机翼升力计算公式滑翔比与升阻比螺旋桨拉力计算公式
螺旋桨拉力公式 -回复
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螺旋桨拉力公式用于计算飞机或船只上螺旋桨产生的推力。
该公
式可以表示为：
拉力= (2π * 螺旋桨半径 * 推力系数 * 进气流速度) / 螺旋
桨效率
其中，螺旋桨半径表示螺旋桨的半径大小，推力系数表示螺旋桨
的设计和性能参数，进气流速度表示螺旋桨旋转时所处的空气或水流
速度，螺旋桨效率表示螺旋桨转化进气流速度为推力的效率。
螺旋桨拉力公式是航空和航海领域中的重要公式，用于计算螺旋
桨的推力大小。
在实际应用中，需要根据具体的参数和数据进行计算，以获得准确的拉力数值。
机翼升力计算公式滑翔比与升阻比螺旋桨拉力计算公式
机翼升力计算公式升力L=1/2 *空气密度*速度的平方*机翼面积*机翼升力系数（N）机翼升力系数曲线如下注解：在小迎角时曲线斜率是常数。
在标识的1位置是抖振点，2位置是自动上仰点， 3位置是反横操纵和方向发散点，4位置是失速点。
对称机翼在0角时升力系数=0（由图）非对称一在机身水平时升力系数大于0，因此机身水平时也有升力s滑翔比与升阻比升阻比是飞机飞行速度不同的情况下升力与阻力的比值，跟飞行速度成曲线关系，一般升阻比最大的一点对应的速度就是飞机的有利速度和有利迎角。
滑翔比是飞机下降单位距离所飞行的距离，滑翔比越大，飞机在离地面相同高度飞的距离越远，这是飞机固有的特性，一般不发生变化。
如果有两台飞行器，有着完全相同的气动外形，一台大量采用不锈钢材料的，另一台大量采用碳纤维材料，那么碳纤维材料的滑翔比肯定优于不锈钢材料的。
这个在SU-27和歼11-B身上就能体现出来，歼11-B应该拥有更大的滑翔比。
螺旋桨拉力计算公式（静态拉力估算）你的飞行器完成了，需要的拉力与发动机都计算好了，但螺旋桨需要多大规格呢？下面我们就列一个估算公式解决这个问题螺旋桨拉力计算公式：直径（米)×螺距(米）×浆宽度（米）×转速²（转/秒）×1大气压力（1标准大气压）×经验系数（0.25）=拉力（公斤）或者直径（厘米)×螺距(厘米）×浆宽度（厘米）×转速²（转/秒）×1大气压力（1标准大气压）×经验系数（0.00025）=拉力（克）前提是通用比例的浆，精度较好，大气压为1标准大气压，如果高原地区，要考虑大气压力的降低，如西藏，压力在0.6-0.7。
1000米以下基本可以取1。
例如：100×50的浆，最大宽度10左右，动力伞使用的，转速3000转/分，合50转/秒，计算可得：100×50×10×50²×1×0.00025=31.25公斤。
机翼升力计算公式
机翼升力计算公式好的，以下是为您生成的文章：咱来聊聊机翼升力计算公式这回事儿。
你有没有想过，飞机那么大个儿，咋就能在天上飞起来呢？这可多亏了机翼产生的升力。
那这升力咋算出来的呢？这就得提到机翼升力计算公式啦。
咱们先得搞清楚几个关键的概念。
比如说，空气的流速、机翼的形状和面积，这些可都对升力大小有着重要影响。
机翼的形状一般都是上凸下平的，就像一个弯弯的月牙。
当飞机向前飞的时候，空气在机翼上方和下方流动的速度可不一样。
上方的空气流速快，下方的流速慢。
这就好比在一条窄路上和一条宽路上跑步，窄路上的人跑起来就显得快些。
而升力的大小呢，和空气流速的差、机翼的面积等等都有关系。
具体的计算公式是：升力 = 1/2 ×空气密度 ×流速差的平方 ×机翼面积 ×升力系数。
这里面每一项都有它的讲究。
空气密度会随着高度和温度变化。
在高空中，空气稀薄，密度就小；天气冷的时候，密度也会有点不一样。
流速差就更关键啦。
就像我之前说的，机翼的形状决定了上下方流速的差别。
机翼面积也好理解，越大的机翼，理论上能产生的升力也就越大。
还有那个升力系数，这可有点复杂，它和机翼的形状、表面的光滑程度等等都有关。
给您说个我自己的经历吧。
有一次我坐飞机出差，坐在靠窗的位置。
起飞的时候，我看着窗外的机翼，就在想这小小的机翼到底是怎么产生那么大的升力把整个飞机托起来的呢？我盯着机翼看了好久，脑子里一直在琢磨着这些关于升力的知识。
回到咱们的机翼升力计算公式，要想准确算出升力，就得把这些因素都考虑进去，而且测量和计算都得特别精确。
哪怕一点点的误差，都可能对结果产生很大的影响。
在实际应用中，工程师们可费了不少心思。
他们要通过风洞实验，不断地调整机翼的设计，找到最优的形状和参数，以确保飞机能安全、稳定地飞行。
比如说，新型飞机的研发过程中，设计师们就得根据这个公式反复计算和测试。
有时候，为了提高一点点的升力，可能就得对机翼的形状做细微的调整，或者改变一些材料，让表面更光滑，减少空气阻力。
机翼的计算
1.升力=（气流密度×速度的平方×机翼面积×升力系数）/2 = 动压×机翼面
积×升力系数
即：L=q*s*c
C：升力系数
L：升力（升力垂直于气流速度方向，向上为正）
q ：动压，q=ρv*v/2 (ρ为空气密度，v为气流相对于物体的流速）
S ：参考面积（飞机一般选取机翼面积为参考面积）
动压：就是流体由于流动产生的一种压强。
例如，你把手放在流体中，会感受到流动的冲击力，这其实就是动压。
流体在不受到阻碍的时候，动压是体现不出来的。
而流体的动压和速度的平方成正比，有个公式，动压=1/2ρv²。
而上面的P 和动压很相近，只是多了一个C（升力系数），可以写作P=C*动压。
但无疑P肯定是和动压有关的一个压强。
可以这么理解，由于翼型迎角等因素的不同，流体全部的动压并没有都给飞机提供升力，而只是一部分，所以P=C*动压。
也就是说压强P是动压的一部分。
事实上，只有当气流垂直吹向机翼表面，且在机翼表面正好完全静止，这时的P才是全部的动压。
即P=动压。
升力系数：一个无量纲量，指物体所受到的升力与气流动压和参考面积的乘积之比。
固定翼计算公式
固定翼计算公式⼀、发动机与螺旋桨1.飞机最⼤起飞重量W(公⽄)=发动机最⼤功率（千⽡）×10. 82.螺旋桨转速R(转/分钟)×螺旋桨直径D（⽶）=32503.螺旋桨转速R（转/分钟）=170÷（D直径×3.14÷60）4.螺旋桨直径D(⽶)=170÷转速（转/分钟）÷0.0523注：*桨尖线速度=50%⾳速5.螺旋桨的静拉⼒（kg）=直径3（⽶）×转速2（千转/分钟）×螺距（⽶）×6.86.推重⽐=(空⽓密度×翼⾯积（平⽶）×最⼤速度2（m/s）×阻⼒系数)÷（19.6×翼载）⼆、荷载与翼⾯积7.功载=总重(公⽄)W÷功率（千⽡）P8.翼载=总重（公⽄）W÷翼⾯积（平⽶）9.升⼒（n）F=1/2空⽓密度×翼⾯积（平⽶）×速度2（m/s）×升⼒系数10.翼⾯积S=总重×2÷（空⽓密度×速度2×升⼒系数））11.副翼⾯积S副（m2）=10%翼⾯积（m2）12.尾⼒臂(重⼼到舵轴)L（⽶）=2.5×弦（⽶）.13.尾容量V=【L尾⼒臂(⽶)×S垂】÷【b翼展（⽶）×S翼⾯积（平⽶）】14.垂尾总⾯积S垂(m2) =（0.04×b翼展×S翼⾯积）÷L尾⼒臂(⽶)15.平尾总⾯积S平(m2) =（翼展÷尾⼒臂）×弦2×0.5注：*如果尾翼⾯积太⼤，可以通过加长L来调整。
翼载与失速速度参考值：翼载（kg/m2）5 10 15 20 25 30 35 40 45 50薄翼型（km/h）32 37 45 51 57 62 69 72 77 83厚翼型（km/h）28 32 38 45 51 55 58 62 68 74三、性能与配平16.失速速度（km/h）=10.15×【翼载÷因素系数】开平⽅17.最⼤速度（km/h）=84.5×【翼载÷功载】开⽴⽅18.机翼展弦⽐（AR）=翼展÷平均弦=翼展2÷翼⾯积19.静稳定余度=俯仰⼒矩系数÷升⼒系数20.配平公式1：前重=后⼒臂÷总⼒臂×总重后重=前⼒臂÷总⼒臂×总重21.配平公式2 ：前各点重量×到重⼼点距离=后各点重量×到重⼼点距离。
模型飞机各项计算公式
1、雷诺数Re=pvb/μ（空气密度p-kg/m^3;标准状态下为1.226，与气流相对速度v-m/s，翼型弦长b-m，黏度μ=0.0000178）：雷诺数的大小决定该翼型所做机翼的性能，如边界层是湍流边界层还是层流边界层，普通翼型的极限雷诺数（边界层从层流变为湍流）大约是50000，雷诺数还决定了机翼的与来流迎角（攻角）范围，在不失速的情况下，同一翼型，同一表面粗糙程度，同展弦比，同平面形状的机翼，雷诺数越大，则不失速攻角的范围越大，《《重点！通过观察风洞实验所得曲线，在雷诺数大于50000的情况下，两翼型雷诺数相差几万但升力系数曲线基本重合，也就是说，模友在选择翼型时在雷诺数大于50000时，计算出最大雷诺数（v 取最大值），然后直接用最大雷诺数的那个翼型数据计算即可，不同的是雷诺数大的助力系数要小一些，由此结论还能得出雷诺数大于50000时，翼型升力性能与速度的改变和翼型弦长的大小关系微小，在航模上可忽略。
》》2、升力计算：Y=1/2V^2pSCl(升力Y-单位N，气流相对速度V-m/s，空气密度P-kg/^3;，S翼面积-m^2，Cl-翼型的升力系数）改公式计算的是翼型理想升力，即在展弦比为无穷大时，不受翼尖涡流影响时的升力，升力系数代翼型数据，设计航模时应该对其进行修改，后面会讲到。
3、阻力计算：D=1/2V^2PSCd（阻力D-单位N，Cd-阻力系数，其它与升力计算相同）实际情况下机翼的阻力为翼型理想阻力+涡流诱导阻力，该公式计算的是翼型理想阻力，阻力系数代翼型数据。
4、涡流诱导阻力：D=1/2V^2PSCdi，（D为诱导阻力，Cdi为诱导阻力系数——Cdi=Cl^2/3.142A,展弦比A后面再详细介绍，Cdi计算公式中升力系数用翼型数据），非圆形或梯形机翼须乘以修正系数（1.05-1.1）圆形或梯形部分越多修正系数越小。
5、展弦比：A=L^2/S（L翼展，S翼面积，计算比值时L与S用同一单位，L厘米则S 用cm^2）展弦比大则不失速迎角范围小，小则反之，因为小展弦比时翼尖涡流大产生抑制边界层与机翼分力的作用力大。
螺旋桨计算公式
直升机螺旋桨升力计算公式直升机螺旋桨升力计算公式一般直升机的旋翼系统是由主旋翼。
尾旋翼和稳定陀螺仪组成，如国产直－8，直－9。
也有共轴反旋直升机，主旋翼是上下两层反转螺旋桨，无尾翼，如俄罗斯的卡－28。
1。
现在的直升机螺旋桨（叫旋翼)的桨叶是由碳纤维和玻璃钢纤维与复合材料制造而成。
有一定的弹性，不转时，桨叶略有下垂弯曲。
当螺旋桨旋转时，由于离心力的原理，桨叶会被拉直.打个比方，我们看杂技“水流星”吧,两只水碗栓在一根绳子两端，放着不动时，绳子是支持不了水碗的，当旋转起来后，我们看到水碗和绳子象直线一样，空中飞舞。
2.直升机的主螺旋桨是怎么支撑飞机的重量?这个问题就是直升机的飞行原理：（以一般直升机为例）直升机能在空中进行各种姿态的飞行，都是由主旋翼（你讲的螺旋桨）旋转产生的升力并操纵其大小和方向来实现的。
升力大于重量时，就上升，反之,就下降。
平衡时，就悬停在空中.直升机的升力大小,不但决定于旋翼的转速,而且决定于旋翼的安装角(又称桨叶角）.升力随着转速。
桨叶角的增大而增大;随着转速.桨叶角的减小而减小。
直升机在飞行时,桨叶在转每一圈的过程中，桨叶角都是不同的；而且，每片桨叶的桨叶角也是不同的.这才使直升机能够前.后仰, 左.右倾，完成各种姿态.直升机尾旋翼的转速和桨叶角的变化同主旋翼原理相同,控制直升机的左转弯.右转弯和直飞。
不管天空有风无风，直升机要稳定飞行，不变航向，也要靠稳定陀螺仪控制尾旋翼来完成。
总之,直升机旋翼系统非常复杂，我只讲直升机空中姿态变化与旋翼的关系。
１，直接影响螺旋桨性能的主要参数有：a。
直径D——相接于螺旋桨叶尖的圆的直径。
通常,直径越大,效率越高，但直径往往受到吃水和输出转速等的限制；b。
桨叶数N；c。
转速n-—每分钟螺旋桨的转数；d。
螺距P——螺旋桨旋转一周前进的距离,指理论螺距;e。
滑失率—-螺旋桨旋转一周,船实际前进的距离与螺距之差值与螺距之比；f.螺距比—-螺距与直径的比（P/D），一般在0。
螺旋桨拉力计算公式
螺旋桨拉力计算公式：直径（米)×螺距(米）×浆宽度（米）×转速平方（转/秒）×1大气压力（1标准大气压）×经验系数（0.25）=拉力（公斤）或者直径（厘米)×螺距(厘米）×浆宽度（厘米）×转速平方（转/秒）×1大气压力（1标准大气压）×经验系数（0.00025）=拉力（克）前提是通用比例的浆，精度较好，大气压为1标准大气压，如果高原地区，要考虑大气压力的降低，如西藏，压力在0.6-0.7。
1000米以下基本可以取1。
例如：100×50的浆，最大宽度10左右，动力伞使用的，转速3000转/分，合50转/秒，计算可得：100×50×10×50平方×1×0.00025=31.25公斤。
如果转速达到6000转/分，那么拉力等于：100×50×10×100平方×1×0.00025=125公斤机翼升力计算公式滑翔比与升阻比螺旋桨拉力计算公式（静态拉力估算）机翼升力计算公式升力L=1/2 *空气密度*速度的平方*机翼面积*机翼升力系数（N）机翼升力系数曲线如下注解：在小迎角时曲线斜率是常数。
在标识的1位置是抖振点，2位置是自动上仰点， 3位置是反横操纵和方向发散点，4位置是失速点。
对称机翼在0角时升力系数=0（由图）非对称一在机身水平时升力系数大于0，因此机身水平时也有升力滑翔比与升阻比升阻比是飞机飞行速度不同的情况下升力与阻力的比值，跟飞行速度成曲线关系，一般升阻比最大的一点对应的速度就是飞机的有利速度和有利迎角。
滑翔比是飞机下降单位距离所飞行的距离，滑翔比越大，飞机在离地面相同高度飞的距离越远，这是飞机固有的特性，一般不发生变化。
如果有两台飞行器，有着完全相同的气动外形，一台大量采用不锈钢材料的，另一台大量采用碳纤维材料，那么碳纤维材料的滑翔比肯定优于不锈钢材料的。
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机翼升力计算公式滑翔比与升阻比螺旋桨拉力计算公式（静态拉力估算）
2009-04-16 08:02
机翼升力计算公式
升力L=1/2 *空气密度*速度的平方*机翼面积*机翼升力系数（N）
机翼升力系数曲线如下注解：在小迎角时曲线斜率是常数。
在标识的1位置是抖振点，2位置是自动上仰点， 3位置是反横操纵和方向发散点，4位置是失速点。
对称机翼在0角时升力系数=0（由图）非对称一在机身水平时升力系数大于0，因此机身水平时也有升力
滑翔比与升阻比
升阻比是飞机飞行速度不同的情况下升力与阻力的比值，跟飞行速度成曲线关系，一般升阻比最大的一点对应的速度就是飞机的有利速度和有利迎角。
滑翔比是飞机下降单位距离所飞行的距离，滑翔比越大，飞机在离地面相同高度飞的距离越远，这是飞机固有的特性，一般不发生变化。
如果有两台飞行器，有着完全相同的气动外形，一台大量采用不锈钢材料的，另一台大量采用碳纤维材料，那么碳纤维材料的滑翔比肯定优于不锈钢材料的。
这个在SU-27和歼11-B 身上就能体现出来，歼11-B应该拥有更大的滑翔比。
螺旋桨拉力计算公式（静态拉力估算）
你的飞行器完成了，需要的拉力与发动机都计算好了，但螺旋桨需要多大规格呢下面我们就列一个估算公式解决这个问题
螺旋桨拉力计算公式：直径（米)×螺距(米）×浆宽度（米）×转速²（转/秒）×1大气压力（1标准大气压）×经验系数（）=拉力（公斤）或者直径（厘米)×螺距(厘米）×浆宽度（厘米）×转速²（转/秒）×1大气压力（1标准大气压）×经验系数（）=拉力（克）
前提是通用比例的浆，精度较好，大气压为1标准大气压，如果高原地区，要考虑大气压力的降低，如西藏，压力在。
1000米以下基本可以取1。
例如：100×50的浆，最大宽度10左右，动力伞使用的，转速3000转/分，合50转/秒，计算可得：
100×50×10×50²×1×=公斤。
如果转速达到6000转/分，那么拉力等于：
100×50×10×100²×1×=125公斤
注：仅供参考。