высоты  hк=V2/2g.  Проведя на этом  графике  прямые из
начала координат, получим режимы полета с максимальной перегрузкой; величина
перегрузки  равна отношению P/Qгop в  точках  пересечения луча  с
кривыми  располагаемой   и   потребной  тяги.  Максимальная  подъемная  сила
оказалась  равной  Ymах=1360  кГ;  по  приближенному  расчету  мы
получили величину 1320 кГ.
     На рис. 13 даны  характеристики маневренности самолета на малой высоте.
Минимальный  радиус  виража оказался равным около 50  м и  минимальное время
совершения  круга--   10  сек.  Был  произведен  также   расчет  виража  для
гипотетического  случая,  когда при  больших Су  поляра не  "отваливает",  а
продолжает следовать закону Сх = 0,065(1+ Су2).

     Рис 10 График располагаемых мощностей двигательной группы  и мощностей,
потребных для горизонтального полета самолета "Ньюпор-17"
     Полученные  результаты показаны  на рис. 12  и  13  пунктирной  линией.
Подобное  продление  поляры имело бы  место при более  широких  крыльях. Как
видно из рисунков,  это  дало  бы  незначительное увеличение перегрузки,  но
значительно уменьшило бы радиус и время виража (время виража снизилось бы до
8,1 сек, а радиус был бы равен 35 м). Следует указать, что если  у  самолета
"Ньюпор"  средняя ширина  крыла  (сумма ширины  верхнего  и нижнего крыльев)
составляла около 1,9 м,  то у английского самолета  Сопвич "Кемел"  она была
равна 2,7  м.  При  взлете  самолета  "Ньюпор" среднее  значение  силы  тяги
составляло около  250  кГ,  или 45% веса. Это довольно большая тяга, которая
давала  среднее  ускорение,  равное  со 4 м/сек2;  при отрыве  на
скорости, равной 20  м/сек, время разбега будет равно 5 сек и длина  разбега
-- 50  м. При скорости  встречного  ветра 5 м/сек  длина разбега  составляла
всего 30 м.

     Рис. 11 График скоростей и скороподъемности самолета "Ньюпор-17"

     Рис.   12.  График   для   расчета   максимальной  перегрузки  самолета
"Ньюпор-17"
     Взлет самолета "Ньюпор" был очень  эффектным --  после очень  короткого
разбега  самолет   почти   сразу  переходил  на   набор  высоты   под  углом
16о-17о.  Некоторые  летчики  после   отрыва  начинали
выполнять  спиральный набор высоты.  При крене  в 45о и  скорости
около 100 км/час  самолет  мог  выполнять  спираль с  радиусом  около  70 м,
совершая один виток за 17 сек и набирая около 80 м  высоты. Спиральный взлет
был очень опасен, так  как  в  случае  остановки  двигателя на малой  высоте
летчик не успевал перевести  самолет на планирование и он обычно переходил в
штопор.

     Рис. 13 Характеристики  маневренности  самолета  "Ньюпор-17"  на  малой
высоте
     Расчет расхода топлива в полете показал, что минимальный часовой расход
составлял  около 12 кг/час  при скорости 100 км/час и  около  25  кг/час  на
мощности,  близкой к максимальной.  При запасе топлива, равном около 60  кг,
время  полета  с  маневрированием  составляло  около  2  час.   Максимальную
дальность  самолет имел при скорости 125  км/час,  при километровом  расходе
0,12  кг/км; при этих условиях максимальная дальность могла  составить около
500 км.
     Приведенные  материалы  могут дать известное представление о  том,  что
представлял собой истребитель времен первой мировой войны.
     При  неработающем  двигателе  винт  обычно  останавливался  и  величина
вредной площади становилась равной  около 1,2 м, а аэродинамическое качество
К=6. При  скорости  80-85 км/час скорость  снижения была  равна 4 м/сек; при
спирали  с креном в 45о и  скорости 100 км/час радиус спирали был
равен около 80 м, время витка -- 20 сек и снижение за один  виток  --  около
120 м.

     Самолет И-5

     Самолет  "И-5"  (рис.  14)  был  разработан  группой  конструкторов под
руководством Н. Н.  Поликарпова  и Д.  П.  Григоровича в  1930  г.  Это  был
типичный биплан  с  двигателем воздушного охлаждения, имеющим звездообразное
расположение  цилиндров.  Вначале  на  каждом  цилиндре  был  индивидуальный
обтекатель, а затем был применен общий кольцевой обтекатель.

     Рис 14 Схема истребителя "И-5"
     Крылья  самолета  имели  довольно  толстый  профиль  с  плоской  нижней
стороной.  Казалось бы,  ни  по схеме, ни по  мощности двигателя  самолет не
отличался от  ранее построенных  истребителей.  Его достоинства определялись
малым  весом пустого самолета  и  большим  значением перегрузки при маневре;
хорошо были отработаны и его органы управления.
     На  рис. 15 даны поляры и профиль крыла  самолетов "И-5"  и "И-153". На
рис. 16  даны  графики  скоростей по  высотам  и  вертикальных скоростей для
самолета "И-5".
     Для    расчета    маневров    самолета     удобно    применить    такую
последовательность. Для некоторой скорости V мы знаем максимальную силу тяги
двигательной группы  Р; при установившейся скорости полета или  маневра  эта
тяга должна быть равна силе сопротивления; отсюда мы можем найти коэффициент
сопротивления  Сx=P/qS,  а, пользуясь полярой или формулой для  нее, по  Сх,
находим Су, и тогда величина подъемной силы будет:



     Рис. 15. Профиль крыла и поляры самолетов истребителей "И-5" и "И-153"

     Рис. 16. Характеристики скоростей и скороподъемности самолета "И-5"

     Рис. 17. Характеристики тяги  и  максимальной  подъемной  силы самолета
"И-5" для малой высоты
     Произведя такие расчеты для  ряда скоростей, мы сможем построить график
подъемной силы по скорости (рис. 17); затем определим коэффициент перегрузки
nу для желаемого значения веса самолета  и найдем радиус виража и
время совершения круга:

     Величины ny,  r,  t  наносим  на график  (рис. 18). Подобный
расчет можно проделать и для другой высоты, взяв соответственно силу тяги  и
значение скоростного напора для этой высоты.