Чтобы от скукоты большого количества букв перейти хоть к каким-то картинкам, я покажу вам пару примеров того, как, двигаясь в направлении приведенных выше рассуждений, вырисовываются общие очертания модели. И заметьте, они как-то удивительно похожи! Широкое прямоугольное крыло небольшого размаха…




И почему прямоугольное, а не, скажем, трапеция? Ведь трапеция гораздо ближе по форме к эллиптическому крылу, которое в аэродинамике считается наилучшим контуром в плане. Не случайно эллиптическое крыло имел Спитфайр, обладавший превосходными летными данными. Крылья наших истребителей тоже стремились приблизить к этой форме, просто в изготовлении такое крыло сильно сложнее.
Так вот, при заданной площади прямоугольное крыло дает минимальный размах. Да и в изготовлении проще. Потом я должен напомнить, что мы решили, что летаем не «на крыле», а скорее «на моторе», поэтому нам такие сложности, как эллиптическое крыло, не нужны. Забегая вперед скажу, что будет совсем небольшая трапеция по элерону, но по другим причинам, о которых расскажу, когда до них дойдем…
Успехов!

Был занят, не писал. Продолжу тему.
Итак, мы практически определились с тем, как будет выглядеть крыло в плане. Это будет почти прямоугольник, во всяком случае без стреловидности по передней кромке. По задней кромке будет небольшое сужение элерона по размаху, то есть получится все же чуточку трапеция.
Зачем нужно это сужение элерона?
Дело в том, что при отклонении элерона возникает движение модели по крену. То есть модель вращается вокруг своей продольной оси. Для модели с ДВС, которые летают довольно быстро, сложение продольной скорости полета модели и тангенциальной скорости законцовок крыла при вращении по крену приводит к спиральному движению произвольной точки на крыле. И чем дальше от оси модели эта точка, тем быстрее она движется по этой спирали. (Линейная скорость кругового движения Vкр = w*R, где w - угловая скорость, R - радиус. Чем больше R, тем больше Vкр)
А сопротивление воздуха пропорционально КВАДРАТУ скорости движения. Поэтому усилие на плоскости элерона растет от центроплана к законцовке. Чтобы элерон не скручивало, надо делать его жестче, а это вес. Серво элерона тоже желательно сдвинуть к середине элерона, чтобы его не вело "винтом". А это увеличивает момент инерции модели относительно продольной оси, то есть по крену (Jx = m*r^2). Здесь r - расстояние от точки с массой m до оси вращения Х.
А мы же этого не хотим, потому и крыло делать будем коротким! Иначе бочки не будет крутить как вентилятор! Поэтому в качестве выхода мы немножко сузим элерон по размаху крыла, не сильно проиграв при этом в его эффективности, зато выиграв в весе и стабильности его формы, за счет большей жесткости.
Продолжение следует...
Успехов!

Большое спасибо! Очень интересно. И про концевые гребни расскажите пожалуйста.

Для полетов на ноже гребни хорошо помогают. Минимальная скорость полета с ними уменьшается, чтобы сваливаться не начал.
Скольжение, еще, модели при поворотах уменьшается, но для моделей это наверное не важно.

Rom написал(а):

при использовании гребней увеличивается площадь боковой проекции модели. Мне приходит на ум только одна фигура, где эта площадь имеет важную роль, полет "на ноже".

AndrStan написал(а):

Для полетов на ноже гребни хорошо помогают.

Student написал(а):

Эти гребни могут в некотором плане снизить индуктивное сопротивление, для той же цели сводят законцовку в ноль или делают ее каплеобразной

Справедливые замечания!
Но давайте по порядку. До полетов на ноже еще надо "долететь"! А что происходит в обычном прямолинейном горизонтальном полете? Известно, что на нижней поверхности крыла давление выше, чем на верхней. Эта разница давлений, "собранная" со всего крыла, и создает подъемную силу, которая держит самолет в воздухе. Итак, крыло рассекает поток воздуха на две струи - сверху и снизу. За задней кромкой крыла они встречаются. И все хорошо, если крыло имеет бесконечный размах. Реальное крыло - нет. Тогда, если двинуться поперек потока в сторону законцовки крыла, то тут барьер в виде самого крыла между этими струями вдруг бац! и внезапно кончился... И в этом месте струя с повышенным давлением, то есть нижняя струя, стремится "забраться" наверх крыла, на "чужую территорию" струи с пониженным давлением. И тогда поток закручивается и образуется так называемый "концевой вихрь". На образование вихря тратится энергия движения, что приводит к появлению силы индуктивного сопротивления. Концевой вихрь также приводит к перераспределению подъёмной силы по размаху крыла, уменьшая его эффективную площадь и удлинение, и снижая аэродинамическое качество. Вот как он выглядит:

Его еще называют "П-образным вихрем", потому что если смотреть сверху или снизу на летящий самолет, то полка буквы "П" - это крыло, а "ножки" - концевые вихри.
Для уменьшения этого эффекта на современных реактивных лайнерах ставят какую-то преграду этому перетеканию потока. Это и есть концевые гребни, винглеты или законцовки Уиткомба.  Установка законцовок помогает добиться более оптимальной формы распределения подъёмной силы.
Вот на аэробусах:

а вот на Боингах:

Если концевых гребней на модель не ставить, то желательно не обрубать резко крыло, а хотя бы плавно свести его на нет.  При этом лучше, чтобы задняя кромка крыла была чуть длиннее передней. Иначе могут сесть два вихря вместо одного. Так что крыло у U-Can-Do 3D мне в этом смысле больше подходит и я обычно такое крыло в плане и делаю. Значит, с этим тоже определились. Нужно еще выбрать профиль.
С наилучшими!

Пробую дать таблицу координат профиля.  На всякий случай поясню, как строится профиль по табличным данным.
Итак, задаемся хордой крыла. Например, у нас корневая хорда определена - 300 мм. По оси Х надо отметить точки, которые получаются умножением табличной величины на хорду. То есть первое значение в таблице Х = 0%. Тогда Х1 = 300 х 0% = 0 Следующее значение в таблице 0,30%. Х2 = 300 х 0,30% = 0,90 мм. И т.д.
Потом для этих точек точно также вычисляем значения Y1, Y2 и т.д. и откладываем ординаты этих точек симметрично относительно оси Х
Для данного профиля максимальное значение Y% в таблице равно 7,5%. Ее надо удвоить, потому что это и в плюс и в минус. То есть выше оси Х и ниже ее. Значит относительная толщина профиля в целом будет 15%. Пятнадцать процентов от хорды 300 мм получится 45 мм. Это и есть максимальная толщина нашего крыла.
Расчет удобно делать в Excel. Он приведен ниже для хорды 300 мм.

            Symmetric aerofoil 474                                                                       
X, %      0%      0,30%    1,10%    2,30%    3,90%    5,90%    8,30%    11,00%    14,20%    21,70%    30,60%    40,60%    51,10%    61,70%    71,70%    80,70%    88,30%    94,40%    98,50%    100,00%
X, mm    0,00    0,90    3,30    6,90    11,70    17,70    24,90    33,00    42,60    65,10    91,80    121,80    153,30    185,10    215,10    242,10    264,90    283,20    295,50    300,00
±Y, %    0%    0,99%    2,08%    3,17%    4,21%    5,17%    5,99%    6,65%    7,13%    7,50%    7,32%    6,79%    6,03%    5,12%    4,12%    3,08%    1,96%    0,85%    0,17%    0,00%
Y+, mm    0,00    2,97    6,24    9,51    12,63    15,51    17,97    19,95    21,39    22,50    21,96    20,37    18,09    15,36    12,36    9,24     5,88     2,55     0,51     0,00
Y-, mm    0,00    -2,97    -6,24    -9,51    -12,63    -15,51    -17,97    -19,95    -21,39    -22,50    -21,96    -20,37    -18,09    -15,36    -12,36    -9,24     -5,88     -2,55    -0,51     0,00
Для наглядности даю сравнение с 12-ти процентным профилем NACA 0012. Специально взял профиль чуть тоньше, чтобы линии не сливались.



Видно, что у Эпплера (внешний контур, желтая линия) толще лобик профиля.
Успехов!