Я ничего из него не понял, причём здесь индуктивное сопротивление когда речь идёт о подъёмной силе ?
Я писал, что индуктивное сопротивление на обычном крыле - это основная причина для создания за ним скоса потока, несколько увеличивающего прирост Су (не более того).
Если Ты это не понял, забудь...
На обычном крыле скос потока действительно играет весьма небольшую роль в создании прироста Су. Потому как Сх за его счёт возрастает существенно больше. Потому-то его на обычных самолётах (при выпуске механизации крыла) и используют лишь на режимах захода на посадку (в основном) и на взлёте (частично). Когда важно получить максимальный прирост Су для улучшения ВПХ самолёта (невзирая на прирост Сх и падение аэродинамического К).
На том же АН-24 крыло с закрылком, выпущенным на 15 градусов имеет аэродинамическое К даже выше, чем с чистым крылом. Но лишь до скорости 250-260 км/час, далее чистое крыло начинает выигрывать у механизированного. Потому-то и используют закрылок на взлёте именно с отклонением на 15 градусов (а не 38, как на посадке) и именно до скорости 250-260 км/час. Чтобы получить максимальное аэродинамическое К (а не просто прирост Су).
И почему ты пишешь о какой- то разнице скоростей над и под крылом ? Давно уже замечено что разорванные профилем крыла соседние частицы воздуха на задней кромке не соединяются по- соседски..
Потому, что за счёт этой разницы скоростей воздушного потока и действия закона неразрывности струи и закона Бернулли и возникает тот самый Су, который все хотят получить (теми или иными способами, конструктивно).
И воздушные потоки НАД и ПОД крылом вследствие закона неразрывности струи всё-таки соединяются между собою. Только не на задней кромке крыла (как ты рассматриваешь), а несколько далее (на расстоянии нескольких хорд крыла позади него). Закон неразрывности струи таки существует и действует...
И подъёмная сила на крыле возникает совсем не из-за разницы скоростей обтекания над и под профилем,а из -за появления вихрей над профилем при растяжении потока при обтекании от верхней точки к задней части профиля..
А вот это - уже твое личное понимание существующих законов аэродинамики (точнее сказать - непонимание их основ).
Уж извини, но лучше бы ты попробовал почитать классическую аэродинамику снова, "с нуля", отбросив всё то, что у Тебя в голове намешалось за долгую лётную жизнь.
Лучше попробуй попытаться найти своё объяснение разницы углов отвала поляр для чистого крыла (зелёный цвет), тоннельного крыла Кастера (красный цвет) и крыла Н.А.Орлова (синий цвет) на рисунке ниже (три самых нижних линии).
Авось в тему слегка въезжать начнёшь...
