(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機についての情報を得る方法であって、上記航空機が複数の加圧脚支柱によって支持され、上記脚支柱が、屡スティクションと称される摩擦を受け、上記スティクションは、上記脚支柱が支持する重量に関係するので、内部支柱圧力を歪め、上記脚支柱が流体を含み：
ａ）  上記それぞれの脚支柱を第１方向に動かすように、上記脚支柱の各々の中の上記流体の量を変える工程；
ｂ）  上記脚支柱の各々の上記運動を検出する工程；
ｃ）  上記それぞれの脚支柱の上記運動を検出すると、航空機運動を最少に保持し、並びに温度変化および上記それぞれの脚支柱流体の温度変化によって生ずる上記圧力歪みを最少にするように、上記それぞれの脚支柱運動を最少に維持するように上記それぞれの脚支柱の中の上記流体の量を変える工程を止める工程；
ｄ）  上記それぞれの脚支柱の各々を上記第１方向と反対の第２方向に動かすように、工程ａ）ないしｃ）を繰返す工程；
ｅ）  工程ａ）ないしｄ）の間に、上記それぞれの脚支柱の各々の中の圧力を決める工程；
ｆ）  上記脚支柱の上記圧力決定値に、上記支柱スティクションによって生ずる上記歪みの補正をする工程；
を含む方法。
【請求項２】
請求項１の方法に於いて、上記脚支柱の各々の上記運動を検出する上記工程が更に上記それぞれの支柱圧力の変化を検出する工程および上記支柱圧力変化のピークを検出する工程を含む方法。
【請求項３】
請求項２の方法に於いて、上記脚支柱の各々の上記運動を検出する上記工程が更に定常圧力となる前の圧力低下前のピーク圧力を検出する工程を含む方法。
【請求項４】
請求項１の方法に於いて、上記航空機の全ての上記支柱を、同じ方向に一緒に動くように調整した方法。
【請求項５】
請求項４の方法の方法であって、更に、請求項１の工程ｄ）を行う前に、この航空機の全ての支柱が上記第１方向の運動を止めたことを検出する工程を含む方法。
【請求項６】
請求項１の方法に於いて、上記それぞれの脚支柱の上記スティクションの量を減らすために、上記工程ａ）ないしｄ）を繰返す方法。
【請求項７】
請求項１の方法に於いて、上記脚支柱の各々の中の上記流体の量を変える工程が上記それぞれの脚支柱の第１口で行われ、および上記それぞれの脚支柱の各々の中の圧力を決める工程が上記それぞれの脚支柱の第２口で行われ、上記第１口および第２口が上記それぞれの脚支柱の中の多量の流体によって物理的に分離されている方法。
【請求項８】
請求項１の方法に於いて、上記それぞれの脚支柱の各々の中の上記流体の量を変える工程が上記それぞれの脚支柱の単一アクセス口で行われ、これらの流体の量を変える工程が上記それぞれの脚支柱の中の第１場所で行われ、および上記それぞれの脚支柱の各々の中の圧力を決める工程が上記それぞれの脚支柱の中の第２場所で行われ、上記第１場所および第２場所が上記それぞれの脚支柱の中の多量の流体によって物理的に分離されている方法。
【請求項９】
請求項１の方法に於いて、上記それぞれの脚支柱の上記運動を検出する工程が更に上記それぞれの脚支柱に取付けた機械的センサによって上記運動を検出する工程を含む方法。
【請求項１０】
請求項１の方法に於いて、上記脚支柱の各々の中の上記流体の量を変える工程をポンプによって行う方法。
【請求項１１】
請求項１の方法に於いて、上記脚支柱の各々の中の上記流体の量を変える工程を分離計量シリンダによって行う方法。
【請求項１２】
請求項１の方法に於いて、上記それぞれの脚支柱を上記第１方向に動かし、次に上記第２方向に動かすように上記流体の量を変える工程が、上記それぞれの脚支柱の中の上記流体の量にゼロの正味変化を生ずる方法。
【請求項１３】
請求項１２の方法に於いて、上記脚支柱の各々の中の流体の量を変える工程を分離計量シリンダによって行い、上記分離計量シリンダが密閉シリンダの中にピストンを含み、上記ピストンは、上記支柱を第１方向に動かすために上記シリンダの中の流体の量を変えるとき、上記ピストンが上記シリンダの第１端に隣接して位置して上記シリンダの中でストロークを始め、次に上記支柱を第２方向に動かすために上記シリンダの中の流体の上記量を変え、その結果上記ピストンは、上記ピストンが上記シリンダの上記第１端に隣接する位置に戻って上記シリンダの中で上記ストロークを終える方法。
【請求項１４】
請求項１の方法に於いて、上記第１方向はこの支柱を伸すことになっていて、上記第２方向はこの支柱を引込むことになっている方法。
【請求項１５】
請求項１の方法に於いて、上記流体が液体および圧縮ガスを含み、更に：
ａ）  上記脚支柱の各々の中の流体の量を変える工程の少なくとも一つの間に上記圧力の変化速度を決める工程；
ｂ）  上記それぞれの脚支柱の圧力の上記変化速度から上記支柱の各々の中の上記液体の量に対する上記圧縮ガスの量を決める工程；
を含む方法。
【請求項１６】
請求項１の方法の方法であって、更に：
ａ）  上記それぞれの補償した圧力決定値およびばね下重量から上記脚支柱の各々が支持する重量を決める工程；
ｂ）  上記それぞれの補償した重量決定値から上記航空機の重量を決める工程；
を含む方法。
【請求項１７】
請求項１６の方法の方法であって、更に、上記それぞれの脚支柱が支持する、上記それぞれの決定し、補償した重量から上記航空機の重心を決める工程を含む方法。
【請求項１８】
請求項１６の方法に於いて、上記脚支柱の上記圧力決定値に上記支柱スティクションによって生ずる上記歪みを補償する工程が、更に、上記脚支柱のあらゆる非対称スティクションを補償するように、上記脚支柱の各々からの上記重量決定値にオフセットを加える工程を含む方法。
【請求項１９】
請求項１６の方法の方法であって、更に、上記航空機に載荷または除荷しながら、上記航空機の上記重量を決める工程を含む方法。
【請求項２０】
請求項１６の方法の方法であって、更に、上記決定した航空機重量に上記航空機を通過する風によって生ずる誤差を決定し且つ補償する工程を含む方法。
【請求項２１】
請求項１６の方法の方法であって、更に、上記決定した航空機重量に上記航空機の外部に蓄積する氷によって生ずる誤差を決定し且つ補償する工程を含む方法。
【請求項２２】
請求項１６の方法の方法であって、更に、上記決定した航空機重量に上記航空機の外部液体によって生ずる誤差を決定し且つ補償する工程を含む方法。
【請求項２３】
航空機の重量を決定する方法であって、上記航空機が複数の加圧脚支柱によって支持され、上記脚支柱が、屡スティクションと称される摩擦を受け、上記スティクションは、上記脚支柱が支持する重量に関係するので、内部支柱圧力を歪め、上記脚支柱が流体を含み、上記航空機が載荷装置と垂直に整列した入口を有し、上記載荷装置を使って上記入口から上記航空機に目的物を積み降ろしでき：
ａ）  上記それぞれの脚支柱を動かすように、上記脚支柱の各々の中の上記流体の量を変える工程；
ｂ）  上記脚支柱の各々の上記運動を検出する工程；
ｃ）  上記それぞれの脚支柱の上記運動を検出すると、上記それぞれの脚支柱の中の上記流体の量を変える工程を中止することによって、上記入口の上記載荷装置との垂直に整列を維持する工程；
ｄ）  工程ａ）ないしｃ）の間に、上記それぞれの脚支柱の各々の中の圧力を決める工程；
ｅ）  上記脚支柱の上記圧力決定値に、上記スティクションによって生ずる上記歪みを補償する工程；
ｆ）  上記それぞれの補償した圧力決定値およびばね下重量から上記脚支柱の各々が支持する重量を決める工程；
ｇ）  上記それぞれの補償した重量決定値から上記航空機の重量を決める工程；
を含む方法。
【請求項２４】
請求項２３の方法に於いて、上記載荷装置が乗客ランプである方法。
【請求項２５】
請求項２３の方法に於いて、上記載荷装置が貨物ランプである方法。
【請求項２６】
航空機の重量を決定するための装置であって、上記航空機が複数の加圧脚支柱によって支持され、上記脚支柱がスティクションを受け、上記スティクションは、上記脚支柱が支持する重量に関係するので、内部支柱圧力を歪め、上記脚支柱が流体を含み：
ａ）  上記脚支柱の各々に流体を注入および／または回収させるように上記脚支柱の各々に結合したポンプ；
ｂ）  中の上記流体の圧力を検出するように上記脚支柱の各々に対して結合した圧力センサ；
ｃ）  上記脚支柱の運動を検出するように上記脚支柱の各々に結合した運動センサ；
ｄ）  上記運動センサに結合した入力および上記ポンプに結合した出力を有し、上記運動センサが支柱の運動を検出するとき、上記ポンプを止めて上記支柱への流体の注入または回収を止める制御装置；
ｅ）  上記圧力センサおよび上記制御装置に結合され、上記検知した圧力から上記航空機の重量を決定するプロセッサ；および
ｆ）  上記プロセッサに結合され、上記決定した航空機重量を人間に提供するための表示器；
を含む装置。
【発明の詳細な説明】
発明の背景
あらゆる航空機の飛行で重要な二つの要因は、その航空機の重量とバランスである。航空機製造業者は、その航空機の最大総重量を発表しなければならない。これは、離陸速度で、翼がその航空機の重量を持上げるために十分な揚力を発生することを保証するためである。考えるために同等に重要な要因は、その航空機が、トリム調整によって補正できるような、適正なバランス（重心）または許容限界内にあるかどうかと言うことである。
航空機の重量は、複数の引込み脚支柱で支持する。これらの脚支柱は、加圧作動油および窒素ガスを含む。各脚支柱内の圧力は、脚支柱が支持する重量に関係する。航空機の脚支柱は、支持内のオリフィスに作動油を押通すという衝撃吸収技術を組込んでいる。窒素ガスは、付加的緩衝作用をする。この脚支柱内に多数のＯリングシールを使って、各脚支柱内に含まれる作動油および圧縮した窒素ガスを保持する。Ｏリングシールによる圧縮した窒素ガスおよび作動油の保持は、それらが脚支柱のシリンダ壁を上下動するときにこれらのシールが維持する甚だしい量の摩擦による。この摩擦（航空機支柱業界では“スティクション”と定義する）は、脚支柱の衝撃吸収特性を改善するかも知れないが、脚支柱内圧がこの脚支柱の支持する重量に関係するので、それらの圧力を歪める。航空機重量を正確に決定するために、これらの脚支柱内のスティクションによって生ずる歪んだ圧力読取り値を補正するために補償が必要である。
総重量および重心を決定するための以前のシステムは、良く知られ且つ良く文書化されている。エルフェンバインの米国特許第３，５１３，３００号、セゲルダールの米国特許第３，５８１，８３６号、リンドバーグ外の米国特許第５，５２１，８２７号、並びに本発明者ナンスの米国特許第５，２１４，５８６号および米国特許第５，５４８，５１７号を参照してもよい。
エルフェンバインの米国特許第３，５１３，３００号は、航空機重量と脚支柱内の圧力とを関連づけた。エルフェンバインは、脚支柱圧力を測定し、それを支持する重量と関係付ける技術を開発した。このエルフェンバインの先行技術は、支持スティクションによって生ずる脚支柱圧力歪みを補償しない。
セゲルダールの米国特許第３，５８１，８３６号は、摩擦が脚支柱内圧力と航空機重量との間の関係に誤差を生ずる要因とになることを発見した。セゲルダールの先行技術は、脚支柱に流体を注入し且つ回収するやり方を包含する。セゲルダールは、脚支柱に作動油を注入し且つ回収するために使用する油圧管路内の作動油の圧力を測定するやり方を教示する。このやり方は、支持する重量と脚支柱摩擦に関係する圧力を測定するだけでなく、作動油注入機構の高圧および作動油回収機構の低圧を測定する。脚支柱圧力と仮定されて重量計算に使用されることになる、この擬似高圧または低圧は、脚支柱の本体内の圧力と作動油注入機構の高圧または低圧との間の圧力差によって歪められる。作動油をこの支柱に注入するとき、誤って高圧を測定し、同様に作動油をこの支柱から回収するとき、誤って低圧を測定する。作動油注入機構には、かなりの高圧があるに違いなく、さもなければこの脚支柱が伸びないだろうし、また作動油回収機構には、かなりの低圧があるに違いなく、さもなければこの脚支柱が引き込めないだろう。セゲルダールの先行技術も、脚の窒素ガスの圧縮によって生ずるその窒素ガスの圧力変動を無視する。作動油を脚支柱に注入するとき、窒素ガスを圧縮する。この窒素ガスの圧縮は、熱を発生する。圧縮した窒素ガスの温度が上がると、この窒素ガス、並びにそれが直接接触している作動油の圧力は、この脚支柱摩擦およびこの支柱が支持している重量が直接関係する圧力より高い圧力まで増すだろう。これらの誤差源をセゲルダールの先行技術は認識していない。
リンドバーグ外の米国特許第５，５２１，８２７号は、脚支柱内圧力と航空機重量の間の直接関係に誤差を生ずる要因としての摩擦の確認については、セゲルダールおよびナンス（以下に説明する）の先行技術と変わりはない。リンドバーグは、各脚支柱を完全伸長近くまで持上げる多重作動油注入および各脚支柱を完全引込み近くまで下げる多重作動油回収のやり方を教示する。航空機を６０〜９０ｃｍ程上げ下げする、これらの極端な上下運動は、セゲルダールが教示する先行技術の可能性ある誤差を幾らか軽減するかも知れないが、そのような極端な航空機の運動は、航空機ドアに隣接する浮動式乗客“ジェット・ブリッジ”および航空機の荷物室の中へ直接伸びる手荷物積込みコンベヤベルトを利用する今日の航空機の載荷手順に不適合である。もし、このリンドバーグのやり方を航空機の載荷法に使うなら、極端な航空機の運動が航空機に激しい損傷を与え、または乗客を傷つけることがある。
この発明は、この発明者（ナンス）の先行技術、米国特許第５，２１４，５８６号および米国特許第５，５４８，５１７号は勿論、上記の先行技術の改善に関する。とりわけ、このナンスの技術は、支柱のシール摩擦によって生ずる圧力歪みを測定し、次にその情報を、作動油注入および回収機構が機能していない場合に将来参照するために記憶する。この技術は、航空機の硬着陸を決定する際に使用すべき所定の圧力限界の記憶を包含する。この技術は、支柱流体温度も測定し、温度変化によって生ずる圧力歪みを調整する。
発明の概要
本発明の目的は、加圧脚支柱を利用する、この発明者の先の搭載式航空機重量および重心表示器への改良を提供することである。
本発明の他の目的は、重量測定中の航空機の垂直運動を最少にする、搭載式航空機重量および重心表示器を提供することである。
本発明の他の目的は、重量測定中に支柱流体の圧力を事実上変える、支柱流体温度の変化を最少にする、搭載式航空機重量および重心表示器を提供することである。
本発明の他の目的は、特定の航空機支柱の中の作動油およびガスの相対量を決定することである。
本発明は、航空機についての情報を得る方法を提供する。この航空機は、複数の加圧脚支柱によって支持する。これらの脚支柱は、屡々スティクションと称する、摩擦を受ける。このスティクションは、支柱内圧が脚支柱によって支持する重量に関係するので、それらを歪める。これらの脚支柱は流体を含む。この方法は、各脚支柱の中の流体の量を変え、それぞれの脚支柱を第１方向に動かす。この各脚支柱の運動を検出する。それぞれの脚支柱の運動を検出すると、それぞれの脚支柱の中の流体の量を変える工程を止め、支柱の運動を最少限に維持し、それによって航空機の運動を最少限にし、また温度変化およびそれぞれの脚支柱流体の温度変化によって生ずる圧力歪みも最少にする。各脚支柱の中の流体の量を変え、各脚支柱の運動を検出し、および各脚支柱の中の流体の量を変えるのを止める工程を繰返し、この脚支柱を第１方向と反対の第２方向に動かす。上記工程中、各脚支柱内の圧力を測定する。これらの圧力決定値を使って、支柱スティクションによって生じた歪みを補償する。
本発明の一つの態様によれば、この各脚支柱の運動を検出する工程が、更にそれぞれの支柱圧力の変化を検出し、これらの支柱圧力変化のピークを検出する工程を含む。この各脚支柱の運動を検出する工程が、更に、ピーク圧力、および圧力反転に続く定常圧力を検出する工程を含む。
本発明の他の態様によれば、航空機の全ての支柱を同じ方向に動くように調整する。支柱が第２方向に動く前に、全ての支柱は運動を停止しなければならない。これらの態様が、更に航空機の運動を最少にする。
本発明の他の態様によれば、支柱を僅かに動かして、隣合う支柱表面を潤滑することによってスティクションを減少する。この支持運動は、典型的には重量測定のための支柱運動を行う前に起る。そのような予備ストロークがシールを潤滑し、それによってスティクションを減らし、それによってスティクションによって生ずる圧力歪みを減らす。スティクション測定過程で受けるスティクションの量を減らすことが最終航空機重量測定の誤差を減少するだろう。
本発明の他の態様によれば、各支柱の中の流体の量を変える工程がそれぞれの脚支柱の第１アクセス口でなされ、一方各支柱内の圧力を測定する工程がそれぞれの支柱の第２アクセス口でなされる。この第１および第２アクセス口は、支柱の中の多量の流体によって物理的に分離されている。その代りに、各支柱の中の流体の量を変える工程が唯一のアクセス口である第１アクセス口でなされ、そこでは圧力・流れ分離取付け具を使って流体流れによって生ずる圧力測定値の歪みを避ける。
本発明の他の態様によれば、それぞれの脚支柱の運動を検出する工程が、更にそれぞれの脚支柱に取付けた機械的センサによってこの運動を検出する工程を含む。
本発明の他の態様によれば、各脚支柱の中の流体の量を変える工程をポンプによって行う。使用する特別の形式のポンプは、分離計量シリンダである。
本発明の他の態様によれば、それぞれの脚支柱を第１方向に動かし、次に第２方向に動かすように流体の量を変える工程でそれぞれの脚支柱は正味ゼロの変化を与える。圧力測定後に支柱の中の流体の量を正味変化がゼロであることは、支柱を適正に維持することを保証する際に有用である。
本発明の他の態様によれば、この第１方向は支柱を伸すことになっていて、第２方向は支柱を引き込むことになっている。支柱を伸すときは、支柱を折畳むときより僅かに高いスティクションを受け、それで“非対称スティクション”と称する。
本発明の他の態様によれば、各脚支柱が支持する重量を補償した圧力決定値およびばね下重量から決める。ばね下重量とは、脚支柱内に含まれる流体の下に位置する航空機脚部品の重量である。航空機の重量は、それぞれの補償した重量決定値から決める。航空機の重心は、これらの補償した重量から決めることができる。脚支柱の圧力決定値に支柱スティクションによって生ずる歪みを補償する工程は、更に、脚支柱のあらゆる非対称スティクションを補償するように、脚支柱の各々からの重量決定値にオフセットを加味する工程を含む。
本発明の他の態様によれば、航空機に載荷または除荷しながら、航空機の重量を決める工程を行う。
本発明の他の態様によれば、決定した航空機重量に、この航空機翼を通過して重量を歪める翼揚力を発生する風によって生ずる誤差を補償する。また、決定した航空機重量に航空機の外部に蓄積する氷または外部流体によって生ずる誤差を補償する。
本発明は、複数の加圧脚支柱によって支持する航空機の重量を決定する方法も提供する。この航空機は、載荷装置と垂直に整列した入口を有し、この載荷装置を使って入口から航空機に目的物を積み降ろしできる。この方法は、それぞれの脚支柱を動かすように、脚支柱の各々の中の流体の量を変える。脚支柱の各々の運動を検出する。それぞれの脚支柱の運動を検出時、それぞれの脚支柱の中の流体の量を変える工程を中止することによって、この入口の載荷装置との垂直方向の整列を維持する。脚支柱の各々の中の流体の量を変える工程時、脚支柱の各々の運動を検出する工程時、およびそれぞれの脚支柱の中の流体の量を変える工程を中止することによって、この入口の載荷装置との垂直に整列を維持する工程時に、それぞれの脚支柱の各々の中の圧力を決める。これらの圧力決定値に、スティクションによって生ずる歪みを補償する。各脚支柱が支持する重量は、それぞれの補償した圧力決定値およびばね下重量から決める。この航空機の重量は、それぞれの補償した重量決定値から決める。
本発明の他の態様によれば、この載荷装置は乗客ランプまたは貨物ランプでもよい。
本発明は、航空機脚支柱の中のガスと液体の相対量を決める方法も提供する。支柱の中の流体の量を変える。この流体の量を変えながら、支柱の中の圧力を測る。脚支柱の各々の中の流体の量を変える工程の少なくとも一つの間に圧力の変化速度を決める。この流体は、液体および圧縮ガスを含む。この液体の量に対する圧縮ガスの量を各支柱でその支柱に対する圧力の変化速度から決める。この様にして、支柱の相対健全性を決められる。
本発明の他の態様によれば、ガスに対する液体の相対量を決める工程が更に支柱の圧力の測定した変化速度を、圧力の既知の変化速度のルックアップテーブルと比較する工程を含む。
本発明は、航空機の重量を決定するための装置も提供する。この航空機は、複数の加圧脚支柱によって支持する。脚支柱がスティクションを受ける。このスティクションは、脚支柱が支持する重量に関係するので、内部支柱圧力を歪める。これらの支柱が流体を含む。この装置は、脚支柱の各々に流体を注入および／または回収するためのポンプを有する。中の流体の圧力を検出するように脚支柱の各々に圧力センサを取付ける。脚支柱の運動を検出するように脚支柱の各々に運動センサを取付ける。制御装置がこの運動センサに結合した入力およびこのポンプに結合した出力を有し、運動センサが支柱の運動を検出するとき、この制御装置がポンプを止めて支柱への流体の注入または回収を止める。航空機重量コンピュータをこの圧力センサに結合する。この航空機重量コンピュータは、検知した圧力からこの航空機の重量を決定する。
【図面の簡単な説明】
新規であると考えられる、この発明の特徴は添付の請求項に示すが；好適実施方法に関するおよび更なる目的に関する更なる詳細、並びにその特徴は、添付の図面と共に以下の説明を読めば最も容易に理解出来よう。それらの図面で：
図１は、三輪型脚を備える典型的商用定期旅客機の脚を伸した位置での下側の図である。
図２は、典型的商用定期旅客機の、密閉したピストン、Ｏリングシールおよびオリフィス板を備える脚支柱の部分断面正面図である。
図３は、典型的空港地上支援装置の近くの典型的商用定期旅客機の図である。
図４は、好適実施例によるこの発明の概略図である。
図５は、典型的商用旅客機脚支柱の分解絵画略図の側面図で、この発明のもう一つの実施例の部品を取付けて示す。
図６は、この発明の部品を取付けた、代替型の脚支柱の分解絵画略図である。
図７は、分離計量シリンダ（ＩＭＣ）の断面図である。
図８は、支柱圧力センサ組立体の分解絵画略図である。
図９は、この発明の部品を取付けた、典型的商用旅客機脚支柱の分解絵画略図である。
図１０は、圧力・流れ分離取付け具の断面図である。
図１１は、この発明の部品を取付けた、典型的商用旅客機脚支柱鋏リンクの側面図である。
図１２は、この発明の搭載式コンピュータ／制御装置の概略図である。
図１３は、脚支柱スティクション測定方法の説明図である。
図１４は、脚支柱スティクション減少方法の説明図である。
図１５は、脚支柱作動油の低レベル識別方法の説明図である。
好適実施例の詳細な説明
さて、図面を参照すると、幾つかの図全体を通して類似の参照番号は相当する部品を指し、図１を詳しく参照すると、前脚３、左主脚５、および右主脚７から成る三輪の脚構成を有する典型的商用定期旅客機１が示されている。
さて、図２を参照すると、従来の市販の脚３、５、７（図１）の各々が示され、それは、以後“支柱”と称する、一つのオレオ式緩衝支柱８と、やはり着陸衝撃を吸収する流体の内部緩衝装置から成り、それらが共にこの航空機の重量をタイヤ１２上で支持する。市販の支柱８では、この流体が油圧液体（ここでは作動油１５と称する）および窒素ガス１７を含む。各支柱の内部に、支柱の圧縮運動を減衰するオリフィス孔１４のあるオリフィス板１３と共に、鍛鋼ピストン９を含む。Ｏリングシール１１が作動油１５および圧縮窒素ガス１７を支柱シリンダの内部で密封する役をする。支柱８は、外部から窒素ガスアクセス取付け具１９を介して加圧できる。作動油は、取付け具２０からアクセスできる。
さて、図３を参照すると、脚支柱８によって支持される典型的商用定期旅客機１が示されている。脚支柱８は、旅客機１に重量を加えると縮み２、重量を除くと伸びる２。旅客機１の近くおよび周りに、旅客機乗客ハッチ１６へ伸びる乗客ジェット・ブリッジ６を有する乗客ジェット・ウェイ４のような、典型的空港地上支援装置がある。このジェット・ブリッジ・ランプ１８を旅客機の主要客室床と乗客ジェット・ブリッジ６の間の隙間の上に置き、旅客機１の非常に僅かな上下運動を除く全てを抑制する。旅客機１の極端な上下運動は、旅客機１およびジェット・ブリッジ６に激しい損傷を生じることがある。モータ駆動手荷物コンベヤベルトアーム２３も旅客機１の下荷物室２４の中へ伸びる。旅客機１の極端な上下運動は、旅客機１およびモータ駆動手荷物コンベヤベルト２３に激しい損傷を生じることがある。
今後は、図４を参照すると、接続部品を示すこの発明の概略図が示されていて、そこでｎは、前脚専用のこの発明の部品を表し、ｐは、左脚専用のこの発明の部品を表し、およびｓは、右脚専用のこの発明の部品を表す。前脚３は、左主脚５および右主脚７と共に、この飛行機の重量は作動油および窒素ガスの緩衝作用で支持する。これらの重量支持支柱の各々からの内部支柱圧力信号は、圧力センサ組立体３１ｎ、３１ｐ、３１ｓによって測定し、ワイヤリングハーネス２１ｎ、２１ｐ、２１ｓを経て搭載式コンピュータ／制御装置２５へ送る。このシステムは、既存の航空機電源２７によって駆動する。種々の計算および情報をワイヤリングハーネス２２を経て飛行機コックピットまたは貨物室ディスプレイ２９へ伝送する。
さて、図５を参照すると、圧力センサ組立体３１ｎ、３１ｐ、３１ｓの実施例の詳細図が示されていて、そこでは典型的商用旅客機支柱８が取付け具１９によって各支柱に取付けた加圧弁６５を包含する。この加圧弁６５を取外してＴ継手３３の設置を容易にする。圧力センサ４５をＴ継手３３に接続する。弁６５をＴ継手３３の他の接続口に接続する。支柱８が支持する重量に関する圧力信号をワイヤリングハーネス２１によってコンピュータ／制御装置２５（図４）へ送る。
今度は、図６を参照すると、圧力センサ組立体３１ｎ、３１ｐ、３１ｓの実施例の代替詳細図が示されていて、そこでは支柱８の代替図が取付け具１９によって各支柱に取付けた上端加圧弁６５を包含する。ある場合に、この支柱８は、支柱圧力にアクセスするには単一口（この場合取付け具１９）だけに限られる（そのような支柱は取付け具２０（図２参照）がない）。この加圧弁６５を取外してＴ継手３３の設置を容易にする。圧力センサ４５をＴ継手３３に接続する。弁６５をＴ継手３３の他の接続口に接続する。支柱８が支持する重量に関する圧力信号をワイヤリングハーネス２１によってコンピュータ／制御装置２５（図４）へ送る。
さて、図７を参照すると、分離計量シリンダ（ＩＭＣ）３８の図が示されている。このＩＭＣ３８は、内部浮動ピストン４０を備える、円筒形の油圧式または空気圧式アクチュエータである。ＩＭＣ３８に流入する作動油を電子弁４１によって制御し、ＩＭＣ３８から流出する作動油を電子弁４３によって制御する。電子弁４１および電子弁４３への命令は、コンピュータ／制御装置２５（図４）から受け、ワイヤリングハーネス５６によって伝送する。油圧管路４６をこの航空機の油圧系の高圧側に接続し、油圧管路４７をこの航空機の油圧系のゼロ圧力戻り側に接続し、および油圧／空気圧管路３６をこの航空機支柱８（図９参照）内の作動油または窒素ガスに接続する。ＩＭＣ３８は、予め測定した量の流体を各支柱８に注入し、次にその正確な量の流体を支柱８から回収する。支柱８の中の流体の量が変らぬままであることを保証するために、浮動ピストン４０は、各注入および回収サイクルに対して、シリンダ３８内の同じ位置に始り且つ戻る。この好適実施例では、この位置がシリンダ壁４２に当接している。ＩＭＣ３８を支柱８からの流体の注入および回収に利用していないとき、電子弁４３は、所定の期間開いていてから閉じるだろう。これは、ＩＭＣ３８内の全航空機油圧系圧力を緩和し、浮動ピストン４０をＩＭＣシリンダ壁４２に接して位置付け、次の注入および回収サイクルに備える。
さて、図８を参照すると、Ｔ継手３３に接続した圧力センサ４５が示されている。支柱８が支持する重量に関する圧力信号をワイヤリングハーネス２１によってコンピュータ／制御装置２５（図４）へ送る。
今度は、図９を参照すると、取付け具２０によって各支柱に取付けた作動油整備逆止弁６６を包含する典型的商用旅客機支柱８が示されている。各支柱８で、この逆止弁６６を取外してＴ継手３４の設置を容易にする。油圧／空気圧管路３６をＴ継手３４に取付けて、支柱８を脚室内に取付けたＩＭＣ３８へ導く。ＩＭＣ３８は、高圧油圧管路４６およびゼロ圧力戻り油圧管路４７によって既存の航空機油圧系ポンプ３９に取付ける。ＩＭＣ３８は、電子弁４１および電子弁４３を開閉することによって、それぞれ、支柱８に予め測定した量の作動油または窒素ガスを注入および回収する。油圧／空気圧管路３６は、圧力センサ４５を取付けるために使う取付け具１９ではなくて、取付け具２０に取付けるのが好ましい。この分離を使って、支柱８に流体が出入りする間の間違った圧力測定を避ける。これは、圧力センサ４５と支柱８に流体を注入および回収するために使う口２０とを物理的に分離する。もし、そのような分離が利用できなければ、圧力測定値が作動油または窒素ガスの流れによって歪められないことを保証するために、この装置のＴ継手３３と取付け具１９の間に、圧力・流れ分離取付け具４８（図１０参照）を加えるべきである。この圧力・流れ分離取付け具は、以下に更に完全に説明する。図９に戻って参照して、ＩＭＣ３８を作動するために使用する圧力源は、既存の航空機油圧系ポンプ３９またはこの航空機内外で利用できるその他の圧力源によって供給する。電子弁４１および電子弁４３への命令は、コンピュータ／制御装置２５（図４）から受け、ワイヤリングハーネス５６によって伝送する。予め測定した量の作動油の各支柱への注入および回収は、コンピュータ／制御装置２５に、航空機運動を最少限に保ちながら、支柱スティクションによって生ずる支柱圧力歪みを識別し且つ補償される。分離したＩＭＣおよび油圧系ポンプを機外可搬式システム４４として使ってもよい。Ｔ継手３４は、油圧／空気圧管路３７を介してこの機外可搬式システム４４に付くように適合可能である。
さて、図１０を参照すると、圧力・流れ分離取付け具４８が示されている。上に議論したように、ある支柱８は一つの取付け具１９しかない。そのような支柱では、この単一アクセス取付け具を圧力抽出と支柱への流体の注入／回収との両方に使わねばならない。圧力・流れ分離取付け具４８は、短い管５１に接続したねじ付き取付け具４９および長い管５２に接続したねじ付き取付け具５０を含む。これらの管５１、５２は、支柱８の内部へ下方に伸び、窒素ガスおよび／または作動油に曝される。圧力センサ組立体３１（図６）をねじ付き取付け具４９に取付け、油圧／空気圧管路３６をねじ付き取付け具５０に取付ける。圧力測定は、口５３（管５１の底にある）から支柱８にアクセスする。ＩＭＣ３８は、支柱８にアクセスして口５４（管５２の底にある）から流体を注入／回収する。口５３、５４は、多量の流体によって支柱の内部で互いから物理的に分離されている。圧力センサ組立体３１と油圧／空気圧管路３６のこの分離は、支柱８に流体が出入りする間の間違った圧力測定を避ける。
さて、図１１を参照すると、オレオ式緩衝支柱８と鍛鋼ピストン９から成る各脚の下部が示されている。ピストン９は、支柱鋏リンク２６によって支柱８の外シリンダ内の回転を制限される。支柱鋏リンク２６は、ヒンジピン２８を含む。以後ＲＶＤＴ３２と称する、半径方向可変ディジタル変換器を、このＲＶＤＴ３２がヒンジピン２８に対する支柱鋏リンク２６の運動を測定できるような方法で、支柱鋏リンク２６およびヒンジピン２８に取付ける。この支柱鋏リンク運動の測定は、支柱の伸長および支柱の引き込みを機械的に決定し、測定する方法である。ＲＶＤＴ３２からの支柱伸長測定信号をワイヤリングハーネス３０によってコンピュータ／制御装置２５（図４）へ送る。
さて、図１２を参照すると、このコンピュータ／制御装置２５が図示されていて、そこでｎは、前脚専用のこの発明の部品を表し、ｐは、左脚専用のこの発明の部品を表し、およびｓは、右脚専用のこの発明の部品を表す。前ワイヤリングハーネス２１ｎ、左ワイヤリングハーネス２１ｐ、および右ワイヤリングハーネス２１ｓによる圧力入力信号をコンピュータ／制御装置２５へ伝送する。コンピュータ／制御装置２５は、典型的な外部取付け指向性風速表示器からワイヤリングハーネス７７を介して変化する風速および風向情報を受け、風調整プログラム７６に、先に測定した航空機重量誤差を風速および風向と比較することによって、決定した重量を補正させる。風速および風向補正値を風調整プログラム７６に記憶する。風速補正値を見出す一つの方法は、その航空機を軍用Ｃ−１３０のような大型ターボプロップ航空機のエンジンのプロペラ送風の後ろに置くことである。単一または複数のＣ−１３０航空機がエンジン推力を増すことによって外部風洞を作り出す。異なる風速でこの航空機の重量および重心の測定値を採るとき、風速表示器をこの航空機の翼端に置く。これらの重量および重心の測定値を、測定し且つ風調整プログラム７６に記憶した種々の風速と関連付ける。この航空機を１５°回転し、重量および重心の測定値を今度はこの航空機と異なる角度で交差する種々の風速と再び関連付ける。この航空機を、全ての方向からの風の影響を測定するために、１５°の増分で全円に亘って回転する。可能性ある航空機離陸重量の全範囲で風速調整値を測定することを保証するために、航空機内に種々の重量を置く。これらの記憶した値を特定の風速および風向オフセットに対して引用することができる。このオフセットを、風調整プログラム７６を使って重量測定値を補正するために使用できる。
コンピュータ／制御装置２５は、ワイヤリングハーネス７９を介して典型的航空機傾斜センサから航空機傾斜情報も受ける。航空機傾斜補償プログラム７８は、この航空機が水平でないことによって生ずる誤差に対して、決定した航空機重量を補正する。支柱スティクション、総重量、重心、および傾斜補償に対する計算をコンピュータ／制御装置２５によって行い、それからワイヤリングハーネス２２によってディスプレイ２９（図４）へ伝送する。
三輪の脚構成を有する飛行機の総重量を決定するためには、次の式、Ｗｔ８０を解かねばならない：
Ｗｎ＋Ｗｐ＋Ｗｓ＝Ｗｔ  （８０）
但し：
Ｗｎは、前脚が支持する重量であり、
Ｗｐは、左脚が支持する重量であり、
Ｗｓは、右脚が支持する重量であり、
および
Ｗｔは、この飛行機の総重量である。
Ｗｎ８１、Ｗｐ８２およびＷｓ８３の値を決める一つの方法は、次の式を解くことである：
［（Ｐｎ±Ｓｎ）×ＳＡｎ］＋Ｕｎ＝Ｗｎ  （８１）
［（Ｐｐ±Ｓｐ）×ＳＡｐ］＋Ｕｐ＝Ｗｐ  （８２）
［（Ｐｓ±Ｓｓ）×ＳＡｓ］＋Ｕｓ＝Ｗｓ  （８３）
但し：
Ｐｎは、前脚内の圧力の量であり、
Ｐｐは、左脚内の圧力の量であり、
Ｐｓは、右脚内の圧力の量であり、
Ｓｎは、前脚の決定したスティクションであり、
Ｓｐは、左脚の決定したスティクションであり、
Ｓｓは、右脚の決定したスティクションであり、
ＳＡｎは、前脚の荷重支持表面積であり、
ＳＡｐは、左脚の荷重支持表面積であり、
ＳＡｓは、右脚の荷重支持表面積であり、
Ｕｎは、前脚のばね下重量であり、
Ｕｐは、左脚のばね下重量であり、
Ｕｓは、右脚のばね下重量であり、
および
Ｗｎは、前脚が支持する重量であり、
Ｗｐは、左脚が支持する重量であり、
Ｗｓは、右脚が支持する重量である。
これらの式Ｗｔ、Ｗｎ、ＷｐおよびＷｓは、それぞけのソフトウェアプログラム８０、８１、８２および８３（図１３も参照）によって解く。
Ｐｎ、ＰｐおよびＰｓの値を決めること：これらの値を各それぞれの支柱圧力センサ４５（図５）によって測定する。
Ｓｎ、ＳｐおよびＳｓの値を決めること：航空機を一定の重量に維持して支柱を伸し、それから引込めながら、これらの値を各それぞれの支柱８内の圧力を監視することによって測定する（図１３参照）。支柱を伸し、次に引込めながら、記録した最大圧力測定値から最小値を引き、次にその記録した測定値を２で割ることが、その瞬間の、各それぞれの支柱８に対するスティクションの値を求め；並びに支持する重量、正味スティクションに関係するこの支柱内の圧力を求める。この支柱を最後に動かした方向に依って、このスティクション値をそれぞれの支柱８内の測定した圧力に加えるかまたは引いてもよい。もう一つのアプローチは、支柱を伸し、次に折畳みながら、記録した複数の圧力から得た平均支柱圧力を使うことで、その平均圧力は、今度はそれが支持する重量、支柱スティクションの正味効果に比例する。
ＳＡｎ、ＳＡｐおよびＳＡｓの値を決めること：これらの値は、航空機支柱製造業者から入手できる。
Ｕｎ、ＵｐおよびＵｓの値を決めること：これらのばね下重量値は、航空機支柱製造業者から入手できる。これらの値は、作動油および圧縮した窒素ガスの上になく、それらに支持されない、それぞれの支柱部品の重量である。これらのばね下重量値は、タイヤ、車軸、ブレーキ、作動油等の重量を含む。
Ｓｎ、ＳｐおよびＳｓの値の上記の決定（図１３参照）を更に良く説明するために；コンピュータ／制御装置プログラム８４が、ワイヤリングハーネス５６ｎ、５６ｐ、５６ｓによってそれぞれのＩＭＣ３８（図９）へ送った命令およびそれぞれの圧力センサ４５からワイヤリングハーネス２１ｎ、２１ｐ、２１ｓを介して圧力測定値を受ける命令を発する。
Ｓｎ、ＳｐおよびＳｓの値を決める工程をソフトウェアプログラム８４が実行する：
１．各ＩＭＣ３８（図９）が予め測定した量の流体をそのそれぞれの脚支柱８に注入し；支柱を伸しながら、スティクションの効果を支柱に生じさせる。
２．流体を支柱に注入しながら、コンピュータ／制御装置２５により支柱の運動を監視する。支柱の運動を監視する一つの方法は、支柱内部の圧力を監視することである。コンピュータ／制御装置２５は、それぞれの圧力センサ４５から上昇する内部支柱圧力を監視する。スティクションの影響が克服されたとき、これらの監視する圧力は、上昇を止め、僅かに降下し（正のピーク圧力または“圧力跳ね返り”を生じ）、次に支柱が伸び始めると、一定のままである。この最高圧力測定値を記憶する。
３．各ＩＭＣ３８は、次にその同じ予め測定した量の作動油をそのそれぞれの支柱８から回収し、支柱を引込み始める前に、スティクションの影響で内部支柱圧力を減らさせる。
４．流体を回収するとき、コンピュータ／制御装置２５が支柱の運動を監視する。コンピュータ／制御装置２５は、それぞれの圧力センサ４５から今度は低下する内部支柱圧力を監視する。スティクションの影響が克服されたとき、これらの監視する圧力は、低下を止め、僅かに上昇し（負のピーク圧力または“圧力跳ね返り”を生じ）、次に支柱が引込み始めると、一定のままである。この最低測定値を記憶する。支柱スティクションは、この支柱が伸びるとき、人為的に高圧力測定値をもたらし、一方支柱スティクションは、この支柱を引込むとき、人為的に低圧力測定値をもたらす。流体を注入し、次に回収する順序は、流体を注入する前に流体を注入できるように逆にしてもよい。
５．コンピュータ／制御装置２５は、各支柱８からの先に記憶した最高および最低（ピーク）圧力測定値を要求し、支持する重量、スティクションの現在の正味影響に関係するそれぞれの支柱圧力の測定値を平均する。
上記手順で、支柱運動は、検出するピーク支柱圧力によって決定する。その代りに、支柱運動をＲＶＤＴ３２を使ってコンピュータ／制御装置２５によって検出できる（図１１および図１２参照）。
同じ量の流体を支柱に注入しおよび回収することによって、支柱の中の流体の正味変化はゼロである。これは、支柱の中の窒素ガスに対する作動油の適正な比またはバランスを維持する。
航空機の重心（ＣＧ）を決めるためには、次の式ＣＧ８５を解かねばならない：
｛［Ｗｎ×ｎｌ］＋［（Ｗｐ＋Ｗｓ）×ｍｌ］｝÷Ｗｔ＝ＣＧ  （８５）
但し：
Ｗｎは、前脚が支持する重量であり、
Ｗｐは、左脚が支持する重量であり、
Ｗｓは、右脚が支持する重量であり、
Ｗｔは、この航空機の総重量であり、
ｎｌは、前支柱の位置であり、
ｍｌは、左および右主支柱の位置であり、
並びに
ＣＧは、この航空機の重心である。
航空機の重心ＣＧを決めるためのこの式は、ソフトウェアプログラム８５によって解く。
特定の航空機の載荷形態に関係なく、ｎｌおよびｍｌは、既知の定数であり、Ｗｎ、Ｗｐ、ＷｓおよびＷｔは、飛行機の総重量を決めるための式８０〜８３の解によって得られる値である。
翼揚力を歪める氷蓄積並びにこれらの氷蓄積による航空機の重量変化を示す、付加的コンピュータ／制御装置プログラム８６がオプションとして利用できる。基準値として、０．０２８３ｍ3の氷の重量をこのプログラムのメモリに記憶する（この重量は、厚さ２．５４ｃｍ、１．１１４８ｍ2の氷、または厚さ０．６３５ｃｍ、４．４５９３ｍ2等に等しい）。その特定の航空機の、氷が蓄積できる総外部表面積を決定し、やはりこのプログラムの永久メモリに記憶する。その代りに、この航空機製造業者がその特定の航空機の重量増加の関数として氷り厚さに関するテーブルを提供してもよい。一旦航空機の積荷が完了し、全ての防除氷処置を実施してしまうと、パイロットはこのプログラムにこの航空機の現在の“純粋載荷重量”を保存する。もし、離陸遅延がこの航空機に待機を余儀なくし、外部表面に着氷を再蓄積させるなら、これらの蓄積がこの発明で示す付加重量に関係するので、それらをリアルタイムで表示できる。パイロットは、離陸前の何時でも、この“純粋載荷重量”を呼出し、それを燃焼燃料を除いた既存の重量と比較することが出来る。航空機に防除氷液を散布すると、この航空機の重量は、その防除氷液の重量に正比例して増加する。特定の航空機機種を防除氷するために使用する防除氷液の平均量の重量を測定し、防除氷プログラム８７に記憶することができる。“防除氷”プログラム８７で述べたのと類似の手順を“雨重量”プログラム９０を作るために行い、航空機の外部表面に蓄積した水の重量を測定し、差し引く。防除氷液は、水のなしには濃いゲルの形をしている。航空機の外部表面に蓄積する水の重量は、防除氷液のそれより少ない。航空機が離陸速度に近付くと、水または防除氷液および航空機上の残留氷、並びにそれらの重量がこの航空機から吹飛び、この航空機を最初に測定したより軽くなる。パイロットは、防除氷プログラム８７、またはもし天候条件が指令するなら、“雨重量”プログラム９０を実施することによって、航空機の測定した重量を適正に下方に修正できる。取外し式コンピュータ／制御装置２５を機外可搬式システムとして使ってもよい。
さて、図１３を参照すると、支柱スティクションを識別し且つ測定するソフトウェアプログラム８４（図１２）の説明図が示されている。このシステムが作動している間に、支柱内の流体の圧力をｋｇ／ｃｍ2で測定する。支柱圧力をｔ1からｔ9まで経時監視する。支柱圧力は、追加の流体を支柱に注入すると増す。一旦支柱スティクションの現在の量を克服するために十分な流体を支柱に注入してしまうと、内部支柱圧力が僅かに減り（圧力跳ね返り）、次に支柱が伸び始めると、一定のままである（滑り摩擦）。コンピュータ／制御装置２５（図１２）は、全過程中高い頻度（例えば、毎秒１，０００圧力サンプル）で支柱圧力を監視する。支柱圧力は、時間ｔ1〜ｔ2の間は比較的一定のままである。時間ｔ2で、コンピュータ／制御装置２５がＩＭＣ弁４１を開いて流体を支柱に注入する。作動油がないと、窒素ガスは比較的圧縮性である。流体を支柱に注入すると、支柱内の窒素ガスが縮むので、支柱内の圧力が増す。時間ｔ2とｔ3の間で、流体を支柱に注入するが、支柱は伸びない。窒素ガスの圧縮性の特性が支柱内で“圧力負荷ばね”として作用する。丁度そのとき（時間ｔ3）支柱が伸び始め（Ｏリング１１、図２、が滑動し、支柱シリンダ壁に沿って動き始めるので）、支柱スティクションまたは摩擦の量が高い静止摩擦から低い滑り摩擦へ変る。窒素ガス“ばね”の中に蓄積し、保存した圧力が支柱を解放し、次に少し伸して支柱圧力が僅かに減る（時間ｔ4での圧力跳ね返り）。支柱は、時間ｔ3とｔ5の間で僅かに伸びる。このコンピュータ／制御装置の速度とその圧力変化に瞬間的に反応する能力がコンピュータに、この支柱がその初期伸長を始めてから、ＩＭＣ弁４１を閉じさせ（時間ｔ5）、それが支柱への流体流入を止め、支柱の伸長を制限する。
支柱内の監視した圧力は、作動油または窒素ガスを注入すると、圧力増加（時間ｔ2〜ｔ3）を示し、支柱が最初に伸びおよび窒素ガス“ばね”が支柱内で解放されると、圧力の明確な反転またはわずかな減少（時間ｔ3〜ｔ4）を示す。ピーク圧力（時間ｔ3）、に続く圧力反転（時間ｔ3〜ｔ4）、に続く圧力安定化（時間ｔ4〜ｔ5）は、コンピュータ／制御装置への、支柱が実際に伸び、この反転の直ぐ前に記録した最高圧力（時間ｔ3）を支柱スティクション測定に使うべきであることの確認の表示である。
この様に、時間ｔ2〜ｔ5の間で支柱に流体を注入する。支柱は、時間ｔ3〜ｔ5の間で伸びる。
それぞれの脚支柱の各々は、克服し従って測定する摩擦の量が異なるかも知れない。ソフトウェアプログラム８４は、全ての支柱を同時に監視する。もし、それぞれの支柱の一つが残りの支柱の前に伸びると、残りの支柱全てが支柱摩擦測定プロセスの同様な状態に達したことをコンピュータ／制御装置が認識するまで、ソフトウェアプログラム８４がその支柱についてのこの支柱摩擦測定プロセスの継続を遅延する（時間ｔ5〜ｔ6）。それで、時間ｔ5〜ｔ6では、もし残りの支柱のどれかがｔ5に達していなければ、支柱が伸びない。
この航空機の全ての支柱が僅かに伸びてから、支柱に注入した流体を時間ｔ6で回収し始め、支柱内の圧力を減少させる。時間ｔ6とｔ7の間は、支柱が動かない。一旦支柱圧力が、その支柱圧力と組合さった支柱スティクションの組合せがその支柱が担持する重量を支持する点の下に減少すると、その脚が時間ｔ7で引込み始める。脚が折畳み始める直前に、支柱内の圧力は、支持する重量の現在量に対してその最低点（時間ｔ7）に達する。再び、このコンピュータ／制御装置の速度とその圧力変化に瞬間的に反応する能力がこのコンピュータ／制御装置に、時間ｔ9でＩＭＣ弁４３を閉じさせる。従って、この支柱は時間ｔ7とｔ9の間で動くだけである。監視した支柱圧力測定値は、支柱伸長のときとは反対方向の第２圧力反転（時間ｔ8）を示す。ＩＭＣ弁４３の閉鎖（時間ｔ9）に関連して、支柱圧力が減少し、支柱が折畳み始めるので、この支柱質量の下向慣性がその第２圧力反転（時間ｔ8）を反対方向に生ずる。この最高および最低測定圧力をこのプロセス中に記録し、それは典型的には４〜６秒掛る。
この様に、時間ｔ6〜ｔ9の間で支柱から流体を回収する。支柱は、時間ｔ7〜ｔ9の間で引込む。
圧縮または膨張した窒素ガスは、温度を変える。この温度変化は、以後“熱効果”と称し、内部支柱圧力を支持重量と支柱スティクションの組合せに対するその支柱圧力を超えて変える。注入し且つ回収する流体の量は、最少に維持し、熱効果を無くする役目もする。このコンピュータ／制御装置が流体を注入し且つ回収する際の、最高および最低圧力を測定する速度が支柱運動および熱効果によって生ずる支柱圧力歪みを最少にする。
記録した最高および最低圧力を、支柱圧力が実際の支持重量、支柱スティクションの正味影響に関係するので、それを決めるために平均する。支柱が動き始めると殆ど直ぐ支柱の運動（伸長、折畳み）を止めることによって、幾つかの利点が実現する。第１に、支柱内の窒素ガスの熱効果が減る。支柱運動を最少にする第２の利点は、重心決定に歪みを避けることである。航空機の重心は、前脚支柱と主脚支柱の間の重量分布に基づく。大幅な支柱運動は、重量を一つの支柱から他へ移動し、重心決定を歪める。支柱運動を最少にする第３の利点は、重量および重心の決定が日常の作業中にできることである。本発明は、重量および重心を航空機に乗客および貨物を積込みながら決定できるようにする。各支柱の伸長および引込みを２５．４ｍｍの数分の一に最小化する（典型的には２５．４ｍｍの1/4〜1/2）。これは、航空機ハッチとそれぞれのランプの垂直整列を維持する。それは、支柱（および従って航空機）を上下動することによって生ずるかも知れない乗客の不快も無くする。重量および重心を他の地上作業中に決定できるので、航空機が地上で過す時間を最少にできる。更に、圧力測定の迅速なサンプリングが航空機に重量を付加または除去する毎に、リアルタイムで決定できるようにする。
支柱スティクションは、支柱の伸長と引込みの両方に対して支柱圧力へのその影響が必ずしも対称とは限らない。支柱圧力が増すと、Ｏリングシールが僅かに高い量の摩擦となる。支柱圧力が減ると、Ｏリングシールが僅かに低い量の摩擦となる。非対称支柱スティクションの測定で精度を増すために、支柱Ｏリングシール摩擦特性を測定し、オフセット式８８（図１２）を作って支柱の最高圧力と最低圧力を平均する。このオフセット式８８は、実験的に作り、コンピュータ／制御装置２５に記憶する。
さて、図１４を参照すると、ソフトウェアプログラム８４（図１２）の追加の要素および手順の説明図が示されている。コンピュータ／制御装置２５から各ＩＭＣ３８への各支柱８に流体を注入しおよび回収する命令に加えて、コンピュータ／制御装置２５は、各ＩＭＣ３８に作動油注入および回収プロセスを第２サイクル中繰返すことも命令する。第１注入および回収サイクルは、支柱ピストン９（図２）の表面を清浄にし、潤滑するために使う。この第１注入および回収サイクルは、支柱ピストン９の表面上に作動油の薄膜を堆積する。この作動油の薄膜が支柱Ｏリングの摩擦の量を減らし、それによって先に議論した最高記録圧力と最低記録圧力の間の離隔を減少する。この発明は、脚支柱スティクションを正確に測定するという概念を利用する。脚支柱スティクションの量を減少することによって、この発明の先行技術を超える精度が非常に増す。
さて、図１５を参照すると、支柱流体の不足レベルを識別し且つ測定するソフトウェアプログラム８９（図１２）の説明図が示されている。作動油がないと、窒素ガスは比較的圧縮性である。適正な支柱状態にあるように見えるが、実際は作動油のレベルが不足する支柱は、窒素ガスを過剰に供給される。作動油を各支柱に一定の流速で注入するときに支柱圧力増加を測定し、次に圧力の跳ね返りで識別される初期支柱伸長（または支柱圧縮）に達するに要した時間に対して比較する。作動油レベルが不足する支柱に作動油を注入するとき、支柱内の圧力は、支柱内の過剰な窒素ガスが縮むので、（適正に供給した支柱より）遅い速度で増加する。この窒素ガスの過剰な量がばねとして作用し、加える作動油の量をオフセットする。初期支柱伸長を始めるために必要な内部支柱圧力は同じだろう。与えられた作動油流に対して、その同じ圧力に達するために必要な時間の長さは長いだろう。更に、支柱スティクションを克服するために必要な作動油の量は増すだろう。窒素ガスに対して作動油が多過ぎる支柱に対しては、圧力変化の速度が適正に供給した支柱より速い。初期支柱伸長を始めるために必要な内部支柱圧力の変化速度の識別および監視は、支柱流体レベルの不足を決定する。この時間対圧力変化を測定し、ソフトウェアプログラム８９に記憶する。測定した変化速度をルックアップテーブルと比較し、窒素ガスに対する作動油の比率を決める。この比較から、この支柱に適正量の作動油があるかどうかを決められる。
この新しい発明の好適実施例の実際的用途では、コンピュータ／制御装置が以下の仕事を行う：
１．圧力センサを使って各支柱からの圧力測定値を監視する。
２．航空機が比較的一定の重量にある間に、各支柱に作動油または窒素ガスを注入する。
３．圧力増加および次に初期支柱伸長を示す圧力反転を探す。
４．支柱の運動を検出すると直ちに各支柱への注入を停止する。
５．航空機が比較的一定の重量にある間に、各支柱から作動油または圧縮した窒素ガスを回収する。
６．圧力減少および次に初期支柱折畳みを示す圧力反転を探す。
７．支柱の運動を検出すると直ちに各支柱からの回収を停止する。
８．測定した圧力の読みに、スティクションに対して、適当な調整を施す。
９．ばね下重量に対して、適当な調整を施す。
１０．航空機の総重量および重心を計算する。
１１．計算した航空機重量および重心をパイロットに表示する。
支柱が動き始めると殆ど直ぐ支柱の運動（伸長、折畳み）を止めることによって、幾つかの利点が実現する。第１に、上に議論したように、支柱内の窒素ガスの熱効果が減る。支柱運動を最少にする第２の利点は、重量および重心の決定が日常の作業中にできることである。本発明は、重量および重心を航空機に乗客および貨物を積込みながら決定できるようにする。各支柱の伸長および引込みを２５．４ｍｍの数分の一に最小化する（典型的には２５．４ｍｍの1/4〜1/2）。これは、航空機ハッチとそれぞれのランプの垂直整列を維持する。それは、支柱（および従って航空機）を上下動することによって生ずるかも知れない乗客の不快も無くする。重量および重心を他の地上作業中に決定できるので、航空機が地上で過す時間を最少にできる。更に、圧力測定の迅速なサンプリングが航空機に重量を付加または除去する毎に、リアルタイムで決定できるようにする。
この発明の実施例を開示し且つ議論したが、この発明の他の用途が可能であること、並びに開示した実施例がこの発明の精神から必ずしも逸脱することなく、種々の変更、修正、および置換を受けてもよいことが分るだろう。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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