ISO 6702-1:1991
(Main)Aircraft — Requirements for on-board weight and balance systems — Part 1: General
Aircraft — Requirements for on-board weight and balance systems — Part 1: General
Specifies requirements for the function, characteristics, and installation of an on-board weight and balance system for use on civil transport aircraft. This first edition cancels and replaces the first edition ISO 6702:1984.
Aéronefs — Prescriptions pour les systèmes embarqués de masse et de centrage — Partie 1: Généralités
General Information
Relations
Standards Content (Sample)
INTERNATIONAL
ISO
STANDARD - 67024
First edition
19914 1-15
Aircraft - Requirements for on-board weight
and balance Systems -
Part 1:
General
A&-onefs - Prescriptions pour ies systemes embarques de masse et de
ten trage -
Partie 1: G&W-alit&
Reference number
ISO 67024:1991(E)
ISO 67024:1991(E)
Foreword
ISO (the International Organization for Standardization) is a worldwide
federation of national Standards bodies (ISO member bodies). The work
of preparing International Standards is normally carried out through ISO
technical committees. Esch member body interested in a subject for
which a technical committee has been established has the right to be
represented on that committee. International organizations, govern-
mental and non-governmental, in liaison with ISO, also take part in the
work. ISO collaborates closely with the International Electrotechnical
Commission (IEC) on all matters of electrotechnical standardization.
Draft International Standards adopted by the technical committees are
circulated to the member bodies for voting. Publication as an Interna-
tional Standard requires approval by at least 75 % of the member bodies
casting a vote.
International Standard ISO 6702-1 was prepared by Technical Committee
ISO/TC 20, Aircraft and space vehicles, Sub-Committee SC 9, Air cargo
and ground equipment.
This first edition of ISO 6702-1 cancels and replaces ISO 6702:1984.
Three classes of Systems have been designated:
- class I Systems, with a very high level of confidence and of high ac-
curacy;
-
class II Systems, with a high level of confidence and of lower accu-
racy;
- class Ill Systems, with a high level of confidence, and measuring and
displaying only the aircraft balance condition.
ISO 6702 consists of the following park, under the general title
Aircraft - Requirements for on-board weighf and balance Systems:
- Part Ir General
- Part 2: Design, Performance and Interface characteristics
c3 ISO 1991
All rights reserved. No part of this publication may be reproduced or utilized in any form
or by any means, electronie or mechanical, including photocopying and microfilm, without
Permission in writing from the publisher.
International Orga nlzation for Standardiz ation
Switzerland
Case Postale 56 l CH-121 1 Geneve 20 *
Printed in Switzerland
L;
ii
INTERNATIONAL STANDARD ISO 67024 :1991 (E)
Aircraft - Requirements for on-board weight and balance
Systems -
.Part 1:
General
Section 1: General
ARINC 429, Mark 33 Digital Information Transfer
1.1 Scope
Systems DITS, Aeronautical Radio Inc. (USA), 1987.
This part of ISO 6702 specifies requirements for the
function, characteristics and installation of an on-
1.3 General requirements
board weight and balance System for use on civil
transport aircraft.
1.3.1 The basic on-board weight and balance sys-
tem (OBWBS) shall provide a direct, accurate
lt not intended to specify design methods, mech-
measurement and display of the actual aircraft
anisms or material to fulfil the requirements speci-
weight and centre of gravity under ground static
fied.
conditions. Optional functions may be included.
The System shall function independently of any sys-
tem external to the aircraft, with the exception of
1.2 Normative references
ground electrical power when aircraft power is not
available.
The following Standards contain provisions which,
through reference in this text, constitute provisions
1.3.2 This patt of ISO 6702 specifies requirements
of this part of ISO 6702. At the time of publication,
for three classes of aircraft on-board weight and
the editions indicated were valid. All Standards are
balance Systems.
subject to revision, and Parties to agreements based
on this part of ISO 6702 are encouraged to investi-
a) Class l Systems shall be of high accuracy and
gate the possibility of applying the most recent edi-
Performance, with a very high level of confi-
tions of the Standards listed below. Members of IEC
dence, and shall be capable of measuring and
and ISO maintain registers of currently valid Inter-
displaying both the aircraft weight and aircraft
national Standards.
balance condition.
ISO 6702-23991, Requirements for on-board weight
b) Class II Systems shall have a high level of confi-
and balance systems - Part 2: Design, Performance
dence, without meeting the accuracy require-
and in terface charac teristics?
ments of class I Systems, while being capable of
measuring and displaying both the aircraft
ISO 7137:1987, Environmenfal condifions and fest
procedures for airborne equipmenf.*) weight and aircraft balance condition.
1) De facto ARINC 737, On-board Weight and Balance System, Aeronautical Radio Inc. (USA), 1985.
2) Endorsement, in Part, of the publication EUROCAE ED-14B/RTCA DO-160B (a document published jointly by the
European Organisation for Civil Aviation Electronics and the Radio Technical Commission for Aeronautics).
ISO 6702=1:1991(E)
c) Class Ill Systems shall have a high level of con- be provided by established ground procedures and
fidence, without meeting the accuracy require-
equipment for aircraft weight and balance Systems.
ments of class I Systems, while being capable of
measuring and displaying only the aircraft bal-
ante condition.
1.4.2 Class II and class Ill Systems
1.3.3 “Level of confidence”, in the context of this
part of ISO 6702, is intended to mean the Overall
The purpose of class II and class Ill OBWBS is to
measurement validity resulting from the following
provide a reliable means of detecting major errors
factors:
in the weight and balance condition determined by
ground procedures and equipment, before aircraft
- measurement accuracy;
take-off. Class ll and class Ill Systems should not be
used to meet the requirements of class I Systems.
- statistical interval of confidence;
- probability of undetected System failure at dis-
patch (including the effect of any built-in redun-
1.4.3 Level of confidence
dancies or duplications).
The general objective for the Overall level of confi-
1.4 Purpose of weight and baiante
dence (see 1.3.3) shall be:
Systems
- 99,7 % min. for class I OBWBS (very high leve
of confidence);
1.4.1 Class 1 Systems
The purpose of class I OBWBS is to provide at least - 95 % min. for class ll or class Ill OBWBS (higt
as accurate weight and balance information as tan level of confidence).
1’
r
ISO 670291:1991(E) -
Section 2: Class 1 on-board weight and balance Systems
2.1.2.2 Aircraft brakes locked or released.
2.1 System requirements
The System shall determine the actual aircraft 2.1.2.3 Landing gear steering set from Zero to
minimum turning radius.
weight and location of the centre of gravity, as fol-
lows.
2.1.2.4 Continuous aircraft brakes temperature
variations from 20 “C above maximum temperature
2.1.1 Range of Operation
permitted for dispatch through cool down to ambi-
ent.
2.1 .l.l Weights
2.1.2.5 50 % variations of normal landing gear
The System shall determine and display the aircraft
weight at least throughout a range from 10 % below oleostrut pressure for any permissible degree of
aircraft tare weight to 15 O/o above the maximum taxi strut extension.
gross weight. An Overflow indication shall be pro-
vided if calculated weight exceeds maximum dis-
2.1.2.6 110 km/h (60 kt) wind, or aircraft maximum
playable value.
ground operations limit, whichever is lower, through
an azimuth of 360”. The System shall provide steady
2.1.1.2 Centre of gravity weight and centre of gravity indications under wind
gusts of up to at least 18 km/h (10 k-t) differential.
Manuel input of average wind and azimuth is ac-
The System shall determine and display the location
of the centre of gravity throughout a System range ceptable.
determined as follows.
2.1.2.7 Any combination of operating engines from
2.1 .1.2.1 General
Zero to ground taxiing/or manceuvring thrust, over
the aircraft’s approved range of airport elevation.
Determine the aircraft maximum centre of gravity
range, expressed in percent of reference chord,
2.1.2.8 Any effect of loading or unloading of the
using for example the mean aerodynamic chord
aircraft, or of transferring load or fuel on board.
(MAC) or equivalent, by subtracting the most for-
ward limit from the most aft limit. Extend the most
2.1.2.9 Landing gear tilt hydraulic System on or Off.
forward aircraft limit forward by 50 % of the aircraft
range, or 20 % MAC fotward of the forward design
limit, whichever is further forward. Extend the most 2.1.3 Accuracy
aft aircraft limit aft by 50 % of the aircraft range, or
20 % aft of the static aft tipping Point, whichever is The System shall be capable of determining and
further aft. displaying the actual aircraft weight and location of
the centre of gravity to within + 1 % of actual air-
traft weight and + 1 % of the reference chord (MAC
2.1.1.2.2 Lateral centre of gravity
or equivalent). Ifrequired, the location of the lateral
centre of gravity shall be determined and displayed
Where required for a specific aircraft usage, the
to within -& 3 % of the lateral centre of gravity range.
System shall be capable of determining the location
of the lateral centre of gravity of the aircraft within
It shall be aimed to guarantee the above accuracy
a symmetric envelope 10 O/a greater than the limits
to within three Standard deviations.
of aircraft certified lateral centre of gravity.
2.1.4 Response time
2.1.2 Mode of Operation
The System shall respond to a command to continu-
The System shall determine the aircraft weight and
ously display weight and the location of the centre
the location of the centre of gravity in both the
of gravity within 1 min of the initial self-test.
ground static mode and the taxiing mode and shall
automatically compensate for the following factors.
2.1.5 System components
2.1.2.1 Any combination of ramp slopes up to 3 O/o
The System shall consist of the minimum com-
aircraft pitch and/or roll attitude changes up to 3’ in
excess of the established range of aircraft ground ponents required to perform the functions specified
in this part of ISO 6702. A typical System may com-
handfing attitude excursion.
ISO 6702=1:1991(E)
a
Prise four Subsystems, possibly duplicated, plus
2.1.5.1.3 Sensors
connecting lines or cabling: the display unit, the
Computer unit, the calibration unit and the Sensors. The Sensors shall dectect changes in aircraft weight
No external equipment, ramps, stabilizers or tem- and attitude and transmit them to the Computer unit.
porary aircraft-to-ground supports shall be required. Number, mounting and location of Sensors shall be
determined by the specific aircraft and System de-
sign. Devices designed to overcome landing gear
System friction, if used, and attitude Sensors shall
2.151 Component description
be considered part of the Sensor Subsystem.
2.151.4 Calibration unit
2.151 .l Display unit
All calibration data shall be stored in a calibration
The display unit shall display a continuous digital
unit, which shall remain with the aircraft when other
readout of aircraft weight to the nearest 100 kg in
components are replaced, to preclude the need for
four lighted digits of size 6,4 mm min. lt shall display
recalibration. The calibration unit shall contain the
a continuous digital readout of the location of the
controls necessary to adjust the System to read
centre of gravity to the nearest 0,l O/o of the refer-
within the specified accuracy limits on a particular
ence chord (MAC or equivalent) in three lighted
aircraft; they shall be protected against unauthor-
digits of size 6,4 mm min.
ized or inadvertent use.
The readout shall be visible under conditions of full
2.152 Component dimensions, compatibility and
sunlight to total darkness. Display unit lighting in-
interface
tensity shall be controlled by normal Cockpit instru-
ment lighting controls, unless individual controls are
The OBWBS components shall meet the dimensions,
provided.
compatibility, interface and interchangeability re-
quirements specified in ISO 6702-2.
The display unit shall comprise all controls necess-
ary to operate and self-test the System. If controls
are required for in-flight adjustment, they shall be
2.153 Power supply
located on the display unit. The display unit shall
provide separate indication when preset limits of
The System shall operate from aircraft electrical
weight and location of the centre of gravity are ex-
power, 115 V a.c. 400 Hz. The System shall also op-
ceeded, or when the System is operating in de-
erate when the aircraft is powered from a ground
graded mode, if these Options are exercised (see
power Source, and shall continue to operate without
. .
2 2)
interruption after normal System transients or power
interruptions (for example, changeover from ground
The display unit location, actuation and integration
power to aircraft power).
into flight deck controls shall comply with flight deck
layout optimization requirements.
2.154 Weight
System weight shall be minimized consistent with
2.1.5.1.2 Computer unit
function, maintenance and reliability requirements.
The design objective of the System weight, less
The Computer unit shall perform the operations re-
connecting lines or cables, shall not exceed 22,7 kg.
quired by the System functions. The unit shall have
provisions for Signal Outputs to additional remote
display units and Signal Outputs when preset limits
2.1.6 Environmental and functional
of weight and location of the centre of gravity are
requirements
exceeded. The Computer shall provide a malfunction
warning indication at the display unit or through a
The System shall meet the requirements of ISO 7137,
centralized display System whenever a System fail-
as follows.
ure occurs or the error on either aircraft weight or
location of the centre of gravity exceeds preset lim-
its. It shall include controls or provisions for mal-
2.1.6.1 All components within the pressurized
function troubleshooting. The unit shall have
fuselage shall meet the requirements of ISO 7137 for
provisions for ARINC 429 Outputs for use by external
class A-2 equipment for temperature and altitude.
monitoring equipment such as AIDS (Airborne Inte-
grated Data System).
2.1.6.2 All other components shall meet the re-
lt shall be possible to replace the Computer unit quirements of ISO 7137 for class D-2 and E-2 equip-
without requiring System recalibration. ment for temperature and altitude.
ISO 67024:1991(E)
2.1.6.3 All components shall meet the require- function troubleshooting of its functions. The System
ments of ISO 7137 for category B “Severe humidity” design shall permit isolation and testing of indi-vidual
conditions. Sensors. The equipment shall be designed so that
failure of the self-test feature cannot cause the sys-
tem to malfunction.
2.1.6.4 All components shall meet all other re-
quirements of ISO 7137 except that components
2.1.7.4 Calibration
within the pressurized fuselage are exempt from the
“Waterproofness” and “Fluids susceptibility” re-
The system’s components shall be designed so that
quirements.
calibration is not required at intervals of less than
the equivalent of IO 000 flight hours.
2.1.6.5 The System shall withstand an aircraft
weight range from Zero weight to 150 % greater
2.1.7.5 Adjustment
than maximum taxi gross weight, without darnage
or loss of calibration. The Sensors shall be capable
The System shall be ,designed so that Zero adjust-
of withstanding the Stresses resulting from the
ments are automatically performed on each flight.
maximum hard landing specified for a particular
aircraft type without darnage.
2.1.7.6 Operational reliability
2.1.6.6 The System shall withstand a centre of
The System shall be designed to have a minimum
gravity range 100 % greater than the aircraft ground
dispatch reliability of 99 % of operational flight de-
operating centre of gravity range without darnage
partures, taking into account all detected System
or loss of calibration.
failures and degrade mode Operation, if provided.
2.1.6.7 The Sensors shall withstand, without dam-
2.1.7.7 Interchangeability
age or fatigue, the Stresses and deflections of the
landing gear during take-off, landing, taxiing, brak-
All components shall be designed so that they tan
ing and loading operations for a period equal to
be interchanged with any identical component with-
15 000 landing cycles or a predicted number of cy-
out adjustment. Components tailored for a particular
cles compatible with 10 000 flight hours, whichever
aircraft type shall be interchangeable with similar
is the larger. The Sensors shall be capable of with-
components for other aircraft types with minimum
standing at least 150 % of aircraft maximum taxi
adjustment of the System. There shall be no re-
gross weight.
quirement for calibration or recalibration in either
case.
2.1.7 Maintainability and reliability
2.2 Optional functions
2.1.7.1 Construction
The following Options have been identified as po-
Standard Parts, fitt ings and fasteners shall be used
tentially desirable additional functions to be indi-
wherever possible.
vidually specified and mutually agreed upon
between manufacturer and user as required. Op-
2.1.7.2 Component replacement
tional functions shall have no adverse effect on
characteristics or instal-
basic System functions,
No special tools shall be required to remove and
lation.
replace System components, except that special
tools may be required for the installation of Sensor
2.2.1 In-flight weight and balance
mounts. The replacement of System components
shall require the minimum dismantling of other air-
The System should be able to accept inputs such as
traft Systems or components. lt shall be a design
fuel flow, fuel quantity and fuel transfer monitors and
objective to be able to replace any System com-
angle of attack or pitch attitude from the navigation
ponent, adjust as required, and test the System
System and should be able to calculate and display
within one hour. Sensor and Sensor mounting de-
in-flight weight and the location of the centre of
sign shall minimize the possibility of Sensor darnage
gravity based upon the last static reading.
during removal or replacement.
2.2.2 In-flight fuel usage planning
2.1.7.3 Malfunction troubleshooting
Self-test of the System shall be carried out by one The System should be able to forecast the effect on
aircraft weight and balance due to a proposed fuel
person at the display unit. The Computer shall be
usage or transfer schedule.
equipped with a test connector or controls for mal-
ISO 670%1:1991 (E)
2.2.3 Remote displays with the requirements of a particular AIDS or flight
recorder, but in any case shail be compatible with
The System should provide remote display(s) of air- the relevant interface specifrcations.
traft weight and balance.
2.2.9 Degrade mode
2.2.4 Tail tip audible alarm
The System should provide a Signal for an audible The degraded capability should be maintained
alarm to indicate a potential aircraft tail tip con- within accuracy limits of 2 % of actual weight or
dition. In convertible or Combi cargo aircraft the MAC in the event of one or more Sensors failing, by
Same alarm Signal should provide a resettable out- providing complementary replacement Sensors. An
put Signal to interrupt power to aircraft cargo-
equivalent degraded capability should be main-
loading Systems.
tained in the event of one of any redundant or
duplicated System components failing. Positive indi-
cation at the display unit that the System is operat-
2.2.5 Flat tyre or strut indication
ing in the degraded mode should be provided.
The System should provide an indication or method
of sensing a flat aircraft strut or low tyre pressure.
2.2.10 Printed display
2.2.6 Hard landing indication
The System should be capable of providing final
The System should provide a resettable indication weight and balance data to an on-board Printer, or
of any landing which experiences landing loads of transmitting this information to a remote Printer
equal to or exceeding that specified as a hard land- through ACARS, AIRCOM or equivalent data trans-
ing for a particular aircraft. mission Systems.
2.2.7 Remote display of preset weight and
2.2.11 Lateral centre of gravity (if not a basic
balance llmits
requirement)
The System should indicate on remote display units
when preset weight and balance limits are met or
The System should determine the lateral location of
exceeded.
the centre of gravity of the aircraft within a sym-
‘metrical envelope IO % greater than the aircraft
certifred limits of lateral location of the centre of
2.2.8 AIDS Outputs
gravity and should display the location of the lateral
The System should provide Signals to an AIDS or centre of gravity within 3 O/o of the aircraft lateral
flight recorder. Signal values shall be in accordance centre of gravity range.
ISO 6702=1:1991(E)
-
Section 3: Class II on-board weight and balance Systems
3.1.2.1.3 Any effect of loading or unloading of the
3.1 System requirements
aircraft, or of transferring load or fuel on board.
The System shall determine the actual aircraft
3.1.2.1.4 Other compensation factors may be taken
weight and location of the centre of gravity as fol-
into account using correction Charts or equivalent
lows.
means, but may also be taken into account auto-
matically if the System design allows this without
3.1.1 Range of Operation
additional tost or complexity.
3.1.2.2 Compensation using correction Charts or
3.1 .l .l Weights
other means
The System shall determine and display the aircraft
weight at least throughout a range from 10 % below
3.1,2.2.1 Any combination of ramp slopes up to
aircraft tare weight to 15 % above the maximum taxi
3 %, aircraft pitch and/or roll attitude changes up to
gross weight. An Overflow indication shall be pro- 3” in excess of the established range of aircraft
vided if calculated weight exceeds maximum dis- ground handling attitude excursion.
Playahle value.
3.1.2.2.2 Aircraft brakes locked or released.
3.1.1.2 Centre of gravity
3.1.2.2.3 Landing gear steering set for Zero to min-
The System shall determine and display the aircraft imum turning radius.
location of the centre of gravity throughout a System
range determined as follows.
3.1.2.2.4 Aircraft brakes temperature between am-
bient and 20 “C above maximum temperature per-
Determine the aircraft maximum centre of gravity
mitted for dispatch.
range, expressed in percent of reference chord, us-
ing for example the mean aerodynamic chord (MAC)
3.1.2.2.5 110 km/h (60 k-t) wind, or aircraft maxi-
or equivalent, by subtracting the most forward limit
mum ground operations limit, whichever is lower,
from the most aft limit. Extend the most forward air-
through an azimuth of 360”.
traf? limit forward by 50 O/o of the aircraft range, or
20 % MAC forward of the forward design limit,
whichever is further forward. Extend the most aft
3.1.2.2.6 Any combination of operating engines
aircraft limit aft by 50 % of the aircraft range, or
from Zero to ground taxiing/or manoeuvring thrust,
20 % aft of the static aft tipping Point, whichever is
over the aircraft’s approved range of airport elev-
further aft.
ation.
3.1.2.2.7 Landing gear tilt hydraulic System on or
3.1.2 Mode of Operation
Off.
The System shall determine the aircraft weight and
the location of the centre of gravity on the ground, 3.1.3 Accuracy
in at least the taxiing mode, or preferably both the
taxiing and the static modes, and shall compensate The System shall be capable of determining and
for the following factors. displaying the actual aircraft weight and location of
the centre of gravity to within + 2 % of the aircraft
maximum taxi gross weight and & 3 % of the refer-
3.1.2.1 Automatic compensation
ence chord (MAC or equivalent).
lt shall be aimed to guarantee the above accuracy
3.1.2.1.1 50 % variations of normal landin
...
ISO
NORME - ’
INTERNATIONALE 67024
Première édition
1991-1 l-15
Aéronefs
- Prescriptions pour les systèmes
embarqués de masse et de centrage -
Partie 1:
Généralités
Aircraft - Requirements for on-board weight and balance systems -
Part 1: General
Numéro de référence
ISO 6702-l : 1 SS 1 (F)
ISO 6702=1:1991(F)
Avant-propos
L’ISO (Organisation internationale de normalisation) est une fédération
mondiale d’organismes nationaux de normalisation (comités membres
de MO). L’élaboration des Normes internationales est en général
confiée aux comités techniques de I’ISO. Chaque comité membre inté-
ressé par une étude a le droit de faire partie du comité technique créé
à cet effet. Les organisations internationales, gouvernementales et non
gouvernementales, en liaison avec I’ISO participent également aux tra-
vaux. LT30 collabore étroitement avec la Commission électrotechnique
internationale (CEI) en ce qui concerne la normalisation électrotech-
nique.
Les projets de Normes internationales adoptés par les comités techni-
ques sont soumis aux comités membres pour vote. Leur publication
comme Normes internationales requiert l’approbation de 75 % au moins
des comités membres votants.
La Norme internationale ISO 6702-l a été élaborée par le comité tech-
nique ISO/TC 20, Aéronautique ef espace, sous-comité SC 9, Char-
gement et équipement au sol.
Cette première édition de I’ISO 6702-I annule et remplace
I’ISO 6702: 1984.
Trois classes de systèmes ont été déterminées:
stèmes de classe 1, d’un très haut niveau de confiance et de
- les sy
haute exactitude;
-
confiance et d’exacti-
les systèmes de classe Il, d’un haut niveau de
tud e inférieure;
- les systèmes de classe Ill, d’un haut niveau de confiance et ne me-
surant et affichant que le centrage de l’aéronef.
L’ISO 6702 comprend les parties suivantes, présentées sous le titre gé-
- Prescriptions pour les systèmes embarqués de masse
néral Aéronefs
et de centrage:
- Partie 1: Généralités
- Partie 2: Caractéristiques de conception, de performance et
d’interface
6 ISO 1991
Droits de reproduction réservés. Aucune partie de cette publication ne peut être repro-
duite ni utilisée sous quelque forme que ce soit et par aucun procédé, électronique ou
mécanique, y compris la photocopie et les microfilms, sans l’accord écrit de l’éditeur.
Organisation Internationale de normalisation
Case Postale 56 l CH-121 1 Genève 20 l Suisse
Imprimé en Suisse
ii
NORME INTERNATIONALE ISO 6702-l :1991 (F)
Aéronefs - Prescriptions pour les systèmes embarqués de
masse et de centrage -
Partie 1:
Généralités
Section 1: Généralités
Partie 2: Caractéristiques de conception, de fonc-
1.1 Domaine d’application
tionnement et d’interface?
La présente partie de I’ISO 6702 prescrit les exi-
ISO 7137: 1987, Aéronautique - Conditions d’envi-
gences de fonctionnement, les caractéristiques et le
ronnement et procédures d’essai pour les équi-
mode d’installation des systèmes embarqués de
pements embarqués.2)
masse et de centrage utilisés sur les avions de
transport civil.
ARINC 429, Mark 33 Digital Information Transfer
Systems DITS, Aeronautical Radio Inc. (USA), 1987.
Elle ne prescrit aucune méthode de conception, au-
cun mécanisme ni aucun matériau pour atteindre
1.3 Caractéristiques générales
les exigences prescrites.
13.1 Le système de base de masse et de centrage
à bord des aéronefs [OBWBS3)] doit permettre le
1.2 Références normatives
mesurage direct et précis et l’affichage de la masse
réelle de l’aéronef et de son centre de gravité dans
Les normes suivantes contiennent des dispositions
les conditions statiques au sol. II peut avoir des
qui, par suite de la référence qui en est faite,
fonctions auxiliaires facultatives.
constituent des dispositions valables pour la pré-
sente partie de I’ISO 6702. Au moment de la publi-
Le système doit fonctionner indépendamment de
cation, les éditions indiquées étaient en vigueur.
tout système extérieur à l’aéronef, à l’exception de
Toute norme est sujette à révision et les parties
l’alimentation électrique au sol lorsgue l’aéronef n’a
prenantes des accords fondés sur la présente partie
pas d’alimentation de bord propre.
de I’ISO 6702 sont invitées à rechercher la possi-
bilité d’appliquer les éditions les plus récentes des
1.3.2 La présente partie de I’ISO 6702 prescrit les
normes indiquées ci-après. Les membres de la CEI
caractéristiques de trois classes de systèmes em-
et de I’ISO possèdent le registre des Normes inter-
barqués de masse et de centrage.
nationales en vigueur à un moment donné.
ISO 6702-2: 1991, Aéronefs - Caractéristiques des a) Les systèmes de classe I doivent être des systè-
systèmes embarqués de masse et de centrage - mes de haute exactitude et de haute perfor-
1) De hcto ARINC 737, On-board VVeight and Balance Systern, Aeronautical Radio Inc. (USA), 1985.
2) Endossement partiel de la publication EUROCAE ED-14B/RTCA DO-160B (réalisation commune de l’Organisation euro-
péenne pour l’équipement électronique de l’aviation civile et la Radio Technical Commission for Aeronautics).
3) De l’anglais ((on-board weight and balance systembb.
mance, d’un très haut niveau de confiance, et
1.4 Objet des systèmes de masse et de
doivent être capables de mesurer et d’afficher à
centrage
la fois la masse et le centrage de l’aéronef.
1.4.1
Systèmes de classe I
Les systèmes de classe II doivent être des sys-
ternes d’un haut niveau de confiance, qui ne
Les OBWBS de classe I ont pour objet de fournir des
remplissent pas les exigences d’exactitude des
renseignements aussi précis que le permettent les
systèmes de classe I mais sont néanmoins ca-
méthodes et les matériels de contrôle au sol de la
pables de mesurer et d’afficher à la fois la masse
masse et du centrage des aéronefs.
et le centrage de l’aéronef.
1.4.2 Systèmes de classe II et de classe Ill
Les systèmes de classe Ill sont des systèmes
d’un haut niveau de confiance, qui ne remplis-
Les OBWBS de classe II et de classe Ill ont pour
sent pas les exigences d’exactitude des systè-
objet de donner des moyens fiables de détecter,
mes de classe I et qui ne peuvent mesurer et
avant le décollage de l’aéronef, les principales er-
afficher que le centrage de l’aéronef.
reurs des calculs de masse et de centrage effectués
par les méthodes et avec les matériels de contrôle
au sol. Les systèmes de classe II et de classe Ill
n’ont pas à remplir les exigences des systèmes de
1.3.3 Par (niveau de confiance» on entend, dans
classe 1.
le cadre de la présente partie de I’ISO 6702, la va-
leur globale de la mesure résultant des facteurs
suivants:
1.4.3 Niveau de confiance
-
L’objectif général en matière de niveau global de
exactitude de mesure;
confiance (voir 1.3.3) doit être de
- intervalle de confiance statistique;
- 99,7 % au minimum pour les OBWBS de
-
probabilité de non détection d’une panne du classe I (très haut niveau de confiance);
système avant le décollage (y compris l’effet des
redondances et doubles emplois intégrés éven- - 95 % au minimum pour les OBWBS de classe II
tuels). et de classe Ill (haut niveau de confiance).
ISO 67024:1991(F)
Section 2: Systèmes embarqués de masse et de centrage de classe 1
en mode statique au sol et en mode de roulage, et
2.1 Caractéristiques du système
doit compenser les facteurs suivants.
Le système doit déterminer la masse réelle et
l’emplacement réel du centre de gravité de l’aéronef 2.1.2.1 Toute combinaison de pentes de l’aire jus-
de la manière suivante. qu’à 3 % et/ou de variations d’assiette, autour des
axes longitudinal et transversal, jusqu’à 3” au-delà
de la plage établie d’excursion d’assiette au sol.
2.1.1 Plage de mesure
2.1.2.2 Freins de l’aéronef appliqués ou relâchés.
2.1 .l .l Masses
2.1.2.3 Mécanisme de direction du train d’atterris-
Le système doit déterminer et afficher la masse de
sage réglé de zéro au rayon de virage minimal.
l’aéronef sur une plage allant d’au moins 10 */o au-
dessous de la tare à 15 % au-dessus de la masse
2.1.2.4 Variation continue de la température des
brute maximale de roulage de l’aéronef. Une indi-
freins de l’aéronef, de 20 “C au-dessus de la tem-
cation de dépassement doit être prévue si la masse
pérature maximale admise avant autorisation de vol
calculée dépasse la masse maximale affïchable.
au refroidissement jusqu’à température ambiante.
2.1.1.2 Centre de gravité (centrage)
2.1.2.5 Variations de 50 % de la pression normale
de la jambe oléopneumatique du train d’atterris-
Le système doit déterminer et afficher I’empla-
sage, à n’importe quel degré admissible de sortie
cernent du centre de gravité de l’aéronef sur une
de cette jambe.
plage déterminée de la manière suivante.
2.1.2.6 Vent de 110 km/h (60 kt) ou limite maximale
2.1 A.2.1 Génhralités
de fonctionnement de l’aéronef au sol, selon la va-
leur la plus faible, par azimut de 360’. Le système
Déterminer la plage maximale de centrage, expri-
doit donner des indications stables de masse et de
mée sous forme de pourcentage d’une corde de ré-
centre de gravité par rafales de vent donnant un
férence, en utilisant par exemple la corde
différentiel minimal de 18 km/h (10 kt). II est admis
aérodynamique moyenne [MAC]4) ou un équivalent,
de simuler manuellement le vent et l’azimut.
en soustrayant la limite la plus avant de la limite la
plus arrière. Repousser vers l’avant la limite de
2.1.2.7 Toute combinaison de régime moteur de-
centrage la plus avant, d’une quantité égale à 50 %
puis zéro jusqu’à la poussée de roulage/manœuvre
de la plage totale de l’aéronef ou à 20 % de la MAC
au sol, dans la plage de variation autorisée d’alti-
en avant de la limite la plus avant, selon le point si-
tude d’aéroport.
tué le plus en avant. Repousser vers l’arrière la li-
mite de centrage la plus arrière, d’une quantité
égale à 50 % de la plage totale de l’aéronef ou à
2.1.2.8 Tout effet du chargement ou du déchar-
20 % en arrière du point de basculement statique
gement de l’aéronef, ou du transfert de charge ou
arrière, selon le point situé le plus en arrière.
de carburant à bord.
2.1.1.2.2 Centre de gravité latéral (centrage latéral)
2.1.2.9 Marche ou arrêt du système hydraulique de
basculement du train d’atterrissage.
En cas de besoin pour un usage spécifique de I’aé-
ronef, le système doit être capable de déterminer
2.1.3 Exactitude
l’emplacement du centre de gravité latéral de I’aé-
ronef à l’intérieur d’une enveloppe symétrique dé-
Le système doit être capable de déterminer et d’af-
passant de 10 % les limites latérales certifiées de
ficher la masse réelle et l’emplacement réel du
centrage de l’aéronef.
centre de gravité de l’aéronef avec une exactitude
de + 1 % de la masse réelle et de + 1 % de la
2.1.2 Mode de fonctionnement
corde de référence (MAC ou équivalent). L’empla-
cement du centre de gravité latéral doit être déter-
Le système doit déterminer la masse et I’empla- miné et affiché, si nécessaire, avec une exactitude
cernent du centre de gravité de l’aéronef à la fois de + 3 % de la plage latérale de centrage.
-
--
4) IIe l’anglais ((mean aerodynamic chord),.
L’objectif visé est de garantir l’exactitude ci -dess us 2.1.5.1.2 Unité de calcul
à trois éc arts-types près.
L’unité de calcul doit effectuer les opérations requi-
ses par les fonctions du système. Cette unité doit
2.1.4 Temps de réponse
être munie de dispositifs permettant l’envoi de si-
gnaux à d’autres unités d’affichage à distance, ou
A une commande d’affichage continu de la masse
de signaux avertissant du dépassement des limites
et de l’emplacement du centre de gravité, le sys-
de masse et de centrage. L’unité de calcul doit si-
tème doit répondre en moins de 1 min après le
gnaler, au niveau de l’unité d’affichage ou par I’in-
contrôle automatique initial.
termédiaire d’un système d’affichage centralisé,
tout mauvais fonctionnement résultant d’une panne
du système ou tout dépassement de l’erreur maxi-
2.1.5 Éléments du système
male d’indication de la masse de l’aéronef ou de
l’emplacement de son centre de gravité. Elle doit
Le système doit comporter le minimum d’éléments
également permettre de rechercher les causes de
requis pour accomplir les fonctions prescrites dans
panne en cas de mauvais fonctionnement. Elle doit
la présente partie de I’ISO 6702. Un système type se
pouvoir transmettre les signaux de I’ARINC 429 uti-
compose de quatre sous-systèmes éventuellement
lisables par les équipements de surveillance exté-
en double: unité d’affichage, unité de calcul, cap-
rieure du type AIDS5) (dispositif d’acquisition de
teurs, boîte de calibration, avec les circuits et câbles
données en vol).
de branchement associés. Aucun matériel extérieur,
aucune rampe, aucun stabilisateur ni support tem-
II doit être possible de remplacer l’unité de calcul
poraire de l’aéronef au sol ne doit être requis.
sans avoir à réétalonner le système.
2.1 S.1 Description des éléments
2.1.5.1.3 Capteurs
2.1.5.1 .l Unité d’affichage
Les capteurs doivent détecter les variations de
masse et d’assiette de l’aéronef et les transmettre
L’unité d’affichage doit permettre la lecture continue
à l’unité de calcul. Le nombre, le mode de montage
de la masse de l’aéronef, à 100 kg près, sous la
et l’emplacement des capteurs dépendent de la
forme d’un affichage numérique à quatre chiffres
conception spécifique de l’aéronef et du système.
lumineux de 6,4 mm de hauteur minimale. Elle doit
Les systèmes permettant d’éliminer les frottements
également afficher en continu l’emplacement du
dans le train d’atterrissage, s’ils sont utilisés, et les
centre de gravité de l’aéronef à 0,l % près de la
capteurs d’assiette doivent être considérés comme
corde de référence (MAC ou équivalent), sous la
parties du sous-système des capteurs.
forme d’un affichage numérique à trois chiffres lu-
mineux de 6,4 mm de hauteur minimale.
2.1.5.1.4 Boîte de calibration
L’affichage doit être visible dans des conditions al-
lant du plein ensoleillement à l’obscurité totale.
Toutes les données de calibration doivent être re-
L’intensité lumineuse de l’unité d’affichage doit être
cueillies dans une boîte de calibration demeurant
contrôlée par les commandes normales d’éclairage
dans l’aéronef lorsque d’autres éléments sont
des instruments du poste de pilotage, sauf si des
changés, pour éviter d’avoir à effectuer un nouvel
commandes spéciales sont prévues à cet effet.
étalonnage. La boîte de calibration doit contenir les
L’unité d’affichage doit contenir toutes les comman- commandes nécessaires pour régler la capacité de
des nécessaires pour faire fonctionner et contrôler lecture du système dans les limites d’exactitude
spécifiées pour l’aéronef considéré; ces comman-
automatiquement le système. Si des commandes
des doivent être protégées contre un usage prohibé
sont nécessaires pour le réglage en vol, elles doi-
ou par inadvertance.
vent se trouver sur l’unité d’affichage. Cette der-
nière doit permettre une indication distincte du
dépassement des limites de masse et de centrage,
ou du fonctionnement du système en mode dégradé
2.1 S.2 Dimensions des éléments, compatibilité et
lorsque ces options sont utilisées (voir 2.2).
interface
L’emplacement de l’unité d’affichage, sa manoeuvre
Les éléments de I’OBWBS doivent satisfaire aux
et son intégration dans les commandes du poste de
exigences de dimensions, de compatibilité, d’inter-
pilotage doivent être conformes aux prescriptions
face et d’interchangeabilité prescrites dans
d’optimisation de l’aménagement du poste de pilo-
I’ISO 6702-2.
tage.
5) De l’anglais ((airborne integrated data system.
ISO 67024:1991(F)
2.1.6.7 Les capteurs doivent supporter, sans en-
2.153 Alimentation
dommagement ni fatigue, les contraintes et -défor-
mations du train d’atterrissage au décollage, à
Le système doit fonctionner sur l’alimentation élec-
trique de l’aéronef, de 115 V en courant alternatif, I’atterissage, au roulage, au freinage et durant le
chargement, pendant une durée égale à 15 000 cy-
400 Hz. Il doit également pouvoir fonctionner lors-
cles d’atterrissage ou à un nombre spécifié de cy-
que l’appareil est alimenté par une source au sol,
cles compatibles avec 10 000 h de vol, en
et il doit continuer de fonctionner après des transi-
choisissant la plus grande de ces deux valeurs. Les
toires normaux ou des interruptions de courant (par
capteurs doivent pouvoir supporter des contraintes
exemple lors du passage de l’alimentation au sol à
l’alimentation de bord). égales à 150 % au moins de la masse brute maxi-
male de roulage de l’aéronef.
2.154 Masse
2.1.7 IUlaintenabilité et fiabilité
Le système doit être de la masse minimale compa-
tible avec sa fonction et les exigences de mainte-
2.1.7.1 Construction
nance et de fiabilité. L’objectif de conception doit
être de 22,7 kg au maximum, sans compter les cir-
cuits ou les câbles de raccordement. Les pièces, raccords et fixations utilisés doivent, si
possible, être normalisés.
2.1.6 Conditions d’environnement et de
2.1.7.2 Remplacement de pièces
fonctionnement
Aucun outil spécial ne doit être nécessaire pour dé-
Le système doit satisfaire aux exigences de
monter et remplacer les éléments du système, sauf
I’ISO 7137 et notamment aux exigences suivantes.
pour l’installation des supports de capteurs qui peut
nécessiter l’utilisation d’outils spéciaux. Le rempla-
cement d’éléments doit demander le moins de dé-
2.1.6.1 Tous les éléments du fuselage pressurisé
doivent remplir les conditions de température et montage possible d’autres systèmes ou éléments
de l’aéronef. L’un des objectifs de conception doit
d’altitude spécifiées pour les matériels de la
être de pouvoir remplacer un élément, le régler si
classe A-2 dans I’ISO 7137.
nécessaire, et vérifier le système en moins de 1 h.
La conception des capteurs et de leur montage doit
2.1.6.2 Tous les autres éléments doivent remplir
viser à réduire le risque d’endommagement en
les conditions de température et d’altitude spéci-
cours de démontage et de remplacement.
fiées pour les matériels des classes D-2 et E-2 dans
I’ISO 7137.
2.1.7.3 Recherche des causes des pannes
2.1.6.3 Tous les éléments doivent remplir les
La vérification automatique du système doit pouvoir
conditions de la catégorie B, ((humidité sévère,,, de
être effectuée par une personne sur l’unité d’affi-
I’ISO 7137.
chage. L’unité de calcul doit être munie d’un
connecteur d’essai ou de commandes permettant
de rechercher les causes des pannes de son propre
2.1.6.4 Tous les éléments doivent remplir les au-
fonctionnement. La conception du système doit per-
tres exigences de I’ISO 7137, à l’exception des élé-
mettre l’isolation et la vérification de chaque cap-
ments du fuselage pressurisé qui sont exemptés des
teur séparément. Le matériel doit être concu de telle
exigences concernant I’4mperméabilité à l’eau,, et
sorte que la panne d’un élément à autosu;veillance
la wésistance aux fluides)).
ne puisse entraîner un fonctionnement défectueux
du système.
2.1.6.5 Le système doit supporter, sans endomma-
gement ni désétalonnage, une variation de masse
2.1.7.4 Étalonnage
de l’aéronef allant de zéro à 150 % de la masse
brute maximale de roulage. Les capteurs doivent
Les éléments du système doivent être concus de
pouvoir supporter, sans endommagement, les
manière à ne pas demander de nouvel étalonnage
contraintes résultant de l’atterrissage le plus brutal
avant l’équivalent d’au moins 10 000 h de vol.
spécifié pour le type d’aéronef considéré.
2.1.6.6 Le système doit supporter, sans endomma- 2.1.7.5 Réglage
gement ni désétalonnage, une variation du centrage
de l’aéronef pouvant atteindre 100 % de la plage Le système doit être conqu de ma nière ‘à acco mplir
totale de centrage de service au sol. un réglage automatiq ue du zéro à chaq ue vol.
convertibles, le même signal constitue un signal de
2.1.7.6 Fiabilité opérationnelle
sortie avec annulation pour couper l’alimentation
des systèmes de chargement de l’aéronef.
Le système doit être concu de manière à avoir une
fiabilité minimale de 99 oi des départs, compte tenu
des défaillances de système détectées et des fonc-
2.2.5 Signal de pression insuffisante des
tionnements éventuels en mode dégradé.
pneumatiques ou de la jambe de force
2.1.7.7 Interchangeabilité
II convient que le système donne une indication, ou
un moyen de repérage, de la diminution de pression
Tous les éléments doivent être concus de manière
de la jambe de force ou des pneumatiques.
à assurer une interchangeabilité avec n’importe
quel élément identique sans réglage. Les éléments
2.2.6 Indication d’atterrissage brutal
fabriqués sur mesure pour un type particulier
d’aéronef doivent être interchangeables avec des
II convient que le système donne une indication,
éléments similaires d’autres types d’aéronefs avec
avec annulation, de tout atterrissage effectué à une
un réglage minimal du système. En aucun cas il ne
force égale ou supérieure à la force signalant un
doit y avoir d’étalonnage ou de réétalonnage.
atterrissage brutal pour un aéronef donné.
2.2 Fonctions facultatives 2.2.7 Affichage à distance des limites
préréglées de masse et de centrage
Les fonctions facultatives qui suivent ont été consi-
dérées comme des fonctions supplémentaires sou-
II convient que le système indique, sur des unités
haitables, à spécifier en cas de besoin après accord
d’affichage à distance, le passage ou le dépas-
mutuel entre le fabricant et l’utilisateur. Ces fonc-
sement des limites préréglées de masse et de cen-
tions, de caractère facultatif, ne doivent perturber
trage.
en rien les fonctions fondamentales, les caractéris-
tiques et l’installation du système.
2.2.8 Signai de sortie AIDS
II convient que le système fournisse des signaux au
2.2.1 Masse et centrage en vol
dispositif d’acquisition de données en vol (AIDS) ou
à l’enregistreur de vol. La valeur de ces signaux doit
II convient que le système puisse recevoir les si-
correspondre aux exigences des dispositifs ou des
gnaux de contrôle de débit, de quantité et de trans-
enregistreurs particuliers, mais doit être en tout cas
fert de combustible ainsi que d’angle d’attaque et
compatible avec les spécifications d’interface perti-
d’assiette longitudinale transmis par le système de
nentes.
navigation, et puisse calculer puis afficher la masse
et le centrage en vol de l’aéronef d’après la der-
nière mesure statique.
2.2.9 Fonctionnement en mode dégradé
En cas de panne d’un ou de plusieurs capteurs, il
2.2.2 Planification de la consommation de
convient que le système puisse maintenir un service
combustible en vol
dégradé dans la limite de 2 % de la masse réelle
ou de la corde aérodynamique moyenne (MAC) ré-
Il convient que le système puisse prévoir l’effet sur
elle, par la mise en œuvre de capteurs de rempla-
la masse et le centrage de l’aéronef de chaque plan
cement dans le circuit. Il doit également maintenir
de consommation ou de transfert de carburant
un service dégradé équivalent en cas de panne d’un
choisi.
élément du système fonctionnant en double com-
mande. Il convient qu’un signal indiquant que le
2.2.3 Affichage à distance
système fonctionne en mode dégradé apparaisse
sur l’unité d’affichage.
II le système permette 1’ affichage à
convient
que
di la m asse et du c entrage de l’aéronef.
stance de
2.2.10 impression
2.2.4 Signai d’alarme audible de basculement
II convient que le système puisse communiquer les
données finales de masse et de centrage à une im-
au sol
primante de bord, ou transmettre cette information
à une imprimante à distance par un système de
II convient que le système émette un signal
transmission du type ACARS, AIRCOM ou équiva-
d’alarme en cas de basculement potentiel de I’aé-
lent.
ronef au sol. Dans les avions-cargos, combinés ou
ISO 67024:1991(F)
gravité latéral de l’aéronef à l’intérieur d’une enve-
2.2.11 Centrage latéral (sauf exigence de
loppe symétrique dépassant de 10 % les limites la-
base)
térales certifiées de centrage de l’aéronef et qu’il
affiche le centrage latéral à 3 O/o près de la portée
II convient que le système détermine le centre de de centrage latéral de l’aéronef.
ISO 67024:1991(F)
Section 3: Systèmes embarqués de masse et de centrage de classe II
3.1.2.1.2 Le système doit donner des indications
3.1 Caractéristiques du système
stables de masse et de centre de gravité par rafales
de vent donnant un différentiel minimal de 18 km/h
Le système doit déterminer la masse réelle et
(10 k-t).
l’emplacement réel du centre de gravité de l’aéronef
de la manière suivante.
3.1.2.1.3 Tout effet du chargement ou du déchar-
gement de l’aéronef, ou du transfert de charge ou
de carburant à bord.
3.1.1 Plage de mesure
3.1.2.1.4 D’autres facteurs de compensation peu-
vent être pris en considération à l’aide d’abaques
3.1 .l .l Masses
de correction ou de moyens équivalents, mais la
prise en compte peut se faire automatiquement si la
Le système doit déterminer et afficher la masse de
conception du système le permet sans frais ni opé-
l’aéronef sur une plage allant d’au moins 10 % au-
ration complexe supplémentaires.
dessous de la tare à 15 % au-dessus de la masse
brute maximale de roulage de l’aéronef. Une indi-
3.1.2.2 Compensation par abaque de correction ou
cation de dépassement doit être prévue si la masse
autre moyen
calculée dépasse la masse maximale affichable.
3.1.2.2.1 Toute combinaison de pentes de l’aire
3.1.1.2 Centre de gravité (centrage) jusqu’à 3 % et/ou de variations d’assiette, autour
des axes longitudinal et transversal, jusqu’à 3” au-
Le système doit déterminer et afficher I’empla- delà de la plage établie d’excursion d’assiette au
sol.
cernent du centre de gravité de l’aéronef sur une
plage déterminée comme suit.
3.1.2.2.2 Freins de l’aéronef appliqués ou relâchés.
Déterminer la plage maximale de centrage, expri-
mée sous forme de pourcentage d’une corde de ré-
3.1.2.2.3 Mécanisme de direction du train d’atter-
férence, en utilisant par exemple la corde
rissage réglé de zéro au rayon de virage minimal.
aérodynamique moyenne (MAC) ou un équivalent,
en soustrayant la limite la plus avant de la limite la
3.1.2.2.4 Freins de l’aéronef entre la température
plus arrière. Repousser vers l’avant la limite de
ambiante et 20 OC au-dessus de la température
centrage la plus avant, d’une quantité égale à 50 %
maximale admise avant autorisation de vol.
de la plage totale de l’aéronef ou à 20 % de la MAC
en avant de la limite la plus avant, selon le point si-
3.1.2.2.5 Vent de 110 km/h (60 kt) ou limite maxi-
tué le plus en avant. Repousser vers l’arrière la li-
male de fonctionnement de l’aéronef au sol, selon
mite de centrage la plus arrière, d’une quantité
la valeur la plus faible, par azimut de 360”.
égale à 50 % de la plage totale de l’aéronef ou à
20 % en arrière du point de basculement statique
3.1.2.2.6 Toute combinaison de régime moteur de-
arriére, selon le point situé le plus en arrière.
puis zéro jusqu’à la poussée de roulage/manœuvre
au sol, sur la plage de variation autorisée d’altitude
d’aéroport.
3.1.2 Mode de fonctionnement
3.1.2.2.7 Marche ou arrêt du système hydraulique
Le système doit déterminer la masse et l’empla-
de basculement du train d’atterrissage.
cement du centre de gravité de l’aéronef au sol, au
moins en mode de roulage, mais de préférence à la
3.1.3 Exactitude
fois en mode de roulage et en mode statique, et doit
compenser les facteurs suivants.
Le système doit être capable de déterminer et d’af-
ficher la masse réelle et l’emplacement réel du
centre d
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