ISO 6702-1:1991

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)
...

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
...

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
...

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
...

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
...