1.
Основной тиражируемой Версией образования подъёмной силы на крыле заявляется разность скоростей течения воздуха (жидкости) над крылом и под крылом, и вследствие этого возникает перепад давления согласно Закону Бернулли. При этом однозначно связывают через закон Бернулли расчётную скорость потока на поверхности крыла с инструментально регистрируемым давлением на крыло, игнорируя другие возможные объяснения на основе не менее базовых законов физики.
2.
При анализе обтекания идеальной невязкой жидкостью профилей в плоских течениях удивительным образом получали кратное повышение скоростей потока в сравнение с базовой скоростью V0. То есть опровергается закон сохранения энергии, так как энергия на разгон потока берётся ниоткуда, кратно превышая энергию набегающего на крыло потока. При этом игнорируется постулат гидродинамики, что по тому же закону Бернулли при истечении струи из-под уровня скоростной напор однозначно ограничивается сверху статическим напором в сосуде, то есть скоростной напор струи после разгона на крыле не может превысить статического давление сжатой при торможении среды.
Для полёта современного самолёта необходимая подъёмная сила в 500-600кг/м.кв.

При совершении взлёта-посадки скорости современных самолётов составляют около 250км/ч. В этом случае нужная подъёмная сила на крыле обеспечивается при скорости обтекания верхней плоскости порядка 450км/ч.

Каков механизм такого разгона потока воздуха без видимого механизма разгонного воздействия на него? 

Ведь контакт крыла с набегающим потоком может вести только к торможению потока, но никак не к его разгону!

Эти противоречия необходимо снять!

Физика не должна терять Физический смысл в угоду красивым и сложным математическим построениям! 

Рассмотрим иное объяснение формирования подъёмной силы крыла без выявленных нарушений законов физики и здравого смысла. Для этого потребуются применение законов обычной механики.

В рассмотрении считаем, что воздух состоит из отдельных взаимно отталкивающихся (для создания давления газа) частиц с собственной массой, каждая из которых подчиняется законам механики при изменении её направления и величины скорости движения.

Неоднозначность связи разрежения над крылом с повышенной скоростью потока
Рассматриваемое реальное крыло не является элементом идеальной трубки в модели Закона Бернулли, а является ограниченным твёрдым объектом в неограниченном пространстве движущегося реального газа, состоящего из вполне осязаемых по массе и размеру частиц газа. В таком случае следует рассмотреть криволинейное течение струй над криволинейной поверхностью крыла с учётом сил инерции и создаваемого давления, перпендикулярного вектору скорости и поверхности крыла. 

Рис.1. Геометрия тонкого крыла постоянной кривизны

Рис.2. Предполагаемый режим обтекания тонкого радиусного крыла

Рис.3. Характер распределения давления по тонкому радиусному крылу и равнодействующие силы по направлениям

Так для скорости 70м/с (252км/ч) давление одного слоя толщиной 0,1м с радиусом кривизны 2,6м составляет 235,6Па или 24кг/м.кв., а величина скоростного напора при 70м/с равна 3063 Па.

Если учесть, что у тонкого крыла обтекание происходит с двух сторон, то эти величины нужно как минимум удвоить, а затем ещё и умножить на некоторое количество параллельных слоёв, так же искривлённых двигающимся крылом. Если предполагаем, что толщина возмущённого слоя не менее половины ширины крыла с каждой стороны крыла, то получаем суммарную удесятерённую нагрузку на крыло около 2356 Па. Эти цифры прекрасно бьются со значениями нагрузок на крыло для низкоскоростных лёгкомоторных самолётов с толстым крылом и аналогичной кривизной поверхности крыла. (см.таб.1)

Так как давление Ркр приложено к криволинейной поверхности тонкой пластины, то сила Fкр от Ркр может быть разложена на Подъёмную силы Fy и на силу Сопротивления полёту Fх. 
Подъёмная сила Fy равна интегралу проекции на ось Y сил от Давления Криволинейного потока Ркр по всей площади крыла.

В случае равномерного давления на круговое крыло величина Fy будет равна произведению Ркр на площадь проекции крыла на ось Х, что равно S=B*L крыла ( в данном случае 1м.кв/м.п.).

Fy=Ркр*Bкр= 2356*1=2356 Н/м.п.

В то же время сопротивление горизонтальному движению в этом случае будет равно интегралу проекции dFкр на ось Х по всей площади крыла. В случае равномерного давления на крыло величина Fx будет равна произведению Ркр на площадь проекции крыла на ось Y, что равно высоте Н профиля крыла ( в данном случае 0,2м.кв/м.п.).

Fx=Ркр*Нкр= 2356*0,2=462 Н/м.п.

При этом получим К= Fy/ Fx= (Ркр*Bкр)/ ( Ркр*Нкр ) = Bкр/ Нкр, то есть при равномерном давлении на круговом тонком профиле качество крыла равно отношению только геометрических параметров профиля К=В/Н. 

Согласно правилу векторного разложения сил из заданной картинки можно сразу получить величину качества крыла К=Fy/Fx, что в данном случае равно К=100*Ркр/20*Ркр =5.

Интересно рассмотреть, как меняется Ккр крыла при постоянной его кривизне Rкр, но при изменяющемся параметре ширины профиля Вкр. (См.таб.3)

В самой первой строчке таблицы аэродинамическое качество крыла достигает фантастического значения К=182, но при этом нагрузка на крыло составляет всего 67Па (7кгс/м.кв), что пригодно только для авиамоделей планеров комнатной размерности.

Необходимая подъёмная сила на крыле возникает только при достаточно малых К крыла, что видно по последним строчкам таблицы. 

Жёлтым выделены столбец изменяемого параметра и строчка исходного профиля с Ккр=5

В описанной модели для получения разряжения над крылом не требуется дополнительный разгон воздуха над крылом. Заметное разряжение над крылом обеспечивается в условиях значительного искривления обтекающего крыло потока воздуха под действием статических сил давления воздуха всего окружающего пространства. Угол наклона хорды исходной изогнутой пластины составляет 11,3 градуса (половина угла сегмента дуги в 22,6град), что хорошо согласуется с посадочными режимами работы крыла современных авиалайнеров при посадке с выпущенной механизацией крыла (предкрылки +закрылки). В посадочном режиме крыло с выпущенной механизацией намного больше напоминает рассмотренный случай изогнутой тонкой пластинки, чем классическое крыло с прямой нижней плоскостью (см.рис 4)

 
Сильно изогнутое тонкое крыло широко применяется в качестве лопастей вентиляторов. Низкие линейные скорости при малых величинах давления позволяют использовать в вентиляторах в качестве лопастей тонкие стальные или пластиковые пластины крайне малой толщины, так как их прочности хватает для выдерживания имеющихся нагрузок.

У тяжёлых самолётов использование тонких крыльев технически невозможно по причине их недостаточной прочности. Большая толщина крыла позволяет разместить внутри крыла достаточно высокие несущие балки достаточной прочности и жёсткости на изгиб и кручение, при этом сохранив приемлемый для самолёта вес. Именно по этой причине вся аэродинамика изучает крылья со вполне осязаемой толщиной. По этой причине переходим от рассмотрения аэродинамики тонкой изогнутой пластины к профилю крыла с реальной толщиной и плоскостями различной кривизны.

F=d (m*V)/dT

В озвученной модели обтекания тонкого криволинейного крыла мы можем подсчитать подъёмную силу Fy как изменение импульса набегающего потока воздуха по вертикали, который считается как 

Fy2= (dR*10*q*Vo)*Vo*sinАкр, 

Где Vo-скорость крыла, dR –толщина элементарного искривляемого слоя потока воздуха в расчётной модели, 10- число искривляемых одновременно слоёв, Акр- угол схода потока с крыла к направлению исходной скорости Vo.

Проведя расчёт получим, что оба расчёта дают одинаковый результат.

Или в аналитическом виде:

Fy1=Ркр*Bкр,

Ркр= (dR*10*q*Vo)* Vo/R,

Bкр=R* sinАкр

Подставив развёртки Ркр и Bкр в выражение для Fy1 и сократив одноимённые R в числителе и знаменателе, получим:

Fy= Ркр*Bкр= (dR*10*q*Vo)*Vo*sinАкр

А значит всегда верно равенство Fy =Fy1= Fy2

То есть «Инерционно-криволинейный» метод расчёта «Подъёмной Силы» крыла даёт формулу идентичную с методом «Реактивно-Импульсной Силы» для крыла одинаковой геометрии.
Это значит, что самолёты летают не благодаря какой-то «магической» силе из «магических вихрей», а благодаря старому и понятному «Импульсу Силы» или «Реактивной тяге» при отбрасывании массы воздуха вниз.