NL8006764A

NL8006764A - Detectiestelsel voor het gewicht, de balans en de bandenspanning.

Info

Publication number: NL8006764A
Application number: NL8006764A
Authority: NL
Original assignee: Sundstrand Data Control
Priority date: 1979-12-12
Filing date: 1980-12-12
Publication date: 1981-07-16
Also published as: AU6376680A; IT1127943B; GB2065308B; DK528480A; CA1159852A; SE8008306L; JPS5693017A; IT8050335A0; AU519579B2; FR2471594A1; US4312042A; DE3043055A1; CH656714A5; GB2065308A

Description

E 5560-2 *

P & C

Detectiestelsel voor het gewicht, de balans en de bandenspanning.

De uitvinding heeft betrekking op een detectiestelsel voor het gewicht en de balans van een luchtvaartuig of dergelijke, dat de buiging meet in een orgaan dat buigt onder invloed van het gewicht van het luchtvaartuig, door middel van inclinometers, en meer in het bijzonder servo-accelero-5 meters die zijn gemonteerd op dat orgaan en uitgangssignalen leveren die de hoek van het orgaan ten opzichte van een referentievlak aangeven en die worden gebruikt voor het bepalen van de buigingshoek van het orgaan als aanwijzing van het daardoor gedragen gewicht.

De gezagvoerder van een luchtvaartuig moet voor elke vlucht vaststellen 10 dat het gewicht en de balans van het luchtvaartuig binnen de veilige bedrijf sgrenzen voor het luchtvaartuig liggen. Dit vindt gewoonlijk plaats door een berekening van het totale gewicht van het luchtvaartuig en de verdeling van dat gewicht teneinde de balans of het zwaartepunt te bepalen.

De bepaling van gewicht en belans vindt gewoonlijk plaats aan de hand van 15 een lijst van de vracht, brandstof, passagiers, olie en bemanning, waarbij vaak gewicht en verdeling van de passagiers en bemanning worden geschat.

De vracht kan worden gewogen of geschat. Het brands tof gewicht wordt bepaald aan de hand van de hoeveelheid die is ingenomen en zijn geschatte temperatuur, teneinde een benaderd brandstofgewicht te verkrijgen. Dit 20 alles wordt dan opgeteld bij het gewicht in lege toestand en de verdeling van het lege gewicht van het luchtvaartuig zoals die is bepaald bij de aflevering of door latere weging op een weegschaal.

Natuurlijk zijn er fouten in zulke schattingen en menselijke bereke- . ningen maar voor het merendeel der vluchten zijn de ingebouwde veiligheids-25 faktoren, waaronder extra lengte van de startbaan en een betere dan minimale prestatie van het luchtvaartuig en zijn besturing voldoende om deze fouten te dekken. Niettemin bestaan er vele voorbeelden van incidenten en ongelukken waar later bleek dat grote fouten in het gewicht en de balans niet door de vliegers waren opgemerkt. Bij vrachtvervoer door de lucht 30 bestaat er een grote variatie in ladingen, soorten vracht, brandstof-omstandigheden en luchthavenomstandigheden, zodat er een veel grotere mogelijkheid voor een ernstige fout is.

Teneinde de veiligheid van de vlucht te verbeteren kan een in het luchtvaartuig ingebouwd stelsel voor het bepalen van het gewicht en de balans 25 worden toegepast dat de vliegers in staat stelt de gegevens over belasting en brandstof die gewoonlijk door andere worden geleverd, te controleren.

Bij een voldoende nauwkeurigheid en betrouwbaarheid kan het ingebouwde stelsel voor het bepalen van het gewicht en de balans het hoofdinstrument

Rnf)fi76 4 » - 2 - zijn voor het bepalen van het gewicht en de balans. Het stelsel kan daarbij helpen bij het plaatsen van vracht op een meer nominaal belanspunt teneinde de aërodynamische weerstand te verlagen, wat besparingen veroorzaakt door een verminderd brandstofgebruik met voldoende stabiliteit van de besturing 5 voor de vliegers.

In de laatste jaren zijn verscheidene ingebouwde stelsels voor het bepalen van gewicht en balans ontwikkeld, waarbij gebruik werd gemaakt van rekstrookjes en drukopnemers, waarvan sommige magnetisch werkten en een variabele reluctantie hebben. De metingen voldeden echter niet aan de ver-10 wachtingen door problemen ten aanzien van de stabiliteit, nauwkeurigheid, betrouwbaarheid en bestandheid tegen ruw bedrijf. Door deze moeilijkheden zijn vele of de meeste stelsels inmiddels uitgeschakeld of verwijderd.

Een verdere verligheidsfaktor voor het bedrijf van een luchtvaartuig is een volledig bestand aan banden met de juiste bandenspanning voor het 15 onderstel, wat een visuele inspectie nodig maakt en moeilijk uitvoerbaar is onder omstandigheden zoals extreem winterweer.

Een hoofdfacet van de uitvinding is een stelsel voor de bepaling van gewicht en balans dat gebruik maakt van de buigingshoek van een dragend onderdeel als rechtstreekse aanwijzing van het gewicht of de 20 belasting van het gedragen bouwsel, zoals een luchtvaartuig.

Het stelsel maakt gebruik van inclinometers die zo zijn aangebracht dat zij de buighoek meten in een dragend orgaan, zoals een balk of as van een onderstel of een ander orgaan, zoals een vleugel of romp van een luchtvaartuig. De buighoek is evenredig met het gewicht of de kracht 25 op het dragende orgaan. De inclinometers leveren uitgangssignalen die kunnen worden opgeteld voor het compenseren van veranderingen van stand of versnelling, zodat uitsluitend de buighoek wordt verkregen, die een rechtstreekse aanwijzing is van het gewicht of het gedragen gewicht of de belasting.

30 Er worden verscheidene uitvoeringsvoorbeelden van het stelsel beschreven en bij elk uitvoeringsvoorbeeld worden servo-accelerometers gebruikt die op afstanden van elkaar zijn aangebracht en uitgangsspanningen leveren die worden opgeteld teneinde een signaal te verkrijgen dat het gewicht aangeeft dat een voorafbepaalde buighoek in liet dragende orgaan 35 veroorzaakt.

Bij. een eerste uitvoeringsvorm werken de inclinometers samen met het onderstel van het luchtvaartuig, waaronder een paar inclinometers die zijn gemonteerd op een onderstelbalk voor elk van de een of meer hoge-landingonderstellen en een paar inclinometers die op'soortgelijke wijze 8006764 t 1 - 3 - zijn gemonteerd op de as van het neus-onderstel, waardoor de som der signalen van de verschillende paren inclinometers een aanwijzing levert van het gewicht van het luchtvaartuig.

Bij een ander uitvoeringsvoorbeeld, dat naast het eerste uitvoerings-5 voorbeeld kan worden toegepast, zijn de inclinometers op verschillende plaatsen langs de lengte van de vleugels van het lichtvaartuig aangebracht en op bepaalde plaatsen ten opzichte van delen met variabel gewicht aangebracht, zoals de brandstoftanks, waardoor de buigingshoek van de vleugel kan worden bepaald en daaruit het brandstofgewicht in een brandstoftank 10 kan worden bepaald.

Verder kunnen inclinometers zijn aangebracht op verschillende plaatsen langs de lengte van de romp van het luchtvaartuig teneinde buigingshoeken op verschillende plaatsen te bepalen en daaruit de plaats en het gewicht van vracht in het luchtvaartuig te bepalen.

15 Een verder facet van de uitvinding is een detectiestelsel voor lage bandenspanning dat gebruik maakt van het paar inclinometers behorende bij de onderstelbalk dat eerder is genoemd, waarbij hun uitgangssignalen worden afgetrokken teneinde een kanteling van de onderstelbalk te bepalen. Een verder paar inclinometers dwars op het eerste paar kan torsie in de onderstel-20 balk bepalen teneinde vast te stellen welke band van een paar banden een te lage bandendruk heeft.

De uitvinding, wordt hieronder nader toegelicht aan de hand van de tekening, die betrekking heeft op enige uitvoeringsvoorbeelden van een stelsel volgens de uitvinding.

25 pig. 1 is een zijaanzicht van een typerend vliegtuig voorzien van een stelsel volgens de uitvinding.

Fig. 2 is een schetsmatic bovenaanzicht van het onderstel van het • —van vliegtuig met een blokschema waaruit de plaatsiirg/opnemers en hun verbinding met een rekentuig blijkt.

30 pig. 3 is een vergroot zijaanzicht, gedeeltelijk in doorsnede, van één der hoofd-onderstellen langs de lijn 3-3 uit fig. 4.

Fig. 4 is een achteraanzicht van het hoofd-onderstel uit fig. 3.

Pig. 5 is een schets van het hoofd-onderstel uit fig. 3.

Fig. 6 is een vooraanzicht van het vliegtuig uit fig. 1.

35 Fig. 7 is een blokschema van het deel van het stelsel voor het bepalen van gewicht en balans waarin inclinometers worden gebruikt die samenwerken met de vleugels en de romp van het vliegtuig.

Fig. 8 is een elektrisch schema van één der servo-accelerometers die worden gebruikt als inclinometer.

8 0 0 6 76 4 - 4 -

Een eerste uitvoeringsvoorbeeld van de uitvinding is afgebeeld in de figuren 1 tot en met 5, waarbij het stelsel voor het bepalen van gewicht en balans het gewicht van het vliegtuig en het zwaartepunt bepaald door meting van het gewicht dat rust op elk der hoofd-onderstellen en het neus-5 onderstel.

Het vliegtuig A is slechts bij wijze van voorbeeld met een bepaalde vorm afgebeeld. De uitvinding kan worden toegepast op alle tegenwoordig toegepaste soorten vliegtuig, evenals op vele toekomstige soorten vliegtuigen. Het vliegtuig heeft een romp 10 met een paar vleugels waarvan de 10 stuurboordvleugel is afgebeeld bij 11 en een straalmotor 12 draagt. Bij het afgebeelde voorbeeld heeft het vliegtuig een hoofd-onderstel en een neur-onderstel, waarbij· één der intrekbare hoofd-onderstellen aan de vleugel is afgebeeld bij 15 en het neus-onderstel is afgebeeld bij 16.

Zoals blijkt uit fig. 2 heeft het vliegtuig naast het stuuxboord-15 hoofd-onderstel 15 dat zichtbaar is in fig. 1 een bakboord-hoofd-onder-stel 17.

Het gewicht van het vliegtuig wordt bepaald door meting van het gewicht dat rust op elk der hoofd-onderstellen en op het neus-onderstel. Deze meting vindt plaats door meting van de mate van buiging in de balk 20 van het hoofd-onderstel en door middel van geschikte organen verbonden met het neus-onderstel. Deze laatste organen kunnen de mate van buiging in de as van het neus-onderstel meten.

De buighoek van het dragende orgaan, zoals de onderstelbalk, is evenredig met het gewicht of de kracht op dat orgaan. In fig. 5 is een 25 schets afgebeeld van een onderstelbalk 20 die met een overdreven door-buiging is afgebeeld teneinde het beginsel van de uitvinding duidelijk te maken. Een traagheid-referentievlak is aangegeven met een horizontale streeplijn 21. De buigingshoek van de balk is aangegeven met referentie-hoeken en θ^· De hoek fl voor een gelijkmatige balk is een functie 30 van de verplaatsing die wordt veroorzaakt door het gewicht of de kracht op de balk en de lengte van de balk. De buighoek voor een balk met gelijkmatige doorbuiging bedraagt viermaal de balkuitslag gedeeld door de lengte van de balk, terwijl de hoek voor een balk met gelijkmatige doorsnede driemaal de balkuitslag gedeeld door de lengte van de balk bedraagt. Als 35 de lengte van de balk bekend is en de buighoek wordt gemeten levert dit een aanwijzing van de balkuitslag.

Als de buighoek op de juiste wijze wordt gemeten door een opnemer die uitgangssignalen levert dat representatief is voor de hoek, kan deze hoek worden gebruikt tezamen met een konstante die de betrekking aangeeft tussen 8006764 ë 4 - 5 - de belasting of het gewicht op de balk en zijn uitslag. Deze hangt af van het materiaal van de balk, de verhouding van zijn lengte en doorsnede, zijn élasticiteitsmodulus en andere faktoren. Deze kanstante heeft een vaste waarde zo lang de belasting van de balk binnen het lineaire bereik 5 van de balk blijft en de balk niet door andere faktoren wordt vervormd.

De meting van de buighoek is nader aangegeven in de figuren 2 tot en met 5, waarbij de hoofd-onderstellen 15 en 16 elk zijn voorzien van een paar inclinometers. In de figuren 3 en 4 is het bekende type hoofd-onder-stel 15 voorzien van een intrekbare schokdemper-poot 25 die kan worden 10 ingetrokken in het vliegtuig en is voorzien van een paar steunbalken 26 en 27 die scharnierend zijn bevestigd aan een kraag 28. Een torsiekoppeling 29 omvat scharnierend met elkaar verbonden organen. Het ondereinde van de schokdemper-poot draagt een onderstelbalk 20 die aan zijn beide uiteinden dwarse assen 31 respektievelijk 32 draagt die in doorsnede zijn afgebeeld 15 en de wielen 33 en 34 met opgepompte banden 33a-d en 34a-d. dragen. Het gewicht van het vliegtuig dat rust op het hoofd-onderstel 15 grijpt in benedenwaartse richting aan op het midden van de onderstelbalk 20 en doet deze buigen op de wijze als afgebeeld in fig. 5. De buighoek wordt gemeten door een paar inclinometers 40 en 41 waarvan de huizen zijn bevestigd aan 20 de beide uiteinden van de onderstelbalk.

Elk van de inclinometers 40 en 41 levert een uitgangssignaal dat de hoek van het uiteinde van de balk ten opzichte van een horizontaal referen-tievlak loodrecht op de richting van de zwaartekracht aangeeft. Uit hierna aan te geven overwegingen resulteert het gebruik van de inclinometers in 25 paren in een opgeteld uitgangssignaal van de beide inclinometers dat een aanwijzing is van de buighoek van de onderstelbalk ongeacht de hoek van het vliegtuig ten gevolge van andere faktoren, zoals de helling van een oprit of startbaan van een luchthaven waarop het vliegtuig rust. Het hoofdonderstel 17 heeft een paar inclinometers 42 en 43 die zijn bevestigd aan 30 tegenover elkaar liggende uiteinden van een onderstelbalk 44. Het neus-onderstel 16 heeft een as 45 en een paar inclinometers 46 en 47 op een afstand van elkaar die daarmee samenwerken. De inclinometers behorende bij de hoofd-onderstellen en het neus-onderstel meten de hoek van de onderstelbalk respektievelijk onderstel-as ten opzichte van een traagheid-35 referentie.

Servo-accelerometers worden als inclinometers gebruikt om hoekmetingen uit te voeren, waarbij de servo-accelerometer een in de handel verkrijgbaar produkt is. Aanvraagster brengt een accelerometer in de handel onder het merk Q-FLEX, die bestaat uit een seismisch element en servo-elektronika die 8 0 0 6 76 4 - 6 - alle zijn ondergebracht in een miniatuurhuis. De constructie is in wezen beschreven in het Amerikaanse octrooisthrift 3.702.073. De seismische eenheid wordt elektronisch in de middenstand gehouden teneinde een uitgangsspanning of uitgangsstroom met hoog niveau te leveren. Dit levert een nauwkeurige 5 en continue meting van de hoek van het dragende orgaan, zoals de anderstel- balk. Het elektrisch schema van de servo-accelerometer is aangegeven in fig. 8. Een aan een slinger opgehangen meetmassa 50 heeft een grote bewegelijkheid langs een gevoelige as 51 ten gevolge van een buigzame ophanging 52. Op-nemers in de vorm van condensatoren 53 en 54 bevinden zich aan weerszijden 10 van de meetmassa 50, zodat de capaciteit van de ene condensator toeneemt en die van de andere afneemt als de meetmassa aan een versnelling wordt onderworpen. Ten gevolge van het servostelsel 56 dat nader is afgebeeld in fig. 5 van het bovengenoemde Amerikaanse octrooisthrift vloeit door een paar spoelen 57 en 58 een stroom die in wisselwerking treedt met magnetische velden 15 geleverd door magneten 59 en 60 en een kracht uitoefent op de meetmassa die de neiging van de capaciteiten van de condensatoren 53 m 54 om te veranderen tegenwerkt. De signaalspanning die optreedt over de weerstand R stelt de versnelling voor die wordt gemeten door de accelerometer en de spanning over de weerstand R varieert evenredig met de eremeten versnelling.

20 De accelerometer is star bevestigd aan de bijbehorende struktuur, waarbij de accelerometers 40 en 41 zijn aangebracht aan de beide uiteinden van de onderstelbalk 20 en elk met hun gevoelige as 51 evenwijdig liggen aan de hartlijn van de balk als deze niet wordt belast. Het huis van de accelerometer is vast bevestigd aan de balk en volgt daardoor de buigings-25 hoek van de balk en de meetmassa 50 van de accelerometer levert een aanwijzing van de helling of feitelijke hoek ten opzichte van een vlak loodrecht op de richting van de zwaartekracht. Op soortgelijke wijze worden accelerometers gebruikt als de inclinometers 42 en 43 behorende bij de onderstelbalk 44 en als de inclinometers 46 en 47 behorende bij de neuswielas 45.

30 De hoeken en zijn de hoeken van de drager ten opzichte van een traagheidsreferentie en zijn als volgt gedefinieerd.

®1 - 9b - + ΘΑ1 (1> θ2 =~ΘΒ + ®L2 + ΘΑ2 (2)

In bovenstaande vergelijkingen is· de hoek van de balk of as die 35 wordt veroorzaakt door de helling van een oprit of startbaan van een luchthaven. 0Ll en θ^2 zijn de balk-buighoeken die door belasting worden veroorzaakt. en 0^2 zijn termen voor onjuiste instelling en voorinstel- ling van de as van de opnemer.

Het gewicht volgt uit de onderstaande vergelijking 40 WT-K(eLl - ÖL2> ftnnft7« i .-7- üit het bovenstaande blijkt dat het gewicht op de balk evenredig is met de komponenten ö van de totaal gemeten hoeken. K is de schaalfaktor die afhangt van de vorm en sterkte van de balk of as, als hiervoor vermeld. Ten aanzien van de onderstelbalk 20 worden de uitgangssignalen van de beide 5 servo-accelerometers 40 en 41 opgeteld ter kompensatie van de bundelhoek B die wordt veroorzaakt door een helling van een oprit of startbaan van s de luchthaven en de hoekfaktoren worden gemeten tijdens de automatische nulstelling van het stelsel. Het gewicht dat rust op de onderstelbalk of de neuswielas is dus evenredig met de som van de uitgangssignalen van de 10 beide bijbehorende accelerometers.

Volgens fig. 2 worden de uitgangssignalen van de inclinometers (servo-accelerometers) 40 en 41 via leidingen 60 en 61 toegevoerd aan een bekend optelorgaan 62, zoals een spanningoptelketen, waarvan het uitgangssignaal wordt toegevoerd aan een rekentuig 63. Op soortgelijke wijze worden de uit-15 gangssignalen van de inclinometers 42 en 44 via leidingen 64 en 65 toegevoerd aan een orgaan 66 dat deze signalen optelt en zijn uitgangssignaal afgeeft aan het rekentuig 63. De inclinometers 46 en 47 behorende bij de neuswielas leveren hun uitgangssignalen via leidingen 67 respektievelijk 68 aan een orgaan 69 dat een optelling uitvoert en zijn uitgangssignaal 20 afgeeft aan het rekentuig 63. Het rekentuig 63, dat kan bestaan uit een eenvoudig numeriek of analoog rekentuig, bepaalt het gewicht op elk onderstel en het totale gewicht van het vliegtuig en geeft de aflezing van het gewicht af aan een weergeefeenheid 70 voor de vlieger. Het zwaartepunt kan eveneens rechtstreeks worden bepaald uit de vorm van het vliegtuig 25 en het gewicht op elk der onderstellen, waarbij gebruik wordt gemaakt van bekende vergelijkingen voor de berekening van het zwaartepunt voor een lichaam. Door de gewichten die rusten op het neuswiel en de hoofd-onderstellen in te voeren in een zwaartekrachtsvergelijking die konstanten bevat die berusten op de vorm van het vliegtuig kan een uitgangssignaal worden ver-30 kregen dat de ligging van het zwaartepunt aangeeft.

De uitvoeringen volgens de figuren 6 en 7 tonen een stelsel voor het bepalen van het gewicht en de balans voor het geval er onvoldoende ruimte of mogelijkheid is voor het aanbrengen van inclinometers op het onderstel, alsmede een techniek die kan worden gebruikt voor het bepalen van de vleugel-.35 belasting en staartbelasting, alsmede de verdeling van de belasting door het brandstofgewicht en rompgewicht in vliegende toestand naast de werking als stelsel voor het bepalen van het gewicht en de balans. Bij deze uitvoe- . ring worden servo-accelerometers als afgebeeld in 'fig.. 8 gebruikt als inclinometers en aangebracht in. de vleugels en de romp. Er moeten voldoende 8 0 0 6 76 4 - 8 - accelerometers worden gebruikt om de verschillende belastingverdelingen te kunnen bepalen, zoals het geval kan zijn bij vleugels met meervoudige beandstoftanks.

Het vliegtuig uit fig. 6 heeft een stuurboordvleugel 11 en een bak-5 boordvleugel 75, die elk zijn voorzien van een paar brandstoftanks. De stuurboordvleugel 11 heeft brandstoftanks bij 76 en 77 en de bakboord-vleugel 75 heeft brandstoftanks bij 78 en 79. Met het oog op de duidelijkheid is de doorbuiging van de vleugel overdreven afgebeeld.

Voor het meten van de vleugelbelasting in dit voorbeeld worden 7 10 accelerometers toegepast in de vleugels en de romp en deze zijn aangegeven bij 80 tot en met 86.

Er kunnen verscheidene buigingskonstanten worden verkregen door metingen aan de vleugel bij verschillende brandstofbelastingen en romp-gewicht en nauwkeurige berekening van de differentiële buighoeken van de 15 struktuur. De buighoek over de accelerometers 81 en 82 houdt rechtstreeks verband met het rompgewicht vermenigvuldigd met een kanstante, het brand-stofgewicht in de tank bij 77 vermenigvuldigd met een kanstante en het brandstofgewicht in de tank 76 vermenigvuldigd met een konstante. Zoals blijkt uit fig. 7 worden de uitgangssignalen van de accelerometers 80 20 tot en met 86 toegevoerd aan een opteleenheid en rekeneenheid 90 waarvan het uitgangssignaal wordt afgegeven aan een weergeefeenheid 91.

Op soortgelijke wijze kan de buiging van de romp worden gemeten en de belasting en zijn verdeling kunnen worden bepaald door een reeks accelerometers aan te brengen over de lengte van de romp, hier aangegeven 25 als de accelerometers 92, 93 en 94, die hun uitgangssignalen alle afgeven aan de opteleenheid en rekeneenheid 90.

Het is duidelijk dat het stelsel uit de figuren 6 en 7 tijdens de vlucht kan worden gebruikt voor het bepalen van de vleugelbe lasting en staartbelasting en de verdeling van brandstofbelastingen en rompbelastingen. 30 Met de beschreven stelsels die gebruik maken van accelerometers met grote stabiliteit op lange termijn, oneindig scheidend vermogen en zonder de yele beperkingen van rekstrookjes en andere soorten omzetters is het mogelijk een in het vliegtuig aangebracht stelsel voor het bepalen van het gewicht en de balans te verkrijgen dat kan dienen als hoofdinstru-35 ment voor de bepaling van het gewicht en de balans. Bij zulk een stelsel ontstaat een grotere vliegveiligheid evenals een economische besparing tijdens het bedrijf door de plaatsing van vracht in het vliegtuig zo te beheersen dat de luchtweerstand wordt verminderd.

Het stelsel voor het bepalen van het gewicht en de balans bevat nagenoeg alle komponenten die nodig zijn voor het vaststellen van een lage nnn76 4 - 9 - bandendruk of een lekke band. De hellingshoek van de onderstelbalk ten opzichte van een traagheidsreferentie is klein als alle banden op de juiste spanning zijn. Een slappe band veroorzaakt een waarneembare helling en wringing van de onderstelbalk. Een band met 75% onderdruk veroorzaakt

c O

=> in de praktijk een helling van de onderstelbalk van ongeveer 1,4 en een torsiehoek van ongeveer 0,5° op een vlakke startbaan.

Voor het bepalen van het gewicht en de balans werden de termen θβ in de eerder gegeven vergelijkingen 1 en 2 gekompenseerd door het optellen van 0^ en Voor het vaststellen van een band met te lage druk of een lekke 10 band zijn echter juist de termen Θ van belang. Door ö» af te trekken van O £ ö ^ houdt men de van belang zijnde termen over: *1 - ®2 - 2θΒ + V0A2 ©Lj en 0L2 (buigingshoeken veroorzaakt door de belasting) zijn gelijk en heffen elkaar op. θ^-θ^ wordt veroorzaakt door instelfouten die het 15 stelsel automatisch meet.

Elk van de hoofd-onderstellen 15 en 17 (fig. 2) omvat vier banden 33a-d en 34a-d. De balk-hellingshoek (θ_) geeft aan welk paar banden (voor of

O

achter) een band met lage druk bevat. Teneinde te bepalen welke van de voorste of achterste banden (bakboord of stuurboord) een lage druk heeft 20 worden twee inclinometers 100, 101 en 102, 103 met dwarse as aangebracht op de betreffende onderste lbalken 15 en 17. De ene inclinometer met dwarse as bevindt zich aan de voorzijde van de balk en de andere aan de achterzijde. De inclinometers 100 tot en met 103 staan elk met hun gevoelige as loodrecht op de gevoelige as van de aangrenzende inclinometers 40 tot en 25 met 43 en geven hun uitgangssignalen via leidingen 150 tot en met 108 af aan het rekentuig 63. Organen 62A en 66A bevatten bekende circuits voor het uitvoeren van de aftrekking. Een band met lage druk veroorzaakt een torsie van de balk die kan worden gemeten door de inclinometers met dwarse as.

In de praktijk beïnvloeden hellingen en variaties van de startbaan de 30. gemeten hoeken van de onderstelbalk. De invloeden van hellingen en variaties van de startbaan worden op drie manieren tot een minimum teruggebracht.

In de eerste plaats meet een in de romp aangebrachte inclinometer de start-baanhelling zodat zijn invloed kan worden geëlimineerd uit de metingen. In de tweede plaats worden de beide onderstel-balkhoeken vergeleken, zodat va-35 riaties tussen deze beide hoeken zullen worden vastgesteld. Tenslotte worden de torsiehoeken gemeten door de voorste en achterste dwarse inclinometers van elk onderstel vergeleken, zodat de invloeden van zijdelingse startbaan-hellingen tot een minimum worden teruggebracht.

De uitgangssignalen van de inclinometers van het stelsel kunnen dus 8 00 6 76 4 \ - 10 - lekke banden of banden met een te geringe druk van het hoofd-onderstel vaststellen en identificeren.

8 00 6 76 4

Claims

1. Stelsel voor het meten van het gewicht van een vliegtuig met een onderstel met een orgaan dat buigt als reaktie op het gewicht van het vliegtuig, gekenmerkt door een paar inclinometers die aan beide uiteinden 5 op het orgaan zijn gemonteerd en elk een uitgangssignaal leveren dat de hoek van het orgaan ten opzichte van een referentievlak aangeeft, alsmede een orgaan voor het kombineren van de uitgangssignalen en het opwekken van een signaal dat representatief is voor het gewicht van het vliegtuig dat rust op het orgaan.

2. Stelsel volgens conclusie 1, met het kenmerk dat de inclinometers bestaan uit servo-accelerometers die elk een elektrisch uitgangssignaal leveren dat de hoek van het orgaan ten opzichte van de richting van de zwaartekracht aangeeft, waarbij het kombinatieorgaan een uitgangssignaal levert dat de buigingshoek van het orgaan ten gevolge van het daarop 15 rustende gewicht aangeeft, ongeacht de hoek van het onderstel veroorzaakt door de helling van een oprit of startbaan van een luchthaven.

3. Stelsel voor het bepalen van het gewicht en de balans van een vliegtuig of dergelijke, met een drager die doorbuigt evenredig met het daarop rustende gewicht, gekenmerkt door een paar organen aan beide 20 uiteinden van de drager en elk voorzien van een orgaan voor het meten van de buigingshoek van de drager, alsmede een orgaan voor het bepalen van het gewicht uit de gemeten buigingshoek van de drager.

4. Stelsel volgens conclusie 3, met het kenmerk dat de organen bestaan uit inclinometers die elk een uitgangssignaal leveren, waarbij het bepalings- 25 orgaan bestaat uit een optelorgaan waaraan de beide signalen als ingangssignalen worden toegevoerd.

5. Stelsel volgens conclusie 4, met het kenmerk dat de inclinometers bestaan uit servo-accelerometers.

6. Stelsel voor het bepalen van het gewicht en de balans, met het kenmerk 30 dat het optelorgaan een uitgangssignaal levert dat de buigingshoek van de drager voorstelt ongeacht de helling van de drager ten opzichte van een horizontaal vlak.

7. Stelsel voor het bepalen van het gewicht en de balans van een vliegtuig met een onderstel bestaande uit een neus-onderstel met een as en 35 tenminste één hoofd-onderstel met een ondarstelbalk, waarbij de as en de onderstelbalk op bekende wijze buigen onder invloed van het gewicht van het daarop rustende vliegtuig, gekenmerkt door een paar inclinometers aangebracht op elke as en elke onderstel-balk aan beide uiteinden daarvan, die elk een uitgangssignaal leveren dat de hoek van het betreffende orgaan ten opzichte 40 van het horizontale vlak aangeeft, alsmede een orgaan voor het optellen van 8006764 t - 12 - de uitgangssignalen van elk paar inclinometers als aanwijzing van het vliegtuiggewi cht.

8. Stelsel volgens conclusie 7, met het kenmerk dat de inclinometers bestaan uit servo-accelerometers die elk een uitgangsspanning leveren die 5 de hoek van het orgaan ten opzichte van de richting van de zwaartekracht aangeeft, waarbij het optelorgaan een uitgangssignaal levert dat de buigingshoek van het orgaan ten gevolge van het daarop rustende gewicht aangeeft, ongeacht de hoek van het onderstel veroorzaakt door de helling van een oprit of startbaan van een luchthaven.

9. Stelsel voor het meten van een gewicht van een vliegtuig dat het gewicht gedragen door een deel van het vliegtuig bepaalt door meting van de buiging van een dragend orgaan behorende bij dat deel, veroorzaakt door het gedragen gewicht, gekenmerkt door een paar inclinometers die aan dat deel zijn bevestigd op plaatsen aan weerszijden van het gedragen 15 gewicht en elk een uitgangssignaal leveren dat de hoek van dat deel op die plaatsen ten opzichte van een referentievlak aangeeft.

10. Stelsel volgens conclusie 9, gekenmerkt door een orgaan voor het vergelijken van de uitgangssignalen voor het bepalen van de mate van buiging in het betreffende deel die wordt veroorzaakt door het gedragen 20 gewicht.

11. Stelsel volgens conclusie 10, met het kenmerk dat het vergelijkings-orgaan bestaat uit een orgaan voor het optellen van de uitgangssignalen.

* 12. Stelsel voor het meten van het gewicht voor een vliegtuigvleugel ,die zich uitstrekt buiten de vliegtuigromp en brandstoftanks bevat, geken-25 merkt door een reeks inclinometers bevestigd een de vleugel aan weerszijden van de brandstoftanks, welke inclinometers elk een uitgangssignaal leveren dat de hoek van de vleugel op de plaats van de inclinometer aangeeft, alsmede een orgaan voor het vergelijken van de uitgangssignalen ter bepaling van de buiging van de vleugel tussen de inclinometers, veroorzaakt door 30 het gewicht van de brandstof in de brandstoftanks.

13. Stelsel voor het meten van het gewicht gedragen door een vliegtuig met een romp en een paar vleugels die zich van de romp uitstrekken en waarbij een onderstel behoort bij elke vleugel en de vleugels brandstoftanks bevatten, gekenmerkt door een paar servo-accelerometers die zo zijn 35 aangebracht aan de romp en de vleugels dat een paar accelerometers is aangebracht aan weerszijden van elke brandstoftank en elk onderstel en aan de romp, waarbij elke accelerometer een elektrisch uitgangssignaal levert dat de hoek aangeeft van het deel van het vliegtuig waaraan de accelerometer is bevestigd, alsmede een orgaan voor het vergelijken van de uitgangssigna-40 len van de paren accelerometers ter bepaling van de buiging van dat deel 8 0 0 6 76 4 r. - 13 - van het vliegtuig veroorzaakt door het gedragen gewicht.

14. Stelsel volgens conclusie 13, met het kenmerk dat de servo-accelerometers een meetmassa hebben die aan een slinger is opgehangen.

15. Stelsel voor het bepalen van het gewicht en de balans van een 5 vliegtuig met een onderstel waaronder een neuswiel met een as en tenminste één hoofd-onderstel met een onderstelbalk, waarbij de as en de onderstel-balk op bekende wijze buigen als gevolg van het gedragen vliegtuiggewicht, gekenmerkt door een reeks servo-accelerometers met elk een gevoelige as, waarbij een paar servo-accelerometers is bevestigd aan elke as en elke 10 onderstel-balk aan de beide uiteinden daarvan, waarbij hun gevoelige assen evenwijdig lopen aan de as van het betreffende orgaan en die elk een uitgangssignaal leveren dat de hoek van het bijbehorende orgaan ten opzichte van het horizontale vlak aangeeft, alsmede een orgaan voor het optellen van de uitgangssignalen van elk paar servo-accelerometers als aanwijzing van het 15 vliegtuiggewicht .

16. Stelsel voor het vaststellen van een band met te lage spanning voor een vliegtuig met tenminste een hoofd-onderstel met een onderstelbalk en voorste en achterste banden, waarbij een paar inclinometers aan de onderstelbalk is bevestigd aan zijn beide uiteinden, waarbij de gevoelige assen van 20 de inclinometers evenwijdig lopen aan de onderstelbalk en de inclinometers elk een uitgangssignaal leveren dat de hoek van de onderstelbalk ten opzichte van het horizontale vlak aangeeft, alsmede een orgaan voor het aftrekken van de uitgangssignalen van elk paar inclinometers als aanwijzing van de helling van de onderstelbalk veroorzaakt door een band met onjuiste 25 druk.

17. Stelsel volgens conclusie 16, met het kenmerk dat de inclinometers bestaan uit servo-accelerometers die elk een elektrisch uitgangssignaal leveren dat de hoek van de onderstelbalk ten opzichte van de richting van de zwaartekracht aangeeft.

18. Stelsel voor het vaststellen van ene band met lage spanning voor een vliegtuig met tenminste één hoofd-onderstel met een onderstelbalk en een voorste en achterste paar banden, gekenmerkt door een eerste paar inclinometers bevestigd aan de onderstelbalk aan de beide uiteinden daarvan met hun gevoelige as. evenwijdig aan de onderstelbalk, die elk een uitgangs-35 signaal leveren dat de hoek van de onderstelbalk ten opzichte van het horizontale vlak aangeeft, alsmede een orgaan voor het aftrekken van de uitgangssignalen van het paar inclinometers als aanwijzing van de helling van de balk, benevens een tweede paar inclinometers aangebracht naast het eerste paar waarvan de gevoelige assen dwars staan op de gevoelige as van 40 het eerste paar teneinde torsie van de onderstelbalk vast te stellen.