JPH07315298A - ヘリコプタ重量の測定装置及び方法 - Google Patents
ヘリコプタ重量の測定装置及び方法Info
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- JPH07315298A JPH07315298A JP4083431A JP8343192A JPH07315298A JP H07315298 A JPH07315298 A JP H07315298A JP 4083431 A JP4083431 A JP 4083431A JP 8343192 A JP8343192 A JP 8343192A JP H07315298 A JPH07315298 A JP H07315298A
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-
- 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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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
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- Measurement Of Distances Traversed On The Ground (AREA)
Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【目的】飛行中のヘリコプターの機体重量を連続的に測
定する方法を提供する。 【構成】機体２４の前方及び後方の各主回転翼２６の下
の面と、前記機体２４との間の距離２０及び２２を測定
し平均し、主回転翼のスピードを測定し、既に決定され
たヘリコプタの測定データを用いて回転中のロータを原
因とする垂直方向の牽引力及び、前方への速度を原因と
する水平方向の牽引力の効果を補正することによって、
ホバリングまたは前方への等速飛行中のヘリコプタの、
総重量を計算する重量測定システム。禁止信号５４は、
ヘリコプタが正確な重力測定に適さない飛行体制にある
時、前記重量計算ロジックが前記重量の計算をすること
を不可能にする。
定する方法を提供する。 【構成】機体２４の前方及び後方の各主回転翼２６の下
の面と、前記機体２４との間の距離２０及び２２を測定
し平均し、主回転翼のスピードを測定し、既に決定され
たヘリコプタの測定データを用いて回転中のロータを原
因とする垂直方向の牽引力及び、前方への速度を原因と
する水平方向の牽引力の効果を補正することによって、
ホバリングまたは前方への等速飛行中のヘリコプタの、
総重量を計算する重量測定システム。禁止信号５４は、
ヘリコプタが正確な重力測定に適さない飛行体制にある
時、前記重量計算ロジックが前記重量の計算をすること
を不可能にする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は重量の測定手段、特に飛
行中のヘリコプタの重量の測定手段に関するものであ
る。
行中のヘリコプタの重量の測定手段に関するものであ
る。
【０００２】
【従来の技術】従来の技術に於て、地上にある機体の重
量は、種々の手段によって測定されていた。例えば、航
空機の重量は、地上に於て、ウエイトスケールまたは、
ホイル装置上の重量によって測定され、ヘリコプタの重
量は燃料、積荷、搭乗員の重量から自動的に決定され
た。
量は、種々の手段によって測定されていた。例えば、航
空機の重量は、地上に於て、ウエイトスケールまたは、
ホイル装置上の重量によって測定され、ヘリコプタの重
量は燃料、積荷、搭乗員の重量から自動的に決定され
た。
【０００３】固定翼の航空機の場合、離陸後の重量の変
化は主に燃料の消費を原因とするので、自動的な重量の
探知は既知の手段によって容易に実行することができ
る。一方ヘリコプタは一旦離陸し再び着陸することなし
に、乗客の昇降と、荷物の積卸し、燃料の補給及び投下
を行なうので、重量の急激な変化が起きる。このような
独特な要求は従来の重量測定の方法を不適当なものと
し、飛行中のヘリコプタの重量を正確に決定するための
手段が必要となる。
化は主に燃料の消費を原因とするので、自動的な重量の
探知は既知の手段によって容易に実行することができ
る。一方ヘリコプタは一旦離陸し再び着陸することなし
に、乗客の昇降と、荷物の積卸し、燃料の補給及び投下
を行なうので、重量の急激な変化が起きる。このような
独特な要求は従来の重量測定の方法を不適当なものと
し、飛行中のヘリコプタの重量を正確に決定するための
手段が必要となる。
【０００４】ヘリコプタに於て、機体重量及びその他の
要因によって変化する力を受けるローターシャフト、ピ
ッチコントロールホーン及びローターヘッドスピンドル
という要素が存在する。前記力を時間的に追跡すること
は前記要素の寿命を決定することに有用である。ストレ
ンゲージやその他の装置を用いた前記要素の直接の監視
は、本質的に複雑で失敗する傾向をもつスリップリング
装置を必要とするため実用的でない。他のフライト変数
による機体の総重量の正確な検知は、前記力の計算を可
能とし、前記要素の寿命の計算を可能にする。前記要素
を安全に利用できる寿命を知ることは、早期の補修の費
用と操作中の破壊の危険を回避する。
要因によって変化する力を受けるローターシャフト、ピ
ッチコントロールホーン及びローターヘッドスピンドル
という要素が存在する。前記力を時間的に追跡すること
は前記要素の寿命を決定することに有用である。ストレ
ンゲージやその他の装置を用いた前記要素の直接の監視
は、本質的に複雑で失敗する傾向をもつスリップリング
装置を必要とするため実用的でない。他のフライト変数
による機体の総重量の正確な検知は、前記力の計算を可
能とし、前記要素の寿命の計算を可能にする。前記要素
を安全に利用できる寿命を知ることは、早期の補修の費
用と操作中の破壊の危険を回避する。
【０００５】ホバリング（垂直及び水平の動きをもたな
い安定した状態の飛行を維持すること）を維持する能力
は圧力、気温、機体の重量という飛行変数の関数になっ
ている。例えば、与えられた高度、温度、総重量に於て
ヘリコプタがホバリングを維持することは困難なことで
はない。しかし、高度または気温が上昇し、気圧が低く
なると新しい条件の下ではホバリングを維持することは
不可能である。飛行中の正確な重量の測定は、許可され
た飛行包囲線図内に於て、より広い範囲の目的の達成、
乗員、設備の展開、ホバリング運動を許可する。
い安定した状態の飛行を維持すること）を維持する能力
は圧力、気温、機体の重量という飛行変数の関数になっ
ている。例えば、与えられた高度、温度、総重量に於て
ヘリコプタがホバリングを維持することは困難なことで
はない。しかし、高度または気温が上昇し、気圧が低く
なると新しい条件の下ではホバリングを維持することは
不可能である。飛行中の正確な重量の測定は、許可され
た飛行包囲線図内に於て、より広い範囲の目的の達成、
乗員、設備の展開、ホバリング運動を許可する。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、飛行
中の機体の重量を連続的に測定し、高度、気温及びその
他の空気力学的な負荷の変化の影響を受けず、ヘリコプ
タの重量の変化というような物理的負荷の変化には動的
に反応する、ヘリコプタの重量測定方法を提供すること
である。
中の機体の重量を連続的に測定し、高度、気温及びその
他の空気力学的な負荷の変化の影響を受けず、ヘリコプ
タの重量の変化というような物理的負荷の変化には動的
に反応する、ヘリコプタの重量測定方法を提供すること
である。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、ヘリコ
プタの総重量は、機体の既知の点から回転翼の下方の点
までの距離測定及び、前記距離とその他の飛行情報から
機体の総重量を計算することによって決定される。
プタの総重量は、機体の既知の点から回転翼の下方の点
までの距離測定及び、前記距離とその他の飛行情報から
機体の総重量を計算することによって決定される。
【０００８】
【実施例】図１に示すようにヘリコプタの重量測定シス
テムは、回転軸１８から既知の距離ｒ１、ｒ２に位置す
る少なくとも２つの距離測定装置１０及び１２を含む。
前記距離測定装置は、機体の中心線２３と垂直な方向に
機体２４の既知の点から回転している主回転翼２６の集
合の下側の面までの距離２０及び２２を測定する。前記
距離測定装置（距離センサ）はある物体から他の物体へ
の距離を物理的に接触することなしに測定可能な既知の
装置でり、例えば、三菱レイザダイオードＭＬ３１０１
のようなレイザダイオード装置である。レイザダイオー
ド装置は、コヒーレントな光の束を伝達し、光学的な後
方散乱としても知られているような反射してきた同様の
光を検出する。センサは、ファイバーグラスまたはアル
ミニウムで構成され、鈍い仕上りを表わすエポキシ塗料
で塗装された回転翼によって、光が吸収されるために、
低いレベルの反射光を検出することができるようになっ
ている。距離センサは測定された距離に比例するアナロ
グ電圧信号を提供し、回転翼が直接センサの上にある時
は出力電圧は回転翼の距離に比例し、センサの上に回転
翼がない時は反射光がないので出力電圧は０ボルトにな
る。
テムは、回転軸１８から既知の距離ｒ１、ｒ２に位置す
る少なくとも２つの距離測定装置１０及び１２を含む。
前記距離測定装置は、機体の中心線２３と垂直な方向に
機体２４の既知の点から回転している主回転翼２６の集
合の下側の面までの距離２０及び２２を測定する。前記
距離測定装置（距離センサ）はある物体から他の物体へ
の距離を物理的に接触することなしに測定可能な既知の
装置でり、例えば、三菱レイザダイオードＭＬ３１０１
のようなレイザダイオード装置である。レイザダイオー
ド装置は、コヒーレントな光の束を伝達し、光学的な後
方散乱としても知られているような反射してきた同様の
光を検出する。センサは、ファイバーグラスまたはアル
ミニウムで構成され、鈍い仕上りを表わすエポキシ塗料
で塗装された回転翼によって、光が吸収されるために、
低いレベルの反射光を検出することができるようになっ
ている。距離センサは測定された距離に比例するアナロ
グ電圧信号を提供し、回転翼が直接センサの上にある時
は出力電圧は回転翼の距離に比例し、センサの上に回転
翼がない時は反射光がないので出力電圧は０ボルトにな
る。
【０００９】距離センサ１０及び１２は距離信号を連続
的に２つのライン２８と３０を通して重量計算ロジック
３２に伝える。センサによって提供された電気信号は信
号の強さを増加させるために増幅され、出力ライン２８
及び３２に乗せられた雑音を除去するためにフィルタを
通過する。重量計算ロジック３２は、アナログ距離信号
に応答する各距離信号のピーク検出器（電荷を蓄え印加
された内の最も高い電圧を保持する既知の回路）及び、
ピーク検出器に応答し測定された距離を表わすデジタル
信号にピーク電圧を変換するアナログ−デジタル変換器
（Ａ／Ｄ変換器）とによって構成される。Ａ／Ｄ変換器
がサンプル値を持った時、ピーク検出器はリセットさ
れ、次のピーク電圧が測定され保持される。全ての通過
する回転翼がサンプルされるために、各センサのＡ／Ｄ
変換サンプルレイトは、ロータの最大の回転数に回転翼
の数を掛合わせたものよりも速く設定されなければなら
ない。
的に２つのライン２８と３０を通して重量計算ロジック
３２に伝える。センサによって提供された電気信号は信
号の強さを増加させるために増幅され、出力ライン２８
及び３２に乗せられた雑音を除去するためにフィルタを
通過する。重量計算ロジック３２は、アナログ距離信号
に応答する各距離信号のピーク検出器（電荷を蓄え印加
された内の最も高い電圧を保持する既知の回路）及び、
ピーク検出器に応答し測定された距離を表わすデジタル
信号にピーク電圧を変換するアナログ−デジタル変換器
（Ａ／Ｄ変換器）とによって構成される。Ａ／Ｄ変換器
がサンプル値を持った時、ピーク検出器はリセットさ
れ、次のピーク電圧が測定され保持される。全ての通過
する回転翼がサンプルされるために、各センサのＡ／Ｄ
変換サンプルレイトは、ロータの最大の回転数に回転翼
の数を掛合わせたものよりも速く設定されなければなら
ない。
【００１０】ロータの速度信号は既知のタコメータ３４
によって提供され、メインロータの測度に比例したアナ
ログ電圧を提供し、ライン３４で重量計算ロジックに送
られる。更に静的な圧力と、前方への速度によって発生
する平均のラム圧から対気速度を決定する、ピトー静圧
管センサを具体例とする対気速度センサ３８は、機体の
前方への対気速度に比例するアナログ電圧信号をライン
４０を通して重量計算ロジック３２に伝える。アナログ
マルチプレクサがアナログ入力信号をスイッチするため
に重量計算ロジック３２に於て使用される。重量計算ロ
ジック３２はＡ／Ｄ変換器からのデジタルビットに応答
して数学的操作（デジタル加算、乗算及び表検索）を実
行可能な信号演算要素を持つ。重量計算ロッジックの出
力は、実際のヘリコプタの効果によって修正された機体
の総重量を示すライン４２の信号を提供する。
によって提供され、メインロータの測度に比例したアナ
ログ電圧を提供し、ライン３４で重量計算ロジックに送
られる。更に静的な圧力と、前方への速度によって発生
する平均のラム圧から対気速度を決定する、ピトー静圧
管センサを具体例とする対気速度センサ３８は、機体の
前方への対気速度に比例するアナログ電圧信号をライン
４０を通して重量計算ロジック３２に伝える。アナログ
マルチプレクサがアナログ入力信号をスイッチするため
に重量計算ロジック３２に於て使用される。重量計算ロ
ジック３２はＡ／Ｄ変換器からのデジタルビットに応答
して数学的操作（デジタル加算、乗算及び表検索）を実
行可能な信号演算要素を持つ。重量計算ロッジックの出
力は、実際のヘリコプタの効果によって修正された機体
の総重量を示すライン４２の信号を提供する。
【００１１】通過する各回転翼のセンサからの距離は、
回転翼の軌跡によって多少変化する。回転翼の軌跡は個
々の回転翼の軌跡が互いに一致する度合を記述し、個々
の回転翼のピッチの関数になっている。もし２つの回転
翼が互いに追跡しなければ、一方の回転翼によって発生
する垂直方向の上昇力は、もう一方の回転翼の垂直の上
昇力と異なったものになるということはよく知られてい
る。従って機体から回転翼への距離は、ある回転翼から
次の回転翼の間に変化し、距離センサの測定値を変化さ
せる。そのような変化を打消すために、距離が例えば５
秒間に亘って連続的に測定され、既知の信号演算ハード
ウエアを用いた重量計算ロジック３２によって平均され
る。
回転翼の軌跡によって多少変化する。回転翼の軌跡は個
々の回転翼の軌跡が互いに一致する度合を記述し、個々
の回転翼のピッチの関数になっている。もし２つの回転
翼が互いに追跡しなければ、一方の回転翼によって発生
する垂直方向の上昇力は、もう一方の回転翼の垂直の上
昇力と異なったものになるということはよく知られてい
る。従って機体から回転翼への距離は、ある回転翼から
次の回転翼の間に変化し、距離センサの測定値を変化さ
せる。そのような変化を打消すために、距離が例えば５
秒間に亘って連続的に測定され、既知の信号演算ハード
ウエアを用いた重量計算ロジック３２によって平均され
る。
【００１２】２つのセンサ１０及び１２は、回転翼の回
転の中心点４６からの既知の距離ｄ１及びｄ３に固定さ
れている。（中心点４６は回転翼が回転軸に接続されて
いるロータヘッドとしても知られている。）。距離ｄ１
及びｄ３は、各センサによって測定された距離２０及び
２２から引算され、距離ｄ２及びｄ４を得る。距離ｄ２
及びｄ４は（前方に飛行する時に起きる）機体の縦揺れ
及びロータの傾きの効果を打消すめたに平均される。２
つのセンサから主回転軸への水平距離ｒ１及びｒ２がも
し同一でなければ、共通の水平距離が選択されなければ
ならず、垂直距離ｄ２及びｄ４が平均される前に、その
点の垂直距離が測定されなければならない。共通の水平
距離に対する２つの垂直距離ｄ２及びｄ４を測定するた
めに、回転軸１８の最も近くにあるセンサによって測定
された垂直距離は、回転軸からの短い距離と長い距離と
の比を掛合わされる。例えば、もしｒ１がｒ２よりも小
さければ次の関係式により回転軸からの水平距離ｒ２に
固定されたセンサの値に等価な値として垂直距離ｄ２は
測定される。
転の中心点４６からの既知の距離ｄ１及びｄ３に固定さ
れている。（中心点４６は回転翼が回転軸に接続されて
いるロータヘッドとしても知られている。）。距離ｄ１
及びｄ３は、各センサによって測定された距離２０及び
２２から引算され、距離ｄ２及びｄ４を得る。距離ｄ２
及びｄ４は（前方に飛行する時に起きる）機体の縦揺れ
及びロータの傾きの効果を打消すめたに平均される。２
つのセンサから主回転軸への水平距離ｒ１及びｒ２がも
し同一でなければ、共通の水平距離が選択されなければ
ならず、垂直距離ｄ２及びｄ４が平均される前に、その
点の垂直距離が測定されなければならない。共通の水平
距離に対する２つの垂直距離ｄ２及びｄ４を測定するた
めに、回転軸１８の最も近くにあるセンサによって測定
された垂直距離は、回転軸からの短い距離と長い距離と
の比を掛合わされる。例えば、もしｒ１がｒ２よりも小
さければ次の関係式により回転軸からの水平距離ｒ２に
固定されたセンサの値に等価な値として垂直距離ｄ２は
測定される。
【００１３】ｄ２ｓｃ＝ｄ２＊ｒ２／ｒ１ （１） この式に於てｄ２ｓｃは２つの垂直距離を平均すること
に用いられる測定された垂直距離である。この測定はセ
ンサによって測定された距離２０及び２２から距離ｄ１
及びｄ３を引算した後に実行されなれなければならな
い。
に用いられる測定された垂直距離である。この測定はセ
ンサによって測定された距離２０及び２２から距離ｄ１
及びｄ３を引算した後に実行されなれなければならな
い。
【００１４】ヘリコプタを側面から見た時の、回転して
いる回転翼の水平方向との角度は、ヘリコプタの重量と
関係している。この角度はコニング角５２として知られ
ている。コニング角５２は水平な傾斜から、機体の最大
積載重量を運ぶ傾斜まで、およそ６度しか変化しない。
従って角度を直接測定するデバイスは不十分な分解能に
よって不正確になる傾向がある。代わって本発明は前に
述べられたように一方が回転軸の前方にあり、もう一方
が回転軸の後方にある機体の上に位置する２つの点から
の回転翼への垂直距離を測定する。もし希望するならば
２つ以上のポイントが使用され、もし２つの点が利用さ
れるならば機体の横揺れを考慮した情報も得ることが可
能である。機体の上のポイントは、重量計算の感度と正
確性を最大にするために、可能な限り回転翼の先端に選
ばれるべきである。図２を参照すれば全ての回転翼の平
均コニング角βは、運搬されている総重量に関係し、次
の関係式によって表現される。 Ｔａｎ（β）＝（ｎ＊Ｌ）／（ｎ＊Ｆ）＝Ｗ／（ｎ＊Ｆ）＝ｄ／ｒ （２）
いる回転翼の水平方向との角度は、ヘリコプタの重量と
関係している。この角度はコニング角５２として知られ
ている。コニング角５２は水平な傾斜から、機体の最大
積載重量を運ぶ傾斜まで、およそ６度しか変化しない。
従って角度を直接測定するデバイスは不十分な分解能に
よって不正確になる傾向がある。代わって本発明は前に
述べられたように一方が回転軸の前方にあり、もう一方
が回転軸の後方にある機体の上に位置する２つの点から
の回転翼への垂直距離を測定する。もし希望するならば
２つ以上のポイントが使用され、もし２つの点が利用さ
れるならば機体の横揺れを考慮した情報も得ることが可
能である。機体の上のポイントは、重量計算の感度と正
確性を最大にするために、可能な限り回転翼の先端に選
ばれるべきである。図２を参照すれば全ての回転翼の平
均コニング角βは、運搬されている総重量に関係し、次
の関係式によって表現される。 Ｔａｎ（β）＝（ｎ＊Ｌ）／（ｎ＊Ｆ）＝Ｗ／（ｎ＊Ｆ）＝ｄ／ｒ （２）
【００１５】ここでｎは回転翼の数を表わし、Ｌは１つ
の回転翼によって発生する空気力学的揚力を表わし、Ｆ
は回転している回転翼の求心的な加速によって発生する
（求心的なまたは放射状の）力を表わす。ｄはロータハ
ブ４６から回転している主回転翼の下側への平均垂直距
離を表わし、ｒは前記機体上の共通な測定点からの主回
転軸への水平距離を表わす。
の回転翼によって発生する空気力学的揚力を表わし、Ｆ
は回転している回転翼の求心的な加速によって発生する
（求心的なまたは放射状の）力を表わす。ｄはロータハ
ブ４６から回転している主回転翼の下側への平均垂直距
離を表わし、ｒは前記機体上の共通な測定点からの主回
転軸への水平距離を表わす。
【００１６】方程式２をＷについて解き、すべての回転
翼の重さＢを加えることによって理想的な（理論的な）
機体の総重量が次のように与えられる。 Ｗ＝ｎ＊Ｆ＊ｄ／ｒ＋Ｂ （３） ここで、 Ｆ＝ω2＊ｘ＊ｍ （４） ここでωは回転翼の角速度（ラジアン／秒）を表わす変
数、ｘは回転翼に沿った回転翼の重心９４から回転の中
心４６までの距離を表わし、ｍは回転翼の重量を表わ
す。
翼の重さＢを加えることによって理想的な（理論的な）
機体の総重量が次のように与えられる。 Ｗ＝ｎ＊Ｆ＊ｄ／ｒ＋Ｂ （３） ここで、 Ｆ＝ω2＊ｘ＊ｍ （４） ここでωは回転翼の角速度（ラジアン／秒）を表わす変
数、ｘは回転翼に沿った回転翼の重心９４から回転の中
心４６までの距離を表わし、ｍは回転翼の重量を表わ
す。
【００１７】各回転翼の重量はその長手方向に平均して
分布していると仮定され、また回転翼は剛体であると仮
定されている。よって回転軸から及ぼされる力がない場
合、コニング角度はほとんど０度である。方程式３から
得られる重量Ｗは、水平または垂直の牽引力のような効
果を持たず、回転翼の重量分布の不均一性を持たない理
想的なヘリコプタの重量を与える。図１の重量計算ロジ
ックは、ライン３６からの測定されたロータ測度信号と
方程式３及び方程式４を用いてヘリコプタの理論的な重
量を計算する。
分布していると仮定され、また回転翼は剛体であると仮
定されている。よって回転軸から及ぼされる力がない場
合、コニング角度はほとんど０度である。方程式３から
得られる重量Ｗは、水平または垂直の牽引力のような効
果を持たず、回転翼の重量分布の不均一性を持たない理
想的なヘリコプタの重量を与える。図１の重量計算ロジ
ックは、ライン３６からの測定されたロータ測度信号と
方程式３及び方程式４を用いてヘリコプタの理論的な重
量を計算する。
【００１８】ヘリコプタの垂直方向の牽引（回転翼の吹
下ろし効果）は、回転しているロータからの下方向への
空気の流れによって起される、機体への下方向への力で
ある。この下方向への力はロータが持上げようとする力
と反対の方向に働くので、ヘリコプタの重量は実際より
も重くなる。従ってヘリコプタの重量を計算する時この
力を補正しなければならない。
下ろし効果）は、回転しているロータからの下方向への
空気の流れによって起される、機体への下方向への力で
ある。この下方向への力はロータが持上げようとする力
と反対の方向に働くので、ヘリコプタの重量は実際より
も重くなる。従ってヘリコプタの重量を計算する時この
力を補正しなければならない。
【００１９】垂直方向の牽引力の効果を修正するため
に、ヘリコプタはその垂直牽引力の特性を決定するため
に、最初に測定されなければならない。独特の機体と回
転翼の設計を持ったそれぞれの異なる形のヘリコプタ
は、測定されなければならない。しかし垂直方向の牽引
力に影響を及すような回転翼に於ける変化、機体やアタ
ッチメントの形状または大きさの変化がない限り、ヘリ
コプタは再び測定される必要はない。
に、ヘリコプタはその垂直牽引力の特性を決定するため
に、最初に測定されなければならない。独特の機体と回
転翼の設計を持ったそれぞれの異なる形のヘリコプタ
は、測定されなければならない。しかし垂直方向の牽引
力に影響を及すような回転翼に於ける変化、機体やアタ
ッチメントの形状または大きさの変化がない限り、ヘリ
コプタは再び測定される必要はない。
【００２０】垂直方向の牽引力の測定は、既知の技術を
用いれば、異なった回転速度（９５％、１００％、１０
５％）と地上の据付け点に取付けられた、ケーブルの張
力を測定することが可能な装置を持った短いケーブルを
引下げることによって発生する２，７１８kg（６，００
０ポンド）から４，５３０kg（１０，０００ポンド）へ
２２６．５kg（５００ポンド）づつ増加させた、種々の
異なったヘリコプタ重量とによって、方程式３及び方程
式４から計算される理論的な重量に対して、ヘリコプタ
の実際の重量をプロットすることによって実行される。
もし必要であれば、異なった若しくは、より多くの回転
速度とヘリコプタの重量が使用される。
用いれば、異なった回転速度（９５％、１００％、１０
５％）と地上の据付け点に取付けられた、ケーブルの張
力を測定することが可能な装置を持った短いケーブルを
引下げることによって発生する２，７１８kg（６，００
０ポンド）から４，５３０kg（１０，０００ポンド）へ
２２６．５kg（５００ポンド）づつ増加させた、種々の
異なったヘリコプタ重量とによって、方程式３及び方程
式４から計算される理論的な重量に対して、ヘリコプタ
の実際の重量をプロットすることによって実行される。
もし必要であれば、異なった若しくは、より多くの回転
速度とヘリコプタの重量が使用される。
【００２１】図１に示すように重量計算ロジック３２は
方程式３及び方程式４によって理論的な重量を計算し、
ライン３６からの測定された回転速度信号を用いて垂直
牽引力に関する理論的な重量の補正を行ない、ヘリコプ
タの前記垂直牽引力の測定によって得られた２変数の表
検索を実行する。表の入力は回転スピード、方程式３及
び方程式４から計算された理論的な重量である。表の出
力は垂直牽引力によって補正された実際のヘリコプタの
重量であり、前記２つの入力点から既知の方法（２次元
線形回帰）によって、直線的に内挿される。
方程式３及び方程式４によって理論的な重量を計算し、
ライン３６からの測定された回転速度信号を用いて垂直
牽引力に関する理論的な重量の補正を行ない、ヘリコプ
タの前記垂直牽引力の測定によって得られた２変数の表
検索を実行する。表の入力は回転スピード、方程式３及
び方程式４から計算された理論的な重量である。表の出
力は垂直牽引力によって補正された実際のヘリコプタの
重量であり、前記２つの入力点から既知の方法（２次元
線形回帰）によって、直線的に内挿される。
【００２２】機体が前方に飛行している時、コニング角
への水平な牽引力の効果は重量計算ロジック３２によっ
て補正される必要がある。水平方向の牽引力は、機体が
前方水平方向に飛行している時に胴体の前面に当る空気
によって起される力であり、水平方向の牽引力が与えら
れていない時よりも、同じ速度を得るためにロータに対
し、より多くの推進力を発生させることを必要とさせ、
コニング角度に影響を与える。
への水平な牽引力の効果は重量計算ロジック３２によっ
て補正される必要がある。水平方向の牽引力は、機体が
前方水平方向に飛行している時に胴体の前面に当る空気
によって起される力であり、水平方向の牽引力が与えら
れていない時よりも、同じ速度を得るためにロータに対
し、より多くの推進力を発生させることを必要とさせ、
コニング角度に影響を与える。
【００２３】水平方向の牽引力の測定は、一定速度の前
方への飛行によって行われる。航空機は測定に先だって
重量を測定され、テスト中の飛行燃料の消費のための、
飛行試験手段によって調整される。測定は種々の回転速
度（９５％、１００％及び１０５％）と、機体に錘を乗
せることによって生出される２，７１８kg（６，０００
ポンド）から４，５３０kg（１０，０００ポンド）の間
の３通りの異なった機体重量及び１１１．１２km／時
（６０ノット）から２５９．２８km／時（１４０ノッ
ト）まで、３７．０４km／時（２０ノット）づつ増加さ
せ、及び２７７．８０km／時（１５０ノット）に変化さ
せた種々の異なった前方への速度に於て、方程式３及び
方程式４によって計算された理論的な重量に対して、実
際の重量をプロットすることによって実行される。もし
必要であれば回転速度、機体の重量、及び速度の異なっ
た値、若しくはより多くの値が使用される。
方への飛行によって行われる。航空機は測定に先だって
重量を測定され、テスト中の飛行燃料の消費のための、
飛行試験手段によって調整される。測定は種々の回転速
度（９５％、１００％及び１０５％）と、機体に錘を乗
せることによって生出される２，７１８kg（６，０００
ポンド）から４，５３０kg（１０，０００ポンド）の間
の３通りの異なった機体重量及び１１１．１２km／時
（６０ノット）から２５９．２８km／時（１４０ノッ
ト）まで、３７．０４km／時（２０ノット）づつ増加さ
せ、及び２７７．８０km／時（１５０ノット）に変化さ
せた種々の異なった前方への速度に於て、方程式３及び
方程式４によって計算された理論的な重量に対して、実
際の重量をプロットすることによって実行される。もし
必要であれば回転速度、機体の重量、及び速度の異なっ
た値、若しくはより多くの値が使用される。
【００２４】方程式３及び方程式４によって計算された
理論的な重量は、ライン３６の測定されたロータ速度信
号とライン４０の前方への対気速度及び前記水平牽引力
からの３変数の表検索を用いた、重量計算ロジック３６
によって水平牽引力の補正が行なわれる。前記表の入力
はロータの速度前方へのスピード及び方程式３及び方程
式４によって計算された理論的な重量である。前記表の
出力である水平牽引力によって補正された実際の機体重
量は、前記３種類の入力点から３次元の線形回帰によっ
て直線的に内挿される。
理論的な重量は、ライン３６の測定されたロータ速度信
号とライン４０の前方への対気速度及び前記水平牽引力
からの３変数の表検索を用いた、重量計算ロジック３６
によって水平牽引力の補正が行なわれる。前記表の入力
はロータの速度前方へのスピード及び方程式３及び方程
式４によって計算された理論的な重量である。前記表の
出力である水平牽引力によって補正された実際の機体重
量は、前記３種類の入力点から３次元の線形回帰によっ
て直線的に内挿される。
【００２５】水平方向と垂直方向の牽引力の補正は、お
互いに独立したものである。前記重量計算ロジックは前
記ライン４０の対気速度信号に基づいて前記２つの補正
のいずれかを選択する。対気速度信号が７４．０８km／
時（４０ノット）未満の時、重量計算ロジック３２は垂
直牽引力の補正を行ない、対気速度が７４．０８km／時
（４０ノット）以上の時は、水平方向の牽引力の補正を
行なう。重量計算ロジックによる垂直及び水平方向の牽
引力の補正は、表検索の代わりに測定データに沿った曲
線となる数学的方程式の使用を可能にする。
互いに独立したものである。前記重量計算ロジックは前
記ライン４０の対気速度信号に基づいて前記２つの補正
のいずれかを選択する。対気速度信号が７４．０８km／
時（４０ノット）未満の時、重量計算ロジック３２は垂
直牽引力の補正を行ない、対気速度が７４．０８km／時
（４０ノット）以上の時は、水平方向の牽引力の補正を
行なう。重量計算ロジックによる垂直及び水平方向の牽
引力の補正は、表検索の代わりに測定データに沿った曲
線となる数学的方程式の使用を可能にする。
【００２６】垂直及び水平方向の牽引力の補正の表に於
て用いられた方法を用いることによって、回転翼の重量
の不均一な分布のような効果をも補正することが可能で
ある。これらの効果が最小または存在しない時には、ヘ
リコプタに対する前記補正は行なわれない。
て用いられた方法を用いることによって、回転翼の重量
の不均一な分布のような効果をも補正することが可能で
ある。これらの効果が最小または存在しない時には、ヘ
リコプタに対する前記補正は行なわれない。
【００２７】ライン５４の禁止信号もまた、図１の重量
計算ロジックの入力となる。禁止信号は、米国特許第
４，９３３，８８２号明細書に開示されているように、
体制認識ロジック５６のように、ヘリコプタが水平飛行
またはホバリングを、行なっていないことを決定するこ
とができる装置によってもたらされる。前記入力は重量
の計算には必要とされない。前記禁止信号はホバリング
及び前方向への水平飛行以外の重量測定を不正確にする
ような条件が生じた場合に、重量計算ロジックがヘリコ
プタの重量を計算することを禁止（不可能）にするため
に用いられる。代わって重量信号を受信するダウンスト
ゥリームシステムが、飛行条件を監視し、適切な時に重
量計算ロジックからの重量信号を無視するので、重量計
算ロジックが連続的に重量を計算することを許し、前記
ロジック３２への入力信号としての禁止信号の必要性を
除去する。
計算ロジックの入力となる。禁止信号は、米国特許第
４，９３３，８８２号明細書に開示されているように、
体制認識ロジック５６のように、ヘリコプタが水平飛行
またはホバリングを、行なっていないことを決定するこ
とができる装置によってもたらされる。前記入力は重量
の計算には必要とされない。前記禁止信号はホバリング
及び前方向への水平飛行以外の重量測定を不正確にする
ような条件が生じた場合に、重量計算ロジックがヘリコ
プタの重量を計算することを禁止（不可能）にするため
に用いられる。代わって重量信号を受信するダウンスト
ゥリームシステムが、飛行条件を監視し、適切な時に重
量計算ロジックからの重量信号を無視するので、重量計
算ロジックが連続的に重量を計算することを許し、前記
ロジック３２への入力信号としての禁止信号の必要性を
除去する。
【００２８】本発明は図１に示すように、ヘリコプタの
中心線２３からの垂直距離を測定するために取付けられ
た距離センサを持ち、図３のヘリコプタの中心線２３か
ら角度αで固定された１個以上のセンサを持って同様に
作用する。前記構造に於て垂直距離は、前記センサの固
定角度とセンサによって測定された距離とによって計算
される。垂直距離ｙは、次の関係式によって算出され
る。 ｙ＝ｃ ｓｉｎ（α） （５）
中心線２３からの垂直距離を測定するために取付けられ
た距離センサを持ち、図３のヘリコプタの中心線２３か
ら角度αで固定された１個以上のセンサを持って同様に
作用する。前記構造に於て垂直距離は、前記センサの固
定角度とセンサによって測定された距離とによって計算
される。垂直距離ｙは、次の関係式によって算出され
る。 ｙ＝ｃ ｓｉｎ（α） （５）
【００２９】ここでαはヘリコプタの中心線２３からの
センサの取付け角度を示し、ｃは前記センサによって測
定された距離を示し、ｙは実際のセンサから水平方向に
距離１０６離れた位置に取付けられたセンサによって、
測定される垂直距離を示す。前記センサの取付け角度α
は、全ての予測されるコニング角度に於て通過する回転
翼センサからの光線が捕らえるように、十分な値を持た
なければならない。センサをある角度に取付けること
は、前記センサが回転翼の先端に、より近づいて測定を
行なうという利点をもたらす。加えて、センサの取付け
角度は２つのセンサが回転軸から等しい水平距離にある
回転翼の測定点を選ぶために選択される。これにより、
２つの垂直距離の平均に先だって行なわれる、水平距離
の補正（図１参照）の必要性を除去する。１つ若しくは
２つのセンサがもし必要であれば角度を持って取付けら
れる。
センサの取付け角度を示し、ｃは前記センサによって測
定された距離を示し、ｙは実際のセンサから水平方向に
距離１０６離れた位置に取付けられたセンサによって、
測定される垂直距離を示す。前記センサの取付け角度α
は、全ての予測されるコニング角度に於て通過する回転
翼センサからの光線が捕らえるように、十分な値を持た
なければならない。センサをある角度に取付けること
は、前記センサが回転翼の先端に、より近づいて測定を
行なうという利点をもたらす。加えて、センサの取付け
角度は２つのセンサが回転軸から等しい水平距離にある
回転翼の測定点を選ぶために選択される。これにより、
２つの垂直距離の平均に先だって行なわれる、水平距離
の補正（図１参照）の必要性を除去する。１つ若しくは
２つのセンサがもし必要であれば角度を持って取付けら
れる。
【００３０】本発明は、レーザダイオード装置を用いる
代わりに、光電効果、超音波、及び赤外線技術を用いた
距離測定装置を用いることによっても、同様に作用す
る。しかし、回転翼の構成と表面の塗装は、使用された
センサの形式による後方散乱の必要性に合わせて仕上げ
られなければならない。
代わりに、光電効果、超音波、及び赤外線技術を用いた
距離測定装置を用いることによっても、同様に作用す
る。しかし、回転翼の構成と表面の塗装は、使用された
センサの形式による後方散乱の必要性に合わせて仕上げ
られなければならない。
【００３１】本発明は単一のリフティングロータを持っ
たヘリコプタに用いられる道具として、描かれている
が、本発明は、また、複数のリフティングロータを持っ
たヘリコプタに対しても同様に作用し、各ロータは重量
測定のための距離センサの一組を持つ。更に本発明は、
ヘリコプタの代わりに、フェアリー＝アビエイション
（Fairey Aviation）のロートダイン（Rotodyne）のよ
うな、自動回転時に於ける水平方向に突出した装置と自
由な回転ロータから構成される、ジャイロプレーンのよ
うな、複数の間接で繋がれた主回転翼を用いた航空機に
於ても使用することができる。
たヘリコプタに用いられる道具として、描かれている
が、本発明は、また、複数のリフティングロータを持っ
たヘリコプタに対しても同様に作用し、各ロータは重量
測定のための距離センサの一組を持つ。更に本発明は、
ヘリコプタの代わりに、フェアリー＝アビエイション
（Fairey Aviation）のロートダイン（Rotodyne）のよ
うな、自動回転時に於ける水平方向に突出した装置と自
由な回転ロータから構成される、ジャイロプレーンのよ
うな、複数の間接で繋がれた主回転翼を用いた航空機に
於ても使用することができる。
【００３２】上述されたように、専用のハードウエアと
して実施される代わりに、重量計算ロジックに関する本
発明の全ての機能は、米国特許第４，２７０，１６８号
のようなデジタルコンピュータの適切なプログラミング
によるソフトウエアや、電気的な飛行制御または電気的
なエンジン制御コンピュータのようなヘリコプタのコン
ピュータによって実行される多くの機能の１つとして実
施されても良い。
して実施される代わりに、重量計算ロジックに関する本
発明の全ての機能は、米国特許第４，２７０，１６８号
のようなデジタルコンピュータの適切なプログラミング
によるソフトウエアや、電気的な飛行制御または電気的
なエンジン制御コンピュータのようなヘリコプタのコン
ピュータによって実行される多くの機能の１つとして実
施されても良い。
【００３３】本発明は実施例に沿って説明及び図解され
たが、当業者にとって明らかなように、その技術範囲内
に於て他の様々な変形変更を加えて実施することができ
る。
たが、当業者にとって明らかなように、その技術範囲内
に於て他の様々な変形変更を加えて実施することができ
る。
【００３４】
【発明の効果】本発明は重量の変化を監視し、追跡する
乗組員を必要とせず、この操作をより正確に有効に実行
する。更に、本発明は、飛行中に重量を正確に測定する
方法と、負荷の有無による重量変化に即座に反応する方
法によって、ヘリコプタの重量を決定する手段を提供す
る。
乗組員を必要とせず、この操作をより正確に有効に実行
する。更に、本発明は、飛行中に重量を正確に測定する
方法と、負荷の有無による重量変化に即座に反応する方
法によって、ヘリコプタの重量を決定する手段を提供す
る。
【００３５】本発明の前述した目的やその他の目的及び
特徴と利益は、添付の図に示されたように次の詳細な記
述の実施例によって明らかになる。
特徴と利益は、添付の図に示されたように次の詳細な記
述の実施例によって明らかになる。
【図１】距離測定装置を用いた、本発明のヘリコプタ重
量測定システムの概要のブロック図。
量測定システムの概要のブロック図。
【図２】回転翼に加えられた力の釣合いを示す図。
【図３】本発明に従って使用された距離センサの、もう
１つの固定形式を示すヘリコプタの側面図。
１つの固定形式を示すヘリコプタの側面図。
１０ 距離センサ １２ 距離センサ １８ 主回転軸 ２０ ヘリコプタ中心線２３から回転翼への垂直距離 ２２ ヘリコプタ中心線２３から回転翼への垂直距離 ２３ ヘリコプタ中心線 ２４ 機体 ２６ 回転翼 ２８ 距離センサ１０からの信号線 ３０ 距離センサ１２からの信号線 ３２ 重量計算ロジック ３４ タコメータ ３６ タコメータからの信号線 ３８ 空気速度センサ ４０ 空気速度センサ３８からの信号線 ４２ 重量計算値出力 ４６ 回転軸の頭 ５２ コニング角 ５４ 体制認識装置 １０６ センサから回転翼までの水平距離 ｃ センサから回転翼までの距離 ｄ 回転軸からの回転翼への垂直距離 ｄ１ 回転軸の頭４６とセンサ１０との垂直距離 ｄ２ 回転軸の頭４６と回転翼との垂直距離 ｄ３ 回転軸の頭４６とセンサ１２との垂直距離 ｄ４ 回転軸の頭４６と回転翼との垂直距離 Ｓ 向心力 Ｌ 揚力 ｒ 回転軸からの回転翼への水平距離 ｒ１ 主回転軸１８と距離センサ１０との距離 ｒ２ 主回転軸１８と距離センサ１０との距離 ｘ 回転翼の重心９４と回転の中心との距離 ｙ センサから回転翼までの垂直距離 α センサ取付け角 β コニング角の平均値
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジョージ・エイ・モルナー アメリカ合衆国コネチカット州06447・オ レンジ・ウェストリバーロード 332
Claims (14)
- 【請求項１】 シャフトによって駆動される、機体上
の複数の主回転翼を有するヘリコプタの重量測定装置で
あって、機体と回転翼の間の距離を表示する距離信号を
提供するための、前記機体に固定された距離測定手段の
集合と、 前記回転翼の速度を表示するロータ速度信号を提供する
ための、前記回転翼の回転速度に反応するロータ速度の
手段と、 前記距離信号と前記ロータ速度信号とに反応する、前記
ヘリコプタの重量を表示する重量信号を提供するため
の、重量信号演算手段とを有することを特徴とする装
置。 - 【請求項２】 垂直牽引力の補正をされた、前記重量
信号を提供するための、前記ロータ速度信号に反応する
手段を有する、前記重量信号演算手段を有することを特
徴とする請求項１の装置。 - 【請求項３】 予め決定された垂直方向の牽引力の測
定データと、前記予め決定された垂直方向の牽引力のデ
ータを用いて、垂直方向の牽引力の補正を行った前記重
量信号を、提供するための前記重量信号演算手段を有す
ることを特徴とする請求項２の装置。 - 【請求項４】 前記ヘリコプタの前方への対気速度を
測定し、対気速度信号の表示を提供するための対気速度
手段を有し、 前記ロータ信号と前記対気速度信号に反応する、水平方
向の牽引力の効果に対する補正を行った、前記重量信号
または前記ロータ速度信号に反応する垂直方向の牽引力
の補正を行った前記重量信号のための手段を有する、前
記重量信号演算手段を有することを特徴とする請求項１
の装置。 - 【請求項５】 予め決定された水平方向の牽引力の測
定データを提供し、前記予め決定された水平方向の牽引
力のデータを用いて、水平方向の牽引力の補正を行われ
た前記重量信号を提供する前記重量信号演算手段を含
む、請求項４の装置。 - 【請求項６】 前記ヘリコプタの前方への対気速度を
測定し、対気速度信号の表示を提供する空気速度手段を
有し、 前記水平方向の牽引力の効果を補正された、第１の重量
信号を提供するための対気速度信号と、前記ロータ速度
信号に応じ、 前記垂直方向の牽引力の補正を行われた第２の補正され
た重量信号を提供するための前記ロータ速度信号に応
じ、 前記第１の補正された重量信号または、前記第２の補正
された重量信号のいずれかを、重量信号として提供する
ための、前記対気速度信号に応じる手段を有する、前記
重量信号演算手段を有することを特徴とする請求項１の
装置。 - 【請求項７】 少なくとも１つのレーザダイオード装
置を有する前記距離測定手段を有する請求項１の装置。 - 【請求項８】 前記信号演算手段が、前記重量信号を
提供することを妨げるための禁止信号を提供するための
手段を有する請求項１の装置。 - 【請求項９】 機体上部に於てシャフトによって駆動
される複数の主回転翼を有する前記ヘリコプタ重量を決
定する方法であって、 前記機体と前記回転翼の下側の面との距離を測定する過
程と、 前記回転翼の回転速度を測定する過程と、 前記距離測定の手段及び前記ロータ速度測定の手段から
前記ヘリコプタ重量を計算する過程とを有することを特
徴とする方法。 - 【請求項１０】 前記機体の少なくとも２箇所からの
測定方法と、距離の測定値の時間的な平均値を有する前
記距離測定の手段を有することを特徴とする請求項９の
方法。 - 【請求項１１】 少なくとも１つのレーザダイオード
装置によって実行される前記距離測定の手段を含む請求
項９の方法。 - 【請求項１２】 垂直牽引力の補正を行われた、計算
された重量を有する前記重量計算の手段を有することを
特徴とする請求項９の方法。 - 【請求項１３】 前記ヘリコプタの前方への対気速度
を測定測定する過程を更に有し、 対気速度の関数としての前記水平牽引力のためと、 水平牽引力の補正を受けた計算された重量と、垂直牽引
力の補正を受けた計算された重量の選択を行うための補
正を受けた、重量計算方法を含む重量計算方法とを有す
ることを特徴とする請求項１２の方法。 - 【請求項１４】 前記ヘリコプタの前方への対気速度
の測定と、 対気速度の関数としての水平方向の牽引力の補正を受け
た、重量計算値を有する前記重量計算の手段とを有する
請求項９の方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/665,061 US5229956A (en) | 1991-03-06 | 1991-03-06 | Helicopter weight measurement |
| US07/665,061 | 1991-03-06 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07315298A true JPH07315298A (ja) | 1995-12-05 |
| JP3299561B2 JP3299561B2 (ja) | 2002-07-08 |
Family
ID=24668553
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP08343192A Expired - Fee Related JP3299561B2 (ja) | 1991-03-06 | 1992-03-05 | ヘリコプタ重量の測定装置及び方法 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5229956A (ja) |
| EP (1) | EP0502811B1 (ja) |
| JP (1) | JP3299561B2 (ja) |
| CA (1) | CA2061528A1 (ja) |
| DE (2) | DE69210872T2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012116471A (ja) * | 2010-12-01 | 2012-06-21 | Agustawestland Spa | 航空機離陸重量の計算方法及び計算システム |
| CN112180980A (zh) * | 2020-10-16 | 2021-01-05 | 中国直升机设计研究所 | 一种无人直升机自转着陆控制方法 |
| JP2023171209A (ja) * | 2022-05-18 | 2023-12-01 | 浙江大学 | 無人ヘリコプターの飛行重量の測定方法及び装置 |
Families Citing this family (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5874673A (en) * | 1997-04-11 | 1999-02-23 | Safe Flight Instrument Corporation | Air speed and direction indicating system for rotary winged aircraft |
| US5987397A (en) * | 1998-03-13 | 1999-11-16 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Neural network system for estimation of helicopter gross weight and center of gravity location |
| FR2784457B1 (fr) * | 1998-10-13 | 2001-01-05 | Sextant Avionique | Instruments combines de secours pour aeronef |
| US7546975B2 (en) * | 2004-09-14 | 2009-06-16 | The Boeing Company | Tandem rotor wing rotational position control system |
| US7324016B1 (en) * | 2005-11-22 | 2008-01-29 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Navigational indicating system for rotary wing aircraft |
| US7984146B2 (en) * | 2006-05-04 | 2011-07-19 | Sikorsky Aircraft Corporation | Aircraft health and usage monitoring system with comparative fleet statistics |
| US7857260B2 (en) * | 2007-01-19 | 2010-12-28 | Sikorsky Aircraft Corporation | Fuel jettison system |
| US20090083050A1 (en) * | 2007-09-25 | 2009-03-26 | Eltman Joseph T | Compilation and distribution of data for aircraft fleet management |
| US7983809B2 (en) * | 2007-12-21 | 2011-07-19 | Sikorsky Aircraft Corporation | Aircraft integrated support system (ISS) |
| US8752784B2 (en) | 2011-04-07 | 2014-06-17 | Lord Corporation | Aircraft rotary wing motion control and instrumented motion control fluid device |
| US9139290B2 (en) | 2013-09-10 | 2015-09-22 | Sikorsky Aircraft Corporation | Aircraft weight identification using filtered trim estimation |
| US10267669B2 (en) | 2014-03-26 | 2019-04-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | Estimation of gross weight and center-of-gravity |
| WO2016011099A1 (en) * | 2014-07-18 | 2016-01-21 | Sikorsky Aircraft Corporation | System for determining weight-on-wheels using lidar |
| CN104097790B (zh) * | 2014-07-28 | 2016-02-03 | 贵州航天风华精密设备有限公司 | 一种航天器操纵机构调试方法 |
| FR3036789B1 (fr) | 2015-05-29 | 2017-05-26 | Airbus Helicopters | Procede d'estimation de la masse instantanee d'un aeronef a voilure tournante |
| FR3068004B1 (fr) * | 2017-06-26 | 2019-07-19 | Airbus Helicopters | Train d'atterrissage muni d'un dispositif embarque de mesure de charge pour un aeronef et aeronef |
| US10627304B2 (en) * | 2018-01-31 | 2020-04-21 | The Boeing Company | Optical device for estimating a center of gravity of an aircraft |
| DE102020210349A1 (de) * | 2020-08-14 | 2022-02-17 | Volkswagen Aktiengesellschaft | Verfahren zum Betreiben eines vertikal startenden und landenden Luftfahrzeugs und vertikal startendes und landendes Luftfahrzeug |
| CN114787036A (zh) * | 2020-12-21 | 2022-07-22 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 无人机机臂状态的检测方法、无人机的控制装置及无人机 |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3754440A (en) * | 1972-08-16 | 1973-08-28 | Us Navy | Helicopter lift margin determining system |
| US4034605A (en) * | 1975-09-26 | 1977-07-12 | Pacer Systems Inc. | Maneuver margin presenting |
| US4143364A (en) * | 1976-08-19 | 1979-03-06 | Pitney-Bowes, Inc. | Optical displacement measuring system |
| US4300200A (en) * | 1978-12-01 | 1981-11-10 | Westland Aircraft Limited | Helicopter airspeed indicating system |
| US4312042A (en) * | 1979-12-12 | 1982-01-19 | Sundstrand Data Control, Inc. | Weight, balance, and tire pressure detection systems |
| US4574360A (en) * | 1983-04-01 | 1986-03-04 | Sundstrand Data Control, Inc. | Helicopter weight measuring system |
| SE457807B (sv) * | 1984-09-17 | 1989-01-30 | Peter Arnberg | Foerfarande och anordning foer maetning av vaegbanors baerighet |
| GB2169572B (en) * | 1985-01-03 | 1988-02-10 | Boeing Co | A helicopter weight and torque advisory system |
| US4780838A (en) * | 1985-01-03 | 1988-10-25 | The Boeing Company | Helicopter weight and torque advisory system |
| DE3662181D1 (en) * | 1985-05-16 | 1989-04-06 | Stewart Hughes Ltd | Improvements in and relating to tracker systems |
| CH671555A5 (ja) * | 1986-09-10 | 1989-09-15 | Zermatt Air Ag | |
| US4894787A (en) * | 1988-04-28 | 1990-01-16 | Kaman Aerospace Corporation | Automatic load monitoring system with remote sensing |
-
1991
- 1991-03-06 US US07/665,061 patent/US5229956A/en not_active Expired - Lifetime
-
1992
- 1992-02-19 CA CA002061528A patent/CA2061528A1/en not_active Abandoned
- 1992-03-05 DE DE69210872T patent/DE69210872T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1992-03-05 EP EP92630026A patent/EP0502811B1/en not_active Expired - Lifetime
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- 1992-03-05 DE DE199292630026T patent/DE502811T1/de active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012116471A (ja) * | 2010-12-01 | 2012-06-21 | Agustawestland Spa | 航空機離陸重量の計算方法及び計算システム |
| CN112180980A (zh) * | 2020-10-16 | 2021-01-05 | 中国直升机设计研究所 | 一种无人直升机自转着陆控制方法 |
| CN112180980B (zh) * | 2020-10-16 | 2022-10-28 | 中国直升机设计研究所 | 一种无人直升机自转着陆控制方法 |
| JP2023171209A (ja) * | 2022-05-18 | 2023-12-01 | 浙江大学 | 無人ヘリコプターの飛行重量の測定方法及び装置 |
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|---|---|
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