>>482
誘導抵抗は翼幅荷重の２乗に比例する

動圧 q(kg/m2) = ρ・V^2 / 2
CL = M / (q・S)
Cd = Cd0 + CL^2 / (π・e・AR)
空気抵抗 D(kg) = q・S・Cd = Dp + Di
形状抵抗 Dp(kg) = q・S・Cd0
誘導抵抗 Di(kg) = q・S ・CL^2 / (π・e・AR)
　= q・S (M / (q・S))^2 / (π・e・AR)
　= q・S (M^2 / (q^2・S^2・π・e・AR)
　= M^2 / (q・S・π・e・AR)
　又は (M/b)^2・c / (q・π・e)　※M/b : 翼幅荷重(kg/m)

h : 高度(km)
ρ = 0.12492 (1 - 6.5 h / 288.15)^4.2561 : 空気密度(kg・s2/m4)(空気密度(kg/m3)を重力
　　　　　　　　　　　　　　　　加速度gで割った値。海面上で約0.125)
b : 翼幅(m)
c : 平均翼弦長(m)
S = b・c : 主翼面積(m2)
AR = b / c : 主翼の縦横比(戦闘機なら5〜7)
π : 円周率
e : 翼効率(翼の平面形、捻り下げ等で変わる。0.7〜0.95。楕円翼なら理論的には1.0)
Cd0 : 揚力ゼロ時の抵抗係数(戦闘機なら0.02〜0.03)
M : 飛行機の重量(kg)
V : 飛行速度(m/s)

出力 P = D・V / (75・μ)(ps)
μ : プロペラ効率(上昇加速時以外なら0.75〜0.85)

出力Pから速度Vを求めるには、昔はV-Pグラフを描いて読み取るしか無かった
今はExcelのゴールシークなどで簡単に答えが出る