实际上，有了机翼的零升迎角，由于无尾翼，但机翼存在安装角，可知，全机的零升迎角为-2.8度。 d.升力系数线性的迎角范围 初步估计可采用下式
?????w?iw?9?2?7o
e.最大升力系数及失速迎角
在雷诺数差不多的情况下，干净机翼的最大升力系数通常取由二维翼型数据确定的翼型最大升力系数的90％左右。机翼后掠使最大升力系数减小，由无后掠机翼的最大升力值乘以1/4弦长处的后掠角的余弦得到下式：
CLmax,w?0.9Clmax,wcos?14?0.9*1.21*cos28?0.9615
对于本方案巡航状态全机的雷诺数为300000，翼型在此雷诺数下的最大升力系数由翼型选择可知。
机翼最大升力对应的迎角：
?CLmax,w?CLmax,wCLa,w??0,w?????clmax?0.9615180*?0.8?1?12.7o 4.4088?其中，????clmax分离引起的迎角增量为1o【通过查表，查什么表？】
全机的最大升力系数：
CLmax?CLmax,w?0.9615
全机的最大升力系数对应的失速迎角：
?CLmax??CLmax,w?iw?12.7?2?10.7o
f.全机升力曲线
（有点问题，没考虑安装角）
（2）全机阻力特性分析
阻力分为零升阻力和升致阻力，对于低速电动机，零升阻力主要为压差阻力和摩擦阻力。
a. 全机零升阻力系数
部件构成法是用平板摩擦阻力系数Cf以及形状因子FF来估算飞机每一部件的亚音速零升阻力。然后用因子Q来考虑部件阻力的相互干扰，总的部件阻力等于浸湿面积Swet、Cf、FF和Q的乘积。【可以用于计算机翼、平尾垂尾等的零升阻力系数】
采用部件构成法，亚音速飞机零升阻力估算公式为：
CD0??Cf?FF?Q?SwetS
其中，Cf——部件表面摩擦系数； FF——部件形状因子；Q为干扰因子； Swet——部件的浸湿面积； S——参考面积
对于大部分飞机，流过部件的气流可认为是紊流，但对于低雷诺数飞行器，气流大部分可能是层流。一般地，当雷诺数在50万时，气流流过平板会从层流变为紊流，转捩点位置为:
v?Rev??5?10X??VV5??1.46072*10?5*5*10518?0.4058
?机翼
机翼雷诺数为：Re??VL/??VL18*0.2233??2.753*105 ?5v1.46*10机翼处于层流层和紊流层的摩擦阻力系数为： 层流：Cf(laminar)?1.328/Re?1.328/2.753*105?0.0025 紊流：
Cf(turbulent)?0.455/[(log10Re)2.58(1?0.144Ma2)0.65]?0.455/[(log10(2.753*105))2.58(1?0.144*0.05292)0.65]?0.0058从而，机翼的平板摩擦阻力系数为：
Cf?XCf(laminar)?(1?X)Cf(turbulent)?0.4058*0.0025?0.5942*0.0058?0.0045
机翼的形状因子：
FF?[1?0.6tt()?100()4][1.34Ma0.18(cos?m)0.28](x/c)mcc0.6????1?*0.099?100*0.0994??1.34*0.05290.18*(cos28)0.28? ?0.297??0.9222【注：这里近似将?m??0.25】
机翼浸湿面积与参考面积比：Swet/S?2.7【从CATIA三维设计图中测量，S为三视图外露平面面积】
干扰因子：Q?1【由于干扰较小】 机翼零升阻力系数：
CD0,w??Cf?FF?Q?SwetS?0.0045*0.9222*1*2.7?0.0112
?垂尾
Cf?XCf(laminar)?(1?X)Cf(turbulent)?0.4058*0.0025?0.5942*0.0058?0.0045FF?[1?
0.6tt()?100()4][1.34Ma(x/c)mcc0.18(cos?m)]0.28?0.6?18??1?*0.05?100*0.054??1.34*0.05290.*(cos45)?0.5??0.7599Swet/S??
0.28SwetSh0.0003?2.003*?0.0028【注意：参考面积需统一】 ShS0.2159干扰因子：Q?1【由于干扰较小】 垂尾零升阻力系数：
CD0,h??Cf?FF?Q?SwetS?2*0.0045*0.8029*1*0.0028?2.0*10?5
总的废阻力还包括飞机特殊部件的杂项阻力，如襟翼、固定式起落架、上翘的后机身及底部面积，并且把估计的漏泄及鼓包阻力一起加到总阻力中。
杂项阻力可以使用大量的经验图表及公式分别确定，然后把结果加到上面已确定的零升阻力中去。本机的杂项阻力CD,misc取为总废阻力的4%。
【飞翼布局全机零升阻力系数可用机翼零升阻力系数近似，这里不计两个垂尾的零升阻力系数】
全机零升阻力系数：
CD0?0.0112*(1?4%)?0.0116
b. 全机升致阻力系数
可以采用涡格法求诱导阻力因子。也可以用解析法 对于后掠翼飞机：
e?4.61*(1?0.045A0.68)(cos?LE)0.15?3.1?4.61*(1?0.045*5.80.680.15)(cos28)?3.1?0.7518