Существует какой-то угол атаки , называемый углом атаки нулевой подъёмной силы, при котором коэффициент подъёмной силы  равен нулю. Для симметричного профиля , а для несимметричного . При увеличении угла атаки струйки воздуха, обтекающего профиль крыла, деформируются. Давление воздуха на верхней и нижней поверхностях изменяется. Давление воздуха на верхней поверхности уменьшается, а на нижней – увеличивается. В результате, коэффициент подъёмной силы , равный разности средних коэффициентов давления на нижней и верхней поверхностях, возрастает по линейному закону . Здесь коэффициент – производная коэффициента подъемной силы по углу атаки ,  , 1/рад.

 

Зависимость

назад :: вперед

X