直升机大速度前飞时的空气动力特点
如上所述，直升机在前飞时，前行桨叶的来流速度是旋转速度加飞行速度，而后行桨叶的来流速度是旋转速度减飞行速度，随者飞行速度的增加，前行桨叶的来流速度越来越大，而后行桨叶的来流速度则越来越小。当前进比μ>0.35，对算例直升机，相应于飞行速度V0=75.25m/s=271km/h时，前行桨叶桨尖速度约为290m/s，其马赫数M=0.85,此时在方位角=90°附近区域出现局部激波，导致型阻突增;而后行桨叶一侧，靠近桨心处旋转速度霉V。的一段桨叶上出现相对气流从桨叶后缘流向前缘，即反流区。对算例直升机，当飞行速度V0=75.25m/s时，反流区范围r=1.86m,约占桨叶相对半径(r/R)=0.35，可见反流区影响之大，在反流区域内桨叶的气动特性是不正常的。在方位角=270°的桨尖处，后行桨叶桨尖速度仅为140*^1/3，在桨叶的挥鏵运动讨论中宵得出下述结论：挥舞运动若取至一阶谐波为止，则拉力力矩在所有的方位角上都不变。在小的桨尖速度下为保持拉力力矩不变，桨叶迎角必然很大，因而出现气流分离。整个桨盘的迎角分布，从图中可见，在210°-245°以域出现大面积的失速，用中还给出反流区和激波的范围。
在前面求旋翼气动力时，如求旋翼的升力、后向力和侧向力，挥舞系数和摆振系数、功率等，均是按沿方位、沿半径积分求得。在积分时，没考虑激波、反流区和大面积的失速对旋翼气动力的影响，因而，随着速度的增加，所导出公式的适用性则越来越差，通常认为这些公式的适用范围为μ<(0.30-0.35)。如果要求μ>(0.30-0.35)时旋翼和尾桨的气动力，在工程上通常采用两种方法：
1.修正法
修正法即指在原导出的公式基础上进行修正的方法。修正的方法基于飞行试验、风洞试验的测试数据，通过理论分析给出经验公式或曲线。
2.数值积分法
数值积分法与封闭形式积分法一样均基于叶家请力的基本方程，而数依积分法是根据当地翼剖面的气流特性采用不同的翼型数据，根据计算机有不怕繁杂、不怕重复计算的特点进行大量计算，显然，计算间隔取得越小，计算得就越准确，使用的假设就可少些。该方法的主要优点是能够利用随迎角、马赫数和雷诺数变化的二元翼型数据，其变化范围可达到旋翼上可能出现的全部范围。