А что порождает скос потока,не профиль?
Крыло, а не профиль и конечно не его форма.
Но тут такое дело.
Чтоб правильно посчитать крыло самолета следует проделать некоторые вычисления.
Вначале задаемся размахом крыла.
Пока нас не интересует удлинение крыла. Оно получится уже исходя из потребной площади крыла и согласно приводимой методике не важно, какое оно получится.
Зная взлетный вес самолета, плотность воздуха и учитывая взлетную скорость, определяем значение вертикальной скорости отбрасывания по формуле:
V[sub]отб[/sub] = (4 * Р) / (3,14 *L[sup]2[/sup] * V[sub]взл[/sub])
где: Р - взлетный вес самолета
q - удельная плотность воздуха
L - размах крыла
Vвзл - взлетная скорость
Vотб - вертикальная скорость отбрасывания воздуха
Затем определяем угол скоса воздушного потока, относительно которого будем задавать угол атаки крыла по формуле:
(Угол атаки) = arcsin(V[sub]отб[/sub] / [sub]Vвзл[/sub])
С учетом этого скоса воздушного потока определим величину подъемной силы крыла по формуле:
F = P / cos(угла скоса)
Заметьте, пока нас не интересовало, какой профиль будет у крыла и какова его площадь.
Вот теперь выбираем профиль исходя из назначения самолета (пилотажный, планер, для дальних перелетов, скоростной или еще из каких то соображений)
Зная зависимость коэффициента [highlight]Су[/highlight] от угла атаки, выбираем максимально разумное значение этого коэффициента чтоб случайно не брякнутья на землю во время взлета.
Далее вычисляем потребную площадь крыла по известной формуле:
F = q*Cy*S*V[sup]2[/sup]/2
или чтоб не ломать голову перепишем эту формулу так:
S = 2*F/(q*Cy*V[sup]2[/sup])
И теперь вычислим индуктивное сопротивление по формуле:
F[sub]инд[/sub] = F / sin(угла скоса)
Из характеристик профиля находим для взлетного значения[highlight] Су[/highlight] значение коэффициента [highlight]Сх .[/highlight]
Вычислим значение сопротивления профиля без учета удлинения и прибавим к нему ранее вычисленное значение индуктивного сопротивления.
Таким образом получается необходимая тяга то ли воздушного винта, то ли "порохового" ракетного двигателя.
Если что то не устраивает, то меняем вводные параметры и пересчитываем пока результат понравится.