Для визначення середньої аеродинамічної хорди біплана знаходять середні аеродинамічні хорди верхнього й нижнього крила окремо одним із зазначених вище способів. Потім з'єднують передні й задні крайки знайдених хорд і підраховують відстані від верхнього крила до середньої аеродинамічної хорди по формулах де 5н площа нижнього крила; sb площа верхнього крила. Середню аеродинамічну хорду, знайдену одним із зазначених вище способів, потрібно спроектувати на вид моделі збоку.

При цьому, завдяки поперечному v, вона на хорду кореневої нервюри, звичайно, не попадає. При кресленні потрібно всі побудови виконувати як можна акуратніше для одержання більшої точності. Положення центра ваги по довжині хорди відіграє більшу роль у стійкості моделей, чим положення по висоті. Лобовий опір крила. Лобовий опір тіл, що рухаються в повітрі, виникає від тертя повітря

Об поверхню тіла й від різниці тисків перед тілом і за ним. При розгляді лобового опору крила не враховувався вплив кінців крила на характер його обтікання. Всі міркування ставилися до умовного крила, кінці якого перебувають на нескінченно великій відстані друг від друга й ніякого впливу на обтікання крила не роблять. На характер обтікання крила кінцевого розмаху впливають кінці крила, обтікання яких міняє аеродинамічні характеристики крила.

Піднімальна сила, що виникає внаслідок різних тисків над крилом і під ним, у кінців крила падає до нуля. У кінців крила різниця тисків вирівнюється, але при цьому частки повітря перетікають із зони з підвищеним тиском у зону зі зниженим тиском, тобто Знизу нагору. Таким чином, при русі крила частки повітря увесь час рухаються під крилом уздовж його розмаху від середини до кінців, а на кінцях знизу нагору.

Уважають, що маса повітря, на яку впливає крило, розташована в області циліндра, діаметр якого дорівнює розмаху крила. Тому що вертикальна швидкість відхилення потоку долілиць по розмаху крила неоднакова, то для подальших міркувань приймаємо, що вона по розмаху має деяке середнє значення. Зміна кута атаки викликає відхилення піднімальної сили назад і поява внаслідок цього так званого індуктивного тобто

Викликаного піднімальною силою опору крила. Потік, що має швидкість v, внаслідок впливу вихрових шнурів в області крила, опускається зі швидкістю. Кут відхилення потоку так називають кутом скосу потоку. Знак мінус показує, що кут скосу потрібно віднімати від дійсного кута атаки. Отримане значення так відкладають проти значення, уліво від осі су й через отриману крапку й початок координат проводять пряму.