Die Berechnung des Luftwiderstandes ist genauso komplex wie die Berechnung des Auftriebs. Er wird daher gleich ermittelt und im Widerstandsbeiwert c_D (D = Drag) ausgedrückt, welcher von Flügelprofil und Konfiguration, Anstellwinkel, Geschwindigkeit abhängig ist.

Bei bekanntem Widerstandsbeiwert berechnet sich der Luftwiderstand nach folgender Formel:

Beim Flugzeug werden die c_D Werte aller Teile (Flügel, Rumpf, Klappen, Spoiler) zu einem Wert zusammengefasst und so normiert, dass wenn der c_D Wert mit der Flügelfläche A multipliziert wird die korrekte Kraft resultiert. Alle c_D Werte werden also auf die Flügelfläche bezogen.

Der Widerstandbeiwert berechnet sich nach folgender Formel:

(2)

c_D(\alpha) = c_{D0} + c_{D1} \cdot c_L(\alpha)^2 + c_{D\beta} \cdot \beta + c_{D\gamma} \cdot \gamma

wobei'

\alpha ' =' 'Anstellwinkel (AoA) im Bereich 0 bis ca. 12 Grad c_D ' =' 'Totaler Widerstandsbeiwert des Flugzeugs c_{D0} ' =' 'Statischer Widerstandsbeiwert (Rumpf, Flügel) = 0.02 c_{D1} ' =' 'Induzierter Widerstandsbeiwert aufgrund des Auftriebs = 0.04 c_L ' =' 'Auftriebsbeiwert inklusive Flaps aber ohne Spoiler  Einfluss der Flaps auf den Auftrieb c_{D\beta} ' =' 'Widerstandbeiwert für Flaps = 0.08 c_{D\gamma} ' =' 'Widerstandsbeiwert für Spoiler = 0.1293 \beta ' =' 'Flaps-Extend 0..1 \gamma ' =' 'Spoiler-Extend 0..1

Hinweis: In der Formel (2) ist c_{D0} eine Konstante. Dies gilt nur für den erlaubten Flugbereich von \alpha. Ausserhalb des erlaubten Flugbereiches ist c_{D0} von \alpha abhängig.