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.

Рис. 13 Поляра и профиль крыла самолета "Моран-Ж"

При запасе топлива в 50 кг время полета будет равно около 3 часов и дальность полета около 350 км. Сравнивая летные характеристики самолета "Моран-Ж" с характеристиками самолета "Ньюпор-4", мы видим, что самолет "Моран-Ж" имеет значительные преимущества.

Важнейшим показателем маневренных возможностей самолета является величина максимальной перегрузки, обеспечиваемой двигателем, nyYmax/G, равной отношению максимальной подъемной силы к весу. У самолета "Ньюпор-4" мы имели nу1,65, у самолета "Моран-Ж" nу2,0. Впоследствии у маневренных истребителей величина nу стала достигать величины, равной 3,0, и даже 3,5.

При вираже на скорости 30 м/сек на малой высоте и при коэффициенте перегрузки nу 1,9 мы получим радиус виража

и время совершения полного круга

Остановимся еще на некоторых особенностях самолета "Моран-Ж". Профессор В. П. Ветчинкин производил определение положения центра тяжести для ряда самолетов того времени, в том числе для самолета "Моран-Ж". Однако он интересовался только углом выноса шасси, т. е. наклоном линии, соединяющей центр тяжести с осью колес, и не отметил координаты центра тяжести по отношению к крылу. Их можно найти по схеме самолета, но не особенно точно. Произведя графическое построение, мы получили центровку 27-28%. Это необычно передняя центровка для самолетов того времени. С пассажиром она составляла около 30-31%.

Рис. 14. График мощностей для самолета "Моран-Ж" при полетном весе 500 кГ.

Горизонтальное оперение самолета состояло из одного руля высоты, что имело место и у некоторых других самолетов того времени. Однако площадь горизонтального оперения была небольшой и составляла около 1,6 м2. Положение фокуса самолета следует оценить (по расчету) в 35% от длины хорды крыла, конечно, при зажатом руле. Таким образом, самолет, несомненно, был статически устойчив и, тем более, устойчив по перегрузке.

Рис. 15. Основные летные характеристики самолета "Моран-Ж" при полетном весе 500 кГ

Небольшой по площади руль высоты, имевший к тому же значительную осевую компенсацию, давал совсем незначительные аэродинамические шарнирные моменты; в сочетании с незначительным трением это приводило к необычайной легкости управления рулем высоты и, несомненно, давало слабую зависимость усилия от перегрузки. В то же время, боковое управление перекашиванием крыльев было довольно тяжелым. Короткая ручка управления заканчивалась небольшой "баранкой", за которую держался летчик. Таким образом, получалась дисгармония в управлении -- большие усилия в одном направлении движения ручки и очень малые в другом. Руль направления площадью в 0,5 м2, тоже с осевой компенсацией, требовал совсем незначительных усилий на педалях.

У самолета "Моран-Ж" была еще одна особенность в управлении. Если летчик небольшим усилием на педалях отклонял руль направления, создавая этим скольжение, то на ручке возникало большое усилие, стремящееся отклонить ее в сторону, обратную ходу педали, так как косое обтекание крыльев приводило к тенденции их перекашивания. У самолета Моран "Парасоль" эта особенность в управлении самолетом проявлялась столь резко, что, отклонив руль направления, летчик не мог удержать ручку от ухода ее в сторону.

Указанная специфика управления требовала достаточной тренировки летчика, вызывала трудности при обучении, осложненные отсутствием двойного управления, но при надлежащем освоении техники управления эта особенность позволяла летчику выполнять самые разнообразные фигуры высшего пилотажа -петли, перевороты, падение листом, штопор и др. Прочность самолета, и особенно его пилотажных вариантов, была высокой. Случаи поломки этого самолета в воздухе автору не известны.

При наличии у самолета "Моран-Ж" только одного руля высоты симметричного профиля, без неподвижной части -- стабилизатора, самолет не мог летать с брошенной ручкой. Поскольку на крыло при отсутствии подъемной силы действовал пикирующий момент, в случае брошенной ручки самолет должен был перейти в пикирование с дальнейшим переходом в перевернутый полет. Как известно, после тарана, который произошел на высоте около 1000 м, до высоты 50 м П. Н. Нестеров выполнял спиральный спуск, но затем самолет перешел в пикирование и упал в перевернутом положении. Такое поведение самолета свидетельствует о том, что П. Н. Нестеров потерял сознание и отпустил ручку управления; после перехода на отрицательные углы атаки и отрицательное значение nу он был выброшен из самолета, поскольку не был привязан.

Аэродинамическое качество самолета с учетом сопротивления винта было равно примерно 5,7. Однако практически самолет снижался довольно круто по следующей причине: чтобы вращение винта не прекратилось при спуске, летчик старался держать повышенную скорость, тем самым отдаляя самолет от режима максимального качества. Так, при скорости 100-110 км/час аэродинамическое качество становилось равным 4,5. Поломки при посадке были часты -- в основном, погнутость оси колес. При повреждении шасси или при наличии сноса в момент касания самолет становился на нос или даже переворачивался на спину -- "капотировал".

Нет сомнения в том, что П. Н. Нестеров в совершенстве овладел самолетом "Моран-Ж", свободно и точно на нем маневрировал и уверенно совершал посадки на небольшие полянки. Следует напомнить, что длина разбега самолета была равна 75-80 м и время разбега -- около 7 сек; длина пробега при посадке -80-90 м; взлетная дистанция до набора высоты, равной 10-15 м, составляла около 200 м; угол подъема на малых высотах -- около 8o-10o. При наличии профиля крыла с большой кривизной и установочного угла крыла по отношению к фюзеляжу, равного 5o-6o, линия нулевой подъемной силы составляла с осью фюзеляжа угол 10o-12o. При наборе высоты угол наклона фюзеляжа оказывался меньше наклона траектории и создавалось впечатление, что самолет "вспухает", т. е. поднимается почти при горизонтальном положении фюзеляжа. При спуске, наоборот, наклон фюзеляжа был больше наклона траектории, создавая иллюзию более крутого спуска; но зато это обстоятельство улучшало обзор вперед.

В 1918 г. профессор В. П. Ветчинкин в полете на самолете "Моран-Ж", пилотируемом известным летчиком, героем Гражданской войны Ю. А. Братолюбовым, впервые произвел измерения перегрузок при полете в "болтанку" и при выполнении фигур высшего пилотажа. Эти исследования имели очень важное значение для разработки требований к прочности самолетов.

=====

НОВАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ

Перейдем теперь к вопросу, который весьма интересовал П. Н. Нестерова и явился объектом его исследований и конструктивных разработок. Уже первое знакомство с самолетами и средствами управления ими в 1910 г. заставило Петра Николаевича задуматься над причинами различия полетов самолетов и птиц. У всех птиц отсутствует вертикальное оперение, у самолета оно не только имеется, но и играет важную роль в управлении полетом. На самолетах того времени повороты делали без крена или осторожно, с малым креном, боясь, как бы не произошло скольжение на крыло, поскольку не было значительной поверхности, которая этому помешала бы. Нужно сказать, что скольжения на крыло действительно случались, хотя причина их тогда еще не была установлена. Если мы познакомимся с причинами аварий и катастроф в период 1910-- 1917 гг., то мы встретим не столько упоминаний о сваливаниях на крыло и срывах в штопор, сколько о скольжениях на крыло.