Coeficiente de resistencia aerodinámica cero

Como se ha señalado anteriormente, ${\displaystyle C_{D,0}=C_{D}-C_{D,i}}$.

El coeficiente de resistencia total se puede estimar como:

${\displaystyle C_{D}={\frac {550\eta P}{{\frac {1}{2}}\rho _{0}[\sigma S(1.47V)^{3}]}}}$,

donde ${\displaystyle \eta }$ es la eficiencia de propulsión, P es la potencia del motor en caballos, ${\displaystyle \rho _{0}}$ la densidad del aire a nivel del mar en slugs/pie cúbico, ${\displaystyle \sigma }$ es la relación de densidad atmosférica para una altitud distinta a la del nivel del mar, S es el área del ala del avión en pies cuadrados, y V es la velocidad del avión en millas por hora. Sustituyendo 0,002378 por ${\displaystyle \rho _{0}}$, la ecuación se simplifica a:

${\displaystyle C_{D}=1.456\times 10^{5}({\frac {\eta P}{\sigma SV^{3}}})}$.

El coeficiente de arrastre inducido puede estimarse como

${\displaystyle C_{D,i}={\frac {C_{L}^{2}}{\pi A\!\!{\text{R}}\epsilon }}}$,

donde ${\displaystyle C_{L}}$ es el coeficiente de sustentación, AR es la relación de aspecto, y ${\displaystyle \epsilon }$ es el factor de eficiencia de la aeronave.

Sustituyendo por ${\displaystyle C_{L}}$ se obtiene:

${\displaystyle C_{D,i}={\frac {4.822\times 10^{4}}{A\!\!{\text{R}}\epsilon \sigma ^{2}V^{4}}}(W/S)^{2}}$,

donde W/S es la carga alar en lb/pie².