三角翼动力飞行器所需速度和拉力的计算
直升飞机桨叶拉力计算公式
直升飞机桨叶拉力计算公式直升飞机是一种垂直起降的飞行器，其桨叶的设计和计算是非常重要的。
桨叶的拉力是直升飞机能够进行垂直起降和悬停的关键因素之一。
在设计和计算直升飞机桨叶拉力时，需要考虑多种因素，包括桨叶的长度、宽度、材料、旋转速度等。
本文将介绍直升飞机桨叶拉力的计算公式及其相关内容。
直升飞机桨叶拉力的计算公式如下：T = 2 π r v (ρ A C_L)^0.5。
其中，T为桨叶的拉力，r为桨叶的半径，v为桨叶的旋转速度，ρ为空气密度，A为桨叶的面积，C_L为升力系数。
在这个公式中，桨叶的拉力与桨叶的半径、旋转速度、空气密度、桨叶的面积和升力系数等因素有关。
下面将对这些因素进行详细解释。
首先，桨叶的半径是指桨叶从旋转轴到桨叶端的距离。
桨叶的半径越大，桨叶产生的拉力就越大。
因此，在设计直升飞机桨叶时，需要考虑桨叶的半径对拉力的影响。
其次，桨叶的旋转速度是指桨叶每分钟旋转的圈数。
旋转速度越快，桨叶产生的拉力也越大。
因此，在设计直升飞机桨叶时，需要考虑旋转速度对拉力的影响。
第三，空气密度是指单位体积空气中所含的空气质量。
空气密度越大，桨叶产生的拉力也越大。
因此，在设计直升飞机桨叶时，需要考虑空气密度对拉力的影响。
第四，桨叶的面积是指桨叶的叶片面积。
桨叶的面积越大，桨叶产生的拉力也越大。
因此，在设计直升飞机桨叶时，需要考虑桨叶的面积对拉力的影响。
最后，升力系数是指桨叶产生的升力与气动力学参数之间的关系。
升力系数越大，桨叶产生的拉力也越大。
因此，在设计直升飞机桨叶时，需要考虑升力系数对拉力的影响。
综上所述，直升飞机桨叶的拉力计算公式涉及到多个因素，包括桨叶的半径、旋转速度、空气密度、桨叶的面积和升力系数等。
在设计直升飞机桨叶时，需要综合考虑这些因素，以确保桨叶能够产生足够的拉力，从而保证直升飞机的垂直起降和悬停能力。
除了桨叶的拉力计算公式外，还需要考虑桨叶的结构设计、材料选择、动力系统等因素。
桨叶的结构设计需要考虑桨叶的强度、刚度、耐久性等特性，以确保桨叶在高速旋转和复杂气流环境下能够正常工作。
飞机机翼升力的计算公式
飞机机翼升力的计算公式中C是升力系数，S是机翼的面积。
v是飞机的速度。
ρ是大气密度。
那么各个数据的单位是什么？Y=1/2ρCSv²等式两边的单位肯定相同的。
但是我要说，这个公式中各个量采用什么单位都是无所谓的，因为里面含有一个C（升力系数）的量，这个量的单位会随着别的量选用的单位而变化，来保证等式两边的单位是统一的。
等式两边的单位肯定相同的。
例如，各个物理量都采用国际单位制，即等式左边升力Y单位选用N，等式右边ρ选用kg/m³，S选用m²，V选用m/s。
那么C的单位就应该是n·s/kg（C绝对不是没有单位的，这点楼上两位说错了），这样才能保证左边运算结果的单位是N。
这个单位很奇怪，而且这个单位并没有什么物理意义，只是为了平衡等式两边的单位。
上面只是举了一个例子，而公式采用哪一套单位制都可以。
事实上，飞机领域都是西方国家占主导地位，他们采用的单位并不是国际单位制，而是英制单位，长度单位是英寸、英尺、英里等，面积单位可能就是平方英尺等，重量单位是磅，速度单位是英里/小时，等等。
而采用这一套单位，升力系数C 的单位又不同了，还是要平衡两边的单位。
而对于这个公式，我们没有必要追求他到底用什么单位，只要知道这个数量关系就可以了。
而如果你要应用这个公式的话，也是有难度的，因为C这个系数并不像普通公式里的系数一样固定不变，它是随着机翼迎角、机翼形状等因素而变化的，其值也应该由实验测量得出，而不能计算得出。
所以，除非做很严谨的科学研究，应用此公式的现实意义并不大。
Y=1/2ρCSv²C 没有单位.S m²V m/sρ kg/m³（标准状况为：1.297kg/m³）。
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动力三角翼表演详解
动力三角翼表演详解是一种配备发动机的悬挂滑翔飞机，它能在崎岖不平的地面上起飞与降落，极其安全且易操纵。
动力三角翼选用了当今世界上最先进的高科技材料制成，轻便、简捷、坚固。
它不但装有全缓冲标准座位，乘坐起来非常的舒适，每个轮子还都安装有独立的弹性悬挂，这样既增加了使用者的舒适性，也减少了震动性，同时也减轻了三角翼的压力。
动力三角翼可以折叠，易于运输和存放，一名熟练的滑翔者把它从车上卸下到安装预备好只需要15分钟左右。
起降地面滑跑距离在30-80米之间，飞行高度50-4000米，飞行速度45-110KM/H。
加上浮筒可以在水面起降。
动力三角翼是航空运动领域中最受欢迎的一种轻型动力的飞行器，70年代在欧洲兴起至今历久弥新。
通常动力三角翼可供二人乘坐，采用活塞式航空发动机带动螺旋桨推进，机翼与机身通过悬挂方式进行连接，飞行员通过移动机身与机翼的相对重心位置实现操纵，因机翼具有较高的滑翔性能即使在失去动力的情况下动力三角依然可以像鸟儿一样滑翔着陆，因此动力三角翼是相当安全的。
随着动力三角翼从地面起飞的那一刹那您的心也跟着飞了起来。
【动力三角翼用途】名扬航拍动力三角翼可以用来旅游观光、休闲飞行、航空摄影、森林防火、农场作业、牵引滑翔、越野飞行、庆典广告、地质勘探、高空跳伞、快速运输、公安外勤、部队任务、紧急救护。
【动力三角翼的特点】动力三角翼飞行速度慢、高度低、宜观光、航拍等作业。
体积小、占地少; 不需专业机场、机库。
开放式座仓，全景式飞行。
机翼可折叠，易转场运输。
起降距离短，不需专用跑道。
整机价格低廉。
属悬挂运动器材，不用通用航空执照。
驾驶操纵简单，充分享受飞行乐趣。
小车中心位置设计低，有极佳的安全性。
有令人羡慕的安全记录。
【河南的动力三角翼】在河南，动力三角翼的“私人化”并没有发扬光大，因为它的“通货”远不及滑降伞和热气球一般可以“就地取材”。
三角翼是昂贵的，尽管只是一具骨架、一个发动机加一个露天驾驶舱，全部搭建起来也不过两个立方，它的价格却少则几十万元、多则上百万元。
三角翼图纸与相关参数计算
三角翼图纸与相关参数计算鹰式三角翼图纸，可能大家已经有这个图纸了。
由于国内不容易找到详细图纸和制作方法，仅供制作者参考。
滑翔比达到10的无动力三角翼图，点击看大图，有详细尺寸。
升阻比:又称“举阻比”、“空气动力效率”。
飞机飞行中，在同一迎角的升力与阻力的比值。
其值随迎角的变化而变化，此值愈大愈好，低速和亚声速飞机可达17～18，跨声速飞机可达10～12，马赫数为2的超声速飞机约为4～8。
展弦比:翼展（机翼的长度）的平方除以机翼面积，如圆形机翼就是直径的平方除以圆面积，用以表现机翼相对的展张程度。
小展弦比机翼导致大诱导阻力，进而使升阻比小，航程性能不好，但机动性好。
如大航程、低机动性飞机——B-52轰炸机展弦比为6.滑翔比:飞行器每下沉1米，所滑翔前进距离，称作滑翔比。
最好的滑翔机升阻比达到100以上，滑翔比高达40以上。
决定滑翔比大小的因素取决于以下几点。
①大展弦比大展弦比的机翼，诱导阻力小，机翼效率高，滑翔比就大。
还有的增加翼尖小翼，进一步消除诱导阻力。
②流线型除了诱导阻力，另一个功率损失就是压差阻力。
前进的物体，前面压力大，形成阻挡，后面压力小，形成拖拽。
如果以一个平板圆形为基础，阻力为1，那么圆柱形阻力为0.6，圆球形为0.3，鸡蛋形可以减小到0.1，水滴形可以减小到0.04，拉长的水滴形甚至可以做到0.01以下。
水滴拉长的水滴阻力极小的鲨鱼形高级滑翔机机身一般都是拉长水滴状，机翼则是半个拉长水滴状，所以，阻力极小。
③减轻重量。
重量和阻力一样，是航空器的设计的首要问题。
重量增大直接导致下沉率增大，间接造成滑翔比大大减小。
途径是采用大强度比的材料，如铝，镁，钛等金属的合金以及碳纤维，玻璃钢等材料。
机翼升力计算公式（转）: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。
三角翼升力系数
三角翼升力系数三角翼升力系数是指飞机在飞行中所产生的升力与空气动力学参数之间的关系。
在飞行器设计和性能评估中，翼型的升力系数是一个重要的参数，能够帮助工程师优化飞行器的设计和改进飞行性能。
我们需要了解什么是升力系数。
升力系数是指飞行器在单位翼展上产生的升力与动压的比值，通常用Cl表示。
升力系数的大小与翼型的气动特性有关，不同的翼型具有不同的升力系数范围。
对于三角翼来说，升力系数受到几个关键因素的影响。
首先是攻角，攻角是指飞机前进方向与机身纵轴之间的夹角。
当攻角增大时，升力系数也会增大。
然而，过大的攻角可能导致气动失速，使升力系数骤降。
其次是翼型的特性。
不同的翼型有不同的升力系数范围和气动性能。
一些翼型具有较高的升力系数，适用于低速飞行器或需要较大升力的应用。
而一些翼型则适用于高速飞行器，具有较低的升力系数。
机翼的展弦比也会对升力系数产生影响。
展弦比是指机翼的翼展与翼弦之间的比值。
一般来说，展弦比较大的机翼具有较高的升力系数，适用于低速飞行器。
展弦比较小的机翼则适用于高速飞行器。
最后一个重要因素是翼面积。
翼面积是指机翼的投影面积，与机翼产生的升力成正比。
较大的翼面积会产生较大的升力系数，适用于需要较大升力的应用。
三角翼的升力系数受到攻角、翼型特性、展弦比和翼面积等因素的影响。
在飞行器设计中，工程师需要综合考虑这些因素，选择合适的翼型和设计参数，以实现所需的升力性能。
比如，在设计一架低速飞行器时，可以选择展弦比较大的三角翼，这样可以获得较高的升力系数，提供所需的升力。
而在设计一架高速飞行器时，可以选择展弦比较小的三角翼，以减小阻力并提高飞行效率。
除了翼型和设计参数，飞行状态也会对升力系数产生影响。
例如，当飞机在大气中飞行时，气流的流动会对升力系数产生影响。
飞行器所处的空气密度、温度和湿度等条件都会对升力系数产生影响。
总结一下，三角翼升力系数是飞机设计和性能评估中的重要参数。
了解升力系数与攻角、翼型特性、展弦比、翼面积和飞行状态的关系，可以帮助工程师优化飞行器设计和改进飞行性能。
固定翼动力计算公式
固定翼动力计算公式固定翼飞机是一种利用动力装置产生的推力来进行飞行的飞行器。
在设计和制造固定翼飞机时，需要对其动力进行精确的计算和分析，以确保飞机能够正常起飞、飞行和着陆。
固定翼动力计算公式是对飞机动力进行精确计算的数学表达式，它包括了飞机的速度、推力、空气动力学参数等多个因素，通过这些公式可以计算出飞机在不同飞行状态下的动力需求，为飞机设计和运行提供重要的参考依据。
在固定翼飞机的动力计算中，最基本的公式就是牛顿第二定律，即F=ma，其中F表示合外力，m表示物体的质量，a表示物体的加速度。
在飞机的动力计算中，合外力即为推力，而加速度则与飞机的速度和加速度有关。
因此，飞机的动力计算公式可以简化为推力和速度的关系。
推力是飞机飞行所需的动力来源，它可以通过飞机的发动机产生。
在计算飞机的推力时，需要考虑到飞机的速度、气压、空气密度等多个因素。
根据空气动力学理论，飞机的推力与速度呈线性关系，即推力随着速度的增加而增加。
这一关系可以用以下公式来表示：T = D + (W sin(γ))。
其中，T表示飞机的推力，D表示飞机的阻力，W表示飞机的重量，γ表示飞机的飞行角度。
在这个公式中，飞机的阻力是一个与速度和空气动力学参数有关的复杂函数，一般可以通过实验或计算得到。
飞机的重量是一个固定值，而飞机的飞行角度则是飞机的飞行状态决定的。
因此，通过这个公式可以计算出飞机在不同速度和飞行角度下所需的推力。
除了推力和速度的关系外，飞机的动力计算还需要考虑到飞机的爬升率。
爬升率是飞机在垂直方向上的速度变化率，它可以用以下公式来表示：Vz = (T D) / W。
其中，Vz表示飞机的爬升率，T表示飞机的推力，D表示飞机的阻力，W表示飞机的重量。
通过这个公式可以计算出飞机在不同推力和阻力下的爬升率，从而为飞机的爬升性能提供重要的参考数据。
除了上述的基本公式外，固定翼飞机的动力计算还涉及到许多其他因素，如飞机的气动特性、发动机的性能、飞机的机动性能等。
动力三角翼的升力原理
动力三角翼的升力原理
动力三角翼的升力原理主要有:
1. 三角翼的剖面采用特殊的翼型设计,可以在高速运动时产生上翘的空气动力。
2. 翼型上表面设计为弧形,下表面为平面,可以引导空气在翼面上下产生速度差。
3. BASED on伯努利原理,翼面上方空气速度增大,压强下降,产生上向升力。
4. 同时三角翼的扭曲可以产生旋转气流,形成升力垂直分量。
5. 三角翼安装在动力机匣上,利用螺旋桨的推力获得前向飞行速度。
6. 高速下的翼面效应与螺旋桨推力叠加,共同产生上扬升力。
7. 通过调整三角翼的安装角度可以控制升力方向。
8. 还可以借助襟翼、副翼等设备进一步控制升力。
9. 动力三角翼结构简单,升力产生效率高,适合小型飞行器。
10. 是一种融合动力推进和空气动力升力的鸭翼设计。
三角翼的空气动力特性
在船舶设计中，三角翼的原理可以应用于船帆和船体结构 的设计，提高船舶的航行效率和稳定性。
运动器材
在滑翔伞、滑翔机等运动器材中，三角翼的形状和结构能 够提供更好的飞行性能和稳定性，使得运动更加安全和刺 激。
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影响因素
边界层的厚度、形状和稳定性受流体性质、物体形状和流动条件等因素的影响。例如，流 体粘性越大、物体表面越粗糙、流动速度越快，边界层越厚；反之则越薄。同时，边界层 的稳定性也受到这些因素的影响，不稳定时容易发生层流到湍流的转捩。
03 三角翼空气动力特性分析
升力产生机制剖析
迎角与升力关系
飞行速度与升力变化
根部的升力等。
稳定性与操纵性评估
01
纵向稳定性
三角翼飞机的纵向稳定性较好，因为其机翼形状使得飞机在受到扰动后
能够迅速恢复平衡状态。
02 03
横侧稳定性
三角翼飞机的横侧稳定性相对较弱，因为其机翼展弦比较小，对侧风的 抵抗能力较弱。为了提高横侧稳定性，可以采用增加垂尾面积、安装翼 刀等措施。
操纵性
三角翼飞机的操纵性较好，因为其机翼形状使得飞机在滚转和俯仰方向 上的操纵力矩较大。同时，采用全动平尾和差动平尾等操纵面布局也可 以进一步提高飞机的操纵性。
改进蒙皮与骨架的连接方式，提高连接强度和密封性能，降低气动 阻力。
性能提升途径挖掘
气动布局优化
通过调整三角翼的气动布局，如 改变后掠角、展弦比等参数，以
提高升力和降低阻力。
表面粗糙度控制
控制三角翼表面的粗糙度，降低气 动摩擦阻力和涡流损失，提高气动 效率。
边界层控制技术
采用边界层控制技术，如吹气、吸 气等方法，以控制三角翼表面的边 界层流动，降低阻力和提高升力。
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三角翼动力飞行器所需的速度拉力计算。
我们先温习一下马力的定义：1马力=735N/M，约等于75公斤/米/秒，也就是1马力可以把75公斤在1秒钟提升1米。
接着看看你的飞机的升阻比，一般一战时期的飞机可以做到15。
带螺旋桨整流罩，采用梯形机翼的二战飞机由于速度的提高，也在15左右。
现代的歼击机亚音速时可以达到10（速度越高时升阻比变的越差）。
自制飞机的技术含量和外形，差不多和一战飞机类似，一般可达到15，那么，假设你的飞机最大起飞重量是280公斤（飞机110公斤，不超过国家有关超轻型飞机规定，载2个胖子170公斤），那么，在升阻比为15的情况下，需要18.67公斤拉力，合0.249马力。
当然，0.249马力只能拉动飞机以每秒1米速度前进，是绝对飞不起来的，要根据翼型表查你的翼型和面积在多高速度能产生280公斤升力。
比如最低离地速度60公里可以产生280公斤升力，那么合17米/秒，也就是最低需要4.233马力的拉力才能保证飞机起飞。
计算进螺旋桨效率，合理的手工浆在效率70％以上，保守取0.6左右那么4.233÷0.6=7.05马力，也就是你的飞机7.05马力可以载170公斤顺利起飞。
如果你体重70公斤，加上飞机110公斤，总重180公斤，那么4.7马力就足够起飞了。
当然，马力越大越好，你不能把7.05马力的发动机在最高油门长时间运转，发动机绝对受不了，一般经验是，在一半马力可以起飞，在四分之三马力较长时间快速巡航。
全马力是冲刺的。
那么，这样算来，90公斤单人乘坐在10马力比较合适，这个数据在蟋蟀机上得到验证。
那么90公斤双人乘坐的15马力比较合适。
以上估算比较保守，反过来如果命题为最小马力起飞，那么可以这么做：飞机做的比较流线，升阻比达到20，乘客体重75公斤，取大翼面的满足40公里起飞，螺旋桨做的效率达到80%，那么185÷20=9.25公斤，9.25÷75=0.123马力，起飞速度11米/秒，那么0.123×11=1.35马力拉力，考虑螺旋桨效率0.8，1.35÷0.8=1.68，也就是1.68马力发动机开足油门，就可以飞起来，3马力小马就能流畅飞行。
减小动力可以从以下途径挖掘：1减小阻力。
2减轻总重。
3加大翼面积。
其中1、2条是有限度的，不可能把飞机造成锥子，更不可能硬把体重减到50公斤，在功率有限的情况下，只有增大翼面积，降低飞行速度来提高升力，理论上讲，这个途径是无限大的。
事实上莱特兄弟就是这么巧妙做到的，那时，莱特兄弟的飞机总重接近900公斤，动力却只有12马力，那么只有增大机翼面积这一条途径——因为速度越低，升阻比越好，这也是慢速大直径浆效率更高的原因，因为线速度更低。
人力飞机在这方面做的较好，采用碳纤维材料和塑料薄膜等轻质材料，流线外形，特别是采用大面积薄膜机翼，以满足极慢速起飞和飞行所需升力。
人的长时间功率只有0.4马力，人力飞机总重不超过100公斤（含人），所以飞行速度只有每秒几米。
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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年05月06日星期三 01:31
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（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。
如果转速达到6000转/分，那么拉力等于：
100×50×10×1002×1×0.00025=125公斤。