螺旋桨公式

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螺旋桨设计计算公式

桨叶的迎角只会影响升力的大小，不会前进。

直升机前进是靠螺旋桨的旋转面向前倾斜实现的，桨叶的迎角变化，指的只是桨叶本身绕横向的轴旋转。

就是对称的两只桨，成一条直线，以这个直线为轴旋转。

迎角增大，旋转阻力增大，如果转速不变的情况下，升力就会增大，直升机上升。

飞机螺旋桨由两个或者多个桨叶以及一个中轴组成，桨叶安装在中轴上。

飞机螺旋桨的每一个桨叶基本上是一个旋转翼。

由于他们的结构，螺旋桨叶类似机翼产生拉动或者推动飞机的力。

旋转螺旋桨叶的动力来自引擎。

引擎使得螺旋桨叶在空气中高速转动，螺旋桨把引擎的旋转动力转换成前向推力。

空气中飞机的移动产生和它的运动方向相反的阻力。

所以，飞机要飞行的话，就必须由力作用于飞机且等于阻力，而方向向前。

这个力称为推力。

典型螺旋桨叶的横截面如图3－26。

桨叶的横界面可以和机翼的横截面对比。

一种桨叶的表面是拱形的或者弯曲的，类似于飞机机翼的上表面，而其他表面类似机翼的下表面是平的。

弦线是一条划过前缘到后缘的假想线。

类似机翼，前缘是桨叶的厚的一侧，当螺旋桨旋转时前缘面对气流。

桨叶角一般用度来度量单位，是桨叶弦线和旋转平面的夹角，在沿桨叶特定长度的的特定点测量。

因为大多数螺旋桨有一个平的桨叶面，弦线通常从螺旋桨桨叶面开始划。

螺旋角和桨叶角不同，但是螺旋角很大程度上由桨叶角确定，这两个术语长交替使用。

一个角的变大或者减小也让另一个随之增加或者减小。

当为新飞机选定固定节距螺旋桨时，制造商通常会选择一个螺旋距使得能够有效的工作在预期的巡航速度。

然而，不幸运的是，每一个固定距螺旋桨必须妥协，因为他只能在给定的空速和转速组合才高效。

飞行时，飞行员是没这个能力去改变这个组合的。

当飞机在地面静止而引擎工作时，或者在起飞的开始阶段缓慢的移动时，螺旋桨效率是很低的，因为螺旋桨受阻止不能全速前进以达到它的最大效率。

这时，每一个螺旋桨叶以一定的迎角在空气中旋转，相对于旋转它所需要的功率大小来说产生的推力较少。

船舶螺旋桨知识

可以把螺旋桨看成是一个一面旋转一面前进的机翼进行讨论。流经桨叶各剖面的气流由沿旋
转轴方向的前进速度和旋转产生的切线速度合成。在螺旋桨半径r1和r2(r1<r2)两处各取极小一段，讨论桨叶上的气流情况。V—轴向速度；n—螺旋桨转速；φ—气流角，即气流与螺旋桨旋转平面夹角；α—桨叶剖面迎角；β—桨叶角，即桨叶剖面弦线与旋转平面夹角。显而易见β=α+φ。空气流过桨叶各小段时产生气动力，阻力ΔD和升力ΔL，合成后总空气动力为ΔR。ΔR沿飞行方向的分力为拉力ΔT，与旋螺桨旋转方向相反的力ΔP阻止螺旋桨转动。将整个桨叶上各小段的拉力和阻止旋转的力相加，形成该螺旋桨的拉力和阻止螺旋桨转动的力矩。从以上两图还可以看到。必须使螺旋桨各剖面在升阻比较大的迎角工作，才能获得较大的拉力，较小的阻力矩，也就是效率较高。螺旋桨工作时。轴向速度不随半径变化，而切线速度随半径变化。因此在接近桨尖，半径较大处气流角较小，对应桨叶角也应较小。而在接近桨根，半径较小处气流角较大，对应桨叶角也应较大。螺旋桨的桨叶角从桨尖到桨根应按一定规律逐渐加大。所以说螺旋桨是一个扭转了的机翼更为确切。从图中还可以看到，气流角实际上反映前进速度和切线速度的比值。对某个螺旋桨的某个剖面，剖面迎角随该比值变化而变化。迎角变化，拉力和阻力矩也随之变化。用进矩比“J”反映桨尖处气流角，J=V/nD。式中D—螺旋桨直径。理论和试验证明：螺旋桨的拉力(T)，克服螺旋桨阻力矩所需的功率(P)和效率(η)可用下列公式计算：T=Ctρn2D4P=Cpρn3D5η=J·Ct/Cp式中：Ct—拉力系数；Cp—功率系数；ρ—空气密度；n—螺旋桨转速；D—螺旋桨直径。其中Ct和Cp取决于螺旋桨的几何参数，对每个螺旋桨其值随J变化。图1—1—21称为螺旋桨的特性曲线，它可通过理论计算或试验获得。特性曲线给出该螺旋桨拉力系数、功率系数和效率随前进比变化关系。是设计选择螺旋桨和计算飞机性能的主要依据之一。从图形和计算公式都可以看到，当前进比较小时，螺旋桨效率很低。对飞行速度较低而发动机转速较高的轻型飞机极为不利。例如：飞行速度为72千米/小时，发动转速为6500转/分时，η≈32%。因此超轻型飞机必须使用减速器，降低螺旋桨的转速，提高进距比，提高螺旋桨的效率。

螺旋桨拉力计算

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=31.25公斤。

船用螺旋桨推力计算公式

螺旋桨的推力公式：推力F=通道面积*空气密度*流
速^2螺旋桨的翼型剖面和展长在很大程度上决定了
螺旋桨的推力，产生推力对应所需的扭转力矩（来自发动机）。

对于螺旋桨背风面被排出的流动结构（下洗气流-直升机，滑流-螺旋桨推进器），可以看作是每一小段螺旋桨翼型前飞所产生下洗气流的综合效果。

螺旋桨叶的拉力随转速的变化过程如下：由于发动机输出功率增大，使螺旋桨转速（切向速度）迅速增加到一定值，螺旋桨拉力增加。

螺旋桨的桨叶角从桨尖到桨根应按一定规律逐渐加大。

螺旋桨计算公式

刚度计算公式
1、螺旋桨轴刚度计算（经验计算公式）
K=（9.497*(d^4/L")*10³）
N.m/rad
d 轴的基本直径 mm
67
kg.m²
0.638640554
795.9987916
L"螺旋浆轴总长度（到锥体小端面）mm
2890
K=
17594800.47m
5.6835E-08
d 4 轴段的直径 m
J3 897905.0781 K3 24
J4
32555.52 K4
K总
d 6 轴段的直径 m J6
d 7 轴段的直径 m J7
d 8 轴段的直径 m J8
艉轴转动惯量计算 I=770.28125(L*D^4) ρ 为圆筒密度 7.85x10³ kg/m³ L 艉轴总长度 m
L1 m D1 m I1= L2 m D2 m I2=
2、轴段刚度计算公式
K=（E1*J1）/L
N.cm/rad
E1 钢的弹性模量 N/cm^2
8149000
J1 轴段截面级惯性矩 cm^4
L 轴段长度
cm
13.5
J=(π*d^4)/32
d 1 轴段的直径 m
40
d 2 轴段的直径 m
J1
251200 k1
132.5
d 3 轴段的直径 m
J2 30244275.32 K2 55
0.0335
m=πhρ（R²-r²）
π 为圆周率
3.14
h 为圆筒高度 m
0.17
ρ 为圆筒密度 7.85x10³ kg/m³
7850
m=
10.38259016
I=

船用螺旋桨螺距计算公式

船用螺旋桨螺距计算公式
船用螺旋桨螺距计算公式为：
p = πd tanα
其中，p为螺距，d为螺旋桨直径，α为螺旋桨螺线的推进角度。

此外，船用螺旋桨螺距的单位通常为英尺或米。

需要注意的是，船用螺旋桨螺距计算公式是针对理想状态下的计算方法，实际情况下可能会因为水流等外界因素的影响而产生偏差。

因此，在进行设计和运用时，需要进行实际试验和调整。

同时，在船舶工程中，除了船用螺旋桨的设计外，还需要考虑螺旋桨的布局、数量、形状、旋转方向等因素。

这些因素的选择需结合船型、航速、驱动力等要素加以考虑，以达到最佳效果。

飞机螺旋桨推力计算公式 -回复

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1. 飞机螺旋桨推力计算公式飞机螺旋桨推力是飞机发动机产生的推力，它足以克服飞机的阻力并使其飞行。

根据牛顿定律，推力可以通过以下公式进行计算：推力 = 飞机速度 * 飞机阻力其中，飞机速度是指飞机在空气中前进的速度，飞机阻力是指在飞行过程中飞机所受到的阻力。

推力的计算公式需要考虑到多个因素，包括飞机的质量、空气密度、飞机速度、螺旋桨叶片的旋转速度等。

2. 飞机速度和螺旋桨推力飞机速度是计算推力时的重要参数，它直接影响飞机的动力性能。

在飞机设计中，工程师通常会根据飞机的使用需求和性能要求来确定最佳的飞行速度。

螺旋桨推力与飞机速度之间存在一定的关系，一般来说，飞机速度越大，螺旋桨产生的推力也会相应增加。

3. 飞机阻力与推力平衡飞机在飞行过程中受到的阻力包括气动阻力、重力阻力、推力和升力等因素的影响。

飞机螺旋桨推力的计算需要考虑到这些阻力因素，并通过合理的设计和调整来实现推力与阻力的平衡。

只有在推力和阻力平衡的情况下，飞机才能保持稳定的飞行状态。

4. 个人观点和理解在我看来，飞机螺旋桨推力计算公式是飞机设计和航空工程中的重要内容，它涉及到飞机的动力性能与运行安全。

理解和掌握这个公式对于航空专业人士来说是至关重要的，因为它直接关系到飞机的飞行稳定性和安全性。

通过深入学习和研究这个公式，我们可以更好地理解飞机的动力学原理，为飞机设计和飞行操作提供有力的支持。

在飞机设计和运行过程中，我们需要综合考虑飞机速度、阻力、推力等因素，通过合理的计算和调整来实现飞机的优化性能。

螺旋桨扭矩计算公式

螺旋桨扭矩计算公式螺旋桨扭矩计算公式是船舶设计和航海领域中经常遇到的一个重要问题。

扭矩是指施加在螺旋桨上的力矩，它是螺旋桨推进力的来源。

通过计算螺旋桨的扭矩，可以评估船舶的推进性能和动力系统的工作状态。

螺旋桨扭矩计算公式主要包括以下几个因素：螺旋桨的直径、螺旋桨的螺距、螺旋桨的转速、水流的密度以及船舶的速度。

这些因素共同影响着螺旋桨的扭矩大小。

螺旋桨的直径是计算扭矩的重要因素之一。

螺旋桨的直径越大，其扭矩也就越大。

这是因为较大直径的螺旋桨可以更高效地转换动能为推进力。

螺旋桨的螺距也对扭矩产生影响。

螺距是指螺旋桨在一圈中所推进的距离。

螺距越大，螺旋桨的推进力也就越大，扭矩也相应增大。

螺旋桨的转速也是计算扭矩的重要因素之一。

转速是指螺旋桨每分钟旋转的圈数。

转速越高，螺旋桨的扭矩也就越大。

水流的密度是影响螺旋桨扭矩的另一个因素。

水流的密度越大，螺旋桨所受到的阻力也就越大，扭矩也相应增大。

船舶的速度也对螺旋桨的扭矩产生影响。

船舶的速度越快，螺旋桨所需的扭矩也就越大。

根据上述因素，螺旋桨扭矩的计算公式可以表示为：扭矩= 0.5 * π * (螺旋桨直径/2)^2 * 螺旋桨螺距 * 水流密度* (转速/60)^2 * 船舶速度其中，π为圆周率，螺旋桨直径为螺旋桨的直径，螺旋桨螺距为螺旋桨的螺距，水流密度为水流的密度，转速为螺旋桨的转速，船舶速度为船舶的速度。

通过使用螺旋桨扭矩计算公式，可以方便地评估船舶的推进性能。

在实际应用中，设计师和船舶操作人员可以根据船舶的工作条件和要求，选择适当的螺旋桨参数，以达到最佳的推进效果。

需要注意的是，螺旋桨扭矩计算公式只是一个理论模型，实际应用中还需要考虑其他因素的影响，比如船舶的阻力、船舶的形状等。

因此，在具体的船舶设计和运营中，还需要结合实际情况进行综合考虑和调整。

螺旋桨扭矩计算公式是船舶设计和航海领域中的重要工具，通过计算螺旋桨的扭矩，可以评估船舶的推进性能和动力系统的工作状态。

螺旋桨计算公式

J3 897905.08 K3 5.32148E+11 N.cm/rad
d 4 轴段的直径 m
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J4 32555.52 K4 44215822080 N.cm/rad
K总 2.9515E-11
2.95x10-11
d 6 轴段的直径 m
J6
d 7 轴段的直径 m
J7
d 8 轴段的直径 m
艉轴转动惯量计算
D=17PD0.2/n0.6 PD= n=
n=c(PD/D5)1/3 PD D
螺旋桨直径估算公式
82 KW 1031 r/min
主机功率
螺旋桨转速
1255 kw 1.2 M
主机功率螺旋桨直径
转动惯量计算公式
1、对于圆筒的计算 I=m/2(R²+r²） m 为圆筒的质量 R 为圆筒体外半径 r 为圆筒体内半径 m=πhρ（R²-r²） π 为圆周率 h 为圆筒高度 m ρ 为圆筒密度 7.85x10³ kg/m³
0.0440152
kg. m²
0.0110038
kg. m²
2
J1 轴段截面级惯性矩 cm^4
L 轴段长度
cm
13.5
J=(π*d^4)/32
d 1 轴段的直径 m
40
J1 251200 k1 2.04703E+11 N.cm/rad
d 2 轴段的直径 m
132.5
J2 30244275 K2 7.44032E+12 N.cm/rad
d 3 轴段的直径 m
55
m=
I=
2、对于实心圆轴的计算 I=（m/2）*R²
m、R的量同上

螺旋桨推力计算公式

螺旋桨推力计算公式
螺旋桨推力计算公式即为计算航空飞机螺旋桨推力的数学公式，也是航空工程中的基本理论之一。

其公式如下：
推力 = [(2 x PI x 螺旋桨半径) x （螺旋桨转速²）] ÷ 推进效率
其中， PI为圆周率，螺旋桨半径表示螺旋桨转动时其叶片边缘到转动轴的距离，螺旋桨转速表示螺旋桨每分钟旋转的圈数，推进效率是指螺旋桨输出动力的效率，通常在0.6~0.8之间变化。

该公式能够通过螺旋桨的基本参数，如半径、转速等，以及推进效率来计算螺旋桨所产生的推力。

而推力的大小直接影响着飞机的速度、飞行高度等因素。

因此，在航空工程领域中，推力计算是非常重要的一个计算环节。

螺旋桨的定义及其效率计算

螺旋桨的定义及其效率计算一、工作原理可以把螺旋桨看成是一个一面旋转一面前进的机翼进行讨论。

流经桨叶各剖面的气流由沿旋转轴方向的前进速度和旋转产生的切线速度合成。

在螺旋桨半径r1和r2(r1＜r2)两处各取极小一段，讨论桨叶上的气流情况。

V—轴向速度；n—螺旋桨转速；φ—气流角，即气流与螺旋桨旋转平面夹角；α—桨叶剖面迎角；β—桨叶角，即桨叶剖面弦线与旋转平面夹角。

显而易见β＝α+φ。

空气流过桨叶各小段时产生气动力，阻力ΔD和升力ΔL，见图1—1—19，合成后总空气动力为ΔR。

ΔR沿飞行方向的分力为拉力ΔT，与旋螺桨旋转方向相反的力ΔP 阻止螺旋桨转动。

将整个桨叶上各小段的拉力和阻止旋转的力相加，形成该螺旋桨的拉力和阻止螺旋桨转动的力矩。

从以上两图还可以看到。

必须使螺旋桨各剖面在升阻比较大的迎角工作，才能获得较大的拉力，较小的阻力矩，也就是效率较高。

螺旋桨工作时。

轴向速度不随半径变化，而切线速度随半径变化。

因此在接近桨尖，半径较大处气流角较小，对应桨叶角也应较小。

而在接近桨根，半径较小处气流角较大，对应桨叶角也应较大。

螺旋桨的桨叶角从桨尖到桨根应按一定规律逐渐加大。

所以说螺旋桨是一个扭转了的机翼更为确切。

从图中还可以看到，气流角实际上反映前进速度和切线速度的比值。

对某个螺旋桨的某个剖面，剖面迎角随该比值变化而变化。

迎角变化，拉力和阻力矩也随之变化。

用进矩比“J”反映桨尖处气流角，J＝V／nD。

式中D—螺旋桨直径。

理论和试验证明：螺旋桨的拉力(T)，克服螺旋桨阻力矩所需的功率(P)和效率(η)可用下列公式计算：T=Ctρn2D4P=Cpρn3D5η=J·Ct/Cp式中：Ct—拉力系数；Cp—功率系数；ρ—空气密度；n—螺旋桨转速；D—螺旋桨直径。

其中Ct和Cp取决于螺旋桨的几何参数，对每个螺旋桨其值随J变化。

图1—1—21称为螺旋桨的特性曲线，它可通过理论计算或试验获得。

特性曲线给出该螺旋桨拉力系数、功率系数和效率随前进比变化关系。

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。

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。

船舶螺旋桨知识

实度(σ)
桨叶面积与螺旋桨旋转面积(πR2)的比值。它的影响与桨叶数目的影响相似。随实度增加拉力系数和功率系数增大。
桨叶角(β)
桨叶角随半径变化，其变化规律是影响桨工作性能最主要的因素。习惯上以70%直径处桨叶角值为该桨桨叶角的名称值。螺距：它是桨叶角的另一种表示方法。图1—1—22是各种意义的螺矩与桨叶角的关系。
几何螺距(H)
桨叶剖面迎角为零时，桨叶旋转一周所前进的距离。它反映了桨叶角的大小，更直接指出螺旋桨的工作特性。桨叶各剖面的几何螺矩可能是不相等的。习惯上以70%直径处的几何螺矩做名称值。国外可按照直径和螺距订购螺旋桨。如64/34，表示该桨直径为60英寸，几何螺矩为34英寸。
实际螺距(Hg)
桨叶旋转一周飞机所前进的距离。可用Hg=v/n计算螺旋桨的实际螺矩值。可按H=1.1～1.3Hg粗略估计该机所用螺旋桨几何螺矩的数值。
理论螺矩(HT)
设计螺旋桨时必须考虑空气流过螺旋桨时速度增加，流过螺旋桨旋转平面的气流速度大于飞行速度。因而螺旋桨相对空气而言所前进的距离一理论螺矩将大于实际螺矩。
螺旋桨效率解说一、工作原理可以把螺旋桨看成是一个一面旋转一面前进的机翼进行讨论。流经桨叶各剖面的气流由沿旋转轴方向的前进速度和旋转产生的切线速度合成。在螺旋桨半径r1和r2(r1＜r2)两处各取极小一段，讨论桨叶上的气流情况。V—轴向速度；n—螺旋桨转速；φ—气流角，即气流与螺旋桨旋转平面夹角；α—桨叶剖面迎角；β—桨叶角，即桨叶剖面弦线与旋转平面夹角。显而易见β＝α+φ。空气流过桨叶各小段时产生气动力，阻力ΔD和升力ΔL，合成后总空气动力为ΔR。ΔR沿飞行方向的分力为拉力ΔT，与旋螺桨旋转方向相反的力ΔP阻止螺旋桨转动。将整个桨叶上各小段的拉力和阻止旋转的力相加，形成该螺旋桨的拉力和阻止螺旋桨转动的力矩。从以上还可以看出。必须使螺旋桨各剖面在升阻比较大的迎角工作，才能获得较大的拉力，较小的阻力矩，也就是效率较高。螺旋桨工作时。轴向速度不随半径变化，而切线速度随半径变化。因此在接近桨尖，半径较大处气流角较小，对应桨叶角也应较小。而在接近桨根，半径较小处气流角较大，对应桨叶角也应较大。螺旋桨的桨叶角从桨尖到桨根应按一定规律逐渐加大。所以说螺旋桨是一个扭转了的机翼更为确切。从中还可以看到，气流角实际上反映前进速度和切线速度的比值。对某个螺旋桨的某个剖面，剖面迎角随该比值变化而变化。迎角变化，拉力和阻力矩也随之变化。用进矩比“J”反映桨尖处气流角，J＝V／nD。式中D—螺旋桨直径。理论和试验证明：螺旋桨的拉力(T)，克服螺旋桨阻力矩所需的功率(P)和效率(η)可用下列公式计算：T=Ctρn2D4 P=Cpρn3D5 η=J·Ct/Cp式中：Ct—拉力系数；Cp—功率系数；ρ—空气密度；n—螺旋桨转速；D—螺旋桨直径。其中Ct和Cp取决于螺旋桨的几何参数，对每个螺旋桨其值随J变化。螺旋桨的特性曲线，它可通过理论计算或试验获得。特性曲线给出该螺旋桨拉力系数、功率系数和效率随前进比变化关系。是设计选择螺旋桨和计算飞机性能的主要依据之一。从计算公式可以看到，当前进比较小时，螺旋桨效率很低。对飞行速度较低而发动机转速较高的轻型飞机极为不利。例如：飞行速度为72千米／小时，发动转速为6500转／分时，η≈32％。因此超轻型飞机必须使用减速器，降低螺旋桨的转速，提高进距比，提高螺旋桨的效率。二、几何参数直径(D)：影响螺旋桨性能重要参数之一。一般情况下，直径增大拉力随之增大，效率随之提高。所以在结构允许的情况下尽量选直径较大的螺旋桨。此外还要考虑螺旋桨桨尖气流速度不应过大(＜0.7音速)，否则可能出现激波，导致效率降低。桨叶数目(B)：可以认为螺旋桨的拉力系数和功率系数与桨叶数目成正比。超轻型飞机一般采用结构简单的双叶桨。只是在螺旋桨直径受到限制时，采用增加桨叶数目的方法使螺旋桨与发动机获得良好的配合。实度(σ)：桨叶面积与螺旋桨旋转面积(πR2)的比值。它的影响与桨叶数目的影响相似。随实度增加拉力系数和功率系数增大。桨叶角(β)：桨叶角随半径变化，其变化规律是影响桨工作性能最主要的因素。习惯上以70％直径处桨叶角值为该桨桨叶角的名称值。螺距：它是桨叶角的另一种表示方法。各种意义的螺矩与桨叶角的关系。几何螺距(H)：桨叶剖面迎角为零时，桨叶旋转一周所前进的距离。它反映了桨叶角的大小，更直接指出螺旋桨的工作特性。桨叶各剖面的几何螺矩可能是不相等的。习惯上以70％直径处的几何螺矩做名称值。国外可按照直径和螺距订购螺旋桨。如64／34，表示该桨直径为60英寸，几何螺矩为34英寸。实际螺距(Hg)：桨叶旋转一周飞机所前进的距离。可用Hg＝v/n计算螺旋桨的实际螺矩值。可按H＝1.1～1.3Hg粗略估计该机所用螺旋桨几何螺矩的数值。理论螺矩(HT)：设计螺旋桨时必须考虑空气流过螺旋桨时速度增加，流过螺旋桨旋转平面的气流速度大于飞行速度。因而螺旋桨相对空气而言所前进的距离一理论螺矩将大于实际螺矩。三、螺旋桨拉力在飞行中的变化1．桨叶迎角随转速的变化在飞行速度不变的情况下，转速增加，则切向速度(U)增大，进距比减小桨叶迎角增大，螺旋桨拉力系数增大。又由于拉力与转速平方成正比，所以增大油门时，可增大拉力。2．桨叶迎角随飞行速度的变化：在转速不变的情况下，飞行速度增大，进距比加大，桨叶迎角减小，螺旋桨拉力系数减小。拉力随之降低。当飞行速度等于零时，切向速度就是合速度，桨叶迎角等于桨叶角。飞机在地面试车时，飞行速度(V)等于零，桨叶迎角最大，一些剖面由于迎角过大超过失速迎角气动性能变坏，因而螺旋桨产生的拉力不一定最大。3．螺旋桨拉力曲线：根据螺旋桨拉力随飞行速度增大而减小的规律，可绘出螺旋桨可用拉力曲线。4．螺旋桨拉力随转速、飞行速度变化的综合情况：在飞行中，加大油门后固定。螺旋桨的拉力随转速和飞行速度的变化过程如下：由于发动机输出功率增大，使螺旋桨转速(切向速度)迅速增加到一定值，螺旋桨拉力增加。飞行速度增加，由于飞行速度增大，致使桨叶迎角又开始逐渐减小，拉力也随之逐渐降低，飞机阻力逐渐增大，从而速度的增加趋势也逐渐减慢。当拉力降低到一定程度(即拉力等于阻力)后，飞机的速度则不再增加。此时，飞行速度、转速、桨叶迎角及螺旋桨拉力都不变，飞机即保持在一个新的速度上飞行。四、螺旋桨的自转：当发动机空中停车后，螺旋桨会象风车一样继续沿着原来的方向旋转，这种现象，叫螺旋桨自转。螺旋桨自转，不是发动机带动的，而是被桨叶的迎面气流“推着”转的。它不但不能产生拉力，反而增加了飞机的阻力。螺旋桨发生自转时，由于形成了较大的负迎角。桨叶的总空气动力方向及作用发生了质的变化。它的一个分力(Q)与切向速度(U)的方向相同，成为推动桨叶自动旋转的动力，迫使桨叶沿原来方向续继旋转：另一个分力(-P)与速度方向相反，对飞行起着阻力作用。一些超轻型飞机的发动机空中停车后由于飞行速度较小，产生自旋力矩不能克服螺旋桨的阻旋力矩时螺旋桨不会出现自转。此时，桨叶阻力较大，飞机的升阻比(或称滑翔比)将大大降低。五、螺旋桨的有效功率：1．定义：螺旋桨产生拉力，拉着飞机前进，对飞机作功。螺旋桨单位时间所作功，即为螺旋桨的有效功率。公式：N桨＝PV式中：N桨—螺旋桨的有效功率；P—螺旋桨的拉力；V—飞行速度2．螺旋桨有效功率随飞行速度的变化：(1)地面试车时，飞机没有前进速度(V＝0)，拉力没有对飞机作功，故螺旋桨的有效功率为“零”。(2)飞行速度增大时，从实际测得的螺旋桨有效功率曲线：在OA速度范围内，螺旋桨的效功率随飞行速度的增大而增大；在大于该速度范围后螺旋桨有效功率则随飞行速度的增大而减小。在OA速度范围内，当飞行速度增大时，拉力减小较慢，随速度的增大，螺旋桨有效功率逐渐提高。当飞行速度增大到A时，螺旋桨的有效功率最大。当飞行速度再增大时，由于拉力迅速减小，因此随着飞行速度的增加而螺旋桨有效功率反会降低。螺旋桨是发动机带动旋转的，螺旋桨的作用是把发动机的功率转变为拉着飞机前进的有效功率。螺旋桨有效功率与发动机输出功率之比，叫螺旋桨效率。η=N桨/N有效螺旋桨的工作原理如果巳知叶元力dP及dQ沿螺旋桨叶片长度上的分布规律，则由螺旋桨产生的总推力及回转阻力矩可分别由下列式子表示：（8-14）（8-15）式中z--螺旋桨的叶片数；R--螺旋桨的外半径；r--螺旋桨毂半径。螺旋桨的推力及回转力矩通常用无因次系数表示，应用无因次系数可以使螺旋桨的模型实验结果运用于几何相似的任何螺旋桨。对于既定几问形状的螺旋桨在给定流速的情况下，螺旋桨的推力及力矩正比于流体密度、转数n（1/s）及直径D（m）。因此存在着下列关系式：（8-16）（8-17）式中K1及K2分别称为无困次推力系数及力矩系数。推力的单位为N，而力矩的单位为，对上述公式的两边进行因次比较便可确定出上述两式中的指数，其结果为x＝1，y＝2，z＝4，R＝1，S＝2，T＝5，因此（8-18）（8-19）系数K1及K2仅与螺旋桨的进程有关，所谓进程是指螺旋桨旋转一周实际前进的距离，即（8-20）取进程与螺旋桨直径之比，则得到螺旋桨的相对进程，它是一个无因次量，其值为（8-21）螺旋桨的效率亦可以用无因次系数K1、K2及表示：（8-22）式中为螺旋桨的旋转角速度。图8-8表示出了K1、K2及与表的关系，这种曲线称为螺旋桨的作用曲线。该曲线表明了对于既定几何形状的螺旋桨，当其工作规范不同时，则对应的K1、K2及值也都不相同。当时，即螺旋桨原地旋转，由于这时螺旋桨的轴向速度，桨叶的攻角具有很大的值，故系数K1及K2达到最大值。随着的增大，则攻角逐渐减小，系数K1及K2亦随之减小

螺旋桨拉力计算式

螺旋桨拉力计算式————————————————————————————————作者：————————————————————————————————日期：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。

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。

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。

飞机在无风时的速度公式

飞机在无风时的速度公式飞机是最先进的运输工具之一，它的飞行速度被称为空速。

在空气动力学以及它对飞机速度的影响方面，空速是一个非常重要的参数，因为它可以精确地表示飞机的实际运行速度。

一般来说，空速是在飞行时使用的一种测量方法，用于比较飞机在多种条件下的速度。

空速公式是用来计算飞机在没有风的情况下的速度，被称为空速公式（IAS）。

在空气动力学中，空速公式是用来计算飞机在没有风的情况下的速度。

这个空速公式也是用来给定条件下计算某种特定参数的一个比较简单的方法。

空速公式的具体计算标准如下：空速（IAS）=总质量（kg）×螺旋桨功率（kW）×421.09/（进气温度（K）×进气静压（Pa））。

其中，总质量指的是飞机总质量，包括燃料、乘客以及其他物品。

螺旋桨功率指的是发动机在无空气阻力下产生的功率；进气温度指的是进入发动机的空气的温度；进气静压指的是进入发动机的空气的压力。

空速公式的计算结果是可以相对比较的，因为它可以准确地描述飞机在空中运行时的速度。

空速可以用来比较不同类型飞机当前状态下的实际空速。

通过观察空速，可以快速判断出飞机在当前状态下的速度和发动机工作状态。

此外，空速公式也被广泛应用于飞行安全分析。

在飞机飞行安全分析中，空速公式可以用来确定飞机在没有风的情况下的实际最大速度，以及检测飞机的最大安全高度。

通过空速公式，也可以计算汽车在没有风的条件下的实际最大速度，以确保汽车安全。

空速公式是一种非常有用的工具，它以简洁的公式表示了飞机在没有风的情况下的实际速度，既可以用来比较不同类型飞机的速度，也可以用来计算汽车的最大速度以及飞机的最大安全高度。

尽管空速公式并不是一个非常复杂的公式，但它仍然是飞行安全分析和飞机空速度量的重要参考依据。

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。

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。