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（3-2）
当小攻角时，其法向力系数对攻角的导数近似为
（3-3）
实验表明，在超声速时，紧接着头部后面约2~3倍直径的圆柱段上也产生部分法向力，所以头部的法向力系数可表示为半经验公式
（3-4）
式（3-4）中的 实际为加上圆柱段法向力影响的头部法向力系数导数，在小攻角时近似为0.035。
(2)粘性法向力
气流以大攻角绕流箭体时，因粘性影响在箭体背风面将发生边界层分离现象，计算箭体法向力系数时须考虑粘性修正，可用如下经验公式表示
（3-5）
式中： —箭体长细比; —横向气流绕过圆柱体的阻力系数，在湍流边界层时取0.35，在层流边界层时取1.2。
(3)箭体总升力
组合前述各部分法向力系数式（3-4）、（3-5）即可得到 ，代入式（3-1）得到方案A箭体升力系数表达式
（3-6）
式（3-6）是在箭体有收缩尾段的时候适用，本论文的总体设计没有收缩尾段，所以方案A的升力系数应按下式计算
（3-7）
对于方案B的升力系数还需要考虑的因素有扩张锥裙法向力，扩张锥裙的法向力系数导数 ，可以假想锥外形参数，并用锥形头部的相同方法计算假想锥法向力系数导数 ，然后应用下式计算近似值
（3-8）
式中： —假想锥的法向力系数导数； —主箭体直径(m)； —火箭助推器的直径（m）。
当考虑了扩张锥裙法向力之后计算方案B的升力系数可按下式进行
（3-9）
式（3-9）中的 可近似以箭体零攻角阻力系数 代之。上述公式在攻角 小于 时也能近似适用。
3.1.2 稳定翼升力
在设计方案中稳定翼的展弦比较小，由于其正常飞行时攻角较小，采用薄的对称的翼剖面形状，因此使用线化理论计算气动特性能接近实际飞行情况。在亚声速区可采用升力面线化理论，此时升力面以一系列不连续的附着涡代替，通过对环量积分求得升力系数。
小攻角时，对称翼剖面的平板翼升力系数为
（3-10）
稳定翼的升力系数可用下式表示为
（3-11）
由参考文献[3]可以得到 对应的值
（3-12）
式中： —稳定翼展弦比； —稳定翼弦中点连线的后掠角(°)； —稳定翼根梢比； —翼型相对厚度。