Здесь линии течения элементарных струек воздуха обозначены тонкими линиями. Профиль к линиям течения находится под углом атаки а – это угол между хордой профиля и невозмущенными линиями течения. Там, где линии течения сближаются, скорость потока возрастает, а абсолютное давление падает. И наоборот, где они становятся реже, скорость течения уменьшается, а давление возрастает. Отсюда получается, что в разных точках профиля воздух давит на крыло с разной силой. Разницу между местным давлением у поверхности профиля и давлением воздуха в невозмущенном потоке можно представить в виде стрелочек, перпендикулярных контуру профиля, так что направление и длина стрелочек пропорциональна этой разнице. Тогда картина распределения давления по профилю для угла атаки 6 градусов будет выглядеть так:

Остановимся на природе возникновения разряжения в верхней части крыла. У воздуха есть вязкость, силы вязкого терния вызываю прилипание среды у поверхности обтекаемого, т.е. удерживают частицы среды в состоянии покоя, несмотря на наличие градиента давления в направлении по­тока жидкости, Отсюда следует, что вблизи поверхности тела силы вязкого трения того же порядка, что и силы разности давлений. Чтобы это было так, скорость жидкости должна очень быстро нарастать при удалении от поверхности тела. Это быстрое нарастание происходит в тонком приповерхностном слое жидкости, называемом пограничным слоем. Теория пограничного слоя была создана в основном Л. Прандтлем. Напомним теперь, что в пограничном слое скорости частиц воздуха возрастают при удалении от поверхности крыла. Благодаря этому движение в пограничном слое вихревое, а потому содержит вращение. Сверху крыла вращение совершается по, а снизу — против часовой стрелки (если поток жидкости нате­кает слева направо). Допустим, что в результате отрыва какая-то масса воздуха, ранее находившаяся в пограничном слое снизу от крыла, унесена потоком в виде одного или нескольких вихрей. Обладая вращением, эта масса унесет и связанный с ней момент количества движения. Но общий момент количества движения воз­духа не может измениться. Если отрыв пограничного слоя сверху от крыла не произошел (рис.3), то для сохранения момента количества движения воздух во внешнем потоке должен начать вращаться вокруг крыла по часовой стрелке. Иными словами, во внешнем по­токе вокруг крыла должна возникнуть, циркуляция скорости воздуха по часовой стрелке (рис.4), накладывающаяся на основной поток. Скорость потока под крылом уменьшится, а над ним — увеличится. К внеш­нему потоку применимо уравнение Бернулли. Из него следует, что в результате циркуляции давление под крылом возрастет, а над ним — уменьшится. Это разряжение. Возникшая разность давлений очень сильно проявляется подъемной силе. Из картины распределения давления (рис.2) видно, что львиная доля (2/3) подъемной силы образуется не из подпора на нижней образующей профиля, а из разряжения на верхней.

В приближении бесконечно тонкого профиля крыла величина подъёмной силы определяется по формуле Жуковского:

,где ρ-плотность среды, l-длина крыла, V-скорость потока, Г-циркуляция скорости вокруг профиля.

Одной из оределяющих величин задающих характер распределения давления по профилю является угол атаки α. Рассмотрим графики распределения давления для различных углов атаки:

Толщина профиля – влияет на величину лобового сопротивления. Увеличение толщины увеличивает сопротивление, в том числе на нулевой подъемной силе. Косвенно, увеличение толщины приводит к срыву обтекания на больших углах атаки, чем у тонких профилей. Увеличение толщины от малых значений до 12 – 15% увеличивает максимальное значение Су. Дальнейшее увеличение толщины его снижает. После 20% резко растет Сх.
Радиус скругления носика профиля – связан с толщиной профиля. Влияет в первую очередь на поведение профиля на критических углах атаки. Косвенно влияет на лобовое сопротивление профиля. Большие значения радиуса приемлемы только на невысоких числах Re.
Кривизна профиля – влияет на асимметрию свойств. Увеличение кривизны приводит к увеличению Су на сравнительно небольших числах Re. При росте Re кривизна профиля для сохранения приемлемых значений лобового сопротивления должна уменьшаться.
Для обеспечения высокой эффективности профиля в большом диапазоне скоростей на крыле необходимо использовать механизацию, изменяющую в полете эффективную кривизну профиля для разных скоростей.

В некоторых случаях, чаще всего из конструктивных соображений, упрощают контуры профиля до примитива, когда его образующие – прямые линии. Иногда – они оправданы, в других случаях – нет. Для наглядности приведем по одному примеру таких случаев.
В последние пару лет появился новый класс авиамоделей – F3AI ( I здесь от Indoor – внутрикомнатный ) пилотаж внутри помещений. Самолеты этого класса имеют очень маленькую нагрузку на крыло и летают ни крайне низких числах Рейнольдса. Многие из них имеют крыло в виде тонкой прямой пластины из депрона с угольными передней и задней кромками. Такой профиль имеет малое значение максимального Су. Однако для крайне малых нагрузок на крыло это не важно. Срывные характеристики профиля тоже ужасны. Полет самолета больше напоминает порхание стрекозы, чем полет аиста. Тем не менее, такие самолеты показывают 3Dпилотаж весьма высокого уровня. Это – пример оправданного упрощения.
Некоторые начинающие в стремлении упростить изготовление крыла тренировочной модели сводят его профиль к примитивному треугольнику, где две вершины – острые передняя и задняя кромки, а третья – верхняя полка лонжерона. Нижняя полка лежит на плоской нижней поверхности крыла. Что может быть проще? Однако летать на таком крыле – неинтересно. Прошедшим летом, наблюдая за мучениями такого горе-конструктора, жалко становилось не его, а самолет, - на пять взлетов – две посадки. Остальные посадки – «кирпичом». К концу полетного дня от модели, и кстати – мотора, остались жалкие дрова. Такой профиль имеет низкое значение Су на предельных углах атаки и провоцирует к тому же лавинообразный срыв потока. Модель просто летит кубарем к земле. Это - пример неоправданного упрощения.

Как было указано выше, оптимален тот или иной профиль крыла только при вполне определенных числах Re. Чем шире у модели диапазон полетных скоростей, тем труднее оптимизировать профиль ее крыла. Из всех видов крылатых моделей, один из самых больших диапазонов полетных скоростей у кроссовых радиопланеров F3B. В упражнении на продолжительность этому планеру выгодно лететь как можно медленнее, особенно в атермичную погоду. Скорость полета не превышает 7 – 8 м/сек. В упражнении на скорость планера разгоняются до скоростей в 40 – 45 м/сек. Для расширения диапазона чисел Re широко используют механизацию крыла. На кроссовых планерах вдоль всей задней кромки крыла размещена механизация, – на корневой половине консолей – закрылки, на концевой – элероны, смикшированные, как правило, с закрылками. В результате пилот имеет возможность в полете менять эффективную кривизну профиля крыла при помощи механизации, оптимизируя ее под требуемый режим полета. Используется как правило три, реже четыре режима предустановленные в процессе регулировки и переключаемые в полете пилотом. В стартовом режиме кривизна максимальна. Это делается для увеличения максимально возможного значения Су, которое определяет скорость затяжки на леере планера относительно буксировщика леера. В конечном итоге это определяет высоту старта при ограниченной правилами длине леера. Сх при этом значителен, а аэродинамическое качество невелико. Но это и не важно, поскольку энергия поступает извне – от буксировщика. Крутые пилоты используют при старте два предустановленных режима – в начале и в конце с разной кривизной профиля. На режиме парения механизация возвращает кривизну профиля к исходной, где его аэродинамическое качество максимально. Для скоростных режимов механизация слегка приподнимает заднюю кромку крыла, создавая минимальную эквивалентную кривизну профиля. Сх принимает свое наименьшее значение.