Петро! Не напрягайся!
Оказывается ВСЕ самолёты вот уже более сотни лет летают не по правильным законам аэродинамики!
А классическое уравнение Даниила Бернулли и Эйлера в корне ошибочно!
Жаль только что Уиллард Кастер об этом так и не узнал.
Зато новый ниспровергатель классических идей достаточно активно сейчас по всей прессе и И-нету доказывает это -
- http://professionali.ru/Topic/16073331
- http://www.trinitas....1c/00161504.htm
З.Ы.
Я лично НИЧЕГО не понял - "слишком много букофф(С)" и эмоций...
Старею, однако...
И он не одинок. Я знаю (не лично) ещё одного профессора теоретической механики: «Становится ясным только одно: уравнение Бернулли даже для идеальной жидкости не является точным и не может быть использовано для расчета скоростей или давлений, в нем чего-то не хватает. Вот с этим вопросом и следует разобраться, причем с цифровыми расчетами.»http://www.energy-source.ru/-iv-/s4-.html. Попутно он там и с Магнусом разбирается.
И у меня самого есть сходное мнение, что уравнение Бернулли нельзя трактовать так, что с увеличением скорости потока давление в нем должно уменьшаться. Для этого надо над газом либо совершить отрицательную работу (отнять тепло), либо указать процессы, которые нарушают симметрию распределения молекул по скоростям относительно направления движения. Но при выводе этого уравнения ни процессы теплопередачи, ни молекулярно-кинетический подход не принимается во внимание.
С другой стороны это уравнение вполне логично применяется для измерения скорости потока. В этом случае кинетическая энергия потока при торможении переходит в кинетическую энергию отдельных молекул, что равносильно увеличению температуры и давления по сравнению с неподвижным потоком.
Можно привести грубые оценки, из которых следует, что крыло летает не по Бернулли. Я прикинул для профиля NACA 6415 (15% толщина, близкая к плоской нижняя часть). Разница длин верхней и нижней частей профиля не более 4 %. Т.е. средняя скорость потока сверху крыла будет только на 4% больше, чем снизу. При этом при нулевом угле атаки «Бернулли» нам обеспечивает Суо порядка 0,7. Если «обернуть» крыло вокруг половины винта, как поступили Кастер и Орлов, то легко получить разницу скоростей потоков сверху и снизу от 50% до 1000%. Учитывая квадратичную зависимость давления от скорости это должно привести к увеличению Суо до 100 раз. Слишком оптимистично для того, чтобы быть правдой.
А правда такова- крыло летает за счёт разряжения (растяжения непрерывной среды, совершения над ней отрицательной работы, приводящёй к её охлаждению) на верхней части профиля. Самолёт Леньера успешно летал на перевёрнутом профиле, сверху которого создавалось необходимое разряжение.
Этому же способствует схема Кастера, при которой создаётся дополнительное разряжение перед плоскостью винта. Ну а схема Орлова – чистый Бернулли, который много обещает, но обещанного мало даёт.
Всё легко проверяется на вентиляторе, привязанном вместе с кривым крылом за верёвку.
Вы себя чересчур высоко цените, если считаете, что мы приходим мы на форум ради вас. Здесь достаточно других адекватных людей, с которыми можно общаться на равных и обсуждать возникающие проблемы, а не повторять до бесконечности прописные истины. 
