В области сверхзвуковых скоростей можно довольно точно подсчитать подъемную силу нижней стороны профиля, в особенности тогда, когда эта сторона будет плоской или лишь слабо изогнутой. Теоретический подсчет подъемной силы верхней стороны представляет, однако, значительные затруднения вследствие невозможности численно учесть явления трения и срыва струй. Поэтому для практических целей желательно пользоваться суммарным подсчетом, который позволил бы учесть ожидаемые ошибки. Для этой цели мы графически изображаем коэффициент подъемной силы отдельно для верхней стороны профиля и для нижней стороны профиля, вычерчивая соответственную кривую в зависимости от скорости, причем мы в данном случае берем скорость во всем интересующем нас интервале, а следовательно, от v=Q до f=8000 м/сек. Коэффициент подъемной силы, относящийся к верхней стороне профиля, при скоростях ниже скорости звука труднее отделить от общего коэффициента подъемной силы. Однако в этой области необходимость подразделения не столь велика. При практически возможном максимальном значении, равном 1,2, мы получаем максимально возможный 0,8. Фактически крыло устанавливается большей частью под углом атаки, соответствующим наилучшему коэффициенту планирования, при котором равняется половине своего максимального значения, так что практически могущий нас интересовать коэффициент будет при малых скоростях равняться примерно 0,4. Начиная от этого значения, выведенного из условий несжимаемого потока и, строго говоря, справедливого только при очень малых значениях, коэффициент подъемной силы увеличивается при увеличении скорости благодаря все растущему влиянию сжимаемости в соответствии с уравнением Прандтля-Глауэрта, о котором мы уже говорили выше, до тех пор, пока в каком-либо месте на поверхности профиля местная скорость потока но достигнет скорости звука. Как правило, это происходит у начала профиля, т. е. в той точке верхней стороны профиля, которая соответствует наибольшей ординате притом лишь у тонких профилей; при очень тонких профилях то же происходит при скоростях, равных приблизительно 0,8. Кроме этого предельного значения на профиле могут быть скорости как ниже скорости звука, так и сверхзвуковые скорости, так что теоретический расчет наталкивается на непреодолимые трудности. На основе эмпирических исследований мы знаем, однако, что подъемная сила значительно падает при увеличении. Поддающиеся теоретическому расчету условия наступают снова лишь тогда, когда скорость полета превысит скорость звука. Разрежение на верхней стороне профиля при сверхзвуковой скорости невихревого потока рассчитывается теоретически и зависит не только от скорости, но также и от формы профиля и угла атаки. Однако срыв струй, появляющихся при увеличении скорости уже при очень малых углах атаки, нарушает условие разрежения, а именно: в соответствии с результатами исследований Бриггса в завихренной области появляются значительно большие давления, нежели в невихревом потоке при сверхзвуковых скоростях. Вакуум, образующийся благодаря срыву струй на поверхности верхней стороны профиля (соответствующий максимальному, быстро заполняется завихренным воздухом, образуемым благодаря обтеканию заднего края крыла, втеканию потока с концов крыльев и разложению оборвавшегося ламинарного потока; давление в образованном вакууме снова повышается и в соответствии с результатами Бриггса, при скоростях порядка звуковых доходит даже до более высоких средних значений, нежели перед отрывом параллельного потока, а следовательно, вследствие срыва струй становится меньше. Будет ли такое заполнение вакуума на верхней стороне профиля происходить в той же мере и при очень высоких скоростях или же вакуум лучше сохраняется при таких скоростях, — точно установить еще невозможно. Для очень больших скоростей (ю=3 и выше) для практических целей достаточно установить, что давление на верхней стороне профиля может понизиться максимально до нуля, откуда получаем тогда предельное значение коэффициента подъемной силы верхней стороны профиля. Индекс а обозначает всегда величину, относящуюся к внешнему воздуху, находящемуся в состоянии покоя. Коэффициент подъемной силы относящийся к нижней стороне профиля, получается в области скоростей ниже скорости звука в соответствии с тем, что сказано относительно равным максимально при обычных углах атаки он будет равен 0,2 и повышается при увеличении скорости под влиянием сжимаемости, вплоть до пределов, справедливых в следующем интервале, вплоть до скоростей, по всей вероятности, будет наблюдаться уменьшение подъемной силы благодаря уменьшению циркуляции вследствие явлений срыва струй и появления сверхзвуковых скоростей на верхней стороне профиля. Начиная от v=a подъемная сила нижней стороны профиля может быть точно подсчитана по способу Аккерет-Майера. Течение кривой при сверхзвуковых скоростях допускает очень простое механическое объяснение, обладающее большой наглядностью и позволяющее установить нижнее предельное значение. Мы можем вообразить себе, что подъемная сила нижней стороны профиля вызывается изотермическим и без всяких потерь отклонением струи газа с сечением, скоростью v на угол. Составляющая количества движения потока, перпендикулярная к направлению пластинки, непрерывно уменьшается в течение 1 сек. от этого своего значения до нуля. Согласно количества движения эта средняя потеря импульса равна внешней силе Р, перпендикулярной к пластинке, а следовательно, означает, во сколько раз больше площадь сечения струи газа, по которой определяется импульс, по сравнению с площадью проекции крыла в направлении полета. Вполне понятно, что это сечение будет меньше при увеличении скорости, так что уменьшается при увеличении г в соответствии с требованиями точной теории. Но трудно себе представить, чтобы к могло быть меньше единицы. Далее весьма вероятно, что к будет равняться единице (а следовательно, когда масса воздуха с сечением F sin а, движущаяся перед крылом в направлении полета, оказывает импульс на крыло) тогда, когда скорость полета будет настолько велика, что уплотнения или маховские возмущающие волны будут прилегать к нижней стороне профиля, а следовательно, угол атаки и маховский угол будут приблизительно одинаковы. Если мы будем рассматривать воздух ввиду большой длины пути, который проходят молекулы воздуха на интересующих нас высотах, не как непрерывную среду, но по Ньютону, как скопление малых материальных телец, не имеющих никакой связи друг с другом, тогда потери импульса, а следовательно, следовало бы считать за воздействие силы на тело. При таком предположении необходимо при дальнейших расчетах удвоить подъемную силу и силу лобового сопротивления, выведенные из наибольшей величины избыточного давления. Если иметь в виду, что воздух в рассматриваемых условиях является сжимаемым телом, тогда, предполагая адиабатическое изменение состояния, найдем, что избыточное давление на нижней стороне профиля по отношению к давлению воздуха, находящегося в покое, будет отличаться от прежнего значения. Общий коэффициент подъемной силы, получается путем сложения.