Так Вы считали по РДК СЛА Cy max. Или нет?
Вы изобретаете свой «личный» способ вычисления Сy max. Замечательно, но прежде ознакомьтесь с трудами Ваших предшественников, людей в большей степени очень не глупых.
Аэродинамика дозвуковых скоростей, как наука завершила своё развитие (по моему мнению) примерно году к 1935. После этого было совершенствование методик аэродинамических расчётов, РДК 39, РДК 43 т.д. и другие может быть мне не известные. В других странах другие названия.
Это же просто, берёшь РДК (подходящее тебе) подставляешь вместо буковок циферки, получаешь результат и радуешься, или не радуешься, и тогда начинаешь сначала.
И сразу же пропадает желание изобретать там, где всё изобретено.
А вы не поняли что она у меня на столе лежит??? Уважаемый, представленный в РДК метод(стр 129) это подогнанная под любителя методика расчета, на основе теории эллиптического крыла. Я ничего от себя не придумываю.
Это видоизменненый расчет по отношению к эллиптического крылу с уже готовыми графиками(стр 130)
Если гляните формулу на предудущей стр, увидите много общего.
Также откройте стр 50 в РДК и почитайте про подъемную силу. Во всех источниках при определении требуемой площади крыла в первом приближении табличное значение Сумах профиля умножают на 0.8-0.92, ибо 100% и более значения табличного Сумах не получите никогда(без механизации)
Из вами любимого РДК (стр 125 после пункта 4.1)
У крыла конечного размаха величина циркуляции изменяется вдоль размаха по закону, зависящему от формы крыла в плане. Это обстоятельство, отличающее обтекание крыла от обтекания профиля (где Г(Z) = const) обуславливает различие в угле наклона зависимостей и величинах для профиля и крыла, а также появление дополнительного сопротивления, связанного с образованием подьемной силы.
Иными словами, если на крыле бесконечного размаха (или эллиптическом)Су мах один и тот же в любом сечении, то при другой форме крыла Су каждого сечения уже другой. И ближе к конца крыла этот Су знаааачительно меньше табличного значения(из-за тенденции к выравниванию давления под и над крылом) , поэтому крыло в целом имеет меньший Су, чем нежели табличный Су мах профиля.
Концы крыла вообще никакой подъемной силы не создают, у вас же дичайшие цифры в Су 1.61 на кончике крыла
