Для многих аэродинамических схем скоростных самолетов эта величина равна или в 2-4 раза больше коэффициента подъемной силы, который может быть практически достигнут для сверхзвуковых полетов. Из уравнения также видно, что для увеличения дальности полета желательна высокая эффективная скорость истечения коэффициент f должен быть малым [единица в квадратных скобках уравнения является малой величиной по сравнению со вторым членом].

Эти величины взаимно зависимы, и для самолетов с обычным химическим топливом отношение почти не зависит от f, что можно объяснить следующим образом: мощность воздушного потока приближенно равна величине пропорциональной выделению химической энергии при сгорании топлива.

Из этих качественных выводов ясна важность использования для самолетов на химическом топливе топлив с большой удельной энергией. Для самолетов с ядерным двигателем из уравнения дальности никаких полезных выводов сделать нельзя, так как в этом случае величина 5 в уравнении становится неопределенной.

Этот результат можно получить непосредственно из элементарных рассмотрений. Здесь, как и для обычных самолетов, желательно иметь большое аэродинамическое качество, но для самолетов с ядерным двигателем дальность ограничена только располагаемой энергией ядерного источника. Зная, что на мегаватт-день энергии расходуется лишь 1 г U235, на основании уравнений можно оценить "выгорание" делящегося вещества для любых заданных условий полета.

Например, для современных самолетов со скоростью полета 2-ЗМ, находим, что для полета самолета весом 45 т на дальность 1600 км требуется ~20 г U235. Из уравнения можно также получить представление об уровне мощности, потребной для самолета с ядерным двигателем, летящим с постоянной скоростью. При указанных выше условиях самолет весом 45 т при скорости полета 1600 км/час потребляет 170 Мет (тепловая мощность).