Основы для расчета потока, движущегося со скоростью выше скорости звука вдоль тонких профилей, были разработаны Лекерстом, который воспользовался при этом теорией Мейера течения вокруг выпуклой поверхности. Этот метод был затем применен Буземаном для решения задач более общего характера; ниже излагается главным образом видоизмененный метод Буземана. Буземан при помощи своего метода характеристик находит избыточное давление по сравнению с статическим давлением в потоке, притекающем к тонкому профилю при малых углах отклонения. Отсюда получаем подъемную силу и лобовое сопротивление на единицу длины тонких профилей крыла с малым углом атаки бесконечного размаха, а именно: Сопротивление профиля распадается таким образом на две части; одна часть вместе с углом атаки становится равной нулю и всегда в g раз больше подъемной силы; вторая часть, в противоположность первой, зависит от формы профиля, а в особенности от его толщины, но не зависит от угла атаки. Эта последняя часть отсутствует вовсе у тонких пластинок, которые поэтому можно рассматривать как идеальные сверхзвуковые профили. Первая же часть сопротивления подобна индуктивному сопротивлению ниже рассмотренного крыла конечного размаха при скорости полета меньше скорости звука; она является непосредственным следствием подъемной силы и заменяет индуцированное сопротивление в области сверхзвуковых скоростей, где отсутствует сопротивление концов. Это сопротивление получается в результате того, что равнодействующая сила воздуха должна быть направлена перпендикулярно к пластинке, если не принимать во внимание тангенциальных сил трения на большом расстоянии энергия, расходуемая на преодолеет профили вне сопротивлений, затрачивается на образование воздушных звуковых волн. Эти звуковые волны сходятся на определенном расстоянии от профиля, вызывая уплотнения. В конце концов, здесь же сходятся и волны разрежения. При соответственно большом сечении воздушного луча воздушные волны затухают на значительном расстоянии от тела. Энергия и импульс проявляются тогда в виде нагревания и энергии сопутствующей части газов. Буземан объясняет тот факт, что сопротивление является пропорциональным квадрату угла отклонения, умноженному на хорду крыла, тем, что увеличение энтропии пропорционально угловому отклонению в третьей степени, а длина уплотнения — хорде крыла, деленной на угловое отклонение. Сопротивление, возникающее в результате уплотнений, или волновое сопротивление будет больше при более толстых профилях, так что метод Аккерета лучше всего применим для хороших профилей. Очень интересен тот факт, что при скоростях, значительно превышающих скорость звука, исчезает линейная зависимость избыточного давления от отклонения и все более переходит квадратичную зависимость, установленную старой ньютоновской теорией сопротивления. Остановимся на этом вопросе более подробно. Если отнесем подъемную силу, как обычно, к скоростному напору, то увидим, что коэффициент подъемной силы зависит от скорости и притом вначале значительно, а затем меньше. Равным образом рассчитывается и коэффициент лобового сопротивления: где k обозначает постоянную профиля или угла атаки. Эти простые формулы в дальнейшем мы будем обозначать по начальным буквам фамилией предложивших их ученых, а именно: А — В формулы. Следовательно, оно не зависит от скорости полета. Это качество крыла зависит только от волнового сопротивления, которое у профилей, применяемых при скоростях ниже скорости звука, должно быть бесконечно велико. При дальнейших расчетах качества необходимо иметь в виду, что обратная величина общего качества равна сумме обратных величин отдельных качеств. Опытами, произведенными английскими учеными, было получено подтверждение правильности теории Лккерета.