Справедливости ради следует заметить, что в КБ были и сторонники концепции одноместного вертолета. В пользу своего выбора они приводили следующие аргументы: уменьшение на 800-1000 кг взлетной массы (по сравнению с 2-местным вариантом) ведет к улучшению летных характеристик, к тому же можно сэкономить на обучении и содержании летного состава. Но большинство специалистов не поддержали эту точку зрения.
Первый экземпляр Ми-28 на испытаниях
Требование ТТТ о переброске в зону боевых действий вертолетов армейской авиации с возможностью их немедленного применения для получения не только тактического, но и стратегического преимущества обусловило необходимость минимального времени разборки-сборки вертолета. В идеале с вертолета при перевозках транспортными самолетами ВВС (Ан-22 и Ил-76) должны сниматься только лопасти несущего винта.
Это обязательное условие ТТТ наложило определенные требования к конструкции и габаритам вертолета, определив выбор его строительной высоты, клиренса, конструкции шасси, компоновки пушечной установки и т. д. Естественно, эти требования вошли в противоречие с некоторыми другими, внеся дополнительные усложнения при решении вопросов максимального улучшения обзора, выбора наилучшего сектора стрельбы из пушки по воздушным целям, достижения высокой устойчивости и управляемости, обеспечения безопасных зазоров между лопастями несущего винта и элементами конструкции фонаря кабины и хвостовой балкой.
Несмотря на все трудности, искомый результат все же был достигнут: вертолет может транспортироваться самолетами с минимальной разборкой, сводящейся только к съему лопастей несущего винта и крыльев.
Учитывая опыт создания и боевого применения вертолета Ми-24, при разработке Ми-28 большое внимание (наряду с обеспечением высоких летно-технических характеристик и прочности) уделяли обеспечению боевой живучести машины, вопросам обзора из кабины. Обычно при проектировании вертолетов диаграмма обзора появлялась на основе существующей компоновки кабины. При проектировании Ми-28 пошли нетрадиционным путем: под требуемую диаграмму обзора была сделана конструктивная привязка элементов кабины. Задача существенно усложнялась необходимостью минимизации массы конструкции полностью бронированной кабины вертолета. И тем не менее, она была успешно решена. В 1989 году после демонстрации вертолета Ми-28 на авиационной выставке в Ле Бурже в журнале Rotor amp;Wing появилась статья, в которой, в частности, говорилось: «Несмотря на маленькую площадь остекления, обзор из кабины вертолета Ми-28 является наилучшим по сравнению со всеми имеющимися в настоящее время боевыми вертолетами». Такую высокую оценку создателям вертолета Ми-28 дали американские специалисты.
Исследование различных вариантов обстрела вертолета наземным оружием показало, что наиболее уязвимы боковые проекции и задняя часть фюзеляжа. Менее вероятно поражение лобовой проекции, и практически невозможно поражение нижней части фюзеляжа из-за малой высоты полета. Предельно малая высота полета вертолета снижает эффективность применения зенитно-ракетных комплексов, но повышает эффективность применения малокалиберной зенитной артиллерии и ручного оружия.
К тому же вполне вероятно просачивание за линию фронта разведывательно-диверсионных групп (при этом линия фронта станет напоминать «шкуру леопарда»). В такой тактической обстановке вероятность обстрела вертолета всеми видами оружия даже на своей территории значительно возрастает.
При такой специфике боевого применения вертолетов на театре военных действий высокой интенсивности и при имеющихся средствах поражения считалось, что на несущий винт должно приходиться около 50 % боевых повреждений, а уязвимость несущего винта будет зависеть от его скорости вращения и коэффициента заполнения s и должна повышаться с их увеличением. Это подтверждено анализом, проведенным НИИ ЭРАТ ВВС в процессе исследований уязвимости несущих винтов вертолетов Ми-6, Ми-8 и Ми-24, применявшихся в Афганистане.
Для достижения необходимой боевой живучести Ми-28 при уменьшении массы конструкции был принят следующий порядок приоритетов при выборе необходимых технических решений:
— выбор конструктивно-компоновочных схем, которые обеспечивают взаимное экранирование агрегатов в целях защиты более важных агрегатов менее важными (в частности, экранирование главного редуктора двигателями);
— выбор материалов и размеров элементов конструкции, обеспечивающих отсутствие разрушений, которые ведут к катастрофическим последствиям, при повреждении в течение времени, достаточного для выполнения задания и возвращения в точку базирования (лопасти несущего и хвостового винтов, трансмиссия и другие агрегаты);
— дублирование наиболее важных систем (гидросистема, проводка управления хвостовым винтом и др.);
— бронирование (если перечисленные выше способы оказались недостаточными или неэффективными).
Так, например, решение о полном бронировании кабины, в том числе и бокового остекления, было принято в Афганистане в марте 1980 года по результатам оценки потерь вертолетов, участвовавших в проведении боевых операций. По приказу Министра обороны маршала Д.Ф. Устинова в работе комиссии МАП ВВС по увеличению боевой эффективности вертолетов участвовали специалисты ОКБ М.Н. Тищенко, Е.К. Толкушкин, Г.Р. Карапетян и И.Т. Климов.
При рассмотрении проблемы обеспечения безопасности полетов необходимо остановиться на одном принципиальном вопросе, связанном с обеспечением безопасных зазоров между лопастями несущего винта и элементами конструкции фюзеляжа. Это важно для вертолетов всех схем, и особенно при боевом применении, когда возможность боевых повреждений лопастей несущего винта существенно возрастает.
У одновинтовых вертолетов это зазоры между элементами конструкции (кабина экипажа, хвостовая балка и т. д.) и лопастями несущего винта. У вертолетов соосной схемы это еще и взаимное сближение концов лопастей верхнего и нижнего винтоб. Явление сближения винтов (а это отмечают все специалисты), присущее только вертолетам соосной схемы, является для них весьма серьезной проблемой. Величина допускаемого угла взмаха (bдоп max) лопастей при их боевых повреждениях до соударения с элементами фюзеляжа у одновинтовых вертолетов, лопастей верхнего и нижнего винтов друг с другом у соосных на режимах максимального сближения — один из критериев, определяющих боевую живучесть вертолета. Очевидно, что боевая живучесть выше на том вертолете, где лопасти могут совершать большее по абсолютной величине дополнительное маховое движение до соударения с элементами конструкции при боевых повреждениях. Из этого следуют такие принципиальные выводы:
— два вертолета с различными допускаемыми величинами взмаха лопастей до соударения с элементами конструкции, имея одинаковую живучесть по отдельным узлам, агрегатам и системам, в том числе и по лопастям несущих винтов, будут иметь разную боевую живучесть;
— катастрофические последствия для вертолета с меньшими допускаемыми углами взмаха лопастей могут наступить при значительно меньших повреждениях лопастей несущих винтов от различных средств поражения. (Некоторые виды не самых опасных повреждений, например, отрыв хвостовых отсеков несущих винтов, могут спровоцировать его самоуничтожение, так как маховое движение поврежденных лопастей в этом случае может достигать больших величин);
— для вертолетов одновинтовой и соосной схем необходимо рассматривать маховое движение поврежденных лопастей НВ в совершенно разных динамических системах. Для вертолетов одновинтовой схемы это динамическая система одного несущего винта с достаточно большими допустимыми углами взмаха лопастей до соударения с элементами конструкции фюзеляжа, а для соосной схемы — динамическая система двух несущих винтов с малыми допускаемыми углами взмаха лопастей каждого винта.