При полете со скоростью давление на поверхности скользящей крыла бесконечного размаха получается соответствующим меньшей так называемой эффективной скорости. Критиче­ское число у скользящего крыла получается поэтому большим, чем у прямого крыла при одинаковом угле атаки; волновой кризис на скользя­щем крыле получается при большем числе набегающего потока, а вол­новое сопротивление получается меньшим. Стреловидное крыло в значительной мере работает в условиях, близ­ких к условиям скользящего крыла; эти условия заметно нарушаются, только у середины и у концов крыла («серединный» и «концевой» эффект на стреловидном крыле). В первом приближении часть коэффициента волнового сопротивления, непо­средственно не зависящую от су, можно определять по формуле, построенной в пред­положении», что одна часть стреловидного крыла работает как скользящее крыло, а другая — как прямое крыло. Коэффициент— коэффициент волнового сопротивления той части крыла, которая условно принимается работающей как прямое крыло, определяют для факти­ческого числа М полета, для действительного значения су и для относительной толщины профиля с в сечении, параллельном плоскости симметрии. К ненесущим частям относятся части самолета, имеющие лобовое со­противление, но не создающие подъемной силы, как-то: фюзеляж, гондо­лы, в которых расположены двигатели (гондолы двигателей), хвостовое оперение и т. д. Вообще говоря, термин «ненесущие части» не вполне точен, так как все такие части самолета могут давать подъемную силу, поэтому этот термин следует понимать в том смысле, что подъемная сила ненесущих частей несоизмеримо мала по сравнению с подъемной силой крыльев. Фюзеляж. Как и в случае крыла, при докритических числах основную часть сопротивления фюзеляжа составляет сопротивление тре­ния. Поэтому порядок расчета лобового сопротивления фюзеляжа близок к порядку расчета лобового сопротивления крыла.