Необходимость поддерживать определенные, неизменные в процессе полета высоту и скорость заметно снижает дальность полета по сравнению с наибольшей возможной, определяемой выражением. Для иллю­страции этого положения найдем соотношение между дальностью полета при постоянных высоте и скорости и наибольшей дальностью полета. При этом будем считать, что скорость полета в обоих случаях равна оптималь­ной скорости полета, соответствующей наибольшей дальности полета. Предварительно преобразуем выражение для дальности полета, внеся в него вместо их выражения, най­денные выше. Другими словами, будем считать, что в случае полета высота полета равна начальной высоте полета на наивыгод­нейшем режиме, соответствующем максимальной дальности полета. Так как теоретический потолок самолета достигается приблизительно на режиме максимального качества, а на оптимальном режиме полета качество несколько меньше максимального и, следовательно, то полет на наибольшую дальность следует производить на высотах, несколько меньших потолка самолета при каждом данном весе. Пользуясь выведенными соотношениями, можно было бы рассчитать, насколько ниже потолка находится наивыгоднейшая высота полета. Практически, однако, это мало интересно, так как влияние сжимаемости воздуха на поляру самолета при скоростях полета, определяемых выра­жением, получается заметным, а в приведенных выше рассужде­ниях влиянием сжимаемости мы пренебрегали. Так, например, если Отношение тяги на уровне моря к площади крыльев равно 100 кг/м2, а коэффициент лобового сопротивления. Вследствие влияния сжимаемости воздуха на поляру может ока­заться выгодным лететь на меньшей скорости, чем это получается по формуле, так как произведение КУ при этом может получиться большим. В общем случае вместо одной поляры будем иметь семейство поляр, относящихся к различным значениям числа. Так как тяга ТРД в общем случае зависит от скорости полета и числа оборотов двига­теля так же, как и удельный расход топлива, то ход расчета получается следующий.