Расчет центра тяжести авиамодели
для крыла из n секций

Параметры A, B, S, Y задаем следующим образом:
  • Если секция одна - просто вводим соответствующее значение
  • Если секций несколько - вводим значения через ";", например: 220;174.9;205
    • Корневые хорды
    (A): 
    Концевые хорды
    (B): 
    Отклонения по передней кромке
    (S):
    Полуразмахи
    (Y):
    Центр тяжести
    в %:
    Схема
    Площадь крыла
    Sw =    		 Расчет ЦТ крыла авиамодели
    Удлинение крыла
    λ =
    Положение САХ по передней кромке (C) =

    Средняя аэрод.хорда (MAC) =
    Расстояние от корн. хорды (d) =

    Положение ЦТ
    на корневой хорде
    (Cg)     =
    (A1 - Cg) =
    Уравнения
    Swi = Yi*(Ai + Bi)
    Sw = Σ(Swi)
    di = (Yi*(Ai + 2*Bi)) / (3*(Ai + Bi))
    d = Σ(Swi*xi)/Sw
    Ci = (Si*(Ai + 2*Bi)) / (3*(Ai + Bi))
    MACi = Ai - ((Ai - Bi)*(Ai + 2*Bi) / (3*(Ai + Bi)))
    MAC = Σ(MACi*Wi) / Sw
    λ = 2*Σ(Yi) / MAC
    Ci = формула очень длинная - см. исходный код :)
    (cS*cS/3 + (A[i] + cS)/2*(A[i] - cS) + (cS + B[i] + 2* A[i])*(cS + B[i] - A[i])/6)/(A[i] + B[i])*2 + S[i-1]
    C = Σ(Ci*Wi) / Sw + MAC/2
    Cg = %MAC B.P.*(MAC) + C