航模参数计算
常见飞行器气动参数或气动模型
常见飞行器气动参数或气动模型一、气动参数1. 参考面积（Reference Area）：指飞行器所受气动力和气动力矩计算所采用的参考面积，通常以机翼参考面积为主。
2. 升力系数（Lift Coefficient）：是描述飞行器升力大小的无量纲参数，用CL表示。
它是升力与动压和参考面积的比值，即CL = Lift / (0.5 * ρ * V^2 * S)，其中ρ为空气密度，V为飞行速度，S为参考面积。
3. 阻力系数（Drag Coefficient）：是描述飞行器阻力大小的无量纲参数，用CD表示。
它是阻力与动压和参考面积的比值，即CD = Drag / (0.5 * ρ * V^2 * S)。
4. 升阻比（L/D Ratio）：指飞行器产生升力与阻力的比值，即L/D = Lift / Drag。
升阻比越大，飞行器的滑行距离越短，燃油消耗也越低。
5. 抗阻形状系数（Form Drag Coefficient）：描述飞行器由于外形造成的阻力大小，包括与速度平方成正比的压力阻力和与速度的一次方成正比的摩擦阻力。
6. 诱导阻力系数（Induced Drag Coefficient）：描述飞行器由于产生升力而产生的阻力大小，主要与升力系数和升力分布相关。
诱导阻力主要由翼尖涡引起。
7. 压力阻力系数（Pressure Drag Coefficient）：描述飞行器由于气流压力变化而产生的阻力大小，主要与形状相关。
8. 摩擦阻力系数（Skin Friction Drag Coefficient）：描述飞行器由于气流与飞行器表面摩擦而产生的阻力大小，主要与表面粗糙度相关。
9. 升力线性度（Linearity of Lift）：指飞行器升力系数与迎角之间的线性关系程度。
线性度越好，飞行器的稳定性和控制性能越好。
10. 迎角（Angle of Attack）：指飞行器机身或机翼与飞行方向之间的夹角。
适当的迎角可以增加升力和阻力，但超过一定范围会导致失速。
飞机模型数学
飞机模型数学标题：精美飞行器模型数学建模指南导言：数学在飞机模型制作中扮演着重要的角色。
本文将介绍一些基本的数学概念和技巧，帮助您制作出精美的飞行器模型。
请注意，本文所涉及的数学概念和方法均为一般性原则，并不具体参考现实飞机模型的名称和引用。
一、比例尺和尺寸计算1. 比例尺选择：采用适当的比例尺来制定飞机模型的尺寸是至关重要的。
比例尺代表了飞行器模型的缩小比例，通常以分数形式表示。
常见的比例尺包括1:72、1:48、1:32等，您可以根据自己的需要选择适合的比例尺。
2. 长宽高计算：在确定比例尺后，计算模型的实际尺寸十分重要。
将飞机模型的长度、宽度和高度乘以比例尺的分子部分，即可得到实际的尺寸。
二、几何形状与设计1. 平面几何：通过运用平面几何概念，可以精确计算飞机模型的各个部分之间的夹角，以及边长和斜边的关系。
在构建机翼时，可以使用三角函数来计算机翼的角度和长度。
2. 曲面几何：飞机模型的曲面造型往往需要数学中的曲线和曲面知识。
通过使用贝塞尔曲线、样条曲线等数学概念，可以实现对模型的流线型和外观的优化。
三、力学与飞行原理1. 力学模型：飞机模型需要考虑到其运动学和动力学特性。
通过使用牛顿力学和其他相关的机械原理，可以计算和优化模型的重心、稳定性、推力和气动特性等。
2. 气动力学：当飞机模型涉及到飞行时，需要考虑到气动力学的影响。
通过运用流体力学的原理，可以分析模型在空气中的飞行特性，如升力、阻力和侧向力等。
结论：数学在飞机模型制作中起着重要的辅助作用。
通过了解和应用数学原理，可以更好地进行模型设计、尺寸计算和力学分析。
希望本文所介绍的数学概念和技巧能帮助您制作出令人惊叹的飞行器模型。
涡喷航模参数
涡喷航模参数涡喷航模是一种常见的航空发动机类型，具有较高的推力和燃烧效率。
其参数的设置对发动机性能和工作稳定性起着至关重要的作用。
本文将就涡喷航模的参数进行详细介绍，包括压缩比、燃烧室温度、喷油量、空气流量等关键参数。
1. 压缩比压缩比是指涡喷航模内部压力的变化情况。
它是发动机性能的重要指标之一。
较高的压缩比能够提高发动机的推力和热效率，但也会增加发动机的复杂性和重量。
因此，压缩比需要在满足性能要求的前提下进行合理的选择。
2. 燃烧室温度燃烧室温度是涡喷航模中燃烧过程的重要参数。
过高的燃烧室温度会导致燃烧室内部材料的热损耗增加，从而降低发动机的热效率和使用寿命。
因此，在设计涡喷航模时，需要合理控制燃烧室温度，以保证发动机的工作稳定性和寿命。
3. 喷油量喷油量是涡喷航模中燃油喷射的重要参数。
喷油量的大小直接影响到发动机的推力和燃烧效率。
过高的喷油量会导致燃油在燃烧室中无法充分燃烧，从而浪费燃油资源。
而过低的喷油量则会导致发动机推力不足。
因此，在设计涡喷航模时，需要根据实际需求合理选择喷油量。
4. 空气流量空气流量是涡喷航模中空气供应的重要参数。
空气流量的大小直接影响到发动机的推力和燃烧效率。
过高的空气流量会导致燃油在燃烧室中无法充分燃烧，从而浪费燃油资源。
而过低的空气流量则会导致发动机推力不足。
因此，在设计涡喷航模时，需要根据实际需求合理选择空气流量。
5. 推力调整推力调整是指涡喷航模根据实际工况需要对推力进行调整的能力。
推力调整范围越大，发动机的适应性越强。
推力调整通常通过调整喷油量和空气流量来实现，因此，喷油量和空气流量的调整范围也是涡喷航模参数设计的重要考虑因素。
涡喷航模的参数设置对发动机性能和工作稳定性至关重要。
压缩比、燃烧室温度、喷油量和空气流量等参数需要根据实际需求合理选择，以实现发动机的高效、稳定和可靠运行。
推力调整能力也是涡喷航模设计中需要考虑的重要因素。
通过合理设置这些参数，可以提高涡喷航模的性能和经济性，满足不同飞行任务的需求。
航模直流电机参数
航模直流电机参数直流电机是模型飞机的核心动力系统之一，它的性能直接影响到飞机的飞行性能。
在选择直流电机时，需要考虑多种参数，包括转速、功率、电流、电压等。
下面是关于的详细介绍：1. 转速：直流电机的转速通常以每分钟转数（RPM）来表示，表示电机旋转的速度。
转速决定了电机的输出功率和性能。
在选择直流电机时，需要根据飞机的需求和设计来确定所需的转速。
2. 功率：直流电机的功率是指电机在单位时间内转化的能量，通常以瓦特（W）表示。
功率越大，电机的输出能力越强，可以提供更大的推力。
在选择直流电机时，需要根据飞机的重量和飞行速度来确定所需的功率。
3. 电流：直流电机的电流是指电机在工作时所消耗的电流，通常以安培（A）表示。
电流大小与电机的功率和效率密切相关，电流过大会造成电机过热并影响电池寿命。
在选择直流电机时，需要注意电机的额定电流和工作电流范围。
4. 电压：直流电机的电压是指电机工作时所需的电压，通常以伏特（V）表示。
电压直接决定了电机的输出功率和性能，同时也影响到电池的选择。
在选择直流电机时，需要根据电机的额定电压和工作电压范围来确定适合的电源。
5. 效率：直流电机的效率是指电机将电能转化为机械能的比例，通常以百分比表示。
效率越高，电机的输出功率越大，同时也会减少电能的浪费。
在选择直流电机时，需要注意电机的效率，并选择高效率的电机以提升飞机的性能。
总的来说，航模直流电机的参数包括转速、功率、电流、电压和效率等，这些参数直接影响到电机的性能和飞机的飞行性能。
在选择直流电机时，需要根据飞机的需求和设计来确定合适的参数，并注意电机的品质和性能以提升飞机的性能。
航模基础知识及模型教练飞机结构详细讲解
一、什么叫航空模型在国际航联制定的竞赛规则里明确规定“航空模型是一种重于空气的,有尺寸限制的,带有或不带有发动机的,不能载人的航空器,就叫航空模型;其技术要求是：最大飞行重量同燃料在内为五千克；最大升力面积一百五十平方分米；最大的翼载荷100克/平方分米；活塞式发动机最大工作容积10亳升;1、什么叫飞机模型一般认为不能飞行的,以某种飞机的实际尺寸按一定比例制作的模型叫飞机模型;2、什么叫模型飞机一般称能在空中飞行的模型为模型飞机,叫航空模型;二、模型飞机的组成模型飞机一般与载人的飞机一样,主要由机翼、尾翼、机身、起落架和发动机五部分组成;1、机翼———是模型飞机在飞行时产生升力的装置,并能保持模型飞机飞行时的横侧安定;2、尾翼———包括水平尾翼和垂直尾翼两部分;水平尾翼可保持模型飞机飞行时的俯仰安定,垂直尾翼保持模型飞机飞行时的方向安定;水平尾翼上的升降舵能控制模型飞机的升降,垂直尾翼上的方向舵可控制模型飞机的飞行方向;3、机身———将模型的各部分联结成一个整体的主干部分叫机身;同时机身内可以装载必要的控制机件,设备和燃料等;4、起落架———供模型飞机起飞、着陆和停放的装置;前部一个起落架,后面两面三个起落架叫前三点式；前部两面三个起落架,后面一个起落架叫后三点式;5、发动机———它是模型飞机产生飞行动力的装置;模型飞机常用的动装置有：橡筋束、活塞式发动机、喷气式发动机、电动机;三、航空模型技术常用术语1、翼展——机翼尾翼左右翼尖间的直线距离;穿过机身部分也计算在内;2、机身全长——模型飞机最前端到最末端的直线距离;3、重心——模型飞机各部分重力的合力作用点称为重心;4、尾心臂——由重心到水平尾翼前缘四分之一弦长处的距离;5、翼型——机翼或尾翼的横剖面形状;6、前缘——翼型的最前端;7、后缘——翼型的最后端;8、翼弦——前后缘之间的连线;9、展弦比——翼展与平均翼弦长度的比值;展弦比大说明机翼狭长;练习飞行的要素与原则分析玩模型飞机和玩模型大脚车完全是两种不同的运动,模友们千万别想当然,买来了就上天,否则就只能看着飞机的残骸落泪了;在开展模型飞机运动前,最需要有一套合理、简单的教程来指导你学会为什么这么飞和怎么样飞,让你更快更安全的把爱机送上蓝天;开篇还是先把基础飞行练习的要素与原则强调一下,这与你能否成功的掌握飞行技能有直接的关系;第一：飞行练习的要素掌握飞行技巧,需要以掌握最基本的要素为基础,不断的练习,最终实现自己对飞机启动、助跑、起飞、航线和降落等环节的控制,达到这种境界,模型界称之为“单飞”;单飞的要素有以下几点：1、一架精心调整的遥控上单翼教练机飞机的调整我们在专门的板块里详细说明2、理解各种操纵对飞机控制的作用3、飞机起飞4、学会直线飞行与航线控制5、学会转弯飞行与转弯控制6、地面参照物对航线的辅助7、航线高度的控制8、降落过程控制9、降落第二：飞行练习的原则本教程里的“飞行技巧”都是通过对有经验的模型玩家的观察和与他们交谈后的总结浓缩成为“飞行方法”,旨在把各种飞行动作拆解成简单的、程序化的指令,需要大家认真的理解与实践; 初级飞行练习的原则：1、理解各飞行动作的原理,再进行动作演练2、主动控制飞机,不要让飞机来控制你“被动的去控制”,把精力投在如何控制飞机上3、拆解了的动作分开练习,熟练后,再程序化的组合练习4、真正飞行前,最好应用飞行模拟器模拟飞行,减少事故发生,加速训练进度5、真实飞行的时候,需要有经验的模型玩家在场,如出现紧急情况飞机失控等事件,请将飞机控制权交给他们;模型教练飞机结构详细讲解飞机草图模型教练机的基本组成这一节我们来了解一下模型教练机的基本组成;上单翼模型教练机主要由机翼、机身、起落架、尾翼及相应的转动舵面组成;各舵面又有副翼、襟翼、方向舵、升降舵之分,每种舵面各施其能,为飞机的各种飞行动作提供相应的偏转力请大家看下面的图示,以便更清楚的了解模型教练飞机各部分的结构及组成;下面介绍一下各个舵面为飞机提供什么样的偏转力,这种偏转力能让飞机飞出什么动作副翼：副翼的功能主要是产生机身轴向上的偏转力矩,让飞机绕机身纵轴滚转相关图示详见下节襟翼：襟翼是作为飞机机翼上的一个升力辅助舵面而存在的,主要是通过偏转,为机翼提供持续的升力补偿,因只出现在较高级的仿真模型飞机中,所以这里不做详述,在飞行技巧中会稍微提及襟翼的使用方法;方向舵：方向舵的主要功能是提供飞机纵轴的转向力矩,使飞机绕纵轴左右偏转,达到转弯到目的;升降舵升降舵的主要功能是提供飞机横轴的转向力矩,是飞机绕横轴上下俯仰偏转,达到升降的目的;各舵面的结构与功用已经为大家介绍完毕,下面的几节,我们分别针对各舵面的偏转力特点,详述其作用副翼在模型飞机中的作用副翼要实现飞机的纵轴滚转,就必须用到副翼通过副翼的偏转,飞机就可以在机身纵轴上滚转,滚转速度与副翼偏转角度成正比;副翼的偏转对于飞机姿态的影响是这样的,副翼舵面偏转后,飞机以纵轴为轴心偏转,偏转方向和偏转力矩方向一致,在飞机偏转到一定角度时,松开遥控器副翼通道摇杆,飞机就会保持这种偏转角度继续飞行下去,如图所示：如果需要让飞机重新恢复水平状态,需要反方向偏转副翼舵面,让飞机回正与副翼偏转相关的飞行动作有：1、副翼转弯2、横滚3、筒滚4、倒飞要做出这些动作,需要其他的动作复合起来才能完成,相应动作;升降舵在模型飞机中的作用升降舵要实现飞机的俯仰、爬升与下降,就必须用到升降舵通过升降舵的偏转,飞机就可以在机身横轴上转动,俯仰角度与升降舵偏转角度成正比;升降舵的偏转对于飞机姿态的影响是这样的,升降舵舵面偏转后,飞机绕横轴转动,偏转方向和偏转力矩方向一致,飞机爬升时称之为抬头力矩,飞机俯冲时,称之为低头力矩,在飞机俯仰到一定角度时,松开遥控器升降舵通道摇杆,飞机就会保持这种偏转角度飞行,但是因为机翼的升力作用,在没有了抬头或低头力矩的情况下,机翼的升力,会自动把飞机的姿态修正成为平飞状态,修正速度和飞机的整体设计有关,这里不详述,如图所示：如果需要让飞机快速恢复水平状态,需要反方向偏转升降舵舵面,让飞机回正与升降舵偏转相关的飞行动作有：1、副翼转弯2、正/负筋斗3、筒滚4、倒飞5、8字横滚6、失速螺旋等等升降舵在飞机飞行中起到很关键的作用,很多动作的完成都需要升降舵的支持,配合其他舵面的偏转,你也可以做出很多精彩的模型动作;方向舵在模型飞机中的作用方向舵要实现飞机的转向,方向舵的偏转就可以满足需求通过方向舵的偏转,飞机就可以在机身竖轴上转动,转弯速度与方向舵偏转角度成正比;方向舵的偏转对于飞机姿态的影响是这样的,方向舵舵面偏转后,飞机绕竖轴转动,偏转方向和偏转力矩方向一致,在飞机转向到一定角度时,松开遥控器方向舵通道摇杆,飞机就会保持这种偏转角度飞行,但是因为飞机发动机或电动机拉力的作用,在没有了转向力矩的情况下,飞机的拉力会自动把飞机的姿态修正成为直线飞行状态,修正速度和飞机发动机或电动机拉力大小与下拉、右拉角大小整体设计有关,这里不详述,如图所示：与方向舵偏转相关的飞行动作有：1、方向舵转弯2、侧飞3、筒滚4、8字横滚5、失速螺旋等等现在大家会注意到,完成模型飞机的转弯动作,是可以通过不同舵面的偏转来实现的,可以用副翼转弯,也可以用方向舵转弯,这就需要我们对这些转弯方式的效果做一个比较,我们会在今后的动作演练环节为大家介绍这两种转弯方法的不同之处,有点与缺点;模型教练机飞行特性介绍飞机图示在遥控一架模型飞机的的时候,不管飞机的尺寸如何,飞机的“类型”都比较重要,这对于刚上手的玩家来说显得尤其重要,当然,飞机的尺寸也是需要考虑的,我们先来说说飞机尺寸对飞行效果的影响初学者选用的飞机要稍微大一些,这样带来的好处是：1、越大的飞机在飞行的时候显得“慢”;有助于初学玩家改善遥控动作的协调性,有助于“延长”反应时间;2、飞机距离自己较远时,还可以看得比较清楚飞机的姿态;3、大飞机的最显着特性就是在有风时能够相对更加稳定,较重的飞机,在惯性定律下,侧风和扰流等对飞机产生非安定效应的因素就会被削弱,初学者会觉得飞机比较好控制,飞机比较“不灵敏的”听话模型教练飞机存在的客观规律：一架模型飞机在飞行时的“反应灵敏度”,是由操纵系统带动个操纵舵面的偏转程度和飞机的气动性能决定的,而与飞机的大小无关;模型教练飞机的飞行特性：1、平凸型翼型,带来良好的空气动力性能,升力大,飞机飞速低,利于初学者对飞机的控制;2、翼型厚,给机翼带来巨大升力的同时,可在低速度下维持飞机的升力;3、较高的机翼位置,我们称之为上单翼,这种结构布局使飞机机翼的升力焦点高于飞机的重心,试想,提着东西走肯定比举着东西走路稳当,提升结构的布局比托举结构布局要稳定很多;操控模型飞机转弯的基本方法所有基本知识都具备了,我们就要来研究一下模型飞机的基本动作了,首先将给大家介绍的是模型飞机的转弯方法,请各位新模友慢慢琢磨和练习;操纵模型飞机转弯的基本方法开始转弯的正确方法是短暂的压下副翼操纵杆,使飞机的机翼倾斜,形成转弯坡度,然后让副翼操纵杆会中以避免飞机进入螺旋,接下来拉动升降舵操纵杆开始进入转弯,并同时保持飞机的飞行高度,升降舵此时同时为模型飞机转弯和防止飞机掉高度服务;副翼的动作对模型飞机转弯效果的影响模型飞机转弯的时候,一开始控制副翼操纵杆的幅度,决定了模型飞机转弯的快慢,如果副翼打的量很小,只要拉动很小幅度的升降舵即可维持飞机的转弯和不掉高度,如果开始副翼的偏转量很大,就需要拉动更大幅度的升降舵来维持飞机的高度,此时飞机的转弯速度会增加,转弯半径也小了很多;错误的转弯状态转弯动作中一个很重要的控制动作是打副翼然后回中,这样做是很有必要的,打副翼然后回中是让飞机形成转弯坡度,最终通过升降舵来实现转弯,但是如果打了副翼不回中,机翼上收到的是持续的扭矩,飞机将开始滚转,我们称之为横滚,这不是我们期望的转弯动作,所以在模型飞机转弯的时候,一定记住要打副翼,然后自然回中,才可以飞出你想要的转弯动作;操控模型飞机直线飞行的要领上一节我们介绍了模型飞机的转弯要领,这一节我们开始介绍维持模型飞机直线飞行的要领,别小看“直线”两个字,如果没有掌握好要领,直线飞行将是模友们的噩梦;模型飞机直线飞行的要领说到直线飞行,其实我们这里要理解为“相对直线飞行”,因为模型飞机不像实际比例的真飞机有那么好的设计气动性能,而且自重较轻,稍微有一些风或者湍流,模型飞机的飞行状态就会很不稳定,即使你觉得飞机正在水平正飞,有可能收到那些不稳定因素的影响,飞机还是会出现航向偏移的现象,所以我们要不时的对飞机的航向作出调整;但是有的模友就要问了,那些模型比赛上的高手们为什么能飞出完美的直线航线呢,其实这就是我要给大家介绍的一个非常重要的模型控制要领--“轻碰操纵杆,获得完美无瑕的控制”,也就是说,在飞机航向出现偏移的时候,根据自己的方向判断,适度的轻碰副翼操纵杆,来完成对飞机的合理修正,这种轻碰不会给飞机带来较大的坡度,所以不会造成飞机转弯,但是带来的确实平滑的操控效果和精准的控制,这就是直线飞行的要领--适时轻碰操纵杆,时时修正航向;轻碰操纵杆的原则其实模型运动中也需要有度的衡量,说到轻碰操纵杆,没有经验的模友马上就会去尝试,但是度量必须要掌握好;控制飞机不能追求形式,不是说动作都做对了飞机就会听话,我们要掌握一个很重要的原则,即主动控制原则,如果说飞机只是小量的左偏航,而你却在那里大大的打副翼,结果你的航线飞出来就是一个锯齿状航线；如果飞机已经右偏航许多了,你还在那里微微的触碰副翼来修正航线,想必你要维持的航线也不可能是直线,我这里要说的意思就是,你要根据飞机的飞行状况来不断练习你“轻碰”副翼操纵杆的度量角度,主动的控制你的飞机,和你的飞机一起飞行;经过反复的练习之后,这些轻触操纵杆的动作回变得非常的细腻和准确,旁观的人是看不出你在轻碰的,都在以为你是高手,直接就飞出直线航线了;那些飞得很直的高手们,正式利用了轻碰操纵杆的技术,利用这些细微的动作使飞行航线变得平滑,让你觉得他们对飞机的控制是那么的得心应手,相信我,经过不断的练习,你也能和他们一样;。
无人机航空测绘及后期制作课件：航飞参数确定及任务估算
航飞参数确定
确定摄影基准面与绝对航高
《低空数字航空摄影规范》（CH/Z 3005- 2010）中规定： 1. 绝对航高满足平原、丘陵等地区使用的超轻型飞行器航摄系
统和无人飞行器航摄系统的飞行平台升限应不小于海拔 3000m；满足高山地、高原等地区使用的超轻型飞行器航 摄系统和无人飞行器航摄系统的升限应不小于海拔6000m
航飞参数确定
确定航摄高度
解析：
要绘制该比例尺地形图，地物点中误差为25cm，
根据经验可知地面分辨率GSD不低于8.3cm
相对航高：H相对=f×GSD/a
=24.378×83/0.00641
=20320.4368mm
即相对航高小于320m即可保证GSD优于8.3cm，
加上后期地形图人工采集误差，可满足图上25cm
航飞参数确定
航摄重叠度设计
《低空数字航空摄影规范》（CH/Z3005-2010）规定： 1. 航向重叠度一般应为60%~80%，最小不小于53% 2. 旁向重叠度一般应为15%~60%，最小不小于8% 3. 不论是航向重叠度还是旁向重叠度，按照算法理论建议值
是66.7%。但是在实际生产过程中，一般设置航向重叠度 为80%，旁向重叠度为70%
航飞参数确定
确定摄影基准面与绝对航高
2. 相对航高一般不超过1500m，最高不超过2000m
Hale Waihona Puke 3. 同一航线上相邻像片的航高差不应大于30m，最大航高与最小航高
之差不应大于50m，实际航高与设计航高之差不应大于50m
航飞参数确定
确定摄影基准面与绝对航高
在实际作业过程中我们要根据要求的模型精度选取合适的相机， 以及根据航高选取合适类型的无人机，甚至需要根据空域要求 选取合适的无人机以及相机
固定翼航模常见的翼型参数
一些常见的翼型参数
首先普及下：Alpha 是迎角、Cl是升力系数、Cd是阻力系数
根据翼型的极曲线可以算出升阻比
有Clark Y 是必须的！
我有一个NACA的翼型跟Clark Y 性能相似，从实际情况下来说，我觉得NACA4412的滑翔要胜于Clark Y （我的山猎鹰就是用NACA 4412做的）
还有一个有些模友也推荐用的USA 35 B，我没用过，不发表意见。
半对称：
NACA2412,也有不少机用这个翼型，想了解的可以上网查查。
我只用过NACA2415，但两者性能差不多，
一个比较著名的内凹翼NACA6412，我有一个DIY的1900天行者机翼就是用这个，感觉阻力还是比Clark Y 大不少，但国庆前一段时间沿海刮台风，没能进一步测试。
而且这个用马头工艺做是相当的麻烦，但也不是做
不了。
最后是飞翼用的翼型：
一个S5010，我见到不少人在用，听他们说还挺好飞的，感兴趣可以在5IMX 或中国模型论坛两个论坛找下。
我正在做一架用S5010翼型的X8，还没试飞，所以我也暂时不发表意见。
还有一个是估计大家都比较熟悉的-NACA M6 ，这个翼型在中国模型论坛这个论坛发过，我有架DIY 的天行者 1400曾使用这一翼型，只能说性能很稳定，滑翔还不错。
但毕竟是S型翼，升力还是会弱些弱些。
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。
航模基础知识
浆的大小与电流关系：因为浆相对越大在产生推力的效率就越高
例如：同用3S电池，电流同样是10安（假设）
用KV1000配1060浆 与 KV3000配4530浆它们分别产生的推力前者是后者的两倍。
另外，有些模友误认为，电机的推力越大，飞机就能更加克服阻力飞得更快，这个问题就留给有兴趣的模友去讨论一下了。
电池的放电能力，最大持续电流是：容量X放电C数
例如:1500MA,10C, 则最大的持续电流就是=1.5X10=15安
如果该电池长时间超过15安或以上电流工作，那么电池的寿命会变短、还有电池的充满电压单片4.15V-4.20V合适，用后的最低电压为单片3.7V以上（切记不要过放），长期不用的保存电压最好为3.9V。
以下是一些典型的配桨方案：
一般电机与浆是这样配的：
3S(11.1v)电池下
KV900-1000电机 配1060或1047浆，9寸浆也可
KV1200-1400 配9050（9寸浆）至8*6浆
KV1600-1800 左右的7寸至6寸浆
例如用1060浆，机的翼展就得要在80CM以上为合适，不然的话机就容易造成反扭；又如用8*6的浆翼展就得在60CM以上。
再比如：用4530浆做翼展1米以上机行否？ 是可以， 但飞机飞起来会很耗电，因为翼展大飞行的阻力大，而4530浆产生的推力相对情况下小（上面浆的大小与电流关系有讲到）。
所以模友在选择玩什么机型的时候就要注意这4者的关系，尤其是新手选择机型，一定要看这机型翼展大小选择配电机、浆、电池，特别要注意的是，不能用大浆配高KV的电机，否则烧电机还影响了电池，有可能连电调也烧掉。
首先要搞明白，电池放电电流、电池容量的关系。
已知螺旋桨尺寸计算输出轴转速航模
已知螺旋桨尺寸计算输出轴转速航模
螺旋桨尺寸和输出轴转速是计算飞机飞行性能的重要参数之一。
下面是一种常用的计算方法：
1. 首先，确定螺旋桨的直径D和螺距P。
直径是螺旋桨的旋转面直径，螺距是螺旋桨每转一圈前进的距离。
2. 计算螺旋桨旋转一圈的周长C = π* D。
3. 假设输出轴转速为n（单位为转/分钟），则输出轴每转一圈前进的距离为L = (nP) / 60 （单位为米/分钟）。
4. 螺旋桨每转一圈前进的距离应该等于输出轴每转一圈前进的距离，即C = L。
将步骤2和步骤3中的公式代入，得到以下方程：
π* D = (nP) / 60
5. 解方程得到输出轴转速n的值。
需要注意的是，以上计算方法是一种简化的方法，忽略了一些复杂的飞行力学因素。
在实际应用中，还需要考虑其他因素，如飞机的重量、气动特性、引擎动力
等，以得到准确的输出轴转速。
航模计算表
螺旋桨 桨叶规格确认
直径D 螺距L 效率
11
1400 12.21
9
5
0.42
实际拉力 升力系数
g
1017
1.2
失速速度
推重比 1.26
翼载荷 g/dm^2 40.50
失速速度 最高时速
Km/h
Km/h
28.53 82.14
注意：1、只填写黄色数据即可。 2、桨叶确认直径不能大于计算直径，否则过载或破桨。 3、电机KV值越高越费电，追求续航时间，该用低kv加大桨 4、效率=0.7（马达效率）*0.6（螺旋桨效率）=0.42 5、空气密度按500m估算 6、机翼面积，不知道翼宽可按0.11～0.12翼展估算，自己乘出来。
起飞重量(克)
空机
电机
2216/140
0
280.00 70.00
本表可帮助进行飞机的初步选择（表中黄色数据为某翼展1090mm滑翔机，仅供参考）
810.00
电调
舵机
电池 起落架 螺旋桨 飞控
40A
2200
45.00 40.00 190.00 50.00
5.00 20.00
电机选择 电压V 电机KV
桨叶最大直 径
展1090mm滑翔机，仅供参考）
0 15.00 20.00 50.00
失速速度
空气密度 机翼面积
Kg/m^3 m^2
1.17
0.2
失速速度
m/s
Km/h
7.93 28.53
航模参数计算
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.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。
飞机模具尺寸简单计算公式
飞机模具尺寸简单计算公式飞机模具是制造飞机部件的重要工具，其尺寸计算对于飞机制造具有重要意义。
在飞机模具设计和制造过程中，尺寸计算是必不可少的一部分。
本文将介绍飞机模具尺寸的简单计算公式，帮助读者更好地理解飞机模具尺寸的计算方法。
飞机模具尺寸的计算公式主要涉及到飞机部件的尺寸、材料的特性、以及制造工艺等因素。
在进行飞机模具尺寸计算时，需要考虑到这些因素，以确保模具的精度和质量。
首先，我们来看一下飞机模具尺寸计算的基本公式。
飞机模具尺寸计算的基本公式可以分为以下几个方面：1. 飞机部件尺寸计算公式，飞机模具的尺寸计算首先需要考虑到飞机部件的尺寸。
飞机部件的尺寸计算通常涉及到长度、宽度、高度等尺寸参数。
根据飞机部件的具体形状和尺寸，可以采用不同的计算方法进行计算。
2. 材料特性计算公式，飞机模具的材料选择对于模具的制造质量和使用寿命具有重要影响。
在进行飞机模具尺寸计算时，需要考虑到材料的特性，包括强度、硬度、韧性等参数。
根据材料的特性，可以选择合适的材料，并计算出模具的尺寸。
3. 制造工艺计算公式，飞机模具的制造工艺对于模具的精度和质量具有重要影响。
在进行飞机模具尺寸计算时，需要考虑到制造工艺的特点，包括加工精度、热处理工艺、表面处理工艺等参数。
根据制造工艺的特点，可以计算出模具的尺寸。
在进行飞机模具尺寸计算时，需要综合考虑以上几个方面的因素，以确保模具的精度和质量。
下面我们将以一个简单的飞机模具尺寸计算为例，介绍飞机模具尺寸计算的具体方法。
假设我们需要设计一个飞机模具，用于制造一个飞机部件，该部件的尺寸为100mm×50mm×30mm。
我们需要选择合适的材料，并确定制造工艺，计算出模具的尺寸。
首先，我们需要选择合适的材料。
假设我们选择了一种具有较高强度和硬度的金属材料，其特性参数为，强度σ=300MPa，硬度H=200HB。
根据材料的特性参数，我们可以计算出模具的尺寸。
模具的尺寸计算公式为，模具尺寸 = 飞机部件尺寸 + 2×壁厚。
航模涵道功率计算公式
航模涵道功率计算公式航模（即航空模型）是模拟真实飞行器的飞行特性和动力系统的模型。
在航模的设计和制造中，涵道功率是一个重要的参数，它可以帮助飞行员了解飞机的动力性能和飞行特性。
涵道功率的计算公式可以帮助飞行员更好地理解飞机的动力系统，并进行飞行计划和操作。
涵道功率是指飞机在飞行中所需要的功率，它是飞机飞行过程中的能量消耗。
涵道功率的计算公式可以通过飞机的速度、空气密度、机翼面积、升力系数等参数来进行计算。
下面我们将介绍航模涵道功率计算公式及其应用。
航模涵道功率计算公式如下：P = 0.5 ρ S Cl V^3。
其中，。
P表示涵道功率，单位为瓦特（W）；ρ表示空气密度，单位为千克/立方米（kg/m^3）；S表示机翼面积，单位为平方米（m^2）；Cl表示升力系数；V表示飞机的速度，单位为米/秒（m/s）。
根据上述公式，我们可以看到涵道功率与空气密度、机翼面积、升力系数和飞机速度有关。
在实际应用中，飞行员可以通过这个公式来计算飞机在不同飞行状态下所需的功率，从而更好地掌握飞机的动力性能和飞行特性。
首先，我们来看一下空气密度对涵道功率的影响。
空气密度是指单位体积空气的质量，它随着海拔高度的增加而减小。
在高海拔地区，空气密度较低，飞机所需的涵道功率也会相应增加。
因此，飞行员在进行高海拔飞行时，需要考虑到空气密度对涵道功率的影响，通过计算公式来确定飞机所需的功率。
其次，机翼面积对涵道功率也有重要影响。
机翼面积越大，飞机所需的涵道功率就越小。
因此，在设计航模时，飞行员可以通过调整机翼面积来控制飞机的动力性能。
通过计算公式，飞行员可以根据机翼面积来确定飞机所需的涵道功率，从而更好地进行飞行计划和操作。
升力系数也是影响涵道功率的重要参数。
升力系数是指飞机在飞行中所产生的升力与速度平方的比值。
通过调整升力系数，飞行员可以控制飞机的升力和阻力，从而影响飞机所需的涵道功率。
在实际飞行中，飞行员可以通过计算公式来确定不同升力系数下飞机所需的功率，从而更好地掌握飞机的飞行特性。
航模固定翼重心计算方法
固定翼重心计算方法不知道这个有没有人发过.先发上来大家分享吧无论任何飞行器，在设计过程中，能否准确地定出最佳重心位置，往往决定着飞机飞行的好坏。
由此许多年来，世界各国航模设计人员都在设法寻求一种简便可靠的重心设计方法。
美国航模家ReneJassier在这方面作了大量工作。
早在1959年他就发明了一种设计重心的方法，在随后25 年中，又进一步修正完善。
今天，这一公式被各国航模界普遍接受，通过近50 种不同类型模型飞机的验证，其平均误差不超过1%。
公式及各参数物理意义C%=KA+（KT*TA*GM*PS/WA*WA）C%重心至机翼前缘距离占全翼弦长的百分比。
KA机翼系数。
KA = 20+A+B+CKT尾翼系数。
KT = 25+D+ETA水平尾翼面积（平方dm）GM 机翼前缘至水平尾翼前缘的距离（dm）PS翼展投影长度（dm）WA 机翼面积（平方dm）系数取值：机翼系数KA（KA=20+A+B+C）A=2下翼B=0对称翼型=3 中翼=1凸凸翼型=4上翼=2平凸翼型=5 翼间支架结构或上反很大=3凸凹翼型=4 高弯度凸凹翼型C:视规定飞机类别，飞行科目及飞行适应条件取值比例缩尺类F1A、F1B及手掷滑翔类F1C 优良的爬升性或能适应恶劣天气-60+6 爬升性一般或适应各种天气-4+2+8 滑翔性能优异或要求气流平稳-2+4+10尾翼系数KT(KT=25+D+E)D:视方向舵位置取值E:视平尾翼型取值D=0中舵E=0对称翼型=1 翼尖小舵面=1 凸凸翼型=2 翼尖大舵面=2平凸翼型=3 凸凹翼型=4 高弯度凸凹翼型。
计算航模电机力矩的公式(一)
计算航模电机力矩的公式(一)计算航模电机力矩的公式1. 电机力矩的定义电机力矩是指电机输出的扭矩，它是机械能转换的重要参数之一。
在航模中，准确计算电机力矩对于设计飞机模型的性能非常关键。
2. 基本公式计算航模电机力矩的基本公式为：力矩 = 扭矩 × 速度其中，力矩的单位为牛顿·米（Nm），扭矩的单位为牛顿·米（Nm），速度的单位为转数/秒（RPS）。
3. 具体公式根据航模电机的特性和设计参数，我们可以通过以下公式来计算电机力矩：无载荷力矩公式在航模飞行时，无载荷力矩公式用于计算电机在无负载情况下的力矩：无载荷力矩 = Kt × I其中，Kt为电机的扭矩常数，单位为牛顿·米/安培（Nm/A），I为电机的电流，单位为安培（A）。
有效力矩公式在航模飞行时，有效力矩公式用于计算电机在有负载情况下的力矩：有效力矩 = 无载荷力矩 - 负载力矩其中，无载荷力矩为无载荷情况下的力矩，负载力矩是由于负载阻力而产生的力矩。
常用公式示例举例说明计算航模电机力矩的公式： - 假设一架航模飞机的电机扭矩常数Kt为 Nm/A，电流I为8 A。
- 根据无载荷力矩公式，计算没有负载时电机的力矩：无载荷力矩 = Nm/A × 8 A = Nm•假设该航模飞机在飞行过程中受到了负载阻力，负载力矩为 Nm。
•根据有效力矩公式，计算带有负载时电机的力矩：有效力矩 = Nm - Nm = Nm结论航模电机力矩的计算公式包括无载荷力矩公式和有效力矩公式，通过这些公式可以准确计算电机在不同负载情况下的力矩。
对于航模设计和性能优化非常重要。
计算航模电机力矩的公式
计算航模电机力矩的公式航模电机力矩的计算公式依赖于多个因素，如电机特性、电机转子的转动惯量、电机输出功率等。
下面将详细介绍计算航模电机力矩的公式。
1.基本概念：力矩，或称为扭矩，是物体受到力的作用产生的旋转力。
力矩是一个矢量，通常以N·m（牛顿·米）作为单位。
2.电机转矩的计算公式：电机的转矩与输出功率有关。
一种常用的计算电机转矩的公式如下：转矩（M）=功率（P）/角速度（ω）其中转矩（M）的单位为N·m，表示力矩的大小；功率（P）的单位为瓦特（W），表示电机输出的功率；角速度（ω）的单位为弧度/秒（rad/s），表示电机转子的旋转速度。
3.电机转速和角速度的关系：电机的转速（n）与角速度（ω）之间有如下关系：转速（n）=角速度（ω）/2π，其中2π≈6.284.功率和电压的关系：电机的输出功率（P）与电压（U）之间有如下关系：功率（P）=电压（U）×电流（I）其中功率（P）的单位为瓦特（W），表示电机输出的功率；电压（U）的单位为伏特（V），表示电机的电压；电流（I）的单位为安培（A），表示电机运行时的电流。
5.综合公式：综合以上的公式，可以得到计算航模电机力矩的综合公式：转矩（M）=功率（P）/角速度（ω）转速（n）=角速度（ω）/2π≈转速（RPM）/60功率（P）=电压（U）×电流（I）6.示例应用：例如，假设一架航模电机的电压为12V，电流为5A，转速为8000转/分钟。
要计算该电机的力矩，可以按照以下步骤进行计算：首先，将转速转换为角速度。
转速（RPM）/ 60 ≈ 角速度（rad/s）：8000/60 ≈ 133.33 rad/s。
其次，计算功率。
功率（P）=电压（U）×电流（I）：P=12V×5A=60W。
最后，使用转矩的公式计算力矩。
转矩（M）= 功率（P）/ 角速度（ω）：M = 60W / 133.33 rad/s ≈ 0.45 N·m。
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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。