Процесс проектирования RC-самолёта: от ТЗ до первого полёта

Адаптация из: Raymer, MIL-STD-1521B, NASA NPR 7123.1, AIAA DBF, реальные кейсы
Убрано: сертификация (Part 23/CS-23), fatigue/damage tolerance, icing, EMC/EMI

Сверка с внешним источником (AD-1540)

Часть материала фазы A и B (§ A.5, B.1, B.2, B.3, B.9) сверена с внешним
разбором проектирования БПЛА («Engineering a UAV — Part 3a») и прошла два
независимых раунда проверки достоверности: каждое утверждение либо
подтверждено первоисточником (Raymer, Currey, Chai & Mason, NACA TR-823,
руководство XFOIL), либо пересчитано на НАШ класс (размах 1–2 м, Re на конце
крыла 25…150 тыс., печатная конструкция), либо отвергнуто. Всё, что внесено,
несёт при числе указание источника и границ применимости.

Не перенесено — и это решение, а не пропуск. Список ниже нужен, чтобы
следующий проход «улучшения» не вернул опровергнутое:

ФАЗА A: CONCEPTUAL DESIGN

Цель: Определить ЧТО строим — компоновка, размеры, основные характеристики.

A.1 Формулировка ТЗ (Mission Requirements)

• Назначение (тренер, FPV, гонка, планер, грузовой)
• Скорость крейсерская и посадочная
• Масса MTOW и полезная нагрузка
• Время полёта / дальность
• Способ изготовления (3D-печать, бальза, пена, композит)
• Ограничения (бюджет, размер принтера, доступные компоненты)

Результат: Документ ТЗ — зафиксированные требования
Успех: Все обязательные параметры определены, нет противоречий
Не успех: Требования противоречат друг другу (например: лёгкий + прочный + дешёвый + быстрый — невозможно всё сразу)
Критерий: Матрица требований заполнена, приоритеты расставлены

A.2 Constraint Analysis

• Диаграмма W/S (нагрузка на крыло) vs T/W (тяговооружённость)
• Ограничения: Vstall, Vcruise, скороподъёмность, разворот, взлётная дистанция
• Определение Design Point — точка пересечения всех ограничений

⚠ Ограничение по взлётной дистанции существует не всегда. Оно следует из
СПОСОБА СТАРТА (§ B.9): при пуске с руки или катапультой разбега нет, и это
ограничение из диаграммы ИСКЛЮЧАЕТСЯ — не «принимается равным нулю», а не
строится вовсе. Оставить его при пуске с руки значит связать Design Point
условием, которого у борта нет. Способ старта в этом месте ещё может быть не
выбран: тогда ограничение строится, а после § B.9 диаграмма пересматривается
(это штатный возврат A.2 ← B.9, а не ошибка планирования).

Результат: Design Point (W/S и T/W), определяющий площадь крыла и тягу
Успех: Design Point существует — все требования совместимы
Не успех: Ограничения не пересекаются — требования невыполнимы, нужно ослабить ТЗ
Критерий: Design Point определён с запасом ≥ 10% по каждому ограничению

A.3 Выбор аэродинамической схемы

Это ДВА разных выбора, а не один список. До AD-1540 здесь стояла одна
строка «conventional, canard, flying wing, twin-boom», в которой три первых
пункта — расположение несущих поверхностей (кто создаёт балансирующий момент),
а четвёртый — продольный архетип ФЮЗЕЛЯЖА (чем связаны крыло и оперение).
Двухбалочный борт остаётся нормальной схемой по аэродинамике, и смешение
делало матрицу решений некорректной: сравнивались объекты разных осей.

A.3.1 Аэродинамическая схема (ось 1):

• Trade study: conventional (нормальная), canard (утка), flying_wing
  (летающее крыло)
• Матрица решений (scoring по критериям: устойчивость, простота,
  производительность)
• Для RC: учёт простоты сборки и ремонтопригодности

⚠ Схема фиксирует ЦЕНТРОВОЧНОЕ ОКНО вместе с собой. Диапазон 25–35 % САХ
относится к НОРМАЛЬНОЙ схеме; у летающего крыла он физически другой, у утки не
выведен — таблица окон по схемам в § «CG — "KING CONSTRAINT"», полосы запаса
устойчивости — § B.6.1. Выбрать бесхвостку и продолжить с окном нормальной
схемы — это не консервативность, а чужой критерий под своим именем.

A.3.2 Продольный архетип фюзеляжа (ось 2) — выбирается независимо и
детализируется в § B.3 («Продольные архетипы»): классический, гондола с
балкой, двухбалочный, каплевидный.

Результат: Выбранная схема с обоснованием + выбранный архетип фюзеляжа +
зафиксированное вместе со схемой центровочное окно
Успех: Одна схема набирает >70% баллов в матрице, или явный лидер
Не успех: Все схемы примерно равны — нужны доп. критерии или прототипирование
Критерий: Схема зафиксирована, архетип фюзеляжа зафиксирован, центровочное
окно названо ЧИСЛОМ для выбранной схемы (или явно записано «для этой схемы
эталона нет»), обоснование задокументировано

A.4 Sizing Loop (итеративный)

• Оценка массы (статистика аналогов)
• Геометрия из W/S → площадь крыла → размах → хорды
• Аэродинамика → CL, CD, L/D
• Проверка массы → повтор
• 3-10 итераций до сходимости (<1% дельта MTOW)

Результат: Сходившиеся параметры: MTOW, размах, площадь, AR, хорды
Успех: Сходимость за ≤10 итераций, масса реалистична
Не успех: Масса растёт с каждой итерацией (спираль смерти) — требования слишком жёсткие
Критерий: Δ MTOW между итерациями < 1%

A.5 Выбор профиля крыла

• Подбор по Re (число Рейнольдса на крейсере)
• Целевой CL крейсерский и CL max
• Сравнение 3-5 кандидатов по полярам
• Для RC (Re 100k-500k): NACA 4-digit, Eppler, Selig

Результат: Выбранный профиль с полярой
Успех: Профиль обеспечивает CL cruise с запасом, L/D > целевого, мягкий срыв
Не успех: Нет профиля удовлетворяющего всем требованиям при данном Re
Критерий: CL_max ≥ CL_landing * 1.2, L/D ≥ целевого, Cm линейный до срыва

A.5.1 Практика расчёта поляр: N_crit, шероховатость печати, двойной счёт

Добавлено AD-1540 по итогам сверки с внешним источником. Раздел задаёт, КАК
получена поляра, на которой стоит весь выбор профиля: без этого два человека
считают один профиль и получают разные CL_max.

N_crit ставится ПО СРЕДЕ, а не по поверхности. Параметр перехода метода
e^N описывает уровень возмущений набегающего потока. Таблица в руководстве
XFOIL перечисляет именно ОКРУЖЕНИЯ (полёт планера, чистая аэродинамическая
труба, «грязная» труба), и строки про шероховатость поверхности в ней НЕТ.
Для свободного полёта на улице — N_crit ≈ 9…11; 9 — нижняя (более
консервативная) граница этой строки, 11 — верхняя.

⚠ Занижать N_crit до 4…6 «из-за шероховатости печати» НЕЛЬЗЯ. Это
подмена: параметр среды используется как ручка шероховатости, для которой у
него нет ни калибровки, ни физического смысла. Количественного отображения
высоты слоя печати в N_crit не существует, и выдумывать его нельзя —
получится число, которое выглядит расчётом, но не проверяется ничем.

Эффект шероховатости печати оценивается ВИЛКОЙ, а не одним прогоном:

Проектное решение принимается по ОБЕИМ границам: профиль, который проигрывает
на пессимистичной границе, не «чуть хуже», а не подходит.

⚠ Пессимистичная граница всё равно оптимистична. Принудительный переход
мгновенно убирает отрывной пузырь, чего на реальном шероховатом крыле не
происходит (пузырь уменьшается, но остаётся), и не моделирует сопротивление
самого турбулизатора. То есть вилка ограничивает результат сверху и снизу, но
её нижняя граница — не «худший случай», а «худший случай этой модели».

Запрет двойного счёта потери подъёмной силы. Если CL_max крыла получен
РАСЧЁТОМ ПО РАЗМАХУ (распределение подъёмной силы → критическое сечение →
момент, когда местный cl достигает cl_max профиля), то домножать результат
ещё и на эмпирический множитель 0.9 НЕЛЬЗЯ: множитель описывает ту же самую
физику (максимум разных сечений достигается на разных углах атаки) и уже учтён
самим расчётом по размаху. Множитель законен там, где CL_max берётся из
cl_max профиля напрямую — например в переходе механизации к крылу (§
«Механизация крыла», ΔCL_max = 0.9·Δcl_max·…).

Штраф за крутку — считается ОТДЕЛЬНО и двойным счётом НЕ является:
эмпирический множитель откалиброван на НЕКРУЧЕНЫХ крыльях, потери от крутки в
нём нет по построению. Величины потери — § B.1 («Крутка: цена»).

Правило разрешения ничьей. Если два кандидата в пределах точности метода
неразличимы, берётся БОЛЕЕ ТОЛСТЫЙ: он даёт объём под сервоприводы и тяги
внутри крыла и строительную высоту лонжерона — то есть выигрыш на стадиях
C.1/C.6, где тонкий профиль уже ничем помочь не сможет.

Результат подраздела: поляра каждого кандидата в двух прогонах (чистый и
с принудительным переходом), с указанным N_crit
Успех: порядок кандидатов ОДИНАКОВ на обеих границах вилки
Не успех: порядок кандидатов меняется между границами → выбор зависит от
допущения, а не от профиля → возврат к A.5 с расширением списка кандидатов
или с решением в пользу менее чувствительного к переходу профиля
Критерий: N_crit назван числом и обоснован средой; ни одна оценка
CL_max не содержит эмпирического множителя поверх расчёта по размаху

A.6 Первичная аэродинамика

• Поляра самолёта (не только профиля)
• Индуктивное сопротивление (зависит от AR, Oswald factor)
• Паразитное сопротивление — построчно по перечню тел, коэффициенты ниже
  (§ «Коэффициенты бюджета сопротивления»)
• L/D на крейсере

Результат: Поляра самолёта, CL/CD/L/D на ключевых режимах
Успех: L/D ≥ целевого, Vstall ≤ требуемой
Не успех: L/D < целевого → пересмотр AR, профиля или схемы
Критерий: L/D cruise ≥ 8 (тренер), ≥ 12 (планер), ≥ 6 (акро)

A.6.1 Целевое качество по назначению — таблица вердикта

Добавлено AD-1442. Критерий строкой выше существовал с самого начала и был
классозависимым, а продукт судил любой борт ОДНОЙ лестницей 5 / 8 / 12
(verdicts.js::L_OVER_D_THRESHOLDS, наследство v1 vlm_verdict.py). Это не
«другая калибровка»: там стоят ТЕ ЖЕ ТРИ ЧИСЛА КЛАССОВ, применённые как
универсальная шкала. Следствие — перевёрнутые вердикты в обе стороны:
планер с L/D = 10 получал «хорошо» при требовании 12, пилотажка с
L/D = 7 — «низкое качество» при требовании 6.

Почему cruiser и racer остались без числа. Это тот же честный отказ,
что у Cn_beta в § B.6.1 (полосы нет — репера нет) и у объёмов оперения утки
(§ B.6.2). Продукт знает пять назначений, канон в этом критерии называет три;
подставить крейсеру требование тренера значило бы судить его чужим критерием —
ровно тот дефект, который таблица и закрывает. Пользователю показывается
величина и надпись «установленного эталона нет», а не вердикт.

Типовое качество стадии S04 сюда не годится и обязательством не является.
designer_v2_design_point.PURPOSE_DEFAULTS.lift_to_drag (тренер 11, крейсер 14,
гонщик 8) — это ДОПУЩЕНИЕ «сколько обычно получается», которое та же стадия
объявляет уточняемым расчётом борта. Судить результат допущением, которое этим
же результатом уточняется, — критерий вида «X не хуже X».

Машинная форма таблицы — web/services/designer_v2_stability.py
(L_OVER_D_TARGET_BY_PURPOSE), и второй копии этих чисел в коде быть не должно.

═══ GATE: SRR / Go-NoGo #1 ═══

Вопрос: Требования зафиксированы? Компоновка выбрана? Sizing сходится?

Критерии прохождения:
- [ ] ТЗ подписано / зафиксировано
- [ ] Sizing Loop сошёлся (<1% дельта)
- [ ] Схема выбрана с обоснованием
- [ ] Профиль выбран, поляра получена
- [ ] CG предварительно в допуске (25-35% MAC — нормальная схема; окно
другой схемы — § «CG — "KING CONSTRAINT"»)
- [ ] Нет show-stoppers

Не прошли: Возврат к A.1-A.4 с пересмотром требований

ФАЗА B: PRELIMINARY DESIGN

Цель: Подтвердить осуществимость, ЗАМОРОЗИТЬ конфигурацию.

B.1 Проектирование крыла

• Удлинение (AR), сужение (TR), стреловидность, крутка (washout)
• Мультисекционное крыло (если нужно)
• Поперечное V (dihedral)
• Законцовка: прямая, raked, винглет (типовые геометрии — § «Законцовки крыла»)
• Управляющие поверхности: элероны, закрылки (размеры, позиция — коэффициенты
  механизации см. § «Механизация крыла (закрылки)»)
• Угол установки (incidence) — типовой диапазон −1…+4°, тренер 1-3°

Результат: Полная геометрия крыла с управляющими поверхностями
Успех: Площадь = расчётной из Sizing, CL_max достигается, элероны достаточны для крена
Не успех: Площадь не вписывается в размах, или управляемость недостаточна
Критерий: Roll rate ≥ 60°/с (тренер), элероны 20-30% полуразмаха, washout 1-3°

Угол установки крыла — репер и диапазон

Репер (обязателен: угловая величина без точки отсчёта не существует —
skyforge-design-flow-reference.md § «Репер»). Угол установки — это угол между
хордой корневой станции крыла и строительной горизонталью фюзеляжа (та же
продольная ось, от которой отсчитывается угол атаки борта). Знак «+» — передняя
кромка выше задней.

Зачем. Угол установки задаёт, на каком угле атаки крыло работает при
горизонтальном фюзеляже, то есть как борт стоит в крейсере:
α_крыла = α_борта + i. Подобранный под крейсерский CL угол даёт фюзеляж,
летящий «по потоку» (меньше сопротивление, ровный горизонт на курсовой камере);
нулевой угол на тренере означает заметно задранный нос на малой скорости.

⚠ Не путать с круткой. Крутка (washout) — разность углов корня и
законцовки, распределённая по размаху; угол установки поворачивает все
станции одинаково. Это два независимых числа, и их смешение в одном — известный
дефект (AD-1184).

Источник: Raymer, «Aircraft Design: A Conceptual Approach» (выбор угла установки
под крейсерский CL); диапазоны по классам — практика RC-моделизма, сверено с
парком v1-дизайнера. Реализация и домен ползунка (−3…+5°, с запасом по обе
стороны от таблицы) — AD-1383.

Предел сужения — ФОРМУЛА, а не константа (AD-1540)

Учебниковый нижний предел сужения λ = 0.2 в наш класс не переносится, и
это вывод расчёта, а не осторожность: при размахе 1–2 м и типовой площади
крыла λ = 0.2 даёт число Рейнольдса по КОНЦЕВОЙ хорде 25…99 тыс. во всём
реальном диапазоне крейсерских скоростей. На таких Re профиль теряет
cl_max и срывается раньше корня — то есть законцовка сваливается ПЕРВОЙ,
ровно то, что сужение (вместе с круткой) обязано предотвращать.

λ_min = max( 0.2·AR^0.25 ,  λ при котором Re по концевой хорде ≥ 70 000 на крейсере )

• Первый член — геометрическая ветвь (у крыла большего удлинения предел
  сужения выше); при AR = 6…16 даёт 0.31…0.40.
• Второй член — ветвь числа Рейнольдса, и на нашем классе она обычно и
  оказывается связывающей.

⚠ Порог Re = 70 000 — НИЖНЯЯ ЗАЩИТИМАЯ ГРАНИЦА, а не оптимум. Ниже неё
поляры ходовых RC-профилей ломаются качественно (отрывной пузырь не
присоединяется, cl_max падает скачком), поэтому опускаться туда сознательно
нельзя. Но и утверждать, что 70 000 — точная граница для конкретного профиля,
нельзя тоже: она зависит от профиля и от шероховатости. Это отдельный
открытый вопрос: величина порога подлежит уточнению по полярам конкретного
профиля из § A.5.1 (обе границы вилки), и до такого уточнения число
используется как консервативный пол, а не как физическая константа.

Крутка: цена (AD-1540)

Диапазон washout 1–3° (критерий выше) остаётся; жёсткий потолок — 5°.

Крутка не бесплатна: она снижает CL_max крыла нелинейно.

Порядок величин — оценка по расчёту распределения подъёмной силы для прямой
трапеции нашего класса; это оценки, а не измерения, и они названы так
намеренно. Смысл таблицы — не третий знак, а форма зависимости: между 3° и 5°
цена растёт почти втрое, поэтому «на всякий случай побольше» — плохая
стратегия.

Крутка оптимальна ровно на ОДНОМ режиме. Она подбирается под конкретный
CL (обычно крейсерский), и на любом другом угле атаки распределение
подъёмной силы отклоняется от эллиптического в другую сторону: на малых CL
законцовка начинает работать в минус (индуктивное сопротивление растёт), на
больших — преимущество по срыву меньше расчётного. Это классический
on-design/off-design компромисс, и его надо назвать, а не считать крутку
универсальным улучшением.

Почему у нас крутка НУЖНЕЕ, чем на полноразмерном самолёте той же
геометрии. Концевая хорда меньше корневой → местное число Рейнольдса на
конце ниже → ниже местный cl_max → концевое сечение достигает своего предела
раньше, чем предсказывает расчёт по одному cl_max на всё крыло. У
полноразмерного аппарата Re и на конце остаётся в «полке» (миллионы), и
этого механизма нет. Отсюда же связка с предыдущим подразделом: сужение и
крутка решают одну задачу и обязаны подбираться ВМЕСТЕ.

Что на самом деле ограничивает удлинение печатного крыла (AD-1540)

Формулировка «главное ограничение удлинения — крутильная жёсткость»
ОПРОВЕРГНУТА расчётом и в этом документе не употребляется: критическая
скорость дивергенции печатного крыла нашего класса выходит на 68…118 м/с
при полётных 15…25 м/с, то есть с запасом в 3–5 раз (оценка сверки AD-1540 по
крутильной жёсткости печатного кессона — порядок величины, а не поверочный
расчёт; для опровержения «главного ограничения» этого достаточно, запас
трёхкратный). Крутильная жёсткость в
списке ограничений есть, но она ПОСЛЕДНЯЯ.

Порядок реально связывающих ограничений (первым срабатывает верхний):

1. Потеря устойчивости обшивки (тонкая печатная стенка теряет форму между
   опорами раньше, чем достигается предел прочности материала);
2. Жёсткость на изгиб — прогиб (см. критерий § C.6: прогиб < 5 %
   полуразмаха);
3. Корневой стык / гнездо лонжерона (концентратор, через который проходит
   весь изгибающий момент; типовое место отказа печатного крыла);
4. Число Рейнольдса на конце (см. предел сужения выше);
5. Изгибная прочность (собственно разрушение);
6. Крутильная дивергенция — последняя, с запасом 3–5 раз.

Практическое следствие для конструкции: нервюры с шагом 35–45 мм при
толщине стенки нервюры 0.8–1.0 мм — это и есть инженерный ответ на пункт
(1): шаг задаёт длину неподкреплённой панели обшивки, а стенка нервюры — её
опору. Числа — практика класса печатных авиамоделей, а не паспорт материала.

⚠ Это НЕ противоречит § B.8.1 и не отменяет его: там указана минимальная
толщина, при которой деталь вообще печатается (0.45 мм для PLA — один
периметр), здесь — толщина, при которой НЕСУЩАЯ нервюра работает как опора
обшивки. Первое — технологический пол, второе — конструктивное требование;
второе всегда не меньше первого.

⚠ Практический потолок удлинения задаёт пункт (2), а не прочность.
Критерий «прогиб < 5 % полуразмаха» (§ C.6) на печатном крыле нарушается уже
при AR ≈ 15: расчётный прогиб выходит около 11 %. То есть удлинение
ограничивает не «сколько выдержит», а «насколько провиснет» — и ограничение
это УЖЕ записано в документе критерием C.6; здесь названо, что именно оно
означает для выбора AR.

B.2 Проектирование оперения

• Тип: conventional, V-tail, T-tail
• Объёмные коэффициенты Vh (0.35-0.70) и Vv (0.02-0.06)
• Плечо хвоста
• Рули высоты и направления (размеры)

Результат: Геометрия оперения, Vh и Vv
Успех: Vh и Vv в рекомендуемом диапазоне
Не успех: Vh < 0.35 → недостаточная продольная устойчивость; Vv < 0.02 → рыскание
Критерий: Vh = 0.35-0.70, Vv = 0.02-0.06

⚠ Эта пара — объединение по всему классу RC, а не порог для конкретного
борта: борт с Vh = 0.36 «в диапазоне» и при этом почти вдвое хуже по объёму
ГО, чем требует учебная модель. Полосы по назначению и по схеме (то, с чем
продукт на самом деле сверяет число) — § B.6.2 ниже; там же сказано, для каких
схем установленного эталона НЕТ.

B.2.1 Плечо оперения — определение, без которого коэффициент не значит ничего (AD-1540)

C_HT = l_HT · S_HT / (c̄_w · S_w)          C_VT = l_VT · S_VT / (b_w · S_w)

Плечо l — расстояние от ЧЕТВЕРТИ ХОРДЫ КРЫЛА (САХ) до ЧЕТВЕРТИ ХОРДЫ
ОПЕРЕНИЯ (его САХ). Это определение обязано быть записано рядом с формулой,
потому что употребительны ДВЕ конвенции:

⚠ Табличные значения объёмных коэффициентов валидны ТОЛЬКО с первой
конвенцией. Смешение конвенций даёт на нашем классе расхождение 2–4 % по
потребной площади оперения — немного по величине и коварно по природе: оно
не выглядит ошибкой ни в одном промежуточном числе. Репер (базовая линия X и
положение передней кромки САХ) фиксируется в § B.5.

⚠ Знаменатель — не второе плечо. c̄_w (САХ) и b_w (размах) в
знаменателе несут ОПОРНУЮ ДЛИНУ той оси, вокруг которой считается момент:
хорда — для тангажа, размах — для рыскания. Это нормировка величины, а не
геометрия хвоста; читать b_w в C_VT как «плечо» — распространённая ошибка,
приводящая к попытке «улучшить» коэффициент изменением размаха крыла.

B.2.2 Объёмный коэффициент — СТАТИЧЕСКИЙ инструмент (AD-1540)

Две конфигурации с ОДИНАКОВЫМ C_HT статически устойчивы одинаково, но
демпфируют по тангажу по-разному, и коэффициент этого не показывает
вовсе.

Демпфирующий момент оперения пропорционален S·l². При фиксированном
коэффициенте S ∝ 1/l, следовательно S·l² ∝ l: демпфирование растёт
ЛИНЕЙНО с плечом. Отсюда практический вывод для нашего класса:

⚠ Типовая компоновка «под принтер» — короткий фюзеляж (влезает на стол
целиком) плюс увеличенная площадь оперения — даёт формально верный C_HT и
при этом ВЯЛЫЙ, склонный к раскачке по тангажу борт. Формула «в норме», полёт
— нет.

Динамическая сторона (демпфирование, характер переходного процесса) — предмет
§ B.6; объёмный коэффициент её не заменяет и в неё не входит.

B.2.3 Обязательная проверка: балансировка на максимальном CL при ПЕРЕДНЕЙ центровке (AD-1540)

Объёмный коэффициент этой проверки не заменяет — он не знает ни о
механизации, ни о положении переднего предела центровки. Шаг обязателен для
любой конфигурации, у которой есть ГО.

Порядок:

1. взять передний предел центровочного окна (не номинал!);
2. режим — максимальная подъёмная сила крыла (посадочная конфигурация:
   CL_max с выпущенной механизацией, Cm крыла с учётом выпуска);
3. просуммировать моменты вокруг переднего предела ЦТ;
4. решить относительно ПОТРЕБНОЙ силы (коэффициента подъёмной силы) на
   оперении;
5. сравнить с ДОСТИЖИМОЙ при полном отклонении руля высоты (механический
   предел 30° — § «Достаточность управления»; эффективность τ — оттуда же).

Мотивирующий расчёт (внести как пример, а не как норму). При C_HT на
НИЖНЕЙ границе разрешённого документом диапазона (0.35) и выпущенной
механизации потребный cl оперения выходит до ≈ 1.56 против достижимых
≈ 0.9. Это не проходит ни при какой передней центровке: не хватает не
запаса, а самой возможности.

⚠ Прямое следствие для этого документа, названное честно: § B.2 разрешает
Vh = 0.35, § «Механизация крыла» разрешает закрылки на 40°, и до AD-1540 в
схеме НЕ БЫЛО проверки, которая поймала бы их сочетание. Комбинация «нижняя
граница объёма ГО + механизация + передняя центровка» законна по каждому
критерию по отдельности и не летает.

Результат: потребный и достижимый cl оперения на посадочном режиме при
переднем пределе ЦТ
Успех: потребный ≤ достижимого с запасом (полное отклонение руля НЕ
требуется — критерий 80 % механического хода, § «Достаточность управления»)
Не успех: не хватает власти → увеличить C_HT (площадью или плечом —
возврат в цикл B.2↔B.3, § B.5.2), либо сузить переднюю границу центровочного
окна, либо ограничить угол выпуска механизации. Уменьшать угол выпуска
«задним числом» без пересчёта посадочной скорости нельзя — это возврат к A.2
Критерий: потребное отклонение РВ на этом режиме ≤ 80 % механического хода

B.2.4 V-образное оперение (AD-1540)

Угол развала панелей:

Γ = arctan( √( S_VT / S_HT ) )

где S_VT/S_HT — площади, потребные по объёмным коэффициентам для
эквивалентного НОРМАЛЬНОГО оперения.

Проекции — две разные пары, и их нельзя путать:

⚠ Одиночная проекция (cos Γ, sin Γ) — ТОЛЬКО для управляющего момента.
Ни для определения угла, ни в качестве «эквивалентных площадей» она не
годится: в производную устойчивости геометрия входит дважды (проекция набегающего
потока на панель и проекция полученной силы на ось), отсюда квадрат. Подстановка
одиночной проекции в подбор площади завышает вклад панели и даёт недоразмеренное
оперение.

Диапазон угла — 30…40°. Верхняя граница не эстетическая: упрощённая теория
V-оперения проверена экспериментом до 40° (NACA TR-823, «Wind-tunnel
investigation of a V-tail»), дальше её область применимости не подтверждена.
Ниже 30° вертикальная составляющая становится настолько малой, что схема
теряет смысл.

Надбавка к площади сверх «бумажной» эквивалентности:

Причина надбавки: у реального V-оперения панели работают на скошенном потоке и
взаимно интерферируют, а наклон линии подъёмной силы панели малого удлинения
на низких Re ниже теоретического. Верхняя цифра — НАША оценка на класс, а не
цитата; она названа оценкой намеренно.

Перекрёстные связи V-оперения (входы миксера полётного контроллера):

• симметричное отклонение обеих панелей → тангаж;
• дифференциальное отклонение → рыскание;
• чистый запрос по рысканию подмешивает тангаж (паразитная связь схемы, а
  не дефект настройки) — разруливается миксером ПК, но должен быть УЧТЁН при
  проверке достаточности управления совместным случаем (§ «Достаточность
  управления», три проверки вместо одной).

⚠ Таблицы «эквивалентных объёмных коэффициентов» для схем оперения (T-, H-,
V-образное) в этом документе НЕТ и не будет без источника — см. § «Сверка с
внешним источником».

B.3 Проектирование фюзеляжа

• Длина (% от размаха)
• Форма сечения (круг, эллипс, D-shape, скруглённый прямоугольник)
• Размещение компонентов (батарея, электроника, мотор)
• Доступ для обслуживания

Результат: Геометрия фюзеляжа, внутренняя компоновка
Успех: Все компоненты помещаются, CG в допуске
Не успех: Компоненты не помещаются → увеличение фюзеляжа → рост массы и сопротивления
Критерий: Все компоненты размещены, фюзеляж ≤ 70% размаха

B.3.1 Назначение фюзеляжа — приоритетный список (AD-1540)

Фюзеляж делает три вещи, и порядок ниже — правило разрешения споров, а не
перечисление:

1. Вместить внутренний объём (батарея, электроника, полезная нагрузка);
2. Передать нагрузки между крылом, оперением и шасси;
3. Сделать первые два с минимальным сопротивлением.

⚠ Нельзя ужать фюзеляж ради сопротивления, если в него не влезает
электроника или через него не проходит нагрузка. Пункт 3 — оптимизация ПРИ
выполненных 1 и 2, а не равноправный участник компромисса. Ошибка обратного
порядка типична и выглядит убедительно: сечение уменьшено, CD0 в отчёте
упал, а батарея встала «на ребро» без фиксации и доступа.

B.3.2 Поджатие хвостовой части — предел 12° (AD-1540)

Угол поджатия (сужения) хвостовой части фюзеляжа к хвостовому срезу —
не более 12° по полууголу в продольном сечении. За этим пределом поток
отрывается от хвостовой части, и сопротивление растёт примерно как угол в
степени 2.5: вдвое больший угол стоит впятеро дороже, то есть цена нарушения
не постепенная, а резкая.

Статус чисел: предел 12° и показатель 2.5 — практика класса и порядок
величины из сверки AD-1540; поимённой страницей первоисточника они НЕ
подтверждены (родственный материал — Hoerner, «Fluid-Dynamic Drag», разделы о
поджатых телах и отрыве, откуда взяты коэффициенты § «Коэффициенты бюджета
сопротивления»). Использовать как проектный ориентир можно, цитировать как
опубликованную норму — нет.

Практическое следствие для печатного борта: если хвост нужно поджать сильнее
(короткий фюзеляж под стол принтера), правильный ответ — сменить продольный
архетип (гондола с балкой), а не увеличивать угол.

B.3.3 Продольные архетипы — отдельная ось выбора (AD-1540)

Архетип выбирается в § A.3.2 и детализируется здесь. Это НЕ аэродинамическая
схема: двухбалочный борт остаётся нормальной схемой.

Удлинение фюзеляжа 6–8 (длина / эквивалентный диаметр миделя) — ориентир
для КЛАССИЧЕСКОГО архетипа, полученный из компромисса «смоченная поверхность
против сопротивления давления». К схеме «гондола с балкой» единое число
НЕПРИМЕНИМО: у гондолы своё удлинение (обычно 3–5, она короткая и толстая), у
балки своё (десятки), и их среднее не описывает ни то, ни другое. Считать
такую компоновку по одному числу — то же, что мерить объёмный коэффициент
чужой конвенцией плеча (§ B.2.1).

B.3.4 Чек-лист внутренней компоновки (AD-1540)

Проверяется до заморозки конфигурации; каждый пункт — да/нет, а не «учтено».

• [ ] Охлаждение регулятора (ESC) — вход и выход воздуха, регулятор не в
  глухом кармане (проверка режима — § E.2);
• [ ] Охлаждение мотора — обдув корпуса, для внутреннего размещения —
  канал;
• [ ] Охлаждение батареи — обдув и, отдельно, возможность вынуть горячую
  батарею;
• [ ] Приёмник в радиопрозрачном окружении — не внутри углепластиковой
  или экранированной коробки, антенны разнесены и не прижаты к проводке
  питания;
• [ ] Спутниковый приёмник (GPS) с обзором неба — сверху, вне тени от
  мотора/батареи и вне экрана из карбона;
• [ ] Лючки дают доступ БЕЗ существенной разборки — к регулятору,
  приёмнику и разъёмам можно добраться, не снимая крыло и не расклеивая
  фюзеляж;
• [ ] Замена батареи быстрая и безопасная — фиксация повторяемая (не
  «подпихнуть поролон»), разъём доступен, при замене не деформируется
  проводка.

⚠ Каждый невыполненный пункт — не косметика: неохлаждаемый регулятор и
экранированный приёмник дают отказ в полёте, а не неудобство на земле.

B.4 Выбор силовой установки

• Мотор: KV, мощность, масса
• Пропеллер: диаметр, шаг
• Батарея: ёмкость, C-rating, масса
• ESC: ток, масса
• Для двухмоторного: синхронизация, отказ одного

Результат: Спецификация привода (мотор + проп + батарея + ESC)
Успех: Тяга ≥ MTOW * T/W_design, время полёта ≥ требуемого
Не успех: Недостаточная тяга или время полёта
Критерий: Static thrust / MTOW ≥ 0.5 (тренер), ≥ 1.0 (акро); время полёта ≥ ТЗ

B.4.1 Согласование винта с мотором, регулятором и батареей (AD-1540)

Статическая тяга — РЕЗУЛЬТАТ подбора, а не метод. Критерий выше проверяет
итог; сам подбор ведётся по совместной работе четырёх элементов, и без него
«тяга ≥ 0.5·MTOW» достигается связкой, которая сгорает на второй минуте.

Что проверяется:

• пиковый ток тракта на полном газе у земли — не выше 80 % предела
  регулятора и не выше допустимого тока разряда батареи
  (C · ёмкость); 80 % — запас на нагрев и на просадку напряжения, а не
  паспортное число;
• тяга подтверждена на ДВУХ режимах — на статике (взлёт/разбег) И на
  крейсерской скорости (винт на скорости «разгружается», обороты растут, ток
  падает; винт, подобранный только по статике, на крейсере может не давать
  потребной тяги, а подобранный только по крейсеру — перегружать мотор на
  старте);
• окружная скорость конца лопасти в пределах — считается по оборотам и
  диаметру, ограничение сверху ставит сама лопасть (потери на сжимаемость и
  шум) и прочность винта.

Результат: пара «мотор + винт» с током, тягой и оборотами на двух режимах
Успех: оба режима проходят, ток в пределах, конец лопасти в пределах
Не успех: ток выше предела → меньше шаг или диаметр, либо мотор с меньшим
KV, либо более мощный регулятор; тяги не хватает на крейсере → больше шаг с
пересчётом тока → возврат к § B.4
Критерий: I_пик ≤ 0.8 · I_ESC И I_пик ≤ I_разряда батареи; тяга ≥
потребной на статике и на крейсере; окружная скорость конца лопасти в пределах

Способ старта и шасси (§ B.9) решаются сразу после этого шага: клиренс винта
— общее ограничение привода и шасси.

B.5 Анализ масс и центровки (CG)

• Component Weight Buildup (каждый компонент)
• Загрузочная диаграмма
• CG как % MAC для всех вариантов загрузки
• Запас статической устойчивости (SM)

Результат: Весовая сводка, CG envelope, SM
Успех: CG в диапазоне 25-35% MAC для всех загрузок, SM = 5-15%
Не успех: CG за пределами → перекомпоновка: двигать компоненты
(правило разрешения конфликта — § B.5.2); смена плеча хвоста — это не приём
перекомпоновки, а возврат в цикл B.2↔B.3
Критерий: SM = 5-15% MAC (устойчивый), CG shift между загрузками ≤ 5% MAC

Окно 25-35 % САХ и полоса SM 5-15 % — нормальная схема. Окно по схемам —
§ «CG — "KING CONSTRAINT"», полосы SM по схемам — § B.6.1.

B.5.1 Система координат фиксируется ДО первой центровки (AD-1540)

Требование: зафиксированы (а) базовая линия X борта и (б) положение
передней кромки САХ в этой линии. ВСЕ центровки, нейтральные точки и плечи
(§ B.2.1) выражаются в ней и только в ней.

Форма записи — одна строка вида «X = 0 на носовом шпангоуте, ось назад;
передняя кромка САХ = X 245 мм», и она попадает в весовую сводку, а не
остаётся в голове.

⚠ Обоснование прямое, а не гигиеническое: неоднозначность репера уже стоила
ТРЁХ исправлений в коде. Одно и то же число «30 %» без репера означает три
разных положения — от носа, от передней кромки корневой хорды и от передней
кромки САХ, — и расхождение проявляется не как ошибка, а как «странная»
центровка, которую подгоняют грузом. Общее правило репера — .claude канон и
docs/reference/skyforge-design-flow-reference.md § «Репер»: угловая и
линейная величина без точки отсчёта не существует.

B.5.2 Внутрифазный цикл B.2 ↔ B.3 ↔ B.5 (AD-1540)

Разделы B.2, B.3 и B.5 напечатаны последовательно и читаются как линейные —
на деле это ЦИКЛ, и документ до AD-1540 признавал итерации только МЕЖДУ
фазами (§ «Итерационные петли»). Связи:

• оперение размеряется от крыла (S_w, c̄_w, b_w в знаменателе
  коэффициентов, § B.2.1);
• длина фюзеляжа задаёт плечо l_HT/l_VT, то есть площадь оперения;
• центровка зависит от обоих (масса и положение оперения — самое дальнее
  плечо на борте) и, сдвигаясь, меняет требования к обоим.

        ┌─────────────► B.2 оперение ──────────┐
        │              (площадь от плеча)      │
   B.1 крыло                                   ▼
   (вход цикла)     B.3 фюзеляж ◄──────── B.5 центровка
        │            (плечо)                   ▲
        └──────────────────────────────────────┘

Точка входа — крыло (§ B.1). Его площадь уже зафиксирована фазой A
(Design Point), планформа задаёт исходную поляру — поэтому крыло в цикл не
входит и внутри него не меняется. Если цикл не сходится иначе как изменением
крыла, это выход из фазы B в фазу A (петля 2 § «Итерационные петли»), а не шаг
цикла.

Правило разрешения конфликта центровки: двигать КОМПОНЕНТЫ, а не крыло и не
оперение. Плечи крыла и оперения уже зафиксировали длину фюзеляжа и площадь
оперения; сдвинув их ради центровки, конструктор ломает то, что этими же
плечами обосновано (объёмный коэффициент, § B.2.1). Компоненты — батарея (у
RC это крупнейшая подвижная масса), приёмник, полезная нагрузка — двигаются
без последствий для аэродинамики.

⚠ Смена плеча хвоста ДОПУСТИМА, но это не «ещё один способ подвинуть ЦТ»: она
означает возврат в цикл B.2↔B.3 с пересчётом площади оперения, объёмных
коэффициентов и массы хвоста — и, следовательно, новую итерацию B.5.

Критерий выхода из цикла: объёмные коэффициенты Vh/Vv в полосе своего
назначения (§ B.6.2) И центровка в окне своей схемы (§ «CG — "KING
CONSTRAINT"») — ОДНОВРЕМЕННО, на одной и той же геометрии. Состояние
«коэффициенты сошлись, но центровка выправлена грузом» и симметричное ему
«центровка сошлась, но ГО ушло из полосы» выходом НЕ являются: цикл считается
сошедшимся только когда ни одно требование не выполнено за счёт другого.

B.6 Анализ устойчивости и управляемости

• Продольная статическая устойчивость (Cm_alpha < 0)
• Боковая устойчивость (Cl_beta < 0)
• Путевая устойчивость (Cn_beta > 0)
• Триммирование на крейсере
• Достаточность рулей

Результат: Производные устойчивости, триммировочные кривые
Успех: Все производные правильного знака, рули достаточны для триммирования
Не успех: Cm_alpha > 0 → неустойчивый → нужен больше стабилизатор или сдвиг CG
Критерий: Cm_alpha < -0.5 /rad, SM 5-15%, нейтральная точка определена

B.6.1 Числовые пороги устойчивости — таблица вердикта

Добавлено AD-1415. До этого тикета документ давал по трём каналам из четырёх
только ЗНАК производной, а расчёт не давал и того: числа выдавались без
ответа «норма ли это». Таблица ниже — единственный источник порогов
устойчивости для продукта; машинная её форма —
web/services/designer_v2_stability.py (константы *_REQUIREMENT), и второй
копии этих чисел в коде быть не должно.

Cm_alpha: два порога — это ДВА ВОПРОСА, и у них разные имена (AD-1445).
< 0 спрашивает «есть ли восстанавливающий момент вообще» (физика знака),
≤ −0.5 — «хватает ли его с запасом» (норма). Пока оба числа стояли копиями по
коду без имён, борт между ними получал ПРОТИВОПОЛОЖНЫЕ ответы: Cm_α = −0.3
красился зелёным «устойчив» в панелях старого конструктора (там сравнивали с
0) и объявлялся «слабым» в отчёте v2 и в части рейтинга оптимизатора (там —
с −0.5). Копий было ВОСЕМЬ: три в web/templates/designer.html, пять в
web/services/geometry_optimizer.py. Сейчас число одно (CM_ALPHA_REQUIREMENT:
max_exclusive и band_max), а два вопроса называются is_pitch_stable и
has_pitch_stability_reserve; единственность держит обходом всего дерева
tests/threshold_single_source_guard.py (вторая строка реестра семейств), меры
— tests/test_cm_alpha_single_source.py. По аэросхеме и назначению борта эта
величина НЕ делится — в отличие от SM (строка выше) и от Vh/Vv (§ B.6.2):
если такое деление когда-нибудь будет выведено, оно заводится ЗДЕСЬ, а не
вторым числом в коде.

Почему у Cn_beta полосы нет, а у Cl_beta есть. Это не непоследовательность.
Путевой канал у нас измеряется одним прогоном и одним числом, репера для
«достаточно ли 0.03» в источниках этого класса нет — назначить границу значило
бы изобразить точность, которой нет. То же решение и по той же причине приняла
AD-1188 (тогда — на клиенте, в verdicts.js; с AD-1415 критерий живёт на
сервере, а обоснование переехало сюда). У поперечного канала репер есть —
см. ниже.

Cl_beta: откуда полоса 0.05…0.15 по модулю.
Опорная точка — Nelson, Flight Stability and Automatic Control, приложение с
табулированными производными лёгкого самолёта общего назначения (NAVION):
Cl_β = −0.074 1/рад. Наш класс (RC-модель нормальной схемы, поперечное V
2…6°) даёт тот же порядок: замер решателем на дефолтной геометрии v2 —
0°/5°/12° поперечного V → −0.003 / −0.086 / −0.209 1/рад.
Границы полосы назначены НАМИ по этому реперу, и обе имеют смысл, а не
взяты симметрично вокруг него:
- нижняя 0.05 — ниже неё момент восстановления по крену слабее, чем шум от
порыва, и борт из крена сам не выходит (по замеру выше это поперечное V
меньше ≈3°, то есть ровно та зона, где RC-модели «валятся» в крен);
- верхняя 0.15 — выше неё эффект поперечного V начинает преобладать над
путевым каналом, и появляется колебание рыскания-крена («голландский шаг»,
на RC — характерное покачивание с крыла на крыло). Это ХАРАКТЕР, а не отказ,
поэтому выход за неё — «внимание», а не «критично».

Полоса сознательно объявлена нашей калибровкой на названном репере, а не
цитатой из источника: диапазона именно для RC-моделей в открытых источниках
нет, и выдавать назначенное число за опубликованное нельзя.

SM: почему полоса разная у разных аэросхем (AD-1411).
Полоса запаса устойчивости — это КРИТЕРИЙ ВЫХОДА петли центровки, а не
украшение числа, и у летающего крыла он другой: рекомендованный диапазон ЦТ
бесхвостки порядка 15…25 % САХ при запасе 3…8 % (эталонная схема процесса,
docs/reference/skyforge-design-flow-reference.md § 3, ветвление V1 — там же
записано следствие: «схема, в которой критерий выхода записан одной константой
на все ветки, — неверна»). Физическая причина: у бесхвостки нет ГО, продольная
жёсткость идёт от стреловидности и крутки самого крыла и по величине заметно
меньше (замер решателем на дефолтной геометрии v2: Cm_α = −1.47 у классики
против −0.16 у бесхвостки на тех же слайдерах), поэтому конвенциональные
5…15 % для неё означали бы недостижимо переднюю центровку и потерю власти
руля тангажа. У утки полоса НЕ ВЫВЕДЕНА — она зависит от соотношения
площадей ПГО и крыла (тот же § 3), и подставлять ей конвенциональную было бы
чужим обязательством под её именем: у критерия остаётся только жёсткая граница
по знаку. Машинная форма — web/services/avl/scheme.py
(SchemeSpec.static_margin_band), читает её
designer_v2_stability.static_margin_requirement; второй копии этих чисел в
коде быть не должно.

δ_РВ: почему у этого раздела своего порога НЕТ.
Потребный угол отклонения руля — величина стадии S14b, и её обязательство уже
объявлено ниже, в § «Достаточность управления» (механический ход 30°, запас
80 % от него). Второй порог здесь дал бы ДВА разных ответа про одно число, то
есть ровно тот дефект, ради которого заведена вся эта таблица.

Первая редакция AD-1415 такой порог всё же завела (10°/15° — «граница
применимости линейной модели руля»), потому что раздела ниже тогда не
существовало. С его появлением расхождение снято в пользу канона, а прежний
довод сохранён — но КАК ОГОВОРКА К ИЗМЕРЕНИЮ, не как требование к борту:
оценка Cm_δe = −η·Vh·a·τ (web/services/avl/elevator.py) линейна по
отклонению, а эффективность плоского руля следует линейной теории лишь до
умеренных углов и дальше падает из-за срыва на отклонённой кромке
(Abbott & von Doenhoff, Theory of Wing Sections). Практическое следствие: за
пределами линейного участка показанный угол ЗАНИЖЕН, настоящий больше — и это
свойство метода, а не отдельная норма.

⚠ Оба места, где хорда руля превращается в его эффективность τ, обязаны
брать ОДНУ кривую — полином Sadraey из таблицы коэффициентов ниже
(control_authority.js::FLAP_EFFECTIVENESS_FIT ↔
web/services/avl/elevator.py::FLAP_EFFECTIVENESS_FIT). Теория тонкого
профиля даёт на той же доле хорды 0.71 против 0.56 и завышала бы власть руля
на четверть.

B.6.2 Объёмы оперения Vh/Vv — полосы по НАЗНАЧЕНИЮ и схеме

Добавлено AD-1437. До тикета у обоих коэффициентов вердикт БЫЛ, но его зоны
жили в клиенте (geometry.js::TAIL_VOLUME_HINT_RANGES, Vh 0.4…0.7,
Vv 0.02…0.05) — то есть вне единственного источника порогов устойчивости
(§ B.6.1), ОДНОЙ парой чисел на любой борт и в третьей редакции чисел
(подпись «Typical range» в разметке несла свою копию). Показатель с неверно
откалиброванной зоной говорит «в норме» там, где не норма, и человек строит
по нему аппарат.

Полоса Vh (объём горизонтального оперения) — по назначению борта:

Полоса Vv (объём вертикального оперения):

Откуда взяты границы и что в них НАШЕ. Полное объединение обеих таблиц —
Vh 0.35…0.70 и Vv 0.02…0.06, то есть РОВНО пара из § B.2 (практика
RC-моделизма). Разбиение по назначению — не новые числа, а разрезание уже
принятого диапазона класса RC: ни одна полоса за него не выходит, и борт,
который был «в норме» по прежней паре, не становится ненормальным сам по себе —
он получает вердикт СВОЕГО класса.

Порядок классов (кому нужен объём больше, кому меньше) взят у Raymer,
Aircraft Design: A Conceptual Approach, табл. «Tail volume coefficient»:
там планер (c_HT = 0.50, c_VT = 0.02) стоит ниже одномоторного самолёта
общего назначения (0.70 / 0.04), а манёвренный аппарат — ниже обоих по
c_HT. Абсолютные значения этой таблицы НЕ переносятся, и это вывод, а не
экономия: она описывает полноразмерные аппараты, и прямой перенос c_HT = 0.70
на RC-тренер объявил бы недостаточным почти любой борт нашего класса — замер на
актуальном коде (AD-1359/AD-1382/AD-1384 уточнили плечо, стреловидность
оперения и развели плечи ГО/ВО): дефолтный проект v2 даёт Vh = 0.559, а тот
же тренер на крыле точки проектирования S04 — Vh = 0.400. Это тот самый
случай «эталон грубее/чужероднее измеряемого» (.claude/rules/dev-approach.md,
признак 3), и цитировать чужой класс как свой порог нельзя.

Чего разбиение НЕ делает — и это сказано, а не умолчано:

• Vv между trainer/cruiser/acro/racer НЕ разбит. Обоснованного
  репера для такого разбиения в источниках этого класса нет: у Raymer
  различаются полноразмерные классы, которым наши четыре назначения не
  соответствуют ни одним. Отдельные полосы здесь были бы изображённой
  точностью — ровно то, чего § B.6.1 не делает у Cn_beta. Единственное
  разбиение, у которого репер ЕСТЬ, — планер (c_VT = 0.02 против 0.04
  у GA — самый сильный контраст всей таблицы).
• trainer и cruiser имеют ОДНУ полосу Vh, acro и racer — тоже.
  Источника, который развёл бы их по объёму оперения, нет; выдумывать разницу,
  чтобы «в таблице у каждого была своя строка», значит вернуть ту же болезнь в
  другой форме.
• Жёсткой границы (critical) ни у Vh, ни у Vv НЕТ. Выход из полосы —
  «внимание»: это ХАРАКТЕР борта (вялый или строгий по тангажу), а не отказ, и
  канон эпика AD-1110 (R8) запрещает гейтить сборку значением коэффициента.
  Настоящий отказ по этому каналу ловят Cm_alpha/SM/Cn_beta выше — у них
  жёсткая граница есть.

Схемы, для которых эталона НЕТ. Полосы выше установлены для нормальной
схемы (conventional) — оперение позади крыла, формулы Vh/Vv выведены
именно для неё.

Экран БЕЗ назначения борта вердикта не выносит и говорит об этом (AD-1444).
Полоса зависит от назначения, поэтому экран, который назначения не знает,
физически не может сказать «в норме для ЭТОГО борта». Такой экран в продукте
один — СТАРЫЙ редактор (web/templates/designer.html и панель устойчивости
3D-вида web/static/js/aero3d.js, она же на странице компоновки): там
Vh/Vv показываются ЧИСЛОМ, без зелёной зоны и без окраски значения, а
рядом стоит абзац, называющий причину молчания. Это то же состояние «эталона
нет», что у утки в таблице выше, и та же граница честности: показать
объединённую полосу 0.35…0.70 значило бы оставить зелёный указатель, который
уже не означает «в норме для этого борта» (учебный борт с Vh = 0.40 получал
зелёный в v1 и «внимание» в v2 — ровно этот дефект). Научить старый редактор
назначению — не решение: развивать его мы не будем.

Машинная форма всего раздела — web/services/designer_v2_stability.py
(TAIL_VOLUME_H_BAND_BY_PURPOSE, TAIL_VOLUME_V_BAND_BY_PURPOSE,
TAIL_VOLUME_REFERENCE_SCHEMES), и второй копии этих чисел в коде быть не
должно — ни в JS, ни в разметке; это машинно сторожит реестр
tests/threshold_single_source_guard.py (семейство «объёмы оперения Vh/Vv»,
AD-1444) обходом всего дерева, включая шаблоны старого редактора.

B.6.3 Ходы рулей и момент приводов — расчёт, на который ссылаются гейты (AD-1540)

До AD-1540 два гейта требовали то, чего в схеме не было: PDR — «привод выбран
и подтверждён расчётом», MRR/TRR — «ходы соответствуют расчёту». Расчёта,
дающего эти ходы, ни один шаг не производил.

Шаг производит:

1. Назначенные отклонения по трём каналам (тангаж / крен / рыскание) —
   числом в градусах в обе стороны, включая дифференциал элеронов, если он
   принят;
2. Шарнирный момент каждой поверхности — из её площади, хорды и
   скоростного напора расчётного случая (случаи и коэффициенты Ch_α/Ch_δ —
   § «Достаточность управления», второй копии этих чисел здесь нет);
3. Подбор привода по классам из того же раздела.

Результат: таблица «поверхность → ход, ° → шарнирный момент → выбранный
привод», масса приводов и проводки возвращена в § B.5
Успех: каждому каналу хватает хода и момента; масса вернулась в развесовку
Не успех: момента не хватает → привод тяжелее (возврат в B.5 с новой
массой) или меньше хорда руля; хода не хватает → возврат к B.2/B.1 за
площадью поверхности
Критерий: момент выбранного привода не менее двойного расчётного
шарнирного, потребное отклонение ≤ 80 % механического хода, масса приводов
учтена в центровке. Дом обоих чисел (×2 и 80 %) — § «Достаточность
управления»; здесь они названы как критерий шага, а не объявлены заново

B.6.4 Вертикальное положение крыла — вклад в Cl_beta

Добавлено AD-1369. Номер B.6.4, а не B.6.3: третий занят «Ходами рулей»
(AD-1540) — правка по ревью, до неё в каноне было ДВА раздела B.6.3, и
ссылка «см. § B.6.3» вела в оба.

Прежняя редакция § B.6.1 держала здесь абзац «что порогами
НЕ проверяется»: вертикального положения крыла в v2 не было как параметра,
расчёт шёл в допущении «среднеплан», и допущение называлось в отчёте. Теперь
параметр есть (DesignerV2Params.wingPosition), поправка считается, а
оговорка снята — вместе с причиной, а не отдельно от неё.

Почему решатель тут бессилен. Весь эффект вертикального положения на
Cl_beta — это ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ крыла с корпусом: при скольжении поток обтекает
фюзеляж и у высокоплана поджимается под наветренную консоль (момент на выход из
крена), у низкоплана — наоборот. Наш VLM фюзеляж как тело не строит вовсе
(в модель попадают только несущие поверхности), поэтому подъём крыла в
геометрии решателя вернул бы ТО ЖЕ ЧИСЛО. Слагаемое приходит эмпирической
поправкой из источника — это осознанная граница метода, а не заплатка.

Формула. DATCOM 5.2.2.1, в изложении Roskam, Airplane Design Part VI,
§ 10.2.4.1 (слагаемое интерференции крыло-фюзеляж в разложении Cl_β):

ΔCl_β = 1.2 · √A · z_w · (2·d) / (57.3 · b²)      [1/градус]
ΔCl_β = 1.2 · √A · z_w · 2·d / b²                 [1/рад]

A — удлинение крыла, b — размах, d — ВЫСОТА корпуса,
z_w — расстояние от оси корпуса до ¼ корневой хорды, положительное вниз
(у низкоплана z_w > 0). Крыло стоит НА корпусе, поэтому z_w = ∓d/2, и
выражение сворачивается в ΔCl_β = ∓1.2·√A·d²/b²: высокоплан делает Cl_β
БОЛЕЕ отрицательным (устойчивее), низкоплан — менее. Машинная копия —
web/services/avl/wing_position.py, и она единственная.

Ползунок тонкой подстройки (v1). Значения z_w/d в таблице выше — случай
«крыло стоит на обшивке», и он единственный у designer v2. У v1-дизайнера рядом
с селектом положения живёт ползунок wing_position_offset (0…1), двигающий
корень ВНУТРИ выбранного положения; тогда z_w/d интерполируется в диапазоне
своего положения (high −0.25…−0.5, mid +0.2…−0.2, low +0.5…+0.25 —
WING_ROOT_Z_FRAC_RANGE, зеркало диапазонов превью v1). Разбиение по
положениям и его границы заданы UI v1 и в канон не вводятся как новая физика:
это тот же z_w формулы, просто заданный непрерывно. Одно определение — одна
функция (wing_position.wing_root_z_offset).

Порядок величины — расчёт вместо прежней оценки. До AD-1369 § B.6.1
оценивал эффект «на глаз» как «±2…3° поперечного V, то есть ±0.05 1/рад».
Расчёт по формуле выше:

Эквивалент считается по замеру решателя 0°/5°/12° → −0.003/−0.086/−0.209
(AD-1415). Прежняя оценка ЗАМЕНЕНА расчётом, а не оставлена рядом с ним: двух
ответов на один вопрос у канона быть не должно. Вывод её при этом не отменяется
— эффект растёт КВАДРАТИЧНО по высоте корпуса, и уже на рядовом борте полный
размах высокоплан↔низкоплан составляет треть ширины полосы 0.05…0.15, то есть
у пограничного борта положение крыла переводит вердикт через границу. Потому оно
параметр, а не константа.

Область применимости названа, а не зажата клампом. Корреляция DATCOM
построена на телах с d/b порядка 0.1…0.2; ползунки v2 позволяют собрать
борт, где корпус сравним с размахом, и там квадратичный член даёт величину, за
которую источник не отвечает. Границу здесь СОЗНАТЕЛЬНО не назначаем: любое
такое число было бы подобрано по месту — ровно то, что этот раздел запрещает
(см. преамбулу § B.6.1). На таком борте за полосу нормы выходит и сам вердикт,
то есть пользователь получает «внимание», а не тихо правдоподобный ответ.

B.7 Оценка лётных характеристик

• Потребная vs располагаемая мощность
• Скороподъёмность
• Дальность / время полёта
• Vstall
• Скорость максимальная

Результат: Подтверждённые ЛТХ
Успех: Все ЛТХ ≥ требований ТЗ
Не успех: Хотя бы один параметр < требования → возврат к sizing или приводу
Критерий: Каждый параметр ТЗ выполнен с запасом ≥ 5%

B.8 Выбор материалов и технологии изготовления

• PLA+ / PETG (3D-печать)
• Бальза + плёнка
• EPP / EPO (пена)
• Карбон / стекловолокно (композит)
• Комбинированный

Результат: Материал для каждого элемента, технология изготовления
Успех: Материалы доступны, технология освоена, стоимость в бюджете
Не успех: Материал недоступен или технология не освоена
Критерий: Все материалы в наличии, стоимость ≤ бюджет

B.8.1 Числа материалов: плотность, допустимая толщина, масса конструкции

Раздел заведён AD-1414 под стадию S03 эталонной схемы
(skyforge-design-flow-reference.md): до него перечень материалов выше был
списком названий без единого числа, а масса конструкции — величина, которую
материал уточняет, — считалась только по размаху и назначению (AD-1407).
Продукт читает эти строки как данные (web/services/designer_v2_manufacturing.py
и его клиентское зеркало manufacturing.js), поэтому у каждой колонки назван
источник и статус: паспортная величина (свойство материала), практика
класса (устоявшееся правило постройки) или контрольная точка (оценка
порядка величины по классу, а не измерение).

Плотность — паспортная величина. PLA 1.24 г/см³ и PETG 1.27 г/см³ —
стандартные значения филамента, одинаковые у всех производителей. LW-PLA
базово тот же PLA, но при штатном вспенивании (около 250 °C, поток ~50 %)
плотность детали падает примерно вдвое — отсюда 620. Авиамодельная бальза идёт
сортами 100–200 кг/м³, берётся середина; тонкая липовая (тополиная) фанера
«liteply» — 450. Пены: EPP 30, XPS 33 — типовые марки, применяемые в моделях.

Минимальная толщина — практика класса, а не паспорт. Для печати это
толщина стенки: доминирующая практика печатных авиамоделей — печать в ОДИН
периметр соплом 0.4 мм, то есть 0.45 мм с учётом реальной ширины экструзии;
требование «два периметра» запрещало бы основную технологию класса. PETG
печатают чуть шире (0.5), вспенивающийся филамент — ещё шире, потому что
вспенивание увеличивает фактическую ширину экструзии (0.6). Для наборной
конструкции это толщина нервюры/шпангоута: бальзовая нервюра тоньше 1.5 мм
ломается при обтяжке плёнкой, фанерная работает от 1.0 мм. Для пены — толщина
задней кромки, которую оставляет струна: тоньше 1.5–2 мм кромка прожигается.

Масса конструкции — КОНТРОЛЬНАЯ ТОЧКА, оценка порядка величины. Столбец
задаёт массу ГОЛОЙ конструкции (планер без оборудования) одного и того же
борта: размах 1.5 м, класс «тренер» — той самой точки, на которой откалибрована
оценка взлётной массы эталонной схемы (S04: тренер 1.5 м → 1.4 кг взлётной).
Числа отражают устойчивое соотношение классов, наблюдаемое в парке: печатный
планер этого размера весит порядка 1.1–1.3 кг (комплекты класса 3DLabPrint /
Eclipson), бальзовый наборный — около 0.6 кг, готовый пенный тренер — около
0.75 кг. Это ОЦЕНКИ, а не измерения, и они названы так намеренно.

Как из этого получается число в продукте. Материал уточняет РОВНО ОДНУ
величину — массу конструкции (граф зависимостей эталонной схемы). Продукт не
заводит второго правила её расчёта: он берёт оценку по размаху и назначению
(AD-1407) и домножает её на БЕЗРАЗМЕРНЫЙ коэффициент материала, равный
отношению контрольной массы материала к СРЕДНЕЙ контрольной массе трёх опорных
материалов (PLA, бальза, EPP — по одному на способ; среднее 0.85 кг).

Нормировка средним, а не «печать = 1», выбрана сознательно: доля массы
конструкции во взлётной массе (35 %) введена эталонной схемой для парка в
целом, а не для одной технологии. Приняв единицей печать, продукт объявил бы,
что схема всё это время описывала печатный борт, и разом утяжелил бы оценку
всем. Среднее оставляет прежнюю оценку посередине и РАЗДЕЛЯЕТ её по материалам.

Чего эта таблица не делает. Коэффициент принят НЕ ЗАВИСЯЩИМ от размаха и
назначения — их вклад уже несёт оценка взлётной массы. Это допущение; снимается
оно фактической развесовкой построенного борта, а не уточнением таблицы.
Композита в таблице нет: у него не описаны ни ограничения геометрии, ни
конечные стадии, ни правило массы, а значение, ничего не меняющее, хуже его
отсутствия.

B.8.2 Ориентация печати — проектное решение, а не настройка слайсера (AD-1540)

Требование: для КАЖДОГО несущего элемента заданы материал И ориентация
слоёв, и расчётная прочность в этой ориентации внесена в исходные данные
прочностного расчёта (§ C.6). Не «печатается как удобно», а строка в
спецификации наравне с материалом.

Обоснование. Межслойная прочность печатной детали составляет 30–60 %
от прочности в плоскости слоя (разброс — материал, температура, геометрия
сечения; поэтому диапазон, а не число). Типовой отказ печатного крыла —
расслоение в корне, то есть разрушение ровно по межслойной плоскости, а не
по материалу. Прочностной расчёт, взявший паспортный предел филамента, считает
деталь вдвое-втрое прочнее, чем она есть, и FoS ≥ 2.0 в отчёте не значит
ничего.

Результат: для каждого несущего элемента — материал, ориентация слоёв,
принятая расчётная прочность в этой ориентации
Успех: ни один силовой поток не идёт поперёк слоёв без учёта межслойного
предела
Не успех: элемент нагружен поперёк слоёв → сменить ориентацию, добавить
армирование (лонжерон, пруток), либо принять межслойное значение в расчёт и
пересчитать § C.6 (рост массы → возврат к B.5)
Критерий: в спецификации у каждого несущего элемента заполнены материал,
ориентация и расчётная прочность; § C.6 считается ИМИ, а не паспортом
филамента

B.9 Шасси и способ старта (AD-1540)

Раздела не существовало, при этом на его результат ссылались ЧЕТЫРЕ места:
FEM узла шасси (§ C.6), рулёжка (§ E.3), чекбокс FRR и ограничение по взлётной
дистанции (§ A.2). Номер отражает место в нумерации фазы; РЕШАЕТСЯ шаг сразу
после § B.4 — клиренс винта общий у привода и шасси, а способ старта меняет
диаграмму ограничений фазы A.

Числа шасси — варианты, доли массы, размеры опор, продольное положение и
вклад в сопротивление — живут в § «Шасси: варианты, размеры, масса и
положение» (AD-1410); второй копии здесь нет. Этот раздел добавляет то, чего
там нет: РЕШЕНИЯ и КРИТЕРИИ.

B.9.1 Первое решение — способ старта

⚠ Это первое решение, а не следствие: выбрав «с руки», конструктор снимает с
себя целую ветвь требований — и обязан записать это ЯВНО, чтобы гейты FRR и
MRR не требовали пройденной рулёжки у борта, который не рулит.

B.9.2 Схема шасси

Трёхстоечная (носовая стойка) или с хвостовой опорой. Сравнение по массе и
сопротивлению — таблица вариантов § «Шасси: варианты…»; ниже — геометрические
критерии, которые от схемы зависят.

B.9.3 Геометрия — формулы

Репер — базовая линия X по § B.5.1; z вниз от линии осей колёс, x — назад.

угол касания хвостом      = arctan( z_хв / x_хв )
угол опрокидывания назад  = arctan( (x_главн − x_cg) / z_cg )

• x_хв, z_хв — вынос и превышение хвостового среза относительно точки
  касания основных опор;
• x_главн — продольное положение основных опор, x_cg/z_cg — положение ЦТ
  в той же системе.

Линия касания хвостом — 15° от горизонта: это угол, на котором борт при
взятии ручки на себя коснётся хвостом; он же задаёт максимальный угол атаки на
отрыве. Меньше — борт «пашет» хвостом раньше, чем набирает подъёмную силу;
больше — угол отрыва не достигается ходом руля.

B.9.4 Критерии

Статус чисел. Сами критерии (углы опрокидывания вбок, положение ЦТ
относительно главного колеса, угол стоянки) — общепринятая рамка проектирования
шасси; она разобрана у Raymer, «Aircraft Design: A Conceptual Approach»,
§ 11.2–11.3. КОНКРЕТНЫЕ границы выше приведены по сверке AD-1540 и поимённой
страницей первоисточника не подтверждены — это проектные ориентиры класса, а не
опубликованная норма. На наш класс они переносятся законно ровно потому, что
безразмерны (углы), в отличие от абсолютных клиренсов (§ B.9.6).

Средства исправления при превышении угла опрокидывания: шире колея, ниже
стойки, длиннее база. Порядок именно такой: колея — самый дешёвый по массе
рычаг, высота стоек ограничена клиренсом винта (§ B.9.6).

B.9.5 Доля веса на носовую стойку

Источники: Raymer § 11.2–11.3; Currey, «Aircraft Landing Gear Design» (1988),
с. 27–28 — пол 6 %, предпочтительно 8 % при ЗАДНЕЙ центровке,
доходящие до 15 % при передней; Chai & Mason § 3.3.3.

⚠ Оговорка Chai & Mason, обязательная к воспроизведению: «это рекомендации,
а не требования». Числа выше — не физический предел и не сертификационная
норма; борт с 7 % не «неисправен». Пол 5 % — наша нижняя граница, названная по
механике сцепления; Currey называет 6 %, и это расхождение не скрывается.

Проверять на ОБОИХ предельных положениях центровки, а не на номинале. У RC
батарея — крупнейшая подвижная масса, и её штатный сдвиг между вариантами
загрузки перекладывает вес с носа на основные опоры сильнее, чем любые другие
компоненты. Доля, посчитанная на номинальной центровке, может лежать в 8…15 %
и при этом уходить за пол на заднем пределе.

⚠ Честная оговорка про боковой ветер. Управление на разбеге в боковой
ветер в НАШЕМ классе — задача руля направления, а не доли нагрузки на нос.
Расчёт: момент от киля растёт как КВАДРАТ скорости, а сцепление колеса
постоянно (оно ограничено весом на стойке, который от скорости не зависит) —
поэтому ни одна доля нагрузки не удерживает машину на курсе выше
≈ 5 м/с разбега. Требовать от носовой стойки курсовой устойчивости на
разбеге бессмысленно: до 5 м/с её хватает почти при любой доле, после — не
хватает ни при какой.

B.9.6 Клиренс винта

⚠ Дюймовые значения из практики большой авиации сюда НЕ переносятся — они
абсолютные и не масштабируются на борт с размахом 1.5 м.

Числа 15–20 мм — практика класса (винты 8–12″ на борте 1–2 кг): меньший
просвет означает, что первая же кочка или посадка с недолётом уносит винт, а
часто и вал мотора. Это НАША граница по классу, а не цитата.

Результат: способ старта; при наличии шасси — схема, база, колея, высота
стоек, доля веса на носовую стойку на обоих пределах центровки, клиренс винта
Успех: все критерии § B.9.4–B.9.6 выполнены на ОБОИХ предельных
положениях центровки
Не успех: угол опрокидывания вне полосы → колея/высота/база (§ B.9.4);
доля на носу вне 8…15 % → двигать компоненты (правило § B.5.2), а не
основные опоры, если положение опор уже обосновано центровкой; клиренс винта
не проходит → меньше диаметр винта с ПЕРЕСЧЁТОМ § B.4.1 (тяга и ток) или выше
стойки с перепроверкой углов опрокидывания
Критерий: шасси/способ старта зафиксированы; углы опрокидывания и доля на
носовую стойку в полосах на обоих пределах центровки; клиренс винта ≥ 15–20 мм
при максимальном обжатии и положителен при 5° крена; масса и положение шасси
возвращены в § B.5

B.10 Матрица отказов и реакция систем (AD-1540)

Шаг заведён AD-1540. До него единственной формой работы с отказами был
чекбокс FRR «пилот брифован» — то есть ответственность за отказ переносилась
на человека в момент, когда что-то менять уже поздно.

Для каждого отказа заранее задан ожидаемый ответ системы и способ
проверки на земле:

⚠ Строка, которую нельзя проверить на земле, так и записывается —
«проверке на земле не поддаётся». Матрица, в которой все четыре строки
получили галочку, — самообман: сваливание на взлёте на земле не
воспроизводится в принципе.

Результат: матрица «отказ → ответ системы → способ проверки» с заполненными
четырьмя строками
Успех: у каждого отказа назван КОНКРЕТНЫЙ ответ системы (а не «пилот
среагирует») и способ проверки либо явная отметка о непроверяемости
Не успех: ответ системы не определён → это проектное решение, а не
инструкция пилоту: возврат к § B.4 (резервирование питания), § B.6 (власть
рулей) или § B.1 (характер сваливания)
Критерий: все четыре строки заполнены; проверяемые строки перенесены в
чек-лист § E.2

═══ GATE: PDR / Go-NoGo #2 ═══

Вопрос: Конфигурация заморожена? Можно переходить к деталировке?

Критерии прохождения:
- [ ] Геометрия крыла, оперения, фюзеляжа определена
- [ ] Привод выбран и подтверждён расчётом
- [ ] CG в допуске для всех загрузок
- [ ] SM = 5-15%
- [ ] Все ЛТХ ≥ ТЗ
- [ ] Материалы выбраны, у каждого несущего элемента задана ориентация печати (B.8.2)
- [ ] Способ старта выбран; при наличии шасси — критерии B.9 выполнены
- [ ] Матрица отказов заполнена (B.10)
- [ ] Ходы рулей и приводы подтверждены расчётом B.6.3
- [ ] Цикл B.2↔B.3↔B.5 сошёлся по ОБОИМ критериям сразу (B.5.2)
- [ ] BOM предварительный составлен
- [ ] Нет open critical issues

Не прошли: Возврат к B.1-B.10 или к Фазе A (если проблема фундаментальная — ~20% проектов)

ФАЗА C: DETAIL DESIGN

Цель: Спроектировать КАЖДУЮ деталь для производства.

C.1 Конструкция крыла

• Нервюры (количество, расположение, форма)
• Лонжерон(ы) (позиция, сечение, материал)
• Передняя и задняя кромки
• Обшивка
• Крепление к фюзеляжу (разъём или цельное)
• Вырезы под сервоприводы

Результат: CAD-модель крыла со всеми деталями
Успех: Конструкция выдерживает расчётные нагрузки, собирается, разбирается
Не успех: Нагрузки не проходят → усиление → рост массы → возврат к B.5
Критерий: FoS ≥ 2.0 (для RC), масса крыла ≤ весового бюджета

C.2 Конструкция фюзеляжа

• Шпангоуты / рамы
• Ложемент батареи (с фиксацией!)
• Моторама
• Площадки под электронику
• Лючки доступа

Результат: CAD-модель фюзеляжа
Успех: Все компоненты размещаются, доступ есть, жёсткость достаточна
Не успех: Компоненты не влезают или доступ затруднён
Критерий: Все компоненты помещаются, лючки достаточные, крепления надёжные

C.2.1 Тепловой режим (AD-1540)

Обычный печатный пластик теряет жёсткость при 55–60 °C (температура
стеклования PLA — около 60 °C, PETG — около 80 °C; § B.8.1 даёт плотности, но
не тепло). Это ниже температуры, до которой штатно нагреваются мотор и
регулятор под нагрузкой, поэтому тепловой режим — вопрос конструкции, а не
эксплуатации.

Проектируется:

• охлаждение привода и электроники — сквозной тракт воздуха: вход впереди,
  выход СЗАДИ (в зоне разрежения), регулятор в потоке, а не в кармане;
  пункты компоновки — чек-лист § B.3.4;
• материал моторамы — с температурой размягчения ВЫШЕ расчётной
  температуры узла. Печатная моторама из PLA у горячего мотора — типовая
  причина «самопроизвольного» изменения угла установки мотора в полёте.

Критерий проверяется на земле — § E.2.

Результат: тракт охлаждения на CAD-модели, материал моторамы с названной
температурой размягчения
Успех: у каждого греющегося узла назван путь отвода тепла; материал
моторамы выдерживает расчётную температуру
Не успех: узел без охлаждения → перекомпоновка (§ B.3.4); материала с
нужной температурой нет → металлическая/фанерная вставка в мотораме или
смена материала (возврат к § B.8, масса → § B.5)
Критерий: температура размягчения материала каждого нагруженного теплом
узла выше расчётной температуры этого узла; подтверждение — тест § E.2

C.3 Конструкция оперения

• Стабилизатор (горизонтальный / V-tail / T-tail)
• Рули (навеска, ход)
• Крепление к фюзеляжу
• Тяги управления / сервоприводы

Результат: CAD-модель оперения
Успех: Рули обеспечивают расчётные углы отклонения, конструкция жёсткая
Не успех: Люфт в навеске, недостаточный ход руля
Критерий: Ход руля ≥ расчётного, люфт < 0.5°

C.4 Электрическая схема

• Разводка проводки
• Размещение приёмника, FC, FPV
• Сервоприводы (тип, момент, скорость)
• Антенны (GPS, RC link, video)

Результат: Электрическая схема, список компонентов
Успех: Все соединения определены, длина проводов оптимальна, нет помех
Не успех: Помехи между компонентами, провода не дотягиваются
Критерий: Все компоненты подключены, провода с запасом, антенны не экранированы

C.5 Подготовка к производству

• STL файлы для 3D-печати (разбивка на секции под стол принтера)
• DXF для лазерной/CNC резки (нервюры из бальзы/фанеры)
• Раскрой композитов (если применимо)
• Сборочные инструкции

Результат: Файлы для производства + инструкция сборки
Успех: Все файлы готовы, инструкция понятна, все детали помещаются на стол принтера
Не успех: Деталь не помещается → перенарезка, ошибка в размерах → перемоделирование
Критерий: Все секции ≤ размер стола принтера, все соединения определены

C.6 Прочностной анализ (FEA)

• Распределение нагрузок (V-n диаграмма → нагрузки на крыло)
• FEM ключевых узлов (корень крыла, моторама, шасси)
• Factor of Safety

Вход для узла шасси — § B.9 (схема, база, колея, высота стоек,
распределение веса по опорам). При старте с руки/катапульты узла шасси нет,
а расчётным случаем становится перегрузка схода с катапульты либо посадка на
брюхо — то, что зафиксировано в § B.9.1.
Прочность материала берётся В ОРИЕНТАЦИИ ПЕЧАТИ (§ B.8.2), а не по
паспорту филамента: иначе FoS ≥ 2.0 получается на прочности, которой у
детали нет.

Результат: Stress report, подтверждение прочности
Успех: FoS ≥ 2.0 везде, деформации в допуске
Не успех: Negative margin → усиление → рост массы → возврат к B.5
Критерий: FoS ≥ 2.0 для RC (≥ 3.0 по BMFA), max деформация крыла < 5% полуразмаха

C.7 Оценка флаттера (AD-1540)

До AD-1540 флаттер упоминался в схеме РОВНО ОДИН раз — как симптом в § F.2
(«Не успех: flutter, вибрации…»), то есть узнать о нём предполагалось в
полёте, ценой модели. Флаттер разрушает конструкцию за секунды, поэтому его
место — в конце фазы C, когда жёсткости и массы уже известны.

Оценивается критическая скорость флаттера V_фл — по жёсткости на
кручение и изгиб консоли, её погонной массе и положению центра масс сечения
относительно линии четверти хорды. Это ОЦЕНКА порядка величины (инженерная
формула/упрощённая двухстепенная модель), а не поверочный расчёт: полноценный
флаттерный анализ требует данных, которых на этой стадии нет, и он в схему НЕ
вводится.

⚠ Флаттер и дивергенция — РАЗНЫЕ явления, и запас по одному не является
запасом по другому. § B.1 показывает трёхкратный запас по крутильной
ДИВЕРГЕНЦИИ (статическая потеря устойчивости на кручение); флаттер —
динамическая связь изгиба, кручения и хода руля, и он наступает СИЛЬНО раньше
дивергенции. Ссылаться на запас из § B.1 как на «флаттер нам не грозит»
нельзя.

Критерий: V_фл ≥ 1.3 · V_max (максимальной скорости из ТЗ). Запас 30 % —
общепринятая практика запаса по флаттеру, перенесённая на наш класс; она
покрывает разброс жёсткостей печатной детали и неточность самой оценки.

Если критерий не проходит — три рычага, в порядке цены:

1. массовая балансировка руля (груз впереди оси навески — снимает связь
   изгиб-отклонение руля; самый дешёвый по массе рычаг);
2. толщина обшивки (крутильная жёсткость кессона растёт с толщиной
   напрямую);
3. жёсткость конструкции — лонжерон, замкнутый контур носка, уменьшение
   удлинения (§ B.1) — возврат к B.5 с новой массой.

⚠ Люфт в навеске (§ C.3, < 0.5°) — не «качество сборки», а вход этой оценки:
свободный ход руля резко снижает V_фл.

Результат: оценка V_фл и её сравнение с 1.3·V_max
Успех: V_фл ≥ 1.3·V_max при принятых жёсткостях и балансировке
Не успех: запаса нет → рычаги 1-3 выше; при исчерпании — ограничить V_max
в ТЗ (возврат к A.1) и записать ограничение в § F.2
Критерий: V_фл ≥ 1.3·V_max; для каждой управляющей поверхности назван
способ балансировки (или явно записано «не балансирована» с обоснованием)

═══ GATE: CDR / Go-NoGo #3 ═══

Вопрос: Можно строить? Все расчёты сходятся?

Критерии прохождения:
- [ ] CAD-модель полная (все детали)
- [ ] Stress report: FoS ≥ 2.0 везде
- [ ] Масса CAD-модели ≤ весового бюджета + 10% margin
- [ ] Файлы для производства готовы (STL/DXF)
- [ ] BOM финальный, все компоненты заказаны/в наличии
- [ ] Инструкция сборки написана
- [ ] CG пересчитан с финальными массами — в допуске
- [ ] Оценка флаттера: V_фл ≥ 1.3·V_max (C.7)
- [ ] Тепловой режим спроектирован, материал моторамы назван (C.2.1)

Не прошли: Возврат к C.1-C.7 (локальные доработки) или B (если масса вышла за бюджет)

ФАЗА D: MANUFACTURING / PROTOTYPING

Цель: Изготовить и собрать первый лётный экземпляр.

D.1 Изготовление деталей

• 3D-печать секций (крыло, фюзеляж, оперение)
• Резка нервюр (лазер/CNC/ручная)
• Изготовление лонжеронов
• Закупка и подготовка ПКИ (мотор, сервы, электроника)

Результат: Все детали изготовлены, ПКИ в наличии
Успех: Все детали соответствуют чертежам, стыкуются
Не успех: Деталь не подходит → перепечатка/переделка, компонент не в наличии → ждать
Критерий: Все детали готовы, визуальный осмотр пройден

D.2 Сборка

• Сборка крыла (нервюры + лонжерон + обшивка)
• Сборка фюзеляжа
• Сборка оперения
• Установка привода (мотор + ESC + проп)
• Прокладка электрики
• Установка электроники (приёмник, FC, FPV)
• Навеска рулей + подключение серв
• Стыковка крыла с фюзеляжем

Результат: Собранный самолёт
Успех: Всё собирается без доработок напильником, рули ходят свободно
Не успех: Детали не стыкуются → подгонка, рули заедают → переделка навески
Критерий: Сборка завершена, все рули работают, мотор крутится

D.3 Взвешивание и центровка

• Взвешивание полностью собранного самолёта
• Определение фактического CG
• Сравнение с расчётным
• Балансировка (если нужно — перемещение батареи, добавление груза)

Результат: Фактическая масса и CG
Успех: Масса ≤ MTOW, CG в диапазоне 25-35% MAC
Не успех: Масса > MTOW → облегчение или пересмотр ТЗ. CG за пределами → перекомпоновка (двигать компоненты — § B.5.2)
Критерий: Масса ≤ MTOW, CG = 25-35% MAC (±2%) — нормальная схема; окно
другой схемы — § «Центровочное окно — ФУНКЦИЯ АЭРОСХЕМЫ»

═══ GATE: MRR + TRR / Go-NoGo #4 ═══

Вопрос: Самолёт собран? Готов к испытаниям?

Критерии прохождения:
- [ ] Сборка завершена
- [ ] Масса ≤ MTOW
- [ ] CG в допуске
- [ ] Все рули работают, ходы соответствуют расчёту
- [ ] Мотор работает, тяга проверена
- [ ] Электроника работает (RC link, телеметрия)
- [ ] Визуальный осмотр: нет трещин, люфтов, незакреплённых элементов

Не прошли: Устранение дефектов → повторная проверка

ФАЗА E: GROUND TESTING

E.1 Статические нагрузки

• Нагружение крыла (мешки с песком / грузы) до расчётной нагрузки
• Проверка деформации (измерение прогиба)
• Проверка на остаточную деформацию после снятия нагрузки

Результат: Крыло выдерживает расчётную нагрузку
Успех: Прогиб ≤ 5% полуразмаха при n=3g, нет остаточной деформации
Не успех: Разрушение или остаточная деформация → усиление конструкции
Критерий: Нагрузка n * MTOW / 2 на каждую консоль, без разрушения

E.2 Функциональные тесты

• Все рулевые поверхности: направление, ход, скорость
• Мотор: полный газ, торможение
• Failsafe: поведение при потере связи
• Телеметрия: корректность данных
• Расход тока: соответствие расчёту
• Тепловой прогон (AD-1540): 60 с полного газа на земле, сразу после
  остановки — замер температуры мотора и регулятора
• Проверка дальности радиолинии (AD-1540): на ПОНИЖЕННОЙ мощности
  передатчика (режим range check), с мотором на полном газе
• Проверяемые строки матрицы отказов (§ B.10): failsafe, просадка питания
  приёмника при одновременной перекладке всех поверхностей

Результат: Все системы работают корректно
Успех: Все тесты пройдены
Не успех: Руль в обратную сторону (самая частая ошибка!), failsafe не срабатывает
Критерий: Чек-лист функциональных тестов — 100% пунктов. Отдельно:
(а) температура мотора и регулятора после 60 с полного газа на земле — не
выше температуры размягчения материала узла (§ C.2.1) и не выше паспортного
предела регулятора; (б) дальность на пониженной мощности с работающим на
полном газе мотором соответствует заявленной производителем для этого режима

⚠ Почему газ обязателен в обоих тестах: на земле нет набегающего потока, и
60 с полного газа — самый тяжёлый тепловой режим борта (хуже, чем полёт);
работающий регулятор — главный источник наводок на приёмник, и проверка связи
без него проверяет не ту систему.

E.3 Рулёжка (Taxi test)

• Руление по земле на малой скорости
• Проверка управляемости на земле
• Разбег без отрыва (если шасси есть)

Применяется только при старте с полосы (§ B.9.1). При пуске с руки или
катапульты шага НЕТ — не «пропущен», а неприменим; в этом случае чекбокс
FRR закрывается ссылкой на решение § B.9.1.
Управление курсом на разбеге проверяется рулём направления, а не долей веса
на носовой стойке — обоснование в § B.9.5.

Результат: Самолёт управляем на земле
Успех: Прямолинейное руление, повороты, торможение
Не успех: Неуправляемость → проверка шасси, CG, рулей
Критерий: Устойчивое руление, нет тенденции к развороту

═══ GATE: FRR / Go-NoGo #5 ═══

Вопрос: Готов к первому полёту?

Критерии прохождения:
- [ ] Статические нагрузки пройдены
- [ ] Все функциональные тесты — OK
- [ ] Taxi test — OK (применимость определена § B.9.1: при старте с руки/
катапульты шага нет)
- [ ] Тепловой прогон и проверка дальности радиолинии под нагрузкой — OK (E.2)
- [ ] Погода подходящая (ветер < 5 м/с для первого полёта)
- [ ] Матрица отказов (§ B.10) заполнена, её проверяемые строки пройдены на
земле, непроверяемые — названы как ограничение
- [ ] Пилот брифован (расчётные характеристики, аварийные процедуры) — брифинг
идёт ПО матрице отказов, а не вместо неё
- [ ] Зона полёта безопасная
- [ ] Телеметрия работает

Не прошли: Устранение проблем → повторные тесты

ФАЗА F: FLIGHT TESTING

F.1 Первый полёт

• Консервативные режимы (50% газа, простые манёвры)
• Прямолинейный полёт, пологие повороты
• Оценка триммирования
• Посадка

Результат: Самолёт летает, управляем
Успех: Устойчивый полёт, адекватная реакция на рули, мягкая посадка
Не успех: Неуправляемость, крен, пикирование → аварийная посадка → анализ причин
Критерий: Самолёт совершил круг и сел без повреждений

F.2 Расширение режимов (Envelope expansion)

• Полный диапазон скоростей (от Vstall до Vmax)
• Крутые повороты
• Набор высоты на полном газе
• Планирование с выключенным мотором

Результат: Подтверждённый диапазон режимов
Успех: Все режимы ТЗ достигнуты без проблем
Не успех: Flutter, вибрации, потеря управляемости на каком-то режиме → ограничение envelope
Критерий: Все параметры ТЗ подтверждены в полёте

F.3 Stall testing

• Определение фактической скорости сваливания
• Характер сваливания (мягкий/резкий, с креном/без)
• Восстановление из сваливания

Результат: Vstall фактическая, характер сваливания
Успех: Vstall ≤ расчётной, мягкий срыв, предупреждение (бафтинг), лёгкое восстановление
Не успех: Резкий срыв с креном (опасно!) → нужен washout или vortex generators
Критерий: Vstall ≤ расчётной * 1.05, характер мягкий

F.4 Валидация ЛТХ

• Фактическая скороподъёмность
• Фактическое время полёта
• Фактический расход тока
• Сравнение с расчётом

Результат: Фактические ЛТХ vs расчётные
Успех: Отклонение ≤ 15% от расчёта
Не успех: Отклонение > 30% → ошибка в расчётах или изготовлении → анализ
Критерий: Каждый параметр ТЗ выполнен с фактическим замером

ИТЕРАЦИОННЫЕ ПЕТЛИ (возврат назад)

Петля 1: Sizing не сходится → ослабить ТЗ

Вероятность: 10-20% проектов
Триггер: MTOW растёт с каждой итерацией
Действие: Уменьшить требования (скорость, время полёта, нагрузку)

Петля 2: Preliminary → Conceptual

Вероятность: ~20% проектов
Триггер: CL_max недостижим, центровка не балансируется, конструкция слишком тяжёлая
Действие: Смена схемы или профиля

Петля 3: Detail → Preliminary (самая частая)

Вероятность: ~50% проектов
Триггер: FoS < 2.0 → усиление → рост массы → CG сдвигается
Действие: Локальные изменения конструкции, перебалансировка

Петля 4: Ground Test → Detail

Вероятность: ~30% проектов
Триггер: Статика не прошла, руль заедает
Действие: Усиление узла, переделка навески

Петля 5: Flight Test → Detail/Preliminary

Вероятность: ~70% первых прототипов
Триггер: Характеристики не соответствуют, вибрации, управляемость
Действие: От мелких доработок (vortex generators, перебалансировка) до серьёзных (новый стабилизатор)

CG — "KING CONSTRAINT"

Всё проектирование крутится вокруг допустимого диапазона центровки.

CG влияет на:
- Устойчивость (SM) — слишком передний CG = тяжело тянуть на себя, расход руля
- Управляемость — слишком задний CG = неустойчивость, опасно
- Trim drag — нетриммированный самолёт тратит руль на балансировку = доп. сопротивление
- Расположение ВСЕХ компонентов — батарея двигается для балансировки

Допустимый диапазон: 25-35% MAC (для статически устойчивого RC)
Оптимум: 28-32% MAC (SM = 5-10%)

Центровочное окно — ФУНКЦИЯ АЭРОСХЕМЫ (AD-1540)

Пара чисел выше описывает нормальную схему, а § A.3 разрешает выбрать и
другую. Универсальным окно быть не может: у бесхвостки нейтральная точка лежит
принципиально иначе, и 25–35 % САХ для неё физически неверны.

⚠ Требование к § A.3: схема фиксируется ВМЕСТЕ со своим окном. Если схема
выбрана, а окно не названо (или для неё эталона нет), это должно быть записано
явно — «для этой схемы установленного окна нет», — а не заменено окном
нормальной схемы. Подстановка чужого окна выглядит как консервативность, а на
деле даёт борту требование другого аппарата.

Коэффициенты бюджета сопротивления

Раздел заведён в AD-1404 и служит ЕДИНСТВЕННЫМ источником числовых
коэффициентов для расчёта паразитного сопротивления
(web/services/avl/drag_budget.py). Нужного коэффициента здесь нет — он
добавляется СЮДА с указанием источника, а не подбирается по месту в коде.

Почему у каждого тела свой коэффициент, а не общая надбавка. Общий
множитель «на всё прочее» не создаёт ни одной проверяемой величины и делает
модель нечувствительной к геометрии: борт с обтекателями на стойках и борт без
них получают одно и то же число. Три тикета подряд (AD-1373, AD-1378, AD-1404)
чинили один и тот же дефект — тело существует физически и не заведено в сумму.

Интерференция стыков — множители Q

Источник: Raymer D.P., «Aircraft Design: A Conceptual Approach», таблица
коэффициентов интерференции метода Component Buildup.

Интерференция стыка крыло-фюзеляж — формула

Источник: Hoerner S.F., «Fluid-Dynamic Drag» (1965), раздел об
интерференции стыков несущей поверхности с телом.

Δ(D/q) = [0.8·(t/c)³ − 3·10⁻⁴] · c_корн²      — на ОДИН стык, м²

t/c — относительная толщина корневого профиля, c_корн — корневая хорда.
Вклад растёт как куб толщины и как квадрат хорды: толстое корневое
сечение на широкой хорде и есть то место, где стык стоит дорого. При
t/c < 0.072 выражение уходит ниже нуля — это предел применимости формулы, а
не тяга: результат обрезается нулём.

Зализ снимает надбавку целиком (Q = 1.0 по таблице выше).

Плохо обтекаемые тела — Cd по МИДЕЛЮ

Источник: Hoerner S.F., «Fluid-Dynamic Drag» (1965) — разделы о
сопротивлении цилиндра в поперечном потоке, профилированных стоек и шасси.

⚠ Эти тела нельзя считать методом Component Buildup (Cf × FF × S_смоч):
у них поток отрывается сразу за миделем, и формула обтекаемого тела занизила бы
вклад в разы.

Обтекатель окупается больше чем на порядок по стойке — именно это различие и
должна показывать модель.

Щели навески управляющих поверхностей

Источник: Hoerner S.F., «Fluid-Dynamic Drag» (1965), раздел о сопротивлении
щелей и уступов.

Δ(D/q) = Cd_щели · w · L,   Cd_щели = 0.05

w — ширина щели, L — длина линии навески; коэффициент отнесён к проходному
сечению щели.

Перекрёстная проверка порядка величины. F. Thomas, «Fundamentals of
Sailplane Design»: негерметизированные щели рулей стоят борту
ΔCD ≈ 2·10⁻⁴ по площади крыла. На дефолтной геометрии нашего редактора формула
выше даёт 5.4·10⁻⁴ при щели в 2% хорды — тот же порядок при заметно более
грубых щелях печатного борта. Два независимых источника сходятся, значит
коэффициент не выдуман.

Что этими коэффициентами НЕ считается

• Шероховатость поверхности по технологии изготовления. Cf берётся для
  гидравлически гладкой поверхности. Поправка требует высоты шероховатости, а
  стадии «способ изготовления и материал» в редакторе нет вовсе.
• Торцевые щели по краям управляющих поверхностей — на порядок короче щелей
  навески и лежат вдоль потока.
• Профильное сопротивление самого крыла — считается ОТДЕЛЬНО, по поляре
  профиля в рабочей точке, и в паразитный бюджет не входит по определению.

⚠ Отсюда следует граница сравнения. Типовой диапазон «CD0 борта класса RC =
0.02…0.04» относится к полному CD0 — сумме паразитного бюджета и профильного
сопротивления крыла. Сравнивать с ним один только паразитный подтотал нельзя:
это две разные величины, и принять их за одну — тот же класс ошибки, что
посчитать тело дважды.

Шасси: варианты, размеры, масса и положение

Раздел заведён в AD-1410 и служит ЕДИНСТВЕННЫМ источником чисел по шасси
(web/services/designer_v2_landing_gear.py и его клиентское зеркало
web/static/js/tools/designer_v2/landing_gear.js). Cd плохо обтекаемых тел
берётся из таблицы выше — второй копии коэффициентов здесь нет.

Шаг процесса, который эти числа потребляет, — § B.9 «Шасси и способ
старта» (решения, углы опрокидывания, доля веса на носовую стойку, клиренс
винта, критерии выхода). Здесь — ЧИСЛА, там — РЕШЕНИЯ; разнесено намеренно,
чтобы не завести вторую копию ни того, ни другого.

Шасси — решение с вариантами, а не галочка. До AD-1410 в редакторе не
существовало ни геометрии, ни параметра, поэтому вклад шасси в сопротивление был
не мал, а тождественно нулевым по построению: has_fixed_gear всегда
False. Признак дефекта тот же, что у мотогондол (AD-1373) и оперения
(AD-1378) — тело существует физически и не заведено в сумму, только здесь у него
не было даже входа.

Варианты и что каждый меняет

• «Нет шасси» — ЗАКОННЫЙ вариант, а не отсутствие выбора: борт запускают с рук
  или катапультой и сажают на брюхо. Ноль здесь — следствие выбранного
  варианта, а не отсутствия модели.
• Убирающееся шасси даёт РОВНО ноль в сопротивлении на крейсере (в потоке
  стоек нет — их мидель равен нулю точно, а не приближённо), но массу и объём
  в фюзеляже не теряет и в развесовку входит наравне с остальными. Именно
  поэтому доля массы у него САМАЯ БОЛЬШАЯ — механизм уборки, замки и приводы.
• Хвостовая схема легче и дешевле по сопротивлению носовой: хвостовое колесо
  на порядок меньше основного (см. size_ratio ниже), а управляемой носовой
  стойки с её приводом нет вовсе.

Источник долей массы: Raymer D.P., «Aircraft Design: A Conceptual
Approach», статистические групповые массы лёгкого самолёта — шасси ≈ 5–6 % W₀
при неубирающемся исполнении, убирающееся тяжелее в полтора раза. Значения выше
— КАЛИБРОВКА этого диапазона на класс RC (доли, а не абсолютные килограммы),
и это НАЗВАННОЕ ДОПУЩЕНИЕ: уточняется фактическим взвешиванием собранного шасси
ровно так же, как масса конструкции.

⚠ Шасси — ОТДЕЛЬНАЯ массовая группа, не часть массы конструкции планера.
Доля 0.35 m₀ (STRUCTURE_MASS_FRACTION, эталонная схема S18) относится к
крылу, фюзеляжу и оперению; шасси добавляется СВЕРХ неё. Сложить их в одну долю
означало бы посчитать одну массу дважды либо потерять её целиком — тот же класс,
что тело без строки в бюджете сопротивления.

Размеры опор — от размаха и мидели фюзеляжа

Точка калибровки — конкретный борт, а не «типичные» числа. Все четыре
правила подобраны так, чтобы на дефолтной геометрии редактора (размах 1.5 м,
фюзеляж ⌀0.1 м) дать РОВНО те размеры шасси тренера нашего класса, на которых
AD-1404 замерял вклад в бюджет: стойки 120×6 мм, колёса ⌀60×20 мм. Замер оттуда
(на ДВУХ опорах): неубирающееся шасси даёт +87 % к паразитному бюджету,
шасси в обтекателях — +24 %.

Замер AD-1410 на полном бюджете дефолтного борта (фюзеляж + оперение + стык
крыла; три опоры вместо двух):

Именно эта таблица и есть ответ на вопрос «что меняет выбор шасси»: раньше все
пять строк были одинаковыми нулями.

Опоры разного размера считаются ЭКВИВАЛЕНТНЫМ числом основных. Сопротивление
линейно по числу опор, поэтому набор из основных и одной уменьшенной опоры
сводится к дробному числу опор основного размера по МИДЕЛЮ:
n_экв = n_осн + size_ratio². Это точная арифметика, а не приближение, и она
позволяет не заводить второй способ суммирования — тела по-прежнему складывает
одна функция drag_budget.landing_gear_parasite_drag.

Масса распределяется между опорами как куб масштаба (геометрическое
подобие): хвостовое колесо весит ~6 % основной опоры, носовая стойка — ~73 %.

Продольное положение опор — вход развесовки

Положение основных опор относительно ЦТ и есть то, что отличает носовую схему
от хвостовой на земле, поэтому у каждого варианта оно СВОЁ (CG — "KING CONSTRAINT" выше: ЦТ статически устойчивого RC-борта — 25–35 % САХ).

Убранное шасси остаётся на месте по X и уходит на ось по Y — ниши в
фюзеляже там же, где опоры выпускаются, поэтому продольная центровка убирающейся
схемы совпадает с носовой, а вертикальная — нет.

Законцовки крыла — типовые геометрии

Раздел заведён в AD-1368 и служит ЕДИНСТВЕННЫМ источником геометрии
законцовочных устройств для кода (web/services/designer_v2_planform.py
WINGTIP_DEFS ↔ web/static/js/tools/designer_v2/geometry.js WINGTIP_DEFS).
Нужной законцовки здесь нет — она добавляется СЮДА с указанием источника, а не
подбирается по месту.

Что считается, а что нет. Законцовка у нас — не поправочный коэффициент к
удлинению и не «плюс столько-то процентов качества», а РЕАЛЬНАЯ ПАНЕЛЬ
планформа: она уезжает решателю секцией крыла, и индуктивное сопротивление он
считает по ней сам, по вихревой пелене. Поэтому в таблице нет и не может быть
столбца «выигрыш, %»: величина вычисляется, а не назначается. Второе
определение той же величины (множитель к AR или к числу Освальда) —
запрещено: оно давало бы два способа получить одно число.

Почему длина панели задана ГОРИЗОНТАЛЬНЫМ ВЫНОСОМ, а не высотой. И расчёт,
и рендер наращивают панель по горизонтали, а подъём получают из угла развала
(z = y·tg Γ). При параметризации высотой законцовка типа raked (развал 0°,
высота 0) не выражается вовсе, а почти вертикальный «фин» требовал бы деления
на tg 90°. Высота — производная: высота = вынос · tg Γ.

Источники.

• Whitcomb R.T., NASA TN D-8260 (1976) — первичная работа по винглетам:
  панель ставится почти вертикально (в источнике развал задан от вертикали,
  ≈15°, то есть 75° от горизонтали — отсюда наши 75° у winglet_up), высота
  порядка хорды законцовки; выигрыш идёт от разгрузки концевого вихря, а не от
  прироста размаха.
• Raymer D.P., «Aircraft Design: A Conceptual Approach», раздел о
  законцовках: высота винглета типично 10…15% полуразмаха, сужение панели
  0.4…0.7, стреловидность её ¼ хорды больше крыльевой. Отсюда высоты 0.10…0.12
  и сужения таблицы.
• Практика транспортных схем (Airbus sharklet, Boeing blended/raked tip):
  «сопряжённый» винглет ставится под меньшим развалом (≈55°) и длиннее;
  «шарклет» — промежуточный (≈70°) с сильной стреловидностью; raked — почти
  горизонтальное продолжение с резко большей стреловидностью, работающее
  ПРИРОСТОМ РАЗМАХА, а не разгрузкой вихря.
• v1-дизайнер SkyForge (designer.html::WINGTIP_DEFS, семь пресетов) — те
  же семь вариантов и те же развалы: 75/−75/55/88/70 и raked. AD-1368 переносит
  ИХ, а не выдумывает новые, поэтому расхождения между версиями нет.

⚠ Цена устройства считается всегда (cd0_wingtips, раздел о бюджете
сопротивления выше): панель добавляет смоченную поверхность. На RC-масштабе
эта цена регулярно превышает выигрыш — замер по трём типовым бортам
редактора, каждый на СВОЁМ режиме:

Индуктивное сопротивление падает во всех трёх случаях — качество всё равно
ниже: смоченная поверхность панели (высота 10% полуразмаха) стоит дороже. Это
не дефект расчёта, а свойство малых удлинений и низких Re; вывод «винглет
всегда лучше» из таблицы геометрий не следует, и пресеты редактора поэтому
раздают ПРЯМУЮ законцовку, а не винглет.

⚠ Названное допущение (перекрытие с профильным сопротивлением). Опорная
площадь считается по проекции ПОСТРОЕННОГО планформа, то есть включает ТЕНЬ
панели законцовки, а профильное сопротивление крыла нормируется той же
площадью — значит тень панели (у winglet_up это 25% её истинной площади,
0.0044 м² из 0.0170 м²) учтена и профильным слагаемым, и cd0_wingtips.
Замеренная величина перекрытия — ≈0.7% полного CD на дефолтном борте.
Устранение требует нормировать профильное сопротивление по площади БЕЗ
устройства, то есть завести вторую опорную площадь, — это дороже самой ошибки
и запрещено каноном одной опорной площади (AD-1222).

⚠ Названное допущение (устройству начислена ЦЕНА, но не МАССА). Масса
конструкции планера оценивается корреляцией по размаху КРЫЛА
(m_констр = доля · k(назначение) · b^2.6, реализация —
web/services/designer_v2_mass.py), и никакого
геометрического входа, кроме размаха, у неё нет. Значит панель законцовки
добавляет к отчёту сопротивление (cd0_wingtips), но НЕ добавляет ни грамма
массы — борт с винглетом выходит немного легче реального. Порядок
недоучёта: у winglet_up истинная площадь обеих панелей ≈0.0170 м² против
0.264 м² крыла дефолтного борта (дефолты: span 1.5 м, rootChord 0.22 м,
taper 0.6), то есть 6.5% несущей поверхности, не отражённые в массе. Дописать
сюда «плюс столько-то грамм за винглет» нельзя:
это было бы ВТОРОЕ правило массы (по площади) рядом с действующим (по
размаху) — тот же класс, что вторая опорная площадь. Закрывается не поправкой,
а отдельной стадией развесовки по площадям несущих поверхностей; до неё
ограничение названо здесь и в докстрингах
(web/services/designer_v2_mass.py; в designer_v2_analysis — инлайн у
wingtip_surfaces внутри build_avl_geometry, там же, где законцовке
начисляется сопротивление).

Удлинение борта с устройством считается по ОПОРНОЙ паре. Размах в
числителе AR = b²/S — опорный, то есть проекция ПОСТРОЕННОГО планформа на XY
(с тенью панели), ровно та же величина, которой решатель нормирует
коэффициенты (b_ref), а площадь в знаменателе — та же опорная S_ref. У
raked построенное удлинение поэтому РАСТЁТ (вынос 5% полуразмаха → b_ref ≈
1.05·b), и это правильный ответ: устройство работает приростом размаха. Взять в
числитель размах КРЫЛА при площади С устройством значило бы показать
пользователю упавшее удлинение там, где построенное выросло, — две величины под
одним именем (AD-1222/AD-1368).

Транспортное ограничение ТЗ проверяется ПОСТРОЕННЫМ размахом. «Не шире X»
(maxTransportSpanM, S01) сверяется с той же опорной проекцией на XY, а не с
размахом крыла params.span: в багажник едет то, что построено, а построенный
габарит по оси Y у raked шире крыла на 5%, у blended — на 7%. Оставить там
params.span значило бы пропускать ограничение с превышением до 7% — по
расчёту борт влезает туда, куда физически не входит (тот же класс, что
AD-1222). Складывания/разъёмности у v2 нет, поэтому транспортный габарит равен
построенному полётному — допущение названо
(transport_span_equals_flight_span) и показывается пользователю.

ПАРАЛЛЕЛЬНЫЕ ПОТОКИ

КРЫЛО:       [геометрия]─[конструкция]─[FEA]─[файлы для печати]────>
                  │             │          │
ОПЕРЕНИЕ:    [геометрия]─[конструкция]─────────────────────────────>
                  │             │                    ║ Параллельно,
ФЮЗЕЛЯЖ:    [геометрия]─[конструкция]─[компоновка]─────────────────>  связаны
                  │             │          │         ║ через CG
ПРИВОД:      [подбор мотора]─[пропеллер]─[батарея]─────────────────>
                  │             │          │
ЭЛЕКТРОНИКА: [выбор]─────[схема]─────[закупка]─────────────────────>

Точки синхронизации: CG analysis (B.5) — ждёт данные от ВСЕХ потоков.

ДОСТАТОЧНОСТЬ УПРАВЛЕНИЯ: коэффициенты и расчётные случаи

Добавлено AD-1416 — стадия S14b эталонной схемы
(docs/reference/skyforge-design-flow-reference.md). Раздел собирает числа,
которых в этом справочнике не было: до него «привод выбран и подтверждён
расчётом» (критерий выхода фазы B) не опирался ни на одну величину.

Устойчивость и управляемость — разные вопросы. Устойчивость отвечает
«вернётся ли аппарат к режиму сам», достаточность управления — «хватит ли
власти рулей, чтобы им управлять». Модель может быть устойчивой и
неуправляемой: слабый привод отдаёт руль набегающему потоку.

Расчётные случаи

Посадочная скорость 1.3·V_свал — общепринятая практика RC (запас 30 % над
сваливанием); V_свал считается по Cl_max крыла, а не по типовому числу:
типового Cl_max не бывает, он свойство профиля и планформа.

Коэффициенты

Классы приводов (паспортные данные при 6 В)

Две связи, без которых стадия сходится на бумаге

1. Масса приводов и проводки возвращается в развесовку. Пять приводов по
   9 г — это 45 г на борте расчётной массой 1.5 кг, и стоят они не в ЦТ, а на
   крыле и в хвосте. Проверка достаточности, не вернувшая эту массу в
   центровку, ломает CG — «king constraint» этого справочника.
2. Ток тракта считается по ПИКОВОМУ, а не среднему потреблению. При
   одновременной перекладке всех поверхностей (порыв, вывод из крена, тест
   рулей на земле) каждый привод берёт стопорный ток; разница с суммой холостых
   токов — два порядка. Стабилизатор питания, подобранный по среднему,
   просаживается ровно в момент, когда управление нужнее всего.

Смешанные поверхности: правило смешивания (AD-1425)

Добавлено AD-1425. До него потребный угол смешанной поверхности не считался
вовсе: элевон отдавал признак «микшер не реализован». Именно на смешанной
поверхности нехватка управления вылезает первой — ход делится между осями, и
полного отклонения не получает ни одна.

Микшер следует из аэросхемы, а не настраивается на глаз (критерий выхода
S14b). Правило: смешанная поверхность берёт на себя ту ось, у которой на борте
НЕТ своей выделенной поверхности, а ход делится между взятыми осями поровну.

Равные доли — допущение, а не расчёт: ровно так устроены ходовые микшеры
хобби-аппаратуры и полётных контроллеров. Выводить долю из ПОТРЕБНОСТИ осей
(δ_оси / Σδ) нельзя: доступный оси ход тогда равен её же потребности с
точностью до общего множителя, и вердикт каждой оси вырождается в вердикт суммы.

Три проверки вместо одной

Совместный случай считается по МЕНЬШЕЙ из скоростей осей: потребный угол крена
от скорости не зависит (целевая спираль P·b/2V безразмерна), а
балансировочный растёт с падением скорости.

Управляющая производная тангажа — по НОСИТЕЛЮ поверхности

x_рул — от ЦТ до центра площади поверхности; ЦТ бесхвостки берётся из запаса
устойчивости (нейтральная точка ≈ ¼ САХ крыла, ЦТ впереди неё на SM·САХ).

⚠ Следствие, которое видно сразу: плечо элевона на порядок короче, поэтому
несимметричный профиль (Cm_ac = −0.05 из таблицы выше) обходится бесхвостке
ДЕСЯТКАМИ градусов элевона на балансировку. Это не дефект расчёта, а причина,
по которой летающие крылья строят на S-образных (рефлексных) профилях и с малым
запасом устойчивости. Реальный Cm_ac профиля в расчёт пока не доезжает
(допущение названо в таблице коэффициентов); подмена его «удобным» нулём была бы
приукрашиванием, а не уточнением.

Реализация — web/static/js/tools/designer_v2/control_authority.js
(AD-1416, смешанные поверхности — AD-1425); граница стадии — руддерватор
(записи в каталоге геометрии пока нет) в неё не входит. Механизация (закрылки)
заведена AD-1367 — см. следующий раздел; в достаточность управления она входит
СВОИМ расчётным случаем
шарнирного момента, а её прирост подъёмной силы и сопротивления живёт в поляре
крыла, а не здесь.

МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА (закрылки)

Добавлено AD-1367 — паритет v1→v2 по стадии S09 эталонной схемы. Раздел
собирает числа, которых в этом справочнике не было: B.1 упоминал закрылки в
перечне управляющих поверхностей крыла, но ни одного коэффициента под них не
давал.

Закрылок — не четвёртый руль. Руль создаёт момент по оси и поворачивает
борт; закрылок меняет поляру крыла: его выпуск даёт прирост подъёмной силы
и прирост сопротивления. Отсюда и величины, которые он двигает, — скорость
сваливания, посадочная скорость (1.3·V_свал) и CD0 конфигурации, а не темп
крена или балансировочный угол.

Показывать одну половину без другой нельзя. Прирост CL_max без прироста
CD даёт механизацию, которая борт только улучшает, и цена решения остаётся
неназванной — тот же класс, что «обязательство и результат под одним именем»
(§ 14 эталонной схемы).

Положения и углы

Простой (небалансированный) закрылок дальше ~45° работать перестаёт — поток за
ним срывается целиком, и прирост подъёмной силы падает.

Коэффициенты

Перекрёстная сверка модели. На 60° и c_f/c = 0.20 формула выше даёт
Δcl_max ≈ 1.05, тогда как Raymer (табл. 12.2) для plain flap приводит
«типичное» 0.9. Порядок и величина сходятся; ужесточать это сравнение нельзя —
сопоставляются метод и табличное значение, а не два расчёта одной модели.

Множитель 0.9 в переходе к крылу учитывает, что максимум подъёмной силы
механизированной и чистой частей крыла достигается на разных углах атаки, и
складывать их полностью неправомерно.

Что этими коэффициентами НЕ считается

• щелевой и выдвижной (Fowler) закрылок — у них своя F и своя прибавка
  хорды c'/c; каталог v2 знает только простой закрылок, и второй тип приедет
  вместе со своей записью, а не подгонкой этих чисел;
• смещение аэродинамического центра и момент Cm от выпуска — выпущенный
  закрылок даёт заметный пикирующий момент, который здесь не считается вовсе;
  это вход стадии балансировки, и он остаётся разрывом
  (docs/reference/skyforge-design-flow-gaps.md);
• потребная длина разбега — величина S16-соседства (нужны располагаемая
  тяга и коэффициент трения качения), этим тикетом не заводилась.

Реализация: web/services/avl/high_lift.py (подъёмная сила),
web/services/avl/drag_budget.py::flap_deployment_drag (сопротивление),
web/services/designer_v2_flaps.py (конфигурация борта → числа расчёта).