同樣的，當一架固定翼飛機在高速飛行情況下遇到壓縮性問題時，主要后果是迅速增大的激波阻力，伴隨而來的低頭俯仰力矩同樣只是個小問題。直升機的壓縮型問題同樣與之不同，當旋翼槳葉遇上壓縮性問題時，低頭俯仰力矩仍然是主要問題。

對于直升機而言，俯仰力矩成為主要問題的主要原因直升機的槳距是可變的，且變距連桿一般都是細長桿，若是俯仰力矩過大，變距連桿很容易就會變形失效。

旋翼槳葉的翼型的氣動特性以往一般是通過風洞試驗進行確定的，在現代化的旋翼設計中，為了加快進度并降低預算，翼型氣動特性也會通過CFD分析來確定，高精度的CFD模擬風洞計算結果往往能取得較高的置信度。

圖——直升機旋翼槳葉微段翼型受力示意及其與迎角關系

上圖展示的是不同馬赫數狀態下二維翼型的升力、阻力和力矩系數的示意圖，從圖中可以看出，當迎角較小且馬赫數較小的情況下，升阻力及力矩系數的曲線都可以看做近似直線，而隨著迎角增大，翼型失速，升力降低，阻力快速增大，并產生了一個急劇增大的低頭力矩；而在高馬赫數的狀況下，翼型受到壓縮性效應——產生了激波阻力——阻力系數急劇增大，俯仰力矩也同樣產生了極大的變化。

因此，絕大部分直升機在設計過程中就會算好槳葉安裝角，使其槳葉不會工作在俯仰力矩很大的狀況下——無論是后行側的槳葉失速問題或是前行側的壓縮性問題。設計經驗同樣表明，直升機的最大飛行速度，必須在上述兩個問題的限制之內。

但是對于直升機飛行員而言，飛行操縱過程中，操縱進入這兩種狀態的情況仍是比較常見的，比如說前飛轉彎過程中，后行側槳葉會進入失速狀態，快速俯沖過程中，前行側將也很容易受到較大的氣動壓縮性影響。但無論是哪種情況，都只會有一小部分槳盤受到影響，這一小部分槳盤受到的影響可能會導致兩種結果：其一就是類似于周期變距操縱一樣，槳葉安裝角由于受俯仰力矩而變化，旋翼揮舞狀態因而發生不可預料的改變，使得飛行員無法通過調整變距桿來實現配平；其二就是俯仰力矩對周期旋轉的槳葉產生了交變的振蕩載荷，并傳遞到槳轂上，到傳動系統上，到控制系統上，到機身上，最終波及整個直升機。當然，很多時候，這兩種影響會一起發生。來源：旋翼飛行器