CN108801529A - 一种小型无人机实时拉力检测装置及检测方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种小型无人机实时拉力检测装置及检测方法，属于测力技术领域，包括安装基座，气缸，电机，桨，所述的安装基座固定在机身上，其上安装有压力传感器、姿态传感器和气缸；所述的气缸内安装有活塞，活塞的形状与气缸内壁的形状相匹配，活塞与气筒之间可以发生相对的滑动，另外，气缸上还设置有气阀和通气孔，打开所述气阀，气体可以自由进出缸体。关闭气阀时，缸体与活塞组成一密封空间。所述通气孔，设置在气缸底部，通过气管与压力传感器上相连。螺旋桨拉力转变成活塞运动，继而以气缸内压力的形式被间接测量。本发明的方案，简化了实时拉力测量结构，并利用了气缸的减振特性，使测量结果更加精确。
Description
技术领域
本发明涉及测力技术领域，具体而言，涉及一种小型无人机实时拉力检测装置及检测方法。
背景技术
空气螺旋桨作为无人机主要的推进方式，其工作状态下的效率，直接影响着无人机动力系统的效率，从而影响了无人机的续航时间。
传统的螺旋桨拉力测力装置，是通过将电动机和螺旋桨部分，直接与测力传感器进行连接，采用此类方案的典型专利有 [CN201420711412-螺旋桨电机拉力测试装置-实用新型][CN201620555138-一种无人机动力系统测试平台]。该类方案的缺陷在于，由于螺旋桨转动过程中，不可避免地会产生系统抖动。 由于动力部分与测力部分，刚性连接在一次，故高频震动直接传递到测力传感器上，从而影响测力的精度。 另外，由于螺旋桨在转动时会产生巨大的反扭力，而这个反扭力又作用在力传感器上，势必会影响力传感器的检测精度，甚至在长时间的大扭力作用下，力传感器功能会失效。
现有专利[CN201620556082-一种应用于无人机电机和旋翼上的动态拉力测试装置]采用精密滚珠滑块作为电机安装座，从而抵消电机和螺旋桨在工作时产生的反扭力，并在拉力的作用方向保持自由度。同时，也应当看到，该专利实质上是一种应用于无人机电机和旋翼上的地面动态拉力测试装置，本领域内技术人员周知，滑块滑轨结构质量大，仅通过该专利文件记载的内容，无法得到布置在无人机上，并在实际飞行过程中实时测力的装置。
需要特别指出的是，在[CN201620556082-一种应用于无人机电机和旋翼上的动态拉力测试装置]的专利中，虽然提到了 固定座 与拉力计 之间用橡胶管连接的技术特征，但是，在该专利的说明书中，并无对该技术特征能够实现的技术效果及相应的技术原理进行有效清晰完整的阐述。因此，本领域内技术人员，仅通过阅读该专利公开内容，很难得到有关的技术启示。
另有[CN201710997476-一种无人机用螺旋桨动态拉力监测装置]，提出了一种可以安装在无人机上，实现在真实飞行条件下，对螺旋桨的动态拉力进行实时检测的技术方案。其基本思路是在无人机上，布置至少三组的直线导轨及直线轴承，动力组可以沿着直线滑轨移动，抵消反扭力。
实际上，申请人早在该专利申请日之前，即进行了基于直线导轨方案的动态拉力测试方案的实物验证，并于2017年5月，在浙江省挑战杯的比赛现场进行了装置的公开展示，而在2017年10月，在中国国际飞行器设计挑战赛的科技创新评比现场也进行了该动态拉力测试方案的展示。
申请人在制造及测试的过程中发现，直线导轨式的动态拉力检测的方案，可以实现一定抗扭的功能，并限制螺旋桨及电机只沿机身轴向运动，但是，多根导轨的设计，结构强度并不高，由于单一杆件的 截面小刚性不足，实际测试过程中，随着螺旋桨的转速增加，机头结构容易出现抖动，这是由直线导轨式的测力方案的固有局限性导致的。
另外，申请人也有考虑过，两套筒相互嵌套，实现类似于上述方案中，直线导轨的技术目的，不过，为了实现精确测量的目的，除嵌套结构外，还需要另外设置缓冲减振结构，以降低推进系统震动对测量结果的影响。而传统拉力传感器，大多基于电阻应变片的原理，原始信号需要经过放大，模数转换等环节，容易受环境的干扰，造成数据测量不准。
发明内容
为了解决现有技术存在的问题，本发明提供了一种小型无人机实时拉力检测装置及检测方法，能够直接安装在无人机上，动态采集到较为精确的螺旋桨实时拉力值，具有较高的可靠性和实用性。
本发明是这样来实现的：
一．一种无人机实时拉力检测装置（方案1）：
包括安装基座，气缸，电机，桨
其特征在于：
所述的安装基座固定在机身上，其上安装有压力传感器、姿态传感器和气缸；
所述的气缸，由气缸外壁，气缸内壁，和中间夹层组成，
所述的气缸外壁，由一柱形面组成，该柱形面的投影形状为任一封闭图形，
所述的气缸内壁，由一柱形面组成，该柱形面的投影形状为圆形以外的任一封闭图形，
所述的气缸内壁内安装有活塞，活塞的形状与气缸内壁的形状相匹配，活塞与气筒之间可以发生相对的滑动，
所述的气缸上还设置有气阀和通气孔，打开所述气阀，气体可以自由进出缸体。关闭气阀时，缸体与活塞组成一密封空间。
所述通气孔，设置在气缸底部，通过气管与压力传感器上相连。
所述的电机安装在电机安装座上，电机安装座与活塞杆相连接；电机轴直接或间接通过中间级齿轮传动后与桨相连接，
所述的电机安装座、电机、桨共同组成了推进系统。
进一步地，所述的中间夹层，可以是薄壁支撑隔板，也可以是发泡塑料形成的填充层，也可以是复合材料蜂窝夹层，中间夹层通过选用合适的材料，合理的结构，可以在提供必要的结构强度基础上，降低结构质量。
进一步地，所述的压力传感器，还有温度检测功能，能够对环境温度进行校准；因为压力传感器可以测量环境的气压值，而配合温度监测功能，既可以对传感器进行温度校准，可以计算得到当前的飞行海拔，而飞行海拔对于无人机来说具有重要意义。
进一步地，所述的气缸，初始状态下，活塞的位置处于缸体有效工作区域的20%-80%的位置处，在该工作区间内，气缸的减振性能更佳。
二．一种无人机实时拉力检测装置（方案2）：
包括 安装基座，气缸，电机，桨，第二固定套筒；
其特征在于：
所述的安装基座固定在机身上，其上安装有压力传感器、姿态传感器和气缸；
所述的气缸，由气缸外壁，气缸内壁，和中间夹层组成，
所述的气缸外壁，由一柱形面组成，该柱形面的投影形状为圆形以外的任一封闭图形，
所述的气缸内壁，截面形状为圆形；
所述的气缸内壁内安装有活塞，活塞的形状与气缸内壁的形状相匹配，活塞与气筒之间可以发生相对的滑动，所述的第二固定套筒与气缸外壁相连，截面形状与气缸外壁一致，可以沿着气缸外壁平移；另外，气缸上还设置有气阀和通气孔，打开气阀，气体可以自由进出缸体。关闭气阀时，缸体与活塞组成一密封空间。所述通气孔，设置在气缸底部，通过气管与压力传感器上相连。
所述的电机安装在电机安装座上，电机安装座与活塞杆相连接；电机轴直接或间接通过中间级齿轮传动后与桨相连接，
所述的电机安装座、电机、桨共同组成了推进系统。
进一步地，所述的中间夹层，可以是薄壁支撑隔板，也可以是发泡塑料形成的填充层，也可以是复合材料蜂窝夹层，中间夹层通过选用合适的材料，合理的结构，可以在提供必要的结构强度基础上，降低结构质量。
进一步地，所述的压力传感器，还有温度检测功能，能够对环境温度进行校准；因为压力传感器可以测量环境的气压值，而配合温度监测功能，既可以对传感器进行温度校准，可以计算得到当前的飞行海拔，而飞行海拔对于无人机来说具有重要意义。
进一步地，所述的气缸，初始状态下，活塞的位置处于缸体有效工作区域的20%-80%的位置处，在该工作区间内，气缸的减振性能更佳。
进一步地，所述的第二固定套筒，相对气缸外壁的最大位移距离小于电机定子直径的3倍。申请人发现，当第二固定套筒的实际位移距离，设置在上述范围内时，减振效果良好，且气缸长度不会太大，有利于结构减重。
三．一种小型无人机实时拉力检测方法
其步骤包括：
装置的校正：所述的小型无人机实时拉力检测装置的校正包括压力传感器的校正，姿态传感器的校正；
压力传感器校正：压缩活塞，并放开，使活塞自由滑动到初始位置处，校正此时的动压与静压一致，完成压力传感器的校正。
姿态传感器校正：放置飞行器至平飞状态，对姿态传感器进行水平校正，记当前状态下，无人机的实际俯仰角为0°。
装置气密性检查：对活塞进行拉伸操作，观察其是否能回到初始位置处。重复3次。
启动电机，螺旋桨旋转带动电机安装座向前移动，读取此时的气缸内压力值为P1,而环境气压值为P0,两者作差，得到压力的差值Pd。
Pd与活塞的截面积S简单相乘，即换算得到实际测量得到的拉力，记为T1
由姿态传感器，得到当前实时的俯仰角，记为γ，并定义飞机抬头，俯仰角为正。
提前测得活塞及其前面部分的总重量为W，由W*Sinγ 得到重力沿机身轴向的分量，记作W2。
真实的拉力值T2=T1+W2。
有益的技术效果
本发明提供的小型无人机实时拉力检测装置，活动部件少，结构合理，气缸式的设计，使电机安装座所在的活塞和安装基座所在的气缸沿着螺旋桨拉力线的方向相对滑动，本发明方案之一，桨气缸内壁的截面形状限制为除了标准圆形以外的任一封闭图形，该限制，使与活塞相连的推进系统，也能够相对于气缸发生轴向上的位移，而不会产生周向上的转动。而活塞的位移运动，使气缸内的气体压强发生改变。压力传感器通过检测气缸内压力的大小，可以间接地得到推进系统的拉力值。同时，由于气缸的布置，在测量的过程中，起到了缓冲减振的效果，而活塞与气缸内壁之间的不可避免的存在着滑动摩擦。实际工作过程中，正是这种摩擦力，起到了阻尼的效果，使减振的效果得到了进一步的提高。
而对于方案之二，限定了气缸内壁的截面形状为标准圆形，而气缸外壁的截面形状为任意的封闭图形，主要的考虑在于，实际的制造环节，圆形的气缸及圆形的活塞，相较于非圆形的气缸及活塞更易制造，且成本比较低，所以在这里，将气缸内壁的形状，限定为标准圆形，由此，活塞杆在周向上便不具备约束，推进系统在螺旋桨反扭力的作用下，会沿着周向转动，无法实现正常的拉力检测功能。为了克服这一缺陷，针对圆形气缸内壁的方案，再引入第二固定套筒，所述的第二固定套筒截面形状与气缸外壁一致，均为除圆形以外的任一封闭图形，在该方案中，防止推进系统沿周向转动的功能由第二固定套筒和气缸外壁承担。其余部件的功能描述和方案一中所述相似，在此不再赘述。
这里，也对本发明构造，能提高测量精度的原理做一个概括性的说明：
1.拉力传感器电磁易受干扰，而数字气压计采用I2C通讯，抗干扰能力强，数据更加精确
2.封闭气室本身具有缓冲减震的效果，高频的抖动也在一定程度上得到消除
3.相较一般的拉力传感器+直线运动机构的方案，本方案只利用单一的气缸设计，即实现了测力和缓冲减振的功能，同时缸体作为机身的承力件出现，故本发明在结构上更加简洁，可靠性更高。
最后，本发明提出的一种小型无人机实时拉力检测方法，配合本发明硬件，提供了一种可靠，可行，精确的实时拉力测试方法。
附图说明
本发明上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1为本发明一个实施例的无人机实时拉力检测装置的总体结构图；
图2为本发明一个实施例的无人机实时拉力检测装置的细节放大图；
图3为本发明另一个实施例的无人机实时拉力检测装置的总体结构图；
图4为本发明另一个实施例的无人机实时拉力检测装置的细节放大图；
图5为本发明一个实施例的无人机实时拉力检测装置的内外壁套筒截面形状举例图；
图6为普通测力方案的数据波动情况；
图7为本发明一个实施例的无人机实时拉力检测装置的测力方案的数据波动情况；
图8为本发明一个实施例的无人机实时拉力检测装置的检测方法流程图。
具体的实施方式
具体实施例1
一．一种无人机实时拉力检测装置（方案1）：
包括安装基座1，气缸21，电机41，桨5
其特征在于：
所述的安装基座1固定在机身上，其上安装有压力传感器6、姿态传感器7和气缸21；
所述的气缸，由气缸外壁31，气缸内壁32，和中间夹层33组成，
所述的气缸外壁31，由一柱形面组成，该柱形面的投影形状为任一封闭图形，
在本实施例中，气缸外壁31的形状为圆形。
所述的气缸内壁32，由一柱形面组成，该柱形面的投影形状为圆形以外的任一封闭图形，
在本实施例中，气缸内壁32的形状为矩形。
所述的气缸内壁32内安装有活塞22，活塞22的形状与气缸内壁32的形状相匹配，活塞22与气缸内壁32之间可以发生相对的滑动，
所述的气缸21上还设置有气阀23和通气孔24，打开所述气阀23，气体可以自由进出气缸21。关闭气阀23时，气缸21与活塞22组成一密封空间。
所述通气孔24，设置在气缸21底部，通过气管25与压力传感器6相连。
所述的电机41安装在电机安装座42上，电机安装座42与活塞杆43相连接；电机轴直接或间接通过中间级齿轮传动后与桨5相连接，
在本实施例中，电机41内含行星减速器，电机轴减速后与桨5相连接，电机41经中间级加速或减速，最后与桨5相连接，有助于提高电机的效率。
进一步地，所述的中间夹层33，可以是薄壁支撑隔板，也可以是发泡塑料形成的填充层，也可以是复合材料蜂窝夹层，中间夹层通过选用合适的材料，合理的结构，可以在提供必要的结构强度基础上，降低结构质量。
在本实施例中，中间夹层33选用的是发泡塑料形成的填充层，填充层的设置，将气缸内壁和气缸外壁固定在一起，并起到保持气缸内壁和气缸外壁形状的作用。
进一步地，所述的压力传感器6，还有温度检测功能，能够对环境温度进行校准；因为压力传感器可以测量环境的气压值，而配合温度监测功能，既可以对传感器进行温度校准，可以计算得到当前的飞行海拔，而飞行海拔对于无人机来说具有重要意义。
本实施例中，采用的压力传感器型号为MS4525DO ，其压力检测精度为14位，配合温度传感器，修正之后输出的压力精度为1%，同时，基于此压力数据及温度传感器数据，得到的飞行海拔高度的精度为0.4m。
进一步地，所述的气缸21，初始状态下，活塞22的位置处于缸体有效工作区域的20%-80%的位置处，在该工作区间内，气缸的减振性能更佳。
本实施例中，初始状态下，活塞的位置处于缸体有效工作区域的35%的位置处。
与本实施例相对应的套筒外壁和套筒内壁的形状举例，如图5的a-f所示。
二．一种无人机实时拉力检测装置（方案2）：
包括安装基座1，气缸21，电机41，桨5，第二固定套筒34，
其特征在于：
所述的安装基座1固定在机身上，其上安装有压力传感器6、姿态传感器7和气缸21；
所述的气缸21，由气缸外壁31，气缸内壁32，和中间夹层33组成，
所述的气缸外壁31，由一柱形面组成，该柱形面的投影形状为任一封闭图形，
在本实施例中，气缸外壁31的形状为矩形。
所述的气缸内壁32，截面形状为圆形；
所述的气缸内壁32内安装有活塞22，活塞22的形状与气缸内壁32的形状相匹配，活塞22与气缸内壁32之间可以发生相对的滑动；
所述的第二固定套筒34与气缸外壁31相连，截面形状与气缸外壁31一致，可以沿着气缸外壁平移；
所述的气缸21上还设置有气阀23和通气孔24，打开所述气阀23，气体可以自由进出缸体21。关闭气阀23时，气缸21与活塞22组成一密封空间。
所述通气孔24，设置在气缸21底部，通过气管25与压力传感器6相连。
所述的电机41安装在电机安装座42上，电机安装座42与活塞杆43相连接；电机轴直接或间接通过中间级齿轮传动后与桨5相连接，
在本实施例中，电机41与行星减速器相连接，电机轴减速后与桨5相连接，电机41经中间级加速或减速，最后与桨5相连接，有助于提高电机41的效率。
进一步地，所述的中间夹层33，可以是薄壁支撑隔板，也可以是发泡塑料形成的填充层，也可以是复合材料蜂窝夹层，中间夹层33通过选用合适的材料，合理的结构，可以在提供必要的结构强度基础上，降低结构质量。
在本实施例中，中间夹层33选用的是发泡塑料形成的填充层，填充层的设置，将气缸内壁和气缸外壁固定在一起，并起到保持气缸内壁和气缸外壁形状的作用。
进一步地，所述的压力传感器6，还有温度检测功能，能够对环境温度进行校准；因为压力传感器可以测量环境的气压值，而配合温度监测功能，既可以对传感器进行温度校准，可以计算得到当前的飞行海拔，而飞行海拔对于无人机来说具有重要意义。
本实施例中，采用的压力传感器型号为MS4525DO ，其压力检测精度为14位，配合温度传感器，修正之后输出的压力精度为1%，同时，基于此压力数据及温度传感器数据，得到的飞行海拔高度的精度为0.4m。
进一步地，所述的气缸21，初始状态下，活塞22的位置处于缸体有效工作区域的20%-80%的位置处，在该工作区间内，气缸的减振性能更佳。
本实施例中，初始状态下，活塞的位置处于缸体有效工作区域的35%的位置处。
进一步地，所述的第二固定套筒，相对气缸外壁的最大位移距离小于电机定子直径的3倍。申请人发现，当第二固定套筒的实际位移距离，设置在上述范围内时，减振效果良好，且气缸长度不会太大，有利于结构减重。
与本实施例相对应的套筒外壁和套筒内壁的形状举例，如图5的g-i所示。
图6给出了申请人记录的在测试环节普通测力方案的数据波动情况；
图7给出了申请人记录的在测试环节本发明一个实施例的无人机实时拉力检测装置的测力方案的数据波动情况；
对比可以看出，普通测力方案的波动范围大，主要原因在于没有在拉力传感器与电机安装座之间设置缓冲减震区域，而本发明测量所得的数据波动范围明显小于普通测力方案的。
三．一种小型无人机实时拉力检测方法
图8给出了小型无人机实时拉力检测方法的流程图，
其步骤包括：
S801:压力传感器的校正，姿态传感器的校正
压力传感器校正：压缩活塞，并放开，使活塞自由滑动到初始位置处，校正此时的动压与静压一致，完成压力传感器的校正。
姿态传感器校正：放置飞行器至平飞状态，对姿态传感器进行水平校正，记当前状态下，无人机的实际俯仰角为0°。
S802:装置气密性检查
对活塞进行拉伸操作，观察其是否能回到初始位置处，重复3次。
S803: 获取气缸内气压与气缸外大气压的差值；换算得到实际的拉力测量值:
启动电机，螺旋桨旋转带动电机安装座向前移动，读取此时的气缸内压力值为P1,而环境气压值为P0,两者作差，得到压力的差值Pd。
Pd与活塞的截面积S简单相乘，即换算得到实际测量得到的拉力，记为T1
S804:由姿态传感器数据，对拉力测量值进行校正:
由姿态传感器，得到当前实时的俯仰角，记为γ，并定义飞机抬头，俯仰角为正。
提前测得活塞及其前面部分的总重量为W，由W*Sinγ 得到重力沿机身轴向的分量，记作W2。
真实的拉力值T2=T1+W2。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
Claims (10)
1.一种小型无人机实时拉力检测装置，包括 安装基座，气缸，电机，桨，
其特征在于：
所述的安装基座固定在机身上，其上安装有压力传感器、姿态传感器和气缸；
所述的气缸，由气缸外壁，气缸内壁，和中间夹层组成；
所述的气缸外壁，由一柱形面组成，该柱形面的投影形状为一封闭图形；
所述的气缸内壁，由一柱形面组成，该柱形面的投影形状为圆形以外的任一封闭图形；
所述的气缸内壁内安装有活塞，活塞的形状与气缸内壁的形状相匹配，活塞与气筒之间可以发生相对的滑动；
所述的气缸上还设置有气阀和通气孔，打开所述气阀，气体可以自由进出缸体；
关闭气阀时，缸体与活塞组成一密封空间；
所述通气孔，设置在气缸底部，通过气管与压力传感器上相连；
所述的电机安装在电机安装座上，电机安装座与活塞杆相连接，电机轴直接或间接通过中间级齿轮传动后与桨相连接。
2.如权利要求1所述的小型无人机实时拉力检测装置，其特征在于，所述的中间夹层，可以是薄壁支撑隔板，也可以是发泡塑料形成的填充层，也可以是复合材料蜂窝夹层。
3.如权利要求1所述的小型无人机实时拉力检测装置，其特征在于，所述的压力传感器，还有温度检测功能，能够对环境温度进行校准。
4.如权利要求1所述的小型无人机实时拉力检测装置，其特征在于，所述的气缸，初始状态下，活塞的位置处于缸体有效工作区域的20%-80%的位置处。
5.一种小型无人机实时拉力检测装置，包括安装基座，气缸，电机，桨，第二固定套筒；
其特征在于：
所述的安装基座固定在机身上，其上安装有压力传感器、姿态传感器和气缸；
所述的气缸，由气缸外壁，气缸内壁，和中间夹层组成，
所述的气缸外壁，由一柱形面组成，该柱形面的投影形状为圆形以外的任一封闭图形；
所述的气缸内壁，由一柱形面组成，该柱形面的投影形状为圆形；
所述的气缸内壁内安装有活塞，活塞的形状与气缸内壁的形状相匹配，活塞与气筒之间可以发生相对的滑动；
所述的第二固定套筒与气缸外壁相连，截面形状与气缸外壁一致，可以沿着气缸外壁平移；
所述的气缸上还设置有气阀和通气孔，打开气阀，气体可以自由进出缸体，关闭气阀时，缸体与活塞组成一密封空间；
所述通气孔，设置在气缸底部，通过气管与压力传感器上相连；
所述活塞与活塞杆相连，所述活塞杆与电机安装座，第二固定安装套筒连接；
所述的第二固定套筒，套在气缸外壁上，以实现轴向位移，限制周向转动；
所述的电机安装在电机安装座上，电机安装座与活塞杆相连接；电机轴直接或间接通过中间级齿轮传动后与桨相连接。
6.如权利要求5所述的小型无人机实时拉力检测装置，其特征在于，所述的中间夹层，可以是薄壁支撑隔板，也可以是发泡塑料形成的填充层，也可以是复合材料蜂窝夹层。
7.如权利要求5所述的小型无人机实时拉力检测装置，其特征在于，所述的压力传感器，还有温度检测功能，可以测得缸体及环境温度。
8.如权利要求5所述的小型无人机实时拉力检测装置，其特征在于，所述的气缸，初始状态下，活塞的位置处于缸体有效工作区域的20%-80%的位置处。
9.如权利要求5所述的小型无人机实时拉力检测装置，其特征在于，所述的第二固定套筒，相对气缸外壁的最大位移距离小于电机定子直径的3倍。
10.一种利用权利要求1之9任一所述的小型无人机实时拉力检测装置进行拉力检测的方法，其特征在于包括：
装置的校正：所述的小型无人机实时拉力检测装置的校正包括压力传感器的校正，姿态传感器的校正；
压力传感器校正：压缩活塞，并放开，使活塞自由滑动到初始位置处，校正此时的动压与静压一致，完成压力传感器的校正；
姿态传感器校正：放置飞行器至平飞状态，对姿态传感器进行水平校正，记当前状态下，无人机的实际俯仰角为0°；
装置气密性检查：对活塞进行拉伸操作，观察其是否能回到初始位置处，重复3次；
启动电机，螺旋桨旋转带动电机安装座向前移动，读取此时的气缸内压力值为P1,而环境气压值为P0,两者作差，得到压力的差值Pd；
Pd与活塞的截面积S简单相乘，即换算得到实际测量得到的拉力，记为T1；
由姿态传感器，得到当前实时的俯仰角，记为γ，并定义飞机抬头，俯仰角为正；
提前测得活塞及其前面部分的总重量为W，由W*Sinγ 得到重力沿机身轴向的分量，记作W2；
真实的拉力值T2=T1+W2。
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| CN110940590B (zh) * | 2019-12-03 | 2022-09-27 | 肇庆市海特复合材料技术研究院 | 一种轴向拉力测试装置及其测试方法 |
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