(2.10)
Поэтому благодаря скосу потока истинный угол атаки крыла в каждом его сечении будет отличаться от геометрического или кажущегося угла атаки (Рис. 21):
(2.11)
Как известно, подъемная сила крыла Y всегда перпендикулярна набегающему потоку, его направлению. Поэтому вектор подъемной силы крыла отклоняется на угол и перпендикулярен к направлению воздушного потока V.
Подъемной силой будет не вся сила Y' а ее составляющая Y, направленная перпендикулярно набегающему потоку:
Рис. 21 Образование индуктивного сопротивления
Рис. 22 Зависимость коэффициента лобового сопротивления Сx от угла атаки самолетов Як-52 и Як-55
(2.12)
Ввиду малости величины γ считаем 
Другая составляющая сила Y' будет равна
(2.13)
Эта составляющая направлена по потоку и называется индуктивным сопротивлением (Рис. 21).
Чтобы найти величину индуктивного сопротивления, необходимо вычислить скорость U и угол скоса потока.
Зависимость угла скоса потока от удлинения крыла, коэффициента подъемной силы Су и формы крыла в плане выражается формулой
(2.14)
где А - коэффициент, учитывающий форму крыла в плане.
Для крыльев самолетов коэффициент А равен
(2.15)
где λэф - удлинение крыла без учета площади фюзеляжа, занимающей часть крыла;
δ - величина, зависящая от формы крыла в плане.
Подставим значения формул (2.14), (2.15) в формулу (2.13), преобразуя ее, получим
(2.16)
где Cxi -коэффициент индуктивного сопротивления.
Он определяется по формуле 
Из формулы видно, что Сх прямо пропорционален коэффициенту подъемной силы и обратно пропорционален удлинению крыла.
При угле атаки нулевой подъемной силы о индуктивное сопротивление будет равно нулю.
На закритических углах атаки нарушается плавное обтекание профиля крыла и, следовательно, формула определения Cx1 не приемлема для определения его величины.
Так как величина Сх обратно пропорциональна удлинению крыла, поэтому самолеты, предназначенные для полетов на большие расстояния, имеют большое удлинение крыла: 14…15.