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。
三角翼动力飞行器所需速度和拉力的计算
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。
飞行器空气动力计算
第一章 飞行器基本知识1.1飞行器几何参数飞行器通常由机翼、机身、尾翼以及动力装置等部件组成。
对于气动正问题及气动分析而言，已知飞行器几何外形，求其气动参数。
要解决这一问题首先要计算出飞行器各部件及组合体的几何参数。
当机翼和机身组合成一体时，机翼中间一部分面积为机身所遮蔽。
它外露在气流中的部分两边合起来，所构成的机翼为外露翼，由下标“wl ”表示 在组合体中把外露翼根部的前后缘向机身内延长并交于机身纵对称面，这样的机翼成为毛机翼。
第二章 机翼的气动特性分析2.1机翼几何参数2.1.1 翼型的几何参数翼型的前缘点与后缘点的连线称为弦线。
他们之间的距离称为弦长，用符号b 表示，是翼型的特征长度。
可以想象翼型是由厚度分布)(x y c 和中弧线分布)(x y f 叠加而成的，对于中等厚度和弯度的翼型，上下翼面方程可以写成 )()()(,x y x y x y c f L U += （2—1） 式中的正号用于翼型上表面，负号用于下表面。
b x x /=，b y y /=分别为纵、横向无量纲坐标。
相对厚度和相对弯度b c c /=，b f f /=。
最大厚度位置和最大弯度位置分别用c x 和f x 或用无量纲量b x c /和b x f /表示。
翼型前缘的内切圆半径叫做前缘半径，用L r 表示，后缘角τ是翼型上表面和下表面在后缘处的夹角。
2.1.2 机翼的几何参数1.机翼平面形状：根梢比、展弦比和后掠角机翼面积S 是指机翼在xOz 平面上的投影面积，即22()l l S b z dz-=ò（2—2）式中，b （z ）为当地弦长。
几何平均弦长pj b 和平均气动弦长A b 分别定义为/pj b S l = （2—3）2202()l A b b z dz S =ò （2—4）显然，pj b 是面积和展长都与原机翼相等的当量矩形翼的弦长；而A b 是半翼面心所在的展向位置的弦长，通常取A b 作为纵向力矩的参考长度。
飞行器承重计算公式
飞行器承重计算公式飞行器的承重计算是飞行器设计和飞行安全的重要组成部分。
通过合理的承重计算，可以确保飞行器在飞行过程中能够承受各种外部力的作用，保证飞行器的安全性和稳定性。
承重计算公式是飞行器设计和制造过程中的关键一步，下面将介绍一些常用的飞行器承重计算公式。
1. 飞行器总承重计算公式。
飞行器总承重计算公式是指飞行器在飞行过程中所受的总承重力，通常表示为W，其计算公式为：W = mg。
其中，W表示飞行器的总承重力，m表示飞行器的质量，g表示重力加速度。
2. 飞行器升力计算公式。
飞行器在飞行过程中所受的升力是飞行器承重计算中的重要参数，其计算公式为：L = 0.5CLrAV^2。
其中，L表示飞行器所受的升力，CL表示升力系数，r表示空气密度，A表示飞行器的翼展面积，V表示飞行速度。
3. 飞行器风载荷计算公式。
风载荷是指飞行器在飞行过程中所受的风力作用，其计算公式为：F = 0.5CDrAV^2。
其中，F表示飞行器所受的风载荷，CD表示风阻系数，r表示空气密度，A表示飞行器的横截面积，V表示风速。
4. 飞行器结构强度计算公式。
飞行器在飞行过程中所受的各种外部力作用会对飞行器的结构强度产生影响，其计算公式为：S = My/I。
其中，S表示飞行器的结构强度，M表示外部力矩，y表示受力点到中性轴的距离，I表示惯性矩。
5. 飞行器最大起飞重量计算公式。
飞行器的最大起飞重量是指飞行器在起飞时所能承受的最大重量，其计算公式为：MTOW = W + F。
其中，MTOW表示最大起飞重量，W表示飞行器的总承重力，F表示飞行器所受的风载荷。
通过以上的承重计算公式，可以对飞行器在飞行过程中所受的各种外部力作用进行合理的计算和分析，从而确保飞行器的安全性和稳定性。
同时，承重计算公式也是飞行器设计和制造过程中的重要工具，对于飞行器的设计和制造具有重要的指导意义。
在实际的飞行器设计和制造过程中，承重计算公式需要根据具体的飞行器类型、飞行任务和飞行环境进行合理的调整和应用，以确保飞行器的安全性和稳定性。
机翼升力计算公式
机翼升力计算公式好的，以下是为您生成的文章：咱来聊聊机翼升力计算公式这回事儿。
你有没有想过，飞机那么大个儿，咋就能在天上飞起来呢？这可多亏了机翼产生的升力。
那这升力咋算出来的呢？这就得提到机翼升力计算公式啦。
咱们先得搞清楚几个关键的概念。
比如说，空气的流速、机翼的形状和面积，这些可都对升力大小有着重要影响。
机翼的形状一般都是上凸下平的，就像一个弯弯的月牙。
当飞机向前飞的时候，空气在机翼上方和下方流动的速度可不一样。
上方的空气流速快，下方的流速慢。
这就好比在一条窄路上和一条宽路上跑步，窄路上的人跑起来就显得快些。
而升力的大小呢，和空气流速的差、机翼的面积等等都有关系。
具体的计算公式是：升力 = 1/2 ×空气密度 ×流速差的平方 ×机翼面积 ×升力系数。
这里面每一项都有它的讲究。
空气密度会随着高度和温度变化。
在高空中，空气稀薄，密度就小；天气冷的时候，密度也会有点不一样。
流速差就更关键啦。
就像我之前说的，机翼的形状决定了上下方流速的差别。
机翼面积也好理解，越大的机翼，理论上能产生的升力也就越大。
还有那个升力系数，这可有点复杂，它和机翼的形状、表面的光滑程度等等都有关。
给您说个我自己的经历吧。
有一次我坐飞机出差，坐在靠窗的位置。
起飞的时候，我看着窗外的机翼，就在想这小小的机翼到底是怎么产生那么大的升力把整个飞机托起来的呢？我盯着机翼看了好久，脑子里一直在琢磨着这些关于升力的知识。
回到咱们的机翼升力计算公式，要想准确算出升力，就得把这些因素都考虑进去，而且测量和计算都得特别精确。
哪怕一点点的误差，都可能对结果产生很大的影响。
在实际应用中，工程师们可费了不少心思。
他们要通过风洞实验，不断地调整机翼的设计，找到最优的形状和参数，以确保飞机能安全、稳定地飞行。
比如说，新型飞机的研发过程中，设计师们就得根据这个公式反复计算和测试。
有时候，为了提高一点点的升力，可能就得对机翼的形状做细微的调整，或者改变一些材料，让表面更光滑，减少空气阻力。
翼型升力的题目
翼型升力的题目
题目：翼型升力的计算
翼型升力是飞机飞行力学中的重要概念，它是指飞机在飞行过程中，机翼上下表面空气压力差所产生的升力。
翼型升力的计算公式为：
L = 1/2 rho V^2 Cl S
其中，L表示翼型升力，rho表示空气密度，V表示飞行速度，Cl表示升力
系数，S表示机翼面积。
根据这个公式，我们可以知道翼型升力与空气密度、飞行速度、升力系数和机翼面积等因素有关。
其中，升力系数是翼型形状、攻角和马赫数等因素的函数，是计算翼型升力的关键参数。
在计算翼型升力时，需要考虑攻角的影响。
攻角是指机翼与相对气流的夹角，它会影响翼型上下表面的气流速度和方向，进而影响升力系数的大小。
一般来说，当攻角较小时，升力系数随攻角的增大而增大；当攻角增大到某一值时，升力系数达到最大值；当攻角继续增大时，升力系数开始减小。
此外，机翼的形状、面积和展弦比等因素也会影响翼型升力的大小。
机翼的形状会影响气流在机翼上的流动特性，进而影响升力系数的大小；机翼面积和展弦比会影响机翼上下表面的气流速度和压力分布，从而影响升力的大小。
综上所述，翼型升力的计算需要考虑多种因素的影响。
在实际应用中，需要根据具体情况综合考虑各种因素，以获得准确的翼型升力值。
动力三角翼
机身结构：采用铝合金结构的机身骨架、蒙布-铝管构成的可折叠 的机翼。采用蒙布-铝管构成的可折叠的机翼方便保存和运输。 动力系统：采用俄产发动机（瓦兹2111型），并可根据用户需求选用 发动机。 螺旋桨：采用地面可调桨距三叶（或六叶）螺旋桨。桨叶由碳纤维 制造，前缘贴有不锈钢保护片。桨毂采用铝合金制造，重量轻、结构简单， 可以保证桨叶的桨叶角同步调整。 操纵系统：航向、升降使用驾驶员前方的平衡干进行操纵，发动机 油门可用手或脚操纵。 燃油箱：使用复合材料制造的燃油箱容积为20升 轮式起落架：四点式起落架 (航电设备:空速表、高度表、升降速度表、发动机转速表、气缸头温度表、罗盘、 简易的夜航辅助设备以及空-空、空-地通讯设备、定位导航设备等。)
动力三角翼的发展开始于80年代初，它是从动力伞翼机发展而来的，国内至今没有批量生产 动力三角翼飞行器受到了世界各国航空界的青睐。 美国、英国、加拿大、法国、俄罗斯等国的制造公司已有一些型号形成批量， 并在国际市场出售。 主要用于航空俱乐部，以及喷洒农药和森林防火等。 如法国的COSMOS公司生产PHASE-II型动力三角翼飞行器， 采用ROTAX582UL型水冷二冲程双缸汽油发动机， 最大起飞重量350公斤，可装载两人。 瑞士汉思· 吉克思公司设计， 德国伊卡鲁思一科姆科公司生产的“雪帕”（sherpa）动力三角翼于1982年首飞， 该机采用希尔斯公司263R活塞发动机，空重100公斤，最大起飞重量215公斤，为单座型。 1994年春， “雪帕”美国型的生产许可证在美国航空和航天工程师协会（EAA）年会上获得批准， 到1996年底为止，已经销售出数百架，广泛应用于运动、表演、航拍等， 也有一些国家军方采购，供快速反应部队，特种部队和边防部队， 用于后勤输送保障和缉私缉毒。 据报道， 以美国为首的多国部队在海湾战争中就曾多次使用动力三角翼飞行器，用于前线快速补给。 我国目前主要由少数几家民间航空俱乐部从国外引进，用于航空摄影、体育运动。 该项目开发的四轮双座（三座）动力三角翼飞行器的设计在世界该项航空领域尚属首创， 采用俄罗斯产或国产汽车发动机，降低了制造成本，具有很高的开发价值。
动力三角翼是什么？
动力三角翼是什么？
动力三角翼也称动力悬挂滑翔机，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，它采用一流的强力航空铝，内部加固龙骨，主挂钉可承受7吨的拉力，主挂钉以外的保险绳也可承受2.3吨的拉力。
该飞行器通过法国超轻机和德国过载认证并被评为国际航联评为一类飞行器（最安全飞行器）。
动力三角翼只需要短短的几百米距离就可以起飞，因为他机身轻巧，配上大功率的航空螺旋桨发动机，轻轻松松就可以从草地上、沙
滩上等简易平地上起飞和降落。
乘坐人数是两名，和大型教练机乘坐人员的数量是一样的。
安全系数上，动力三角翼其实和无动力三角翼异曲同工，通俗点说就是滑翔机，不需要动力就可以做远距离的滑翔飞行，简单来讲，动力三角翼就是在无动力三角翼的基础上多了一个用于飞行的螺旋桨发动机，从而增加了飞行的距离，本质上，还是可以做滑翔飞行的，所以就算螺旋桨发动机坏了，动力三角翼还是可以安全的滑翔飞行并降落。
飞游世界
让我们去全世界自由飞行。
动力三角翼
法国COSMOS动力三角翼能够快速折叠，便于存放和运输，如果加装浮筒，可以在水上起降。
动力三角翼结构设计合理，安全性能高，低空性能好，适合用于飞行培训、娱乐飞行、旅游观光和航拍等。
COSMOS动力三角翼飞行参数整机空重145公斤最大起飞重量450公斤翼展10.6米翼表面积15.6平方米失速速度42公里/小时最小速度45公里/小时巡航速度90公里/小时最大速度125公里/小时最大允许速度135公里/小时最大爬升率7米/秒下沉率2米/秒起飞滑跑距离50-80米（双人）wi77903动力三角翼小型飞机采用福特760CC发动机，发动机功率65匹马力油箱24升的可以飞三千米高空续航能力七个小时以上可以飞八百多公里动力三角翼(64马力)M358248机翼安装时间15分钟,翼重47公斤,空机重量191公斤,最大起飞重量401公斤,翼展长度9.96米,翼面积9.96米,展弦比5.6 : 1,顶角121度,排气量581CC,最大马力64.4HP@6500rpm,汽化器Bing54Doublefloat,燃油比50 ：1,冷却系统水冷,座舱座椅2,油箱容量44升,最大速度54节,配平速度37节,失速速度23节,安全起飞速度爬升率525英尺/分钟,停车滑翔比10 ：1,最大风力条件20节,可抗最大侧风条件11节ST582/912系列动力三角翼座位：2座，巡航速度：85km/h，失速速度：56km/h，最大起飞重量：450kg，起飞着陆滑跑距离：50m/65m动力三角翼(65马力) 型号:TH25-582 发动机型号Rotax 582 航空发动机，发动机功率65马力，螺旋桨系统三叶大推力螺旋桨，化油器2，冷却系统水冷，仪表系统液显一体全套飞行仪表，启动系统电启动，排气系统镀陶防锈，机翼Cruze，油箱72升，失速速度48公里/小时，巡航速度65—70公里/小时，最大速度80公里/小时发动机型号ROTAX912UL2发动机类型四冲程，发动机马力80发动机点火设施双重电子打火，螺旋桨型号ROLLY 三叶碳纤，螺旋桨直径66，机翼型号STREAK2 Wizard 3 ，机翼翼展9.97 米9.96米，机翼重量49公斤47公斤，机翼面15平方米17.6平方米，顶角130度1221度，展弦比6.65.5，小车长度2.745米，飞机总高度3.65米，轮胎沙滩轮胎，包装长度5.6米，短包装长度4.2米，机动速度80节/小时54节/小时，配平速度50节/小时37节/小时，可抗最大侧风风速11节/小时，可抗最大风速20节/小时奥地利Rotax 582/912；机翼型号：HZ15S(意大利产，德国认证)；螺旋桨：美国Kiev 3叶螺旋桨；油箱容积：30L;药箱容积：126L;喷药量/分钟：10-15L/min（设计可调）；喷雾覆盖宽度：10-25米；作业飞行高度：3-10米；喷洒效率：30-50亩/分；喷洒间距：0.5米/1米自由转换；系统压力：0.8-1.2公斤/cm2；水泵电源：发动机和电池互供；电力系统：12伏；功率：180W/65W；喷洒装置总重量：21kg。
八年级数学上册 13.3等腰三角形 三角翼飞机素材 新人教版
三角翼飞机三角翼飞机的英文名称为：delta-wingairplane三角翼飞机是机翼前缘后掠、后缘基本平直、半翼俯视平面形状为三角形的飞机.机翼重量轻、刚度好，有利于收置起落架，安放燃油和其他设备.悬挂滑翔翼又名三角翼，在20世纪已经诞生，70年代获得大发展.像滑翔伞一样，三角翼也在山坡起飞，逆风跑5—6米后即可双脚离地，任你在蔚蓝的空中自由地翱翔.三角翼飞机-概况机翼平面形状呈三角形的飞机.机翼前缘后掠，后缘基本平直，半翼俯视平面形状为三角形.这种飞机机翼具有后掠角大、展弦比小和相对厚度小等特点.主要优点是机翼重量轻、刚性好、容积大等.三角翼飞机在超音速飞行时气动阻力小；从亚音速过渡到超音速飞行时，机翼压力中心位置变化较小.而在亚音速飞行时，气动特性不够好，升力线斜率平缓，起降性能差(对无平尾三角翼飞机影响更加明显)，大迎角诱导阻力大，使飞机作稳定盘旋的能力不足.三角翼飞机-飞行原理三角翼又称为悬挂式三角翼，具有硬式基本构架，用活动的整体翼面操，为安全救助还配有备份伞.它构造简单、安全易学，只要有合适的山坡、逆风跑5-6步，即可翱翔天空.当它与空气做相对运动时，由于空气的作用，在伞翼上产生空气动力（升力和阻力），因而能载人升空进行滑翔飞行.纵，由塔架、龙骨、三角架、吊带四部分组成，各部分由钢索连接.三角翼飞机-优点优点主要是翼面积大，机翼油箱大，翼载低，水平机动性能好，而且后掠角大，阻力小.机翼重量轻、刚度好，有利于收置起落架，安放燃油和其他设备.三角翼超声速阻力小，从亚声速过渡到超声速时机翼压力中心向后移动量小，这对于舵面平衡能力比较差的飞机尤为重要，所以无尾飞机和鸭式飞机基本上都采用三角翼.三角翼飞机-缺点超声速飞机也常用三角翼的形式，但由于超声速三角翼飞机展弦比较小，亚声速飞行时的升阻比低，故亚声速巡航特性不好.小展弦比的三角翼只有在大迎角下有足够升力系数，因飞机着陆前迎角不能很大，故其着陆性能较差.翼面积大，机翼油箱大，翼载低，水平机动性能好，而且后掠角大，阻力小，缺点主要是，翼尖会产生气体分流，造成机翼颤动，而且持续盘旋时大面积机翼会造成大阻力，急剧消耗能量，造成持续盘旋能力低，而且在降落时需要机头上扬，飞行员难以观察地面情况.但无尾三角翼布局在低速情况下表现很差，如在起飞、降落和低空对地攻击的时候.这使得这种布局的飞机需要更长的跑道，且不适合近距空地遮断任务.另外一个重大问题就是无尾三角翼布局飞机不适合用在航母上，因为航母的跑道长度是非常有限的.因此法国海军航母使用60年代初研制的美制F-8“十字军战士”战斗机(A-7“海盗”的前身)，且长期得不到一种新的先进战斗机用以换代.三角翼飞机-分类三角翼飞机分为有平尾式和无平尾式两类.有平尾式，如歼-8、米格-21、苏-15歼击机等；无平尾式，如“幻影”Ⅲ型歼击机和“协和”式超音速客机等.采用双三角翼(即机翼前缘成折线)或加装前缘缝翼等气动措施，可改进三角翼飞机的起降和稳定盘旋性能.随着现代科学技术的发展，采用电传操纵和放宽静安定度等技术可明显改善三角翼飞机的飞行性能，如“幻影”2000型歼击机.三角翼飞机-作用动力三角翼可以用来观光、休闲、越野飞行、公安外勤、部队任务、紧急救护.动力三角翼飞行速度慢、高度低、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，有极佳的安全性.三角翼飞机-试飞条件着装要有专用头盔、飞行服、手套、护垫(用于膝盖和肘部).最适宜飞行风速≤6米/秒，能见度≥2公里，严禁在云、雾、降雨等不利气象条件下飞行.由于三角翼是无动力飞行，首先要由势能来换取动能，然后再去寻找上升气流做长时间飞行.因此，一般都在山区进行活动.三角翼飞机-发展第一个采用三角翼设计的是亚历山大里佩希，他从1918年起在德国齐伯林公司担任工程师，他设计的动力三角翼于1931年首飞.三角翼造型给作战飞机带来两种重要气动品质.在超音速飞行中，机鼻形成的冲击波到达三角翼的大后掠前缘时，会使三角翼产生非常高的气动效率.在大攻角飞行时，三角翼的前沿还能产生大量涡流，附着在上翼面，能提高升力.攻角这个术语是指飞机的前进方向与机翼之间的夹角.虽然三角翼在高空超音速飞行时非常理想，但在低速机动时却成了累赘，它给飞机油耗和低速机动性带来不利影响.三角翼原来就是为高速的截击机和轰炸机设计的.随着三角翼概念的发展，产生出一种复合三角翼.这种外形是在主翼前加上大倾角的三角翼，以减少在低速时的劣势.在现代战斗机中，就有一种从复合翼发展出来的结构，叫作LEX（边条翼）.这种小“翼”在安装在主翼（这时不一定非是三角翼哟）的前缘根部，它在巡航飞行时保持突出状态，用于在大攻角飞行时产生出附着于主翼面上的高速涡流（贝奴利定理）.这就使翼面上方出现低压区，它能带来额外的升力，与纯三角翼能带来的是一样的.欧洲的台风式战斗机采用了鸭式前翼.而苏35则采用了三翼面布局，包括鸭翼、主翼和水平尾翼.苏霍伊公司最初的S-37采用的是鸭翼加复合三角翼.现代战斗机采用的是各种鸭翼、尾翼和复合翼的组合.现代俄国飞机，如苏35，采用了三翼面布局，其中三种翼型特点都有.其它飞机，像米格MFI，则采用典型的带鸭翼的典型三角翼.与三角翼所取代的常规布局中的尾翼不同，这种鸭翼是能产生正升力的.在做高攻角机动时，鸭翼面会首先失速.这就使机鼻下压，从面避免主翼失速——对于战斗机来说，这是一种非常有价值的性特.与此同时，鸭翼面产生下洗气流，它使主翼效率下降.鸭翼也很难做成可动式的：正常情况下，多余的翼动会使机鼻产生向下运动，这尾翼上获得了抵消.然面，多数采用鸭翼设计的飞机没有尾翼，没什么能抵消掉鸭翼的动作.因此，许多带鸭翼设计的飞机是不可动的.也有些例外，如最新型号的苏27系列战斗机即有鸭翼也有尾翼.三角翼还有另一种对战斗机很有意义的特点：这种翼形因加强了结构和气动稳定性，从而提高了生存力.从资金的角度看，三角翼的生产起来很便宜，这就是为什么在台风、阵风和鹰狮这样的出口型飞机上看到这种翼型的重要原因之一. 三角翼飞机-巨猛的三角翼飞机.。
航行速度三角形(精品)
引言:航行速度三角形是一种用于计算飞行器航行速度相关参数的数学模型。
这个模型可以帮助飞行员准确计算飞行速度和相关参数，并提供了一种有效的方式来优化飞机性能。
本文将详细介绍航行速度三角形的原理、应用以及相关优化策略。
概述:航行速度三角形是一种基于滑行、爬升和下降的力学原理来计算飞行速度的方法。
通过结合飞行器的空气动力学和工程特性，使用这个模型可以准确地确定飞行器所处的速度，并帮助飞行员制定更有效的飞行计划。
正文内容:1.滑行阶段1.1飞行器的滑行速度测量方法通过地速仪来测量飞行器的速度通过飞行距离和时间计算飞行速度1.2滑行速度对飞机性能的影响低速滑行可减小飞机的空气阻力高速滑行可以提高飞机的燃油效率1.3优化滑行策略减小滑行距离，提高滑行效率利用空气动力学特性减小滑行阻力2.爬升阶段2.1飞行器的爬升速度计算方法通过垂直速度仪测量爬升速度通过爬升率和时间计算爬升速度2.2爬升速度对飞机性能的影响适当控制爬升速度可以提高爬升率高爬升速度可能导致燃油消耗过快2.3优化爬升策略根据飞机的爬升特性选择合适的爬升速度考虑燃油效率和飞行时间来优化爬升策略3.下降阶段3.1飞行器的下降速度计算方法通过高度仪测量下降速度通过下降率和时间计算下降速度3.2下降速度对飞机性能的影响控制下降速度可以影响着陆的稳定性合理的下降速度可以减小燃油消耗3.3优化下降策略根据着陆要求选择合适的下降速度利用空气动力学特性减小下降阻力4.速度计算方法4.1使用滑行、爬升和下降速度计算总体速度将滑行速度、爬升速度和下降速度综合计算考虑飞行器的空气动力学特性来计算总体速度4.2使用速度计算方法准确掌握飞行器状态通过不同速度参数的计算可以获得飞行器的实际状态飞行员可以根据计算结果做出相应的决策和操作5.优化策略5.1在不同阶段选择合适的速度和策略根据飞行任务和要求选择合适的速度和策略考虑飞机性能和燃油效率来优化飞行策略5.2使用航行速度三角形来指导飞行员操作通过航行速度三角形的计算结果来指导飞行员的操作提供更准确、高效的飞行操作指南总结:航行速度三角形是一种用于计算飞行器航行速度相关参数的数学模型。
三角翼原理
三角翼原理三角翼原理是指在飞行器设计中采用三角形状的机翼，将气动特性优化，以提高飞行性能和稳定性。
三角翼原理的应用广泛，既可以用于飞机的机翼设计，也可以用于导弹、无人机等飞行器的设计。
三角翼原理的最大特点是拥有优异的流线型，可以减少阻力，提高飞行速度。
同时，三角翼原理能够有效地控制飞行器的稳定性。
三角翼原理通过改变机翼的几何形状，使得飞行器在飞行过程中能够自动调整姿态，保持良好的稳定性。
三角翼原理的实现需要考虑机翼的几何形状和气动力学特性。
对于三角翼机翼的几何形状来说，其主要特点是翼展相对短，前缘弯度相对大。
这种几何形状能够减少气动阻力，提高飞行速度。
同时，三角翼机翼的扩展角度较小，使得飞行器在大迎角飞行时也能保持稳定。
在气动力学特性方面，三角翼机翼采用的是高升力系数的气动剖面，使得机翼在飞行过程中能够产生更大的升力。
同时，三角翼机翼还具有较高的升力阻力比，即在产生同样大小的升力时，所需的阻力较小，能够减少能耗。
通过优化机翼的气动特性，三角翼原理能够使飞行器具有更好的操纵性能。
在飞行过程中，机翼的改变姿态能够以更快的速度进行调整，从而提高飞行器的操纵灵活性。
此外，三角翼机翼的压心位置较低，使得飞行器在飞行过程中更加稳定，减少了翻滚和俯仰的倾向，提高了飞行器的稳定性。
三角翼原理在实际应用中有着广泛的用途。
在飞机设计中，三角翼原理被广泛应用于战斗机和高速客机的机翼设计中。
通过采用三角翼机翼，战斗机在空战中具有更好的操纵性能和机动性能，而高速客机则能够提高飞行速度和效率。
除了飞机的机翼设计，三角翼原理还可以应用于导弹、无人机等飞行器的设计中。
通过采用三角翼机翼，导弹能够在飞行过程中保持稳定性，提高命中精度。
而无人机的采用三角翼机翼，能够提高其操纵性能和稳定性，实现更加精确和高效的飞行任务。
总之，三角翼原理通过优化机翼的几何形状和气动力学特性，提高飞行器的飞行性能和稳定性。
三角翼原理在飞机、导弹、无人机等飞行器的设计中有着广泛的用途。
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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。