Рассмотрим снаряд, передвигающийся в неподвижной воздушной среде с некоторой скоростью V. (рис. 1). Предположим, что за некоторое время он переместился в пространстве на расстояние S. Носовая часть снаряда, преодолевая сопротивление неподвижного воздуха, раздвигает его в вертикальном направлении. Задняя часть снаряда при этом освобождает от своего присутствия часть пространства, объем которого пропорционален размеру S. Если воздух, заполняющий освобожденное пространство со скоростью Vв, не успевает сомкнуться, то за снарядом образуется вакуумная зона, площадь которой характеризуется размером S1. Разница площадей, определенных размерами S и S1, обусловит такую физическую характеристику воздуха, как инертность. В данном случае инертность обусловлена скоростью перетекания неподвижного воздуха в вакуум. При малых скоростях снаряда вакуумная зона за ним не образуется. Снаряд в своем движении вперед преодолевает только сопротивление неподвижной атмосферы на носовой части. При этом давление воздуха на передней части снаряда равно величине Р1:

Р1 = Ратм + Ризб ,

где: Ратм - атмосферное давление неподвижного воздуха;

Ризб - избыточное давление, обусловленное уплотнением воздуха на передней части снаряда.

За снарядом давление воздуха равно величине Ратм. Перепад давлений на передней и задней частях снаряда обусловливает величину лобового сопротивления и равен величине Р2:

Р2 = Ратм + Ризб - Ратм = Ризб .

По мере роста скорости снаряда лобовое сопротивление возрастает в связи с тем, что носовая часть все сильнее уплотняет перед собой неподвижный воздух. С ростом скорости в тот критический момент, когда за снарядом образуется вакуумная зона толщиной S1 должно произойти значительное увеличение лобового сопротивления. Этому можно дать следующее объяснение. Если статическое давление на носовой части снаряда в этот момент равно величине (Ратм + Ризб'), то давление в вакуумной зоне равно нулю. Перепад давлений на передней и задней частях снаряда составит величину Р3:

Р3 = (Ратм + Ризб') - 0 ,

где Ризб' - избыточное давление, обусловленное уплотнением воздуха, на передней части снаряда при повышенной скорости.

Вакуумная зона начинает всасывать снаряд в себя. Величина всасывающей силы пропорциональна площади поперечного сечения снаряда (которое, в свою очередь, пропорционально высоте профиля б) и величине давления Р3. Разница величин Р2 и Р3, которая обусловливает увеличение сопротивления передвижению снаряда, определяется равенством:

Р3 - Р2 = Ратм - (Ризб' - Ризб).

Но возникает дополнительное сопротивление не на лобовой его части, а на задней. До тех пор, пока воздух успевает занять освободившееся пространство, определенное размером S, можно говорить о сохранении ламинарного характера течения потока в направлении вектора Vв. При возникновении вакуумной зоны в нее всасывается не только снаряд, но и уже сомкнувшийся за снарядом воздух. Поток начинает распространяться не только в направлении вектора Vв, но и в направлении горизонтального вектора Vг. Это ведет к возникновению завихрений, которые называют турбулентными. Но турбулентные завихрения - это след-ствие. Причину увеличения лобового сопротивления необходимо усматривать в образовании вакуумной зоны за снарядом. Разница размеров (S - S1) обусловливает объем пространства, в котором плотность воздуха меняется от плотности неподвижной атмосферы до нуля. Эту зарисованную точками зону можно назвать зоной пониженной плотности.

Авиация начала развиваться в результате борьбы именно с возникновением вакуумной зоны за плоским крылом. Результатом этой борьбы стало открытие аэродинамического профиля крыла.

Рассмотрим процесс возникновения зоны повышенной плотности на передней части снаряда. Пусть снаряд передвигается в пространстве со скоростью V и сталкивается при этом с условно неподвижными молекулами воздуха (рис. 2). Рассмотрим три молекулы. Первая из них сталкивается со снарядом в точке 1 под углом падения, равным нулю, и отлетает в направлении вектора V на некоторую величину S1. Вторая молекула сталкивается со снарядом в произвольной точке 2 и отлетает от него на расстояние S1 по траектории движения, которая определяется на основании закона физики о равенстве углов падения и отражения. Третья молекула не ударяется о снаряд, поскольку встречается с ним под углом падения 90° и остается неподвижной. Кривая, соединяющая положение трех молекул, ограничивает размеры зоны повышенной плотности. Повышение плотности воздуха объясняется тем, что в очерченной зоне одновременно сосредоточены и молекулы неподвижного воздуха, и принудительно втиснутые снарядом рассмотренные нами молекулы. Возмущение неподвижного воздуха, вызванное рассмотренными молекулами, может распространяться вверх сколь угодно высоко, но возникновение подъемной силы (п. с.) на этом участке невозможно в принципе. Можно лишь уменьшить степень уплотнения воздуха над верхней восходящей частью за счет использования угла атаки. Аэродинамический профиль традиционного крыла представляет собой снаряд со срезанной верхней поверхностью (рис. 2). Профиль этой поверхности позволяет неподвижной молекуле в третьей точке передвинуться в точку 4 без образования вакуумной зоны. Нисходящая поверхность этого профиля создает над собой вакуумную зону нулевой толщины. После того как крыло передвинется далее в направлении вектора V и освободит часть пространства над нисходящим участком профиля, уплотненный воздух начнет расширяться. На некоторой высоте б2 от верхней поверхности профиля величина плотности достигнет уровня, характерного для неподвижного воздуха. Ниже этой линии плотность воздуха постепенно падает вплоть до нуля, создавая п. с. Размер б2 при этом не может выходить за габариты аэродинамического профиля в точке 3. Зарисованный точками участок над нисходящей поверхностью представляет собой зону, где плотность воздуха меняется от нуля до плотности воздуха неподвижной атмосферы. Размеры б и L обусловливают объем зоны пониженной плотности, который создает п. с. на основании закона Архимеда. За пределами этой зоны до высоты б1 находится только уплотненный воздух, подброшенный вверх восходящим участком снаряда. Такой же участок повышенной плотности воздуха высотой б1 создается и под нижней частью летящего снаряда. Разворот профиля под углом атаки к направлению передвижения крыла меняет соотношение этих размеров и увеличивает суммарную п. с. за счет использования эффекта глиссирования. Но физической сущности механизма создания п. с. над верхней поверхностью крыла это не меняет. Увеличение скорости принудительного потока над верхней поверхностью аэродинамического профиля не может существенно повлиять на величину п. с., поскольку она зависит от геометрических размеров крыла б и L, а также от плотности воздуха (даже при достижении плотности, близкой к нулю, величина п. с. не может превышать величину 1,3 кг/м3). В этом плане все попытки конструкторов увеличить величину п. с. за счет принудительного обдувания верхней поверхности крыла были малоперспективными. Значительную по величине статическую п. с. можно создать, лишь изменив принцип формирования зоны пониженной плотности над верхней поверхностью летательного аппарата и ее размеры.

В ракетах, вертолетах и в конверто-планах энергия исходящего от двигателя потока непосредственно используется для создания п. с. Но в авиации не используется энергия, которую тратит двигатель при всасывании на создание входящего в двигатель потока. Если к этому утверждению применить закон сохранения количества движения, то необходимо сделать вывод: половину своей энергии двигатель тратит на всасывание воздуха. При этом он не создает п. с. Использование энергии входящего в двигатель потока на создание п. с. позволит повысить грузоподъемность летающего аппарата в два раза. Докажем возможность реализации такого принципа. С этой целью рассмотрим двигатель, представленный на рис. 3. За счет всасывающего эффекта двигателя в пространстве возникает принудительный поток, передвигающийся в направлении трех пространственных координат. Передвижение верхней части потока (над осью симметрии двигателя), направленное сверху вниз, способно вызвать возникновение ответной реакции в противоположном направлении. Использование этой части потока способно вызвать возникновение положительной п. с. В то время как передвижение потока в его нижней части, направленное снизу вверх, способно вызвать возникновение отрицательной п. с. Всасывание воздуха с боков в этом смысле является нейтральным, но снижает возможный КПД летательного аппарата. Так же осуществляется всасывание воздуха сзади: вдоль сектора, ограниченного углом В. Всасывание воздуха в этом направлении уменьшает скорость горизонтального передвижения аппарата.

Современная авиация исходит из принципа, что двигатель предназначен только для создания высокоскоростного потока, исходящего со скоростью V. При этом не имеет значения, в каком направлении осуществляется всасывание потока в двигатель. Между тем в авиации имеется пример весьма эффективного использования всасывающего эффекта сверху. Пример есть, но истолкован он неверно и самим изобретателем, и его критиками. Это арочное крыло Кастера. Бауэрс оказался прав, утверждая, что Кастер перепутал следствие и причину. Поэтому созданное им крыло оказалось низкоэффективным. Но об этом позже. Обратимся к схеме, представленной на рис. 4. На фюзеляже летательного аппарата перед двигателем 1 установлен вакуумный экран 2. Для винтового двигателя экран необходимо выполнить в виде полукольцевого канала с отогнутыми концами. Такой экран обеспечивает всасывание воздуха сверху, предотвращает его всасывание снизу, ограничивает всасывание сбоку и сзади от плоскости вращения винта (в нижней его части). Установка экрана под углом Е к оси двигателя позволяет еще больше ограничить пространственный угол, из которого осуществляется всасывание воздуха. Рассмотрим механизм возникновения статической п. с. в такой конструкции. В схеме, изображенной на рис. 3, всасывание воздуха осуществляется из пространственного угла величиной К1. Величина скорости входящего потока меняется от нуля до величины V по мере приближения к винту. Средняя величина этой скорости определяется как Vср'=V/2. В схеме, представленной на рис. 4, вакуумный экран обеспечивает уменьшение величины пространственного угла, из которого осуществляется всасывание воздуха до величины К2. На основании принципа неразрывности уменьшение площади поперечного сечения потока сопровождается увеличением его скорости. Поэтому величина средней скорости потока в этом случае характеризуется неравенством Vср''>Vср'. При этом направление вектора средней скорости относительно горизонтальной оси двигателя определяется некоторым углом б. Совпадение диаметра винта с диаметром вакуумного экрана обеспечивает принудительное отсасывание воздуха с верхней поверхности вакуумного экрана. Величина статического давления в потоке, на основании уравнения Бернулли, обратно пропорциональна скорости потока Vср'' и равна величине Рст.

В то время как давление на нижней поверхности экрана характеризуется давлением неподвижного воздуха Ратм. Разница этих давлений обеспечивает прижим экрана к потоку. Если попытаться поднять двигатель над землей, то эта сила увлечет за собой и экран. Такой эффект при уборке квартиры наблюдает домохозяйка, работающая с пылесосом, когда к патрубку пылесоса прилипнет лист бумаги. Но это еще не та сила, которая в состоянии поднять в воздух не только лист бумаги, но и сам пылесос. Такая сила возникает на основании действия закона Архимеда. Величина этой силы пропорциональна степени разреженности воздуха и объему зоны. Объем зоны, в свою очередь, характеризуется длиной экрана L и высотой зоны над экраном. Теоретически высота зоны не имеет границы: зона начинается там, где в результате всасывающего эффекта двигателя скорость воздуха перестает быть равной нулю. Уменьшение плотности воздуха достигается в результате принудительного передвижения воздуха в направлении трех пространственных координат.

Впрочем, если версия, основанная на изменении плотности воздуха или воды, для читателя неприемлема, то более убедительным может быть доказательство, основанное на втором и третьем законах Ньютона. Эти законы утверждают, что любое физическое действие вызывает противодействие. Ускоренное передвижение потока в направлении вектора V1 требует со стороны летательного аппарата приложить определяемую вторым законом Ньютона силу F=m·a, где m - масса всасываемого воздуха; а - сообщаемое этой массе ускорение. Напомню, что перемещение воздуха в потоке носит ускоренный характер, т. к. величина скорости меняется от нуля до значения V. Такое действие вызывает противодействие со стороны возмущенной атмосферы, и на вакуумном экране возникает статическая п. с. Как упоминалось выше, этому утверждению существует практическое подтверждение в виде арочного крыла Кастера. Вернемся к этому самолету с тем, чтобы выяснить: в чем ошибся Кастер? В статье "Способ номер полтора" уже приводились рассуждения о механизме возникновения статической п. с. в арочном крыле. Кастер пытался увеличить скорость принудительного обдувания верхней поверхности крыла. При этом он не принимал во внимание, что аэродинамический профиль крыла создает поток в вертикальном направлении. В свете традиционной теории создания аэродинамической п. с. объем зоны ограничивается размерами б и L. При плотности воздуха 1,3 кг/м3 и столь малом объеме зоны Кастер не мог получить сколь-нибудь заметное увеличение п. с. Но реальный результат был весьма существенным. Из этого следует, что физическая сущность создания статической п. с. в арочном крыле осталась для Кастера не раскрытой. При расчете п. с. он руководствовался формулой Бернулли.

Что же не позволило изобретателю арочного крыла добиться большего успеха? Из рис. 5 видно, что вертикальный импульс V2 (в режиме горизонтального полета) направлен на отрыв всасываемого двигателем потока от верхней поверхности крыла. К тому же этот импульс уплотняет достигнутое при всасывании разрежение. В то же время на участках "А" создается дополнительное сопротивление движению потока в направлении трех пространственных координат. Следовательно, это ведет к еще большему уплотнению потока. Что должен был сделать Кастер в свете предлагаемой теории для увеличения статической п. с.? Очевидной является необходимость вынести корпус двигателя за пределы арочного полукольца. Такое решение устраняет сопротивление, которое оказывает корпус двигателя вертикальному передвижению потока в режиме всасывания. (Сравните векторы V3 данного рисунка с векторами V1 на рис. 4) Не очевидным, но в теоретическом плане более существенным является второй вывод. Если принять во внимание, что разрежение воздуха над верхней поверхностью крыла создавалось за счет всасывающего эффекта двигателя, то Кастеру следовало выполнить арочные участки в виде полуколец, как это предлагается на рис. 4 (без использования аэродинамического профиля). Это существенно упростило бы конструкцию самолета и уменьшило бы лобовое сопротивление. При этом можно не опасаться появления турбулентности потока над крылом в режиме горизонтального полета, т. к. двигатель отсасывает воздух от передней кромки полукольцевого канала, чем предупреждает появление завихрений воздуха. Сам того не ведая, Кастер за счет всасывающего эффекта двигателя увеличил высоту зоны с размера б до неопределенно большой величины. Высота и длина зоны могут быть неограниченно большими и обусловлены только мощностью двигателя (напомню, что зона начинается там, где скорость неподвижного атмосферного воздуха перестает быть равной нулю).

Предлагаю провести следующий физический эксперимент с пылесосом. К цилиндрической трубке пылесоса в режиме всасывания поднесите горящую свечу, как это показано на рис. 6а. Пламя свечи наглядно продемонстрирует направление потока, в котором воздух всасывается в трубку (вектор V2'). Ранее говорилось, что всасывание в этом направлении уменьшает скорость горизонтального передвижения летательного аппарата. На предложенном рисунке патрубок пылесоса изображен, как кольцевой канал вокруг винта, который используется в авиации для создания статической п. с. Если рассматривать кольцевой канал, как предшественника вакуумного экрана, то становится логичной схема, представленная на рис. 6б. Здесь создается статическая п. с. за счет использования энергии потока, входящего под углом n1 к нижнему вакуумному экрану. Одной из составляющих этого потока является передвижение воздуха в направлении вектора V3 сзади от плоскости винта (по аналогии с вектором V2' на рис. 6, а). Всасывание воздуха в этом направлении снижает скорость горизонтального передвижения самолета, а устранить его не представляется возможным. Поэтому с целью повышения КПД необходимо использовать этот поток для создания дополнительной статической п. с. Этой цели служит верхний вакуумный экран. Он не ограничивает нейтрального всасывания воздуха с боков и даже усиливает всасывание сзади в направлении вектора V3. Но при этом верхний вакуумный экран позволяет использовать энергию потока, направленного под углом n2 к горизонту для создания п. с. Механизм создания п. с. тот же, что описывался для нижнего вакуумного экрана. Однако перепад статических давлений по разные стороны этого экрана (на основании уравнения Бернулли) обеспечивает исходящий от двигателя поток. Как будет показано ниже, повышенное статическое давление под экраном создается за счет специальной формы поверхности "А". Эта поверхность использует эффект затухания принудительного потока в неподвижной атмосфере. Хотя с целью упрощения конструкции может быть использован и сегмент цилиндрического кольца. Таков механизм создания статической п. с. при горизонтальном расположении двигателя.

Далее рассмотрим возможность увеличения п. с. за счет использования эффекта всасывания воздуха вертолетным винтом. Вертолет для создания п. с. в основном использует глиссирующий эффект на нижней поверхности винта. Возле оси винта скорость отбрасывания потока близка к нулю, и поэтому на некотором участке od винт обладает низкой эффективностью (рис. 7). На левой стороне этого рисунка изображен винт вертолета традиционной конструкции. На правой стороне рисунка - винт, реализующий предложенный способ. В свете предложенной теории следует простой логический вывод: необходимо на винт сверху установить диск od. Диск уменьшает площадь поперечного сечения исходящего от винта потока. Это, во-первых, увеличивает скорость потока V1 за пределами мертвой зоны od. Во-вторых, диск являет собой вакуумный экран, который обеспечивает условия создания статической п. с. в соответствии с вышеприведенной теорией. Перепад скоростей над диском (V2) и под диском (V=O) обеспечивает прижатие потока к диску на основании уравнения Бернулли. Всасывание потока в направлении вектора Vср под углом n к горизонту обеспечивает возникновение п. с., приложенной к диску. Еще большего увеличения п. с. можно добиться установкой плоского кольца oD1 по наружному диаметру винта. На наружном кольце увеличение статической п. с. может быть достигнуто за счет предотвращения всасывания воздуха снизу (вектор V3) и за счет использования всасывающего эффекта сбоку от винта. При этом используется энергия потока, передвигающегося в направлении вектора Vср' под углом n1 к горизонту.