непривязанный летчик оказался бы в затруднительном положении.
     Может возникнуть вопрос,  была ли петля выполнена со снижением или нет?
Если рассматривать этот вопрос только в отношении высот начала и конца петли
при горизонтальной  касательной к траектории, то она могла бы быть выполнена
и без снижения при более резком выводе из пикирования. Из схемы, приведенной
на рис. 10,  видно,  что  в этом случае  (пунктирный конец  петли)  скорость
оказалась бы малой и налицо был бы риск сваливания в штопор. Петля считается
выполненной без снижения  в  том  случае, если после  выхода из одной  петли
самолет готов к выполнению следующей  не только по исходной высоте,  но и по
уровню энергии. Чтобы это было возможно, тяга  двигателя должна обеспечивать
длительный полет  с  перегрузкой не  менее 2,3.  П.  Н. Нестеров  располагал
длительной перегрузкой,  равной  лишь около 1,6.  Чтобы повторить петлю, ему
нужно было бы вновь разгонять самолет пикированием.


        "НА САМОЛЕТЕ "МОРАН-Ж""

     Как  мы  уже  указывали,  самолет  "Ньюпор-4"   не  отличался  высокими
маневренными  качествами:  запас  мощности  у  него  был  небольшой,  органы
управления мало эффективные  и только запас прочности был достаточен. Автору
не  приходилось  встречать сведений о  том,  чтобы кто-нибудь, кроме  П.  Н.
Нестерова, выполнял на нем высший пилотаж.
     Французский  самолет  "Моран-Ж" появился в 1912 г.  и  быстро  завоевал
большую популярность -- вначале  благодаря ряду  перелетов,  совершенных  на
нем,  а  затем  как прочный и маневренный  самолет, легко выполнявший фигуры
высшего  пилотажа, и,  наконец,  как один из  первых  истребителей.  "Моран"
закупался во  Франции и строился затем в России как  тренировочный  самолет.
Его  можно  было встретить  в  авиационных  школах  до  1922-- 1923  гг.,  а
отдельные экземпляры и позже. Когда в 1918 г. в Московской авиационной школе
было  введено   обязательное  обучение   высшему   пилотажу,  то  для  этого
использовались  самолеты "Моран"; инструктором  по обучению  полетам на этих
самолетах был замечательный советский летчик Михаил Михайлович Громов.
     Летом 1914  г. в  Москве  на Ходынском  поле (впоследствии  Центральный
аэродром) петли  Нестерова демонстрировал летчик-испытатель завода "Дукс" А.
М. Габер-Влынский. Впоследствии на  воздушных  праздниках высший пилотаж  на
этом самолете демонстрировался  рядом  русских летчиков.  Самолет  "Моран-Ж"
привлек  внимание  П.  Н.  Нестерова   своим   запасом  мощности  и  хорошей
управляемостью. Освоив самолет,  П.  Н.  Нестеров в июле 1914 г. совершил на
нем  перелет  Москва--  Петербург за 5 часов. Высокая маневренность самолета
"Моран-Ж"  привела  П.  Н. Нестерова  к мысли  о  возможности сбить  самолет
противника, нанеся ему повреждение своим самолетом.
     Схема самолета "Моран-Ж" показана на рис. 12.  По конструктивной  схеме
он почти не отличается от самолета "Ньюпор-4", т. е. тоже представляет собой
расчалочный моноплан, однако, он несколько меньше и легче, чем "Ньюпор-4", а
двигатель  на  нем был установлен  более  мощный  --  "Гном", а затем  "Рон"
мощностью 80 л. с. По внешнему виду "Моран" выглядел  изящнее, чем "Ньюпор",
и преимущество в весе пустого самолета у него составляло 100 кГ, т. е. более
20%.

     Рис. 12  Самолет "Моран-Ж"  (1913  г) с  ротативным  двигателем  "Гном"
мощностью 80 л. с. Площадь крыла с подфюзеляжной частью 15,5  м2,
вес пустого самолета около 350 кГ,  полетный вес с одним летчиком около  500
кГ.
     Приведенная  площадь вредного  сопротивления  F0  была равна
около 1,0 м, т. е. более чем в полтора раза меньше, чем у самолета "Ньюпор".
Причины этого аэродинамического преимущества заключались в  меньших размерах
площади  крыльев,  меньшей  общей  длине   тросовых  расчалок   крыльев   и,
безусловно,  в  более  аэродинамичной   форме  капота  двигателя.  Важнейшим
условием  уменьшения сопротивления воздуха является наличие  в носовой части
тела  гладких  выпуклых  поверхностей,  на  которых  развивается  пониженное
давление, в большей или меньшей степени компенсирующее повышенное давление в
районе центральной носовой части тела.
     У самолета "Моран"  капот двигателя был полукольцевой; впоследствии  на
самолетах  с  ротативными  двигателями  стали  применять  кольцевые  капоты,
благодаря которым величина  F0 была еще более  уменьшена.  Теория
кольцевых  капотов для двигателей с  звездообразным расположением  цилиндров
была разработана значительно позже -- в тридцатые годы. Уменьшение  величины
F0 при повышенной  мощности двигателя дало увеличение скорости до
130-135 км/час (вместо  110 км/час  у самолета "Ньюпор").  Если кинетическая
высота  hк=V2/2g у самолета "Ньюпор" составляла  около
48 м, то у самолета "Моран" она равнялась 70 м; это было важное преимущество
при выполнении фигур высшего пилотажа.
     Несмотря    на    меньшую    величину    F0,    максимальное
аэродинамическое качество самолета  "Моран" было равно  примерно 6,5, т.  е.
оно  было таким же, как  у  самолета "Ньюпор",  вследствие  меньшего размаха
крыльев.
     На рис.  13  даны  поляра  и  форма  профиля крыла  самолета "Моран-Ж".
Подобный профиль очень типичен для того  времени;  его относительная толщина
составляет  лишь около  5%, а носовая часть  довольно сильно  изогнута.  Это
приводит к довольно  значительному увеличению коэффициента сопротивления при
малых  углах  атаки,  что,  однако,  не  сказывается  на   основных   летных
характеристиках.
     На рис. 14 даны графики мощностей, потребных для горизонтального полета
при весе 500 кГ,  и графики полезных мощностей для высот от нуля до 4 км. По
пересечениям  кривых   мы  получаем  максимальные  скорости  горизонтального
полета, а по максимальной разности мощностей находим  вертикальные  скорости
на режиме взлета:

     На рис. 15 приведены основные летные характеристики  самолета "Моран-Ж"
--   максимальная  и   минимальная   скорости,   скорость   Vнаб,
соответствующая максимальной вертикальной скорости, вертикальная скорость на
разных  высотах  и время подъема на высоту,  полученное путем  приближенного
интегрирования

     При скорости  полета  120  км/час  на высоте 1000  м потребная мощность
составляет 44 л. с., а мощность, развиваемая двигателем,  будет около 53  л.
с.  (см. рис.  14). При  удельном расходе  топлива, равном 0,26-0,28  кг  на
лошадиную силу  в час, и к. п. д. винта, равном 0,75, часовой расход топлива
будет равен около 16-17 кг/час.