Досвідчені продувки кулі показали, що при збільшенні швидкості, тобто При збільшенні числа Рейнольдса, коефіцієнт опору кулі падає. При фотографуванні спектрів обтікання виявили, що відрив прикордонного шару при малих числах Рейнольдса відбувається по найбільшому перетині кулі. При збільшенні числа Рейнольдса крапка відриву різко зміщається назад, і вихрова завіса звужується

Більшу частину лобового опору літаючих моделей становить опір сил тертя, тому що основні частини моделі крило, фюзеляж і хвостове оперення мають плавні, що сходять на ні, обрису. Для зменшення сил тертя, потрібно прагнути до збереження ламінарного прикордонного шару, що забезпечується, насамперед, гладкою лакованою поверхнею обтічних тел.

Багато авіамоделістів не обертають уваги на цю обставину, недбало обтягаючи моделі або покриваючи їхньої частини фарбою, що має крупинки. У результаті опір зростає й літні дані моделей погіршуються. Для випрямлення повітряного потоку, що закручується вентилятором, служить решітка, поставлена на вході повітря в робочу частину труби. Швидкість повітряного потоку виміряється трубкою цаги, пов'язаної з рідинним манометром.

Силу повного опору можна розкласти по напрямку швидкості повітряного потоку на лобовий опір X і перпендикулярну йому піднімальну силу y. Кут а між пластинкою й напрямком швидкості часточок повітря називають кутом атаки. При збільшенні цього кута до певного значення сила r збільшується. Перші літаки мали плоскі крила. Численні дослідження виявили, що ввігнуте крило має більшу піднімальну силу, чим плоске.

Згодом перейшли до товстих профільованих крил, що мають значну міцність і ще більш високі аеродинамічні якості. Теорія такого крила вперше у світі була розроблена росіянином ученим проф. Н. Е. Жуковським. Вплив крила на потік позначається в тім, що струмка повітря, що рухалися далеко перед крилом прямолінійно й рівномірно з якоюсь швидкістю, ще на деякій відстані перед крилом розділяються й набігають на верхню й нижню поверхні крила.

Набігаючи на крило, струмки випливають по напрямку, обумовленому контурами профілю крила. Якщо уявити собі, що вплив профілю крила на потік визначається границями малюнка, то можна зробити висновок, що зверху й знизу крила потік стискується. Оскільки зверху крило завжди має більшу кривизну, стиск струмків над крилом більше, ніж знизу. На підставі теореми Бернуллі можна укласти, що над крилом тиск завжди менше, ніж під крилом. Аеродинамічні коефіцієнти: