Leider ist das nicht so einfach. Da kämpft auch kein Quadrat mit einem Cosinus, sondern parasitärer und induzierter Widerstand in Summe gegen eine hier angenommene konstante Leistung. cW des Tragflügels ist nur ein kleiner Beitrag zum Gesamtwiderstand.
Um es einfach zu machen nehmen wir ganz grob etwas ähnliches wie eine C172 mit NACA 2412 Profil.
alpha = Anstellwinkel; Näherungen für Anstellwinkel zwischen 4 und 12 Grad:
P = FW * v = k * v^3 = (0,20 + 0,03 alpha) * v^3; (parasitärer und induzierter Widerstand; 0,5 * rho * A in Konstante k beinhaltet)
cA = 0,25 + 0,11 alpha; (siehe aufgelöste Polare des NACA 2412)
Betrachten wir nun Flugzustände von alpha = 4 Grad und alpha = 8 Grad, so ergibt sich:
alpha = 4 Grad: k1 = 0,32; cA1 = 0,69
alpha = 8 Grad: k2 = 0,44; cA2 = 1,13
Wegen P1 = k1 * v1^3 = P2 = k2 * v2^3; Leistung soll ja konstant bleiben
=> v2 = (0,32/0,44)^(1/3) = 0,899 v1
(Anmerkung: P1 = 70 kW = 95 PS = 60 % MCP => v1 = 60,3 m/s = 117 kts; v2 = 105 kts)
Welchen Auftrieb erzeugen wir nun bei v2 und alpha = 8 Grad im Verhältnis zu v1 und alpha = 4 Grad?
FA2 = FA1 * (v2/v1)^2 * (cA2/cA1) = 1,32
Mit 32 % mehr Masse wird man also bei diesem Flugzeug im Reiseflug in tieferen Höhen 10 % langsamer.
Das sieht nach einer kubischen Funktion aus, ist es aber definitiv nicht. Das ist Zufall, dass das hier ungefähr so hinkommt und ist abhängig vom Flugzeug. Bei der C172 ist der Divisor für die Massendiferenz etwas kleiner als 3, bei aerodynamisch saubereren Flugzeugen größer als 3. Bei der C421 ist der Divisor 4.
Dennoch kann man dies oft so nähern: Massendifferenz in % / 3 = Geschwindigkeitsdifferenz in %.
Bei der Cirrus oder einer Malibu steht da wahrscheinlich eine 4.