Для низко расположенного по от­ношению к крылу горизонтального опе­рения при малой координате у0 и для небольших углов атаки в первом при­ближении молено считать х, у независя­щими от угла атаки крыла.  Эти координаты можно определить раз на­всегда для некоторого среднего угла атаки, за который можно при­нять. Влияние сжимаемости воздуха на скос потока за крылом. Как известно, при докритических числах М характер рас­пределения циркуляции по размаху крыла приблизительно остается неизменным, значит при определенном значении коэффициента Су скос по­тока также остается неизменным. При этом необходимо только иметь в виду, что одному и тому же значению при разных значениях чисел М соответствуют различные углы атаки. Другая картина получается при числах М, превышающих.

В этом случае волновой кризис возникает на крыле не по всей его поверхности одновременно; так как после возникновения волнового кризиса производ­ная с* изменяется, происходит перераспределение циркуляции по размаху крыла. Следовательно, на основании отмеченного выше, при одном и том же значении скос потока получится различным для различных значений числа М. В случае прямого крыла волновой кризис обычно возникает раньше всего в центральной части крыла вследствие интерференции крыла и фюзе­ляжа. Поэтому при закритических числах М циркуляция на прямом крыле перераспределяется примерно так. Уменьше­ние циркуляции в середине крыла приводит к увеличению расстояния между вихревыми жгутами и, следовательно, к уменьшению скоса потока; это уменьшение скоса потока может достигать значительной величины, как это видно, например, на которой представлены результаты испытаний модели самолета в аэродинамической трубе.