Но это интересный вопрос – почему «Молния-1» столь ужасно летала и почему она в принципе не могла летать лучше? Полезно понять.
Попробуем разобраться с тем самолётом и в той конфигурации, который был на лётных испытаниях. Допускаю, что летали разные самолёты и по-разному.
Критическим будем считать не режим горизонтального полёта, а режим взлёта.
Нигде не нашёл площадь крыла при размахе 8,5 м (это очень мало для такой размерности самолёта). По моей оценке, площадь крыла 12,5 кв. м (это можно обмерить и сейчас). Будем оптимистично оценивать вес пустого самолёта (это можно замерить и сейчас) – 1200 кГ (как у Як-18Т). Тогда минимальный взлётный вес был не менее 1400 кГ. Тогда нагрузка на крыло 112 кГ/кв. м. Но 30% (это можно проверить) площади крыла занято фюзеляжем и балками. Остаётся 8,75 кв. м, нагрузка на крыло 160 кГ/кв. м. Можно считать и по другому, но всё равно нужно будет учесть ненесущую подфюзеляжную часть крыла (коэффициентом).
Су макс не может быть более 1,5 (у Ан-2 без предкрылка и с закрылками 40° Су макс = 1,55). Влияние ПГО на несущие свойства будем считать ничтожным (это можно проверить в отчётах по продувкам). Но на Су макс не летают, тем более не взлетают. Положим оптимистично в момент отрыва во взлётной конфигурации Су = 1,2. Тогда получается взлётная скорость (скорость отрыва) 166 км/час. Это очень много. По грунту на небольших колёсах это запредельно много (можно попытаться найти отчёты по лётным испытаниям).
Но может быть у самолёта была высокая тяговооружённость, которая позволила быстро набрать эту взлётную скорость? Предположим оптимистично, что на лётном экземпляре стоял М-14П с родным редуктором и винтом MTV-9 диаметром 2,5 м. Максимальную статическую тягу в тянущем варианте (на самолёте Су-26) удавалось снять 720 кГ. Думаю, что на «Молнии-1» статическая тяга была не более 360 кГ (это можно и сейчас замерить) из-за затенения винта фюзеляжем (влияние затенения фюзеляжем винта по скорости можно смоделировать при продувках в трубе, нужно найти отчёт). Но на взлётной скорости тяга ещё упадёт. Будем считать оптимистично – тяга в момент взлёта 280 кГ. Но может быть этого достаточно?
Думаю оптимистично, что во взлётной конфигурации (закрылки + шасси) у самолёта был К макс = 5 (это можно проверить по результатам продувок). Предположим, что взлетали на угле атаки при К макс. Тогда потребная тяга горизонтального полёта на взлётной скорости 1400/5=280 кГ. Но на винте на этой скорости всего 280 кГ. Тогда скороподъёмность = 0 м/с.
Если винт был существенно меньшего диаметра, например 2,1 м, тогда всё ещё более ужасно.
Думаю, что ничего особо умного или нового я здесь не написал. Любой конструктор средней руки может выполнить подобные оценочные расчёты. А располагающий более точными исходными данными может получить более точные результаты оценки.
Как можно заставить «Молнию-1» летать нормально? Если оставлять толкающую ВМУ, то нужно увеличивать диаметр винта и уменьшать влияние фюзеляжа на винт. Нужно увеличить площадь крыла в 3 раза (без увеличения массы) и сильно сдвинуть крыло вперед. И выбросить ПГО.
