Пример 1 (см. Рис. 10).

Рис. 9

Откуда . По гипотезе (постулату) Жуковского-Чаплыгина V₂>V₁ и q₂>q₁, т.е. >0, получаем >0 и p₁>p₂, т.е. на верхней поверхности крыла (профиля) давление понижается по сравнению с давлением набегающего потока .

Пример 2.

2 листа бумаги сходятся при выдувании воздуха между ними.

Пример 3 (рис.11).

Пульверизатор

Рис. 10

Распределение давления на профиле можно получить экспериментально, просверлив отверстия в различных точках крыла на нижней и верхней поверхности (дренировав) и поставив датчики давлений. Такие дренированные модели крыльев ЛА продуваются в аэродинамических трубах. Рассмотрим физическую картину возникновения аэродинамических сил на прямоугольном крыле (профиле).

Примеры (рис. 12-14).	Симметричный профиль
Рис. 11	Векторные диаграммы распределения давления А – передняя критическая точка Рис. 12
В т. B,D –скорости потока равны , т.к. , В т. A, V=0, pmax

Координатные диаграммы распределения давления.

Рис. 13

Рассмотрим профиль и схему элементарных действующих сил на него в связанной с носком профиля системе координат OXY (рис. 15).

Рис. 14

Для прямоугольного крыла размаха выделим участки профиля с размерами dx и dy.Учитывая, что =dx определим элементарную нормальную силу от давления на элемент крыла dx

dY_p=(p_н –p_в)dx

Аналогично для элементарной продольной силы от давления

dX_р= (p_п –p_з )dy

Интегрируя эти выражения соответственно от A до B вдоль оси OX и от y_н до y_в вдоль оси OY,получим формулы для нормальной и продольной сил без учета сил трения

Записав выражение для элементарного момента от нормальной силы (момент от продольной силы обычно пренебрежимо мал, в силу того что крыло обычно “тонкое”) относительно точки A

Определим продольный момент крыла от давления

Здесь минус принят в виду того, что момент направлен против часовой стрелки, если смотреть вдоль 0Z, расположив ее от нас вдоль передней кромки.

В этих формулах целесообразно перейти от сил к их коэффициентам, учитывая, что площадь S прямоугольного крыла S = b, а также принимая, что (здесь формулы объединены в записи)

В частности для Y, полагая

;

(3.3)

(3.4)

(3.5)

где:

(3.6)

В формулах (3.3)  (3.5) и в дальнейшем индекс (∞) опущен в выражениях V_∞ и q_∞, если не оговаривается особо.

Н

Рис. 15

а практике крылья ЛА, как правило, отличаются от прямоугольной формы, поэтому для удобства расчетов и сравнительного анализа крыльев ЛА вводят понятие средней аэродинамической хорды (САХ) (см. рис.16).

Для крыла произвольной формы в плане подбирается такое эквивалентное прямоугольное, момент М_{Z Э} которого, силы Y_Э, X_Э и площадь S_Э были бы равны исходным M_Z.ИСХ, Y_ИСХ, X_ИСХ,S_ИСХ.

M_{Z Э}(x_A, y_A,b_A, )= M_{Z КР ИСХ ;}

Y_Э(x_A,y_A,b_A, )= Y_{КР ИСХ ;} (3.7)

X_Э(x_A,y_A,b_A, )= X_{КР ИСХ;}

S_Э=b_A=S_ИСХ.

Из четырех уравнений определяются х_A, y_A, b_A, .

Здесь x_A, y_A- координаты эквивалентного прямоугольного крыла в системе осей OXY, связанной с носком исходного крыла; b_A- значение САХ; - размах эквивалентного крыла. Остальные параметры профиля эквивалентного крыла можно оставить прежними и равными исходным.