Так как на верх­ней поверхности профиля разрежение больше, чем на нижней, то описан­ное явление наблюдается сначала на верхней поверхности крыла и только при дальнейшем увеличении М — и на нижней поверхности. В силу этого после возникновения волнового кризиса коэффициент су некоторое время при дальнейшем увеличении числа М продолжает увеличиваться и только потом падает. Выражения получены в предположении, что вязкость воздуха равна нулю. Опыт показывает, что в действительности при данном угле атаки сш несколько уменьшаются по сравнению с теоретическими зна­чениями; получается также несколько меньшим. Как видно, при увеличении стре­ловидности несущие свойства крыла несколько улучшаются, а фокус сме­щается вперед, причем темп смеще­ния возрастает с увеличением угла стреловидности. Нужно иметь в виду, что при больших углах стреловид­ности, когда М соз х приближается к единице, выражения стано­вятся непригодными, так как на кры­ле появляются местные зоны дозву­ковых скоростей. Момент гондол двигателей. В тех случаях, когда двига­тели установлены на крыле самолета, необходимо принимать во внимание продольный момент, создаваемый гондолами, в которых установлены двигатели. Гондолы двигателей занимают обычно некоторую часть пло­щади крыла, вследствие чего выделить момент собственно гондол бывает затруднительно. Проще оценивать момент гондол двигателей путем опре­деления смещения фокуса от влияния гондол. При наличии угла атаки, или, как говорят, при косой обдувке вин­та, на лопасти винта дополни­тельно к силе тяги действует поперечная  сила в плоскости вращения винта. Эта сила дает момент, стремя­щийся увеличить угол атаки. Коэффициент продольного момента этой поперечной силы можно определять по приближенной эмпирической фор­муле.