В середине 1950-х, когда в основном завершилось проектирование вертолета Ми-6, конструкторы ОКБ имени М. Л. Миля приступили к поиску путей дальнейшего увеличения грузоподъемности винтокрылых летательных аппаратов. Одним из наиболее приоритетных направлений в те годы считалось создание винтокрылых машин с приводом несущего винта (НВ) от реактивных двигателей, установленных на концах лопастей.

Конструкторы рассматривали эскизный проект сверхтяжелого вертолета-крана с несущим винтом диаметром около 60 м, но прежде чем приступить к его более тщательной проработке М. Л. Миль решил построить маленький опытный четырехместный вертолет, на котором опробовать данную концепцию и приобрести необходимый опыт. Получил поддержку ГВФ и военных. В декабре 1956 г. правительство издало постановление о разработке опытного вертолета В-7 с реактивным приводом несущего винта. Проектирование и строительство винтокрылого аппарата, самого маленького и легкого из когда-либо построенных милевцами, двигалось очень быстро. В декабре 1957-го рабочее проектирование было в основном закончено и в опытном производстве 329-го завода заложили сразу серию из пяти машин. Ведущим конструктором по В-7 назначили сначала А. В. Кочкина, а затем Г. Г. Лазарева.

Основу конструкции составлял цельнометаллический каплевидный фюзеляж полумонококовой клепаной конструкции. В верхней части силовых шпангоутов монтировалась на болтах литая плита. К фланцу плиты крепился редуктор, состоявший из вала НВ (на его оси смонтировали втулку несущего винта с лопастями и автомат перекоса) и приводов агрегатов. К переднему торцу плиты присоединялся кронштейн с качалками управления и гидроусилителями. По бокам фюзеляжа находилось три двери.

В кабине помимо летчика могли разместиться три пассажира или носилки с больным и сопровождающий медработник. Под полом находился топливный бак. Помпа подавала горючее в топливный регулятор, затем в коллектор вала НВ и оттуда центробежная сила гнала керосин к ТРД на концах двухлопастного несущего винта.

Лопасти прямоугольной формы имели стальной лонжерон с деревянным каркасом и фанерной обшивкой. Они крепились к втулке посредством осевых и общего горизонтального шарниров. В носке лопастей были проложены две трубки топливопитания. Электропроводка проходила внутри лонжерона. Вверху на конце вала НВ монтировался токосъемник приборов силовой установки.

Конструкторы вертолета при разработке системы путевого управления планировали обойтись хвостовым оперением в индуктивном потоке, но сопровождавшие разработку В-7 исследования моделей в аэродинамической трубе показали необходимость сохранения рулевого винта. Его установили сзади фюзеляжа, на короткой трубчатой ферме. Таким образом, избежать установки на вертолет трансмиссии не удалось.

На В-7 конструкторы впервые применили шасси полозкового типа. Смонтированные на задних поперечных трубах гидроамортизаторы служили для предупреждения земного резонанса В-7 оснащался облегченным комплектом приборного оборудования, предусматривалось его оснащение в военном варианте и навесной системой вооружения.

Одной из сложнейших задач при строительстве и доводке В-7 стала сильная зависимость от смежников - создателей силовой установки. Успешное воплощение идеи вертолета с реактивным приводом НВ зависело, в первую очередь, от разработки достаточно легких и малогабаритных двигателей, способных надежно работать при воздействии центробежных сил и больших перегрузок, а также надежных систем топливопитания и управления ими.

Из многих руководителей авиамоторных ОКБ, привлеченных к решению проблемы, за создание ТРД взялся только главный конструктор А. Г Ивченко. Под его руководством разработали ТРД АИ-7 с центробежным компрессором и одноступенчатой турбиной. Для уравновешивания гироскопических моментов ТРД оснастили тремя маховиками, вращавшимися в сторону, противоположную турбине. Решение было простейшим, но как показали дальнейшие события, не правильным.

Двигатели АИ-7 поступили на 329-й завод в декабре 1959-го, когда вертолет уже собрали. Сразу после первого запуска ТРД возникли трудности с силовой установкой: двигатель не выходил на рабочие обороты и не развивал заданную тягу, перегревалась маслосистема. Причиной малых оборотов была большая потребная мощность для вращения маховиков. Поэтому их пришлось снять с двигателей.

Для улучшения охлаждения в ОКБ спроектировали уникальный трубчатый маслорадиатор, установленный вокруг воздухозаборника. Теперь АИ-7 стал развивать расчетную тягу, но все нагрузки от гироскопического момента перешли на несущую систему вертолета.

Вертолет с реактивным приводом НВ оказался значительно сложней, чем предполагалось. Доводка В-7 и его силовой установки растянулась на многие годы. Для совершенствования АИ-7 привлекли специалистов и испытательные лаборатории ЦИАМ. Несколько лет ушло на обеспечение работы двигателей при воздействии центробежных сил, и только 19 февраля 1962-го предприняли попытку подъема в воздух на привязи. В-7 не смог оторваться от земли. Под воздействием гироскопического момента двигателей лопасти НВ закручивались на отрицательный угол, их обшивка покрывалась гофрами, что вместе с незакапотированными двигателями создавало большое сопротивление вращению.

Кроме того, гидроусилитель в системе управления общим шагом НВ оказался недостаточным для преодоления нагрузок. Вибрации вертолета были большие. Вновь потребовались многие месяцы переделок и доводки. Двигатели отправлены на доработку, лопасти отремонтированы, гидроусилитель системы управления общим шагом заменен на более мощный. Для двигателей спроектированы капоты.

Самым простым решением привода несущего винта (НВ) вертолета была бы установка движителей на его лопастях как на В-7. Но здесь конструктор сталкивается с труднейшей проблемой - обеспечения требуемого запаса прочности двигателя. Установлено, что его удельный вес при работе в поле центробежных сил будет расти, поскольку двигателю приходится выдерживать 300-кратные центробежные перегрузки и значительные гироскопические моменты от вращающихся компрессора и турбины. Расчеты показывают, что с увеличением диаметра НВ и, соответственно, грузоподъемности вертолета центробежная перегрузка и гироскопический момент падают. Это происходит потому, что, сохраняя линейную скорость концов лопастей НВ постоянной, обороты винта приходится уменьшать. Вследствие этого появляется возможность упростить конструкцию ТРД.

Но это не все, на ротор двигателя действуют переменные силы от центробежной перегрузки. Детали силовой установки подвергаются воздействию переменных сил от циклического шага и маховых движений лопастей. Кстати, последние уменьшаются под действием центробежной силы от двигателей, снижая переменные нагрузки на несущей системе. У вертолетов трансмиссионной схемы переменные напряжения в лопастях НВ снижают, размещая в их законцовках специальные грузы. Достаточно сказать, что у Ми-6 их общий вес достигает 250 кг. Если центробежная сила от веса силовой установки вся переходит на лопасть и втулку НВ, то гироскопический момент от ротора ТРД, в основном, можно погасить внутри силовой установки. Например, у двигателей с противоположным вращением компрессора и турбины, в том числе и двухвального. На практике удалось опробовать лишь первый вариант, в двигателе МД-3 для В-7. Но наиболее перспективной конструкцией лопастного двигателя все же является двухвальный ТРД (в том числе и двухконтурный). Такая конструкция ТРД будет одновременно облегчать его запуск, и разгружать подшипники. Эта схема двигателя стала наиболее предпочтительной.

Как показал инженер С.И.Слободкин (ЗМКБ "Прогресс"), основным лимитирующим звеном двигателей, работающих при больших центробежных перегрузках, являются подшипники. Удельный вес лопастного ТРД будет расти по сравнению с самолетным, в зависимости от центробежной перегрузки и его размерности. При создании лопастного двигателя круг проблем растет как снежный ком. Не исключением является и маслосистема. Если в неподвижном ТРД масло в картерах подшипников и баке стекает вниз, то при вращении НВ оно будет отбрасывается к внешней боковой стенке. Это тоже накладывает свой отпечаток на конструкцию и компоновку силовой установки. По сравнению с самолетным, температура масла у лопастного двигателя увеличивается, примерно, в два раза. Так у МД-3 и АИ-7 тепловыделение в масло на взлетном режиме достигало 120 и 220 ккал/мин соответственно и на кольцевой трубчатый маслорадиатор, расположенный вокруг входа двигателя вертолета В-7, затрачивалось 17% взлетной тяги. Поэтому охлаждать масло на лопастном двигателе необходимо с помощью поверхностного маслорадиатора, являющегося одновременно и противообледенительным устройством воздухозаборника ТРД и лопасти НВ. Это диктует размещение маслобака на входе в двигатель, а маслорадиатора - в носке лопасти.

Неравномерный расход масла в лопастных двигателях может вызвать повышение вибраций вертолета, что отмечалось при испытаниях В-7. Разница в один килограмм на двигателях АИ-7 приводила к неуравновешенной силе в 300 кг. И эта разница может быть всегда. Поэтому для лопастных двигателей требуется постоянная подпитка маслом, стравливая его излишки через дренаж. Как показали эксперименты на В-7, при работе в поле центробежных сил удельный расход топлива двигателей АИ-7 возрастал на 3%. Очевидно, это было связано с ростом трения в подшипниках и ухудшением смесеобразования в камере сгорания. Ухудшение работы последней впервые выявили на лопастных прямоточных двигателях, исследовавшихся в ОКБ И.П.Братухина. При вращении НВ двигатели не выдавали расчетной тяги. С помощью стробоскопа установили, что пламя в камере сгорания при вращении смещалось к крайней от оси вращения стенке камеры и сопла. Лишь после изменения расположения форсунок удалось получить расчетную тягу.

В созданных лопастных двигателях применялось два вида запуска: с помощью съемного электростартера на двигателе АИ-7 и воздушный запуск на МД-3. Сжатый воздух из фюзеляжа через несущую систему подавался на лопатки компрессора двигателя МД-3, раскручивая его. Схема очень удачная, ведь для размещения сжатого воздуха можно использовать трубы лонжеронов лопастей НВ. Такие "хранилища" одновременно могут стать сигнализаторами появления трещин в главном силовом элементе. Отработка несущей системы реактивного вертолета в аэродинамических трубах ЦАГИ показала, что при малых коэффициентах тяги НВ аэродинамические характеристики винта с мотогондолами хуже, а при больших коэффициентах тяги - лучше, чем у винта без мотогондол. Последнее связано с созданием мотогондолой эффекта концевой шайбы. С ростом грузоподъемности реактивных вертолетов относительные размеры двигателя на лопасти будут уменьшаться и положительный эффект от мотогондолы станет проявляться при меньших коэффициентах тяги.

Для получения минимального сопротивления мотогондолы на всех углах установки НВ угол ее установки к концевой хорде лопасти выбран -6╟, чтобы на максимальном шаге он не превышал 7╟. При больших углах сопротивление мотогондолы резко возрастает. Ухудшение авторотационных характеристик реактивного НВ с лихвой компенсируется большим запасом кинетической энергии более тяжелого реактивного винта. Это позволит не только спокойно посадить вертолет на авторотации, но и осуществлять взлет перегруженной машины прыжком с ограниченных площадок, исключающих разбег. Например, у В-7 момент инерции НВ в пять раз больше, чем у такого же, но классического винта. Благодаря чему, только за счет снижения оборотов НВ с максимальных до нормальных вертолет В-7 при увеличении шага НВ с двойным полезным грузом мог бы взлететь на высоту 40 метров. Для тяжелых реактивных вертолетов разница в моментах инерции НВ, по сравнению с трансмиссионными, будет меньшей. Например, при диаметре НВ 50 м она снизится в 3 раза.

На двухдвигательном В-7 падение мощности двигателей из-за попадания в них выхлопных газов не наблюдалось. Увеличение числа лопастей и окружной скорости НВ приведет к большей вероятности данного явления. Наихудшим режимом полета реактивного вертолета будет висение в штиль с малым взлетным весом, когда шаг НВ равен 6╟. В этом случае ось ТРД окажется в плоскости вращения винта. Расчеты показывают, что у шестилопастного НВ край выхлопной струи с избытком температуры +70╟ будет находиться на расстоянии 1,7 м. При меньшем числе лопастей и на других режимах выхлопные струи будут удаляться от двигателей. Прорабатывая возможность создания реактивного вертолета, целесообразно сравнить ожидаемый уровень шума с трансмиссионным вертолетом. Так как экология может перечеркнуть все положительные стороны реактивного вертолета. Сравнение Ми-6 (взлетный вес 50 т), Ми-12 (взлетный вес 80 т) и тяжелого реактивного вертолета с весом 75 т с ТРД и ДТРД на лопастях показало, что основным источником шума является НВ. У реактивного вертолета уровень шума от двигателей и винта близки, а на удалении 50 м вниз и вверх у всех типов вертолетов, примерно, одинаков. Зато в кабине и фюзеляже существенно тише, что связано с удалением двигателей от фюзеляжа и отсутствием силового редуктора. Низкий уровень шума ощущался и в кабине В-7. В ней можно было свободно разговаривать. Последнее немаловажно для пассажирской машины.

Исследования показали возможность создания лопастного ТРД, работающего при 200-кратной центробежной перегрузке, открывая путь для сверхтяжелых реактивных вертолетов. Одним из вариантов такой машины может стать четырехлопастный вертолет грузоподъемностью 40 т и нагрузкой на ометаемую площадь винта не более 36 кг/м2, как у Ми-6 на висении с полной загрузкой во время крановых работ. Расчеты показывают, что у такой машины при диаметре НВ 50 м, потребная взлетная тяга ТРД составит 1600 кгс. При этом удельный вес ТРД ожидается 0,18 кг/кгс, а ДТРД - 0,25 кг/кгс при удельном расходе на рабочих оборотах НВ и взлетном режиме двигателей 1,22 и 1,05 кг/кгс час соответственно. Весовая отдача рассмотренного тяжелого реактивного вертолета окажется в пределах 67-72%. Относительный вес полезного груза на крановых работах с учетом висения с одним отказавшим двигателем увеличится с ростом числа лопастей с 35% - у двухдвигательного, до 57% - у шестидвигательного. При этом экономическая эффективность будет близка к транспортным самолетам и, что самое удивительное - к автомобилям, движущимся по бездорожью. Остается надеяться, что в перспективе такой вертолет станет действительно универсальным транспортным средством.

В апреле 1965 г. испытания В-7 на привязи вновь возобновились, но при первой раскрутке заклинило один из двигателей. Пришлось его возвращать на завод-изготовитель. Наконец, 20 сентября испытателям удалось дважды добиться устойчивого зависания. Испытания проводил механик В. А. Колосков. Висение происходило на пониженных оборотах НВ, так как в этом случае двигатели создавали меньший крутящий момент и лопасти не деформировались.

В 1965-м испытатели должны были проверить фактическую мощность на различных оборотах НВ, однако этот год стал последним в истории разработки В-7. Во время испытания на максимальных оборотах и взлетном режиме двигателей 11 ноября 1965 г. произошло разрушение почти одновременно обеих силовых установок. Как выяснилось позже, взлетные обороты АИ-7 были критическими. Компрессоры вошли в резонансные колебания и, выломав корпуса, улетели вместе с задними частями двигателей. Вертолет без повреждений плавно опустился на землю.

Конструкторы вынуждены были признать дальнейшую доводку АИ-7 бесперспективной. Свои надежды они возлагали на разработанный в ЦИАМ новый ТРД МД-3, гироскопический момент на котором уравновешивался за счет противоположного вращения компрессора и турбины. Но и этот двигатель нуждался в длительной доводке, как, впрочем, и многие другие элементы вертолета. Расход топлива при схеме с реактивным приводом несущего винта оказался значительно больше, чем ожидалось. Высок был и уровень шума. Увеличивать грузоподъемность вертолетов в 60-е годы М. Л. Миль посчитал более целесообразным путем использования многовинтовых схем с механической трансмиссией. Доводку В-7 прекратили.

В-7 является первым и единственным в мире реактивным вертолетом с ТРД на концах лопастей. Милевцы приобрели бесценный опыт в создании винтокрылых летательных аппаратов такого типа. На основе проведенных испытаний они сделали вывод о реальности постройки в будущем вертолета с ТРД на концах лопастей. Преимущества такого вертолета будут расти с увеличением его размерности.