桨盘载荷是直升机总体气动设计、性能匹配与工况适配的核心参数，直接决定直升机悬停效率、飞行性能、结构重量、机动能力与使用场景适配性。所需要兼顾的各项性能指标对桨盘载荷参数的要求往往是互相矛盾的，在直升机设计初期想要一次性把桨盘载荷确定下来是很困难的，往往需要反复修改、迭代，所以在选择桨盘载荷时，需要根据所设计直升机的具体条件，进行综合考量。
在展开分析前，首先明确桨盘载荷的标准定义与计算公式。桨盘载荷（p）指直升机单位旋翼扫掠面积承受的起飞总重量，是衡量旋翼载荷水平的核心气动参数，核心计算公式如下：
式中：
p ------ 桨盘载荷，单位kg/m²；
G ------ 直升机最大起飞总重，单位kg；
A ------ 旋翼桨盘扫掠总面积，单位m²；
R ------ 旋翼桨叶旋转半径，单位m。
3.1 选择桨盘载荷 p 应考虑的主要因素
桨盘载荷直接影响满足一定性能要求时需用功率的大小，也就是直接影响发动机的选型。当然，假如可供选用的发动机型号很多，功率范围很广，则桨盘载荷与发动机的选型矛盾不大，反之，如果很少或者技术要求中已经规定了发动机型号，这个矛盾就能不忽视了。桨盘载荷影响较大的是悬停升限、垂直爬升速度及使用升限、最大爬升速度等竞技状态性能要求的需用功率，其中悬停升限对直升机来说是一个重要的性能。
悬停功率与桨盘载荷的关联计算公式为：
式中：
Pi------ 理想悬停诱导功率，单位kW；
------ 空气密度（标准海平面取1.225kg/m³）。
公式可直观体现：在起飞重量固定时，桨盘面积越大、桨盘载荷越小，悬停所需诱导功率越低，气动效率越优。轻型民用直升机、搜救直升机优先选用低桨盘载荷，核心目的就是提升悬停稳定性与续航能力。
桨盘载荷还受结构重量与整机尺寸的约束。低桨盘载荷意味着需要更大的旋翼半径来增大扫掠面积，会直接带来负面影响：旋翼桨叶、桨毂、传动轴等旋转部件尺寸增大，桨叶越长，其挠度越大，在总体布置时如何防止桨叶打到机身或尾桨就会遇到困难。对于纵列式直升机，旋翼直径加大的同时机身长度也会随之加大，其容积利用率就会降低。对于单旋翼直升机，旋翼直径加大，尾桨直径也会随之加大，容易使直升机重心偏后，尾桨或尾橇容易碰地。
高桨盘载荷 可缩小旋翼直径、精简旋转结构，降低空机重量，减小整机占用空间。但桨盘载荷过大也会给使用上带来困难，在悬停情况下，旋翼下洗流速度大致与桨盘载荷的1/2次方成比例，桨盘载荷越大，下洗流速度也越大。如图一所示，表示表示桨盘载荷等于348.9N/m2的直升机，在旋翼离地高度等于其半径处悬停时，洗流速度的大小及其流动情况。在地面上距离旋翼轴线1.5R处，洗流速度约为22m/s,相当于9级风的风力。洗流速度很大对直升机在地面土壤疏松、沙漠、地面有很多小石块等地区起飞着陆及悬停会带来困难，从这个角度分析，直升机的桨盘载荷最好不要超过 430N/m2。此外，载荷过高会导致桨叶根部弯矩、气动载荷剧增，对材料强度、结构刚度提出更高要求，反而会提升结构设计难度与制造成本。因此，桨盘载荷选型需在气动效率与结构重量之间寻找最优平衡。
图一：悬停时的旋翼洗流
桨盘载荷必须与涡轴发动机功率、功率载荷高度匹配，否则会出现动力过剩或动力不足的问题。功率载荷（q）作为配套参数，定义为单位功率承载的起飞重量，公式为：
式中：P 为发动机额定输出功率（kW）。
低桨盘载荷直升机，悬停功率需求低，可适配小功率发动机，降低动力系统重量与油耗；高桨盘载荷直升机对瞬时功率需求大，必须匹配大功率涡轴发动机，否则会出现悬停升限不足、机动过载受限等问题。军用武装直升机、高速通用直升机普遍采用偏高桨盘载荷，依托大功率发动机弥补气动效率损耗，换取机动性能优势。
桨盘载荷对于相对燃油重量也略有影响，桨盘载荷加大时，相对燃油重量也略有增加。
桨盘载荷直接影响旋翼桨叶重量G*b，*桨叶的重量大致为以下表达式：
k------桨叶片数；
A b------系数。
桨盘载荷p 增加，旋翼的半径R 必然减小，从上式中可以看出，桨盘半径R 减小，翼桨叶重量Gb 也随之减小，相应地，尾梁及为传动轴的长度可能减小，同时在旋翼桨尖速度ΩR一定的条件下，旋翼转速必然提高，也就是说旋翼反扭距要减小，这也该站了尾梁及中机身的受力情况。
3.2桨盘载荷 p 上下限的确定
从以上的分析可以看出,桨盘载荷的影响是多方面的,而且又是相互矛盾的。尽管在选择桨盘载荷时对这些影响都必须考虑,但是,最主要的要求仍然应该是提高直升机有效载荷对总重的比例G u 。所以桨盘载荷选择的基本要求可归纳为:所选择的桨盘载荷,应在保证所要求的有效载荷及性能的前提下,使直升机的有效载荷在总重中所占比例最大，而在总体布置、使用、工艺等方面又不致引起较严重的困难，根据技术要求所规定的主要性能要求，做出需用功率（N re /G ）与桨盘载荷p的关系曲线，如图二所示。
图二：的确定
随着p 的增加，满足悬停升限或使用升限、最大爬升速度要求的需用发动机单位功率有比较显著的增加,而满足最大速度要求的
则变化较小。这样由
而定的
曲线与其他3条曲线就有3个交点,每个交点相应于一定的p 的值。图二中最左方的交点对应的力值就是桨盘载荷的最小值
,也就是说选择的桨盘载荷不应小于这个数值。
在这个的左方,由V max 而定的曲线高于由悬停升限或最经济状态性能而定的曲线。因此,假如所选桨盘载荷小于p ,就必须按V max 的需用功率选择发动机,所选择发动机的功率不可能比桨盘载荷等于p min 时更小,也就是说发动机相对重量不会有所降低。但是,由于桨盘载荷选小了,结构相对重量必须增加,这样单位有效载荷必然比选p 等于p min 更小,这当然是不合理的。由此可见,所选桨盘载荷不应小于按此方法确定的p min值。
在大多数情况下，由悬停升限确定的需用功率回避按最经济状态确定的需用功率大。也就是说，p min 取决与由悬停升限而定的N re -p 曲线与按V max 而定的曲线的交点。这样，就可以由满足这两种性能要求的需用发动机功率相等来确定p min的解析式。在推导时不考虑由悬停到大速度飞行时型阻功率的变化，又略去最大速度飞行时的诱导功率，即：
在悬停时
直升机最大平飞速度状态功率平衡方程为：
式中： 为发动机额定输出功率，两种工况下保持恒定；
、
分别为悬停与前飞状态功率利用系数；
为对应工况发动机工作效率，近似认为
；B2、B3为旋翼气动计算常数；
分别为悬停和前飞状态的空气相对密度；
为整机等效阻力系数；
为直升机最大平飞速度。
联立上述两式，分别求解发动机额定功率并建立等式，消去中间变量可得：
对公式进行移项整理，分离重量变量：
将等式两边同时平方，最终得到满足悬停与最大平飞性能约束的直升机最小起飞重量简洁计算式：
展开平方项可得最简显式表达式：
由公式可知，在既定气动参数与环境条件下，直升机最小起飞重量与最大平飞速度的六次方成正比，最大平飞速度对直升机极限最小起飞重量具有决定性影响。
以上确定了桨盘载荷的最小值。在某些情况下,桨盘载荷的最大值也会受到一定的限制。例如,对于单发直升机桨盘载荷的最大值往往受到自转下滑速度V ymax 的限制。这时可根据由V ymax 随p 而变化的曲线如图三所示，再由限定的自转下滑速度就可以决定桨盘载荷容许的最大值 p max。
图二：p max的确定
以上仅得出了桨盘载荷选择的上限及下限值。实际上,对一般 V max 不是很大的直升机,p min往往很小,现有直升机的实际数值往往比它要大得多。
在具体设计时,可以在此上、下限的范围内,参考与所设计直升机相近的现有直升机的统计数据,根据设计的具体情况来确定,这时大致可以遵循以下的原则:
(1)直升机总重越大,桨盘载荷也应选得越大。一方面,总重较大时,往往选取更大的力能获得较高的有效载荷G u。另一方面,对于总重较大的直升机,假如,选得不够大,旋翼直径就会过大,在总体布置、使用等方面将引起严重的困难。
(2)采用涡轮轴发动机时,桨盘载荷可以选得大一些,这样也可以获得较大的有效载荷G u。
(3)对以运输为主,而且对静、动升限有较高要求的直升机,拟选择较小的桨盘载荷而对要求飞行速度高,机动性好、功率又比较富裕的武装直升机,则可选择较大的桨盘载荷。
以上介绍的仅仅是在选择桨盘载荷时可以采用的基本处理方法，在总体设计中要根据具体条件具体分析。实际上，即使是总重量相近的直升机，不同的设计部门从不同的角度考虑，所选择的桨盘载荷也会有较大差别，桨盘载荷的选择是直升机总体设计的核心权衡过程，没有绝对最优的固定数值，只有适配场景的最优区间。