航模的空气动力.docx

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航模的空气动力

整架模型飞机的空气动力

整架模型飞机的空气动力就是模型飞机各部分所受到的空气动力的总和。

由于模型飞机的升力主要是机翼产生的，其他部分包括尾翼在内产生的升力都小，所以认为整架模型飞机的升力都是由机翼提供的，不会产生多大误差。

至于阻力，模型飞机的各都分都会产生，而且因为部件与部件之间的干扰作用，使总

的阻力有时会比这些部件单独阻力的总和还多。

整架模型飞机的空气动力与翼型一样，通常也用极曲线来表示。

一、整架模型飞机的阻力及极曲钱

（一）整架模型飞机的阻力

l.模型飞机各部分的阻力系数

模型飞机各部分的阻力系数通常利用风洞试验测出，恨据资料，我们把常见的见的各种物体阻力系数列出来，见表4-1。

利用表4-1的阻力系敬来计算模型飞机的阻力时，仍用第二章介绍的公式：

，但利用这个公式汁算各部件的阻力时，必须注意式中的面积S一定要用表4-1中所规定的计算面积。

[例1]计算线操纵模型飞机操纵钢丝的阻力。

巳知钢丝直径是0.4毫米，长20米，钢丝相对于空气的平均速度为40米/秒，

查表4-1得钢丝阻力系数:

CD=1.40

阻力

牛

如果在这种情况下我们用钢丝的最大截面积来汁算，那么相对而的阻力系数要改变。

2.整架模型飞机的废阻力系数

整架模型飞机的阻力可以分为两部分计算再相加起来，一部分是模型飞机各部件的废阻力，还有一部分是机翼的诱导阻力。

整架模型飞机的废阻力就是模型飞机所有与升力无关的各部件的阻力与各部件之间的干扰阻力的总和。

干忧阻力最好通过试验求得，在没有更确切的数据前可以假设它占全部废阻力的10%左右。

因为每部件计算所用的参考面积不同，我们求整架模型飞机废阻力系数时，应先求出各部件阻力再相加（包括机翼的废阻力），再乘上1.1，得出总的废阻力，然后用总的废阻力除以

，就可得到全机的废阻力系数

，参考面积是机翼面积SW。

通过实际计算可以看到，模型飞机的废阻力中最主要部分是机翼翼型阻力，机身、尾翼等所占比重不大。

要减小阻力应从选择良好翼型和小心制作机翼着手。

机身的形状、大一点小一点影响很微小，在这方面过分下功夫不太值得。

3.整架模型飞机的总阻力系数

知道整架模型飞机的总废阻力系数后，再加上机翼的诱导阻力系数，便是整架模型飞机的总阻力系数

（4-1）

式中：

CD－模型飞机的总阻力系数；

CD,par一模型飞机的总废阻力系数；

CDi一模型飞机的诱导阻力系数。

利用总阳力系数计算模型的总阻力时只要乘上机翼面积SW即可。

模型飞机在滑翔时升力系数很大，往往达到0.8或更大，所以诱导阻力在总阻力中占很大的比重。

例如，机翼展弦比是l0，那么诱导阻力系数CDi（=

见公式（3-3））是

。

所以设法减小诱导阻力（例如合理地加大展弦比）是很必要的。

（07.11.19到此）

（二）整架模型飞机的极曲线

在绘制整架模型飞机的极曲线之前，必须先根据模型飞机的展弦比依照前面介绍的方法对翼型的极曲线进行修正，得到机翼的极曲线。

假如我们已经知道机翼的极曲线，那么利用这条极曲线便可以很容易地得到整架模型的极曲线，如图4-1（a）所示为机翼的极曲线。

我们算出模型的总废阻力系数CD,par，然后将曲线的纵坐标向左移一段距离等于（CD,par－CDO），CDO是机翼的废阻力系数，这样，对应于新的纵坐标，这条曲线便是整架模型飞机的极曲线了。

这种情况就相当于在机翼极曲线上各点加上其他部分的阻力系数（CD,par－CDO），所以得到的是整架模型的极曲线，如图4-l（b）所示。

前向已经说过，从坐标原点对极曲线作切线时，切点所对应的迎角就是有利迎角。

在这个迎角飞行，模型飞机的升阻比最大。

现在我们从图4-1上可以看到，加上全模型飞机其他部分的阻力系数以后，机翼的有利迎角就改变了，本来的有利迎角1变为2，而且2要大于1。

例如，机翼本来有利迎角是6，装在模型飞机上以后，有利迎角便要改为8或10，总之要比6大、机身等部分的阻力愈大，增加的角度便愈多。

（三）确定模型飞机最大升阻比的近似方法

利用模型飞机的极曲线也可以用计算方法求出有利迎角和最大升阻比k。

计算的主要假设是模型飞机的废阻力系数不随迎角的改变而改坐。

这样一来极曲线就是一条抛物线（因为阻力系数与CL2成比例（CL：

升力系数）），如图4-2所示，抛物线的特点是，如果从坐标原点作切线与曲线相切，切点的垂足（图4-2中的B点）到坐标原点O的距离等于原点到曲线与横轴交点（即C点）距离的两倍，如图4-2中的OC=CB。

模型飞机的极曲线是一条抛物线，A点便相当于极曲线上有利迎角的位置，OC等于全模型飞机的废阻力系数CD,par。

CB等于诱导阻力系数CDi。

这样一来，可将这个关系列出来并算出最大升阻比的数值。

因为OC=OB

（4-2）

又

所以

移项得有利迎角时的升力系数

（4-3）

最大升阻比

化简得

（4-4）

式中：

Kmax一模型飞机的最大升阻比；

CD,par一有利迎角时的模型飞机的废阻力系数。

如果考虑到其他一些原因，如果机翼平面形状不很理想（不是椭圆形），废阻力系数会随着迎角加大而稍微加大等，这个公式可修改一下变为

（4-5）

利用式（4-5）可以很简单地估计出模型飞机的最大升阻比。

如果想求有利迎角，可以根据式（4-3）先求出有利迎角时的升力系数CL,opt，然所从机翼极曲线上查到有利迎角的大小。

从以上公式可看到，要想加大模型飞机的最大升阻比，可增大机翼展弦比或者减小模型飞机的废阻力系数，而采用后一种办法时，应选择良好的翼型以便减小CDO（翼型阻力系数）；同时要减小机身、尾翼等的阻力，使各部分互相连接时很密合，没有裂缝以免增大干扰阻力。

[例2]一架模型滑翔机机身最大截面积为50厘米2，尾翼面积为1000厘米2，机翼面积4000厘米2，用NACA-6412翼型，展弦比12，求模型飞机的最大升阻比。

解：

查表得出机身阻力系数为0.13（椭圆截面机身），尾翼阻力系数为0.021，（翼型阻力系数）CDO=0.025，

这样，先求出废阻力系数CD,par=（0.025+50/40000.13+1000/40000.021）1.1=0.0351（各部件的阻力与干扰阻力之和）

由（4-5）式，最大升阻比

这时的升力系数（4-3）为CL=

=l.15

从机翼极曲线上查到有利迎角大约是8，模型飞机在滑翔叫时机翼迎角应该保恃在比有利迎角梢大的角度下飞行。

这个例子就是说应该用10左右的迎角来滑翔。

二、模型飞机的螺旋桨

对于有动力的模型飞机来说，除了采用目前还不十分普及的喷气发动机外，都要靠螺旋桨产生拉力，因此，螺旋桨的好坏直接影响到竞时模型飞机的飞行高度或竞速模型飞机的飞行速度。

也就是说，直接影响到飞行成绩的好坏。

所以无论是竞时、竞速或创纪录模型飞机，如何设计和制作一个性能优良的螺旋桨与设计、制作一个性能良好的机翼是同等重要的事情。

（一）基本原埋

l.与螺旋桨有关的一些名词和术语

螺旋桨各部分的名称与机翼有很多相似的地方，桨叶相当于机翼的翼面，桨叶也有前缘和后缘，桨叶的剖面形状也和机翼剖面形状差不多，如图4-3所示。

但是模型飞机飞行时，螺旋桨一面旋转产生拉力，一面又随飞机前迸，所以它的工作情况要比机翼复杂得多。

在讨论螺旋桨工作原理之前先把有关的名词术语进行一些说明。

（1）右旋螺旋桨和左旋螺旋桨－当我们站在螺旋桨后面（相当于飞机驾驶员的位置）来观察螺旋桨旋转，如果看到螺旋浆是顺时针方向旋转，这种螺旋桨称为右旋螺旋桨；反之称为左旋螺旋桨。

目前大多数活塞式发动机都采用右旋螺旋桨（但也有个别发动机采用左旋螺旋桨）。

（2）螺旋桨的旋转面－螺旋桨旋转时，通过螺旋桨上一点并且垂直于旋转轴的一个假想的平面。

（3）螺旋桨直径D－螺旋桨两个桨尖之间的距离，也就是螺旋桨旋转时最大旋转面的直径。

（4）桨叶角－桨叶剖面的弦线与旋转平面之间的夹角称为桨叶角，如图4-4所示。

从定义上看，螺旋桨的桨叶角与机翼的安装角相似。

不过机翼装在机身上的安装角一般沿机翼翼展都是相同的，只有少数模型飞行的机翼安装角是翼尖部分小，靠翼根部分大。

可是螺旋浆的桨叶却完全不同了：

愈靠近旋转轴，剖面的桨叶角越大；愈接近桨尖，剖面的桨叶角愈小。

制作正确的螺旋桨，从桨尖到桨根，桨叶角的扭转程度是逐渐增大的。

（5）旋转速度U－螺旋桨旋转时，桨叶上任一剖面沿圆周切线方向的旋转线速度为旋转速度。

其中：

n为螺旋桨每秒钟的旋转次数；r为桨叶上任一剖面到旋转抽的距离。

由于螺旋桨各剖面到旋转轴的距离r都不相等，所以旋转时各个剖面所经历的路程也不相等，愈靠近桨尖r愈大，旋转速度U也愈大。

螺旋桨旋转所引起的相对气流的速度就等于螺旋桨的旋转速度。

（6）前进速度V－模型飞机飞行时，由于桨叶随同模型一起运动，所以螺旋桨的前进速度等于模型飞机的飞行速度，它也等于模型前进时所引起的作用在桨叶上的相对气流的速度。

（7）合速度W－螺旋桨旋转时产生拉力，使模型向前飞行。

这时，真正作用在桨叶上的气流是螺旋桨旋转线速度U引起的相对气流和模型前进速度V作用作桨叶上的相对气流的总和，它称为合速度W。

（8）桨叶迎角－桨叶剖面的弦线与合速度W方向之间的夹角称为桨叶迎角。

如果模型没有前进速度，那么桨叶角就等于桨叶迎角。

所以一般情况，桨叶迎角总是小于桨叶角的，与机翼情况相似，这个角度的大小，决定了桨叶剖面产生的拉力大小。

（9）气流角－合速度W与旋转速度U之间的夹角称为气流角。

显然，由于桨叶各剖面处的旋转速度都不相同，所以愈靠近桨尖气流角愈小。

（10）几何螺距H－如果螺旋桨一面旋转一面前进，前进的方向是沿着桨叶剖面的翼弦方问，也就是说桨叶迎角为零，那么每旋转一圈，剖面前进的距离称为几何螺距H。

（11）实际螺距Ha－实际飞行中桨叶是沿着相对气流的方问并带着某个迎角前迸，而不是沿桨叶剖面翼弦方向前进。

螺旋桨桨叶沿着相对气流方向旋转一圈，剖面实际前进的距离称为实际螺距。

也就是说，几何螺距是桨叶迎角为零时的实际螺距。

如图4-5所示，把螺旋桨旋转一圈时桨叶剖面经过的轨迹加以展开，从图上可以看到实际螺距一定比几何螺距小。

桨叶迎角愈大，这个差别也愈大。

2.螺旋桨如何产生拉力

如果在螺旋桨上任意取一段桨叶来看，它的工作原理与机翼是相似的，螺旋桨以转速U旋转并带动模型以速度V飞行，相对气流在桨叶剖面上产生的合力R相当于作用在翼型上的空气动力，它也可以分解为两个分力。

不过对螺旋桨来说，它们不叫升力和阻力，而是把与模型前进速度V平行的分力称为拉力P，把与旋转速度平行的分力称为旋转阻力Q，见图4-4。

整个螺旋桨产生的拉力就是每一段桨叶剖面上拉力P的总和，而整个螺旋桨旋转时遇到的阻力就是每一段桨叶剖面上旋转阻力Q的总和。

要使螺旋桨继续不断旋转，就需要由活塞式发动机或橡筋束给螺旋桨提供克服旋转阻力的能量。

如何提高螺旋桨的工作效率呢？

一方面是尽一切可能降低发动机（包括橡筋束）工作时要克服的机械摩擦；再就是从螺旋桨本身的设计和制作上，尽可能提高它产生的拉力并减小旋转时的旋转阻力。

就像机翼升阻比愈大愈好一样，作用在螺旋桨上的拉力P和旋转阻力Q的比值也是愈大愈好。

从图4-4叫以看到，拉力P与旋转阻力Q的大小随合力R的大小与方向而改变。

另一方面与机翼的升阻比一样，螺旋桨的拉力P与旋转阻力Q的比值也会随迎角而改变。

迎角的大小决定了桨叶剖面产生的合力系数的大小，这和机翼情况相同。

桨叶在工作时如果迎角合适，产生的拉力就大，否则产生的拉力就小。

螺旋桨的效率高不高主要是看桨叶各剖面工作时的迎角合适不合适。

对于一定形状的螺旋桨桨叶剖面，拉力P与旋转阻力Q的最大比值只是在某一个迎角下才能达到，与机翼情况相仿，这个迎角称为桨叶剖面的有利迎角opt。

这就是说，为了提高螺旋桨效率必须使桨叶各个剖面都处在有利迎角下工件。

不过模型飞机的螺旋桨较小，在制作时不可能把桨叶剖面的形状控制得像机翼翼剖面那么精确。

有利迎角对于活塞式发动机螺旋桨的平凸叶剖面约为2~4，对于橡筋模型飞机螺旋桨的凹凸叶剖面约为4~6。

（二）螺旋桨的桨叶角与几何螺距

桨叶角的大小要由气流角和迎角决定，从图4-4可以看到，桨叶角与迎角和气流角的关系为

（4-6）

而气流角在不同截面位置各不相同，根据三角学关系，得

所以

（4-7）

在螺旋桨各剖面处，前进速度V和螺旋桨转速n都是一样的，而桨叶上不同剖面的r各不相同，为了要保持桨叶各个剖面处的迎角都相同，就只能改变桨叶各剖面的桨叶角。

愈靠近桨根部分，由于r愈小，旋转线速度U也愈低，要求桨叶角愈大；反之愈靠近浆尖，r愈大，要求桨叶角愈小。

由于从桨根到桨尖，桨叶角是逐渐减小的，所以每个桨叶剖面的弦线都不平行，螺旋桨桨叶是一个旋转的曲面。

正确没计的螺旋桨，各剖面处的桨叶角理论上均应等于+opt。

如果知道了速度V（米/秒）和旋转速度n（转/秒），那么距旋转轴r的剖面角可在三角函数表上反查出来。

知道了角再根据剖面形状所要求的最好的迎角的大小，便可算出这剖面应该有多大的桨叶角。

[例3]已知模型飞机飞行速度是12米/秒，发动机转速100转/秒，螺旋桨直径240毫米，桨叶有利迎角opt＝3，求桨叶在距旋转轴0.5半径处的桨叶角。

解：

在0.5R处r=0.5240/2=60（毫米）

=arctan（l2l000）/（23.1420060）

=arctan0.159

查三角函数表得=93’，桨叶角=+opt=93’+3=l23’

必须了解，螺旋桨的桨叶角与产生拉力的大小很有关系。

如图4-6所示为同一桨叶剖面在不同桨叶角时的情况。

从图上可以看到，即使迎角相同，相对气流速度相同，产生的合力也相同，如桨叶角愈小，合力向前的分力，即拉力便愈大；反之，如果桨叶角愈大，螺旋桨产生的拉力便愈小。

这就是为什么竞速模型飞机必须使用高转速的发动机以便用小桨叶角的螺旋桨来产生足够的拉力。

要想使模型能飞到200千米/时，发动机的转速应在15000转/分以上（当然，还需要发动机有足够的功率）。

现在可以了解为什么模型飞机螺旋桨浆叶的最大宽度往往集中在叶片外侧，使桨叶的面积大部分分布夜（0.4~0.8）R之间。

由于桨叶角愈靠近桨根愈大，愈靠近桨尖愈小，所以产生拉力的作用是在（0.4~0.8）R处最大。

桨尖处因受桨尖涡流影响，产生拉力的作用要减小一些，而靠近桨根处的桨叶对产生拉力来说，并不起什么作用。

这是由于此处的线速度较小，及桨叶角过大的缘故，因此可以用很大的整流罩把当中部分（从桨根到0.l5R或0.20R处）罩上以减小旋转阻力，使整个螺旋桨转得更快，反而会产生更大的拉力，但整流罩的重量是不利因素，需要综合权衡利弊。

如果知道了螺旋桨的有利迎角opt，根据三角学的关系可以很容易地求出几何螺距H。

计算式为

所以H=2rtan（+opt）（4-8）

式中：

H－几何螺距，单位：

毫水；

r－该剖面到旋转轴距离，单位：

毫米。

现汁算例3中的螺旋桨0.5R剖面的几何螺距：

H=23.1460tanl23’=23.14600.213=80.5（毫米）

其他剖面计算结果见表4-2。

由此可见，为了保证螺旋桨各剖面迎角相同，则各剖面的几何螺距一定不相同。

桨尖的几何螺距最大，愈靠近桨根螺距愈小。

这种螺旋桨称为不等距螺旋桨。

这种螺旋桨效率高但制作较难，所以通常只用于线操纵竞速模型飞机和高性能的自由飞模型飞机。

这种螺旋桨的螺距一般以桨叶上某一剖面为基准，譬如在例3中，以0.75R的剖面为基准，那么这螺旋桨的螺距便为90毫米。

螺旋桨螺距通常都是指几何螺距而不是实际螺距。

（三）螺旋桨几何尺寸和翼型的确定

l.螺旋桨直径

螺旋桨直径D的大小对于螺旋桨的空气动力特件有很大影响。

在相同的转速下，直径愈大，拉力也愈大，但需用功率也愈大。

对于给定的发动机或橡筋束来说，增大直径会降低转速，而减小直径会使转速提高。

一般来说，随着飞行速度、发动机功率（或橡筋束扭力）和转速的不同，螺旋桨的最佳直径也不同，过大或过小都不适宜。

因此要为模型飞机选定合适的螺旋桨直径是一个比较复杂的问题。

目前都采用经验数据，先进行初选，然后通过改变螺距以求获得效率最好的螺旋桨。

如果仍不满意，则在经验数据的范围内改变直径，并再通过改变螺距进行试验。

在2.5毫升自由飞模型飞机上，根据发动机转速/功率特性，对应最大功率时的转速各不相同，螺旋桨直径一股在170~250毫米范围内。

2.5毫升竞速模型飞机，螺旋桨直径为150毫米左右。

橡筋动力模型飞机的螺旋桨直径约为翼展的l/3~1/2。

2.螺旋桨桨叶的宽度

螺旋桨桨叶的宽度b即桨叶剖面的弦长。

一般用它与螺旋桨直径的比值来表示，称为相对宽度。

计算式为

螺旋桨各个剖面的相对宽度虽然是不相等的，但它却按一定的规律变化。

剖向宽度变化规律与所选择的桨叶平面图形有关。

从简单的空气动力学的观点来看，椭圆形的桨叶平面形状最好，但一般为了设计和制造方便往往把螺旋桨的平面形状做成梯形的。

（08.2.25备课到此）

用于活塞式发动机的螺旋桨，由于发动机转速一般都比较高，桨叶的宽度不宜过大，因为在给定的发动机功率和桨叶直径下，增大宽度也会降低砖速。

对于橡筋模型飞机的螺旋桨，由于转速较低，考虑黏性影响，为了提高效率，桨叶宽度悄大一些较好。

根据统计，模型飞机螺旋桨桨叶的宽度与直径之比为0.07~0.11，一般将桨叶最大宽度放在（0.50-0.75）R处。

3.桨叶剖面的翼型

螺旋桨桨叶剖面大多数采用平凸翼型或凹凸翼型。

平凸翼型的桨叶产生的拉力较小，旋转阻力也较小。

活塞式发动机的最大功率是在很高的转速下获得的，所以自由飞模型飞机的螺旋桨常常采用平凸形桨叶剖面，可以使螺旋桨与发动机较好地配合，在高转速下获得足够的拉力，提高发劫机的效率。

凹凸翼型的桨叶产生的拉力较大，旋转阻力也较大。

橡筋模型飞机螺旋桨的转速较低，但橡筋束的扭距却又比较大，为了获得足够的拉力，这种模型常采用凹凸翼型的桨叶。

在竞速模型飞机上，如果采用转速很高的电热式发动机，为了充分发挥出发动机的功率，就必须减小螺旋桨直径，以便使它在最大功率转速上工作，在这种情况下也有些竞速模型飞机的螺旋桨采用小弯度的凹凸翼型。

这时虽然旋转阻力增大了，但旋转阻力的影响远比增大螺旋桨直径的影响要小，所以这种螺旋桨仍能达到很高的转速，得到较大的拉力。

（四）模型飞机螺旋桨的具体设计方法

影响螺旋桨效率的因素很多，而且相互联系，相互制约，所以设计螺旋桨是一个比较复杂的问题。

从某种角度看，模型飞机的螺旋浆比真飞机的螺旋桨还要复杂。

在真飞机上，飞行员可以操纵螺旋桨的螺距以适应飞机的飞行速性和发动机转速的变化，使螺旋桨始终具有较高的效率。

真飞机发劫机的转速一般都很稳定，这些在模型飞机上是很难做到的，而且模型飞机的飞行条件与螺旋桨的工作状态又互相牵制，难以预先确定。

例如，装有活塞式发动机的模型飞机，螺旋桨的直径，宽度和浆叶角会影响发动机转速，从而影响螺旋桨产生的拉力及模型飞机的飞行速度；反过来对于给定的螺旋桨来说，飞行速度的变化又影响桨叶迎角的大小，从而影响螺旋桨的工作状态。

对于橡筋模型飞机，在整个动力飞行阶段，它的飞行速度和螺旋桨转速都处于不断变化之中，要想选取合适的螺旋桨没计数据是一件很伤脑筋的事。

为此，模型飞机螺旋桨的设计，一般都采取半经验的方法。

具体地说，是先根据以往的经验或统计数据，确定螺旋桨直径，估计飞行速度，然后用粗略汁算和作图相结合的方法进行设计，但最终还是要靠模型的试飞来评定设计的螺旋桨是否良好。

l.活塞式发动机的螺旋桨设计方法

活塞式发动机的螺旋桨不仅与所用的发动机有关，而且随具体的模型飞机（是竞时模型还是竞速模型）而异，只有发动机及模型飞机的条件巳十分明确，才能有的放矢地设计螺旋桨。

设计的步骤大致如下。

（1）确定设计的原始数据

首先估计模型飞机的飞行速度V、活塞式发动机模型动力飞行时的飞行速度与发动机的特性、螺旋桨效率、模型的特性和飞行姿态等因素。

要详细计算不仅麻烦，也不精确，所以在设计螺旋桨时可以取一些经验数据、例如，二级自由飞模型飞机（1.5毫升发动机）的飞行速度为9~11米/秒；国际级自由飞模型飞机（2.5毫升发动机）的飞行速度为15~20米/秒；2.5毫升线操纵竞速模型飞机的飞行速度为50~70米/秒。

其次确定发动机最大功率转速，这个数据一般可以直接从发动机的说明书上获得，如果缺乏可靠的发动机资料，也可以根据经验进行估计，例如，性能良好的压燃式发动机的最大功率转速一般在10000-16000转/分之间，电热式发动机转速在18000-30000转/分左右。

选定螺旋桨的直径时只能凭经验，前面巳给出一些参考数据。

（2）用作图法设汁螺旋桨

先画一水平线相当于螺旋桨半径的长度，在线上标出相当于0.25R、0.50R、0.75R的位置，如图4-7所示，在水平线的左端画一垂直线。

根据已知的V及n算出V/（2n）的数值，譬如V=12米/秒，n=200转/秒，V/（2n）=9.55毫米。

在垂直线上量出V/2n的距离，从垂直线的顶点与0.25R、0.50R、0.75R、R对应点各连一直线，即可得各处的角（图4-7中的1、2、3、4）；在角上分别加上迎角，即可得桨叶角。

桨叶的形状及最大宽度可参考同类模型飞机的良好螺旋桨而定。

活塞式发动机的螺旋桨最大宽度大约是直径的10%。

根据桨叶形状及最大宽度便可在图上分别求出各处螺旋桨木块的厚度和宽度（图4-7中a2和b2）。

注意桨叶木块的厚度要比算出的稍大一些，以便考虑到桨叶剖面形状的影响，如图4-8所示，修正量要根据经验或参考同类型螺旋桨决定。

桨叶剖面形状可选用平凸翼型或弯度不大，但很薄的凹凸翼型。

根据画出的形状即可削出合适的螺旋桨。

（3）已知螺旋桨木块的大小求出螺旋桨几何螺距

已知木块长度D，宽度C，厚度B，桨叶最宽的地方在0.7R处，那么螺距为

在这个例子中（也是一般的情况）r=0.7R，

所以

或

（4-9）

在一些模型飞机图样上，有时只给出直径及螺距。

可用上式求出螺旋桨木块宽度与厚度的比值，然后再参照上述方法将螺旋桨设计出来。

（4）通过试飞修改设计

实践是检验真理的唯一标准。

设计出来的螺旋桨到底是否合适，要用实际飞行情况来检验。

如果发现转速不足（用转速表或者用振动的钢丝测量），或者像一般模型爱好者所说的“转不动”的现象，那便表示桨叶面积太大了。

应急的办法是把直径削短一些。

但如果时间允许，最好重新设计和制作一个狭小一些的螺旋桨。

如果转速太高，则要重新制作一个大一些的螺旋桨，因为转速不在最佳值，不管是大一些或小一些，发动机功率都会下降。

在竞速模型飞机上，如果飞行速度比设计螺旋桨时估计的速度小得多，那就要重新用小一点的速度设计一个螺距较小的螺旋桨。

设计时采用的速度应为真正飞行速度和原来设计速度的平均值。

新的螺旋桨应该使模型飞机飞得更快一些，因为更符合实际情况。

考虑转速是否合适时，还要注意到发动机在空中飞行的转速与地面试验时的转速不同，空中转速会大一些。

地面转速18000转/分的竞速模