Работа посвящена дальнейшему изучению пространственной стационарной задачи обтекания тонкого крыла, движущегося с большой сверхзвуковой скоростью. Головная ударная волна считается присоединенной к передней кромке крыла хотя бы в одной точке. В предыдущих работах авторов решение указанной задачи в рамках метода тонкого ударного слоя для поправок первого приближения было сведено к решению интегродифференциальной системы уравнений для определения двух произвольных функций и формы фронта ударной волны. В настоящей работе рассмотрены некоторые частные решения этой системы. Используется полуобратный метод решения этой системы, при котором вместо уравнения поверхности крыла задается вид одной из произвольных функций. Конкретная форма обтекаемого крыла определяется в процессе построения решения задачи. В рамках такого подхода к решению задачи найдены формулы для определения расстояния между ударной волной и поверхностью крыла и формы поверхности обтекаемого тела. Получены также формулы для распределения давления на поверхности крыла. Отдельно рассмотрен случай треугольного в плане крыла. Библиогр. 5 назв. Ил. 4.