Транспортно-боевой вертолет Миль Ми-24 – проект и конструкция. Часть 1

В 1962 г. американская войсковая группировка в Южном Вьетнаме начала применять новый вертолет Белл UH-1 «Хью», который был меньше и маневреннее старых типов, что позволило использовать его не только для маневра войсками на поле боя, но и для уничтожения живой силы, опорных пунктов, артиллерии и бронетехники противника. А в 1965 г. на его основе был создан вертолет огневой поддержки AH-1G «Хьюкобра».

 

Министерство обороны СССР потребовало от авиапромышленности сделать многоцелевой вертолет, но опытные конструкторские бюро Н.И. Камова и М.Л. Миля не смогли «уложиться» в жесткие рамки весогабаритных ограничений – Ка-25Ф был забракован, а Ми-24 военные согласились принять в том виде, в котором он был – гораздо крупнее желаемого.

 

 

Благодаря этому решению Советская Армия получила вертолет, который до сих пор остается непревзойденным по сочетанию скорости, маневренности, вместимости и мощи вооружения.

 

В этой части статьи мы рассмотрим развитие проекта вертолета, а также конструкцию его силовой установки и планера.

Предварительные проекты

 

Транспортно-боевой вертолет – аванпроект. Проработка облика транспортно-боевого вертолета, способного перевозить солдат с личным оружием и самостоятельно бороться с живой силой и техникой противника, началась в ОКБ-329 ГКАТ под общим и непосредственным руководством Михаила Леонтьевича Миля началась во второй половине 1950-х гг.

 

В итоге в 1958 г. было создано два типа таких вертолетов, каждый из которых представлял собой модернизацию серийного изделия и существовал в нескольких вариантах – легкий Ми-1МУ и средний Ми-4АВ.

 

Вертолет Ми-1МУ был достаточно маневренным, благодаря малым размерам удобным в применении на поле боя и сравнительно труден для поражения. Но малая мощность силовой установки не позволяла достичь высоких вертикальных и горизонтальных скоростей, иметь достаточную вместимость и вооружение.

 

Хотя вертолет Ми-4АВ некоторое время использовался в частях армейской авиации ВВС СССР, Заказчик не был удовлетворен его ТТХ, прежде всего, скоростью и маневренностью, а также живучестью – Ми-4АВ со своими большими размерами оказался слишком уязвим от огня ЗСУ.

 

Кроме того, вертолеты Ми-1 и Ми-4 к тому времени считались устаревшими и Заказчик требовал приблизить конструкцию нового вертолета к В-8 (Ми-8). МО СССР заинтересовалось предложением создать новый транспортно-боевой вертолет, но на то время ТТТ не сформировало, проект Постановления СМ СССР на проектирование и строительство опытных образцов не подготовило, и работа выполнялась ОКБ-239 в инициативном порядке из собственных средств. В то время МО СССР не уделяло достаточного внимания оснащению ВС СССР вертолетами, делая упор на ракетное вооружение как СВ, так и ВВС.

 

Однако резкое расширение применения вертолетов американцами и их союзниками в войне в Юго-Восточной Азии (а количество развернутых там с 1964 по 1974 гг. увеличилось с 400 до 4000) изменило позицию руководства МО СССР. Особенно выделялись многоцелевые вертолеты Bell UH-1 Huey и специализированные огневой поддержки войск Bell AH-1G Hueycobra. Изучение опыта их применения подтвердило их высокую боевую эффективность, что позволило добиться бюджетного финансирования работ и их ускорения.

Аванпроект был выполнен в 1966 г. Его основные особенности:

• по компоновке легкий вертолет классической схемы представлял собой развитие Ми-1 с дальнейшими отличиями, см. ниже;
• силовая установка новая на базе ГТД вместо ПД;
• кабина экипажа двухместная – в ней бок о бок размещены летчик и оператор вооружения;
• сделана отдельная кабина десанта с широкой боковой дверью;
• на носовой части и на бортах фюзеляжа сделаны кронштейны и рамы для установки прицельных систем и вооружения;
• вооружение вертолета включает пулемет и НАР, возможно использование личного оружия десанта.

 

Компоновка имела много общего с американским вертолетом Bell UH-1 Iroquois (Huey), но конструкция самих агрегатов была ближе к советским вертолетам Ми-1 и Ми-8.

 

 

Такой вертолет с принятыми ограничение веса и размеров не позволяли ни подвесить достаточно мощное вооружение, ни нести полное пехотное отделение – 9 солдат с личным оружием (в то же время такой вместимости не имел и вертолет UH-1 первых модификаций с «короткой» кабиной десанта).

 

В принципе проект отвечал поставленной задаче создать вертолет, подобный американскому UH-1, но в то время ВВС и СВ еще не согласовали ТТТ нему, кроме того, и вертолет построен не был. Однако АА ВВС и СВ  СССР в таком вертолете нуждались, и к решению вопроса о ТТТ подключилось МО СССР в лице 1-го зама министра обороны Маршала Советского Союза А.А. Гречко.

Транспортно-боевой вертолет – ТТТ и ТП, транспортно-боевой вертолет. В 1966 г. на вооружение СВ СССР была принята легкобронированная гусеничная боевая машина пехоты БМП-1, вооруженная пушкой 2А28 калибра 73 мм, спаренным с ней пулеметом ПКТ, ПТРК 9М14М «Малютка» и способная перевозить 8 солдат с личным оружием, включая ПЗРК 9К32 «Стрела-2». Десант мог вести огонь из личного оружия и ПЗРК на ходу. Появление БМП привело к коренному изменению в тактике боя – подвижность, огневая мощь и защищенность подразделений СВ в наступлении и в активной обороне увеличились. Исходя из этого, а также опыта малых войн 1950…1960-х гг. военные специалисты предложили разработать транспортно-боевой вертолет, который имел бы подобные боевые свойства. Тогда «сухопутные и летающие БПМ» составили бы взаимодополняющий боевой комплекс СВ.

 

29 марта 1967 г. ВПК при СМ СССР по поручению 1-го зама министра обороны А.А. Гречко издала распоряжение о разработке ЦНИИ-30 МО тактико-технических требований, а специализированными предприятиями ГКАТ – технического предложения на новый транспортно-боевой вертолет.

 

Распоряжение было получено предприятиями-изготовителями:

• Московским вертолетным заводом (Главный конструктор М.Л. Миль);
• Ухтомским вертолетным заводом (Главный конструктор Н.И. Камов).

Предполагалось выбрать вертолет для вооружения АА ВВС на основании сравнения результатов СГИ.

ЦНИИ-30 МО СССР подготовил ТТТ, которые предполагали решение следующих задач:

• уничтожение живой силы, опорных пунктов и техники противника (в том числе основных боевых танков всех типов) на поле боя и в тактической глубине обороны;
• скоростная переброска и десантирование 8 солдат со штатным вооружением и приданной им легкой техникой, в т.ч. через зоны радиоактивного и химического заражения;
• высадка разведывательно-диверсионных групп;
• эвакуация и скоростная перевозка перевозки двух лежачих и двух сидячих раненых при одном медработнике.

При решении этих задач требовалось обеспечить достижение следующих летно-технических данных:

• скорость горизонтального полета 320-350 км/ч на предельно малых высотах (в условиях МСА);
• возможность маневрировать с перегрузкой до 1,75 на скоростях 100…250 км/ч, выполнять виражи, форсированные и боевые развороты с креном свыше 45 град., горки, пикирование под углом до 30 град.;
• статический потолок на висении 3000 м в условиях МСА и 1500…2000 м при температуре +25°С.

 

Летные данные должны были превышать уровень вертолетов Ми-8 и UH-1B/С.

 

Вооружение должно было включать:

• пушку ГШ-23;
• противотанковый ракетный комплекс «Штурм» со сверхзвуковой ПТУР «Кокон» с полуавтоматическим командным радионаведением (дальность пуска до 5 км, способность поражения ОБТ противника с активной броней);
• серийные блоки НАР калибра 57 мм и вновь разрабатываемые 80 и 122 мм;
• авиабомбы калибра до 500 кг с номенклатурой у истребителя-бомбардировщика Су-7;
• РБК калибра 250 и 500 кг и кассеты КМГ-У, снаряжаемые малокалиберными бомбами и минами разных типов калибра от 0,5 кг и более;
• возможность ведения огня из личного стрелкового оружия перевозимых солдат по бортам, назад и вниз.

 

 

Требовалось обеспечить повышенную живучесть за счет прочности конструкции, наддува баков инертным газом и их протектирования, дублирования и резервирования, местного бронирования и защиты менее важными агрегатами экипажа и систем, исправность которых необходима для продолжения полета.

 

Также требовалось заложить в конструкцию возможность предполагалось создать на ее основе ряд модификаций: разведчик, вертолет РЭП и другие.

 

Согласно этим требованиям УВЗ представил проект вертолета Ка-25Ф – модификацию противолодочного вертолета Ка-25Б корабельного базирования с изменениями только в вооружении и оборудовании, а доработки планера были обусловлены только этими изменениями (в основном, являлись упрощением конструкции – нового оборудования устанавливалось меньше, чем снималось старого). Это давало снижение стоимости НИОКР и предполагаемого серийного производства, но не позволило удовлетворить ТТТ.

 

ОКБ МВЗ разработало несколько предэскизных проектов, из которых в полномасштабную разработку пошли два – В-22 и В-24, см. ниже. Общее и непосредственное руководство их проектированием осуществлял Главный конструктор ОКБ Михаил Леонтьевич Миль. Хотя в них использовались отдельные решения и даже целые узлы, агрегаты и системы, заимствованные из конструкции вертолетов Ми-8 и Ми-14, это были принципиально новые типы.

В-22 1ТВ3-117 эскизный проект и натурный макет, транспортно-боевой вертолет. Спроектирован МВЗ согласно Распоряжению МО СССР.

 

Общие особенности конструкции:

• нормальный взлетный вес 7,0 т;
• вертолет выполнен по классической схеме;
• силовая установка в составе одного двигателя ТВ2-117 взлетной мощностью 2000 л.с., ВСУ АИ-9, главного редуктора ВР-22, НВ, трансмиссии РВ и с ее редукторами и самого РВ, а также систем;
• общая компоновка по типу вертолета В-8 в первом однодвигательном варианте с уменьшением размеров и указанными ниже отличиями;
• экипаж из двух человек в общей кабине;
• десант размещен в отделенном от кабины экипажа перегородкой с дверью отсеке с боковыми дверями по обоим бортам;
• шасси неубирающиеся полозкового типа.

 

Техпредложение было оформлено в 1967 г. Был построен натурный макет вертолета.

 

По результатам защиты проекта и натурного макета проект В-22 принят не был. Главным его недостатком была недостаточная мощность силовой установки, что не давало требуемых удельных показателей для достижения требуемых летных данных с заданным вооружением и десантом.

 

В-24 2ТВ3-117 эскизный проект и натурный макет, транспортно-боевой вертолет. Спроектирован МВЗ согласно Распоряжению МО СССР.

 

Общие особенности конструкции:

• нормальный взлетный вес 10,5 т;
• вертолет выполнен по классической схеме;
• силовая установка в составе двух двигателей ТВ2-117 взлетной мощностью 2000 л.с., ВСУ АИ-9, главного редуктора ВР-24, НВ, трансмиссии РВ и с ее редукторами и самого РВ, а также систем;
• общая компоновка по типу вертолета В-8 в первом однодвигательном варианте с уменьшением размеров и указанными ниже отличиями;
• экипаж из двух человек в общей кабине;
• десант размещен в отделенном от кабины экипажа перегородкой с дверью отсеке с боковыми дверями по обоим бортам;
• шасси неубирающиеся полозкового типа.

 

Техпредложение было оформлено в 1967 г., в том же году был построен натурный макет вертолета и состоялась их защита. Хотя к проекту Заказчик выставил ряд существенных замечаний (например, полозковое шасси крайне затрудняло перемещение вертолета по аэродрому без взлета, что использовалось в повседневной эксплуатации).

 

 

В первой половине 1968 г. ТТТ на транспортно-боевой вертолет были согласованы СВ и ВВС СССР на том уровне, на котором были сформированы.

 

6 мая 1968 г. по результатам защиты эскизного проекта и натурного макета вышло совместное Постановление ЦК КПСС и СМ СССР о рабочем проектировании и опытном строительстве транспортно-боевого вертолета В-24, см. ниже.

 

В-24 2ТВ3-117, рабочий проект и натурный макет. Общее руководство проектом и решение технических вопросов осуществлял лично Генеральный конструктор МВЗ М.Л. Миль, непосредственное руководство и решение вопросов организационных осуществлял его зам – Главный конструктор В.А. Кузнецов, ведущим конструктором – ответственным за выполнение графика работ, взаимодействие бригад ОКБ и всего ОКБ с др. организациями, МАП и Заказчиком был назначен В.М. Ольшевец. Во всех этих видах работ активно участвовал Марат Николаевич Тищенко, с 1970 по 1990 г. – Генеральный конструктор МВЗ.

 В разработке проекта участвовали сторонние организации:

• ГК НИИ ВВС – определение компоновки кабин, разработка АВ, СНО, КИПиА, вопросы эксплуатации;
• НИИ АС МАП – вопросы боевой эффективности и живучести, ПТРК;
• НИИ ЭРАТ – вопросы эксплуатации, живучести и ремонта, камуфляж;
• ЦАГИ – аэродинамика и подбор профилей НВ, аэродинамика фюзеляжа, экспериментальная отработка – продувки, прочность, частотные и вибрационные испытания;
• ОКБ Завода им. В.Я. Климова (ЗИК, г. Ленинград) – разработало двигатель ТВ3-117 и главный редуктор ВР-24 для вертолета В-24, и др.

 

Общие особенности вертолета, использованные технологии и материалы:

• вертолет выполнен по классической схеме, но имеет развитое крыло, сделанное по опыту испытаний вертолета Ми-6 и служащее для разгрузки НВ при выполнении горизонтального полета с большой скоростью и маневров с положительными перегрузками, также крыло служит для размещения части подвесного вооружения, см. ниже;

• вертолет технологически разбит на агрегаты (см. ниже), которые в свою очередь состоят из сборочных единиц и деталей, изготавливаемых и собираемых в системе ПШМ;
• предусмотрена возможность быстрого снятия НВ, РВ и крыла для перевозки вертолета различными видами транспорта;
• планер вертолета цельнометаллический;
• дюраль Д16Т, ковочные алюминиевые сплавы АК4Т, АК6, В65П, В95Т в разных вариантах термообработки (листы, плиты, прутки, штамповки и профили) применятся для изготовления лонжеронов лопастей НВ и РВ, деталей силового набора, обшивок, испытывающих большие распределенные, средние и малые сосредоточенные нагрузки кронштейны и элементы проводки управления;
• алюминиевые литейные сплавы серий АЛ в разных вариантах термообработки применятся для изготовления деталей систем, испытывающих средние и малые сосредоточенные нагрузки кронштейны и элементы проводки управления;
• магниевые литейные сплавы серии МЛ применятся для изготовления деталей, испытывающих распределенные нагрузки кронштейны и качалки проводки управления и др. систем;
• сталь конструкционная 30ХГСА (листы, плиты, прутки, поковки, штамповки и профили) применятся для изготовления деталей, испытывающих большие сосредоточенные нагрузки – узлов навески агрегатов СУ, крыла, шасси и др.;
• сталь конструкционная 35ХГСЛ (отливки) применятся для изготовления деталей, испытывающих средние сосредоточенные нагрузки;
• стали нержавеющие (листы) применятся для изготовления деталей, испытывающих нагрев, гидравлическое давление и воздействие агрессивных средств (силовая установка, трубопроводы и др.);
• стали нержавеющие (фольга) применятся для изготовления сотовых заполнителей трехслойных панелей (соединяются с их обшивками пайкой);
• специальные стали с высокой закалкой используются для местного бронирования (см. ниже);
• стеклотекстолит (листы, прутки) применятся для изготовления декоративных и внутренних защитных панелей, креплений для оборудования;
• фторопласт Ф4 применятся для изготовления деталей, испытывающих избыточное трение;
• специальное бронестекло (триплекс) применятся для изготовления лобовой панели кабины экипажа;
• силикатное стекло применяется для изготовления двух верхних панелей кабины экипажа;
• плексиглас применятся для изготовления боковых панелей кабины экипажа, окон ее дверей и кабины десанта;
• масло- и топливостойкие резины применяются в системах вертолета;
• термостойкие резины применяются в силовой установке, в уплотнениях дверей и люков;
• для получения тонких обшивок переменной (соответствующей действующим местным напряжениям) толщины используется химическое фрезерование (травление);
• основными видами соединений являются заклепочные (в основном, с двухсторонним подходом – за исключением агрегатов с малой строительной высотой) и болтовые (в высоконагруженных местах), но также применяются сварка, склейка и клее-сварные соединения;
• для ресурсно-нагруженных деталей (например, лонжеронов НВ) применяется виброупрочнение (создание нагартованного поверхностного слоя обдувом струей воздуха со стальными шариками).

 

Силовая установка:

• в состав силовой установки, входят маршевые двигатели, главный редуктор, НВ, РВ, его трансмиссия, ВСУ и системы управления, запуска, топливная, масляная, охлаждения, запуска, останова и др., часть агрегатов силовой установки участвует и в управлении вертолетом;

• два маршевых ГТД ТВ3-117 (взлетная мощность 1700 л.с., мощность ЧР 2200 л.с. используется при отказе одного двигателя) установлены над НЧФ бок параллельно ПСС с наклоном носовыми частями вниз 4° 30' вперед и плоскости, проходящей через оси обоих двигателей на 2° ±30' вправо для их соединения под прямым углом с главным редуктором, наклоненным относительно ПСС и СГФ под теми же углами;
• воздухозаборники лобовые, нерегулируемые, кругового сечения со скругленными передними кромками;

• сопла (являются частью двигателя) вывалены в бок через борта их отсеков;
• створки капотов откидываются в бок на петлях и удерживаются тросами, на них можно становиться при обслуживании и ремонте двигателей без съема с вертолета;
• главный редуктор ВР-24 трехступенчатый, понижает обороты двигателя 1500 об/мин на номинале до 240 об/мин для НВ и до 3237 для карданного вала РВ, его длина 1210 мм, ширина 885 мм, высота 1765 мм, вес 830 кг;
• редуктор обеспечивает работу обоих двигателей с ограничением по режимам, а также одного двигателя на режиме ЧР при отказе другого, установлен над СЧФ в зоне кабины десанта, имеет системы охлаждения масла, которым заполнены его картеры, и систему их принудительного воздушного охлаждения, воздухозаборник которой находится над двигателями, а выход воздуха и отвод им лишнего тепла осуществляется через щели на капоте;
• НВ изменяемого шага пятилопастный, он проектировался на базе НВ Ми-8 с тем же профилем, но чтобы не допустить роста воздушных скоростей на максимальной поступательной скорости вертолета (ее прирост ожидался порядка 50…100 км/ч) и расширения зоны сверхзвуковых потоков его диаметр уменьшен на 2988 мм, ометаемая площадь уменьшилась на 92,9 кв.м и для сохранения тяги хорды лопастей увеличили на 200 мм, повысив коэффициент заполнения ометаемой площади;
• НВ состоит из втулки с автоматом перекоса и лопастей на шарнирных подвесах, обеспечивающих их смещение в установленных пределах вперед-назад и вверх-вниз, а также изменение угла установки по командам автомата перекоса;
• втулка НВ с автоматом перекоса и другими системами имеет высоту 340 мм, диаметр 1744 мм и вес 590 кг;

• лопасть имеет аэродинамический профиль NACA230, который был незначительно изменен по производственным причинам, на виде в плане ее короткая комлевая часть имеет умеренную положительную стреловидность, основная часть прямоугольная большого удлинения, законцовка каплевидная;
• конструкция лопасти включает комлевую часть, лонжерон, представляющий собой ее переднюю кромку, противовеса для придания лопасти необходимой балансировки и исключения аэроупругих вибраций, 18 хвостовых отсеков, соединенных по торцам вкладышами, хвостовой стрингер и законцовку;
• лонжерон представляет собой цельную прессованную фасонную трубу из алюминиевого сплава, верхняя и нижняя его полки имеют ребра жесткости, первые от носка ребра служат направляющими для сборного противовеса, его торцы закрыты крышками, в комлевой крышке есть штепсельный разъем контурного огня и вентиль для закачки воздуха в полость лонжерона, на его задней части у комля установлен сигнализатор падения давления воздуха (что свидетельствует о повреждении лонжерона);
• каждая часть противовеса покрыта слоем резины для плотности установки и исключения коррозии от трения о лонжерон;

• хвостовой отсек лопасти представляет собой трехслойную панель из двух тонких обшивок из алюминиевого сплава и сотового заполнителя, он соединяется с лонжероном и концевым стрингером лопасти на клею;
• на законцовке лопасти НВ установлена лампа контурного огня;
• по результатам испытаний для уравновешивания воздействий, вызванных отклонениями от теоретического обвода, на каждой лопасти были установлены по две триммерные пластины, которые отгибались вручную после оценки поведения конкретного экземпляра вертолета в первых полетах;
• вес комплекта лопастей 580 кг;
• вал НВ наклонен на углы 4° 30' вперед и 2° ±30' вправо для обеспечения аэродинамической симметрии вертолета на крейсерской скорости;
• ВСУ газотурбинного типа АИ-9В установлена за главным редуктором перпендикулярно ПСС и обеспечивает запуск маршевых двигателей без подключения аэродромного источника питания или АПА и в полете (при нормальной зарядке бортового аккумулятора), а также питание всех систем вертолета на земле и при отказе основных генераторов в полете;
• воздух в ВСУ подается через щели в панели обшивки против ее ВЗ по правому борту, а выхлоп – через сопло по левому борту;
• трансмиссия РВ проходит в мотоотсеке, хвостовой и килевой балках и состоит из раздаточного и двух угловых редукторов, а также карданных валов;
• редуктор трансмиссии РВ понижает частоту его вращения с 3237 (карданный вал) до 1112 об/мин на номинальном режиме двигателей (1500 об/мин);
• РВ изменяемого шага трехлопастный, по конструкции такой же, как и на вертолете Ми-8, установлен на надстройке с правой стороны килевой балки;

• топливная система состоит из 5 вкладных мягких топливных баков (№ 1 и 2 – расходные, размещение баков – см. конструкция фюзеляжа, средства повышения живучести описаны в соответствующем разделе) общей емкостью 2250 л, двух дополнительных топливных баков емкостью по 1030 л, размещаемых в отсеке десанта (используются для перегона), подсистем заправки, выработки и слива с их трубопроводами, клапанами, кранами, горловинами, фильтрами и арматурой;
• каждый двигатель имеет самостоятельную систему питания топливом из своего или противоположного расходного бака в случае выхода из строя одного из них;
• каждый бак вложен в свой контейнер, который имеет трехслойную сотовую нижнюю панель;
• топливо – керосин Т-1, ТС-1 или Т-7П;
• заправка маслосистемы двигателей – 6…9 л, главного редуктора – 41…50 л, применяемое масло – Б-9В.

 

Фюзеляж:

• фюзеляж представляет собой обтекаемое тело переменного сечения – близкое к пятиугольнику в носовой части, прямоугольное с овальной верхней частью в средней и эллиптическое, переходящее в профиль килевой балки – в ХЧФ;
• технологически состоит из носовой и центральной  частей, хвостовой  и килевой балок; 
• в носовой части фюзеляжа расположены кабина экипажа с ее оборудованием и системами управления вертолетом и его системами, пулеметная установка, оборудование наведения ПТРК, ниша ПОШ и часть оборудования – приборное, связное, кислородное и др.;
• в передней части кабины экипажа по ПСС расположено место летчика – оператора вооружения (далее – оператора), за ним от слева ПСС – место летчика, а справа от него – место борттехника;
• каркас остекления кабины экипажа представляет собой жесткую раму, собранную из прессованных профилей, его правая передняя часть усилена дополнительными дюралевыми профилями с вкладышем;

• в средней фюзеляжа части размером 6057x1700x2470 мм расположены кабина десанта, отсеки двигателей, главного редуктора, ВСУ, топливные баки, ниши ООШ, различные системы и проводка управления;
• в зоне кабины десанта в контейнерах под ее потолком расположены расходные баки № 1 и 2 и вертикальный топливный бак №3, баки № 4 и 5 установлены в контейнерах под полом кабины;
• на силовых шпангоутах СЧФ установлены кронштейны навески консолей крыла в верхних их частях и ПУ ПТУР в нижних;
• КСС носовой и центральной  частей, которые после сборки соединяются неразъемно – балочно-стрингерный полумонокок с силовым полом и потолком, бронеплиты кабины экипажа установлены на болтах и включены в ее силовую схему;
• силовой набор пола и потолка кабины десанта состоит из окантовки, продольных и поперечных балок и обшивок, соединяемых в единый пакет, прочность и жесткость которого обеспечена главным образом его значительной строительной высотой, что позволяет эффективно воспринимать касательные напряжения, преобразовывая распределенные и сосредоточенные нагрузки в них;
• бортовые панели фюзеляжа состоят из обшивок, шпангоутов и стрингеров, они клеесварные;
• кабины экипажа и десанта герметичные с наддувом от СКВ и отсечкой подачи забортного воздуха для преодоления зон химического и радиоактивного заражения;

• в кабине экипажа одна дверь по левому борту, она отделена от кабины десанта перегородкой с дверью (на построенном вертолете дверь установлена не была);
• в кабине десанта две двери – 1,155х1,235 м по левому борту и 1,085х1,235 по правому, каждая дверь состоит из верхней и нижней частей с горизонтальным разъемом, которые открываются и закрываются одновременно вручную;
• в кабине десанта по каждому борту 4 окна (в т.ч. по 2 – в верхней части двери), их можно открывать для ведения огня из личного оружия десанта (для удобства в 6 окнах есть кронштейны, позволяющие устанавливать в них автоматы АК-47, АК-74 или АКМ и их модификации, а также ручные пулеметы РПК;
• хвостовая балка длиной 4990 мм коническая сужающаяся в хвост овального сечения;
• КСС хвостовой балки – стрингерный полумонокок, состоящий из шпангоутов, стрингеров, окантовок люков и работающей обшивки;
• в хвостовой балке размещены блоки БРЭО и электросистемы, проходит трансмиссия РВ, проводка управления ГО и кабели питания АНО, а также САРПП;
• КСС килевой балки подобна балке хвостовой за исключением ее формы конструкции нервюр и надстройки РВ.

 

Крыло:

• имеет несущий несимметричный аэродинамический профиль с большим положительным углом установки, на виде в плане форма трапециевидная сужающаяся к законцовкам, стреловидность по линии ¼ хорд близка к нулю, поперечного V нет;
• состоит из двух ОЧК, крепящихся к силовым шпангоутам СЧФ ухо-вильчатыми узлами;
• силовой набор ОЧК состоит из лонжеронов, стрингеров, кромочных профилей, рядовых и силовых нервюр, а также работающей обшивки, поверхностей управления и механизации крыло не имеет;
• стык каждой ОЧК и борта СЧФ закрыт зализом (обтекателем), имеющим сложную пространственную форму и состоящим из передней и задней частей

Горизонтальное оперение:

• установлено незначительно выше оси хвостовой балки в ее задней части, цельноповоротное, имеет тонкий симметричный аэродинамический профиль, на виде в плане форма трапециевидная сужающаяся к законцовкам, стреловидность по линии ¼ хорд близка к нулю, поперечного V нет;
• состоит из двух консолей, крепящихся к силовым шпангоутам балки на валу вращения, крепящемуся к их лонжеронам;
• силовой набор консоли ГО состоит из лонжерона, кромочного профиля, бортовой и рядовых нервюр, металлической обшивки лобика и полотняной обшивки залонжеронной части, поверхностей управления и механизации она не имеет.

Вертикальное оперение (килевая балка):

• установлено по ПСС хвостовой балки в ее задней части, неподвижное, имеет толстый несимметричный аэродинамический профиль с выраженной конической круткой (угол установки концевого сечения 6° вправо от ПСС), на виде в плане форма трапециевидная сужающаяся к законцовкам и значительной стреловидностью;
• силовой набор консоли ВО состоит из лонжерона, кромочного профиля, силовых и рядовых нервюр, усилений под агрегаты трансмиссии РВ, а также работающей обшивки, поверхностей управления и механизации она не имеет;
• на килевой балке установлена надстройка крепления редуктора РВ.

 

Окончание технического описания вертолета В-24, его подробные тактико-технические данные согласно ТТТ ВВС, проекту и полученные на испытаниях опытных вертолетов В-24 смотрите в следующей части статьи

 

Смысл использованных в статье и таблицах определений, понятий и сокращений можно узнать, открыв наш краткий словарь по авиации и ракетной технике 

 

Список использованных источников будет опубликован в завершающей части раздела Справочника по вертолетам Ми-24, Ми-25 и Ми-35