сравнению с ее величиной у самолета "И-5" будет лишь около 20%.
     На  рис. 7 дано изменение коэффициента  веса пустого самолета по годам.
Мы уже указывали, какое важное значение  для получения высокой маневренности
имеет  величина KG0.  Чем  меньше  величина  KG0,  тем
большая   перегрузка  может   быть   получена   при   определенном  значении
относительной величины  полезной нагрузки.  Если  же значение KG0
велико, то самолет может оказаться маневренным только при относительно малой
нагрузке.
     Как  видно  из  графика,  приведенного  на  рис.  7,  резкое уменьшение
значения KG0 имело  место в период первой мировой  войны, а затем
возможность  его  уменьшения  была почти исчерпана.  Пунктирной линией  дано
изменение  величины  KG0,  отнесенной  к  эквивалентной  мощности
высотных двигателей; как  видно  из  графика, с ростом  высотности произошло
новое значительное уменьшение KG0.

     Рис. 7. График изменения коэффициента веса маневренных истребителей без
нагрузки по годам
     Если бы  в современных условиях  сконструировать  маневренный самолет с
турбовинтовым  двигателем, то величина  KG0 оказалась бы  у  него
значительной  меньшей,   чем   у   самолета  с  поршневым   двигателем,   и,
соответственно,  можно  было бы  получить  высокую  маневренную  перегрузку.
Однако еще более выгодно использовать турбореактивный двигатель. Определение
максимальной  перегрузки для самолета с  турбореактивным двигателем довольно
просто. Для этого  нужно взять силу тяги ТРД Р при скорости, соответствующей
маневру,  т.  е.  около  85% статической  тяги Р0; эту тягу нужно
умножить  на  аэродинамическое  качество и разделить  на  вес  самолета.  Мы
получим:    ny=0,85KP0/G, равных 0,5-0,7, мы получим значение ,  ny равное
4,5-6  и  даже  больше.  Можно  сделать  специальный  самолет  со  значением
P0/G  больше единицы,  и тогда можно получить ny более
8. Однако  такая перегрузка  будет очень  тяжела для летчика. Самолеты с ТРД
имеют   значение   P0/G   не  менее   0,25,  тогда   при  хорошем
аэродинамическом качестве  ny  будет не менее 3.  С  поднятием на
высоту ny будет уменьшаться примерно по закону

     до границы стратосферы, а затем -- пропорционально изменению давления.

        "ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕКОТОРЫХ МАНЕВРЕННЫХ САМОЛЕТОВ"


     Для    того   чтобы    познакомить   читателя    с   летно-техническими
характеристиками маневренных  самолетов периода 1913-- 1938  гг., т.  е.  за
двадцать  пять лет  их  развития, мы  приведем  материалы,  полученные путем
поверочных  расчетов  с  использованием  современных  методов.  Мы   выбрали
самолеты, во-первых,  характерные  с точки зрения  истории  их развития,  и,
во-вторых, близкие к самолетам, применявшимся в русской и советской авиации.
     Возглавить эту группу должен самолет французской конструкции  "Моран-Ж"
(1913 г.), на  котором  много  летал П. Н. Нестеров и  на котором он таранил
австрийский самолет. Летали на  нем и многие другие русские летчики в период
1914--   1917гг.   Обучение  на  самолете  "Моран"   производилось  и  после
Октябрьской  революции,  в  период 1918--  1922  гг.,  причем  этот  самолет
использовался  для  обучения высшему  пилотажу, пока на смену  ему не пришел
самолет У-1 ("Авро"). Самолет "Моран-Ж" был уже подробно описан в статье "На
чем летал П. Н. Нестеров", и здесь мы не будем возвращаться к нему.

     Самолет "Ньюпор-17"

     Вторым  самолетом,  на  котором  необходимо  остановиться,  будет  тоже
самолет французской конструкции -- "Ньюпор-17", на котором летали, дрались с
неприятелем,  демонстрировали  высший  пилотаж,  вероятно,  все  русские   и
советские  летчики-истребители   в  период  1916--  1922  гг.  Полуторопланы
"Ньюпор" (см.  рис. 2,  б и рис. 8) применялись в  разных  модификациях,  но
самолет "Ньюпор-17" был самым типичным из них,  и  большое количество  таких
самолетов  было  построено  в  России.  На  самолетах   "Ньюпор-17"  дрались
советские    летчики   с   самолетами   интервентов,    разыскивали   войска
белогвардейцев   и  интервентов,  штурмовали  их  пулеметным  огнем  и  даже
производили бомбометание.  Много  недостатков  имели самолеты "Ньюпор-17" --
они  легко  срывались в  штопор, разрушались  в полете,  часто  ломались при
посадке, однако достоинствами их были большая "резвость" при  маневрировании
и хороший обзор для летчика.

     Рис. 8. Самолет "Ньюпор-17" -- виды спереди и сверху
     На рис.  9 приведены поляра самолета "Ньюпор-17" и профиль его крыльев;
как  видно из рисунка, самолет имел  тонкое крыло  со значительной кривизной
средней  линии.  Эффективное   удлинение   крыла   около  5;   по  известной
максимальной скорости и  примерному значению коэффициента полезного действия
винта была найдена эквивалентная вредная площадь F0=0,76 м, после
чего оказалось возможным составить уравнение поляры:
     Cх=0,065 + 0,065Су2
     В  районе  Сумах  и  на  малых  Су  поляра  "отваливает"  от
теоретической,  как  показано  на  рис.  9.   Максимальное  аэродинамическое
качество получилось  равным примерно 7,7. Затем по характеристике  двигателя
"Рон" (мощностью  110 л. с.) был подобран винт диаметром 2,45 м и шагом 2,75
м.  Характеристики  тяги   и  полезной  мощности  были  определены  обычными
приемами, путем сопоставления коэффициентов мощности винта

     с аналогичными коэффициентами для двигателя.
     На   рис.  10  приведены  характеристики   потребной   и  располагаемой
мощностей, для высот полета 0, 2, 4 и 6  км. При  расчете потребной мощности
на малой высоте и малой скорости была учтена вертикальная составляющая тяги,
и это дало уменьшение минимальной скорости примерно на 12%.


     Рис. 9. Профиль крыла и поляра самолета "Ньюпор-17"
     По пересечениям  потребных  и  располагаемых  мощностей были определены
максимальные  скорости  (рис.  11).  По  максимальным  избыточным  мощностям
DN=Nр--  Nп были определены  максимальные вертикальные
скорости и подсчитано время подъема на разные высоты.
     Для  расчета  виражей  был  построен вспомогательный  график  (рис. 12)
зависимости потребной Qгор и располагаемой Р тяги от кинетической