Такой безотрывный характер обтекания самолета, как известно, со­храняется только до углов атаки, близких к углу атаки, соответствующему максимальному значению коэффициента подъемной силы. При уве­личении угла атаки до околокритического или закритического возникает отрыв потока, в первую очередь, от поверхности крыла. На применяемых в настоящее время крыльях с сужением, отличным от единицы, и на стреловидных крыльях отрыв потока возникает прежде всего вблизи концов крыла, а затем, при дальнейшем увеличении углов атаки, распространяется на все крыло, поэтому характер обтекания крыла, а вме­сте с тем и аэродинамические свойства самолета радикально изменяются. Если крыло вращается вокруг оси Ох то местные углы атаки в ка­ких-либо сечениях крыла отличаются от угла атаки, измеренного по цен­тральной хорде.

Следствием изменения углов атаки является изменение распределения аэродинамических сил по размаху крыла и появление мо­мента демпфирования. Пусть, например, самолет вращается таким обра­зом, что правое крыло опускается, а левое поднимается. Предположим теперь, что угол атаки центрального сечения крыла пре­вышает критический угол атаки, а крыло по-прежнему вращает­ся вокруг оси Ох с угловой скоростью. В таком случае, сечению правого крыла, имеющему увеличенный угол атаки, бу­дет соответствовать меньшее значение коэффициента подъемной силы суу чем соответствующему сечению левого крыла, работающего с уменьшен­ным углом атаки. Момент относительно оси Ох который получится от раз­ности подъемных сил, теперь будет действовать уже не в сторону, обрат­ную направлению вращения самолета, а в сторону вращения и, следова­тельно, будет способствовать вращению самолета.