Мной уже был описан первый способ создания статической подъемной силы (п. с.), но остались не разъясненными весьма важные положения теории механизма создания п. с. В частности, следует завершить рассуждения на тему: как же все-таки обеспечивается "сцепление" крыла с газодинамической зоной пониженной плотности? Статья "Четвертый способ" четко отвечает на вопрос: какая сила прижимает крыло к зоне? Рисунок 1 поможет ответить на вопрос: что не дает оторваться зоне от крыла? Ответ очевиден - давление неподвижной атмосферы над зоной. Зона со всех сторон обжимается атмосферным давлением. Только с нижней стороны, как в слесарных тисках, крыло выполняет функцию подвижной губки. Подниматься самостоятельно вверх такая система способна только на основании действия закона Архимеда. Сила эта весьма незначительна, но современная авиация, базирующаяся на аэродинамическом способе создания п. с., все же бережно охраняет уменьшение этой зоны от воздействия неподвижной атмосферы. Несколько позже мы рассмотрим примеры такого бережного отношения к зоне. А пока предположим, что нам удалось создать такую большую и такую разреженную зону, что она способна обеспечить самостоятельный вертикальный полет по аналогии с воздушным шаром. Но вертикальному передвижению воздушного шара присущи два недостатка: высокая инертность в части управляемости аппаратом и невозможность ускоренного вертикального полета. Другими словами, зона газодинамического разрежения над крылом обеспечивает неуправляемый и низкоскоростной полет в вертикальном направлении. Поэтому необходима сила, которая в состоянии обеспечить ускоренное передвижение летательного аппарата вверх.

Рассмотрим механизм окончательного превращения аэростатического метода в газодинамический. Вырвавшийся из двигателя поток начинает свое самостоятельное существование в неподвижной и холодной атмосфере. Только с одной стороны от влияния атмосферы его охраняет крыло и продлевает время его жизни. Во всех других направлениях поток начинает остывать и замедляться. Ничто не может задержать процесс рассеивания высокоэнергетической зоны в атмосфере. Существует только один способ продления ее существования - восполнение энергетических потерь за счет того, что двигатель нагнетает в зону все новые объемы высокоэнергетического газа. Но этот способ можно охарактеризовать как экстенсивный.

Как можно придать процессу создания п. с. интенсивный характер? Мысленно остановим процесс накачки зоны с помощью двигателя. Газ в зоне немедленно начнет остывать и терять свою скорость. Это вызовет, в свою очередь, увеличение плотности газа. Задержать этот процесс невозможно. Но воздух, по определению аэродинамики, инертен, и поэтому важно опередить процесс рассеивания газа. Необходимо сделать попытку не только передвигаться вместе с зоной вверх в результате действия закона Архимеда, но и переместиться вверх внутри самой зоны, пока она окончательно не потеряла своих свойств. Рассмотрим саму зону на рис. 1. Эта зона характеризуется переменной величиной статического давления. По мере удаления вверх от крыла величина статического давления меняется от наименьшего давления Рmin у верхней поверхности крыла до Ратм на границе с неподвижной атмосферой. Проведем некоторую промежуточную линию, характеризующую промежуточный энергетический уровень Рср. Самостоятельный переход с более низкого энергетического уровня Рmin на более высокий энергетический уровень Рср невозможен. Для того чтобы осуществить такой переход к крылу, необходимо приложить дополнительную силу в вертикальном направлении Р?. Назначение этой силы - ускорение процесса естественной конвекции газодинамической зоны вверх. Поэтому источником этой силы должен быть другой (не аэростатический) принцип формирования п. с.

Аэродинамический способ, решая аналогичную задачу, из всего арсенала физических средств выбрал силу, возникающую при отбрасывании воздуха вниз за счет использования глиссирующего эффекта на нижней поверхности крыла. Можно снова пойти испытанным путем и использовать этот принцип (рис. 2), но делать это можно только в том случае, когда не преследуется цель сокращения длины разбега самолета. Если же иметь целью вертикальный взлет, то в качестве источника такой силы необходимо использовать способ, который обеспечивает создание вертикальной п. с. и не зависит от скорости передвижения ле-тательного аппарата в пространстве. Таким способом может быть традиционная реактивная сила второго двигателя. Вот почему в статье "Четвертый способ" приводятся варианты с двумя двигателями. Каждый из них обеспечивает принудительное передвижение внутри зоны, создаваемой смежным двигателем. Рассмотрим последнее утверждение более подробно.

Из последней схемы вытекает следующий ло-гический вывод. Зона пониженного статического давления над крылом, безусловно, ведет к созданию п. с. Но главное - высота зоны обусловливает величину вер-тикального ускорения, с которым самолет может набирать высоту. Чем тоньше зона, тем меньше то расстояние, на которое переместится крыло под воздействием заданной силы Рa. Увеличение этой силы не рационально, так как при этом обеспечивается переход на более высокий энергетический уровень Это, в свою очередь, вызовет увеличение сопротивления, которое преодолевает самолет в вертикальном направлении. Высота зоны на рис. 1 обусловлена высотой сопла двигателя. В тра-диционном аэродинамическом крыле высота зоны равна нулю в месте перехода от восходящей части профиля к нисходящей (будет рассмотрено позже в комментарии к рис. 8). Поэтому крыло современного самолета при наборе высоты вынуждено преодолевать сопротивление уплотненной воздушной среды. На рис. 2 представлен самолет с одним крылом, установленным под углом атаки к направлению передвижения самолета. Этим достигается принудительное передвижение крыла вверх внутри зоны газодинамического разрежения под воздействием силы Рa, возникающей от использования глиссирующего эффекта на нижней поверхности крыла. Такая конструкция напоминает современный самолет. При этом имеется одно существенное преимущество: для создания п. с. непосредственно используется энергия исходящего из двигателя потока. То есть используется та энергия, которая в современных самолетах просто выбрасывается и рассеивается в неподвижной атмосфере. Такой самолет не может осуществить вертикальный взлет. Поэтому конструкция, изображенная на рис. 3, представляет собой не простое механическое умножение мощности от действия двух двигателей, а дает возможность осуществить регулируемый вертикальный взлет. Такой самолет обладает двумя крыльями, расположенными под углом B друг к другу.

Над крыльями под углом O расположены двигатели со сплющенным соплом. Каждый двигатель создает над своим крылом зону газодинамического разрежения и способен обеспечить вертикальный полет на основании закона Архимеда. Расположение двигателей под углом O обеспечивает разложение векторов тяги Т на составляющие Т1 и Т2. Действие двигателей в направлении векторов Т2 обеспечивает горизонтальное передвижение самолета в пространстве. Вертикальные составляющие Т3, возникающие от разложения векторов Т1, обеспечивают принудительное передвижение зоны вместе с крылом вверх. Силы, выраженные векторами Т3, выполняют ту же роль, что и сила Рa на рис. 1. Другими словами, вектор реактивной тяги Т1 каждого из двигателей обеспечивает принудительное передвижение самолета вверх внутри зоны, созданной смежным двигателем. Этот фактор обеспечивает независимость величины п. с. от горизонтальной скорости самолета. Этим обеспечивается возможность осуществления управляемого вертикального взлета.

Вернемся к вопросу: а допускает ли современная теория существование над верхней поверхностью крыла зоны пониженной плотности и принимает ли эта теория во внимание размеры этой зоны? Нижеприведенные примеры свидетельствуют о том, что аэро-гидродинамика в этом вопросе иногда противоречит сама себе. Это, в свою очередь, приводит к непоследовательности в практике, когда оптимальное решение находится путем проб и ошибок. В первую очередь рассмотрим противоречие на примере уменьшения п. с. в результате перетекания воздуха на консоли крыла. Приведу трактовку этого явления из учебника по основам аэродинамики: вследствие перепада давлений на верхней и нижней поверхностях крыла воздух перетекает из зоны повышенного давления в зону пониженного давления. При этом образуются циркуляционные вихри, которые уменьшают величину п. с. Напомним основные положения традиционной теории создания п. с. из того же учебника. Аэродинамический профиль крыла обдувается с двух сторон неразрывным потоком. Разность скоростей потока над и под крылом на основании закона Бернулли обусловливает разницу статических давлений. Принцип неразрывности потока предполагает, что суммарное давление (статическое давление плюс динамический напор) не может превышать давление неподвижной атмосферы Ратм, в которой передвигается самолет. Следовательно, величина статического давления и над и под крылом меньше, чем Ратм. Значит, академическая трактовка предусматривает возникновение потока из зоны пониженного статического давления под крылом в зону более высокого давления неподвижной атмосферы сбоку от крыла. Что и обозначено знаком "?" на рис. 4, а. Академическая трактовка не принимает во внимание, что сбоку от крыла никаких потоков не существует, и вступает в противоречие сама с собой. Причину противоречия необходимо усматривать в принятом постулате, что плотность воздуха не зависит от скорости потока. Если отказаться от этого утверждения, то все становится на свои места. Нижняя поверхность крыла сообщает неподвижному воздуху принудительное передвижение в направлении двух пространственных координат: вниз от крыла и вперед - в направлении движения самолета. Это ведет к увеличению плотности воздуха под крылом по сравнению с плотностью воздуха сбоку от крыла. Таким образом, статическое давление под крылом выше, чем атмосферное давление неподвижного воздуха сбоку от крыла. Этот фактор действительно открывает путь для возникновения циркуляционного вихря сначала - из-под крыла в сторону неподвижного воздуха сбоку от крыла. Затем - в зону аэродинамического разрежения над нисходящим участком верхнего профиля крыла. Следует предположить, что следующее за этим уменьшение п. с. носит более сложный характер, чем это предусматривает академическая трактовка процесса.

Циркуляционный вихрь представляет собой низкоскоростной процесс распространения динамического напора. Роль его сводится к тому, что более плотный воздух подтекает в пространство между верхней поверхностью крыла и зоной аэродинамического разрежения. Из сказанного вытекает простой способ решения данной проблемы, предложенный на рис. 5. Консоли крыла надо придать обратный наклон под углом a1. Такое решение обеспечит возникновение воздушного потока V в сторону от крыла и, следовательно, поднимет давление воздуха сбоку от крыла. Это делает невозможным перетекание воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю поверхность. Аналогичным образом эту проблему решали в первой половине прошлого века, когда крылу придавали эллиптическую форму. Следует предположить, что в те времена проблема перетекания воздуха на консоли крыла не существовала. Но это лишь частичное решение проблемы. Окончательный ответ необходимо искать во взаимодействии зоны аэродинамического разрежения с воздухом неподвижной воздушной среды.

Рассмотрим правое крыло, представленное на рис. 4, а. Над нисходящим участком аэродинамического профиля создается зона разреженного воздуха высотой б со статическим давлением РстII. Боковая поверхность этой зоны контактирует с воздухом неподвижной атмосферы. Статическое давление Ратм со скоростью звука распространяется вдоль крыла к фюзеляжу, уменьшая объем зоны на величину, обозначенную заштрихованным участком 1. Таким образом, суммарное уменьшение п. с. на консоли крыла под воздействием двух выше перечисленных факторов ведет к уменьшению зоны до размеров, ограниченных линией 2 на рис. 4, а. Авиаконструкторы заметили уменьшение п. с. и предложили решение данной проблемы путем отгиба консоли крыла, как это показано на левом крыле на рис. 4, в. Более радикальное решение достигнуто в конструкции, изображенной на правом крыле этого же рисунка. Конструкция левого крыла предотвращает возникновение циркуляционного вихря за счет придания потоку передвижения в направлении третьей пространственной координаты (векторы Vн и Vв). Одновременно такое решение частично охраняет зону от воздействия неподвижной атмосферы сбоку от крыла Ратм. Правое крыло на рисунке механическим способом защищает зону и от воздействия циркуляционного динамического вихря, и от распространения статического давления неподвижной атмосферы по всей высоте зоны.

Становится очевидным, что конструкторы определились с объемом зоны и охраняют ее в направлении трех пространственных координат. Однако такое решение усложняет конструкцию и наглядно демонстрирует родословную наследственность с арочным крылом Кастера. Осталось только обеспечить принудительное обдувание верхней поверхности крыла по всей длине. Воздействие неподвижной атмосферы на зону аэродинамического разрежения возможно и через разрывы зоны, которые создают в некоторых конструкциях корпуса двигателей и фюзеляж самолета. Этот фактор, ведущий к уменьшению объема зоны, также отражен на левых крыльях рисунка. Здесь разрывы аэродинамического профиля крыла обусловливают уменьшение объема зоны на участках 3.

Перейдем ко второму примеру, который свидетельствует о внутренней противоречивости обсуждаемых постулатов аэро-гидродинамики. Применимо к данной статье это приводит к неприятию такого понятия, как объем зоны пониженной плотности.

Наука, изучающая потоки воздуха или жидкости, называется аэро-гидродинамикой. Эта наука утверждает, что в жидкостях и в газах действуют одни и те же законы. Однако в вопросах возникновения п. с. над верхней поверхностью крыла подходы аэродинамики и гидродинамики расходятся. Аэродинамика не всегда склонна рассматривать в раздельности физические процессы, происходящие по разные стороны крыла. Часто она рассматривает их как единый аэродинамический процесс создания п. с. При этом авиационные инженеры утверждают, что доля п. с., создаваемой за счет верхней поверхности крыла, чрезвычайно мала по сравнению с п.с., получаемой за счет глиссирования нижней поверхности. Надо полагать, что все погрешности теории устраняются за счет продувания в аэродинамических трубах и введения поправочных коэффициентов в формулы расчета величины п. с.

Инженеры-судостроители вынуждены разделять процессы, происходящие по разные стороны крыла вследствие существования эффекта проваливания. Напомним, что существует класс судов, называемых глиссерами. У судов этого класса п. с. возникает на нижних поверхностях аппарата. В судах, которые используют подводные крылья, имеет место дополнительная п. с., обусловленная процессами, которые протекают в зоне верхней поверхности крыла. Этот процесс имеет отдельное название: гидродинамический способ создания п. с. Почему же происходит разделение общей аэро-гидродинамической теории в вопросе создания п. с.? С точки предлагаемой здесь гипотезы никакого разделения быть не должно. Наука остается единой. Трудности теории объясняются теми же условностями, которые приняты и в аэродинамике.

Принято считать, что плотность воды неизменна. При этом общеизвестен факт ее практической несжимаемости. Вместе с тем хорошо известен факт существенного изменения ее плотности даже при весьма незначительном изменении температуры. Попытаемся дать ответ на вопрос: можно ли изменить плотность воды путем механического воздействия? По аналогии с термическим способом изменения плотности воды для этого необходимо увеличить межмолекулярное расстояние одновременно в направлении трех пространственных координат. С этой целью необходимо ранее неподвижной воде сообщить принудительное передвижение в направлении трех координат. То есть необходимо организовать поток конической формы. Во избежание распыления расширяющегося потока при взаимодействии с инородной окружающей средой (например с воздухом или вакуумом) этот поток необходимо создать в неподвижной водной среде. Другими словами, необходимо под водой организовать расширяющийся (конический) гидродинамический поток. Внутри такого образования достигается уменьшение плотности воды за счет ее принудительного разбрасывания одновременно в направлении трех координат при сохранении однородности потока. Вероятно, такой эксперимент никогда не проводился. Тем не менее предложенный способ уменьшения плотности воды реально используется в судах на подводных крыльях, но не находит своего теоретического обоснования. При этом, как и в авиации, уменьшение плотности рабочего тела (воды) над верхней поверхностью крыла осуществляется в направлении только двух координат. В этом заключается возможный резерв увеличения п. с. Особый интерес в рамках поднятой темы вызывает эффект проваливания. Что это за процесс? В случае использования плоского крыла (аналогичного тому, которое используется в традиционной авиации) происходит следующее. По мере того, как корабль набирает скорость, на гидродинамическом крыле возникает п. с., которая поднимает крыло вместе с корпусом корабля. При достижении некоторой критической величины заглубления крыла вдруг происходит резкое уменьшение величины п. с. В результате под действием собственного веса корабль резко проваливается вниз. При этом сильно увеличивается лобовое сопротивление и падает скорость движения. Корабль снова вынужден набирать скорость, и далее цикл повторяется. Первоначально это явление вообще не имело теоретического обоснования. Поэтому изобретение на долгие годы "попало на полку". Методом проб и ошибок были найдены приемлемые варианты подводных крыльев, но... Приведу одно из обоснований этого явления в современной литературе: "При уменьшении заглубления крыла до некоторой величины б происходит подсос атмосферного воздуха, который вдоль стоек, соединяющих корпус корабля с подводным крылом, проникает к верхней поверхности крыла. Попадание воздуха в водный поток нарушает ламинарный характер протекания жидкости. В результате происходит резкое уменьшение величины п. с." Разберем такое объяснение с точки зрения элементарной физики. Давление воздуха на поверхности воды равно Ратм. На глубине б давление равно Ратм+Рa, где Рa - давление, обусловленное высотой водного столба. Отсюда следует, что современная гидродинамическая теория допускает перетекание воздуха из зоны низкого давления в зону высокого давления, да еще и через среду, которая в 700 раз плотнее воздуха. С точки зрения элементарной физики это нонсенс. Рассмотрим процесс проваливания с точки зрения настоящей статьи, как это рассматривалось применительно к авиации. К зоне гидродинамического разрежения высотой б за счет перепада статического давления над и под крылом (рассчитывается на основании закона Бернулли) прилипло подводное крыло (см. рис. 6, а). На систему крыло-зона действует выталкивающая сила, которая рассчитывается на основании закона Архимеда. Эта сила пропорциональна объему зоны гидродинамического разрежения и плотности рабочего тела. Данную систему необходимо рассматривать, как погруженный в воду поплавок. Если крыло всплывет на глубину б1, которая характеризуется неравенством б1<б (рис. 6, б), то объем гидродинамической зоны пониженного давления резко уменьшится. Изменение объема зоны произойдет не только за счет уменьшения размера б до величины б1, но и за счет уменьшения размера L до величины L1 Если изменение высоты зоны б очевидно, то уменьшение размера L до величины L1 требует разъяснения. Вертикальный поток, вызванный к жизни восходящим участком верхней поверхности крыла, образует на водной глади бегущую волну (см. рис. 6, б). При достижении некоторой критической высоты волна разрушается под действием неподвижного воздуха и собственного веса. Так распадается на капли струя, выпущенная вверх из брандспойта. В результате ламинарное течение вертикального потока разрушается. Над нисходящим участком гидродинамического профиля крыла образуется турбулентный поток. Повышенное статическое давление неподвижной окружающей среды со скоростью звука распространяется над всей нисходящей частью гидродинамического профиля крыла. Из вышесказанного следует вывод: ниже уровня воды должно находиться не только само крыло, но и зона гидродинамического разрежения. В свете сказанного необходимо дать следующее определение: зона пониженного статического давления (пониженной плотности рабочего тела) - это участок среды, где существует отличное от нуля принудительное ламинарное передвижение рабочего тела относительно неподвижной среды. Применительно к рассматриваемому вопросу следует сделать вывод: перед проваливанием на водной глади над подводным крылом должна появиться небольшая волна, как это показано на рис. 6, б. После того как под действием веса и под напором неподвижной атмосферы волна разрушится, произойдет проваливание корабля.

Суть последних рассуждений сводится к тому, чтобы на логическом уровне доказать, что над крылом существует зона пониженной плотности рабочего тела определенной формы и размеров. Физическое состояние рабочего тела в ней - это предмет серьезных научных исследований, выходящий за возможности умозаключений в данной статье. Не заостряя внимание на названии (зона пониженного статического давления или зона пониженной плотности рабочего тела), предлагаю для краткости называть ее просто "зона". При формировании этой зоны авиация, как правило, создает принудительные потоки, передвигающиеся в двухмерном пространстве. Судостроение, действующее на границе двух сред, в поиске способа преодоления эффекта проваливания, перешло к формированию трехмерного потока и буквально скопировало подводное крыло с арочного крыла Кастера. Но и авиация, и судостроение, изгибая крыло, не используют заложенный Кастером принцип принудительного обдувания верхней поверхности крыла. В свою очередь, ошибки принципиального характера свидетельствуют о том, что и сам Кастер не осознал физической сущности механизма создания статической п. с. в своем самолете.