飞机机翼升力的计算公式
根据伯努利定律解释机翼产生升力的原理
根据伯努利定律解释机翼产生升力的原理伯努利定律是流体动力学中的一个基本定律，可以用来解释机翼产生升力的原理。
该定律表明了在流体中，速度较快的流体将会产生较低的压力，而速度较慢的流体将产生较高的压力。
在飞机的机翼上方，飞机的速度相对较快，因此压力相对较低，而在机翼下方，速度相对较慢，压力相对较高。
这种压力差导致了机翼上方产生了较低的气压，下方产生了较高的气压，从而形成了一个向上的力，即升力。
为了更好地理解机翼产生升力的原理，我们可以从以下几个方面来分析：1.伯努利定律的基本原理伯努利定律是流体动力学中的一个基本定律，它表明了流体的速度与压力之间存在着反比的关系。
在定常不可压缩流体中，沿着流线的总动压保持不变。
伯努利定律的公式可以表示为：P + 0.5ρv^2 + ρgh = constant其中，P表示压力，ρ表示密度，v表示流体的速度，g表示重力加速度，h表示流体元素的高度。
这个公式表明了在流体流动过程中，压力项、动能项和势能项之和保持不变。
2.机翼上下表面气流速度的差异在飞机的飞行过程中，机翼上下表面的气流速度存在差异。
由于机翼的特殊形状和飞行速度，机翼上表面的气流速度要比下表面的气流速度快。
这意味着根据伯努利定律，在机翼上表面产生了较低的气压，而在机翼下表面产生了较高的气压。
3.机翼形状和安装角度的影响机翼的形状和安装角度会影响机翼产生升力的效果。
通常，机翼的上表面是凸起的，下表面是平坦的，这种形状使得上表面的气流距离比下表面更长，从而导致上表面的气流速度更快。
另外，机翼的安装角度也会影响气流的速度分布，进而影响机翼产生升力的效果。
4.综合作用导致升力的产生当机翼飞行时，由于机翼的形状和安装角度的影响，以及周围气流的作用，机翼上下表面存在气压差，根据伯努利定律，这种气压差将导致产生一个向上的力，即升力。
同时，机翼产生升力的过程也受到了维诺定律和牛顿第三定律的影响，综合多种流体动力学原理共同作用，最终导致了机翼的升力产生。
飞机气动估算及飞行性能计算-课程设计
本科课程设计报告题目飞机气动估算及飞行性能计算学生姓名班级日期目录气动特性估算................................................. 错误!未定义书签。
升力特性估算............................................. 错误!未定义书签。
外露翼升力估算....................................... 错误!未定义书签。
机身升力的估算...................................... 错误!未定义书签。
尾翼的升力估算...................................... 错误!未定义书签。
合升力线斜率的计算................................... 错误!未定义书签。
临界马赫数的计算..................................... 错误!未定义书签。
阻力特性的估算.......................................... 错误!未定义书签。
全机摩擦阻力的估算................................... 错误!未定义书签。
亚音速压差阻力的估算................................. 错误!未定义书签。
亚声速升致阻力特性估算............................... 错误!未定义书签。
超音速零升波阻估算................................... 错误!未定义书签。
超声速升致阻力....................................... 错误!未定义书签。
飞机基本飞行性能计算......................................... 错误!未定义书签。
地效计算公式
地效计算公式
地效是指飞行器在低空飞行时，地面效应所带来的气动力增强的效果。
在地效范围内，机翼上下面空气动力差值较大，从而产生附加升力。
地效的产生与飞行器飞行高度、飞行速度、机翼面积等多种因素有关。
地效的数学模型较为复杂，涉及到多个物理量的相互影响。
一般而言，地效可以用以下公式进行计算：
附加升力= 1/2 × ρ × V^2 × S × CL
其中：
ρ 是空气密度（单位：kg/m^3）
V 是飞行速度（单位：m/s）
S 是机翼面积（单位：m^2）
CL 是升力系数，表示机翼产生升力的能力。
然而，具体的地效计算公式会根据不同的飞行器设计和研究需求而有所不同。
如需更准确的计算方式，建议查阅相关领域的学术文献或咨询专业工程师。
升力公式和阻力公式(一)
升力公式和阻力公式(一)
升力公式和阻力公式
1. 升力公式
升力是指物体在流体中所受到的向上的力，通常用公式表示为：ρv2SCL。
L=1
2
•L：升力，单位为牛顿（N）；
•ρ：流体密度，单位为千克/立方米（kg/m^3）；
•v：物体相对于流体的速度，单位为米/秒（m/s）；
•S：物体与流体接触的面积，单位为平方米（m^2）；
•C：升力系数，无单位；
•L：雷诺数，无单位。
例如，当一架飞机在高空飞行时，其速度较大，空气密度较小，那么飞机的升力将会增加。
而升力系数则与飞机的形状、机翼倾角等因素相关。
2. 阻力公式
阻力是指物体在流体中所受到的向相反方向的力，通常用公式表ρv2SCD。
示为：D=1
2
•D：阻力，单位为牛顿（N）；
•ρ：流体密度，单位为千克/立方米（kg/m^3）；
•v：物体相对于流体的速度，单位为米/秒（m/s）；
•S：物体与流体接触的面积，单位为平方米（m^2）；
•C：阻力系数，无单位。
例如，当一个汽车在高速行驶时，它所受到的空气阻力将会增加。
而阻力系数则与汽车的形状、流体的黏性等因素相关。
总结
升力和阻力是物体在流体中受到的两种力，它们的大小与流体的
密度、物体的速度、接触面积以及相应的系数相关。
通过升力公式和
阻力公式，我们可以计算出物体在流体中所受到的升力和阻力的大小。
这些公式在航空、汽车工程等领域具有重要的应用价值。
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。
伯努利升力公式
伯努利升力公式好的，以下是为您生成的关于“伯努利升力公式”的文章：咱们先来说说啥是伯努利升力公式哈。
这玩意儿在物理学里可重要着呢！简单来讲，它就像是一个神秘的魔法咒语，能解释好多我们生活中常见但又觉得神奇的现象。
就拿飞机来说吧，那么大一个铁家伙能在天上飞，靠的就是伯努利升力公式。
你想啊，飞机的翅膀，也就是机翼，那可不是随便长的。
它上面是弧形，下面是平的。
当飞机往前飞的时候，空气从机翼上面和下面流过。
因为上面是弧形，路程长，空气流速就快；下面是平的，路程短，空气流速就慢。
这时候，伯努利升力公式就发挥作用啦！流速快的地方压强小，流速慢的地方压强大，这一快一慢，一强一弱，就产生了向上的升力，飞机就飞起来啦！我记得有一次，我带着小侄子去公园放风筝。
那风筝刚开始怎么也飞不起来，小侄子急得直跺脚。
我就跟他说：“别着急，咱们找找原因。
” 我仔细看了看风筝的形状，发现它的翅膀有点不太对称。
于是，我稍微调整了一下，让风筝的翅膀上面更弯一点，下面更平一点。
嘿，你猜怎么着？当风一吹过来，风筝就晃晃悠悠地飞起来啦！小侄子高兴得又蹦又跳，我趁机跟他说：“这就跟飞机能飞起来的道理差不多，都是因为伯努利升力公式在起作用呢。
”伯努利升力公式可不只是在飞机和风筝上有用哦。
你看那赛车，它的车身设计也是有讲究的。
为了增加下压力，让车在高速行驶的时候更稳，车身的形状也利用了这个公式。
还有一些高楼大厦，为了减少风的阻力，它们的外形也参考了伯努利升力公式的原理。
在我们日常生活里，也能看到伯努利升力公式的影子。
比如说，吹纸条。
你拿一张纸条放在嘴边，轻轻吹气，纸条会往上飘。
这就是因为吹气的时候，纸条上方的空气流速快，压强小，下方的压强大，就把纸条给“顶”上去了。
再比如说，足球比赛里的“香蕉球”。
运动员踢出去的球会在空中拐弯，让守门员防不胜防。
这也是因为球一边旋转，一边向前运动，导致球两侧的空气流速不一样，产生了压力差，球就拐弯啦。
伯努利升力公式虽然听起来有点复杂，但只要我们多观察、多思考，就能发现它无处不在，给我们的生活带来了好多有趣的现象和便利。
翼载荷
。
通过又一次运用Trade-off的方法，我们可以找到一种相对最优的机翼平面形状，以尽量平衡各方面的性能要求。事实上，一种简单的作法就是保留三角翼的基本架构．但是将三角翼前缘的后掠角适当减小以增大展弦比，同时切掉容易引起翼端气流分离的尖尖的角，这就是所谓的切尖三角翼。后来的F-1 5和F-16的机翼基本平面形状都是切尖三角翼，正是能量机动理论Trade-off分析的结果。当然，在伯伊德发展Trade-off方法的时候，F-15和 F-16连影子都还没有。
我算了一下我这架飞机，可能产生升力的部分大约有11.25平方分米，飞机重230g，因此翼载荷约为21，平飞速度约为21开方乘以1.6即7.3米/秒（约26km/h），可是升力系数在哪里使用？
已经简化到计算中了,如果翼型升力系数不是0.6,可以这样转换.将计算出来的速度乘以0.6除以升力系数的商的平方根.下面是原始计算公式
7.3m/s 和 10.3m/s 分别是什么速度？？
7.3m/s是升力系数为0.6时的平飞速度,10.3m/s是升力系数为0.3时的平飞速度.
翼载荷指的是飞机的重量除以机翼的面积．是飞机设计时的一个重要参数。由基本升力公式和物理知识可知．在其他条件一致的前提下．进行相同过载机动时翼载荷和升力系数成正比，即：翼载荷越低，达到相同过载的升力系数也越低．而低的升力系数意味着低的诱导阻力系数，这也意味着更高的SEP值。从这个角度来讲，翼载荷越低，SEP值越高。但是，为了达到低翼载我们不得不加大机翼面积，这又会增加飞机的摩擦阻力和飞机的重量，因此翼载荷越低，SEP值又越低。这时就要应用Trade-off的分析方法，为飞机选取合适的翼载荷参数。
随着空气动力学、新概念操纵技术 (创新的控制舵面、推力矢量技术等)和飞机飞行控制系统技术的进一步发展，小展弦比机翼很可能会成为新型的有人或无人战斗机首选的设计。
机翼升力计算公式
图16
1936年法国制造的46C-1战斗机，翼形是鸟翼的变形结构
图17
我国生产的运－12多用途运输机翼形为拱型结构
图18
这是一架通用飞机从翼尖可以清楚地看到拱型机翼结构
随着航空技术的发展及飞行气动力需要，飞机的翼型已发展有多种形式，下图列举的十种是有了实际应用的翼型剖面。
请注意：上述图7所示的迎角升力与图8所示的翼形升力并不是单独产生的，这两个力可能同时出现在翼面上，也可能交替产生，鸟在飞行中根据飞行要求实时改变飞行姿态而获得所需升力。
飞机机翼结构和升力产生的机理与鸟翼的结构及产生升力的原理基本上是一致的。
图9，机翼剖面示意图
图10，机翼升力原理图
图19，翼型剖面图
图中（1）是平板形翼剖面，它相当于风筝的剖面，靠迎角产生升力；（2）是典型的鸟翼剖面，多用在早期的飞机上，如图15；（3）（4）（5）及（6）为上拱下略平的翼剖面，气动力特性好，升力大，多用于亚音速以下的飞机；其余的翼剖面多为上下翼面对称的翼型剖面，能做成薄形机翼，对超音速飞行很有好处，多用于超音速飞机或飞机的尾翼上。
图7，迎角状态的鸟翼升力
当鸟翅膀有向上的迎角时，翅膀下部在气流的作用下，产生正压力，翅膀上部是负压力，因此使翅膀产生一个向上的升力。
图8，平飞状态的鸟翼升力
这是鸟翅膀在平飞时的空气动力图，由于鸟翅膀呈拱形结构，上翼面弯曲呈拱形，下翼面平直，在鸟向前飞行时，鸟翼前缘切开气流，使气流分上下两路流过翼面。由于上翼面呈拱形，气流流速要比下翼面快，按流体力学“流速快，压强小”的定理上翼面压力小，下翼面压力大，这个压力差就是鸟翼在平飞时产生的升力。
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。
空气动力学基础3
升力系数CL是α的函数，α越大， CL也越大。当 α的函数， 越大， α=0 α=0时， CL≠0。
26
空气动力学
© 2008 Xinglinlin
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●烟风洞翼型绕流实验 烟风洞翼型绕流实验
小迎角 较大迎角
5
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1.2 阻力公式
1 2 D = CD ⋅ ρ v ⋅ S 2
CD
1 2
—飞机的阻力系数 飞机的阻力系数 —飞机的飞行动压 飞机的飞行动压 —机翼的面积。 机翼的面积。 机翼的面积
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ρV
2
S
6
空气动力学
② 升力特性参数
I. 零升迎角α 0
α0
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II. 升力系数曲线斜率
α CL = CL ⋅ (α − α 0 )
大迎角
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●压力中心（CP）位置随迎角改变的变化 压力中心（CP） 压力中心
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机翼迎角的影响
升力基础知识点总结
升力基础知识点总结升力是飞行原理中非常重要的一部分，它是飞机可以在空中飞行的关键。
升力的产生是由于飞机的机翼的作用，通过机翼的形状和飞机的速度可以产生升力。
在本文中，我们将总结升力的基础知识点，包括产生原理、影响因素和计算方法等，以便更好地理解和应用升力在飞行中的作用。
一、升力的产生原理1. 卡门涡流理论卡门涡流理论是解释升力产生原理的一个重要理论。
通过卡门涡流理论，我们可以了解到机翼上方气流速度比下方快，压力也小于下方，产生了一个向上的压力差，从而产生了升力。
这个理论解释了为什么机翼形状和角度可以影响升力大小。
2. 伯努利定律伯努利定律认为，在气流速度增加的地方，气压会下降；而在气流速度减小的地方，气压会增加。
这个定律解释了为什么气流在机翼上下表面之间产生了差异，从而形成了升力。
3. 牛顿第三定律牛顿第三定律认为，物体受到的压力和它所作用的物体之间有一个相等的反作用力。
这个定律解释了为什么机翼受到气流压力的作用，产生了相等大小的向上的反作用力，从而产生了升力。
二、升力的影响因素1. 机翼形状机翼形状对升力的产生起着至关重要的作用。
常见的机翼形状有对称型、凸翼和扁平翼等，它们的形状不同会导致机翼上下表面的气流差异，从而产生不同大小的升力。
2. 机翼角度机翼的攻角也对升力产生影响。
攻角越大，产生的升力也越大。
但是当攻角过大时会出现失速现象，即升力突然减小，飞机失去升力支撑而坠落。
3. 飞机速度飞机的速度与升力的大小成正比。
当飞机速度增加时，气流在机翼上下表面的速度差也增加，从而产生更大的升力。
4. 空气密度空气密度是影响升力大小的重要因素。
空气密度越大，产生的升力也越大。
而在高海拔地区，空气密度较小，也会导致升力减小。
5. 机翼面积机翼的面积也会直接影响升力的大小。
机翼面积越大，产生的升力也越大。
三、升力的计算方法1. 卡门公式卡门公式是计算升力大小的一种常用方法。
它可以通过机翼的形状和攻角等参数来计算出升力的大小。
空气动力简答题
一、简述飞机升力产生的机理及升力的计算公式和物理意义答：气流以一定的正迎角流经机翼，机翼上便面流管变细，气流速度增大，压力下降;机翼下表面流管变粗，气流速度减小，压力升高。
机翼上表面负压，下表面正压，机翼总气动力在竖直方向的分量形成升力，在水平方向的分量形成阻力。
升力计算公式：L = CL﹒1/2ρV^2﹒S其中: CL—升力系数1/2ρV^2—飞机的飞行压力S—机翼的面积二、说明气体的伯努利方程的物理意义和使用条件？答：P+1/2ρV^2 = P0 =常数方程的物理意义:空气在低速一维定常流中，同一流管的各个截面上，静压与动压之和（总压）相等。
在同一流管中，流速快的地方，压力小；流速慢的地方压力大。
方程使用条件：1. 气流式连续的，稳定的气流（定常流）2. 没有粘性（理想气体）3. 空气的密度变化可以忽略不计（不可压流）三、简述升力系数曲线，阻力系数曲线，升阻比曲线的意义。
1. 升力系数曲线：升力系数和迎角之间的关系曲线阻力系数曲线：阻力系数和迎角之间的关系曲线随着迎角的增加，升力系数和阻力系数都增加，在一定迎角范围内，升力系数呈线性增大，而阻力系数按抛物线的规律增大。
阻力系数在小迎角范围内增加较慢，随后增大速度加快，比升力系数增大的速度更快。
在升力系数达到最大值之后，升力曲线由上升转为下降，升力系数开始减小，而阻力系数增加得更快。
2. 升阻比曲线：升阻比随迎角的变化曲线当升力系数等于0时，升阻比也等于0，升阻比随迎角的增大而增大。
由负值增大到0再增大到最大值，然后，随着迎角的增加而逐渐减少。
四、简述高速飞机的气动外形的特点。
1. 采用薄翼型：翼型的相对的厚度越小，上翼面的气流加速就越缓慢，速度增量就越小，可以有效地提高的临界马赫数和飞机的最大平飞速度。
2. 后掠机翼：可以提高飞机临界马赫数，并可以减小波阻。
3. 小翼弦比的机翼：提高飞机的临界马赫数，减少诱导阻力。
4. 涡流发生器和翼刀：①涡流发生器：防止或减弱激波诱导的附面层分离，推迟波阻的急剧增加和减缓波阻增加得趋势，改善飞机的跨音速空气动力特性。
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。
无人机升力公式及各项的含义
无人机升力公式及各项的含义
升力是飞行器区别于别的物体运动的一个很重要的物理量，“升力”顾名思义就是指使飞机离开地面，飞向空中的力，而“升力”的产生大部分来自机翼本身，本篇主要介绍机翼的升力是如何产生的。
了解“升力”需要知道三个一，一则定律，一个形状和一条公式。
一、一个形状——机翼翼型
当我们从上向下俯视飞机时，机翼是个长方形，而翼型，是指我们从向右或从右向左的机翼剖面形状
翼型更像个水滴形状，最右端的点为翼型的前缘点，最左端的点为翼型的后缘点，两点之间的连线为翼弦，翼弦决定升力体或机翼的宽度，翼弦将翼型分成上下两部分，上部分为翼型的上弧线，下部分为翼型的下弧线，连接上下弧面做翼弦的垂线，为翼型的宽度，最后连接前缘点与后缘点，并经过垂线中点，为翼型的弯度，弯度越大，翼型越不对称。
二、一则定律——伯努利定律
伯努利定律是描述有关流体连续性介质的运动规律，其实质是机械能守恒，简单来说，就是在环境一定的情况下，流速快的地方，压力小，流速慢的地方压力大。
空气在经流机翼后，会在前缘点处分成两股分流，经流上弧面的气流，因相较于下弧面流速快。
根据伯努利定律，上弧面的压力要小于下弧面，因此产生由下而上的托举力，也就是升力。
最新流体力学飞机升力产生的原因
机翼升力原理的分析摘要：关于机翼升力产生的原因，一直以来有多种理论和实验来说明，本文我们将通过对几种理论的分析来说明机翼升力产生的真正原因，同时我们也要分析这些弊端，与本文的观点对照，去伪存真。
【关键词】：机翼升力，理论一．飞机升力产生的伯努利原理图1表示机翼与气流的关系，飞机机翼一般前端圆钝，后端尖锐，上表面拱起，下表面较平前端点叫做前缘，后端点叫做后缘，两点之间的连线叫做翼弦。
机翼所产生的升力源于机翼相对于空气的运动。
我们假设以机翼为参考系，空气相对于机翼运动，翼弦与气流方向的夹角叫做迎角。
空气流过机翼前缘，分成上下两股，分别沿机翼上下表面流过。
由于机翼有一定的正迎角，上表面又比较凸出，所以上表面流线弯曲大，流管变细，流速加快，压力减小；下表面流管变粗，流速减慢，压力增大。
于是机翼上下表面出现压力差，上下表面压力差在垂直于相对气流方向的总和就是机翼的升力。
流体在流动时，除应遵守质量守恒定律外，还应遵守能量守恒定律。
这条定律在空气动力学中称为伯努利原理，其数学表示为（常量）C V P =+221ρ方程中P 为静压，1/2ρV*2为动压，因此伯努利方程可以表述为：稳定气流中，在同一流管的任一截面上，空气的动压和静压之和保持不变。
即流速变大压强变小，反之流速变小压强变大。
二、对机翼升力的误解1.教材对飞机升力的解释人教版教材是这样引导学生的：几十吨重的飞机为什么能够腾空而起？秘密在于机翼。
你观察过飞机的机翼吗？它的截面是什么形状？将飞机升力产生的焦点指向机翼的形状。
接着这样解释：飞机前进时，机翼与周围的空气发生相对运动，相当于有气流迎面流过机翼，气流被机翼分成上下两部分，由于机翼横截面的形状上下不对称，在相同的时间内，机翼上方气流流过的路程较长，因而速度较大，它对机翼的压强较小；下方气流通过的路程较短，因而速度较小，它对机翼的压强较大。
因此在机翼的上下表面存在压强差，这就产生了向上的升力。
在学生学过这部分知识后，若教师提问：机翼的升力是怎样产生的？学生都认为是由机翼的形状产生的，甚至许多教师也是这样认为的。
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飞机机翼升力的计算公
式
标准化管理处编码[BBX968T-XBB8968-NNJ668-MM9N]
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k g/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=1/2ρCSv2
C 没有单位.
S m2
V m/s
ρ kg/m3（标准状况为：m3）。