Предложение дилетанта - 2.
Предлагаю новую конструкцию крыла. Если у элементарного крыла срезать переднюю кромку, то в нем образуется входная щель, в которую будет поступать встречный воздушный поток, создавая внутри образовавшейся полости соответствующее скоростному напору воздуха давление. Если в нижней поверхности крыла проделать такую же выходную щель, то из нее будет вытекать в виде непрерывной завесы, равной по ширине размаху крыла, струя воздуха. Упираясь в эту завесу, встречный воздушный поток будет тормозиться, в результате чего скорость воздуха под нижней поверхностью крыла станет меньше. Уменьшение скорости воздуха приведет, в свою очередь к повышению давления на нижней поверхности, а следовательно, к увеличению подъемной силы. Представляется очевидным, что чем большая часть встречного воздушного потока будет поступать во входную щель, тем меньшей окажется скорость обтекания нижней поверхности, а значит, тем большее увеличение подъемной силы. Это означает, что не следует рассматривать предложенную щель в самом узком смысле этого понятия, так как существует некоторая возможность, в пределах еще неизвестных ограничений, срезать более или менее значительную часть передней кромки. Поэтому, во избежание в дальнейшем всяческих недоразумений, назовем входную щель и выходную, вместе с образующими их конструктивными элементами, входным устройством и выходным соответственно. Таким образом, подъемная сила предлагаемого крыла будет складываться из подъемной силы несущей поверхности, образующейся в результате торможения встречного воздушного потока и подъемной силы выходного устройства, которая будет равна произведению его активной площади на разность между внутренним давлением и внешним. Для постоянного поддержания максимального внутреннего давления пропускная способность выходного устройства должна быть несколько меньше пропускной способности устройства входного. При этом необходимо учитывать, что чем меньше будет разница пропускных способностей, тем меньшим окажется лобовое сопротивление активной части входного устройства. Действительно, если выделить часть его площади, которая будет обеспечивать поступление избыточного количества воздуха, то ее лобовое сопротивление и будет представлять собой лобовое сопротивление всей активной площади входного устройства, к которому остается добавить еще сопротивление прохождению воздушного потока от входа до выхода. Для уменьшения сопротивления при прохождении встречного воздушного потока через входное и выходное устройства и для других, далеко идущих целей, соединим верхнюю кромку входного устройства с задней кромкой выходного имеющим наиболее выгодный радиус закругления отражателем. Наибольшая эффективность предлагаемого крыла будет иметь место при нулевом угле атаки поверхности выходного устройства, так как с увеличением последнего будет уменьшаться разность между внутренним давлением и внешним. Выделим конструктивные элементы, образующие входное и выходное устройства вместе с отражателем в самостоятельную конструкцию и назовем ее устройством отражения встречного воздушного потока. Для сохранения максимальной эффективности такого крыла на всем диапазоне скоростей полета необходимо сделать отражающее устройство поворотным. То есть, несущая поверхность летательного аппарата будет иметь заданный угол атаки, а поверхность выходного устройства - нулевой. Если чисто умозрительно сравнить подъемную силу предлагаемого крыла с подъемной силой классического, имеющего нулевой угол атаки, то превосходство первого представляется очевидным. Вопрос заключается в том: имеет ли это превосходство практическое значение? Весьма сомнительно, что прямой ответ на него дадут даже самые длинные формулы вычислительного аппарата аэродинамики. Остается одно - обдуть отрезок такого крыла в аэродинамической трубе. Конечно, стоит эта процедура достаточно дорого. Но намного дороже стоят те заманчивые перспективы, которые открываются перед авиацией в случае подтверждения практически приемлемой эффективности предлагаемого крыла. Да и прорыв где-то уже давно необходимо предпринимать, так как классические ЛА подходят к своему пределу, при достижении которого дальнейшее увеличение их размеров и грузоподъемности станет делом невозможным.
Конечно, речь не идет о том, чтобы поставить устройство отражения на классическое крыло. Меняется сама концепция самолета, намного упрощается процесс его конструирования. Авиаконструктору достаточно будет выбрать соответствующий предполагаемой грузоподъемности и допустимых габаритов перевозимого груза параллелепипед, начинить его всем необходимым, а затем покрыть его обтекаемыми дюралевыми формами. Это намного проще, чем компоновать весьма неудобный в этом отношении цилиндроид, называемый фюзеляжем самолета, а затем еще и таскать его в поднебесье. Установив в предусмотренном месте устройство отражения встречного воздушного потока, мы получим летательный аппарат, который будет обладать очень значительной поперечной нагрузкой, а следовательно, намного меньшим удельным лобовым сопротивлением. Предоставляемая возможность более плотной загрузки такого летательного аппарата, предполагает более значительную нагрузку на единицу площади несущей поверхности, поэтому для увеличения подъемной силы можно добавить плоскости с установленными отражающими устройствами встречного воздушного потока. В виду значительной протяженности несущих поверхностей в продольном направлении размах такого, более развитого крыла будет намного меньше размаха крыла классического. Очевидно также, что эффективность предлагаемого крыла будет непрерывно возрастать по мере увеличения скорости летательного аппарата. Вопрос заключается в том, сможет ли он лететь, хотя бы на максимальной скорости с нулевым углом атаки несущей поверхности? Если да, то это будет в высшей степени превосходно. Если же нет, то возможно такое уменьшение угла атаки, которое само по себе очень многого стоит.
Вот такое предложение и посильные размышления не очень сведущего в авиации и аэродинамике человека.