%n(n/min),w=(rad/s),B(rad/s^2),T(N/mm),v(m/s),U(V),t(s),l(mm)
%Iz-惯性矩（mm^4），a-横宽mm，b-高长mm
%y-mm截面上每点到惯性轴中心的距离,S(mm^3)-静距,Ft（N)-剪力
%tmax（N/mm^2 | 1Mpa)-许用抗弯剪应力,D（mm)-大圆宽,d（mm)-小圆宽
%E-弹性模量(MPa) wrao(x)-扰度曲线(mm/mm) Osit(x)-转角曲线(°/mm)
首先风阻公式：
f=0.5*Cp*p*S*V^2;
% f(N) ，Cp-空气阻力系数(1.1为平板,0.45为球体)，p-空气密度(1.29kg/m^3) ，S-迎风面积(m^2)，V-相对速度(m/s)
% 代入参数 ：Cp=1.1;p=1.29;S=0.1^2;V=25; f=9.8*5.8*10^(-3) 测试大体正确
转动惯量&角加速度：
Tmotor-Tforce=J*B；%T(N*m),J-转动惯量(kg*m^2)包括翼与马达转子,B-翼角加速度(rad/s^2)
%翼恒角加速度时，翼受翼的质量加速度力 与 风阻，在边界先用风阻载荷求出材料质量，叠加上一载荷继而求出整个翼所需扭矩。
%翼角加速度的确定：首先确定翼上扑与下扑相对频率，由通过计算上扑与下扑不同的翼面积的上升下降力与其马达确定，可以上扑时翼面积=0，但必须根据所设计马达与其减速器来确定最大上扑速度。也需要计算到达最大速度时的时间，优化马达。至少每周期速度变化量大于0！
马达：
U=kT*T+kn*n; %T扭矩，n转速，kT&kn特定马达系数
B(t)=(Tmotor-Tforce)/J；
Tforce=0.5*1.1*1.29*w^2*Ss；%Ss-翼面系数=int(dA*x^2,x,0,l)
Tmotor=(U-kn*n)/kT
各种积求出：同马达，电压U下，翼受风阻时，角度与时间关系
可以得到电压U下到达多少角速度需要多少时间，模拟出翼加速，同理模拟翼减速，另一方向翼加速与减速。
杆载荷：
q=f(x);
T=int(q*(x-p),x,p,r);%Tm(p)
强度转换质量：
Iz=int(a*y^2,y,-b/2,b/2); % 空心方
S=int(a*y,y,y0,b/2); % 空心方 ,y0=0最大
Osit(x)=1/(E*Iz)*int(T(x),x)=Achangshu; % 转角曲线Osit(x) °/mm 求所需Achangshu
这里我用的是设定管厚度0.5 根据外载荷与管自身加速度载荷 求整根管的变化的半径，公式略...
附加我估算的载人扑翼机功率（没包括翼质量）：
% 升力=2*int_force, 功率=2*p , 单下甩转速=2/3s=旋转一周1.5(s)
% 身长2(m) ， 单翼长r(m) ，扭矩T(N*m)
f1=0.5*1.1*1.29*(2*pi/1.5)^2*int(2*x^2,x,0,4.4982);
int_force1=77*9.81;%N
T1=2548.3241; % (N*m)
w1=2*pi/1.5;%rad/s w=2*pi/T
h1=2;%m
r1=4.4982;%m
p1=1.0674e+04;% (瓦) *2
f2=0.5*1.1*1.29*(2*pi/1.5)^2 * int(2*x^2,x,0,3.570237652557044);
int_force2=38.5*9.81;
T2=1011.3189058545045432274926480095;
w2=2*pi/1.5;
h2=2;
r2=3.570237652557044;
p2=4236.2;%w *2
f3=0.5*1.1*1.29*(2*pi/1.5)^2*int(2*x^2,x,0,2.3469);
int_force3=10.935864156522944326891822080104*9.8;
T3=188.8330303256532583350566348418;
w=2*pi/1.5;%rad/s w=2*pi/T
h=2;%m
r=2.3469;
p=790.9819; % w *2
正设计做只仅靠翼就能缓慢起飞的鸟（应该可以，估算过，但没包括关节的质量），再加上马达控制一个尾巴与长脖子，用的是stm32f4驱动，用Nvidia X1人工智能。可以再加个喷火的就爽了，哈哈。
主要参数：翼展800mm，身高266.7mm，1kg质量，2kg升力。通过翅膀改变身体前倾后仰。
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