ISO 6702:1984
(Main)Aircraft — Requirements for on board weight and balance control systems
Aircraft — Requirements for on board weight and balance control systems
Aéronefs — Caractéristiques des systèmes de contrôle de la masse et du centrage à bord
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International Standard @ 6702
INTERNATIONAL ORGANIZATION FOR STANDARDIZATlONOMEWlYHAPOAHAfl OPrAHkl3ALb4fl il0 CTAHAAPTH3AUMM*ORGANlSATlON INTERNATIONALE DE NORMALISATION
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Aircraft - Requirements for on board weight and balance
control systems
Aéronefs - Caractéristiques des systèmes de contrôle de la masse et du centrage à bord
First edition - 1984-12-15
- UDC 629.7.013 : 531.24 Ref. No. IS0 6702-1984 (E)
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Descriptors : aircraft, weight (mass), balancing, specifications.
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Foreword
IS0 (the International Organization for Standardization) is a worldwide federation of
national standards bodies (IS0 member bodies). The work of preparing International
Standards is normally carried out through IS0 technical committees. Each 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.
Draft International Standards adopted by the technical committees are circulated to
the member bodies for approval before their acceptance as International Standards by
the IS0 Council. They are approved in accordance with IS0 procedures requiring at
least 75 % approval by the member bodies voting.
International Standard IS0 6702 was prepared by Technical Committee ISO/TC 20,
Aircraft and space vehicles.
O International Organization for Standardization, 1984 O
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IS0 6702-1984 (E)
INTERNATIONAL STANDARD
on board weight and balance
Aircraft - Requirements for
control systems
4.1.2 Centre of gravity
1 Scope and field of application
This International Standard establishes requirements for the
The system shall determine and display the aircraft centre of
function, characteristics and installation of an On Board
gravity throughout a system range determined as follows :
Weight and Balance Control System for use on civil transport
aircraft. This International Standard is not intended to specify
Determine the aircraft maximum centre of gravity range, ex-
design methods, mechanisms or material to fulfil the require-
pressed as a percentage of a reference chord, such as Mean
ments specified.
Aerodynamic Chord (MAC) or equivalent, by subtracting the
most forward limit from the most aft limit. Extend the most for-
The basic On Board Weight and Balance Control System
ward aircraft limit forward by an amount equal to 50 % of the
(OBWBCS) shall provide a direct, accurate measurement and
aircraft range, but not exceeding the forward point equivalent
display of the actual aircraft weight and centre of gravity under
to zero MAC. Extend the most aft aircraft limit aft by an
ground static conditions. Optional functions, such as those
amount èqual to 50 % of the aircraft range, or to the static aft
given in clause 5, may be included. The system shall function
tipping point, whichever is further aft.
independently of any system external to the aircraft, with the
exception of ground electrical power when aircraft power is not
available.
4.1.2.1 Lateral centre of gravity
2 References Where required for a specific aircraft usage, the system shall be
capable of determining the lateral centre of gravity of the air-
Specification 404A, Air Transport Equipment Cases and Rack-
craft throughout a symmetrical envelope 10 % greater than the
ing, Aeronautical Radio Inc. (U.S.), 1974.11
aircraft certified lateral centre of gravity limits.
IS0 7137, Aircraft - Environmental conditions and test pro-
cedures for airborne equipment.
4.2 Mode of operation
The system shall determine the aircraft weight and centre of
3 Weight and balance control
gravity in the ground static mode and shall compensate for the
following factors.
The purpose of the OBWBCS shall be to serve as a primary
means of weight and balance determination and to meet ad-
ministrative authority regulations pertaining to weight and
4.2.1 Automatic compensation
balance control of the aircraft at dispatch.
4.2.1.1 Any combination of ramp slopes up to 3 %, aircraft
4 Requirements
pitch and/or roll attitude changes up to 3O in excess of the
established range of aircraft ground attitude excursion.
The system shall determine actual aircraft weight and centre of
gravity as follows.
4.2.1.2 Aircraft brakes locked or released.
4.1 Range of operation
4.2.1.3 Landing gear steering set for zero to minimum turning
4.1 .I Weights
radius.
The system shall determine and display the aircraft weight
throughout a range from 10 % less than the aircraft empty 4.2.1.4 Aircraft brakes at ambient or at maximum
weight to 10 YO greater than the maximum taxi gross weight. temperature permitted for dispatch.
Or similar, until such time as an International Standard is made available.
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IS0 6702-1984 (E)
4.2.1.5 Plus or minus 50 % variations of normal landing gear 4.5.1.3 Sensors
oleostrut pressure for any permissible degree of strut exten-
sion.
The sensor shall detect changes in aircraft weight and attitudf
and transmit them to the computer unit. Number, mountinc
and location of sensors shall be determined by the specific air
4.2.2 Compensation by correction chart or other means
craft design. Devices to overcome landing gear system friction
if required, and attitude sensors shall be considered a part O
4.2.2.1 74 kmlh (40 ktl wind through an azimuth of 360O.
the sensor subsystem.
4.2.2.2 Any combination of operating engines from zero to
4.5.1.4 Calibration unit
ground idle thrust, over the aircraft approved range of airport
elevation.
The calibration unit shall contain the controls necessary to ad
just the system to read within the specified accuracy limits on i
4.3 Accuracy
particular aircraft. These controls shall be protected from
unauthorized or inadvertent use.
The system shall be capable of determining and displaying air-
craft weight and centre of gravity within f 0,5 % of the actual
4.5.2 Component dimensions and interface
aircraft weight and f 0,5 % of the Mean Aerodynamic Chord.
Lateral centre of gravity, if required, shall be determined and
displayed within 1,0 % of the lateral centre of gravity range. Component dimensions shall be a minimum, consistent witt-
function, maintenance and reliability requirements.
4.4 Response time
The display unit shall be compatible with front-mounted in
stallation requirements for a specific aircraft. The compute1
The system shall respond to a command to display the weight
unit shall be compatible with ARlNC Specification 404A elec
and centre of gravity within one minute, including warm-up
tronic rack interface requirements. Sensor units shall be com
time.
patible with landing gear or structure attachment requirement:
for a specific aircraft and shall take into account the en.
4.5 System components
vironmental maintenance and reliability requirements of this
International Standard.
The system shall consist of the minimum components required
to perform the functions defined in this International Standard.
A typical system may consist of four subsystems, plus connec- 4.5.3 Power requirements
ting lines or cabling : the display unit, the computer unit, the
calibration unit and the sensors. No external equipment,
4.5.3.1 Power supply
ramps, stabilizer or temporary aircraft-to-ground supports shall
be required.
The system shall operate from aircraft electrical power,
115 V a.c. 400 Hz; 28 V d.c. or 5 V a.c. for lighting purposes
4.5.1 Component description
The system shall also operate when the aircraft is powerec
from a ground power source, and shall continue to operate
4.5.1.1 Display unit
after normal system transients or power interruptions (for ex.
ample, changeover from ground power to aircraft power).
The unit shall provide a digital readout of the aircraft weight in
50 kg increments and the aircraft centre of gravity in in-
4.5.3.2 Power consumption
crements of 0.10 % of the reference chord (MAC or
equivalent), in illuminated digits of 6,4 mm minimum size. The
readout shall be visible in conditions ranging from full sunlight The system shall consume no more than 500 W peak power.
to total darkness. Display unit lighting intensity shall be con- The power factor shall not be less than 0,86.
...
Norme internationale @ 6702
INTERNATIONAL ORGANIZATION FOR STANDARDIZATION*MEXAYHAPOAHAR OPrAHM3Al&lR no CTAHAAPTM3A4MM*ORGANlSATlON INTERNATIONALE DE NORMALISATION
Aéronefs - Caractéristiques des systèmes de contrôle de
@ la masse et du centrage à bord
Aircraft - Requirements for on board weight and balance control systems
Première édition - 1984-12-15
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U CDU 629.7.013 : 531.24
Réf. no : IS0 6702-1984 (FI
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Descripteurs : aéronef, poids, équilibrage, spécification.
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Prix basé sur 4 pages
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Avant-propos
L‘ISO (Organisation internationale de normalisation) est une fédération mondiale
d‘organismes nationaux de normalisation (comités membres de I‘ISO). L’élaboration
des Normes internationales est confiée aux comités techniques de I’ISO. Chaque
comité membre intéressé par une étude a le droit de faire partie du comité technique
créé à cet effet. Les organisations internationales, gouvernementales et non gouverne-
mentales, en liaison avec I’ISO, participent également aux travaux.
Les projets de Normes internationales adoptés par les comités techniques sont soumis
aux comités membres pour approbation, avant leur acceptation comme Normes inter-
nationales par le Conseil de I’ISO. Les Normes internationales sont approuvées confor-
mément aux procédures de I’ISO qui requièrent l’approbation de 75 % au moins des
comités membres votants.
La Norme internationale IS0 6702 a été élaborée par le comité technique ISO/TC 20,
Aéronautique et espace.
O Organisation internationale de normalisation, 1984 O
Imprimé en Suisse
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NOR M E I NTE R NAT1 ON A LE
IS0 6702-1984 (F)
Aéronefs - Caractéristiques des systèmes de contrôle de
la masse et du centrage à bord
1 Objet et domaine d’application 4.1.2 Centre de gravité (centrage)
La présente Norme internationale spécifie les exigences de
Le système doit déterminer et afficher le centre de gravité de
fonctionnement, les caractéristiques et le mode d’installation
l’aéronef sur une plage déterminée comme suit :
des systèmes de contrôle de la masse et du centrage à bord,
utilisés sur les avions de transport civil. Elle ne spécifie aucune
Déterminer la plage maximale de centrage exprimée sous forme
méthode de conception, aucun mécanisme ni aucun matériau
de pourcentage d‘une corde de référence, telle que la corde
pour atteindre les exigences spécifiées.
aéronautique moyenne (CAM) ou l’équivalent, en soustrayant
@
la limite la plus avant de la limite la plus arrière. Repousser la
Le système de base de contrôle de la masse et du centrage à
limite de centrage la plus avant vers l’avant, d’une quantité
bord des aéronefs [OBWBCS1)l doit permettre le mesurage
égale à 50 % de la plage totale de l‘aéronef sans dépasser le
direct et précis et l’affichage de la masse réelle de l‘aéronef et
point avant équivalant à la CAM zéro. Repousser la limite de
de son centre de gravité dans les conditions statiques au sol. II
centrage la plus arrière vers l‘arrière, d’une quantité égale à
peut avoir les fonctions auxiliaires facultatives indiquées au
50 % de la plage totale de l’aéronef ou jusqu’au point de bascu-
chapitre 5. Le système doit fonctionner indépendamment de
lement statique arrière, selon le point situé le plus en arrière.
tout système extérieur à l’aéronef, à l’exception de I‘alimenta-
tion électrique au sol lorsque l‘aéronef n’a pas de réseau de
bord propre. 4.1.2.1 Centre de gravité latéral (centrage latéral)
En cas de besoin pour un usage spécifique de l’aéronef, le
2 Références
système doit être capable de déterminer le centre de gravité
latéral de l’aéronef à l‘intérieur d‘une enveloppe symétrique
Spécification 404A, Air Transport Equipment Cases and Rack-
dépassant de 10 % les limites latérales certifiées de centrage de
ing, Aeronautical Radio Inc. (U.S.), 1974.2)
l’aéronef.
IS0 7137, Aéronautique - Conditions d‘environnement et pro-
cédures d‘essai pour les équipements embarqués.
4.2 Mode de fonctionnement
Le système doit déterminer la masse et le centre de gravité de
3 Contrôle de la masse et du centrage
sol et doit compenser les facteurs
l‘aéronef en mode statique au
*
L‘objectif de I’OBWBCS est d’être utilisable comme moyen
suivants.
fondamental de détermination de la masse et du centrage pour
satisfaire aux réglementations officielles des autorités concer-
4.2.1 Compensation automatique
nant le contrôle de la masse et du centrage des aéronefs avant
autorisation de vol.
4.2.1.1 Toute combinaison de pentes de piste jusqu’à 3 % et
de variations d‘assiette, autour des axes longitudinal et trans-
4 Caractéristiques exigées
versal, jusqu’à 3O au-delà de la plage établie d‘excursion
d’assiette au sol.
Le système doit déterminer la masse et le centre de gravité réels
de l’aéronef de la manière suivante.
4.2.1.2 Serrage ou relâchement des freins de l’aéronef.
4.1 Étendue de meçurage
4.2.1.3 Mécanisme de direction du train d’atterrissage réglé
4.1.1 Masses
de zéro au rayon de virage minimal.
Le système doit déterminer et afficher la masse de l’aéronef sur
une plage allant de 10 % au-dessous de la masse à vide à 10 %
4.2.1.4 Freins de l’aéronef à la température ambiante ou à la
au-dessus de la masse brute maximale de roulage de l‘aéronef. température maximale admise avant autorisation de vol.
1) De l‘anglais «On Board Weight and Balance Control System)).
2) Ou document analogue, jusqu’à ce qu’une Norme internationale soit disponible.
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IS0 6702-1984 (F)
4.2.1.5 Variations de 50 % en plus ou en moins de la pression
4.5.1.2 Unité de calcul
normale de la jambe oléopneumatique du train d’atterrissage, à
n’importe quel degré admissible de sortie de cette jambe.
L’unité de calcul doit effectuer les opérations requises par les
fonctions du système. Cette unité peut être munie de disposi-
tifs permettant l’envoi de signaux à d’autres unités d’affichage
4.2.2 Compensation par abaque de correction ou autre
à distance ou en cas de dépassement des limites de centrage.
Elle doit également permettre de contrôler un mauvais fonc-
4.2.2.1 Vent de 74 km/h (40 kt) par azimut de 360°
tionnement du système de recherche des causes de pannes, ou
d’y remédier.
4.2.2.2 Toutes combinaisons de régime de moteur depuis
zéro jusqu‘à la poussée au ralenti au sol, sur la plage de varia-
4.5.1.3 Capteurs
tion autorisée de site d’aéroport.
Les capteurs doivent détecter les variations de masse et
4.3 Précision
d‘assiette de l’aéronef et les transmettre à l‘unité de calcul. Le
nombre, le mode de montage et l’emplacement des capteurs
Le système doit être capable de déterminer et d‘afficher la
dépendent de la conception spécifique de l’aéronef. Les systè-
masse et le centre de gravité de l‘aéronef avec une précision de
mes permettant d‘éliminer les frottements dans le train d‘atter-
k 0,5 % de la masse réelle et de f 0,5 % de la corde aérody-
rissage et les capteurs d‘assiette doivent être considérés
namique moyenne (CAM). Le centre de gravité latéral doit être
comme parties du sous-système des capteurs.
déterminé et affiché, si nécessaire, avec une précision de 1,0 %
de la plage latérale de centrage.
4.5.1.4 Boîte de tarage
4.4 Temps de réponse
La boîte de tarage doit contenir les commandes nécessaires
pour régler la capacité de lecture du système dans les limites de
À une commande d‘affichage de la masse et du centre de gra-
précision spécifiées pour l’aéronef considéré. Ces commandes
vité, le système doit répondre dans la minute, temps d’échauf-
doivent être protégées contre un usage prohibé ou par inadver-
fement compris.
tance.
4.5 Éléments du système
4.5.2 Dimensions des éléments et interface
Le système doit comporter le minimum d’éléments requis pour
Les éléments doivent être de la taille minimale compatible avec
accomplir les fonctions définies dans la présente Norme inter-
leur fonction et les exigences d‘entretien et de fiabilité.
nationale. Un système type se compose de quatre sous-
systèmes : unité d‘affichage, unité de calcul, capteurs, boîte de
L’unité d’affichage doit être compatible avec les exigences de
tarage, avec les circuits et câbles de branchement associés.
montage frontal de l’aéronef considéré. L’unité de calcul doit
Aucun matériel extérieur, rampes, stabilisateurs ou supports
être compatible avec les exigences d‘interface des armoires
temporaires de l’aéronef au sol, n‘est requis.
électroniques ARINC, Spécification 404A. Les capteurs doivent
être compatibles avec les exigences de fixation,du train d’atter-
4.5.1 Description des éléments
rissage et des structures de l’aéronef considéré, et doivent tenir
compte des conditions d‘environnement, d’entretien et de fia-
bilité spécifiées dans la présente Norme internationale.
4.5.1.1 Unité d‘affichage
L’unité d’affichage doit permettre la lecture, sous forme numé-
4.5.3 Caractéristiques de puissance
rique, de la masse de l‘aéronef avec des échelonnements de
50 kg et de son centre de gravité avec des échelonnements de
4.5.3.1 Alimentation électrique
0,lO % de la corde de référence (CAM ou l’équivalent), en chif-
fres lumineux de 6,4 mm de hauteur minimale. L‘affichage doit
Le système doit fonctionner sur l’alimentation électrique de
être visible en plein soleil comme dans l‘obscurité totale.
l‘aéronef de 115 V, courant alternatif, 400 Hz; de 28 V, courant
L‘intensité lumineuse de l’unité d‘affichage d
...
Questions, Comments and Discussion
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