螺旋桨设计计算公式
螺旋桨推力计算模型
螺旋桨推力计算模型根据船舶原理知： T K T n2 D 4（ K T为螺旋桨的淌水特性）通过资料查得： K T为进速系数J的二次多项式，但无具体的公式表示，只能通过图谱查得，同时 K T K T0（ K T0为淌水桨在相同的转速情况下以速度为V A运动时的推力、进速系数1 tJ p V A U(1 W P)）nD nD估算推力减额分数的近似公式：1.汉克歇尔公式：对于单螺旋桨标准型商船（C B=0.54~0.84 ）t=0.50Cp-0.12对于单螺旋桨渔船：t=0.77Cp-0.30对于双螺旋桨标准型商船（C B=0.54~0.84 ）t=0.50Cp-0.182.商赫公式对于单桨船t=KW式中： K 为系数K=0.50~0.70适用于装有流线型舵或反映舵者K=0.70~0.90适用于装有方形舵柱之双板舵者K=0.90~1.5适用于装单板舵者对于双螺旋桨船采用轴包架者：t=0.25w+0.14对于双螺旋桨船采用轴支架者：t=0.7w+0.063.哥铁保公式对于单螺旋桨标准型商船（C B=0.6~0.85 ）对于双螺旋桨标准型商船（C B=0.6~0.85 ）4.霍尔特洛泼公式对于单螺旋桨船C Bt 1.57 2.3 1.5C B C PCWPC Bt 1.67 2.3 1.5C BCWPt 0.001979L /( B BC P1 ) 1.0585C100.000524 0.1418D 2 /( BT )0.0015C stern 式中： C10的定义如下：当 L/B>5.2C10 B / L当 L/B<5.2C100.250.003328402/(B / L 0.134615385)对于双螺旋桨船：t C D/BT0.325B0.1885估算伴流分数的近似公式1.泰洛公式（适用于海上运输船舶）对于单螺旋桨船0.5C B0.05对于双螺旋桨船0.550.20C B式中 C B为船舶的方形系数。
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的设计是船舶工程中的重要环节，其中螺距计算是一个关键步骤。
螺距是指螺旋桨每转一圈前进的距离，它直接影响到船舶的推进性能和效率。
在这篇文章中，我们将介绍船用螺旋桨螺距计算的公式及其应用。
船用螺旋桨的螺距计算公式可以根据船舶的设计要求和性能指标来确定。
一般来说，螺距的计算需要考虑船舶的速度、功率、转速以及螺旋桨的直径等因素。
下面是船用螺旋桨螺距计算的公式：螺距 = (速度× 60) / (π × 直径)其中，速度单位为节（1节=1852米/小时），直径单位为米。
这个公式的原理是通过船舶的速度和螺旋桨转速来计算螺旋桨每转一圈前进的距离。
螺距是船用螺旋桨设计中的重要参数，它直接影响到船舶的推进效率和性能。
通常情况下，为了提高船舶的推进效率，需要选择合适的螺距。
如果螺距选取不当，可能会导致船舶在高速航行时出现过载或低速航行时推进效率低下的问题。
根据船舶的设计要求和性能指标，可以通过螺距计算公式来确定螺旋桨的螺距。
首先，需要确定船舶的速度和螺旋桨的直径。
船舶的速度可以通过船舶设计参数或实测数据来获取，而螺旋桨的直径则可以根据船舶的设计要求和性能指标来确定。
然后，将速度和直径代入螺距计算公式，即可得到螺旋桨的螺距。
船用螺旋桨螺距计算公式的应用非常广泛，不仅可以用于船舶设计过程中，还可以用于船舶的改装和维修。
在船舶改装和维修中，通过调整螺距，可以改变船舶的推进性能和效率，以满足不同的使用需求。
除了螺距计算公式，还有一些其他的影响螺旋桨性能的因素需要考虑。
例如，螺旋桨的叶片数目、叶片形状、叶片角度等都会对螺旋桨的推进效率和性能产生影响。
因此，在实际应用中，需要综合考虑这些因素，以确保螺旋桨的设计满足船舶的要求。
船用螺旋桨螺距计算公式是船舶设计中的重要工具，它可以帮助工程师确定螺旋桨的螺距，以满足船舶的设计要求和性能指标。
在实际应用中，需要综合考虑船舶的速度、功率、转速、直径等因素，以确保螺旋桨的设计满足船舶的推进需求。
螺旋桨推力计算模型
螺旋桨推力计算模型根据船舶原理知：42D n K T T ρ=（T K 为螺旋桨的淌水特性）通过资料查得：T K 为进速系数J 的二次多项式，但无具体的公式表示，只能通过图谱查得，同时tK K T T -=10（0T K 为淌水桨在相同的转速情况下以速度为V A 运动时的推力、进速系数nDW U nD V J P A p )1(-==） 估算推力减额分数的近似公式：1. 汉克歇尔公式：对于单螺旋桨标准型商船（C B =0.54~0.84） t=0.50Cp-0.12 对于单螺旋桨渔船： t=0.77Cp-0.30 对于双螺旋桨标准型商船（C B =0.54~0.84） t=0.50Cp-0.18 2. 商赫公式对于单桨船 t=KW 式中：K 为系数K=0.50~0.70 适用于装有流线型舵或反映舵者 K=0.70~0.90 适用于装有方形舵柱之双板舵者 K=0.90~1.5 适用于装单板舵者 对于双螺旋桨船采用轴包架者：t=0.25w+0.14 对于双螺旋桨船采用轴支架者：t=0.7w+0.06 3. 哥铁保公式对于单螺旋桨标准型商船（C B =0.6~0.85） P B WPBC C C C t ⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛+-=5.13.257.1对于双螺旋桨标准型商船（C B =0.6~0.85） B WPBC C C t 5.13.267.1+-= 4. 霍尔特洛泼公式对于单螺旋桨船sternP C BT D C BC B L t 0015.0)/(1418.0000524.00585.1)/(001979.02101+--+-=式中：10C 的定义如下： 当L/B>5.2 L B C /10=当L/B<5.2 )134615385.0//(003328402.025.010--=L B C 对于双螺旋桨船： BT D C t B /1885.0325.0-=估算伴流分数的近似公式1. 泰洛公式（适用于海上运输船舶）对于单螺旋桨船 05.05.0-=B C ω 对于双螺旋桨船 20.055.0-=B C ω 式中C B 为船舶的方形系数。
螺旋桨公式
螺旋桨公式一、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
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。
模型飞机螺旋桨原理与拉力计算
模型飞机螺旋桨原理与拉力计算模型飞机螺旋桨原理与拉力计算模型飞机, 拉力, 原理, 螺旋桨一、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。
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。
(完整word版)船用螺旋桨的功率计算
船用螺旋桨的功率计算功率（W）直径(D）螺距(P）转/分(N）功率（W）=(D/10）的4次方*（P/10）*（N/1000）的3次方*0。
45速度(SP）km/h=（P/10)＊(N/1000）*15.24静止推力（Th）g=(D/10）的3次方*（P/10）＊（N/1000）的2次方*22船用螺旋桨的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=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。
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=
螺旋桨设计计算公式
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。
船用螺旋桨的功率计算
船用螺旋桨的功率计算功率（W）直径（D）螺距（P）转/分（N）功率（W）=（D/10）的4次方*（P/10）*（N/1000）的3次方*0.45速度（SP）km/h=（P/10）*（N/1000）*15.24静止推力（Th）g=(D/10)的3次方*（P/10）*（N/1000）的2次方*22船用螺旋桨的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=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。
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=Ct ρn2D4P=Cp ρn3D5η=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。
飞机螺旋桨推力计算公式 -回复
很高兴接到你的任务，我会尽力撰写一篇优质的文章来帮助你更好地理解飞机螺旋桨推力计算公式。
我会根据你提供的内容和主题进行全面评估，然后按照由浅入深的方式来探讨这个主题，以便你能更深入地理解。
在文章中，我会多次提及飞机螺旋桨推力计算公式，并包含总结和回顾性的内容，以便你全面、深刻和灵活地理解这个概念。
接下来，我会开始写作，然后共享我的个人观点和理解，希望能够帮助你更好地掌握这个主题。
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。
螺旋桨计算公式
J3 897905.08 K3 5.32148E+11 N.cm/rad
d 4 轴段的直径 m
24Байду номын сангаас
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。
渔船螺旋桨设计
船舶推进课程设计-渔船普通螺旋桨图谱设计计算书1、已知拖网渔船主要要素：垂线间长L pp=37.00m型宽B=7.60m型深H=3.80m平均吃水T m=2.90m棱形系数C p=0.620排水体积=452m3排水量Δ=463.3t主机功率MHP=600HP转速RPM=400r/min螺旋桨中心距基线高Z p=0.50m主机轴带20KW 发电机一台2、船体阻力计算:（按日本渔船阻力图谱）B/T=2.73; /（L/10）3=9.26V10.26 0.30 0.32 0.34 0.362马力系数Eo0.050 0.107 0.150 0.197 0.2513 144 309 433 569 7254 航速Vs（Kn）9.62 11.11 11.85 12.69 15.333、船身效率计算根据汉克歇尔公式 :伴流分数 ω =0.77Cp-0.28=0.1974 推力减额分数 t=0.77Cp-0.30=0.1774 船身效率 ?H=(1-t)/(1- ω)=1.0254、螺旋桨收到马力计算根据 B4-40,B4-55,B4-70 的 Bp-δ图谱列表计算序 号项目单 位数值1 假定设计航速 Vs Kn 9 10 11 12 2 VA=(1-ω)Vs Kn7.223 8.026 8.829 9.631 3BP=NPD 0.5 / γ0.5VA 2.566.2750.92 40.12 32.28 48.14 7.14 6.33 5.68 5δ91.5 81.1 74.2 67.6 6 P/D0.597 0.621 0.651 0.677 7MAU-40η00.5020.534 0.555 0.594 8THP=P D ?H ?0?rHP284.6 302.8 314.7 336.8 9δ90.180.2 73.0 66.3 10 MAU-55 P/D0.631 0.660 0.692 0.720 11η?0.4800.514 0.547 0.578 12THP=P D ?H ?0?rHP272.2 291.5 309.6 327.7 13δ89.1 79.6 72.0 65.4 14 MAU-70 P/D0.642 0.675 0.703 0.739 15 η?0.465 0.497 0.527 0.554 16THP=P D ?H ?0?rHP263.7281.8298.8314.15、 扣除主机拖带 6.5KW 发电机一台，其轴带效率为 0.916 ，螺旋桨的收到马力 P D=(MHP-20* 1.36 )*0.97*0.96=553.2HP 轴系效率 ?s 取 0.97 ， 公制)将假定设计航速下推马力计算结果，按适当的比例绘制在有效马力曲线图上，从不同盘面比的THP曲线与EHP的曲线交点处，作垂线与横坐标V S 相交一点，从而可查处不同面比所对应的各自航速V S ，如图所示0 9 10 11 12MAU-40: Vs=11.17KnMAU-55: Vs=11.13KnMAU-70: Vs=11.10Kn6、初步确定桨的要素从THP－V s 曲线与船体有效马力曲线之交点，可获得不同盘面比所对应的设计航速，根据不同盘面比所对应的设计航速列表继续查MAU图谱进行计算，可获得不同盘面比状态下的螺旋桨要素，即：桨的直径D，螺距比P/D，桨的效率η 0，如下表所示：7、拖力计算（拖网航速Vs=4Kn ）8、空泡校核按瓦根宁根限界线，计算不发生空泡之最小展开面积比桨轴沉深：hs＝T－Zp＝2.9－0.50＝2.40 m计算温度：15℃时：P v＝174kgf/m 224ρ ＝104.63 kgfS 2/m4P o－P v＝P a＋γ h s－P v＝10330＋1025×2.4 －174＝12616 kgf/m 2数值9、确定螺旋桨的要素5600T (kgf)5300 11.2V S (Kn)11.1 0.75P/D0.65 1.7D (m)1.5根据以上表格的计算结果作图，可求得不发生空泡最小盘面比以及所对应 的最佳螺旋桨要素，确定如下：A E /A 0=0.578 P/D=0.698 D=1.60610、强度校核：根据 1983 年《钢制海船入级与建造规范》校核 t0.25R及 t 0.6R（见下VS=11.14Kn N=329r/min0.57 0.52330N (r/min) 3250.4 0.55 0.7螺旋桨要素的表），应不小于按下式计算之值：计算功率： N e ＝P s ×ηs ＝600×0.97＝582 HPt ＝ Y(K X) YA 1 Ne XZbn eA 2GA d N 2D3 A2G10A 1d 0NZbD＝1.606m A d＝A E/A O＝0.578 P/D ＝0.6983ε＝10°G ＝7.6 g/cm 3 N=n e＝329r/mint 0.66R＝0.226DA d/ (0.1Z )＝0.524 mt 0.25R ＝0.7212b 0.66R＝0.378 mt 0.6R ＝0.9911b 0.66R＝0.519 mr/R1.00.90.80.70.60.50.40.30.20.110 30 50 70 t(mm)根据0.25R、0.6R、1.0R 处的实际桨叶厚度，按t 1.0R＝0.003 D＝0.25R 4.8 mm与t ＝58.7 mm连成光顺曲线，称之为最大厚度曲线，如上图所示，从图中可以得到各切面最大厚度为：t 0.2R＝62 mm t 0.3R＝55 mm t 0.4R＝48 mmt 0.5R＝41 mm t 0.6R＝34 mm t 0.7R＝26 mm0.8R＝19 mm t 0.9R＝12mm11、螺距修正：根据尾轴直径大小，决定毂径比d h/D＝0.18 ，此值与MAU桨标准毂径比相同，故对此项螺距无需修正。
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。
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。
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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。
为理解螺旋桨的行为，首先考虑它的运动，它是既旋转又向前的。
因此，如图3－27中显示的螺旋桨力向量，螺旋桨叶的每一部分都向下和向前运动。
空气冲击螺旋桨叶的角度就是迎角。
这个角度引起的空气偏向导致了在螺旋桨引擎侧的气动压力比大气压力大，所以产生了推力。
桨叶的形状叶产生推力，因为它的弯曲就像机翼的外形。
所以，空气流过螺旋桨时，一侧的压力就小于另一侧。
如机翼中的情形一样，这产生一个向较低压力方向的反作用力。
对于机翼，它的上面气压低，升力是向上的。
对于螺旋桨，它是垂直安装的，而不是水平的飞机上，压力降低的区域是螺旋桨的前面，这样推力就是朝前的。
按照空气动力学的说法，推力是螺旋桨外形和桨叶迎角的结果.考虑推力的另外一个方法是螺旋桨应对的空气质量方面。
这方面，推力等于它的空气质量，螺旋桨引起的滑流速度越大，飞机速度就越小。
产生推力所消耗的功率取决于空气团的运动速度。
一般来说，推力大约是扭距的80％，其他20%消耗在摩擦阻力和滑移上。
对于任何旋转速度，螺旋桨吸收的马力平衡力引擎输出的马力。
对螺旋桨的任意一周，螺旋桨处理的空气总量依赖于桨叶角，它确定了螺旋桨推动了多少的空气。
所以，桨叶角是一个很好的调整螺旋桨负荷的方法来控制引擎转速。
桨叶角也是一个很好的调整螺旋桨迎角的方法。
在横速螺旋桨上，对所有引擎和飞机速度，桨叶角必须可调以提供最大效率迎角。
螺旋桨和机翼的升力－阻力曲线，表明最大效率迎角是一个小的值，从2到4度变化的正值。
实际桨叶角必须维持这个随飞机前进速度而变化的小迎角.为一周旋转和前进速度的效率最好而设计了固定桨距和地面可调节(ground-adjustable)螺旋桨。
这些螺旋桨设计用于特定的飞机和引擎配合。
螺旋桨可以在起飞，爬升和巡航或高速巡航时提供最大螺旋桨效率。
这些条件的任何改变将会导致螺旋桨和引擎效率的降低。
由于任何机械的效率是有用的输出功率和实际输出功率的比值，那么螺旋桨效率就是推力功率和制动功率的比值。
螺旋桨的效率范围一般是50%到87%，和螺旋桨的滑距(Slip)有关。
螺旋桨滑距是螺旋桨的几何节距和有效节距之间的差值。
如图3-28，几何节距是螺旋桨旋转一周应该前进的理论距离；有效节距是螺旋桨旋转一周的实际前进距离。
因此，几何的或者理论的节距是基于没有滑动的，但是实际的或者有效的节距包含了螺旋桨在空气中的滑动螺旋桨扭曲的原因是螺旋桨叶的外面部分切向速度比中心部分快。
如图3-29，如果桨叶在全部长度上的几何节距相同，在巡航速度上靠近螺旋桨中心的部分会有负迎角而螺旋桨尖部将会失速。
在桨叶几何节距范围内的扭曲或者变形让巡航飞行时螺旋桨叶在他的长度上保持相对恒定的迎角工作。
换句话说，就是螺旋桨叶的扭曲对应于螺旋桨叶长度上不同速度的部分有合适的迎角，这样就能够让推力在螺旋桨叶长度上的分布相对均衡。
通常1度到4度能够提供最有效的升力/阻力比，但是固定节距螺旋桨的飞行时迎角可变范围可以从0度到15度。
这个变化是由于相对气流的变化进而导致飞机速度的变化。
简而言之，螺旋桨迎角是两个运动的结果：螺旋桨沿其轴的转动和它的前进运动。
然而恒速螺旋桨会在飞行中遇到的大多数情况下自动调节它的桨叶角保持在最大效率。
在起飞时，此时要求最大功率和推力，恒速螺旋桨处于低螺旋桨叶角或节距。
低桨叶角时迎角小，能够保持和相对风的效率。
同时，它使得螺旋桨旋转一周推动的空气质量更小。
这样的轻载荷让引擎旋转高转速，能够在一定时间内把最大量的燃油转换成热能。
高转速也产生了最大的推力；因为，尽管每旋转一周推动的空气质量变小了，但是每分钟的旋转次数大大增加了，推动的气流运动速度变高了，在飞机低速时，推力是最大的。
升空后，随着飞机速度的增加，恒速螺旋桨自动改变到更高的迎角（或节距）。
较高的桨叶角再次保持小迎角且对相对风保持较好的效率。
较高的桨叶角增加了每周旋转推动的空气质量。
这降低了引擎的转速，减少了燃油消耗和引擎磨损，且保持推力在最大。
在起飞后，可控螺旋桨节距的飞机建立了稳定爬升，飞行员把引擎的输出功率降低到爬升功率，方法是首先降低歧管压力(manifold pressure)然后降低桨叶角来降低转速。
在巡航高度，当飞机处于水平飞行时，需要的功率比起飞和爬升时更低，飞行员再次通过降低歧管压力的方法降低引擎功率和增加桨叶角来降低转速。
再次的，这提供了扭矩要求以匹配降低的引擎功率；因为，尽管螺旋桨每转处理的空气质量更大了，更多的是通过降低气流速度和增加空速来弥补的。
迎角仍然小，因为桨叶角已经随空速的增加而增加。
补充回答：螺旋桨飞机的工作原理飞机螺旋桨在发动机驱动下高速旋转，从而产生拉力，牵拉飞机向前飞行。
这是人们的常识。
可是，有人认为螺旋桨的拉力是由于螺旋桨旋转时桨叶把前面的空气吸入并向后排，用气流的反作用力拉动飞机向前飞行的，这种认识是不对的。
那么，飞机的螺旋桨是怎样产生拉力的呢？如果大家仔细观察，会看到飞机的螺旋桨结构很特殊，如图所示，单支桨叶为细长而又带有扭角的翼形叶片，桨叶的扭角（桨叶角）相当于飞机机翼的迎角，但桨叶角为桨尖与旋转平面呈平行逐步向桨根变化的扭角。
桨叶的剖面形状与机翼的剖面形状很相似，前桨面相当于机翼的上翼面，曲率较大，后桨面则相当于下翼面，曲率近乎平直，每支桨叶的前缘与发动机输出轴旋转方向一致，所以，飞机螺旋桨相当于一对竖直安装的机翼。
桨叶在高速旋转时，同时产生两个力，一个是牵拉桨叶向前的空气动力，一个是由桨叶扭角向后推动空气产生的反作用力。
从桨叶剖面图中可以看出桨叶的空气动力是如何产生的，由于前桨面与后桨面的曲率不一样，在桨叶旋转时，气流对曲率大的前桨面压力小，而对曲线近于平直的后桨面压力大，因此形成了前后桨面的压力差，从而产生一个向前拉桨叶的空气动力，这个力就是牵拉飞机向前飞行的动力。
另一个牵拉飞机的力，是由桨叶扭角向后推空气时产生的反作用力而得来的。
桨叶与发动机轴呈直角安装，并有扭角，在桨叶旋转时靠桨叶扭角把前方的空气吸入，并给吸入的空气加一个向后推的力。
与此同时，气流也给桨叶一个反作用力，这个反作用力也是牵拉飞机向前飞行的动力。
由桨叶异型曲面产生的空气动力与桨叶扭角向后推空气产生的反作用力是同时发生的，这两个力的合力就是牵拉飞机向前飞行的总空气动力。
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。
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。
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。