Коэффициент лобового сопротивления изолированной несущей поверхности при нулевой подъемной силе 
определяется по формуле:
(4.12)
где 
– коэффициент профильного сопротивления, состоящий из сопротивления трения и сопротивления давления, обусловленного перераспределением давления из – за влияния вязкости; 
– коэффициент волнового сопротивления, обусловленный потерями полного давления (потерями энергии) в скачках уплотнения и перераспределением давления на трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях.
Коэффициент профильного сопротивления:
(4.13)
где 
– коэффициент, учитывающий долю несущей поверхности, занятую мотогондолами. Если мотогондолы отсутствуют, то = 2. При наличии мотогондол 
, где 
– площадь несущей поверхности, занятая мотогондолами, 
– коэффициент, учитывающий влияние на профильное сопротивление толщины профиля (рис 4.16), 
– относительная координата точки перехода л.п.с. в т.п.с., 
– коэффициент, учитывающий влияние числа Маха (рис 4.2)
Рис 4.16
Коэффициент трения плоской пластины 
(верхняя и нижняя поверхность) определяется по графику (Рис 4.1). Число Рейнольдса для рассматриваемой несущей поверхности 
, 
– средняя аэродинамическая хорда консольной части несущей поверхности (крыла, ГО, ПГО, ВО). Как и в случае расчета коэффициента сопротивления трения фюзеляжа, для несущей поверхности можно принять пограничный слой турбулентным. Некоторое завышение коэффициента сопротивления допускается, что определяет запас тяги двигателя.
Коэффициент волнового сопротивления несущей поверхности определяется по соотношению
(4.14)
где 
– коэффициент волнового сопротивления несущей поверхности с ромбовидным профилем. Зависимости 
на рис 4.17а,б,в позволяют определить коэффициент .
K – коэффициент, учитывающий влияние на волновое сопротивление ромбовидного профиля формы расчетного профиля в случае крыла бесконечного размаха – (таблица 4.2),
j – коэффициент, учитывающий влияние относительной толщины профиля, угла стреолвидности и удлинения рассматриваемого крыла (рис. 4.18а), где 
угол стреловидности линии, проходящей через максимальные толщины профилей по размаху консолей крыла.
Рис. 4.17а График для расчета волнового сопротивления крыльев с ромбовидным профилем
Рис. 4.17б График для расчета волнового сопротивления крыльев с ромбовидным профилем
Рис. 4.17в. График для расчета волнового сопротивления крыльев с ромбовидным профилем
Таблица 4.2
| Форма профиля |    
|  
      x c
 b
|    a
| |||
| К | 
| 
| ||||
| Форма профиля | 
дуга параболы или окружности
| 
| 
синусоида
| |||
| К | 
| 2.5 … 4 | 
|
b
Рис. 4.18а
В трансзвуковом потоке 
коэффициент 
определяется по графикам (рис 4.18б)
Рис 4.18б
Для ориентировочной оценки коэффициента волнового сопротивления крыла сложной формы в плане исходное крыло разбивают на 2 вспомогательных простых крыла с постоянной стреловидностью по передней кромке 
и общей площадью в плане 
(рис. 2.10). Коэффициент волнового сопротивления рассчитывается по формуле 
где 
– коэффициент волнового сопротивления n – го вспомогательного простого крыла,
K – коэффициент, учитывающий влияние интерференции на волновое сопротивление крыла. В приближенных расчетах можно принять K = 1.15…1.2.
Расчет коэффициента сопротивления несущей поверхности при нулевой подъемной силе с учетом интерференции с фюзеляжем выполняется по соотношению
(4.15)
где 
– коэффициент сопротивления изолированной несущей поверхности (4.12), 
– коэффициент сопротивления трения несущей поверхности (4.13), 
– площадь подфюзеляжной части несущей поверхности, 
– коэффициент, учитывающий интерференцию несущей поверхности с фюзеляжем, величина которого определяется схемой расположения несущей поверхности. В схеме «среднеплан» = 0.15 … 0.2. При расчете вертикального оперения коэффициент нужно уменьшить в 2 раза.
