У Торенбика нет методики расчета установочной поправки КПД винта. Есть только отдельные обрывки, не отражающие существо вопроса. Эта тема не на 1 страничку а на отдельную монографию. Торенбик приводит ряд ссылок, надо читать их.
Из советских источников кое-что написано у Юрьева и Кравца, но тоже далеко не все. Больше пользы от материалов НАСА, но та мтоже не все напрямую приложимо к маленьким самолетам. Для того, чтоюбы правильно понимать эффекты, имеющие место при взаимодействии струи винта и планера нужно хорошо понимать аэродинамику. Тогдм будет легко видно, что многое из того что писано в учебниках на эту тему и не только, представляет собой откровенную чушь.
Касательно результатов, полученных на реальных самолетах, сорветую заглянуть М.Н.Шифрина "практическая аэродинамика самолета Ан-2". Вот там не чушь, а совершенно четко описано как обдув фюзеляжа и центральной части бипланной коробки этого самолета повышает не только подъемную силу, но и аэродинамическое качество, причем максимальное аж на 14%.
Интересно, что это повышение выведено в предположении, что установочные потери КПД винта равны нулю. Однако, это не единственый способ, позволяющий количественно выделить эффект обдува из результатов испытаний.
Можно наоборот, принять, что аэродинамическое качество не меняется, а всю поправку отнести на КПД винта. Тогда выйдет, что именно КПД винта в составе самолета на данном режиме полета возрос по сравнению с изолированными условиями на эти 14%, т.е.установочная поправка есть не потери а прирост.
По поводу балансировочного сопротивлениятакже все очень не просто.
Строго говоря, в балансировочном сопротивлении следует выделить также две составляющих, индуктивную и безындуктивную, как и в сопротивлении крыла. Безындуктивная составляющая есть профильное сопротивление поверхностей горизонтально оперения, хвостовой балки (из-за того, что если бы ее не было, где бы укрепили оперние?) и спротивление интерференции. Этот вклад следовало бы учесть по формальному определению балансировочного сопротивления как возникающего после того как самолет сбалансирован по тангажу. Если мы мысленно вообразим, что продольный момент нашего крыла всегда равен нулю, а про продольную устойчивость тоже пока не задумались , то хвост можно ампутировать.
Одако, традиционно в балансировочном сопротивлении оценивают только индуктивную компоненту, которая сама состоит из трех частей:
1. Индуктивное сопротивление собственно горизонтального оперения, которое не равно нулю как только подъемная сила ГО не равна нулю.
2. Поправка к индуктивному сопротивлению крыла по срванению с таковым без ГО, при том же Су. Если Су го отрицателен, то понятно, что потребный для сохранения подъемной силы Су крыла будет больше, от чего еще больше возрастет индуктивное сопротивление крыла (как квадрат Су).
3. Сопротивление интерференции крыла и ГО в поле индуктивных скоростей.
Система крыло + ГО представляет собой частный случай биплана с разносом планов по вертикали и горизонтали. Ее индуктивное сопротивление (по Прандтлю) есть квадратичная форма по Y крыла и Y го:
Yкр^2 / L^2 + 2 SIGMA Yкр Yго / Ll + Yго^2/l^2
здесь L и l, соответсвенно, размахи крыла и ГО, а SIGMA - коээффициент интерференции (Прандлтя), учитывающий взаимодействие полей индуктивного скоса крыла и ГО. Он стремится к нулю при разносе крыла и оперения, прежде всего по вертикали и наоборот, достигает максимума (1/2) при размещении ГО точно по оси индуктивного следа крыла. Повышению этого коэффициента способствует то, что размах ГО существенно меньше размаха крыла и размещено оно по оси симметрии самолета. Из приведенного выш выражения следует, что как только одна из подъемных сил Yкр, Yго отрицательна, средний (интерференционный) член квадратичной формы становится тоже отрицательным и, таким образом, индуктивное сопротивление системы двух поверхностей (обобщенного биплана) будет меньше суммы индуктивных сопротивлений этих поверхностей, несущих те же подъемные силы по отдельности.
Физически это можно понять так.
ГО, расположенное в индуктивном скосе крыла, отклоняет часть скошенной индуктивной струи вверх и таким образом, частично возвращает энергию, рассеиваемую этой струей на бесконечности.
Разместить ГО по отношению к крылу так чтобы этот эффект был максимален, практически возможно только на высокоплане, поскольку низкоплан для этого пришлось бы оснастить страусиным шасси.
Другой сопособ обнуления балансировочного сопротивления гораздо проще - необходимо выбрать такую центровку, чтобы балансировочная подъемная сила ГО стала нулевой или немного положительной.
Это условие при неизменной конфигурации крыла и профилях с относительно большим продольным моментом можно выполнить только при достатчно больших Су, когда центр давления находится достаточно впереди на САХ.
Однако, этого достатчно для устарнения балансировчного сопротивления на скоростях от отрыва до наивыгоднейшей, и даже несколько за нее, когда индуктивная составляющая полного сопротивления значительна.
Пример. На самолете Пайпер КАБ за счет обеих вышеописанных эффектов балансировочное сопротивление мало отличается от нуля в достаточно большом диапазоне скоростей и в большей части диапазона центровок, а Сумах на чистом крыле достигает1.65.
Про маятниковый эффект. При расподожении центра масс самолета под крылом увеличение угла атаки дает дополнительный пикирующий момент, а уменьшение его - кабрирующий, за счет перемещения линии действия подъемной силы по хорде, что дает добавку к производной mz по alpha как от смещения фокуса назад.
Оценить эту добавку очень просто, зная вертикальную центровку и производную Суalpha.
Поповоду ЦТ экипажа. Порверьте вашу компоновку еще раз. После этого форма фюзеляжа в плане скорее всего сильно изменится.
Оперение. Прямоугольная форма поверхностей оперения расточительна по массе. Профилированное оперение на таком самолете не превосходит по эффективности плоскую пластинку, а подкрепление ее (пластинки) ромбом расчалок еще и разгружает хвостовую балку от кручения.