Перейдем к  рассмотрению характеристик  и свойств  самолета "Фарман-4".
Как видно  из схемы,  приведенной на  рис.  3, это  биплан с  прямоугольными
крыльями, многочисленными стойками и растяжками.  Двигатель толкающий, т. е.
расположенный  позади  крыльев и  позади центра  тяжести. Хвостовое оперение
тоже   бипланное  и  соединено  с  коробкой  крыльев  деревянной   фермой  с
проволочными растяжками. На хвостовом оперении находятся задний руль  высоты
и два руля направления. Спереди  на небольшой ферме установлен передний руль
высоты. Оба руля  -- задний и  передний  --  отклоняются  одновременно,  но,
естественно, в  разные стороны.  Интересно, что у  ранних вариантов самолета
был только  передний руль, затем был добавлен и задний, а еще позже передний
руль  вместе с  фермой  был  убран. Элероны  имеются  на  обоих крыльях,  но
управление ими сделано упрощенное и они могут отклоняться только вниз.
     В центральной части  самолета установлена  грузовая  рама  в  виде двух
брусков, соединенных поперечинами. В задней части рамы установлен двигатель,
а  в  передней  --  два сиденья,  ручка  управления и  ножная педаль;  ручка
помещена  не  в  центре,  как  обычно,  а  справа.  Летчик и  пассажир сидят
совершенно  открыто в воздушном  потоке. Управление  двигателем производится
при помощи крана подачи бензина и "контакта" -- включателя зажигания.
     Ротативный двигатель "Гном" имел очень широкое распространение в период
1909-- 1914 гг. Его устройство интересно тем, что коленчатый вал  закреплен,
а цилиндры, расположенные  звездообразно, вращаются вместе  с картером. Винт
прикрепляется  к   картеру.  Устройство  двигателя  очень  просто,  вес  его
небольшой: двигатель мощностью 50 л. с. весил 76 кГ. Экономичность двигателя
была низкая и надежность его невысокая, однако, при умелом уходе он  работал
достаточно надежно. П. Н.  Нестерову пришлось летать только  на  самолетах с
ротативными  двигателями  и  даже  совершать  на  них  довольно   длительные
перелеты.
     Учитывая бипланную схему, мы можем получить эквивалентный размах

     Величину F можно найти по известной нам максимальной скорости самолета,
равной 65  км/час, или 18 м/сек; приравнивая выражения для тяги 75Nh/V и сил
сопротивления, мы получим значение F:

     для h=0,75 и G=500 кГ получим F=4,5-5 м2.
     Теперь      найдем     максимальное      аэродинамическое      качество
Kmах=0,78lэ/F1/2=4,2 и скорость  полета  на
максимальном качестве
     или 47 км/час.
     Важно  посмотреть,  какому значению Cу это  соответствует. Значение  Cу
равно удельной нагрузке на крыло, деленной на скоростной напор:

     Интересно, что в это выражение не  входит  размах крыльев. Для самолета
"Фарман-4" мы  получим Cун=1,1; это довольно большое значение Cу,
близкое к  предельному;  для полета на  минимальной мощности мы  получили бы
Cуэ=1.73Cун=1,9  --  что   явно   выше   максимального
значения.  Из  этого мы можем сделать вывод, что  увеличение ширины  крыльев
позволило бы увеличить максимальную подъемную силу.
     Определяя  Ymах, мы  должны исходить  из  условия полета при
максимальном качестве, а не на экономичном режиме. Учитывая приближенно, что
на пониженной скорости будет уменьшен коэффициент полезного действия винта и
уменьшена мощность двигателя из-за уменьшения числа  оборотов  двигателя, мы
примем h=0,7 и N=47 л. с.; тогда получим:

     При полетном  весе,  равном 500 кГ,  запас подъемной силы  будет  равен
nу=Yн/G=1,4-1,45.  Это  довольно  малый  запас, но для
полета  на  малых  высотах  с ограниченным  маневрированием достаточный. При
полете  с  пассажиром  полетный  вес  будет равен приблизительно  580  кГ  и
ny=1,25. Это  уже очень  малый  запас, и  подобные полеты,  в том
числе, и учебные, производились на малых высотах в хорошую погоду. В 1910 г.
летчик Е. В. Руднев совершил перелет  с пассажиром из  Петербурга в  Гатчину
дальностью  около 65  км.  Этот перелет  происходил  в  условиях  пониженной
температуры, когда мощность двигателя увеличилась примерно на 4% и плотность
воздуха -- на 7-8%; это дает увеличение Y  на 5% и тогда Ymах=760
кГ.
     При   неработающем   двигателе   воздушный   винт   дает   значительное
дополнительное сопротивление, особенно, если он вращается; значение F в этом
случае равно примерно 5,5 м2  и  аэродинамическое качество  около
3,9 при Су=1,3. Спуск нужно производить с запасом  скорости, когда  Су будет
не более  0,8 и аэродинамическое качество окажется равным примерно  3,5. Это
будет   соответствовать    довольно   крутому   планированию    под    углом
16,5о при скорости 15,5 м/сек и при скорости снижения 4,5 м/сек.
     Низкое  аэродинамическое  качество при  малой скорости  полета вызывает
очень неблагоприятные  явления при  внезапном уменьшении тяги. Допустим, что
самолет летит горизонтально и тяга равна силе сопротивления. К высоте полета
h  прибавим  кинетическую  высоту hк=V2/2g  и  получим
энергетическую  высоту  hэ=h+hк.  В  случае  остановки
двигателя начнется падение уровня энергии по условию Dhэ=-Ds/K, и
линия уровня энергии резко переломится. Траектория полета  будет  изменяться
более плавно. Выражение для подъемной силы  можно  дать  через  кинетическую
высоту Y= Суrghк
     Из рис. 4 легко видеть, что сразу же после остановки двигателя начнется
резкое уменьшение hэ примерно по условию

     Если в исходном полете V=18 м/сек, hк=16,6 м, то через 2 сек
после остановки двигателя самолет пройдет путь около 30 м и уровень  энергии
понизится на  9  м.  За  это время  самолет не успеет существенно  уменьшить
высоту и  потому  величина hк окажется  уменьшенной  почти в  два
раза,  а  вместе  с  ней  и  подъемная  сила.  Самолет  окажется  в  условии
возмущенного  движения  по  отношению  к  траектории   планирования,  опишет
некоторую  волнообразную траекторию и через  некоторое время  может  войти в
режим планирования с постоянной скоростью.

     Рис. 4. Схема полета самолета "Фарман-4" при остановке двигателя
     Важно обратить  внимание, сколь быстро произошла  потеря скорости. Если
летчик инстинктивно попытается удержать  самолет от "проваливания", скорость
упадет  еще более резко; гораздо лучше было бы энергично уменьшить подъемную
силу быстрым  наклонением самолета вниз, и еще лучше, если бы самолет сам, в
силу своей устойчивости, автоматически уменьшил угол тангажа.
     К  сожалению,  самолет "Фарман-4" вследствие очень задней центровки  не
имел такой  тенденции и, если летчик не наклонял его  с  помощью руля высоты