Какая разность давления и скорости потока над и под крылом самолета с нулевым углом атаки? На примере любого самолета.

Answer 1

Воздушный поток рассекается профилем крыла и замыкается в конце. Путь потока сверху крыла больше чем снизу. Сответственно скорость потока сверху больше чем снизу. Вывод (из теоремы Бернулли, где P*V - const ) - давление снизу на профиль крыла больше чем давление сверху. Разность давления создает подъемную силу.

Answer 2

Берём из сети массу, умножаем на 10, делим на площадь.
Всё. Физика 6-го что ли класса.
Например, Ту134:
28 000 кг *10/115 кв. м ~ 2400 Па ~ 2% атмосферы