1. По формулі (2.23), обчислюються значення коефіцієнта тиску cPi і результати заносяться в таблицу 2.14.
2. На міліметрівці шикуються координатні діаграми 
і 
. Для цього, використовуючи дані таблиці 2.14, наносяться експериментальні точки 
і 
. Ці точки сполучають плавними кривими. Написами «cРн» і «cРв» наголошуються криві, що дають розподіл тиску на верхній і нижній поверхні крила, див. мал. 2.71; на іншій діаграмі наголошуються надписами «cРл» і «cРк» криві розподіли тиску на лобовій і кормовій частинах профілю.
3. Далі слід обчислити значення коефіцієнта сп за першою формулою з (2.32). Для цієї мети можна використовувати формулу Сімпсона для чисельної інтеграції:
Для використання цієї формули весь інтервал змінення 
розбивають на N- 1 рівних частин, причому N— обов’язково число непарне. Будь-яке 
є значення 
в точці з координатою 
. При практичному розрахунку значення знімаються з графіка заміром відстані між кривими cPн и cPв при відповідній координаті 
з урахуванням знака алгебраїчної величини . Значення DcPп в крайніх точках, як видно з рис. 2.9, завжди дорівнює нулю, т. е. = 
= 0.
Рис. 2.9. Розподіл тиску на верхній і нижній частинах профілю крила
Як показує розрахункова практика, число N цілком досить вибирати рівним порядку N= 11.
4.Аналогічну схему обчислення інтеграла можна запропонувати і для другої залежності (2.101). Розрахункова формула набуває вигляду:
де 
— значення 
в точці з координатою:
Це значення може бути визначене безпосереднім вимірюванням відстані між кривими cPл і cPк на мал. 2.10 при відповідній координаті 
. І так само повинен бути врахований знак величини . Тут, як і при обчисленні значення сп, число N1 — обов'язково непарне, а 
= 
= 0.
5.Обчислені значення сп і сt дозволяють знайти аеродинамічні коефіцієнти сх і су згідно формулам (2.31).
Рис. 2.10. Розподіл тиску на лобовій і кормовій частинах профілю крила
6. Для обчислення коефіцієнта тангажного моменту стz за формулою (2.36) необхідно обчислити інтеграли 
і 
, що задаються формулами (2.37). Для цієї мети можна запропонувати ту ж методику чисельної інтеграції, що і при обчисленні коефіцієнтів сп і сt. Тому, перш за все, повинні бути графічно побудовані залежності ср від 
і ср від 
. Розбивши інтервал інтеграції 
на парне число відрізань, можна з використанням формули Сімпсона обчислити інтеграл , а потім аналогічно і 
.
7. По формулі (2.37) можна знайти положення центру тиску х д.
8. У звіті по лабораторній роботі повинен бути представлений наступний графічний матеріал:
♦ схема взаємного розташування осей і сил, що діють на крило;
♦ схема трубки Пито — Прандтля;
♦ графіки залежності cPн і cPв від 
;
♦ графічна залежність cPл і cPк від ;
♦ графіки залежностей ср від і ср від ;
♦ векторна діаграма розподілу безрозмірного надмірного тиску ср по поверхні крила. На цьому кресленні криловий профіль викреслюється геометрично подібним і указується масштаб відкладених значень ср.
