крыла  (ширина крыла 2,5  м).  Другим недостатком, тоже общим для монопланов
того времени, было  тяжелое  поперечное  управление, осуществлявшееся  путем
искривления крыльев. Для этой цели  тросы идущие к переднему лонжерону, были
закреплены жестко,  а  тросы, идущие от заднего лонжерона, соединялись через
рычажки или ролики и могли перемещаться так,  что, если конец левого заднего
лонжерона опускался, конец противоположного  лонжерона  поднимался.  То, что
управление было тяжелым,  объяснялось  не только деформированием конструкции
при перекашивании  крыла,  но главным  образом  тем,  что  ось, относительно
которой   поворачивалось    крыло,   находилась   на    расстоянии,   равном
приблизительно 10% длины хорды, от передней кромки, а сама хорда имела длину
около  2 м. В итоге  аэродинамические шарнирные моменты были велики. Переход
на  элероны  у  монопланов  произошел  значительно  позже.   Для  облегчения
управления  фирма "Ньюпор"  применила такую систему управления, при  которой
искривление  крыльев для  управления  креном выполнялось ножными педалями, а
рулем  направления  управляли  посредством  боковых  движений  ручки.  Такое
управление не получило  распространения, но оно  затрудняло переход на  этот
самолет с самолетов  других типов или с него  на  другие. Во всяком  случае,
подобная  система управления  считалась одним из основных  минусов самолета.
Рассматривая схему  самолета,  мы можем констатировать, что  она  напоминает
схемы  многих  других  самолетов,  которые  строились  значительно  позже  и
отличались от нее  только  некоторыми деталями. Самолет  имел трапециевидное
крыло  умеренного сужения  с  удлинением  около  5;  киль отсутствовал,  что
являлось обычным для того времени; руль высоты был относительно невелик.
     Самолет  мог бы  иметь довольно высокое аэродинамическое качество, если
бы его не ухудшали  некоторые детали: довольно грубая носовая часть, с малым
развитием  выпуклых  поверхностей,  нужных   для  возникновения  разрежений;
большая длина  тросовых расчалок и  сложное шасси,  когда в силовую  систему
входили  передняя и задняя пары подкосов, а средняя пара служила  только для
шасси. Для  амортизации служила обычная  рессора, стоявшая  поперек потока и
совершенно не обтекаемая. При  эффективном удлинении,  равном приблизительно
4,6, и  Сх0=0,1  аэродинамическое  качество самолета  было  равно
примерно 6.  Нужно сказать,  что  по сравнению с самолетами того времени это
было  приличное  качество,  обеспечивающее  достаточно   пологий  спуск  при
планировании и простой переход от моторного полета к планированию.
     Интересно, что профиль крыла был S-образный, т. е. с  перегибом средней
линии и  примерно постоянным положением центра давления. На других самолетах
обычными были профили с  очень большой  кривизной средней линии. В то  время
некоторые  специалисты  полагали,  что постоянство центра  давления улучшает
продольную  устойчивость.  На  самом  деле это приводило только к  некоторым
прочностным преимуществам  и к  существенному ухудшению  несущей способности
крыла  при больших углах атаки. Этим, может быть, объясняются  имевшие место
катастрофы в результате сваливания на крыло. Центровка самолета  неизвестна,
но нужно  думать,  что она  была  не  более  40%, что для того времени можно
считать довольно передней  центровкой. Нейтральная центровка с зажатым рулем
и   без  учета   эффекта  демпфирования  составляла  42-44%.  Самолет   был,
несомненно,  устойчив  по  перегрузке  и, вероятно,  по  скорости.  Для того
времени это было редким положительным качеством.
     Автору  приходилось наблюдать  полеты на самолетах  "Ньюпор-4" в 1914--
1915 гг. Полет  выглядел  спокойным и плавным, только  при  рулении  самолет
сильно   раскачивался  из-за  малой  базы  колес  и  мягкости  рессоры.  При
ознакомлении с конструкцией самолета  сложилось впечатление, что лонжероны и
тросовые  расчалки имели  большой запас прочности, хотя  прочность,  видимо,
вообще не  проверялась при  статических  испытаниях,  как  не проверялась  и
центровка.
     Из  сказанного  выше следует, что по  устойчивости  и прочности самолет
подходил для выполнения высшего пилотажа. Катастрофы с самолетом происходили
в  основном в результате сваливания на крыло  при потере скорости. Это можно
объяснить  в известной  мере  свойством  профиля  крыла --  с резким  срывом
обтекания. Одна  катастрофа произошла при крутом спуске по прямой линии,  из
которого летчик,  видимо, не смог  вывести самолет и врезался  в землю. Этот
случай объясняли потерей жесткости фюзеляжа после грубых посадок в сочетании
с малой эффективностью руля высоты. Известен случай поломки крыльев самолета
при резком выравнивании во время посадки, когда  поломались подкосы шасси, к
которым крепились  несущие  расчалки.  Видимо,  в  данном случае  имел место
производственный дефект или же было повреждено шасси при грубых посадках.
     Автор был свидетелем катастрофы самолета, при которой  погиб  летчик С.
В. Гулевич осенью 1915  г. На высоте более 1000 м самолет вдруг начал быстро
вращаться  вокруг  продольной   оси  и,  продолжая  вращаться,  в  состоянии
пикирования  дошел до  земли и разбился. В  то время о штопоре знали  мало и
умышленного  штопора  не  делали. По  характеру движения  причину катастрофы
можно было приписать невыходу из штопора.
     Однако некоторые обстоятельства говорят  против этой версии. Во-первых,
как это  запомнил автор, фюзеляж самолета был в вертикальном положении, чего
не бывает  при  штопоре,  когда  наклон  фюзеляжа  по отношению к  вертикали
составляет  не менее 20о. Самолет был разрушен очень сильно, чего
не бывает при штопоре самолета с малой удельной нагрузкой на крыло.
     Наконец, в некрологе, посвященном С. В. Гулевичу, проф. Н. Е. Жуковский
указывает,  что ножная педаль, при помощи которой  производилось  управление
креном,  была отъединена  от трубы управления.  Это  могло  произойти и  при
ударе,   но  если  это  имело  место   в   полете  в  результате   выпадения
соединительного болтика, все происшедшее будет вполне объяснимо.
     В  самом  деле,  если  у  самолета  произойдет разъединение  управления
элеронами,  они займут  нейтральное  положение, так как шарнирный  момент их
значительно сильнее зависит от угла отклонения, чем  от изменения угла атаки
крыла.  Другое дело  --  перекашивание крыльев,  когда  степень  зависимости
шарнирных  моментов от  угла  перекашивания  и  от изменения  угла атаки при
движении  крена одинакова,  и  после перекашивания  крылья так и остаются  в
приданном им  положении,  а  самолет,  начав  вращение,  продолжает его. При
невозможности  остановить  вращение  самолет  неизбежно  будет  двигаться по
вертикали, так как подъемная сила будет поворачиваться вместе с крылом.
     Перейдем   к  рассмотрению   летных  характеристик  самолета.  Основной
характеристикой является запас подъемной силы, т. е.  отношение максимальной
подъемной силы к весу. Подъемную силу определим по формуле

     При максимальном аэродинамическом качестве  Кmах=6,  N=70 л.
с. и размахе крыльев l=10,6 м получим максимальную подъемную силу

     При нормальном полетном  весе, равном  680 кГ,  Ymax/G=1,47;
при весе, равном 600  кГ, который,  вероятно, близок к  весу, имевшему место
при выполнении петли  П. Н. Нестеровым, Ymax/G=1,67;  для пустого