 一般に、離陸走行が開始された時点で加速度が
最大になり、このときＭも小さいので式(4)の空気
力学的抗力の項は、重量測定の精度に大きな影響
を与えることもないので省略できる。したがつ
て、Ｗの式は、 Ｗ＝Ｔ／aX／ｇ＋μ ……(5) 上記式においては、加速度計が長手方向に配置
され、真の加速度と滑走路の傾斜角が一致してい
るので滑走路の傾斜角とは独立した式になつてい
ることに注意されたい。
の抗力 Ｗ＝航空機の重量 Ｘ＝滑走路に沿う航空機の真の加速度 γ＝地平線に対する滑走路の傾斜角 aX＝受感軸が航空機のＸ軸と一直線に配置された
線形加速度形の出力である航空機の見掛けの
加速度 CD＝航空機の抗力係数 ｑ＝動圧＝0.7PSM2 PS＝大気圧 Ｍ＝マツハ数 Ｓ＝航空機の翼面積 μ＝ころがり摩擦係数 式(1)、(2)、(3)を組み合せて、Ｗについて解け
ば、 Ｗ＝Ｔ−0.7CDPSM2S／aX／ｇ＋μ ……(4) 一般に、離陸走行が開始された時点で加速度が
最大になり、このときＭも小さいので式(4)の空気
力学的抗力の項は、重量測定の精度に大きな影響
を与えることもないので省略できる。したがつ
て、Ｗの式は、 Ｗ＝Ｔ／aX／ｇ＋μ ……(5) 上記式においては、加速度計が長手方向に配置
され、真の加速度と滑走路の傾斜角が一致してい
るので滑走路の傾斜角とは独立した式になつてい
ることに注意されたい。
次いで、第１図を参照して本発明の実施例を説
明する。計算に必要な２つの一次項は航空機の見
掛けの加速度と航空機のエンジンスラストでこれ
らの値は感知装置により得る。滑走路に対する航
空機の見掛けの加速度に比例した信号は、航空機
の長手方向加速度の測定値を発生する手段、即ち
受感軸か航空機の長手軸に一致するように機体に
取り付けてある線形加速度計１０よりリード線９
に出される。ここで用いられる加速度計は、例え
ば米国特許第3992951号に開示されている従来型
式のものでもよい。一方、航空機のスラストに比
例する信号は、エンジン圧力比を検出する一般の
感知装置により得られる。この感知装置は航空機
の各エンジンに付随している。本実施例において
は３発航空機を想定しているので、３つのEPR
が感知装置１１，１２及び１３が備わつている。
航空機の全スラストは各エンジンにより発生した
スラストの和であるから、個別に出された信号
は、スラスト計算機１６Ａ，１６Ｂ及び１６Ｃに
より各エンジンのスラストが求められた後、加算
装置１４で加算される。
明する。計算に必要な２つの一次項は航空機の見
掛けの加速度と航空機のエンジンスラストでこれ
らの値は感知装置により得る。滑走路に対する航
空機の見掛けの加速度に比例した信号は、航空機
の長手方向加速度の測定値を発生する手段、即ち
受感軸か航空機の長手軸に一致するように機体に
取り付けてある線形加速度計１０よりリード線９
に出される。ここで用いられる加速度計は、例え
ば米国特許第3992951号に開示されている従来型
式のものでもよい。一方、航空機のスラストに比
例する信号は、エンジン圧力比を検出する一般の
感知装置により得られる。この感知装置は航空機
の各エンジンに付随している。本実施例において
は３発航空機を想定しているので、３つのEPR
が感知装置１１，１２及び１３が備わつている。
航空機の全スラストは各エンジンにより発生した
スラストの和であるから、個別に出された信号
は、スラスト計算機１６Ａ，１６Ｂ及び１６Ｃに
より各エンジンのスラストが求められた後、加算
装置１４で加算される。
航空機に作用する標準的なスラストはスラスト
オーバーδと呼ばれており、δは現存大気の静圧
比である。この項は前記米国特許第4110605号の
第３図に示された特定のエンジンに対するEPR
とマツハの予め定められた関数である。この実施
例ではEPRとマツハに関係したスラスト値
（Ｔ／δ）が記憶装置、例えば静スラスト計算機
１６Ａ，１６Ｂ及び１６Ｃ内の通常の記憶装置に
記憶されている。そして、航空機に作用する標準
的なスラスト値Ｔ／δに比例する信号をリード線
１７に出力するため、記憶装置はリード線４８，
４９，５０に出力されているエンジンEPR信号
と対気データ計算機１９からのマツハ数信号によ
りアドレスされる。更に実際のスラストＴを得る
ためにはスラスト値Ｔ／δを大気圧項δから独立
させる必要がある。このため、Ｔ／δ信号が入力
される乗算器２０には対気データ計算機１９から
リード線１８を介してδに比例した信号が入力さ
れ、δ項が消去される。従つてリード線２１に出
される乗算器２０の出力信号は、求める測定値、
すなわち航空機に作用するスラストＴになる。し
たがつて、上記EPR感知装置１１〜１３、スラ
スト計算機１６Ａ〜Ｃ、加算装置１４、対気デー
タ計算機１９及び乗算器２０は本発明でいうとこ
ろの航空機のエンジンスラストの測定値を発生す
る手段になる。
オーバーδと呼ばれており、δは現存大気の静圧
比である。この項は前記米国特許第4110605号の
第３図に示された特定のエンジンに対するEPR
とマツハの予め定められた関数である。この実施
例ではEPRとマツハに関係したスラスト値
（Ｔ／δ）が記憶装置、例えば静スラスト計算機
１６Ａ，１６Ｂ及び１６Ｃ内の通常の記憶装置に
記憶されている。そして、航空機に作用する標準
的なスラスト値Ｔ／δに比例する信号をリード線
１７に出力するため、記憶装置はリード線４８，
４９，５０に出力されているエンジンEPR信号
と対気データ計算機１９からのマツハ数信号によ
りアドレスされる。更に実際のスラストＴを得る
ためにはスラスト値Ｔ／δを大気圧項δから独立
させる必要がある。このため、Ｔ／δ信号が入力
される乗算器２０には対気データ計算機１９から
リード線１８を介してδに比例した信号が入力さ
れ、δ項が消去される。従つてリード線２１に出
される乗算器２０の出力信号は、求める測定値、
すなわち航空機に作用するスラストＴになる。し
たがつて、上記EPR感知装置１１〜１３、スラ
スト計算機１６Ａ〜Ｃ、加算装置１４、対気デー
タ計算機１９及び乗算器２０は本発明でいうとこ
ろの航空機のエンジンスラストの測定値を発生す
る手段になる。
次いで、前記エンジンスラスト、長手方向加速
度及びころがり摩擦係数の平均値より航空機の離
陸重量を計算する手段について説明する。本発明
においては式(5)で一定値としたころがり摩擦係数
μを離陸毎に測定したころがり摩擦係数の平均値
μAVに置き換えられる。したがつてこの置き換え
た式が本発明でいうところの所定の関数になる。
加速度項aXは定数乗算器２５に入力され、ここで
重力加速度の逆数（１／ｇ）と掛け算され、式(5)
に必要なaX／ｇ項がリード線２６に出力される。
また、本発明によれば、着陸装置のころがり摩擦
係数の平均値μAVが毎離陸時のころがり摩擦係数
の平均値を求める手段、具体的にはころがり摩擦
係数の重み付けをするフイルタ手段２８からリー
ド線２７に出力される。この平均値μAVはころが
り摩擦係数の先行値の関数が後述するように重み
付けされている。この信号は加算器２９で加速度
項と加算され、式(5)の分母に比例した信号がリー
ド線３０に出力される。リード線３１の最終信号
は実際の離陸重量に比例したものとなるので、除
算器３２においてはリード線２１のスラスト信号
は被除数、リード線３０の加速度＋ころがり摩擦
係数の信号は除数として扱われる。リード線３１
の実際の重量信号は、性能管理装置などのように
航空機離陸重量の測定値を必要としている利用装
置に入力される。また、実際の重量信号は後述す
る積載重量信号と共に適当な表示装置３３に入力
され、それらの差が操縦者に知らされる。
度及びころがり摩擦係数の平均値より航空機の離
陸重量を計算する手段について説明する。本発明
においては式(5)で一定値としたころがり摩擦係数
μを離陸毎に測定したころがり摩擦係数の平均値
μAVに置き換えられる。したがつてこの置き換え
た式が本発明でいうところの所定の関数になる。
加速度項aXは定数乗算器２５に入力され、ここで
重力加速度の逆数（１／ｇ）と掛け算され、式(5)
に必要なaX／ｇ項がリード線２６に出力される。
また、本発明によれば、着陸装置のころがり摩擦
係数の平均値μAVが毎離陸時のころがり摩擦係数
の平均値を求める手段、具体的にはころがり摩擦
係数の重み付けをするフイルタ手段２８からリー
ド線２７に出力される。この平均値μAVはころが
り摩擦係数の先行値の関数が後述するように重み
付けされている。この信号は加算器２９で加速度
項と加算され、式(5)の分母に比例した信号がリー
ド線３０に出力される。リード線３１の最終信号
は実際の離陸重量に比例したものとなるので、除
算器３２においてはリード線２１のスラスト信号
は被除数、リード線３０の加速度＋ころがり摩擦
係数の信号は除数として扱われる。リード線３１
の実際の重量信号は、性能管理装置などのように
航空機離陸重量の測定値を必要としている利用装
置に入力される。また、実際の重量信号は後述す
る積載重量信号と共に適当な表示装置３３に入力
され、それらの差が操縦者に知らされる。
上述したように、本発明によれば、リード線２
７のころがり摩擦係数の平均値μAVに比例する信
号はころがり摩擦係数の過去の履歴にしたがつて
重み付けを行うフイルタ手段２８より発生され
る。現在離陸しようとしている以前に記憶されて
いるフイルタ手段２８の内容は、μの過去の値の
方に重く重み付けし、最近のものに軽く重み付け
した、平均値μAVである。このようなフイルタ手
段は当該分野では公知であり、一般に利得係数を
変えることによりこの動作を行つている。このこ
ろがり摩擦の項、すなわちころがり摩擦係数の測
定値を発生する手段を次に説明する。
７のころがり摩擦係数の平均値μAVに比例する信
号はころがり摩擦係数の過去の履歴にしたがつて
重み付けを行うフイルタ手段２８より発生され
る。現在離陸しようとしている以前に記憶されて
いるフイルタ手段２８の内容は、μの過去の値の
方に重く重み付けし、最近のものに軽く重み付け
した、平均値μAVである。このようなフイルタ手
段は当該分野では公知であり、一般に利得係数を
変えることによりこの動作を行つている。このこ
ろがり摩擦の項、すなわちころがり摩擦係数の測
定値を発生する手段を次に説明する。
式(5)は、航空機の重量を決定するための力学的
な項、すなわちスラスト、加速度及びころがり摩
擦係数の項からなつている。スラスト及び加速度
の項は物理的に精度良く測定することが可能であ
るが、ころがり摩擦係数の項はそれと関係する変
数があるため物理的に都合良く測定できない。例
えば、ころがり摩擦係数の値は、着陸装置の軸受
の状態、タイヤ圧、ブレーキ、航空機重量、横風
の他水溜まり、雪、ぬかるみといつたような滑走
路の表面状態によつても変わりうる。しかし、航
空機の離陸のたびにころがり摩擦係数を測定する
ことが可能ならば、多数回の離陸で重み付けした
平均値をとることによつてころがり摩擦係数の測
定値の精度を上げることが可能である。このよう
な平均値のもとになるころがり摩擦係数の計算さ
れた測定値を得ることは可能である。
な項、すなわちスラスト、加速度及びころがり摩
擦係数の項からなつている。スラスト及び加速度
の項は物理的に精度良く測定することが可能であ
るが、ころがり摩擦係数の項はそれと関係する変
数があるため物理的に都合良く測定できない。例
えば、ころがり摩擦係数の値は、着陸装置の軸受
の状態、タイヤ圧、ブレーキ、航空機重量、横風
の他水溜まり、雪、ぬかるみといつたような滑走
路の表面状態によつても変わりうる。しかし、航
空機の離陸のたびにころがり摩擦係数を測定する
ことが可能ならば、多数回の離陸で重み付けした
平均値をとることによつてころがり摩擦係数の測
定値の精度を上げることが可能である。このよう
な平均値のもとになるころがり摩擦係数の計算さ
れた測定値を得ることは可能である。
上述の式(5)をμについて解いて、本発明でいう
ところの他の所定の関数を求めると、 μ＝Ｔ／Ｗ−aX／ｇ ……(6) したがつて、Ｔ及びaX／ｇの測定値はすでに得
られているので、重量の物理的測定値が得られれ
ば、μの値を計算できる。航空機の重量は重要な
離陸パラメータであるので、その予測値が離陸前
に常に計算されており、一般に積載重量と呼んで
いる。積載重量は、航空機自重、燃料量、乗客
数、荷物、フライト等に基づいて計算される。積
載重量の予測値は、実際の重量があるフライトで
は高く、他のフライトでは低くにもなりうるので
実際の重量とは異なる。それゆえに、式(6)に基づ
く計算では、μの値が上下するので、これらの平
均値は実際のころがり摩擦係数に収束する。
ところの他の所定の関数を求めると、 μ＝Ｔ／Ｗ−aX／ｇ ……(6) したがつて、Ｔ及びaX／ｇの測定値はすでに得
られているので、重量の物理的測定値が得られれ
ば、μの値を計算できる。航空機の重量は重要な
離陸パラメータであるので、その予測値が離陸前
に常に計算されており、一般に積載重量と呼んで
いる。積載重量は、航空機自重、燃料量、乗客
数、荷物、フライト等に基づいて計算される。積
載重量の予測値は、実際の重量があるフライトで
は高く、他のフライトでは低くにもなりうるので
実際の重量とは異なる。それゆえに、式(6)に基づ
く計算では、μの値が上下するので、これらの平
均値は実際のころがり摩擦係数に収束する。
第１図に戻つて説明すると、本発明の装置は、
予測離陸重量の測定値を発生する手段である積載
重量入力パネル、すなわちキーボード３５と積載
重量入力装置３６を備えている。キーボードは可
視表示機能を持つた英数字押ボタンパネルのよう
に既知の多数のデータ入力装置から選んでもよ
い、操縦者はこのような装置を用いて航空機の積
載重量を入力する。このデータは積載重量入力装
置３６に入力され、そこで形式的にそれに比例す
る電気信号に変換された後、信号WMとしてリー
ド線３７に出力される。式(6)から、この信号は除
数として除算器３８に入力され、一方リード線２
１から入力されるスラスト信号は被除数として扱
われる。したがつて、リード線３９の商出力信号
は式(6)の第１項に相当する。第２項はリード線２
６のaX／ｇに比例する信号に相当し、この信号は
加算器４０においてリード線３９の信号を減算す
る。その結果生じたリード線４１の差信号は式(6)
によつて現離陸時におけるころがり摩擦係数μCの
計算値に比例したものとなる。この現摩擦係数μC
の信号はフイルタ手段２８に入力され、前にも述
べたようにここで摩擦係数μCの全ての先行値の重
み付けした平均値と一緒にされる。したがつて、
フイルタ手段２８は事実上摩擦係数μCの全ての先
行値の重み付けした和を含むことになるから、航
空機のころがり摩擦特性の履歴を示す。
予測離陸重量の測定値を発生する手段である積載
重量入力パネル、すなわちキーボード３５と積載
重量入力装置３６を備えている。キーボードは可
視表示機能を持つた英数字押ボタンパネルのよう
に既知の多数のデータ入力装置から選んでもよ
い、操縦者はこのような装置を用いて航空機の積
載重量を入力する。このデータは積載重量入力装
置３６に入力され、そこで形式的にそれに比例す
る電気信号に変換された後、信号WMとしてリー
ド線３７に出力される。式(6)から、この信号は除
数として除算器３８に入力され、一方リード線２
１から入力されるスラスト信号は被除数として扱
われる。したがつて、リード線３９の商出力信号
は式(6)の第１項に相当する。第２項はリード線２
６のaX／ｇに比例する信号に相当し、この信号は
加算器４０においてリード線３９の信号を減算す
る。その結果生じたリード線４１の差信号は式(6)
によつて現離陸時におけるころがり摩擦係数μCの
計算値に比例したものとなる。この現摩擦係数μC
の信号はフイルタ手段２８に入力され、前にも述
べたようにここで摩擦係数μCの全ての先行値の重
み付けした平均値と一緒にされる。したがつて、
フイルタ手段２８は事実上摩擦係数μCの全ての先
行値の重み付けした和を含むことになるから、航
空機のころがり摩擦特性の履歴を示す。
一方、ころがり摩擦係数項の計算値がかなり異
常であるかどうかを評価することは望ましいこと
でもある。この項を異常に高くさせている条件が
あるかもしれないし、また重量計算に用いられて
いるころがり摩擦係数の項が平均値でもあるの
で、このような異常な値は平均値やそれに基づい
て計算された離陸重量を過度に狂わすおそれがあ
る。例えば、離陸がぬかるみの滑走路で行われた
場合には、抗力が増すことにもなるので、その結
果摩擦係数μCが異常に高くなるおそれがある。ま
た、ブレーキを押さえ付けるような故障やタイヤ
の１つ以上が軟らか過ぎるような場合にも、摩擦
係数μC値を異常に高くさせる。それゆえに、現離
陸時におけるリード線４１のころがり摩擦係数の
計算値は比較手段４２においてリード線２７の平
均値と比較される。この新規な値が予め定められ
た偏差範囲にあるならば、その値は容認され、次
の容認回路４３を経た後リード線４４を介してフ
イルタ手段２８に入力される。一方、摩擦係数μC
の信号がこの範囲に入らないときは、容認されな
いものとして拒絶される。拒絶回路４５は容認さ
れない摩擦係数μC信号に基づいてフラツグ信号を
形成し、その信号をリード線４６を介して保守記
録手段４７に送る。保守記録手段４７は、この信
号があつたとき、着陸装置の保守を表示し、要整
備の異常があることを示す。
常であるかどうかを評価することは望ましいこと
でもある。この項を異常に高くさせている条件が
あるかもしれないし、また重量計算に用いられて
いるころがり摩擦係数の項が平均値でもあるの
で、このような異常な値は平均値やそれに基づい
て計算された離陸重量を過度に狂わすおそれがあ
る。例えば、離陸がぬかるみの滑走路で行われた
場合には、抗力が増すことにもなるので、その結
果摩擦係数μCが異常に高くなるおそれがある。ま
た、ブレーキを押さえ付けるような故障やタイヤ
の１つ以上が軟らか過ぎるような場合にも、摩擦
係数μC値を異常に高くさせる。それゆえに、現離
陸時におけるリード線４１のころがり摩擦係数の
計算値は比較手段４２においてリード線２７の平
均値と比較される。この新規な値が予め定められ
た偏差範囲にあるならば、その値は容認され、次
の容認回路４３を経た後リード線４４を介してフ
イルタ手段２８に入力される。一方、摩擦係数μC
の信号がこの範囲に入らないときは、容認されな
いものとして拒絶される。拒絶回路４５は容認さ
れない摩擦係数μC信号に基づいてフラツグ信号を
形成し、その信号をリード線４６を介して保守記
録手段４７に送る。保守記録手段４７は、この信
号があつたとき、着陸装置の保守を表示し、要整
備の異常があることを示す。
当業者にはお判りのことであろうが、本発明は
従来のアナログ計算装置あるいはデジタル計算装
置のいずれかを利用して実現されうる。前者の場
合には、種々の機能ブロツク、すなわち要求され
る数学的な加算、乗算、除算や論理機能が演算増
幅器等のようなアナログ回路で実現できる。
従来のアナログ計算装置あるいはデジタル計算装
置のいずれかを利用して実現されうる。前者の場
合には、種々の機能ブロツク、すなわち要求され
る数学的な加算、乗算、除算や論理機能が演算増
幅器等のようなアナログ回路で実現できる。
同様に、これらと同じ数学機能や論理機能は、
従来周知のＡ／Ｄ変換器を使えば、マイクロプロ
セツサ、Ａ／Ｄ変換器並びにプログラム技術を用
いてデジタル計算機により達成できる。デジタル
でおこなうと、加速度が最大になつた時点で計算
ができる利点がある。この際、高速デジタル計算
機を使えば、重量計算を１秒間に数回、例えば
0.25秒間隔に行えるので、その間隔で加速度とス
ラストを抽出し、最終値としてはそれぞれ最も高
い加速度とそのときのスラストサンプル値の平均
値を用いると良い。
従来周知のＡ／Ｄ変換器を使えば、マイクロプロ
セツサ、Ａ／Ｄ変換器並びにプログラム技術を用
いてデジタル計算機により達成できる。デジタル
でおこなうと、加速度が最大になつた時点で計算
ができる利点がある。この際、高速デジタル計算
機を使えば、重量計算を１秒間に数回、例えば
0.25秒間隔に行えるので、その間隔で加速度とス
ラストを抽出し、最終値としてはそれぞれ最も高
い加速度とそのときのスラストサンプル値の平均
値を用いると良い。
本発明についてその良好な実施例で説明してき
たが、用いた用語は説明のためのものであつて限
定的でなく、本発明の精神及び真の技術範囲から
逸脱せずに特許請求の範囲内で種々の変更が行い
うることが理解されよう。
たが、用いた用語は説明のためのものであつて限
定的でなく、本発明の精神及び真の技術範囲から
逸脱せずに特許請求の範囲内で種々の変更が行い
うることが理解されよう。
第１図は本発明の実施例を示したもので航空機
の離陸重量を計算するための装置のブロツク図、
第２図は離陸時に航空機に作用する力と加速度と
の関係を示した図である。 １０……加速度計、１１〜１３……エンジン圧
力比感知装置、１４……加算器、１６Ａ〜１６Ｃ
……スラスト計算機、１９……対気データ計算
機、２０……乗算器、２８……重み付けをするフ
イルタ手段、３２……除算器、３３……表示装
置、３５……キーボード、３６……積載重量入力
装置、３８……除算器、４２……比較手段、４５
……拒絶回路、４７……保守記録手段。
の離陸重量を計算するための装置のブロツク図、
第２図は離陸時に航空機に作用する力と加速度と
の関係を示した図である。 １０……加速度計、１１〜１３……エンジン圧
力比感知装置、１４……加算器、１６Ａ〜１６Ｃ
……スラスト計算機、１９……対気データ計算
機、２０……乗算器、２８……重み付けをするフ
イルタ手段、３２……除算器、３３……表示装
置、３５……キーボード、３６……積載重量入力
装置、３８……除算器、４２……比較手段、４５
……拒絶回路、４７……保守記録手段。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 航空機の実際の離陸重量の測定を行なう装置
であつて、 イ 航空機のエンジンスラストの測定値を発生す
る手段１１，１２，１３，１６Ａ，１６Ｂ，１
６Ｃ，１４，１９，２０と、 ロ 航空機の長手方向加速度の測定値を発生する
手段１０と、 ハ 航空機のころがり摩擦係数を測定し、毎離陸
時に測定されたころがり摩擦係数の平均値を求
める手段３５，３６，３８，２５，２９，４
０，４２，４３，２８と、 ニ 前記エンジンスラスト、長手方向加速度の測
定値及びころがり摩擦係数の平均値に応答し、
スラスト、加速度及びころがり摩擦係数からな
る所定の関数により航空機の離陸重量を計算す
る手段３２と を備えていることを特徴とする航空機用の離陸重
量計算装置。 ２ 特許請求の範囲第１項に記載の装置におい
て、前記所定の関数は、 Ｗ＝Ｔ／aX／ｇ＋μAV 但し、 Ｗ：実際の航空機離陸重量 Ｔ：航空機のエンジンスラスト aX：航空機の長手方向加速度 ｇ：重力加速度 μAV：航空機のころがり摩擦係数の平均値 である航空機用の離陸重量計算装置。 ３ 特許請求の範囲第１項に記載の装置におい
て、前記ころがり摩擦係数の測定値を発生する手
段は、 イ 現離陸時の航空機の予測離陸重量の測定値を
発生する手段３５，３６と、 ロ 他の所定の関数を用いて前記測定されたエン
ジンスラスト、長手方向加速度及び上記予測離
陸重量の測定値より現離陸時のころがり摩擦係
数の測定値を計算する手段３８と を備えている航空機用の離陸重量計算装置。 ４ 特許請求の範囲第３項に記載の装置におい
て、前記他の所定の関数は、 μ＝Ｔ／WM−aX／ｇ 但し、 μ：現離陸時の航空機のころがり摩擦係数の測定
値 WM：現離陸時の航空機の予測重量 Ｔ：エンジンによつて航空機に与えられるスラス
ト aX：航空機の長手方向加速度 ｇ：重力加速度 である航空機用の離陸重量計算装置。 ５ 特許請求の範囲第３項に記載の装置におい
て、前記航空機の予測離陸重量は積載重量である
航空機用の離陸重量計算装置。 ６ 特許請求の範囲第５項に記載の装置におい
て、前記ころがり摩擦係数の測定値を発生する手
段は更に現在及び過去の多数のころがり摩擦係数
の測定値に重みを付け、その重み付けしたころが
り摩擦係数の平均値を求めるフイルタ手段２８を
有し、過去の多数の測定値には現測定値よりも大
きな重みが付けられている航空機用の離陸重量計
算装置。 ７ 特許請求の範囲第６項に記載の装置におい
て、前記ころがり摩擦係数の測定値を発生する手
段は更に現ころがり摩擦係数の測定値と前記フイ
ルタ手段２８の平均値とを比較し、現ころがり摩
擦係数の測定値が前記フイルタ手段の平均値より
も一定の値を超える時、その現ころがり摩擦係数
の測定値を拒絶する比較手段４２を有する航空機
用の離陸重量計算装置。 ８ 特許請求の範囲第７項に記載の装置におい
て、前記ころがり摩擦係数の測定値を発生する手
段は更に現ころがり摩擦係数の測定値が拒絶され
た時、着陸装置の保守指令を出す保守記録手段４
７を有する航空機用の離陸重量計算装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/333,098 US4490802A (en) | 1981-12-21 | 1981-12-21 | Takeoff weight computer apparatus for aircraft |
| US333098 | 1981-12-21 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58110398A JPS58110398A (ja) | 1983-06-30 |
| JPH0419080B2 true JPH0419080B2 (ja) | 1992-03-30 |
Family
ID=23301264
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP57156478A Granted JPS58110398A (ja) | 1981-12-21 | 1982-09-08 | 航空機用の離陸重量計算装置 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4490802A (ja) |
| EP (1) | EP0082663B1 (ja) |
| JP (1) | JPS58110398A (ja) |
| DE (1) | DE3276674D1 (ja) |
Families Citing this family (39)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| US4980833A (en) * | 1988-07-26 | 1990-12-25 | The University Of Tennessee Research Corporation | Airplane take-off monitor with learning feature |
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1981
- 1981-12-21 US US06/333,098 patent/US4490802A/en not_active Expired - Lifetime
-
1982
- 1982-09-08 JP JP57156478A patent/JPS58110398A/ja active Granted
- 1982-12-14 DE DE8282306657T patent/DE3276674D1/de not_active Expired
- 1982-12-14 EP EP82306657A patent/EP0082663B1/en not_active Expired
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS53107100A (en) * | 1977-02-25 | 1978-09-18 | Sperry Rand Corp | Computer for weight and balance of aeroplane |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE3276674D1 (en) | 1987-08-06 |
| US4490802A (en) | 1984-12-25 |
| EP0082663A3 (en) | 1985-04-10 |
| JPS58110398A (ja) | 1983-06-30 |
| EP0082663B1 (en) | 1987-07-01 |
| EP0082663A2 (en) | 1983-06-29 |
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