В полете крыло нагружается аэродинамической распределенной нагрузкой и массовой силой от веса собственной конструкции крыла и размещенного в нем топлива.
Аэродинамическая нагрузка распределяется по размаху крыла по закону близкому к параболическому. Для упрощения заменим его трапециевидным законом (рис.3). если принять допущение, что 
постоянен по размаху крыла, то закон изменения аэродинамической силы 
пропорционален хорде крыла b 
:
, 
Где значение текущей хорды крыла 
можно вычислить по формуле:
[м], где
-хорда корневой нервюры
-хорда концевой нервюры
-длина полукрыла без центроплана
-текущая длина крыла
-расчетный коэффициент текущей хорды крыла, равный
, [м]
Считаем, что топливо распределено по крылу равномерно, тогда распределенная нагрузка от массовых сил крыла (его собственного веса и топлива) изменяется по его размаху также пропорционально хорде b :
, , где
Общая распределенная нагрузка 
, действующая на крыло, равна разности 
и 
:
, (Н/м).
Рис.4. Способы замены истинного закона изменения аэродинамической силы по размаху крыла кусочно-прямоугольным и трапецеивыдным
Таким образом, закон изменения и 
можно выразить через геометрические данные крыла:
Произведем расчет распределенных аэродинамических и массовых нагрузок в концевой, корневой части крыла, а также в местах действия сосредоточенных сил от массы шасси 
, подъемной силы закрылков 
и реакции основной опоры шасси 
:
а) Расчет распределенной нагрузки на конце крыла, т.е. при z=0:
, 
Результирующая нагрузка на конце крыла равна
[Н/м]
б) расчет распределенной нагрузки в корневой части крыла, т.е. при 
[м]
Результирующая нагрузка у фюзеляжа равна: 
[Н/м]
в) Расчет распределенной нагрузки в районе шасси равна: 
,[м]
Результирующая нагрузка в районе шасси равна: 
, [Н/м]
г) Расчет распределенной нагрузки в районе элерона, т.е. при 
,[м]
Результирующая нагрузка в районе элерона равна: 
[Н/м]
2.3. Расчет распределенного крутящего момента действующего на различные участки крыла планера
Крутящий момент крыла возникает в том случае, если равнодейтсвующая сила не проходит через центр жесткости (ц.ж) крыла. Обычно ц.ж. расположен на 36% хорды крыла от его носка, центр давления аэродинамических сил на 24% хорды (впереди ц.ж.), а центр масс (ц.м.) на 48% хорды. Поэтому погонный (распределенный) крутящий момент от распределенных аэродинамических и массовых сил крыла равен:
(Нм/м)
Обычно топливо в крыле расположено таким образом, что его ц.м. совпадает с ц.м. крыла. С учетом этого предположения, а также подставив выражение формула будет иметь вид:
, (Нм/м).
,(Нм/м).
Произведем расчет распределенного крутящего момента в концевой, корневой части крыла, а также в местах действия сосредоточенных сил от массы шасси , подъемной силы элеронов 
.
а) Расчет распределенного крутящего момента в корневой части крыла, т.е. при z=0, [м]:
[Н*м/м]
б) расчет распределенной нагрузки в корневой части крыла, т.е. при [м]:
[Н*м/м]
в) Расчет распределенной нагрузки в районе шасси равна: 
, [м]:
[Н*м/м]
г) Расчет распределенной нагрузки в районе элерона, т.е. при 
[м]:
[Н*м/м]
