同样的，当一架固定翼飞机在高速飞行情况下遇到压缩性问题时，主要后果是迅速增大的激波阻力，伴随而来的低头俯仰力矩同样只是个小问题。直升机的压缩型问题同样与之不同，当旋翼桨叶遇上压缩性问题时，低头俯仰力矩仍然是主要问题。
对于直升机而言，俯仰力矩成为主要问题的主要原因直升机的桨距是可变的，且变距连杆一般都是细长杆，若是俯仰力矩过大，变距连杆很容易就会变形失效。
旋翼桨叶的翼型的气动特性以往一般是通过风洞试验进行确定的，在现代化的旋翼设计中，为了加快进度并降低预算，翼型气动特性也会通过CFD分析来确定，高精度的CFD模拟风洞计算结果往往能取得较高的置信度。
图——直升机旋翼桨叶微段翼型受力示意及其与迎角关系
上图展示的是不同马赫数状态下二维翼型的升力、阻力和力矩系数的示意图，从图中可以看出，当迎角较小且马赫数较小的情况下，升阻力及力矩系数的曲线都可以看做近似直线，而随着迎角增大，翼型失速，升力降低，阻力快速增大，并产生了一个急剧增大的低头力矩；而在高马赫数的状况下，翼型受到压缩性效应——产生了激波阻力——阻力系数急剧增大，俯仰力矩也同样产生了极大的变化。
因此，绝大部分直升机在设计过程中就会算好桨叶安装角，使其桨叶不会工作在俯仰力矩很大的状况下——无论是后行侧的桨叶失速问题或是前行侧的压缩性问题。设计经验同样表明，直升机的最大飞行速度，必须在上述两个问题的限制之内。
但是对于直升机飞行员而言，飞行操纵过程中，操纵进入这两种状态的情况仍是比较常见的，比如说前飞转弯过程中，后行侧桨叶会进入失速状态，快速俯冲过程中，前行侧将也很容易受到较大的气动压缩性影响。但无论是哪种情况，都只会有一小部分桨盘受到影响，这一小部分桨盘受到的影响可能会导致两种结果：其一就是类似于周期变距操纵一样，桨叶安装角由于受俯仰力矩而变化，旋翼挥舞状态因而发生不可预料的改变，使得飞行员无法通过调整变距杆来实现配平；其二就是俯仰力矩对周期旋转的桨叶产生了交变的振荡载荷，并传递到桨毂上，到传动系统上，到控制系统上，到机身上，最终波及整个直升机。当然，很多时候，这两种影响会一起发生。来源：旋翼飞行器
