【03】任何飞机飞行中的两个关键因素是飞机的重量与平衡。这 确保在起飞速度时机翼产生充足升力以提升飞机的重量。应考虑的同样 重要的因素是飞机的平衡是否适当(重心)或处于可接受限值内，因可 通过配平调整补偿。
【04】飞机的重量由多个可收缩起落架支柱支承。起落架支柱包 括增压液压油和氮气。各起落架支柱内的压力与起落架支柱支承的重量 值相关。起落架支柱内的多个O形圈密封用于保持液压油和压缩氮气处 于各起落架支柱内。O形圈密封能保持压缩氮气和液压油是因为其在起 落架支柱的气缸壁中上下移动时密封保持的极大摩擦。摩擦(飞机支柱 业内称为“静摩擦”)，可提高起落架支柱的减震性能、畸变内部起落 架支柱压力，因压力与起落架支柱支承的重量值相关。需要补偿以纠正 起落架支柱内因静摩擦引起的畸变压力读数以精确确定飞机重量。
【05】之前确定毛重和重心的系统众所周知且有详细记载。可参 见Elfenbein的美国专利第3,513,300号、Segerdahl的美国专利第3,581,836 号、Lindberg等人的美国专利第5,521,827号以及Nance的美国专利第 5,214,586号、美国专利第5,548,517号和第6,293,141号。
【06】Elfenbein的美国专利第3,513,300号确定了飞机重量与起落 架支柱内压力间的关系。Elfenbein开创了测量起落架支柱压力的技术并 将其与支承的重量值关联。但Elfenbein的现有技术没有补偿支柱静摩擦 引起的起落架支柱压力畸变。
【07】Lindberg等人的美国专利第5,521,827号在确定摩擦为引起 起落架支柱内压力与飞机重量间直接关系中误差的因素上继续了(将在 下文说明的)Segerdahl和Nance的现有技术。Lindberg教授了多液压油 喷射提升各起落架支柱至近完全伸展和多液压油收回降低各起落架支柱 至近完全收缩的做法。虽然来回大幅移动，提升降低飞机达2-3英尺， 可减轻Segerdahl现有技术中的潜在误差，但飞机的大幅移动与今天使用 的接近飞机舱门的浮动乘客“空桥”和直接伸入各飞机货舱的行李负载 传送带的飞机负载程序相冲突。如果在飞机负载过程中使用Lindberg等 人的做法，飞机大幅移动可对飞机造成严重损害或造成乘客受伤。
【08】Nance的技术(美国专利第5,214,586号和美国专利第 5,548,517号)首先测量支柱密封静摩擦引起的压力畸变，之后存储该信 息以供将来液压油喷射与收回机构不起作用时参照。该技术结合了用于 确定飞机硬着陆的确定压力限值的存储。该技术也测量支柱液温度并调 整温度变化引起的压力畸变。
【09】消除静摩擦的现有技术方法通常要求大量能量以提升飞机 主体。另外，计算重量的算法很复杂。所需但迄今为止仍不可用的是去 除静摩擦以获得精确飞机重量与平衡的简单低能系统。以下发明满足了 这一需求。

【10】本发明提供了获得飞机有关信息的方法。飞机由多个增压 起落架支柱支承。起落架支柱在活塞与气缸间密封处有摩擦，通称为静 摩擦。静摩擦畸变内支柱压力，而其涉及起落架支柱支承的重量。
【11】该方法包括旋转活塞和气缸间的密封以减少或消除静摩擦。 本方法保持支柱的移动最小，从而减少飞机的移动，同时减少温度变化 以及各起落架支柱液的温度变化引起的压力畸变。旋转密封克服了密封 上的静摩擦并由密封上较小的动摩擦取代。旋转各起落架支柱上的密封 时，测量各起落架支柱内的压力。测量结果可与密封旋转前和/或后支柱 上的压力测量结果比较。该压力确定可用于补偿支柱静压力引起的畸变。
【12】根据本发明的另一方面，静摩擦可通过稍稍旋转密封以润 滑相邻支柱表面而减少。密封旋转一般在测量重量前进行。该旋转润滑 密封，从而减少静摩擦，进而减少静摩擦引起的压力畸变。减少静摩擦 测量过程中产生的静摩擦值将减少最终飞机重量测量中的误差。
【13】根据本发明的另一方面，飞机支柱包括活塞与气缸间的密 封，可绕活塞旋转而活塞与气缸保持固定。与飞机支柱上的常规密封相 同，密封处于气缸内，形成液密层以避免液压油的损耗。密封允许活塞 相对气缸上下移动。与飞机支柱上的常规密封不同，本发明的密封装有 可绕活塞旋转的装置。该装置可包括传动装置或传送带或与发动机的其 它接口。
【14】根据本发明的另一方面，飞机支柱装有可绕活塞旋转密封 的发动机。该发动机可为电力或液压供电。发动机可安装于各支柱的气 缸内，并包括与旋转密封的接口。根据发动机的类型，电力和/或液压线 路可包括于支柱组件内从而为发动机供电。电力和/或液压线路可包括外 接至飞机的端口，使得电动机可由外部设备控制。
【15】根据本发明的另一方面，各支柱上的发动机可相当慢的旋 转密封。这允许支柱活塞在气缸内浮于平衡状态。该平衡状态的静摩擦， 如果有，也非常小。支柱处于该平衡状态时，可测量飞机的重量，而因 支柱摩擦引起的误差非常小。
【16】根据本发明的另一方面，各起落架支柱支承的重量是根据 补偿压力确定和非悬挂重量确定的。非悬挂重量是位于起落架支柱内包 含的液体下方的飞机起落架部件重量。飞机的重量是根据各补偿重量确 定而确定的。飞机的中心可根据补偿重量确定。为支柱静摩擦引起的畸 变补偿起落架支柱压力确定的步骤还包括在根据各起落架支柱的重量确 定中运用偏移量以补偿起落架支柱的不对等静摩擦的步骤。
【17】根据本发明的另一方面，确定飞机重量的步骤在飞机正在 装载或卸载时进行。
【18】根据本发明的又一方面，确定的飞机重量补偿因风经过飞 机机翼并产生重量畸变机翼升力引起的误差。同样，确定的飞机重量补 偿因飞机上外部积冰或外部流体引起的误差。
【19】本发明也提供了确定飞机重量的方法，其中飞机由多个增 压起落架支柱支承。飞机具有与负载装置竖直对齐的入口，其中物体可 使用负载装置通过入口装载至飞机或从飞机卸载。该方法旋转各起落架 支柱上的密封以减少静摩擦而不改变支柱的竖直结构。保持入口与负载 装置竖直对齐。在旋转各起落架支柱上的密封并保持入口与负载装置竖 直对齐的步骤中，确定各起落架支柱内压力。压力的确定补偿静摩擦引 起的畸变。各起落架支柱支承的重量根据各补偿压力确定和非悬挂重量 确定。飞机的重量根据各补偿重量确定而确定。
【20】根据本发明的另一方面，负载装置可为乘客舷梯或货物舷 梯。
【21】本发明也提供了确定飞机重量的装置。飞机由多个增压起 落架支柱支承。起落架支柱存在静摩擦。静摩擦畸变内部压力，因其与 起落架支柱支承的重量有关。装置包括一批压缩液压油或电源以连接连 至发动机的液压或电力线路的端口。装置中包括控制器，为发动机供电 并旋转各飞机支柱上的密封。压力传感器被安装于各起落架支柱上以感 应其中的流体压力。飞机重量计算机连于压力传感器。飞机重量计算机 根据感应的压力确定飞机的重量。
附图说明
【22】尽管被认为新颖的本发明的特点陈述于所附权利要求中； 结合附图参照以下说明可更好的理解有关优选实施方式及其更多目标和 特点的更多细节，其中：
【23】图1是一般商用班机的下侧，三轮型起落架处于伸展位置。
【24】图2是一般商用班机起落架支柱的局部剖视图，具有密封 的活塞、O形圈密封和孔板。
【25】图3是一般商用班机处于一般机场地面支承设备附近时的 视图。
【26】图4是根据优选实施例的本发明的示意图。
【27】图5是一般飞机起落架支柱的分解示意图的侧视图，具有 本发明另一实施例的附加部件。
【28】图6是另一类型起落架支柱的分解示意图，具有本发明的 附加部件。
【29】图7是具有根据本发明部件的飞机支柱的剖视图。
【30】图8是本发明的机载计算机/控制器的示意图。

【31】现参照附图，其中相同参照数字指相同部件，参照图1，示 出了一般商用班机1，具有三轮起落架结构，包括前起落架3、左舷主起 落架5和右舷主起落架7。
【32】现参照图2，示出了各常规商用起落架3、5、7(图1)， 包括一油压型减震支柱8，后文称为“支柱”，共同支承轮胎12上的飞 机重量，以及内部缓冲流体，也吸收着陆的震动。在商用支柱8中，流 体包括液压油体(后文称为液压油15)和氮气17。各支柱内包括锻造的 钢活塞9以及缓冲支柱压缩运动的孔板13。O形圈密封11用于保持液压 油15和压缩氮气17处于支柱气缸内。支柱8可通过氮气入口阀19外部 增压。液压油也可通过阀19进入。
【33】现参照图3，示出了起落架支柱8支承的一般商用班机1。 起落架支柱8在重量增加时压缩2或在重量从班机1上移除时伸展2。班 机1附近或周围为一般机场地面支承设备如乘客空桥6延伸至班机乘客 舱门16的乘客登机道4。空桥舷梯18位于班机主机舱地板35与乘客空 桥6之间的缝隙上，限制班机1除稍向上或稍向下外的所有移动。班机1 大幅上下移动可造成班机1和空桥6严重损坏。机动行李传送带臂23也 延伸至班机1的下行李舱24中。班机1大幅上下移动可造成班机1和机 动行李传送带23严重损坏。
【34】现参照图4，示出了本发明所述连接部件的示意图，其中“n” 指用于前起落架的本发明部件，“p”指用于左舷起落架的本发明部件， 以及“s”指用于右舷起落架的本发明部件。前起落架3以及左舷主起落 架5和右舷主起落架7支承飞机的重量于液压油和压缩氮气的缓冲上。
压力传感器组件31n、31p和31s测量并经线束21n、21p和21s传输各重 量支承支柱的内部支柱压力信号至机载计算机/控制器25。系统由现有飞 机电源27供电。各种计算结果和信息经线束22传输至飞机座舱或货舱 显示器29。
【35】现参照图5，示出了压力传感器组件31n、31p和31s实施 例的详细视图，其中一般商用班机支柱8结合有经接头19连至各支柱的 下增压阀65。拆除增压阀65以有助于安装T形接头33。压力传感器45 连至T形接头33。阀65连至T形接头33的另一端。有关支柱8支承重 量的压力信号经线束21被发送至计算机/控制器25(图4)。
【36】现参照图6，示出了压力传感器组件31n、31p和31s实施 例的另一详细视图，其中支柱8的另一视图结合有经接头19连至各支柱 的上增压阀65。拆除增压阀65以有助于安装T形接头33。压力传感器 45连至T形接头33。有关支柱8支承重量的压力信号经线束21被发送 至计算机/控制器25(图4)。
【37】现参照图7，示出了包括优选实施例的元件的班机起落架支 柱102。支柱的气缸104具有增压液压油并连至飞机的机身。支柱的活塞 106伸入气缸，活塞顶部108朝向液压油。活塞底部110连至飞机起落架。 飞机，从而“浮”于活塞与气缸间的增压液压油层上，其中依靠传感器 45监控压力。图7所示支柱可指前起落架或任何主起落架组件。
【38】优选实施例的气缸和活塞间的支柱密封可绕活塞旋转而不 移动活塞或气缸。密封位置靠近气缸下端。在正常使用中，活塞穿过密 封滑动，卸载时上升，负载时下降。活塞在气缸内上升下降时活塞可为 液密，以使液压油不会从支柱泄漏。密封在旋转时也可为液密。密封的 旋转用于减少气缸与活塞间的静摩擦，从而减少支柱的静摩擦。在图7 所示优选实施例中，密封载体112使内O形圈114紧靠活塞106并使外 O形圈116紧靠气缸。
【39】优选实施例的旋转支柱密封具有与发动机120相互作用的 接口118。图7所示接口仅为一槽。发动机的旋转部分可合适地置于槽内， 通过密封和电动机的摩擦旋转密封。其它接口可包括槽口或齿以配合连 于发动机的齿轮。同样，可将履带绕在旋转密封上并连至发动机。履带 可合适地置于密封上的槽口内或以其它方法配合。同样，履带可包括齿 或槽口以配合密封和发动机的相应结构。
【40】优选实施例的发动机可连至气缸上，或安装于气缸内，如 图7所示。发动机可为电力或液压供电。在优选实施例中，发动机的电 力或液压可由飞机提供。同样，发动机的控制器也可位于飞机内。可位 于座舱中或一般飞机的各种服务控制面板的任一面板上。或者，电力或 液压动力以及控制器可由独立装置提供。该装置可位于可推上起落架系 统的服务车中。此时，起落架支柱也可包括电力、液压和/或控制信号端 口。另外，飞机可同时配有记载控制器和动力系统以及外部动力和控制 系统端口。
【41】为使用本发明获得飞机的准确重量，旋转各起落架上的密 封以消除或减少静摩擦。可为各支柱上的发动机提供动力以绕活塞旋转 密封。发动机可调整以相当慢的旋转密封。这使得活塞浮于平衡状态， 其中静摩擦减小。可在密封旋转之前、之后以及其间进行压力测量以计 算飞机的重量与平衡并减少或消除因静摩擦引起的误差。
【42】现参照图8，示出了计算机/控制器25，其中n指用于前起 落架的本发明部件，p指用于左舷起落架的本发明部件，以及s指用于右 舷起落架的本发明部件。压力输入信号经前线束21n、左舷线束21p和右 舷线束21s传输至计算机/控制器25。计算机/控制器25经线束77从一般 外部安装方向风速指示器接收变化的风速和风向信息，允许风速调整程 序76通过与风速风向相比预先测量的重量误差纠正确定的飞机重量。进 行风速纠正的一方法是通过将飞机置于大型涡轮螺桨飞机如军用C-130 的发动机螺旋桨气流后。单个或多个C-130飞机可通过增加的发动机推 力产生外部风洞。在不同风速下测量飞机重量和重心时，风速指示器置 于飞机机翼的翼尖。重量和重心的测量结果与各种测量的风速关联并存 储于风速调整程序76中。飞机旋转15度，再次将重量与重心测量结果 与以不同角度穿过飞机的各种风速关联。以15度增量旋转飞机一整圈以 测量各个方向风速的影响。在飞机内放置各种重物以确定风速调整是在 潜在飞机起飞重量最大的情况下测量的。偏移量可用于使用风速调整程 序76纠正重量测量结果。
【43】计算机/控制器25也可经线束79从一般飞机倾斜传感器接 收飞机倾斜信息。飞机倾斜补偿程序78纠正确定的飞机重量因飞机不水 平引起的误差。支柱静摩擦、毛重、重心以及倾斜补偿的计算通过计算 机/控制器25执行，之后经线速22传输至显示器29(图4)。
【44】为确定飞机的总重，三轮起落架结构中，须求解以下公式
Wt80：
Wn+Wp+Ws＝Wt(80)
其中：
Wn是前支柱支承的重量，
Wp是左舷支柱支承的重量，
Ws是右舷支柱支承的重量，以及
Wt是飞机的总重。
确定Wn81、Wp82和Ws83的一方法是求解：
[Pn乘以SAn]+Un＝Wn(81)
[Pp乘以SAp]+Up＝Wp(82)
[Ps乘以SAs]+Us＝Ws(83)
其中：
Pn是前支柱内的压力值，
Pp是左舷支柱内的压力值，
Ps是右舷支柱内的压力值，
SAn是前支柱的负载支承面面积，
SAp是左舷支柱的负载支承面面积，
SAs是右舷支柱的负载支承面面积，
Un是前支柱的非悬挂重量，
Up是左舷支柱的非悬挂重量，
Us是右舷支柱的非悬挂重量，以及
Wn是前支柱支承的重量，
Wp是左舷支柱支承的重量，
Ws是右舷支柱支承的重量，
【45】Wt、Wn、Wp和Ws的公式在各软件程序80、81、82和 83(也参见图13)中分别求解。
【46】确定Pn、Pp和Ps的值：这些值通过各支柱压力传感器45 (图5)测量。
【47】确定SAn、SAp和SAs的值：这些值可从飞机支柱制造商 处获得。
【48】确定Un、Up和Us的值：这些非悬挂重量值可从飞机支柱 制造商处获得。这些值是不位于上方并由液压油和压缩氮气支承的各支 柱部件的重量。这些非悬挂重量值包括论坛、轴、制动器、液压油等重 量。
【49】为计算飞机的重心(CG)，须求解以下公式CG85：
{[Wn乘以nl]+[(Wp+Ws)乘以ml]}除以Wt＝CG(85)
其中：
Wn是前支柱支承的重量，
Wp是左舷支柱支承的重量，
Ws是右舷支柱支承的重量，
Wt是飞机的总重，
nl是前支柱的定位，
ml是左舷和右舷主支柱的定位，以及
CG是飞机的重心。
确定飞机CG的公式由软件程序85求解。
【50】不考虑特定飞机的负载结构，nl和ml为已知常数；Wn、 Wp、Ws和Wt是通过求解确定飞机的总重的公式80-83得到的值。
【51】可选用附加计算机/控制器86指示畸变机翼升力的积冰以及 因畸变引起的飞机重量变化。立方英尺的冰的重量作为参照存储于程序 的存储器中(该重量等于12平方英尺的冰乘1英寸厚度或48平方英尺 的冰乘1/4厚度等)。确定其上可积冰的特定飞机的总外表面平方尺寸并 也存储于程序的永久存储器中。或者由飞机构造商提供有关冰厚度的表 作为该特定飞机的增重函数。一旦飞机装载完成，且已执行所有除冰程 序，飞行员可在程序内保存飞机的当前“净负载重量”。如果起飞延迟 使得飞机等待并使外表面重新积冰，积冰可实时指示，因本发明中所示 重量增加。飞行员可在飞行前随时调出“净负载重量”并将其与现有重 量进行比较，减去任何燃料燃烧。向飞机喷洒除冰液时，飞机重量与除 冰液重量成正比增加。可测量并存储用于特定类型飞机除冰的除冰液的 平均体积重量于除冰程序87中。可执行与“除冰”程序87所述相似的 程序以产生测量并偏移飞机外表面积水重量的“雨重”程序90。除冰液 为厚凝胶状，而水不是。飞机外表面积水的重量小于除冰液。飞机接近 起飞速度时，飞机上的水或除冰液和残冰及其重量将被吹离飞机，使得 飞机轻于原始测量值。飞行员可通过执行除冰程序87，或者如果天气条 件要求，通过执行“雨重”程序90，适当下调测量的飞机重量。独立计 算机/控制器25可用作飞机外便携系统。
相关申请
【01】本申请基于2005年3月30日提交的临时申请第60/667,723 号。