伴隨阻力增加出現(xiàn)的是抖振(稱為馬赫抖振)，配平和穩(wěn)定性，以及控制力有效性的降低。氣流分離導(dǎo)致下洗流的損失和機翼上壓力中心的位置變化，進(jìn)而使升力損失。氣流分離在機翼后面產(chǎn)生的湍流尾流使得飛機尾部控制面振動。水平尾翼提供的機頭上仰和下俯配平控制和機翼后面的下洗流有關(guān)。這樣，減弱的下洗流降低了水平尾翼的配平控制有效性。機翼壓力中心的運動影響機翼的配平力矩。如果壓力中心向后移動，就會產(chǎn)生稱為馬赫俯沖(Mach tuck)或者突然下俯(tuck under)運動,如果中心向前移動，就會產(chǎn)生機頭上仰運動。這是很多渦輪機動力飛機發(fā)展T形尾翼結(jié)構(gòu)的主要原因，它把水平尾翼面安裝的盡可能遠(yuǎn)離機翼產(chǎn)生的湍流。
后掠角
跨音速飛行的大多數(shù)困難都和沖擊波誘導(dǎo)的氣流分離有關(guān)。任何延遲或者減輕沖擊波引起的氣流分離的方法都會改進(jìn)氣動性能。一個方法是機翼的后掠角。后掠角理論基于一個認(rèn)識，即影響壓力分布和沖擊波形成的只有垂直于機翼前緣的氣流分量。如圖3-44。

在直線機翼的飛機上，氣流呈90度角沖擊機翼的前緣，它的全部沖擊產(chǎn)生壓力和升力。同樣的氣流沖擊后掠角形機翼時的角度小于90度。后掠翼上的氣流會讓機翼”認(rèn)為”自己飛行的比真實速度慢，因此沖擊波的形成就被延遲了。機翼后掠角的優(yōu)勢包含增加了臨界馬赫數(shù)，力發(fā)散馬赫數(shù)，阻力最高點的馬赫數(shù)。換句話說，后掠角推遲了壓縮性影響的發(fā)生。
導(dǎo)致阻力系數(shù)急劇變化的馬赫數(shù)稱為力發(fā)散馬赫數(shù)，對于大多數(shù)機翼而言，通常超過臨界馬赫數(shù)的5%到10%。在這個速度，沖擊波結(jié)構(gòu)引起的氣流分離引發(fā)阻力，升力或者配平力矩系數(shù)的重大變化。除了延遲壓縮影響的發(fā)生外，后掠角海降低了阻力，升力或者力矩系數(shù)變化幅度。也就是說，后掠角的應(yīng)用會”軟化”力發(fā)散。