Такая точка на хорде профиля крыла, относительно которой коэффи­циент продольного момента не зависит от угла атаки или от сы, называется фокусом профиля. Линия, проходящая через фокусы профилей, образую­щих крыло, называется линией фокусов. У современных профилей при до­критических числах М фокус расположен на 22—25% хорды от ее носка; при сверхзвуковых скоростях потока фокус располагается приблизительно на 50% хорды. Из полученного выражения следует, что фокус есть точка приложения приращения подъемной силы при увеличении угла атаки. В самом деле, написав это выражение один раз для угла атаки, которому соответствует значение ст а другой раз — для угла атаки, которому соответствует значе­ние и вычтя одно выражение из другого, получим, что прираще­ние коэффициента продольного момента равно. Отсюда следует, что фокус есть точка приложения приращения подъемной силы при увеличении угла атаки. Из приведенных рассуждений видно, что действующие на крыло аэро­динамические силы можно свести к подъемной силе, зависящей от угла атаки и скоростного напора, и к силе лобового сопротивления; эти силы приложены в фокусе крыла. Фокус и центр давления совпадают только в частном случае симметричного или так называемого 5-образного профиля, так как у таких профилей ст0=0 и вы­ражения дают в этом случае тождественный результат. Понятие фокуса оказывается весьма удобным при анализе вопросов устойчивости, так как положение фокуса зависит только от геометрической формы крыла и может быть определено один раз для всего расчета. Внося значение в выражение, получим коэффи­циент продольного момента крыла относительно оси, расположенной в пло­скости хорд на произвольном расстоянии от передней кромки. Как видно, в рассмотренном частном случае, когда центр тяжести са­молета расположен в плоскости хорд, коэффициент момента является линейной функцией коэффициента подъемной силы. В том, более общем случае, когда центр тяжести не лежит в плоско­сти хорд, выражение для коэффициента продольного момента крыла отно­сительно оси, проходящей через центр тяжести самолета, принимает не­сколько более сложный вид.