Сужение крыла для скоростных самолетов может быть принято функцией только угла стреловидности. Относительная тол­щина профилей с точки зрения прочности крыла определяется величиной изгибающего момента, который в свою очередь зависит от строительной длины крыла — длины, измеренной вдоль образующей крыла, а не вдоль размаха; можно высказать предположение, что относительная тол­щина профиля есть функция только  строительного удлинения крыла. Точно так же для каждого типа самолетов можно принять неизмен­ными относительные параметры фюзеляжа: удлинение фюзеляжа, удлине­ние хвостовой части фюзеляжа и т. д. На основании таких рассуждений можно прийти к выводу, что для каждого типа самолетов в первом приближении коэффициент лобового сопротивления можно считать функцией только числа, соответствующего максимальной скорости. Анализ результатов аэродинамических расчетов позволяет сделать вывод, что для самолетов с турбореактивными двигателями режим потолка соответствует приблизительно режиму мак­симального качества на поляре самолета. Из условий обеспечения достаточной устойчивости и управляемости, как будет видно из дальнейшего, площадь оперения выбирают обычно пропорциональной площади крыльев, причем коэффициент пропорцио­нальности для разных типов самолетов получается примерно одинаковым. Таким образом, для определения по приведенным выше приближен­ным формулам максимальной скорости полета на заданной высоте и по­толка самолета достаточно знать такие общие характеристики самолета, как полетный вес, величину силы тяги на уровне моря при нулевой скорости полета (или мощности на расчетной высоте полета — в случае винтовых движителей), площадь и удлинение крыльев.