documentclass{article}
usepackage{mutavel}
usepackage[framed,numbered,autolinebreaks,useliterate]{mcode}
%usepackage{booktabs,siunitx} % <---- these are needed

begin{document}
subsection{Определение коэффициента лобового сопротивления самолёта при нулевой подъёмной силе на высоте крейсерского полёта и докритического числа Маха}
Минимальное сопротивление самолёта определяется по формуле:
begin{equation}
    c_{xa min} = frac{K_textup{з}}{S}bigg(C_textup{xa кр}S_textup{кр}+C_textup{xa го}S_textup{го}+C_textup{xa во}S_textup{во}+C_textup{xa ф}S_textup{м.ф}+sum_{j=1}^{m} (N_textup{мг j}C_textup{xa мг j}S_textup{м.мг j}+N_textup{пил j}C_textup{xa пил j}S_textup{м.пил j})bigg);
    label{eq:c_xa0}
end{equation}
где
begin{flalign*}
    K_textup{з} - textup{коэффициент запаса, учитывающий неучтённые данной методикой факторы, и принимаемый равным значению 1,05};\
    C_textup{xa кр},C_textup{xa ф},C_textup{xa го},C_textup{xa во},C_textup{xa мг},C_textup{xa пил}- textup{коэффициенты минимального лобового сопротивления крыла, фюзеляжа, горизонтального, вертикального оперения, одной мотогондолы двигателя, одного пилона двигателя соответственно};\
    m - textup{количество типов мотогондол на самолёте}; \
    N_textup{мг j} - textup{количество мотогондол двигателя данного типа}; \
    S,S_textup{кр},S_textup{м.ф},S_textup{го},S_textup{во},S_textup{м.мг},S_textup{м.пил} - textup{площади соответственно: крыла, консолей крыла (без подфюзеляжной части), фюзеляжа, горизонтального, вертикального оперения, одной мотогондолы данного типа, одного пилона данного типа}.
end{flalign*}