То же и с нейросетями...
Это калькулятор.
С калькулятором тоже нужно уметь "общаться", а не тупо нажимать рандомно кнопки и получать какойто рандомный результат.

Текущие параметры расчетной геометрии:

Да, я понимаю, но уверен, что есть решение.
Если применить условие первичного торможения и сжатия потока и в последующем в более узком диапазоне скоростей и разменивать температуру на давление можно получить искомые данные. У меня пока не получается это высчитать, но понимая, что абсолютные давления и температуры с учетом максимальной пропускной способности на 4,5 маха с учётом конечных температуры/давления можно получить диапазон нужных параметров при сокращении сечения переходной камеры с горловины на КС

Новая интерация расчетов изыскания, прошу помощи в проверке данных, заранее спасибо:

Тем, кто сможет ее реализовать, только при условии что идея будет просчитана и реализуема. Что я делаю сейчас? Просчитываю широкодиапазонный "холодный" ПВРД, не имеющий ограничений по времени эксплуатации (термопрофиль), работающий на относительно невысоких махах (2,5-4,5 маха), имеющий небольшой удельный расход (1,5-2,5 кгс) с условиями эксплуатации на высотах 10000-25000м и потребляющий не криогенное топливо а керосин Т-6 (снижение эксплуатационных расходов)

Увы, я тебя огорчу.
Но ты не огорчайся! Даже если бы она была реализуема, никто не стал бы её реализоввыать, ибо это никому не надо.

Все меняется, вчера не нужна была, завтра стала востребована

Полумиг хочет самозабаниться

Меня-то ты забанишь, а физику - нет.

в этих ваших интернетах всегда кто то не прав, займись чем-нибудь продуктивным

В данной модели принято следующее:
• Система координат: ось X направлена от носа к хвосту; ось Y – поперёк (положительное направление вправо при взгляде сзади); ось Z – вертикаль (положительное направление вверх).
• Фюзеляж имеет продольную длину 30 м, при этом его поперечное сечение в носовой части – округлое (диаметр ≈4,5 м), а в хвостовой части – сужается до диаметра ≈1 м.
• Для упрощения приведены лишь ключевые сечения (на носу, в середине и на хвосте) с минимальным шагом по X.
• Крыло представлено в виде двух основных контуров (корневой и типичный для крыла, упрощённо описанное в плановом виде).
• Хвостовое оперение (V образное) представлено как два полигональных контура, установленных с отклонением 50° от вертикали (угол между ними – 100°).
• Воздухозаборники – 4 отверстия (по два сверху и снизу в области носа) – приведены как отдельный набор точек на носовой поверхности.
________________________________________
1. Фюзеляж
1.1. Центрная линия фюзеляжа (каждый шаг 0,5 м, X от 0 до 30; Y=0, Z=0)
X (м) Y (м) Z (м)
0.0 0.0 0.0
0.5 0.0 0.0
1.0 0.0 0.0
1.5 0.0 0.0
2.0 0.0 0.0
...
29.5 0.0 0.0
30.0 0.0 0.0
(В данной таблице указаны только X координаты, для всей линии Y и Z равны 0.)
1.2. Поперечное сечение фюзеляжа
– На носе (X=0): Округлое сечение с диаметром 4.5 м (радиус ≈2.25 м). Пример точек (8 равномерно распределённых по окружности):
X Y Z
0 2.25 0.00
0 1.59 1.59
0 0.00 2.25
0 -1.59 1.59
0 -2.25 0.00
0 -1.59 -1.59
0 0.00 -2.25
0 1.59 -1.59
– В середине (X=15): Предположим, сечение аналогичное носовому (для простоты):
15 2.25 0.00
15 1.59 1.59
15 0.00 2.25
15 -1.59 1.59
15 -2.25 0.00
15 -1.59 -1.59
15 0.00 -2.25
15 1.59 -1.59
– На хвосте (X=30): Сечение с диаметром 1 м (радиус 0.5 м):
30 0.50 0.00
30 0.35 0.35
30 0.00 0.50
30 -0.35 0.35
30 -0.50 0.00
30 -0.35 -0.35
30 0.00 -0.50
30 0.35 -0.35
________________________________________
2. Крыло (плановое представление)
Предположим, что крыло симметрично относительно продольной оси фюзеляжа. Приведём контуры для правого крыла (Y положительное).
2.1. Контур корневой части (размещение в плоскости X-Y)
• Расположение: Начало у фюзеляжа около X=12 м, корневая хорда 19 м, высота крыла – площадь 90 м².
Пример координат (вершины прямоугольника, упрощённо):
X Y Z
12.0 0.0 0.0 --> Начало корневой части (передняя кромка)
12.0 7.5 0.0 --> Левая верхняя точка (максимальный размах для правого крыла)
31.0 7.5 0.0 --> Точка на задней кромке
31.0 0.0 0.0 --> Нижняя точка корневой части
12.0 0.0 0.0 --> Замыкание контура
(Эти координаты – упрощённое представление; в CAD модели будут использованы сглаженные кривые.)
2.2. Контур конечной части крыла (типичный для кончика)
• Расположение: Конечная часть крыла имеет хорду 1 м и площадь 15 м². Пример:
X Y Z
28.0 7.5 0.0 --> Передняя кромка кончика крыла
28.0 8.0 0.0 --> Левая верхняя точка
29.0 8.0 0.0 --> Задняя кромка кончика крыла
29.0 7.5 0.0 --> Нижняя точка
28.0 7.5 0.0 --> Замыкание контура
(Позиции подбираются для обеспечения уменьшенной хорды и сохранения плавного перехода.)
________________________________________
3. Хвостовое оперение (V образное)
3.1. Контур правой поверхности (вертикальный элемент)
Предположим, что вертикальный стабилизатор расположен в задней части фюзеляжа (X ≈ 28 м).
Пример упрощённого контура (в плоскости X-Z, Y фиксировано для правой поверхности, например Y = 0.0):
X Y Z
28.0 0.0 0.0 --> Корневая точка стабилизатора (основание)
28.0 0.0 2.0 --> Верхняя кромка
28.0 0.0 2.5 --> Конечная точка (на кромке, с учетом развала)
28.0 0.0 2.0 --> Нижняя кромка
28.0 0.0 0.0 --> Замыкание контура
(Это схематическое представление; в реальной модели контур будет более плавным.)
3.2. Контур горизонтального элемента (руль высоты)
Расположим горизонтальный стабилизатор в том же заднем отсеке, но в плоскости X-Y (с фиксированным Z, например Z = 0).
Пример:
X Y Z
27.5 0.0 0.0 --> Передняя точка горизонтального стабилизатора
27.5 3.0 0.0 --> Левая верхняя точка
27.5 6.0 0.0 --> Конечная точка (правая сторона, для правого элемента)
27.5 3.0 0.0 --> Левая нижняя точка
27.5 0.0 0.0 --> Замыкание контура
(Параметры – ориентировочные, с общим масштабом, соответствующим площади 12–13 м² для каждого горизонтального элемента, суммарно 25 м² для V образного оперения.)
При установке стабилизаторов каждая поверхность наклонена от вертикали на 50° – это означает, что их нормали имеют компоненты:
• Вертикальная: cos(50°) ≈ 0.643
• Горизонтальная: sin(50°) ≈ 0.766
Таким образом, угол между поверхностями – 100°.
________________________________________
4. Воздухозаборники и воздуховоды
4.1. Координаты входов воздухозаборников (в области носа, X примерно 2–4 м)
Для каждого из 4 отверстий (2 сверху, 2 снизу) приведём примерные координаты (все на X=2.0 м, изменяем Y и Z):
• Верхний левый:
(2.0, 0.8, 1.0)
• Верхний правый:
(2.0, -0.8, 1.0)
• Нижний левый:
(2.0, 0.8, -1.0)
• Нижний правый:
(2.0, -0.8, -1.0)
Эти точки можно считать центрами входных сечений воздухозаборников, которые затем ведут в распределительный узел для подачи воздуха в КВД ТРД.
4.2. Воздуховоды
Воздуховоды должны иметь гладкие криволинейные траектории. Примерное задание контрольных точек для одного воздуховода:
X Y Z
2.0 0.8 1.0 --> Вход (воздухозаборник)
4.0 0.8 0.8 --> Переходная точка
6.0 0.5 0.5 --> Серединная точка
8.0 0.0 0.0 --> Выход к распределительному узлу
Аналогично для остальных воздуховодов (с учетом симметрии).
________________________________________
5. Итоговая сводка
Ниже приведена итоговая таблица основных контрольных точек (координатные данные в метрах) для основных элементов планера:
Фюзеляж (Кросс сечения):
• Нос (X=0):
o (0, 2.25, 0), (0, 1.59, 1.59), (0, 0, 2.25), (0, -1.59, 1.59), (0, -2.25, 0), (0, -1.59, -1.59), (0, 0, -2.25), (0, 1.59, -1.59)
• Середина (X=15):
o (15, 2.25, 0), (15, 1.59, 1.59), (15, 0, 2.25), (15, -1.59, 1.59), (15, -2.25, 0), (15, -1.59, -1.59), (15, 0, -2.25), (15, 1.59, -1.59)
• Хвост (X=30):
o (30, 0.50, 0), (30, 0.35, 0.35), (30, 0, 0.50), (30, -0.35, 0.35), (30, -0.50, 0), (30, -0.35, -0.35), (30, 0, -0.50), (30, 0.35, -0.35)
Крыло (правое, плановое):
• Корневая часть (приблизительно):
o (12.0, 7.5, 0), (12.0, 0, 0), (31.0, 0, 0), (31.0, 7.5, 0), (12.0, 7.5, 0)
• Конечная часть крыла (приблизительно):
o (28.0, 7.5, 0), (28.0, 8.0, 0), (29.0, 8.0, 0), (29.0, 7.5, 0), (28.0, 7.5, 0)
Хвостовое оперение:
• Вертикальный стабилизатор (правый элемент, X=28):
o (28.0, 0, 0), (28.0, 0, 2.0), (28.0, 0, 2.5), (28.0, 0, 2.0), (28.0, 0, 0)
• Горизонтальный стабилизатор (правый элемент, X=27.5):
o (27.5, 0, 0), (27.5, 3.0, 0), (27.5, 6.0, 0), (27.5, 3.0, 0), (27.5, 0, 0)
Воздухозаборники (носовая область, X=2.0):
• (2.0, 0.8, 1.0)
• (2.0, -0.8, 1.0)
• (2.0, 0.8, -1.0)
• (2.0, -0.8, -1.0)
Воздуховоды (один пример):
• (2.0, 0.8, 1.0) → (4.0, 0.8, 0.8) → (6.0, 0.5, 0.5) → (8.0, 0.0, 0.0)
________________________________________
Заключение
Представленный набор координат (с минимальным шагом 0.5 м вдоль центральной оси и ключевыми контрольными точками для поперечных сечений) служит отправной точкой для создания 3D модели планера в CAD системе. Эта выгрузка охватывает:
• Основную центральную линию фюзеляжа и поперечные сечения (нос, середина, хвост),
• Плановое представление крыла (корневая и конечная части),
• Контуры хвостового оперения (вертикального и горизонтального стабилизаторов) с заданными углами установки (50° от вертикали, что даёт 100° между элементами),
• Расположение и координаты воздухозаборников в носовой области, а также пример траектории воздуховодов.

По ВЗ бред, не обращать внимания)

Любопытно попробовать скормить эти координаты Компасу

Там пока по большей части бред, я, уже на глаз прикинул их)
Но работа идёт, уточняю параметры.
Выгрузку делаю в трехосевой системе координат именно для полноты отображения данных

Ради интереса я скормил на аналитику этот чертеж:

Итог - его можно принимать за основу, центроплан, длина обтекателя должна быть 6м, кабина экипажа на 2 человека утоплена в фюзеляж, углы переменной стреловидности и корневую хорду пересмотреть, хвостовой стабилизатор развернуть под 50 градусов от вертикали (угол между плоскостями 100 градусов, 4 метра корневая, 4м высота стилизатора) и отодвинуть назад на несколько метров, в остальном все сложилось в мою геометрию. От крыла постоянной стреловидности отказался вследствие ожидаемой нестабильности в некоторых режимах, хотя изначально оно давало пониженную турбулентность. После пересмотра геометрии носового обтекателя зона экипажа уедет вплотную к зоне отсека под вооружение. Топливо 40\60, 40% в крыльевых баках, 60% в фюзеляже. Максимальная ширина фюзеляжа - 4,5м, диаметр уменьшается и в зоне начала силовых установок (6-7м от окончания фюзеляжа) переходит в плоскость планера (толщина 1-1,5м с уменьшением в зоне между СУ, там же должен быть расположен симметричный аэродинамический тормоз (панель, поднимаемая под прогрессивным углом с обоих сторон от планера (сверху и снизу))
Доработка моей геометрии приводит практически к тому, что отражено на чертеже, но с учетом доработок.

Наплыв от обтекателя должен быть прогрессивный, с расширением фюзеляжа до 4,5м в районе 10_12м, с плавным переходом в корень крыла, по верхней части должен быть продолжением кокпита с покатой линией к выравниванию с плоскостью планера (район перехода с диффузионной камеры в компрессор ТРД), четыре воздуховода ТРД начинаются через 2-3м за зоной кокпита на наплывах развитого фюзеляжа (14 м от кончика обтекателя) и уходят вглубь планера плавным скатом на глубину 1м, где объединяются между собой (верхние и нижние каналы), длина канала 5м, далее 4,5 м диффузионной камеры для ТРД, далее сами ТРД (5м), ТРД утоплены в планер. ПВРД расположены сверху и снизу ТРД наплывом мотогондол, на одной оси с ТРД, длина тракта 5,5м воздуховод оконного типа с сечением, указанным выше в геометрии ПВРД. Геометрия воздуховодов ТРД и схема ГСУ на рендере:

Форма носового обтекателя с экранировкой кабины пилотов почти идеальна

Надо для начала тут подобрать профиль близкий к выбранными тобой, по их координатам Компас хорошо строит без ручной работы
http://airfoiltools.com/search

Тогда надо ждать, потому что у меня был упор на просчёт ПВРД, на него ушло пару недель

Геометрия ПВРД для первичного моделирования:

Вывел математические уравнения расчета сжатия в воздуховоде с учётом скачков, трансграничного слоя, сокращения сечения. Уравнения позволяют рассчитывать сложные процессы сжатия в воздуховодах с сужающимся сечением, с учётом зоны скачков, полного давления и температуры на каждом скачке, трансграничного слоя.

Дополнено учетом косых скачков