PatentDe  


Dokumentenidentifikation DE69312687T2 26.02.1998
EP-Veröffentlichungsnummer 0625260
Titel ANZEIGER VON GEWICHT UND SCHWERPUNKT VON FLUGZEUGEN
Anmelder Nance, C. Kirk, Arlington, Tex., US
Erfinder Nance, C. Kirk, Arlington, Tex., US
Vertreter derzeit kein Vertreter bestellt
DE-Aktenzeichen 69312687
Vertragsstaaten AT, CH, DE, ES, FR, GB, GR, IT, LI, NL, SE
Sprache des Dokument En
EP-Anmeldetag 03.02.1993
EP-Aktenzeichen 939058020
WO-Anmeldetag 03.02.1993
PCT-Aktenzeichen US9301047
WO-Veröffentlichungsnummer 9316359
WO-Veröffentlichungsdatum 19.08.1993
EP-Offenlegungsdatum 23.11.1994
EP date of grant 30.07.1997
Veröffentlichungstag im Patentblatt 26.02.1998
IPC-Hauptklasse G01G 9/00
IPC-Nebenklasse G01G 19/07   G01M 1/12   G01K 5/32   G01L 19/04   

Beschreibung[de]
HINTERGRUND DER ERFINDUNG

Zwei kritische Faktoren bei dem Flug jedes Fluggeräts oder Flugzeuges sind das Gewicht und das Gleichgewicht des Fluggeräts oder Flugzeuges. Ein Flugzeughersteller muß das maximale Gesamtbetriebsgewicht des Flugzeuges bestimmen und ermoglichen. Dadurch soll sichergestellt werden, daß bei Startgeschwindigkeit die Tragflächen ausreichend Auftrieb zum Anheben des Gewichts des Flugzeuges erzeugen. Ein zweiter, aber gleichermaßen wichtiger Faktor, der zu berücksichtigen ist, ist, ob das Flugzeug im Gleichgewicht ist (die optimale Lage für den Schwerpunkt hat) oder innerhalb akzeptabler Grenzen, innerhalb welcher eine Kompensation durch Trimmeinstellungen erfolgen kann.

Berechnungen zum Bestimmen des Gesamtgewichts und des Schwerpunkts, ausgedrückt in Prozent MAC (Mean Aerodynamic Chord oder mittlere aerodynamische Flügeltiefe) sind bekannt und gut dokumentiert. Verwiesen sei auf das US- Patent Nr. 3 513 300 von Elfenbein. Bekannte Verfahren zum Bestimmen des Gesamtgewichts und des Schwerpunkts werden durchgeführt unter Verwendung von Messungen von einigen Teilen der Nutzlast des Flugzeuges und von Schätzwerten der übrigen Teile der Nutzlast des Flugzeuges. Diese Information wird in Bodencomputer eingegeben, welche das Gesamtgewicht und den Schwerpunkt berechnen. Die Berechnungen werden dem Piloten in dem Flugzeug vor dem Start übermittelt, wie es folgendes Beispiel veranschaulicht:

Ein Flugzeug des Typs Mcdonald Douglas DC-10 Series 30 macht einen täglichen Nonstop-Flug von London zum Flugplatz Dallas/Fort Worth. Auf diesem Transatlantikflug arbeitet das Flugzeug mit einem maximalen Gesamtgewicht von 560000 Pfund, wobei es in der Lage ist, maximal 243000 Pfund Brennstoff mit sich zu führen, bei einer gebräuchlichen Nutzlast von ungefähr 120000 Pfund. Diese gebräuchliche Nutzlast besteht aus Fracht, Luftservicesachen, aufgegebenem Gepäck, großen Mengen an Handgepäck (geschätzt 25 Pfund/Person), bis zu 290 Passagieren und 10 Mitgliedern der Flugzeugbesatzung (geschätzt 180 Pfund/Person). Das Gewicht des Handgepäcks, der Passagiere und der Besatzung wird unter existierender Fluglinienpolitik und -praxis geschätzt. Auf dieser DC-10 mit einer maximalen Passagierlast könnte dieses geschätzte Gewicht bis zu 51,3% der gebräuchlichen Nutzlast dieser Flugzeuge betragen.

Die Erfindung bezieht sich auf Verbesserungen an den bisherigen sogenannten "Gewichts- und Schwerpunktsanzeigern". Die bisherigen Systeme benutzen mit Dehnungsmeßstreifen ausgerüstete Wandler, die einfache Analogsignale benutzen, um Druckablesungen für Ihre Berechnungen zu übertragen. Der Mangel an diesen Systemen, die durch die Hauptluftlinien benutzt werden, verstärkt die Position, daß diese Systeme weder genau noch zuverlässig sind auf heutigen moderneren Flugzeugfahrwerken.

Aus der Druckschrift PRODUCT ENGINEERING, Band 37, Nr. 18, 29. August 1966, New York US, S. 32, ist ein Gerät bekannt, das das zugeladene Gesamtgewicht und den Schwerpunkt eines Frachtflugzeuges aus Druckänderungen in dem Fahrwerks federbein berechnet.

Heutige Flugzeugfederbeine beinhalten die Stoßdämpfungstechnik des Hindurchdrückens von Hydraulikflüssigkeit durch eine kleine Öffnung innerhalb des Federbeinzylinders. Komprimiertes Stickstoffgas wird benutzt, um das Aufschäumen der Hydraulikflüssigkeit zu verzögern, wenn sie durch diese Öffnung hindurchgeht. Anderungen in der Temperatur beeinflussen das komprimierte Stickstoffgas; wenn die Temperatur innerhalb des Federbeins ansteigt, steigt in dem Federbein der Druck des Stickstoffgases an, sofern nicht das Federbein ausgefahren wird, damit der erhöhte Druck abgebaut werden kann. Mehrere O-Ringdichtungen und eine Stopfbuchsenmutter um den Kolben werden benutzt, um die Hydraulikflüssigkeit und das komprimierte Stickstoffgas in jedem Federbeinzylinder eingeschlossen zu halten. Das Zurückhalten des komprimierten Stickstoffgases und der Hydraulikflüssigkeit durch die O-Ringdichtungen ist auf das extreme Ausmaß an Reibung zurückzuführen, die diese Dichtungen aufrechterhalten, wenn sie sich an den inneren Federbeinzylinderwänden auf- und abbewegen. Diese Reibung setzt dieser Auf- und Abbewegung eine beträchtlichen Widerstand entgegen. Dadurch kann zwar die Stoßdämpfungsfähigkeit des Federbeins verbessert werden, ES VERZERRT JEDOCH INNERE DRÜCKE INNERHALB DES FEDERBEINS, DA DIESE DRÜCKE ZU DER GRÖSSE DES GEWICHTS IN BEZIEHUNG STEHEN, DIE DAS FEDERBEIN TRÄGT. Temperatur-, Widerstands- und Hysteresekompensationfaktoren werden benötigt, um die falschen Druckablesungen zu kompensieren, welche durch Widerstand innerhalb der Federbeine verursacht werden.

Die Luftlinienindustrie mag nicht wünschen, die Methoden zum Schätzen der Gewichte aufzugeben, die sie seit Jahren benutzt haben. Dieses neue System könnte dann ihre heutigen Praktiken ergänzen, indem sie die Piloten eine Überprüfung von Daten ermöglicht, die von den Bodencomputern geliefert werden, daß eine oder mehrere der Eingangsziffern an den Bodencomputern nicht fehlerhaft eingegeben wurden oder daß möglicherweise einige Zahlen nicht umgesetzt worden sind. Die Entscheidung darüber, ob ein Start versucht werden soll oder nicht, wird schließlich durch den Piloten getroffen, der das Komando hat. Dieses neue System wird genauere Information liefern, die benutzt werden kann, um diese Entscheidung zu treffen.

Die Brennstoffkosten sind ein Hauptgesichtspunkt für die Luftlinienindustrie. Häufig werden Flugzeuge vor dem Start an dem Flugsteig gehalten, die darauf warten, daß die Berechnungen des geschätzten Gewichts und des Schwerpunkts durchgeführt und von den Bodencomputern zu den Piloten übertragen werden. Häufig werden diese Zahlen verzögert oder, wenn sie über die Flugzeuggrenzen hinaus zurückkommen, müssen Einstellungen an dem Flugsteig gemacht werden. Dieses neue System berechnet progressiv diese Zahlen, wenn das Flugzeug beladen wird, und liefert dem Piloten diese Gesamtzahlen, wenn die Flugzeugtüren geschlossen werden. Das ist eine Echtzeitmessung, die dem Flugzeug erlauben wird, den Flugsteig sofort zu verlassen, so daß industrieweit Brennstoff eingespart wird.

Die Kosteneffektivität ist ein weiterer Hauptgesichtspunkt der Fluggesellschaften, die danach trachten, aus jedem Flug, den ein Flugzeug ausführt, den größten Gewinn zu ziehen. Mit dem heutigen System des Schätzens des Gewichts müssen die Fluggesellschaften Fehlerspielräume in ihre Berechnungen einbeziehen, die zu unnötig leeren Sitzen oder weniger transportierter Ladung führen können. Dieses neue System, das das Flugzeuggewicht genauer bestimmt, könnte die Größe dieser Spielräume reduzieren und das Transportieren von mehr gewinnerzeugender Ladung bei jedem Flug gestatten.

Noch eine weitere Anwendung dieses neuen Systems könnte die allgemeine Flugindustrie sein (die privaten und die angestellten Piloten). Diese Piloten haben nicht die ausgeklügelten Gewichts- und Gleichgewichtscomputer, die durch die Linienfluggesellschaften benutzt werden, zu ihrer Verfügung. Diese Piloten müssen jedes Stück, das auf ihre Flugzeuge geladen wird, wiegen oder, wie viele Piloten es tun, es einfach schätzen. Dieses neue System wird für diese Piloten die Vorteile bringen, die für die Luftlinienpiloten erläutert worden sind. Viele private Flugzeugabstürze können möglicherweise vermieden werden, indem den privaten und angestellten Piloten eine bessere Information über das Gewicht und das Gleichgewicht ihrer Flugzeuge geliefert wird. Das Endergebnis kann aus mehr geretteten Leben bestehen.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG

Es ist ein Ziel der vorliegenden Erfindung, einen neuen und verbesserten Flugzeuggewichts- und -schwerpunktsanzeiger zu schaffen, bei dem unter Druck stehende Federbeine benutzt werden. Diese Federbeine halten einen Druck durch O-Ringdichtungsreibung längs der inneren Federbeinzylinderwände aufrecht. Das Gewicht, das durch jedes Federbein abgestützt wird, ist zu der Größe des Druckes, der in dem Federbein vorhanden ist, proportional. Eine Verzerrung dieser Druckablesungen erfolgt auf Grund von Temperaturänderungen und auf Grund von deren Auswirkungen auf komprimiertes Stickstoffgas zusammen mit dem Widerstand, der durch die O-Ringdichtungsreibung verursacht wird. Die Erfindung liefert genauere Messungen und Berechnungen. Ein neues Softwarekorrekturprogramm ist vorgesehen, welches Hydraulikflüssigkeitstank/Pumpen zusammen mit Temperaturwandlern benutzt, um Ist-Temperaturen innerhalb jedes Federbeins zu messen, und dann Kompensationen an den Druckablesungen vornimmt, welche Einstellungen für die Verzerrungen bewirken, die durch Widerstand und Hysterese hervorgerufen werden.

Ein weiteres Ziel der Erfindung ist es, einen neuen und verbesserten Flugzeuggewichts- und -schwerpunktsanzeiger zu schaffen, der eine besondere tägliche Selbstüberprüfung der Druckgeber, der Temperaturgeber und der Bordmikrocomputer mit Slave-Reglern auf Ausfälle oder falsche Messungen hin vornimmt. An jedem Tag wird, wenn das Flugzeug außer Betrieb gesetzt wird und in Ruhestellung ist, die Erfindung abgeschaltet. Temperatur-, widerstands- und hysteresekorrigierte Druckablesungen, die sich auf das Gewicht beziehen, das sie tragen, werden innerhalb des Computerspeichers gespeichert. Am nächsten Tag, wenn das Flugzeug wieder in Dienst gestellt wird, wird, während das Flugzeug noch in Ruhe ist, die Erfindung wieder eingeschaltet, so daß sie die früheren Berechnungen im Vergleich zu laufenden Berechnungen anzeigt. Die Übereinstimmung dieser Gesamtberechnungen gewährleistet die Wiederholbarkeit und Zuverlässigkeit der neuen Erfindung.

Noch ein weiteres Ziel der Erfindung ist die Schaffung eines neuen und verbesserten Bordgewichts- und -schwerpunktsanzeigers, welcher (optional) elektronisch gesteuerte Ventile aufweist, die nur offen sein werden, während der Mikrocomputer/Regler eine Sequenz von Druck- und Temperaturmessungen macht. Der Zweck dieser Ventile ist es, die Druckgeber zu schützen und eine Sicherheitsmaßnahme gegen Federbeindruckverlust in dem Fall, daß ein Druckgeber ausfallen oder bersten sollte, zu bilden.

Ein anderes Ziel der Erfindung ist es, ein besonderes "Anzeiger für eine harte Landung"-System zu schaffen, bei dem vorprogrammierte Druckgrenzwerte benutzt werden, die in dem Computerspeicher gespeichert sind, der ein Warnsignal auf der Cockpitanzeige zum Aufleuchten bringen wird, wenn diese Druckgrenzwerte während einer harten Landung überschritten werden.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN

Die Erfindung wird unter Bezugnahme auf die folgende Beschreibung in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen am leichtesten verständlich, in denen:

Fig. 1 eine Ansicht der unteren Seite eines typischen Verkehrsflugzeuges mit einem Dreibeinfahrwerk in der ausgefahrenen Position ist;

Fig. 2 in Vorderansicht und teilweise im Schnitt das Federbein eines typischen Verkehrsflugzeuges mit umschlossenem Kolben, O-Ringdichtungen und Öffnungsplatten zeigt;

Fig. 3 eine schematische Ansicht der Erfindung gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist;

Fig. 4 eine auseinandergezogene bildliche Darstellung eines typischen Verkehrsflugzeugfederbeins ist, an welchem Komponenten von einer Ausführungsform der Erfindung befestigt sind;

Fig. 5 eine Seitenansicht einer auseinandergezogenen bildlichen Darstellung eines typischen Verkehrsflugzeugfederbeins ist, das mit befestigten Komponenten mit einer weiteren Ausführungsform der Erfindung gezeigt ist;

Fig. 6 eine auseinandergezogene bildliche Darstellung eines alternativen Typs von Federbein mit daran befestigten Komponenten von einer Ausführungsform der Erfindung ist; und

Fig. 7 eine schematische Darstellung des Bordrnikrocornputers mit Slave-Reglern von einer Ausführungsform der Erfindung ist.

AUSFÜHRLICHE BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORM

In den Zeichnungen, auf die nun Bezug genommen wird und in denen gleiche Bezugszahlen entsprechende Teile in allen Ansichten bezeichnen, zeigt insbesondere Fig. 1 ein typisches Verkehrsflugzeug 1 mit einer Dreibeinfahrwerkskonfiguration, die aus einem Bugfahrwerk 3, einem Backbordhauptfahrwerk 5 und einem Steuerbordhauptfahrwerk 7 besteht.

Gemäß der Darstellung in Fig. 2, auf die nun Bezug genommen wird, bestelit jedes der Fahrwerke, die immer extremer Temperatur ausgesetzt sind, ob ausgefahren oder eingefahren, aus einem Ölfederbein 8, die gemeinsam das Gewicht des Flugzeuges auf einem Stickstoffgas- und Hydraulikflüssigkeitskissen tragen, das auch einen Landestoß absorbiert. Innen enthält jedes Stoßfederbein einen geschmiedeten Stahlkolben 9 mit einer Öffnungsplatte 13, die ein Drosselloch 14 aufweist, welches die Federbeinkompressionsbewegung dämpft. O-Ringdichtungen 11 dienen zum Zurückhalten der Hydraulikflüssigkeit 15 und des komprimierten Stickstoffgases 17 innerhalb des Federbeinzylinders. Die Federbeine 8 können extern über ein Druckbeaufschlagungsventilanschlußstück 19 unter Druck gesetzt werden.

Es wird nun auf Fig. 3 Bezug genommen, die ein Schema der Erfindung zeigt, welches seine Verbindungskomponenten veranschaulicht, wobei p diejenigen Bauteile der Erfindung repräsentiert, welche dem Backbordfahrwerk zugeordnet sind, n diejenigen Bauteile der Erfindung repräsentiert, die dem Bugfahrwerk zugeordnet sind, und 5 diejenigen Bauteile der Erfindung repräsentiert, die dem Steuerbordfahrwerk zugeordnet sind. Das Bugfahrwerk 3 trägt zusammen mit dem Backbordhauptfahrwerk 5 und dem Steuerbordhauptfahrwerk 7 das Gewicht des Flugzeuges auf einem Kissen aus Hydraulikflüssigkeit und komprimiertem Stickstoffgas 17 (Fig. 2). Innere Federbeintemperatur- und - drucksignale aus jedem der das Gewicht tragenden Federbeine werden durch Druck- und Temperaturgebervorrichtungen 31n, 31p, 31s über Verdrahtungskabelbäume 21n, 21p, 21s zu einem Bord-Mikrocomputer/Regler 25 übertragen. Dieses System wird durch eine vorhandene Stromquelle 27 an Bord des Flugzeuges mit Strom versorgt. Verschiedene Berechnungen und Informationen werden zu einer Flugzeugcockpitanzeige 29 übertragen.

Es wird nun auf Fig. 4 Bezug genommen, die eine detaillierte Ansicht der Ausführungsform der Gebervorrichtungen 31n, 31p, 31s nach Fig. 3 zeigt, wobei ein typisches Verkehrsflugfederbein 8 ein herkömmliches Druckbeaufschlagungsventil 65 aufweist, das an jedem Federbein durch ein Druckbeaufschlagungsventilanschlußstück 19 befestigt ist. Das Druckbeaufschlagungsventil 65 wird entfernt, um die Installation eines primären T-Anschlußstückes 33 zu erleichtern, an dem ein Hochdruckgeber 45 befestigt wird, der durch einen Gewindekoppler 37 angeschlossen ist. Der Hochdruckgeber 45 wird benutzt, um jeden extremen Druck zu registrieren, der während der Anfangskompression des Federbeins 8 während des Landens des Flugzeuges auftritt. In die Leitung geschaltete Elektronikventile 57, 59 sind mit dem primären T-Anschlußstück 33 durch einen weiteren Gewindekoppler 39 verbunden. Die Ventile 57, 59 werden Schließsignale über Kabelbäume 61, 63 aus dem Bord- Mikrocomputer-Regler empfangen, nachdem ausreichend Druck- und Temperaturablesungen empfangen worden sind, um alle verlangten Berechnungen durchzuführen. Das gewährleistet, daß die heiklere Meßausrüstung vor den extremen Drücken geschützt ist, die während des Landens der großen Linienflugzeuge auftreten. Ein Doppel-T-Anschlußstück 35 ist an dem elektronischen Ventile 59 befestigt, was das Anschließen eines Druckgebers 49 durch einen weiteren Gewindekoppler 41 erleichtert. Eine Version des Druckgebers ist das Modell 1003K "Digiquartz Intelligent Transmitter" der Serie 1000. Die Gebermodelle variieren nach den Druckgrenzwerten bei verschiedenen Federbeinanordnungen. Ein typischer Temperaturgeber 53 für einen Temperaturbereich von -30ºF bis 120ºF ist ebenfalls an dem Doppel-T-Anschlußstück 35 befestigt. Ein vierter Gewindekoppler 43 ist an dem Doppel-T-Anschlußstück 35 befestigt, um den Wiederanbau des Druckbeaufschlagungsventils 65 zu erleichtern. Hochdrucksignale werden über dem Kabelbaum 47 zu dem Mikrocomputer/Regler gesandt. Anhaltende Flugzeuggewichtsdrucksignale werden zu dem Mikrocompter/Regler über den Kabelbaurn 51 gesandt, und zwar mit entsprechenden Temperatursignalen, die über den Kabelbaum 55 gesandt werden.

Es wird nun auf Fig. 5 Bezug genommen, die ein übliches Verkehrsflugzeugfederbein 8 zeigt, das mit einem herkömmlichen Rückschlagventil 66 versehen ist, welches an jedem Federbein über ein Rückschlagventilanschlußstück 20 befestigt wird. An jedem Federbein des Flugzeuges wird das Rückschlagventil 66 entfernt, um die Installation eines T-Anschlußstücks 34 zu erleichtern. Ein Hydraulikschlauch 36 wird an diesem T-Anschlußstück 34 befestigt und an dem Federbein nach oben zu einem Hydraulikflüssigkeitstank 38 geführt, der in dem Fahrwerksschacht angebracht ist. Der Hydraulikflüssigkeitstank pumpt und saugt Hydraulikflüssigkeit durch die laterale Bewegung des Tankkolbens 40. Die Flüssigkeit wird in dem Tank 38 durch O-Ringdichtungen 42 zurückgehalten. Der Tankkolben 40 wird durch den umsteuerbaren Kolbenmotor 44 gesteuert. Befehle an den umsteuerbaren Kolbenmotor 44 aus dem Mikrocomputer/Regler werden über einen Kabelbaum 56 übertragen.

In Fig. 6, auf die nun Bezug genommen wird, ist ein alternativer Typ von Federbein 8a gezeigt, welches ein oberes Druckbeaufschlagungsventil 65 aufweist, das an jedem Federbein über ein Druckbeaufschlagungsanschlußstück 19 befestigt ist. Das Druckbeaufschlagungsventil 65 wird entfernt, um das Installieren eines Doppel-T-Anschlußstücks 35 zu erleichtern. Ein Druckgeber 49, der an einen Gewindekoppler 41 angeschlossen ist, ist zusammen mit einem typischen Temperaturgeber 53 für den Bereich -30ºF bis 120ºF an das Doppel-T-Anschlußstück 35 angeschlossen. Die Druckgebermodelle variieren nach den Druckgrenzwerten an verschiedenen Federbeinanordnungen. Ein zweiter Koppler 43 wird benutzt, um das Wiederanbauen des Druckbeaufschlagungsventils 65 zu erleichtern. Federbeindrucksignale relativ zu dem Gewicht des Flugzeuges werden zu dem Mikrocomputer/Regler über den Kabelbaum 51 gesandt, und zwar mit entsprechenden Temperatursignalen, die über den Kabelbaum 55 gesandt werden.

In Fig. 7, auf die nun Bezug genommen wird, repräsentiert p diejenigen Bauteile der Erfindung, die dem Backbordfahrwerk zugeordnet sind, repräsentiert n diejenigen Bauteile der Erfindung, die dem Bugfahrwerk zugeordnet sind, und repräsentiert s diejenigen Bauteile der Erfindung, die dem Steuerbordfahrwerk zugeordnet sind. Temperatureingangssignale über die Bugkabelbaumleitung 55n, die Backbordkabelbaurnleitung 55p und die Steuerbordkabelbaumleitung 55s werden zu den Federbeintemperatursensoreingängen 71 übertragen; anhaltende Druckeingangssignale werden über die Bugkabelbaumleitung 51n, die Backbordkabelbaumleitung 51p und die Steuerbordkabelbaumleitung 516 zu den Federbeindrucksensoreingängen 69 eines typischen Mikrocomputer/Regler-Systems 25 übertragen, bei dem ein Master-Mikroregler 73 und zwei Slave-Mikroregler 75, 77 für dreifache Redundanz benutzt werden. In dieser Konfiguration empfängt jeder der Mikroregler 73, 75, 77 doppelte Druck- und Temperaturinformation über die Bugleitungen 55n, 51n, die Backbordleitungen 55p, 51p und die Steuerbordleitungen 55s, 51s. Jeder dieser drei Mikroregler 73, 75, 77 empfängt außerdem doppelte Information aus dem Neigungskompensator 79. In dieser Konfiguration führt jeder dieser drei Mikroregler 73, 75, 77 parallele Berechnungen aus. Die Berechnungen für das Gesamtgewicht, % MAC, die Federbeinternperaturkompensation, den Federbeinwiderstand und die Neigungskompensation 81 werden durch jeden Mikroregler in dem System ausgeführt und über den Master/Slave-Kommunikationsanschluß 83 zu dem Master-Mikroregler 73 übertragen.

Zum Bestimmen des Gesamtgewichts eines Flugzeuges mit einer Dreibeinfahrwerkskonfiguration muß die folgende Gleichung gelöst werden:

Wnt + Wpt + Wst = Wt

wobei:

Wnt das durch das Bugfahrwerk abgestützte Gewicht ist,

Wpt das durch das Backbordfahrwerk abgestützte Gewicht ist,

Wst das durch das Steuerbordfahrwerk abgestützte Gewicht ist, und

Wt das Gesamtgewicht des Flugzeuges ist.

Zum Bestimmen der Werte Wnt, Wpt und Wst müssen die folgenden Gleichungen gelöst werden:

SAn × psi = Wnt

SAp × psi = Wpt

SAs × psi = Wst

wobei:

SAn der lastaufnehmende Oberflächenbereich innerhalb des Bugfederbeins ist,

SAp der lastaufnehmende Oberflächenbereich innerhalb des Backbordfederbeins ist,

SAs der lastaufnehrnende Oberflächenbereich innerhalb des Steuerbordfahrwerks ist, und

psi die Größe des Druckes ist, der gegenwärtig innerhalb jedes entsprechenden Federbeins herrscht, gemessen in Pfund pro Quadratzoll.

Bei dem Eichprozeß für die bevorzugte Ausführungsform dieser neuen Erfindung wird, nachdem sie auf einem typischen Verkehrsflugzeug installiert worden ist, das Flugzeug auf einen Satz von drei Eichwaagen gerollt, die gegenwärtig durch die Flugzeugindustrie benutzt werden, wenn sie periodisch jedes Flugzeug auf Gewichtsänderungen überprüfen. Das Leergewicht des Flugzeuges wird durch die Summe und durch den Gesamtwert der Gewichte, die durch die drei Eichwaagen registriert werden, aufgezeichnet. Die Gewichtsablesung, die an jeder Waage erfolgt, wird dnrch die gegenwärtige Druckablesung dividiert, die durch den Druckgeber 49 (Fig. 4) erfaßt wird, in Pfund pro Quadratzoll (psi), für das entsprechende Federbein. Die Summe der Pfunde, die das Federbein trägt, dividiert durch die psi-Ablesung, ist gleich dem lastaufnehmenden Oberflächenbereich (SA), gemessen in Quadratzoll, dieses Federbeinzylinders. Zum Überprüfen des SA-Wertes wird Gewicht auf das Flugzeug geladen. Dieses Gewicht hat üblicherweise die Form von Düsentreibstoff, der entweder in die oder aus den Treibstofftanks gepumpt werden kann. Nachdem das erhöhte Gewicht des Flugzeuges aufgezeichnet worden ist, wird die Größe des erhöhten Gewichts, dividiert durch die erhöhte psi-Ablesung des Federbeins benutzt, um wieder den Wert für SA zu bestimmen. Der frühere und der gegenwärtige Wert für SA sollten innerhalb eines vorbestimmten Toleranzniveaus (d.h. des ungefederten Gewichts) übereinstimmen. Diese Prozedur wird für wenigstens fünf verschiedene Gewichtsablesungen für jedes Federbein wiederholt. Zum Gewährleisten des Genauigkeitsniveaus dieser neuen Erfindung werden Justierungen für den Widerstand innerhalb jedes Federbeins vorgenommen.

Zum Bestimmen des Wertes für den Widerstand an einem besonderen Federbein müssen die folgenden Gleichungen gelöst werden:

Wt1 ÷ psi&sub1; = SA&sub1;

Wt2 ÷ psi&sub2; = SA&sub2;

(Wt1 ÷ SA&sub2;) - (Wt1 ÷ SA&sub1;) = d

wobei:

Wt1 das durch ein besonderes Federbein abgestützte Anfangsgewicht ist,

Wt&sub2; die Größe eines erhöhten Gewichts ist, das diesem besonderen Federbein hinzugefügt wird,

psi&sub1; der innere Federbeindruck ist, gemessen in Pfund pro Quadratzoll, erzeugt aus der Anwendung von Wt1,

psi&sub2; der erhöhte Wert des inneren Federbeindruckes ist, gemessen in Pfund pro Quadratzoll, erzeugt aus dem Hinzufügen von Wt2,

SA&sub1; ein Wert ist, der den lastaufnehrnenden Oberflächenbereich darstellt, innerhalb des Federbeinzylinders, verzerrt durch Widerstand,

SA&sub2; der wahre lastaufnehmende Oberflächenbereich innerhalb des Federbeins ist, und

d der Widerstand ist, gemessen in Pfund pro Quadratzoll.

Das vervollständigt die Eichung der neuen Erfindung bei einer konstanten Temperatur. Die vorliegende Erfindung nimmt Temperaturmessungen und Einstellungen an den Federbeindruckablesungen vor, um Temperaturauswirkungen auf den Widerstand zu kompensieren. Zum Entwickeln dieses Widerstandseinstellprogramrns innerhalb des Computers wird eine "Widerstand-zu-Temperatur"-Einstellkurve, die üblicherweise als eine "Suchtabelle" bezeichnet wird, erstellt, indem verschiedene Flugzeuggewichte aufgezeichnet werden, während das Flugzeug auf den vorgenannten Eichwaagen ist, und indem diese Gewichte mit den entsprechenden Druckablesungen der neuen Erfindung verglichen werden, und zwar in einem breiten Bereich von Temperaturen, die durch den Temperaturgeber 53 (Fig. 4) erfaßt werden. Diese Temperaturänderungen werden an den Federbeinen für diesen Prozeß künstlich hervorgerufen. Die "Widerstand-zu-Temperatur"-Suchtabelle wird in dem Speicher jedes Mikroreglers 73, 75, 77 für zukünftigen Gebrauch abgespeichert, um Druckeinstellwerte wieder aufrufen zu können, die dem Widerstand entsprechen, welcher durch eine Vielfalt von Temperaturen verursacht wird, die bei diesem besonderen Flugzeug auftreten.

Eine mechanische Einrichtung für die Identifikation und Verifikation dieser Druckverzerrungen durch den Widerstand steht bei diesem System auch zur Verfügung. Ein optionales Master-Computer/Regler-Programrn 91 ist verfügbar, um die Funktionen zu koordinieren, die von jeder der Hydraulikflüssigkeitstank/Pumpen (Fig. 5) zu erfüllen sind, welche an jedem Federbein vorgesehen sind, und um Druckrnessungen zu empfangen, damit durch die Berechnungen die Größe von Druckverzerrungen bestimmt werden kann, welche durch Federbeinwiderstand verursacht werden.

Zum Bestimmen des Federbeinwiderstands durch die mechanische Einrichtung müssen die folgenden Prozeduren durch die Hydraulikflüssigkeitstank/Pumpen und den Master-Computer/Regler ausgeführt werden.

1. Jede Hydraulikflüssigkeitstank/Pumpe saugt Flüssigkeit aus jedem Federbein, um zwangsweise die Auswirkung von Widerstand an dem Federbein hervorzurufen, während es zusammengedrückt wird.

2. Dann wird der Master-Computer/Regler Federbeindruckmessungen aus dem betreffenden Druckgeber 49 verlangen. Diese Messungen werden als ein Referenzpunkt benutzt.

3. Jede Hydraulikflüssigkeitstank/Pumpe wird wieder Flüssigkeit aus jedem Federbein saugen, wobei jedes Federbein zwangsläufig weiter zusammengedrückt wird und wobei der Widerstand bei dem Federbein in Abwärtsbetriebsart eine Konstante bleibt.

4. Der Master-Computer/Regler wird wieder Federbeindruckmessungen aus dem betreffenden Druckgeber 49 verlangen. Wenn diese Messungen mit denjenigen identisch sind, die in dem Schritt Nr. 2 gespeichert worden sind, wird eine Überprüfung, daß das Federbein nicht klemmt, abgeschlossen sein. Wenn diese Messungen nicht übereinstimmen, wird die Differenz ein Klemmen in diesem Federbein und das Ausmaß des Klemmens anzeigen.

5. Jede Hydraulikflüssigkeitstank/Pumpe wird wieder Flüssigkeit aus jedem Federbein saugen und jedes Federbein zwingen, sich noch weiter zusammenzudrücken, wobei der Widerstand bei dem Federbein in Abwärtsbetriebsart eine Konstante bleibt.

6. Der Master-Computer/Regler wird wieder Federbeindruckmessungen aus dem betreffenden Druckgeber 49 verlangen. Diese Messungen werden genommen und gespeichert, um die Wiederholbarkeit der Druckmessungen zu gewährleisten, wenn kein Klemmen dieses betreffenden Federbeins zu erkennen ist.

7. Jede Hydraulikflüssigkeitstank/Purnpe wird an diesem Punkt Hydraulikflüssigkeit in jedes Federbein pumpen, um zu erzwingen, daß die Auswirkungen von Widerstand von denjenigen einer Federbeinkompressionsbetriebsart über "Null Widerstand" in diejenigen eines Federbeins in einer Ausfahrbetriebsart umgekehrt werden (der Widerstand bei Kompression ergibt einen künstlich niedrigen Druck, wogegen der Widerstand bei ausgefahrenem Federbein einen künstlich hohen Druck ergibt, was die "Lasthubkurve" ist).

8. Der Master-Computer/Regler wird Druckmessungen aus dem betreffenden Druckgeber 49 jedes Federbeins verlangen und diese Messungen mit denjenigen vergleichen, die in dem Schritt Nr. 6 empfangen und gespeichert worden sind. Durch Subtrahieren des niedrigeren (Kompressions-)Druckwertes von dem höheren (Ausfahr-)Druckwert und Dividieren des Ergebnisses durch einen Faktor 2 wird die Größe des Widerstands ermittelt, der gegenwärtig jedes Federbein beeinflußt. Diese Lösung wird als ein Wert für den Druck bestimmt, gemessen in psi. Diese psi-Werte können dann bei der Bestimmung des Gewichts und des Schwerpunkts des Flugzeuges benutzt werden.

9. Jede Hydraulikflüssigkeitstank/Pumpe wird wieder Flüssigkeit zu jedem Federbein pumpen, wodurch jedes Federbein weiter ausgefahren wird und wobei der Widerstand bei dem Federbein in einer Aufwärtsbetriebsart eine Konstante bleibt.

10. Der Master-Compter/Regler wird wieder Federbeindruckrnessungen aus dem betreffenden Druckgeber 49 verlangen. Diese Messungen werden vorgenommen, um die Wiederholbarkeit der Druckmessungen zu gewährleisten, die in dem Schritt Nr. 8 gespeichert worden sind.

Die variierende Lage des Schwerpunkts eines Flugzeuges wird als ein Prozentsatz der mittleren aerodynamischen Flügeltiefe (% MAC) beschrieben.

Zum Bestimmen von % MAC bei einem Flugzeug muß die folgende Gleichung gelöst werden:

wobei:

L die Distanz zwischen dem Bugfahrwerk und dem Backbord- und dem Steuerbordfahrwerk ist,

l die Distanz des Bugfahrwerks von der Vorderkante der mittleren aerodynamischen Flügeltiefe ist,

MAC die Länge der mittleren aerodynamischen Flügeltiefe ist,

% MAC gleich y/MAC × 100 ist,

Wt das Gesamtgewicht des Flugzeuges ist,

Wnt das durch das Bugfahrwerk abgestützte Gewicht ist, und

y die Distanz zwischen der mittleren aerodynamischen Flügeltiefe und dem Schwerpunkt des Flugzeuges ist.

Ungeachtet der Belastungskonfiguration eines besonderen Flugzeuges sind L, l und MAC bekannte Konstanten; Wt und Wnt sind Werte, die durch die Lösung der Gleichung geliefert werden, um das Gesamtgewicht des Flugzeuges zu bestimmen.

Wenn diese Berechnungen abgeschlossen sind und der Master-Mikroregler 73 die parallelen Berechnungsergebnisse aus den Slave-Mikroreglern 75, 77 empfangen hat, wird durch den Master-Mikroregler 73 eine Vertrauensberechnung 89 ausgeführt.

In der bevorzugten Ausführungsform wird die Bestimmung des Vertrauensfaktors verlangen, daß eine Standardabweichung zwischen sämtlichen durch die Mikroregler 73, 75, 77 ermittelten Lösungen der Gleichungen für das Gesamtgewicht und % MAC bestimmt wird. Auf einer Skala von 10 bis 100 ist eine Standardabweichung von 1% gleich einem Vertrauensfaktor von 10, und eine Standardabweichung von 0% ist gleich einem Vertrauensfaktor von 100.

Die Ergebnisse der Berechnungen für das Gesamtgewicht, % MAC und das Vertrauen werden zu der Cockpitanzeige 29 (Fig. 3) übermittelt. Nachdem der Master-Mikroregler 73 alle Übertragungen zu der Cockpitanzeige 29 (Fig. 3) ausgeführt hat, werden Ventilschließsignale über die Ausgänge 68 und die Kabelbäume 61n 63n, 61p 63p, 61s 63s zu ihren entsprechenden elektronischen Ventilen 57, 59 (Fig. 4) gesandt.

Eine "harte Landung" kann während des Anfangsstoßes der Flugzeuglandung bestimmt werden. Die extremen Federbeindrucksignale, die von den Druckgebern 45 (Fig. 4) erzeugt werden, werden zu Drucksensoreingängen 67 über Kabelbäume 47n, 47p, 47s übertragen. Diese Drücke werden mit vorprogrammierten Grenzwerten 85n, 87p,s verglichen, welche durch den Flugzeug- und den Federbeinhersteller geliefert werden, und dann in dem Master-Mikroregler 73 gespeichert. Wenn von diesen vorprogrammierten Grenzwerten 85n, 87p,s irgendwelche überschritten werden, wird ein Signal, welches das entsprechende Fahrwerk repräsentiert, zu der Cockpitanzeige 29 (Fig. 3) übertragen, das dem Piloten meldet, daß eine harte Landung möglicherweise auf ein bestimmtes Fahrwerk eingewirkt hat. In der bevorzugten Ausführungsform wird eine optionale Sicherheitsvorrichtung wie zum Beispiel ein Wartungshauptschlüssel erforderlich sein, um die Anzeige "harte Landung" von der Cockpitanzeige 29 (Fig. 3) zu entfernen.

Ein zusätzliches Master-Computer/Regler-Programrn 93, welches den Flügelauftrieb verzerrende Eisansammlungen sowie Anderungen im Flugzeuggewicht auf Grund dieser Eisansammlungen anzeigt, ist als eine Option verfügbar. Als ein Referenzwert wird das Gewicht von einem Kubikfuß Eis in dem permanenten Speicher dieses Programms abgespeichert (dieses Gewicht ist gleich 12 Quadratfuß Eis mit einer Dicke von 1 Zoll oder 48 Quadratfuß Eis mit einer Dicke von 1/4 Zoll usw.). Die gesamte äußere Oberfläche in Quadratfuß dieses besonderen Flugzeuges, auf welcher sich Eis ansammeln kann, wird bestimmt und ebenfalls in dem permanten Speicher dieses Programms abgespeichert. Als eine Alternative können Tabellen durch den Flugzeughersteller geliefert werden, die die Eisdicke als Funktion von Gewichtszunahmen bei diesem besonderen Flugzeug angeben. Nachdem die Flugzeugbeladung abgeschlossen ist und alle Enteisungsprozeduren durchgeführt worden sind, kann der Pilot innerhalb dieses Programms das gegenwärtige "saubere beladene Gewicht" des Flugzeuges festhalten. Wenn Startverzögerungen das Flugzeug zwingen zu warten und die erneute Ansammlung von Eis auf den äußeren Oberflächenbereichen gestatten, können diese Ansammlungen in Echtzeit angezeigt werden, da sie zu zusätzlichem Gewicht in Beziehung stehen, das bei diesem System angezeigt wird. Der Pilot kann das "saubere beladene Gewicht" wieder aufrufen und es mit dem existierenden Gewicht zu jeder Zeit vor dem Start vergleichen.

An dem Ende jedes Tages, wenn das Flugzeug seinen Dienst beendet hat und die Bordinstrumentierung abgeschaltet ist, führt dieses System eine letzte Berechnung aus, um Gewicht und Schwerpunkt zu bestimmen. Am folgenden Tag, wenn das Flugzeug wieder in Dienst genommen wird und die Bordinstrumentierung wieder eingeschalten wird, führt dieses System erneut die Berechnungen aus, um Gewicht und Schwerpunkt zu bestimmen. Es vergleicht dann diese Berechnungen mit denjenigen des vorherigen Tages. Eine Übereinstimmung liefert eine Selbstüberprüfung für das gesamte System.

In einem praktischen Anwendungsfall der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird der Mikrocomputer/Regler 25 folgende Aufgaben erfüllen:

a. Druck- und Temperaturablesungen an jedem Fahrwerk vornehmen.

b. Die Suchtabelle für jedes Federbein, die in dem Computerspeicher abgespeichert ist, benutzen, um einen Widerstandswert zu bestimmen, der sich auf gegenwärtige Temperatursignale bezieht, die aus dem Temperaturgeber 53 (Fig. 4) empfangen werden.

c. Geeignete Justierungen für den Widerstand an den laufenden Druckablesungen vornehmen.

Das wird einen justierten Druckwert ergeben, der benutzt werden kann, um das tatsächliche Gewicht zu bestimmen, das durch jedes Federbein abgestützt wird, und endgültige Berechnungen vorzunehmen, um das Gewicht und den Schwerpunkt des Flugzeuges zu bestimmen.

Es ist zwar eine exemplarische Ausführungsform der Erfindung offenbart und erläutert worden, es ist jedoch klar, daß andere Anwendungen der Erfindung möglich sind und daß an der beschriebenen Ausführungsform verschiedene Anderungen, Modifikationen und Substitutionen vorgenommen werden können, ohne den Schutzbereich der Erfindung, wie er durch die Ansprüche festgelegt ist, notwendigerweise zu verlassen.


Anspruch[de]

1. Vorrichtung zum Bestimmen des Gewichts eines Flugzeuges, das mehrere Federbeine aufweist, in denen ein Widerstand wie z.B. Federbeindichtungsreibung auftritt, mit:

a) einem Drucksensor für jedes Flugzeugfederbein, wobei die Drucksensoren mit den Federbeinen koppelbar sind, um den Druck innerhalb des jeweiligen Federbeins zu messen;

b) einem Temperatursensor für jedes Flugzeugfederbein, wobei die Temperatursensoren mit den Federbeinen koppelbar sind, um die Temperatur des jeweiligen Federbeins zu messen;

c) einer Prozessoreinrichtung zum Bestimmen des Flugzeuggewichts, die mit den Drucksensoren und den Temperatursensoren verbunden ist und das Flugzeuggewicht unter Verwendung von Temperaturmessungen bestimmt, die aus den Temperatursensoren gewonnen werden, um eine passende gespeicherte Temperatur-zu-Widerstand-Druckeinstellung aufzufinden zum Kompensieren und Einstellen jedes vorhandenen Federbeindruckes, der aus den jeweiligen Drucksensoren gewonnen wird, welcher durch den Widerstand verzerrt wird, wenn er sich auf das Gewicht bezieht, welches das Federbein trägt,

d) einer Einrichtung zum Versorgen eines Menschen mit dem ermittelten Flugzeuggewicht, die mit der Prozessoreinrichtung gekoppelt ist.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, wobei die Drucksensoren jeweils einen digitalen Quarzdrucksensor aufweisen.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1, wobei die Temperatursensoren und die Drucksensoren für jedes der Flugzeugfederbeine jeweils mit dem Federbein an einem existierenden Federbeinanschlußstück gekoppelt ist.

4. Vorrichtung nach Anspruch 1, weiter mit einer Schutzabsperrventileinrichtung, die an jedem Flugzeugfederbein vorgesehen ist, wobei die Schutzventileinrichtungen jeweils wahlweise geöffnet und geschlossen werden und wobei die Schutzventileinrichtungen jeweils in der Lage sind, den jeweiligen Temperatursensor und den jeweiligen Drucksensor von dem Druck in dem Federbein während des Stoßes der Flugzeuglandung zu isolieren, und wobei als eine Einrichtung zum Schützen des Flugzeuges in dem Fall, daß der Temperatursensor oder der Drucksensor leckt oder bricht, die Schutzventileinrichtungen jeweils mit der Prozessoreinrichtung verbunden sind, wobei die Prozessoreinrichtung das Öffnen und Schließen der Schutzabsperrventile steuert.

5. Vorrichtung nach Anspruch 4, wobei die Schutzabsperrventileinrichtungen jeweils automatisch schließen, wenn die Prozessoreinrichtung ausfällt.

6. Vorrichtung nach Anspruch 1, wobei die Prozessoreinrichtung einen Master-Prozessor und einen Reserve-Slave-Prozessor aufweist, um Redunanz zu schaffen.

7. Vorrichtung nach Anspruch 1, weiter mit einer Einrichtung zum Liefern einer Bestimmung des Federbeinwiderstands, die mit der Prozessoreinrichtung gekoppelt ist und einen Hydraulikfluidtank sowie eine Hydraulikfluidpumpe aufweist.

8. Verfahren zum Bestimmen des Gewichts eines Flugzeuges, das durch mehrere Federbeine abgestützt wird, wobei in den Federbeinen Widerstand wie z. B. Federbeindichtungsreibung auftritt, wobei das Verfahren die Schritte beinhaltet:

a) Bestimmen des inneren Druckes in jedem Federbein;

b) Bestimmen der Temperatur jedes Federbeins;

c) Benutzen der Federbeintemperatur zum Bestimmen einer geeigneten Temperatur-zu-Widerstand-Druckeinstellung an jedem Federbein;

d) Bestimmen des Gewichts, das durch jedes Federbein getragen wird, unter Verwendung des jeweiligen eingestellten Druckes;

e) Bestimmen des Gesamtgewichts des Flugzeuges durch Summieren der Gewichte, die durch alle Federbeine getragen werden.

9. Verfahren nach Anspruch 8, weiter beinhaltend den Schritt Bestimmen des Schwerpunkts des Flugzeuges, ausgedrückt in Prozent mittlere aerodynamische Tiefe (% Mean Aerodynamic Chord oder MAC) unter Verwendung der jeweiligen eingestellten Drücke.

10. Verfahren nach Anspruch 8, weiter beinhaltend den Schritt Ausführen einer Selbstprüfung der Gewichtsbestirnmung durch Vergleichen von laufenden Gewichtsbestimmungen mit früheren Gewichtsbestimmungen, die unter identischen Gewichts- und Neigungsbedingungen erzielt worden sind.

11. Verfahren nach Anspruch 8, weiter beinhaltend den Schritt Speichern der Gewichts-, Druck- und Temperaturbestimmungen, um so eine Historie von Gewichts-, Druck- und Temperaturbestimmungen für jedes Federbein zu erzeugen, und Benutzen der jeweiligen Historien zum Auswerten der Leistungsfähigkeit jedes Federbeins.

12. Verfahren nach Anspruch 8, weiter beinhaltend die Schritte:

a) Machen der Gewichts- und Temperaturbestimmungen mit mehreren Prozessoreinrichtungen, so daß eine erste Prozessoreinrichtung das Gesamtgewicht des Flugzeuges bestimmt und eine zweite Prozessoreinrichtung das Gesamtgewicht des Flugzeuges bestimmt, und dann

b) Vergleichen des Gesamtgewichts aus der ersten Prozessoreinrichtung und des Gesamtgewichts aus der zweiten Prozessoreinrichtung, um einen Vertrauensfaktor zu ermitteln, welcher die Zuverlässigkeit der Gesamtgewichtsbestimmungen angibt.

13. Verfahren nach Anspruch 8, weiter beinhaltend die Schritte:

a) Messen des inneren Druckes in jedem Federbein während einer Landung des Flugzeuges;

b) Vergleichen der gemessenen Drücke mit vorbestimmten Drücken, wobei, wenn die gemessenen Drücke die vorbestimmten Drücke übersteigen, das Flugzeug dann eine harte Landung ausgeführt hat;

c) falls das Flugzeug eine harte Landung ausgeführt hat, anschließendes Liefern einer Anzeige der harten Landung.

14. Verfahren nach Anspruch 13, weiter beinhaltend den Schritt Verhindern, daß die Anzeige der harten Landung ohne einen passenden Hauptschlüssel gelöscht wird.

15. Verfahren nach Anspruch 8, weiter beinhaltend den Schritt Bestimmen der Auswirkungen von Widerstand an jedem Federbein durch Andern des Ausmaßes des Ausfahrens des Federbeins und Bestimmen des inneren Federbeindruckes im Vergleich zu einem früheren Federbeindruck, der vor der Anderung des Ausfahrens des Federbeins aufgezeichnet worden ist.

16. Verfahren nach Anspruch 8, wobei das Flugzeuggesamtgewicht ein reines Fluggewicht ist, weiter beinhaltend die Schritte Feststellen, ob es Eisansatz an dem Flugzeug gibt, durch:

a) Bestimmen des Gewichts, das durch jedes Federbein abgestützt wird, und dann, durch Bestimmen der Auswirkungen von Widerstand zu einer gewissen späteren Zeit auf die Bestimmung des reinen Fluggewichts, Bestimmen eines späteren Gesamtgewichts aus den später bestimmten Gewicht und dem später bestimmten Widerstand;

b) Vergleichen des späteren Gesamtgewichts mit dem reinen Fluggewicht.







IPC
A Täglicher Lebensbedarf
B Arbeitsverfahren; Transportieren
C Chemie; Hüttenwesen
D Textilien; Papier
E Bauwesen; Erdbohren; Bergbau
F Maschinenbau; Beleuchtung; Heizung; Waffen; Sprengen
G Physik
H Elektrotechnik

Anmelder
Datum

Patentrecherche

  Patente PDF

Copyright © 2008 Patent-De Alle Rechte vorbehalten. eMail: info@patent-de.com