Jump to content

Бальза Фанера Карбоновые трубки Эпоксидные смолы Карбоновые стержни Латунные трубки Проволока ОВС Ткани

Бальза, Фанера, Карбоновые трубки, Эпоксидные смолы, Карбоновые стержни, Латунные трубки, Проволока ОВС, Ткани, МРД, Клеи

Sign in to follow this  
Val

Процедура разработки р\у модели летающего крыла без вертикальных стабилизаторов (киля, руля, винглетов).

Recommended Posts

Перевожу для себя труд Jochen Haas "Step-by-step, design procedure for flying wing R/C model aircraft without any vertical stabilisation aid (no fin, no rudder, no winglet)" (Шаг за шагом, процедура разработки р\у модели летающего крыла без вертикальных стабилизаторов (киля, руля, винглетов).

 

Если кому интересно - буду выкладывать потихоньку в теме.

Share this post


Link to post

Бальза Фанера Карбоновые трубки Эпоксидные смолы Карбоновые стержни Латунные трубки Проволока ОВС Ткани

Да, интересно, выкладывайте

Share this post


Link to post

Содержание.

 

1. Выберите размер и планировку «Первый макет»

2. Проверьте, правильно ли работают размер и планировка

2A.: Прикиньте C L max

2B.: Подсчитайте минимальную скорость

2C.: Подсчитайте число Рейнольдса

2D.: Выберите подходящие профили

3.: Скругление

- Разработайте коэффициент подъемной силы

- Коэффициент нулевого момента профиля

- Соотношение устойчивости

- Угол стреловидности по линии хорды ј

- Соотношение сторон

- Соотношение конусности

- “Сохраните простое коническое крыло“

4.: Аэродинамика

4A.: Распределение подъемной силы

4B.: Кривизна

I: Простое коническое крыло

I a.: Без закрылок

I b.: С закрылками

II : Коническое крыло с “Horten- rump

5.: Управление и размеры элевонов и закрылок

5A.: Разработка элевона

- Хорда элевона

- Длина элевона

- Специальный совет: Настоятельно рекомендованы раздельные элевоны

- Специальный совет: Совершенно новая функция рулевого управления

5B.:Разработка закрылок

- Хорда закрылок (lk/ l)

- Длина закрылок (s WK / s)

- Высокоэффективное решение

6.: Центр тяжести ( CG или xs)

7.: Процедура без объяснений

8.: Пример расчета

9.: Ссылки

 

P.S. Просьба, если найдете ошибку - сообщите пожалуйста.

Share this post


Link to post
Перевожу для себя труд Jochen Haas "Step-by-step, design procedure for flying wing R/C model aircraft without any vertical stabilisation aid (no fin, no rudder, no winglet)" (Шаг за шагом, процедура разработки р\у модели летающего крыла без вертикальных стабилизаторов (без киля, руля, винглетов).

 

А книжка бумажная или где-то в сети лежит в электронке ?

Share this post


Link to post

Не знаю.

Разбирал архивы и нашел у себя World`ский файл с текстом.

Share this post


Link to post

Чем чаще вы проходите процедуру, тем лучше результат, я предлагаю 2 прохождения, поскольку некоторые величины можно оценить при первом прохождении.

 

1. Выберите размер и планировку «Первый макет»

 

Размах крыла...................................b = _____ m

Корневая хорда...............................l 0 = _____ m

Конечная хорда...................................l 1 = _____ m

В итоге прочие хорды тут:

при y/s=0.2.................l 0.2 = _____ m

при y/s=0.3.................l 0.3 = _____ m

 

Теперь вы уже можете высчитать

Площадь крыла...................................F = _____ mІ ( кв.м. )

Соотношение сторон..............................AR = _____

AR = bІ / F

 

И оценить вес.......................................G = _____ kg

 

Схема для «Первого макета»

image_001.gif

 

Значения f l 0 ј, l1 ј, H и PFW l јs будут использоваться позднее

 

Примечание:

Значение l 1 измеряется прямыми, не скругленными краями на концах крыла

Share this post


Link to post

2. Проверьте, правильно ли работают размер и планировка.

 

2A. Прикиньте C L max.

2B. Подсчитайте минимальную скорость.

2C. Подсчитайте число Рейнольдса.

2D. Выберите подходящие профили.

 

2A. C L max (максимальный коэффициент подъемной силы)

=оценивается между 0.7 (0.9) и 1.0 (1.5)

 

Профили для моделей летающего крыла от 8% до 12% толщины, имеющие C m 0 или около 0 (движущий коэффициент при нулевой подъемной силе примерно равен 0) будут показывать C L max от 0.7 до 1.0. Более толстые профили с большим числом Рейнольдса достигают большей C L max.

 

Подсчитайте вчерне: C L max = (толщина [%] * 0.9)+ (ALPHA 0 [°]* 0.1)

 

Если вы собираетесь использовать имеющие выпуклость = увеличивающие подъемную силу закрылки, то должны ожидать, что C L max увеличится от 0.2 до 0.5. Чем выше AR (соотношение сторон) и PFWј (угол кривизны на четверти хорды), Тем большего роста вы можете ожидать

 

Оценим:

Размер HLG:C L max- возрастает около 0.2

Класс 100 дюймов: C L max- возрастает до 0.4

 

Только полярные диаграммы, которые создаются по тестам в аэродинамической трубе, дают точные значения C L max

 

2B. Минимальная скорость.

 

Формула для подсчета скорости (немецкая система мер):

image_002.gif[ м/с ]

 

Взяв C L max вместо C L, вы получите v min (минимальную скорость).

Share this post


Link to post

2C. Подсчитайте число Рейнольдса.

 

Формула для подсчета числа Рейнольдса (тоже немецкая система мер):

 

Re =70 000 * v * l

 

Таким образом наименьшее число Рейнольдса (на конце крыла):

image_003.gif

 

и Re min (y/s = 0) = 70 000 * v min * l 0 (у основания).

 

2D. Выберите подходящий профиль.

 

Посмотрите на полярные диаграммы, какой профиль будет работать с этим вычисленным числом Рейнольдса на высокой (максимальной) C L..

 

Билл Нортроп и братья Хортен начали с симметричных секций по всему крылу. Позже братья Хортен использовали симметричные секции на концах крыльев и отогнутые профили у основания, и те и другие с C m 0 около 0. И Хортен и Нортроп использовали толстые у основания профили, утончающиеся к концам крыльев.

 

Я предпочитаю выгнутые секции по всему крылу (MH 45, HQN 1.1 / 10, модификация NACA и т.д.). Я принимаю среднюю величину C m 0 которая равна нулю или слегка отрицательна. Более толстые в центре профили в моделях не нужны, однако их можно там использовать.

 

Если вы найдете несколько подходящих профилей, проверьте их эксплуатационные качества и выберите лучший, также с помощью полярных диаграмм.

Предупреждение: Некоторые современные профили с высокими эксплуатационными качествами не показывают управляемости на малых скоростях и при потере скорости, так что «устаревший» профиль может быть лучшим даже для больших крыльев.

 

Если вы не нашли подходящего профиля (для конца крыла), начните заново с #1 и измените соответствующие данные (обычно l 1). Также проблему может решить больший вес, но это не означает улучшения эксплуатационных качеств в целом.

Share this post


Link to post

3. Схождение

 

Эта формула несколько более сложная, однако компьютер способен ее посчитать (вводить данные лучше пошагово:

 

image_004.gif

 

ALPHA s: Схождение от основания к концу крыла в градусах [ ° ]. Дуга схождения между l 0 и l 1 будет рассчитываться позже.

 

C m 0 (l 0): Коэффициент момента профиля основания при нулевой подъемной силе, из полярной диаграммы.

 

C m 0 (l 1): Коэффициент момента профиля конца крыла при нулевой подъемной силе, из полярной диаграммы..

 

C L*: Коэффициент создания подъемной силы“: при этом коэффициенте подъемной силы самолет полетит, если руль высоты находится в нейтральной позиции.

 

Полноразмерный коэффициент C L* si самолета выбирается чтобы соответствовать крейсерской скорости.

Для наших моделей мы берем:

C L* = 0.4 для акробатических самолетов

C L* = 0.6 для многоцелевых самолетов.

C L* = 0.8 для медленных самолетов для начинающих.

 

НИКОГДА не берите C L* ниже 0.4, это вызовет проблемы с управлением!

НИКОГДА не берите C L* больше, чем C L max профиля.

 

STM: “Пропорция устойчивости“: расстояние между центром тяжести (x S) и нейтральной точкой (x N), относительно средней хорды (l m). Система мер во всех трех значениях – метры, но можно использовать и дюймы, это сработает.

Традиционные самолеты и летающие крылья с килями и крылышками демонстрируют STM около 0.1 (т.е. 10%), Здесь нам нужна для наших моделей STM около 0.15 (15%). Начните с STM = 0.15, и тогда вам не понадобится проходить первый прогон.

 

Тем не менее формула:

image_005.gif

 

PFW l ј: “угол схождения четверти хорды“ в градусах [ ° ]. Если эта линия изогнута, берите средний угол схождения: От l 0 ј до l 1 ј это прямая линия (см. рисунок).

 

AR: “соотношение сторон“: Чем выше AR,

...тем глаже крыло

...тем ниже индуктивное сопротивление, тем выше могут быть летные качества.

...тем меньше числа Рейнольдса, тем хуже летные данные профиля.

 

Z: “соотношение конуса“: это отношение между l 1 и l 0.

Формула: Z= l 1 / l 0

 

Чем больше разница между l 1 and l 0:

...тем меньше вам нужно схождение +

...тем меньше число Рейнольдса у конца крыла --

...тем хуже будут потери скорости. --

 

Вариант модели с “Хвостом Хортена“ дает значения Z, которые не подходят к вышеприведенной формуле: Подсчитайте “запасное простое коническое крыло“, которое имеет те же l 1, b, F и AR, но лучшее l 0 NEW.

image_006.gif

 

Если в формуле высчитывается схождение менее чем в 4° или более чем в 15°, переделайте с другими данными в #1 или выберите другой профиль.

Схождение менее 4° дает неустойчивый аппарат, а более 15° дает слишком плохие летные характеристики на высоких скоростях.

Share this post


Link to post

4. Аэродинамика.

 

4A. Распределение подъемной силы.

 

Традиционные самолеты и летающие крылья с килем или крылышками показывают лучшие летные характеристики и управляемость с (почти) эллиптическим распределением подъемной силы. Нашему крылу нужна особая дуга распределения подъемной силы. М-р Прандтл из Германии опубликовал в 1910 г. распределение подъемной силы в виде колокола, а братья Хортен в 30-х использовали это для разработки своих крыльев. М-р Нортроп, как я думаю, пошел тем же путем.

Это колоколообразное распределение подъемной силы показывает хорошую управляемость, стабильный полет и приемлемый контроль на низких скоростях, но из-за высокого индуктивного сопротивления лишь средние значения летных характеристик. Некоторые пытались объединить колоколообразное и эллиптическое распределение подъемной силы или искали иные решения для совершенствования летных характеристик, и имеют преимущества, указанные выше.

Кстати, современный B-2 Нортропа не подходит к этой иллюстрации, он нестабилен и может летать только с помощью компьютеров и гироскопов, однако со всем этим он имеет высокие летные характеристики.

 

image_007.gif

Колоколообразное и эллиптическое распределение (без масштаба)

Share this post


Link to post

4B. Кривизна.

 

Чтобы добиться колоколообразного распределения подъемной силы схождение по длине простого конусовидного крыла должно теоретически выглядеть наподобие приведенной ниже диаграммы:

ALPHA s [ % ]

image_008.gif половина размаха крыла (s)

 

В зависимости от формы крыла и от того, хотите ли вы разместить закрылки в центральной секции, я рекомендовал бы различные дуги схождения. Не следует ожидать столь же форсированного торможения, какое дает оригинальное колоколообразное распределение, и хорошей управляемости на низких скоростях.

 

I. Простое конусовидное крыло: ( как в Ho II, Ho III, N9M...)

image_009.gif

Без закрылок - c закрылками

 

Ia. Без закрылок:

ALPHA s [ % ]

image_010.gif половина размаха крыла (s)

 

Ib. С закрылками:

ALPHA s [ % ]

image_011.gif половина размаха крыла (s)

Конец закрылка

Share this post


Link to post

II. Конусовидное крыло с «хвостом Хортена»: ( как в Ho IV, Ho VI,...)

image_012.gif

 

ALPHA s [ % ]

image_013.gif половина размаха крыла (s)

Конец хвоста и/или закрылки

Share this post


Link to post

5. Управление и размеры элевонов и закрылок.

5A. Разработка элевона.

 

Хорда элевона.

 

В норме наивысший КПД дают хорды элеронов и закрылок самолета от 18% до 25% от частной хорды. Современное расположение склоняется к меньшим значениям, чтобы добиться более длинного ламинарного потока. Эти хорды и хортеновского и нортроповского крыла были до 50%, обычно для того времени. Я и сейчас рекомендую такие большие хорды, однако не везде:

image_014.gif

 

Возьмем около 50% частной хорды у конца крыла.

Поднятие руля высоты сильно увеличивает схождение, и это то, что нужно для крыла.

Для полета на спине схождение можно подправить в «правильную сторону».

Возьмем размер между 18% (у современных) и 25% (у старых моделей) от частной хорды с другой стороны. Это обеспечивает плавное распределение подъемной силы и лучшие летные показатели:

 

Длина элевона.

 

При большом соотношении сторон крыла (больше чем AR= 10), возьмите длину руля высоты до 70% от полуразмаха крыла (s), небольшие соотношения сторон требуют около 40% от s, тогда реакция руля высоты лучше!

Share this post


Link to post

Особый совет: настоятельно рекомендуются раздельные элевоны:

Разделить элевоны надвое, обе части одинаковой длины, в небольших моделях можно использовать по одному серво с каждой стороны

 

Режим низких скоростей.

 

Вместе с работой элерона внешние элевоны поднимаются выше, внутренние же опускаются.

Крыло лучше поворачивает или поворачивает не только делая вираж, как обычно бывает у таких крыльев. Это легко запрограммировать на современных трансмиттерах, нужно быть осторожнее с углом наклона.

 

Здесь руль высоты работает ровнее, чем при том же ходе на полную длину, внешние элевоны всегда движутся чуть выше, внутренние чуть ниже. Обеспечивая хорошую управляемость даже при опущенном руле высоты, схождение не проворачивается

 

Одна сборка серво:

image_015.gif

 

image_016.gif

 

Большая скорость и режим акро (здесь 2 серво с каждой стороны).

 

Элерон: Если вы хотите, чтобы крыло наклонилось, но не поворачивало, лучше позволить элевонам двигаться таким же образом, в конечном счете внутренний сильнее вверх, слабее вниз. Проверьте это.

 

Руль высоты: Чтобы добиться управляемости при полете вверх брюхом и чтобы иметь возможность замедлять полет в этом положении, внешние элевоны движутся сильнее вверх и вниз, или оба в том же направлении. Проверьте это тоже!

 

Особый совет: совершенно новая функция руля направления

Мой способ поворачивать, не накреняясь (управление рулем направления). Никто кроме меня его не использует:

Руль влево – быстрый и медленный режимы, по 2 серво с каждой стороны:

image_017.gif

Бабочка только с одной стороны.

Share this post


Link to post

5B. Разработка закрылок.

 

Хорда закрылок (lk/ l).

 

Закрылки замедляют модель благодаря увеличению подъемной силы (большая кривизна) и увеличению схождения (больше CA*). Они не обязательно дают больше торможения: профиль крыла работает в оптимальном, т.е. в режиме низкого сопротивления. Таким крыльям нужно при высоком CA, много больше подъемной силы в центральной секции и меньше у концов крыльев.

Поэтому я даю больше хорды закрылок к центру крыла и меньше к другой стороне

image_018.gif

 

Длина закрылок.

 

Длина закрылок – очень важная величина для стреловидного летающего крыла. Слишком длинный закрылок дает слишком много опускания носа триммера руля высоты, а слишком короткий дает эффект задирания носа и не настолько много дополнительной подъемной силы, как это возможно. Чтобы скорректировать эти эффекты, нужно перемещать элевон, но в том направлении, которое не даст преимуществ!

Оптимальная длина закрылок такая, которая не дает лишнего момента вниз или вверх, или дает небольшой момент вверх, когда они отклоняются вниз, чтобы только скорректировать дифферент скорости одним лишь отклонением закрылок.

 

Формула для момента свободных закрылок (только для модели летающего крыла без какого-либо вертикального стабилизатора):

image_019.gif

 

с некоторыми значениями BFk:

image_020.gif

 

Закрылок, который уравновешивает до нужной скорости при отклонении, немного короче, я не могу дать формулу, нужную длину могут дать лишь тестовые полеты.

Если внутренний край закрылка не является центральной линией, с другого конца закрылок тоже нужно укоротить!

image_021.gif

Начните с отклонения около 10° вниз, проверяйте меньше или больше.

 

Примечание:

когда s WK / s = 0.3

а полуразмах s = 60 дюймов (152,4 см)

высчитываем 0.3 * 60 = 18 дюймов (45,72 см)

таким образом, для этого крыла нужен закрылок длиной 18 дюймов (45,72 см).

Share this post


Link to post

Высокоэффективное решение.

 

Высокоэффективное летающее крыло с очень высоким соотношением сторон и углом стреловидности дает большую свободу выбора для разработки элевонов и закрылок:

image_023.gif

 

Здесь, выбранная длина закрылки примерно на 15% короче, чем вычисленный момент закрылок, внутренний элевон, я назвал это комби закрылкой, уравновешенной до нужной скорости.

Возможный внутренний дифферент скорости (плавное распределение подъемной силы):

image_024.gif

 

6. Цент тяжести ( CG или xs).

 

Как и у всех крыльев нейтральная точка находится на линии хорды j, но в зависимости от распределения подъемной силы нам необходимо взглянуть на расположение CG в направлении размаха крыла. Наше крыло должно давать большую подъемную силу в центральной части, меньшую подъемную силу оно вырабатывает внешними плоскостями. Таким образом в направлении размаха крыльев CG ближе к центральной линии, чем к концу крыла. Оригинальное колоколообразоное распределение подъемной силы дает CG в 33% of полуразмаха от центральной линии в направлении конца крыла. Эллиптическое распределение подъемной силы и оптимум для крыла с крылышками помещает CG примерно в 42% от полуразмаха. Это причина меньшей эффективности крыльев без стабилизатора или крылышек (увеличение индуктивного сопротивления). Попытка смешать колоколообразное и эллиптическое распределение подъемной силы улучшает эффективность, но управление тогда вероятно не такое мягкое. Поскольку формула «не слишком просто» принимает геометрический вид. Она так же хорошо работает со всеми видами изогнутых j хорд, даже с линиями с краями. Если крыло не слушается, добавьте свинца в нос. Позже, во время тестовых полетов, вы можете постепенно сдвигать CG назад, но как только управляемость снижается, нужно чуть сдвинуться обратно.

image_025.gif

Share this post


Link to post

7. Процедура без объяснений.

 

1. «Первый макет»

 

Размазх крыльев...................................b = _____ м

Корневая хорда...............................l 0 = _____ м

Концевая хорда...................................l 1 = _____ м

 

Другие хорды в итоге:

- при y/s=0.2.................l 0.2 = _____ м

- при y/s=0.3.................l 0.3 = _____ м

 

Теперь вы уже в состоянии подсчитать:

Площадь крыла...................................F = _____ mІ ( кв.м. )

Соотношение сторон..............................AR = _____ AR = bІ / F

 

И оценить:

Вес........................................G = _____ кг

 

2A. C L max (Максимальный коэффициент подъемной силы).

=оценивается между 0.7 (0.9) и 1.0 (1.5)

 

Вычислим примерно: C L max = (толщина [%] * 0.9)+ (ALPHA 0 [°]* 0.1)

 

2B. Минимальная скорость [ м/с ].

image_026.gif

 

2C. Вычислим наименьшее число Рейнольдса.

 

Re min (y/s = 1) = 70 000 * v min * l 1

 

2D. Выберем подходящий профиль.

 

3. Схождение.

image_027.gif

 

K1 = ј * ( 3+ 2*Z + ZІ ) / ( 1 + Z + ZІ )

K2 = 1 - K1

Z = l 1 / l 0

Share this post


Link to post

4B. «Дуги схождения».

 

Для оригинального колоколообразного распределения подъемной силы:

ALPHA s [ % ]

image_028.gif полуразмах (s)

 

I. Простое коническое крыло (наподобие Ho II, Ho III, N9M...):

image_029.gif

Без закрылка -------- с закрылком

 

Ia. Без закрылок:

ALPHA s [ % ]

image_030.gif полуразмах (s)

 

Ib. С закрылками:

ALPHA s [ % ]image_031.gif полуразмах (s)

 

II. Коническое крыло с «хвостом Хортена»:

ALPHA s [ % ]

image_032.gif полуразмах (s)

Share this post


Link to post

5A. Расчет элевона:

image_033.gif

 

Разделите эти элевоны надвое примерно пополам, небольшие модели могут обойтись одним серво с каждой стороны.

 

5B. Разработка закрылка:

image_034.gif

 

Длина закрылка:

 

Формула для закрылок со свободным моментом (только для летающих крыльев без каких-либо вертикальных стабилизаторов):

image_035.gif

 

6. Центр тяжести ( CG или xs):

image_036.gif

Share this post


Link to post

Про самого Ёхена Хааса:

Тыц

 

Про настройку летающих крыл с развесистой механизацией от того же автора :

Тыц

Share this post


Link to post

Немного поспешили...

Здесь, в содержании, последний пункт - это ссылки.

К авторским ссылкам в материале планировал добавить про самого автора и его модели.

 

Share this post


Link to post

8. Пример расчетов

 

Давайте разработаем Horten II L, масштаб 1: 6.3, полумасштабный планер.

 

1. «Первый макет»

 

Размах крыльев...................................b = 2.540 м 100.000 дюймов

Корневая хорда................................l 0 = 0.550 м 21.800 дюймов

Концевая хорда...................................l 1 = 0.090 м 3.650 дюймов

 

Теперь подсчитаем:

 

Площадь крыла...................................F = 0.854 mІ ( кв.м. ) около 8.8 кв. футов

Соотношение сторон..............................AR = 7.55

Примерный вес.......................G = 2.500 кг 5.5 фунтов

 

2A. C L max (максимальный коэффициент подъемной силы) примерно = 1.0

 

2B. Минимальная скорость

image_037.gif[ м/с ]

Vmin= 6.8 м/с = 24 км/ч = 13.5 kts

 

2C. Вычислим наименьшее число Рейнольдса

 

Re min (y/s = 1) = 70 000 * v min * l 1 = 43100

 

2D. Выберем подходящий профиль:

Конец крыла: NACA 0007

Основание: MH 45

или: NACA 0010 но с отраженной центровой линией от MH 45

 

! Можно вернуться обратно и скорректировать V min and Re min, Ca max с этими профилями равно только 0.8.

 

3. Схождение:

image_038.gif

 

4B. «Дуга схождения:

I: Простое коническое крыло

Ia: Без закрылок

 

ALPHA s [ % ]

image_039.gif 100% полуразмах (s)

 

At y/s = 0.00 = s= 0.000 м........... ALPHA S (y) = 0.000 = 0.000 °

At y/s = 0.33 = s= 0.419 м........... ALPHA S (y) = 0.330 = - 4.560 °

At y/s = 0.66 = s= 0.838 м........... ALPHA S (y) = 0.330 = - 4.560 °

At y/s = 1.00 = s= 1.270 м........... ALPHA S (y) = 1.000 = - 13.812 °

 

5A. Разработка элевона:

Как в масштабной линейке, но эти элевоны нужно разбить пополам, в небольших моделях можно использовать по одному серво с каждой стороны.

Нет разницы между фиксированным концом крыла, как в Ho II или элевонами, как в Ho III.

 

6. Центр тяжести ( CG или xs):

image_040.gif

Share this post


Link to post

9. Ссылки.

 

Некоторые из этих знаний взяты из книг или журналов, иные основаны на многочисленных пробных моделях, чтобы достичь этого уровня знаний ушло около 15 лет.

 

Лучшая книга с превосходной информацией: "Schwanzlose Flugzeuge Ihre Auslegung und ihre Eigenschaften", Karl Nickel, Michael Wohlfahrt, Birkhдuser, 1990, ISBN 3-7643-2502-X

 

Другая литература:

 

- ON THE WING, Kuhlman

- TAILLESS TALE, Gale’

- FASZINATION NURFLЬGEL, Unverferth

- NURFLЬGELMODELLE, Lichte

 

и журналы:

 

- FLUG UND MODELLTECHNIK, many issues

- MAN

- RCM

- FLYING MODELS

- MODEL BUILDER

Share this post


Link to post

Добавлю от себя.

 

Крыло, разработанное автором статьи - ссылка

taborca-05.jpg

Tab-jorg%20(15).jpg

Tab-jorg%20(3).jpg

taborca_overview_airbone.jpg

 

Здесь обсуждение настройки полетных режимов крыла "Taborca".

 

Хорошая программа расчета крыльев от Marko Stamenovic - Flying Wing Designer, V1.3 beta: Flying_Wing_Designer.rar

 

 

Share this post


Link to post

Create an account or sign in to comment

You need to be a member in order to leave a comment

Create an account

Sign up for a new account in our community. It's easy!

Register a new account

Sign in

Already have an account? Sign in here.

Sign In Now
Sign in to follow this  

×
×
  • Create New...