Как ведет себя коэффициент лобового сопротивления на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях для самолетов со стреловидным крылом?

Форсажные камеры Concorde снижали общий расход топлива .

Чтобы понять, почему существует особый штраф за сопротивление около 1 Маха, прочитайте этот ответ .

Теперь к вашим графикам в теле вопроса. Первый с крутым пиком лобового сопротивления на скорости 1 Маха предназначен для прямого крыла, которое никогда не предназначалось для транс- или сверхзвуковых полетов. Вы получите такие результаты, но только если вы используете неправильный дизайн для задачи.

На следующем графике показано, как пик сопротивления смещается в сторону более высоких чисел Маха при развертке. Это справедливо только для крыла. Этот график, скорее всего, действителен для срезанного крыла: прямое крыло с большим удлинением, которое вращается вокруг своей вертикальной оси в аэродинамической трубе. Но самолет — это больше, чем просто крыло среднего размаха. Стреловидным крыльям нужна центральная секция, которая добавляет сопротивление, которое не смещается с углом стреловидности; результаты испытаний см. ниже (источник: Hoerner's Fluid Dynamic Drag , раздел XV).

Минимальный коэффициент аэродинамического сопротивления по Махам для крыльев с удлинением 4 и разными углами стреловидности

На последнем графике показаны общие полные данные самолета, поэтому он не применяется к конкретному проекту, но показывает, как обычно все выглядит. Индивидуальные проекты могут выглядеть совершенно иначе; для F-16, например, коэффициент лобового сопротивления утраивается между до- и сверхзвуковой скоростью и остается примерно постоянным между 1,3 Маха и 2,0 Маха из-за тщательного формирования, которое почти полностью избегает трансзвукового пика Маха.