Rotating seal for static friction suppression of hydraulic strut

本出願は、２００５年３月３０日提出の仮出願第６０／６６７，７２３号に基づくものである。
本発明は、航空機のストラットの荷重を決定することに関する。

航空機の飛行における重要な２つの要素は、その航空機の重量とバランスである。 これは、離陸速度で翼が航空機の重量を持ち上げるだけの十分な揚力（lift）を発生することを保証する。 等しく重要な考えるべき要素は、トリム調整により補正することができるよう、航空機が適切なバランス（重心）にあるか否か又は許容限度内にあるか否かである。

航空機の重量は、複数の折り畳み式の着陸装置（ランディングギア）ストラットによって支持される。 これらランディングギアストラットは、与圧された液圧流体及び窒素ガスを含む。 各ランディングギアストラット内の圧力は、ランディングギアストラットが支持する重量に関連する。 ランディングギアストラット内で複数のＯリングシールが、各ランディングギアストラット内に含まれる液圧流体及び圧縮窒素ガスを保持するために使用されている。 Ｏリングによる圧縮窒素ガス及び液圧流体の保持は、Ｏリングがランディングギアストラットのシリンダ壁を上下移動するときに、これらシールが維持する極度の摩擦（friction）による。 この摩擦（航空機のストラット業界では「静止摩擦（stiction）」と定義される）は、ランディングギアストラットの衝撃吸収特性を改善する一方で、ランディングギアストラットの内圧を歪ませる。 これら圧力はランディングギアストラットが支持する重量に関連する。 航空機の重量を正確に決定するため、これらランディングギアストラット内の静止摩擦に起因した歪んだ圧力の表示を修正するような補正が必要である。

総重量及び重心を測定する従前のシステムは、周知且つ書類に記載されている。 米国特許第３，５１３，３００号（イルフェンバイン）、米国特許第３，５８１，８３６号（セガダール）、米国特許第５，５２１，８２７号（リンドバーグ等）、及び米国特許第５，２１４，５８６号，第５，５４８，５１７号及び第６，２９３，１４１号（ナンス）を参照することができる。

米国特許第３，５１３，３００号（イルフェンバイン）は、航空機の重量とランディングギアストラット内の圧力との間の関係を特定した。 イルフェンバインは、ランディングギアストラットの圧力を測定し、これを支持する重量に関連付けることを先駆けて行った。 イルフェンバインの先行技術は、ストラット静止摩擦により生じるランディングギアストラットの圧力の歪みを補正するものではない。

米国特許第５，５２１，８２７号（リンドバーグ等）は、ランディングギアストラット内の圧力と航空機の重量との直接の関係における誤差を生じる要素としての、摩擦の特定についてセガダール及びナンス（以下に記載）の先行技術を継続させている。 リンドバーグは、各ランディングギアストラットをほとんど完全な展開まで引き上げる複数の液圧流体注入の実施と、各ランディングギアストラットをほとんど完全な落とし込みまで降ろす複数の液圧流体回収の実施を教示する。 航空機を２−３フィートも上げたり下げたりする、これら極端な上下の動きが、セガダールにより教示された先行技術での潜在的な誤差にいくらかの軽減を提供するが、このような極端な航空機の動きは、航空機ドア近傍の浮いた状態の乗客用「搭乗橋（ジェットブリッジ）」及び航空機の各貨物室へ直接延びる荷物積み込み用運搬ベルトを使用する、今日の航空機の荷積み（ローディング）手順と相容れない。 航空機の荷積み過程でリンドバーグの実施が使用されると、極端な航空機の動きは航空機に重大な損傷を与え又は乗客を傷つけうる。

ナンスの技術（米国特許第５，２１４，５８６号及び米国特許第５，５４８，５１７号）はとりわけ、ストラットシールの摩擦により生じる圧力歪みを測定し、そして、液圧流体注入及び回収機構が作動しないときに将来の参照のためにその情報を保存する。 この技術は、航空機の硬着陸（ハードランディング）の決定に使用される規定圧力制限の保存を組み入れている。 また、この技術は、ストラット流体温度を測定し、温度変化により生じる圧力歪みを調節する。

静止摩擦を取除くための先行技術の方法は、しばしば航空機本体を持ち上げる大きなエネルギーを必要とする。 さらに、重量を計算するためのアルゴリズムが複雑である。 必要とされこれまでできなかったことは、静止摩擦を取除いて航空機の正確な重量及びバランスを取得するための、簡単で低エネルギーなシステムである。 以下の本発明は、この必要性に合致する。

本発明は、航空機についての情報を取得する方法を提供する。 航空機は、加圧された複数のランディングギアストラットにより支持される。 ランディングギアストラットは、ピストンとシリンダとの間のシールに摩擦が認められ、これはしばしば静止摩擦と呼ばれる。 内部ストラット圧力はランディングギアストラットにより支持される重量に関連するが、この静止摩擦は内部ストラット圧力を歪め誤って伝える。

この方法は、ピストンとシリンダとの間のシールを回転させ、静止摩擦を低減又は排除する工程を有する。 この方法は、ストラットの動きを最小に保ち、これにより、航空機の動きを最小化し、また、各ランディングギアストラットの流体の温度変化により生じる温度変化及び圧力歪みを最小化する。 シールを回転する工程は、シールへの静止摩擦を克服し、シールへの大幅に小さい動摩擦に差し替える。 各ランディングギアストラットでシールを回転する間、各ランディングギアストラット内の圧力を測定する。 この測定結果は、シールの回転の前及び／又は後のストラットの圧力測定結果と比較することができる。 これら圧力測定結果は、ストラット静止摩擦により生じる歪みを補正するのに使用される。

本発明の他の態様によれば、シールをわずかに回転して隣接するストラット表面を潤滑することにより、静止摩擦を低減することができる。 このシール回転は、典型的には、重量測定が行われる前に行う。 このような回転はシールを潤滑し、これにより静止摩擦を低減し、静止摩擦により生じる圧力歪みを低減する。 静止摩擦測定処理中、静止摩擦を低減する工程は、最終的な航空機重量測定結果の誤差を低減する。

本発明の他の態様によれば、航空機のストラットは、ピストンとシリンダとの間にシールを含み、シールはピストンとシリンダが取り付けられた状態でピストン回りに回転されるように構成されている。 このシールは、航空機のストラットの在来のシールのように、シリンダ内に収容され、液圧流体の漏れを防止するために流体密封障壁を形成する。 シールは、シリンダに対するピストンの上下運動を許容する。 本発明のシールは、航空機のストラットの在来のシールと異なり、ピストン回りに回転させる手段を装備する。 このような手段は、ギヤ，ベルト又はモータとの他のインターフェースを含んでいてもよい。

本発明の他の態様によれば、航空機のストラットは、ピストン回りにシールを回転させるように構成されたモータを装備する。 このようなモータは、電気的又は液圧的に動力の供給を受けることができる。 モータは、各ストラットのシリンダ内に取り付けることができ、回転するシールとのインターフェースを含む。 モータのタイプに応じて、電気及び／又は液圧ラインは、モータに動力を供給するため、ストラット組立体に含まれる。 これら電気及び／又は液圧ラインは、モータを外部装置により制御することができるように、航空機の外部へのポートを含んでいてもよい。

本発明の他の態様によれば、各ストラットのモータは、シールをかなり低速で回転させるように構成することができる。 これにより、シリンダ内での釣り合い状態にストラットピストンを浮かせることができる。 釣り合い状態では、あったとしても非常にわずかな静止摩擦を有する。 ストラットがこの釣り合い状態にあるとき、航空機の重量を、非常に小さなストラット摩擦起因誤差で測定することができる。

本発明の他の態様によれば、各ランディングギアストラットにより支持された重量は、補正された圧力測定結果及びばね下重量から決定される。 ばね下重量は、ランディングギアストラット内に収容された流体の下に配置された航空機のランディングギア部品の重量である。 航空機の重量は、各補正された重量測定結果から決定される。 航空機の重心は、補正された重量から決定することができる。 ストラット静止摩擦により生じた歪みのため、ランディングギアストラットの圧力測定結果を補正する工程は、さらに、各ランディングギアストラットからの重量測定結果にオフセットを与え、ランディングギアストラットの任意の非対称な静止摩擦を補正する工程を含む。

本発明の他の態様によれば、航空機の重量を決定する工程は、航空機が荷積みされ又は荷積みされていないときに実行される。

本発明のさらに他の態様によれば、決定された航空機の重量は、航空機の翼を横切り且つ重量を歪ませる翼の浮力を生じる風によって生起される誤差が補正される。 また、決定された航空機の重量は、航空機への外部氷蓄積又は外部流体により生起される誤差が補正される。

また、本発明は、加圧された複数のランディングギアストラットにより支持された航空機の重量を決定する方法を提供する。 航空機は、搭載装置と鉛直方向に位置決めされた入口部を有し、物体は搭載装置を使用して入口部から航空機内外へ搭載することができる。 この方法は、ストラットの鉛直方向構成を変更することなしで静止摩擦を低減するように、各ランディングギアストラットでシールを回転させる。 搭載装置と入口部との鉛直方向の配置は維持される。 各ランディングギアストラットでシールを回転させ、搭載装置と入口部との配置を維持する工程の間、各ランディングギアストラット内の圧力が決定される。 これらの圧力決定は、静止摩擦により生じた歪みを補正する。 各ランディングギアストラットにより支持された重量は、それぞれの補正された圧力測定結果及びばね下重量から決定される。 航空機の重量は、それぞれの補正された重量測定結果から決定される。

本発明の他の態様によれば、搭載装置は、乗客ランプ又は貨物ランプとすることができる。

また、本発明は、航空機の重量を決定するための装置を提供する。 航空機は、複数の加圧されたランディングギアストラットにより支持される。 ランディングギアストラットは静止摩擦を受ける。 内部圧力はランディングギアストラットにより支持された重量に関連するが、静止摩擦は内部圧力を歪ませる。 この装置は、モータの液圧又は電気ラインに連結されたポートに連結するための、加圧液圧流体源又は電源を含む。 コントローラは、モータに動力を供給し且つ航空機の各ストラットでシールを回転させる装置に含まれる。 圧力センサが、内部の流体の圧力を検出するように、各ランディングギアストラットに取り付けられる。 航空機の重量コンピュータが、圧力センサに接続される。 航空機の重量コンピュータは、検出した圧力から航空機の重量を決定する。

新規である本発明の特徴は、特許請求の範囲に表現されているが、好ましい例及びさらなる目的及び特徴についてのさらなる詳細は、添付図面と関連されるとき、以下の詳細な説明の参照により最も容易に理解されるだろう。

図面を参照すると、いくつかの図面及び特に図１を通じて、参照符号が対応する部分に割り当てられており、前脚３，左主脚５及び右主脚７からなる三輪のランディングギア構成を有する典型的な商用航空機１が示されている。

図２を参照すると、後に「ストラット」と呼ばれ、そのタイヤ１２と共に航空機の重量を支持する１つのオレオ型のショックストラット８と、着陸の衝撃を吸収する内部の流体のクッションとを有する、在来商用の各ランディングギア３，５，７（図１）が示されている。 商用のストラット８では、流体は、液圧液体（ここでは液圧流体１５という）及び窒素ガス１７を含む。 内部には、各ストラットは、ストラット圧縮動作を抑制するオリフィス孔１４を有するオリフィスプレート１３を備えた鍛鋼ピストン９を含む。 Ｏリングシール１１は、ストラットシリンダ内側の液圧流体１５及び圧縮窒素ガス１７を保持するのに役立つ。 ストラット８は、窒素ガスアクセス弁１９を通して外部から与圧することができる。 液圧流体は、同様に弁１９を通してアクセスすることができる。

図３を参照すると、ランディングギアストラット８によって支持された典型的な商用の航空機１が示されている。 ランディングギアストラット８は、重量が増すと縮み（２）、また、航空機１から重量が取除かれると延びる（２）。 航空機１の付近及び周囲には、航空機乗客ハッチ１６まで延びる乗客搭乗橋６を有する乗客搭乗路４のような、典型的な航空機地上補助装置がある。 搭乗橋１８は、航空機の主客室フロア３５と乗客搭乗橋６との間の隙間上に配置され、航空機１の非常にわずかな上方運動及び下方運動以外を制限する。 航空機１の極端な上方運動及び下方運動は、航空機１及び搭乗橋６に重大な損傷を生じさせうる。 また、電動荷物運搬ベルトアーム２３は、航空機１の下方貨物室２４内に延びる。 航空機１の極端な上方運動及び下方運動は、航空機１及び電動荷物運搬ベルトアーム２３に重大な損傷を生じさせうる。

図４を参照すると、連結する部品を説明する本発明の概略図が示されている。 ここでは、「ｎ」は前脚に専用の本発明の部品を表し、「ｐ」は左主脚に専用の本発明の部品を表し、「ｓ」は右主脚に専用の本発明の部品を表す。 前脚３は、左主脚５及び右主脚７と共に、液圧流体及び圧縮窒素ガスのクッションで、航空機の重量を支持する。 重量を支持する各ストラットからのストラット内部圧力信号は、圧力センサ組立体３１ｎ，３１ｐ，３１ｓで測定され、ワイヤハーネス２１ｎ，２１ｐ，２１ｓを介して機内搭載のコンピュータ／コントローラ２５に送信される。 このシステムは、既存の航空機電源２７により給電される。 種々の計算及び情報は、ワイヤハーネス２２を介して航空機操縦室又は貨物室のディスプレイ２９に送信される。

図５を参照すると、圧力センサ組立体３１ｎ，３１ｐ，３１ｓの実施形態の詳細図が示されている。 ここでは、典型的な商用航空機のストラット８は、フィッティング１９を介して各ストラットに取り付けられた下側の圧力弁６５を組み入れる。 圧力弁６５は取り外されて、Ｔフィッティング３３の取り付けを容易にする。 圧力センサ４５は、Ｔフィッティング３３に連結される。 弁６５は、Ｔフィッティング３３の他のポートに連結される。 ストラット８により支持された重量に関する圧力信号が、ワイヤハーネス２１を介してコンピュータ／コントローラ２５（図４）に送信される。

図６を参照すると、圧力センサ組立体３１ｎ，３１ｐ，３１ｓの実施形態の他の詳細図が示されている。 ここでは、フィッティング１９を介して各ストラットに取り付けられた上端の圧力弁６５を組み入れるストラット８の他の図である。 圧力弁６５は取り外されて、Ｔフィッティング３３の取り付けを容易にする。 圧力センサ４５は、Ｔフィッティング３３に連結される。 ストラット８により支持された重量に関する圧力信号が、ワイヤハーネス２１を介してコンピュータ／コントローラ２５（図４）に送信される。

図７を参照すると、好ましい実施形態の要素を有する航空機ランディングギアストラット１０２が示されている。 ストラットのシリンダ１０４は、加圧された液圧流体を保持し、航空機本体に連結されている。 ストラットのピストン１０６は、シリンダ内に延びており、ピストンの上端１０８で液圧流体に対して開口している。 ピストンの下端１１０は、航空機のランディングギアに連結されている。 これにより、航空機は、ピストンとシリンダとの間の加圧された液圧流体インターフェースで「浮上」しており、ここではセンサ４５が圧力を監視するのに頼りになる。 図７に描かれたストラットは、前脚又は主脚組立体を任意に表すことができる。

好ましい実施形態のシリンダとピストンとの間のストラットシールは、ピストン又はシリンダのいずれもが動くことなしにピストン回りに回転するようになっている。 シールは、シリンダの下端近くに収容されている。 通常の使用中、荷重が取り除かれたときシールが上昇し、荷重が搭載されたときシールが下降するように、ピストンはシールを横切ってスライドする。 シールは、ピストンがシリンダ内で上昇及び下降する間、液圧流体がストラットから漏れないように流体密封となっている。 また、シールは、回転中も流体密封となっている。 シールの回転は、シリンダとピストンとの間の摩擦を低減するのに役立ち、これにより、ストラットでの静止摩擦が低減される。 図７で説明される好ましい実施形態では、シールキャリア１１２は、ピストン１０６に接触するように内部Ｏリング１１４を配置し、シリンダに接触するように外部Ｏリング１１６を配置する。

好ましい実施形態の回転するストラットシールは、モータ１２０との相互作用のためのインターフェース１１８を有する。 図７に描かれたインターフェースは、単純なスロットである。 モータの回転部分は、このスロットに嵌め込まれ、シールとモータとの間の摩擦によりシールを回転させる。 他のインターフェースは、モータに取り付けられたギヤと係合するための刻み目又は歯を含んでいてもよい。 同様に、ベルトが回転シールの周りに取り付けられ、モータに連結してもよい。 このベルトは、シールの刻み目内に嵌り込んでもよいし、他の方法であってもよい。 同様に、ベルトは、シール及びモータの対応する構造と係合するように、歯又は刻み目を含んでいてもよい。

好ましい実施形態のモータは、シリンダ上に取り付けられるか、図７に示すようにシリンダ内に取り付けられてもよい。 モータは、電気的又は液圧的に動力を供給されてもよい。 好ましい実施形態では、モータのための電力又は液圧は、航空機により供給されてもよい。 また同様に、モータに対する制御部は、航空機内にあってもよい。 制御部は、操縦室又は典型的な航空機の種々のサービス制御パネルの１つに配置されていてもよい。 他には、電力又は液圧力及び制御部は、分離した装置により提供されてもよい。 この装置は、ランディングギアスシステムまで押して来られるサービスカートに配置されていてもよい。 この場合、ランディングギアストラットは、電力，液圧流体及び／又は制御信号のためのポートを含む。 加えて、航空機が、搭載された制御部及びパワーシステムと、外部パワーと制御システムのための入口部と、の両方を備えていてもよい。

本発明を使用して航空機の正確な重量を取得するため、各ランディングギアストラットのシールは、静止摩擦を取り除く又は低減するために回転される。 各ストラットのモータは、ピストン回りにシールを回転させるために駆動される。 モータは、かなり低速でシールを回転するようにギヤが噛合わされる。 これにより、ピストンは、静止摩擦が低減された釣り合い状態に浮かされる。 シールの回転前，回転後，及び回転中に、圧力測定を行って、航空機の重量及びバランスを計算し、静止摩擦による誤差を低減又は取り除いてもよい。

図８を参照すると、コンピュータ／コントローラ２５が示されている。 ここで、「ｎ」は前脚に専用の本発明の部品を表し、「ｐ」は左主脚に専用の本発明の部品を表し、「ｓ」は右主脚に専用の本発明の部品を表している。 圧力入力信号は、前脚ワイヤハーネス２１ｎ，左主脚ワイヤハーネス２１ｐ，右主脚ワイヤハーネス２１ｓを介して、コンピュータ／コントローラ２５に送信される。 コンピュータ／コントローラ２５は、変化する風速及び風向情報を、ワイヤハーネス７７を介して外部に取り付けられた典型的な方向風速指示器から受取り、風調節プログラム７６により、風速及び風向と比較して事前に測定された重量誤差により、決定した航空機の重量を補正することができる。 風速及び風向の補正は、風調節プログラムに保存されている。 風速補正を構築する方法は、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プロップブラストの後方に航空機を配置することによる。 単機又は複数機のＣ−１３０は、エンジンスラストを増加することにより、外部風洞を生成する。 航空機の重量及び重心測定が種々の風速で行われるとき、風速指示器は航空機の翼端に配置される。 これら重量及び重心の測定結果は、種々の測定された風速と関連付けられ、風速調節プログラム７６に保存される。 航空機は１５度回転され、重量及び重心測定は、今度は異なる角度で航空機を横切る種々の風速と再度関連付けられる。 航空機は、１５度ずつ完全に一周回転され、すべての方向からの風の影響を測定する。 風速調節が可能性のある全航空機離陸重量にわたって測定されることを保証するため、種々の重量が航空機内に配置される。 これら保存された値は、特定の風速及び風向のオフセットのために参照することができる。 このオフセットは、風調節プログラム７６を用いて重量測定結果を補正するのに使用することができる。

また、コンピュータ／コントローラ２５は、航空機の傾斜情報をワイヤハーネス７９を介して典型的な航空機傾斜センサから受取る。 航空機傾斜補正プログラム７８が、航空機が水平でないことにより生じる誤差について決定された航空機の重量を補正する。 ストラット静止摩擦，総重量，重心及び傾斜補正の計算は、コンピュータ／コントローラ２５により実行され、そして、ワイヤハーネス２２を介してディスプレイ２９（図４）に送信される。

三輪ランディングギア構成の航空機の総重量を決定するため、以下の式Ｗｔ８０を解かなければならない。
Ｗｎ＋Ｗｐ＋Ｗｓ＝Ｗｔ（８０）
ここで、Ｗｎは前脚ストラットにより支持された重量、Ｗｐは左主脚ストラットにより支持された重量、Ｗｓは右主脚ストラットにより支持された重量、Ｗｔは航空機の総重量である。

Ｗｎ８１，Ｗｐ８２及びＷｓ８３の値を決定するための１つの方法は、以下を解くことである。
［Ｐｎ×ＳＡｎ］＋Ｕｎ＝Ｗｎ（８１）
［Ｐｐ×ＳＡｐ］＋Ｕｐ＝Ｗｐ（８２）
［Ｐｓ×ＳＡｓ］＋Ｕｓ＝Ｗｓ（８３）
ここで、Ｐｎは前脚ストラット内の圧力、Ｐｐは左主脚ストラット内の圧力、Ｐｓは右主脚ストラット内の圧力、ＳＡｎは前脚ストラットの荷重を支持する表面積、ＳＡｐは左主脚ストラットの荷重を支持する表面積、ＳＡｓは右主脚ストラットの荷重を支持する表面積、Ｕｎは前脚のばね下重量、Ｕｐは左主脚のばね下重量、Ｕｓは右主脚のばね下重量、Ｗｎは前脚により支持された重量、Ｗｐは左主脚により支持された重量、Ｗｓは右主脚により支持された重量である。

式Ｗｔ，Ｗｎ，Ｗｐ及びＷｓは、それぞれソフトウェアプログラム８０，８１，８２及び８３により解かれる（図１３も参照）。

Ｐｎ，Ｐｐ及びＰｓの値を決定するため、これらの値は各ストラット圧力センサ４５（図５）により測定される。

ＳＡｎ，ＳＡｐ及びＳＡｓの値を決定するため、これらの値は航空機のストラット製造会社から入手される。

Ｕｎ，Ｕｐ及びＵｓの値を決定するため、これらのばね下重量値は、航空機のストラット製造会社から入手される、これらの値は、液圧流体及び圧縮窒素ガスの上に配置されず、液圧流体及び圧縮窒素ガスにより支持されない、それぞれのストラット部品の重量である。 これらばね下重量値は、タイヤ，アクセル，ブレーキ，液圧流体等を含む。

航空機の重心（ＣＧ）を決定するため、次式ＣＧ８５を解かなければならない。
｛［Ｗｎ×ｎｌ］＋［Ｗｐ＋Ｗｓ］×ｍｌ｝／Ｗｔ＝ＣＧ（８５）
ここで、Ｗｎは前脚ストラットにより支持された重量、Ｗｐは左主脚ストラットにより支持された重量、Ｗｓは右主脚ストラットにより支持された重量、Ｗｔは航空機の総重量、ｎｌは前脚ストラットの位置、ｍｌは左主脚ストラット及び右主脚ストラットの位置、ＣＧは航空機の重心である。

航空機ＣＧを決定するための式は、ソフトウェア８５により解かれる。

特定の航空機の荷重配置にかかわらず、ｎｌ及びｍｌは既知の定数であり、Ｗｎ，Ｗｐ，Ｗｓ及びＷｔは航空機の総重量を決定するための式８０−８３の解から与えられる値である。

付加的なコンピュータ／コントローラ８６は、翼の浮き上がりを歪ませる氷蓄積並びに氷蓄積による航空機重量の変化を指示するが、選択肢として利用可能である。 参考として、１立方フィートの氷の重量がこのプログラムのメモリに保存される（この重量は、１２平方フィートで１インチ厚さの氷又は４８平方フィートで１／４インチ厚さの氷等に等しい）。 氷が蓄積することができる特定の航空機の総外部面積（平方フィート）が決定され、また、このプログラムの固定記憶に保存される。 変形例として、特定の航空機での重量増に応じた氷の厚さに関連する表が、航空機製造会社から供給されてもよい。 一旦、航空機の積載が完了し、且つ、すべての除氷手順が実施されると、操縦士は、このプログラム内で航空機の現在の「クリーンな搭載荷重」を保存する。 離陸遅延が航空機を待機させ、氷の再蓄積が外部表面領域に堆積される場合、これらの蓄積が本発明で示される付加重量に関連するので、これらをリアルタイムで指示することができる。 操縦士は「クリーンな搭載荷重」を呼び出し、いくらかの燃料が燃焼された離陸前の任意の時にこれを現在の重量と比較することができる。 航空機に除氷液が散布されると、航空機重量は、その除氷液の重量に正比例して増加する。 「除氷」プログラム８７で記載されたのと同様の手順が実施され、航空機の外部表面の水蓄積の重量を測定及びオフセットするための「雨重量」プログラム９０を生成する。 除氷液は、水がないところでは厚いゲルの形態となる。 航空機の外部表面の水蓄積の重量は、除氷液の重量未満である。 航空機が離陸速度に近づくと、水又は除氷液と航空機に残った氷並びにこれらの重量は、航空機から吹き飛び、元々測定されたのよりも航空機は軽くなる。 操縦士は、除氷プログラム８７、または天候が決定する場合「雨重量」プログラムの実行により、航空機の測定重量を適切に下方調節することができる。 取外されたコンピュータ／コントローラ２５は、航空機外の携帯用システムとして使用することができる。

延びた位置での三輪型のランディングギアを有する典型的な商用航空機の下部の図である。

取り囲まれたピストン，Ｏリング及びオリフィスプレートを有する典型的な商用航空機のランディングギアストラットの部分断面正面図である。

典型的な空港地上補助装置の近くの典型的な商用航空機の図である。

本発明による好ましい実施形態の概略図である。

本発明による他の実施形態の付属部品と共に示された典型的な商用ランディングギアストラットの分解図である。

本発明の付属部品を伴う他のタイプのランディングギアストラットの分解図である。

本発明による部品を有する航空機ストラットの断面図である。

本発明の搭載コンピュータ／コントローラの概略図である。

符号の説明

１ 航空機 ３ 前脚 ５ 左主脚 ７ 右主脚 ８ ランディングギアストラット ９ ピストン１１ Ｏリングシール１２ タイヤ１３ オリフィスプレート１５ 液圧流体１７ 窒素ガス１９ アクセス弁２５ コンピュータ／コントローラ２７ 航空機電源２９ ディスプレイ３１ｎ，３１ｐ，３１ｓ 圧力センサ組立体４５ 圧力センサ７６ 風調節プログラム７８ 航空機傾斜補正プログラム８６ コンピュータ／コントローラ８７ 除氷プログラム１０２ ランディングギアストラット１０４ シリンダ１０６ ピストン１１２ シールキャリア１１４ 内部Ｏリング１１６ 外部Ｏリング１１８ インターフェース１２０ モータ