Для полета самолета со скоростью, соответствующей 2М, потребуется мощность порядка 1 Мет на каждые 200 кг веса самолета. Хотя эти уровни мощности и удельной мощности кажутся значительными, они намного меньше требуемых для ракетных ядерных двигателей, которые, как это будет ясно из следующего раздела, развивают мощность от одного до нескольких мегаватт на 1 кг веса двигательной системы.

Это различие объясняется тем, что ракета должна иметь рабочее тело на борту, в то время как самолет с ядерным двигателем использует для создания реактивной тяги окружающую атмосферу, и, следовательно, двигательная установка может обладать большим относительным весом. Другим параметром, важным для анализа характеристик самолета и за величиной которого следят при разработках, является максимальная скороподъемность при заданной мощности двигателя.

Выходная мощность определяется уравнением, как и ранее, однако, мощность в рассматриваемом случае равна сумме мощности, расходуемой на преодоление аэродинамического сопротивления, и мощности, расходуемой на преодоление силы тяжести при подъеме самолета. Комбинируя уравнения, можно исключить члены, включающие расход воздуха, а затем заменить сопротивление D через Рг, используя только что выведенное уравнение баланса мощностей.

Полученное уравнение можно решить и определить скорость набора высоты. Рассмотрим горизонтальный полет с ускорением при постоянной мощности самолета с ядерным двигателем. Максимальная достижимая скорость при постоянной мощности равна той, при которой ускорение равно нулю.

Используя уравнение, можно получить соотношение между мощностью двигателя и эффективной скоростью истечения. Полученные результаты применимы лишь в случае постоянной мощности двигателя и когда вся мощность потребляется воздушным потоком.

Так как расход воздуха в двигателе при неизменной площади входа приблизительно пропорционален скорости полета, то в случае постоянной мощности скорость истечения стремится к бесконечности (теоретически) при стремлении скорости полета v к нулю и монотонно падает при возрастании скорости v. Режимы работы должны ограничиваться предельными значениями именно температуры, а не мощности.
Для заданной температуры корпуса изменение скорости истечения со скоростью полета не является обратно пропорциональным корню квадратному из величины скорости (что наблюдается при постоянной мощности). Уравнение проинтегрировать нельзя, так как оно сводится к уравнению ускоренного движения, а эффективный удельный импульс существенно и нелинейно зависит от скорости полета и, геометрии, типа и конструкции двигателя и т. п.