В последующий месяц в летных испытаниях наметился явный прогресс: 29 октября экипаж опробовал машину в полете с одним работающим двигателем, утром 14 ноября совершил первый перелет на высоте 1000 м со скоростью 160-170 км/ч по маршруту Раменское – Рыбное – Раменское, а вечером того же дня Бровцев и Милютичев выполнили первую посадку на авторотации. Прогресс появился, но и вибрации остались. Летчики отмечали возбуждение резонансных колебаний пулеметной установки. Одним из последних пунктов программы заводских летных испытаний стал отстрел пулемета в режиме висения на высоте 10-15 м. 31 декабря 1952 г. Бровцев перегнал вертолет на аэродром ГК НИИ ВВС, где военным предстояло провести его Государственные испытания.
Официально заводские летные испытания завершились 15 ноября 1952 г.
Два вертолета выполнили 141 полет, налетав 36 ч 06 мин. Почти половина полетов (63 полета продолжительностью 14 ч 48 мин) была связана с исследованием вибраций. В отчете по заводским летным испытаниям зафиксировано: "Летные характеристики вертолета в основном соответствуют заданным согласно постановления СМ СССР № 3821-1749сс от 5 октября 1951 г."
Летные данные согласно Постановления – фактические
Скорость макс., км/ч 170-180 195
Дальность полета, км 400 430
Потолок практический. м 5500 5000
Бровчев и Милютичев указали, что вертолет устойчив по курсу, продольная и поперечная устойчивость близки к нейтральным; усилия на ручках нормальные (в полетных листах неоднократно встречаются записи о "тугой" ручке, но в Отчете жалобы летчиков отражения не нашли).
Заключение по заводским испытаниям было весьма благоприятным:
– Вертолет прошел Заводские испытания. На рулении более устойчив, чем одновинтовой, не имеет стремления к капотированию. На висении устойчив и хорошо управляется. Имеет большой запас мощности для маневрирования у земли. Возможен полет на одном моторе с полным полетным весом на скорости 50 км/ч со снижением со скоростью 2 м/с. Посадка на планировании (на авторотации) проблем не представляет. Вертолет доступен летчику средней квалификации. Пулеметная установка НУВ-3 полностью соответствует такти- ко-техническим требованиям, величина рассеивания при стрельбе находится в допустимых пределах. Ресурс лопасти со стыковым узлом на заклепках составляет 150 ч, в случае замены клепаного узла на клееный, ресурс может быть увеличен.
К явным недостаткам отнесли левый крен машины на разгоне и сильную тряску на скоростях порядка 40 км/ч. Оптимальная скорость полета 120-200 км/ч.
На Государственные испытания Як- 24 предъявили в последний день 1952 г., но уже 13 января их пришлось прекратить. В полете на определение режима наилучшей скороподъемности на 4-й минуте разрушился опорный подшипник переднего главного вала трансмиссии 2-го прототипа, из-за чего возник пожар. Экипаж совершил вынужденную посадку на аэродром. 19 февраля при гонке двигателей 1-го прототипа на привязи из-за потери машиной устойчивости лопнули швартовы. В кабине находился один механик. Посадить вертолет он не сумел – Як-24 рухнул на землю с высоты 3-6 м.
Второй раз, после проведения доработок (замена валов трансмиссии, опорных подшипников, проведение исследований температурных режимов подшипников), полеты по программе ГИ начались 15 апреля 1953 г. Опять – неудача: в полете 23 мая в режиме набора высоты на скорости 125 км/ч произошел обрыв тяги управления левым стабилизатором. Экипаж в составе летчиков-испытателей ГК НИИ ВВС Шишова и Бо- рошенко сумел посадить машину (вертолет № 01272301) на режиме авторотации. После обрыва тяги, "лопух" стабилизатора начал колебаться в полном диапазоне углов отклонения, вслед за ним болтаться стал и вертолет. Колебания прекратились – выключения двигателей.
Тщательное исследование сломанной тяги не выявило дефектов материала. Причину удалось установить только исследовав в аэродинамической трубе ЦАГИ поведение модели вертолета с вращающимися винтами в режиме набора высоты. В наборе высоты летчик чтобы снять нагрузку с педалей устанавливает стабилизатор на отрицательный угол атаки. Оказалось, что в таком положении на данном режиме на левой половинке стабилизатора происходит срыв потока из-за чего возникают знакопеременные нагрузки. Запас прочности тяги управления не рассчитывался на такие нагрузки. Причина разрушения выяснилась, осталось всего-навсего ее ликвидировать. Лечить болезнь решили методом проб и ошибок – серией экспериментальных полетов со стабилизатором, установленным под различными углами. Поверхности стабилизатора оклеивались шелковинками. В полете производилась киносъемка, фиксирующая поведение шелковинок, а значит и воздушного потока на стабилизаторе. По программе было выполнено 16 полетов общей продолжительностью 16 ч 30 мин. Испытания проводил старший лейтенант Милютичев.
Среди вариаций изменения формы хвостового оперения существовал и вариант с концевыми шайбами. Данный вариант дал наихудшие результаты – срыв наступал уже на скорости 120 км/ч. Наилучший – комбинация стабилизатора, установленного под углом 10 град в сочетании с измененным профилем киля (несимметричный, выгнутый к левому борту). Кроме того, была увеличена площадь крыла. После экспериментов с хвостовым оперением, коль появилось окно в Государственных испытаниях, была доработана система всасывания и охлаждения моторов. После доработки температуру цилиндров двигателей удалось полностью загнать в пределы допуска.
