O ponto de estagnação para a frente é fácil de explicar: imagine o caminho de fluxo das moléculas que se aproximam de um aerofólio. Alguns continuarão acima e alguns abaixo do contorno do aerofólio. Entre eles deve haver um caminho de fluxo que não vai nem acima nem abaixo, mas acertar o aerofólio em frente. O ponto em que atinge o aerofólio é o ponto de estagnação .
O ponto de estagnação posterior é explicado de forma semelhante: Quando os fluxos acima e abaixo se encontram, haverá uma linha dividindo ambos. Continue esta linha para a frente até atingir o aerofólio: É aqui que o ponto de estagnação traseiro está localizado. Um ponto de estagnação posterior só é possível no fluxo invíscido, que existe apenas na teoria. Em ambos os pontos, a velocidade do ar em relação ao aerofólio é zero, e as moléculas de ar nunca chegarão completamente ao ponto de estagnação, mas diminuirão a velocidade em direção a ele.
Um aerofólio de circulação zero e zero cambagem terá seu ponto de estagnação traseiro à direita no bordo de fuga. Somente quando você adiciona assimetria dando a curvatura positiva do aerofólio, o fluxo tem que desenvolver um padrão assimétrico que desloca o ponto de estagnação traseiro para longe do bordo de fuga para satisfazer a condição de circulação zero. Dê a curvatura negativa do aerofólio e o ponto de estagnação traseiro será realocado abaixo da borda da negociação.
A Condição de Kutta postula que o ponto de estagnação traseiro está fixado no bordo de fuga. Faça a borda de fuga sem corte e você precisa definir exatamente onde seu ponto de estagnação será. Note que a sua escolha de localização influenciará a circulação em um determinado ângulo de ataque! A condição de Kutta impõe um ponto de estagnação arbitrariamente escolhido, que apenas ajuda a explicar melhor os fluxos reais. Isso não significa que os fluxos reais observarão de perto a condição de Kutta.
Se você procurar pelo ponto de estagnação "real", deve procurar o ponto em que a pressão local atinge o máximo, sabendo que uma desaceleração total da estagnação não acontecerá na realidade. Isso só pode estar fora da camada limite, uma vez que a perda de energia do fluxo da camada limite resultará em uma perda de pressão. Agora, a imagem do segundo parágrafo ajudará: Encontre a linha que separa os fluxos superiores e inferiores e siga-os rio acima até atingir o aerofólio. Este procedimento irá aterrá-lo diretamente na seção de velocidade mais baixa da camada limite e, próximo ao aerofólio, a pressão lá é muito baixa. Mas agora volte novamente e observe como a parte central lenta do limite inferior é acelerada pelo cisalhamento com o fluxo vizinho. Em algum momento, a pressão atingirá seu pico: isso é o mais próximo que você pode chegar de um ponto de estagnação na retaguarda.
Abaixo eu plotei um rápido cálculo de XFOIL de um NACA4418 com um gap de borda de 5% para obter algo semelhante ao seu aerofólio. Observe como o valor $ c_p $ do fluxo viscoso (linha sólida) atinge o pico em algum ponto atrás da borda de fuga contundente. Para o fluxo externo, o aerofólio tem a aparência de ser um pouco mais longo, o vazio atrás da borda de fuga contundente sendo preenchido por fluxo lento e separado. Observe também que a camada limite superior é mais espessa, deslocando um pouco o "ponto de estagnação traseiro". 
XFOIL Plotagem de um NACA4412 com 5% de borda de contenção em 4 ° AoA (trabalho próprio).