Ми-8

Ми-8 — советский/российский многоцелевой вертолёт, разработанный ОКБ М. Л. Миля в начале 1960-х годов. Самый массовый двухдвигательный вертолёт в мире; входит в список самых массовых вертолётов в истории авиации. Широко используется более чем в 50 странах мира для выполнения множества гражданских и военных задач. 

Максимальная скорость: 250 км/ч

Крейсерская скорость: 225 км/ч

Дальность полета: 608 км

Масса: 6 990 кг

Длина: 25 м

Тип двигателя: Газотурбинный двигатель

Тип: многоцелевой вертолёт

Широко используется более чем в 50 странах мира для выполнения множества гражданских и военных задач. Вертолёты Ми-8, как правило, имеют двойное назначение, о чём указывается в сертификате типа; в России вертолёты, имеющие военное назначение, могут быть проданы только госкомпанией «Рособоронэкспорт», входящей в корпорацию «Ростех». Все остальные вертолёты, находящиеся в свободной продаже, имеют только гражданское назначение.

(Примечание. За полувековую историю производства вертолёта Ми-8 в его конструкцию внесено огромное количество изменений и дополнений, направленных на улучшение лётных и эксплуатационных характеристик, в связи с этим, ниже будет расписана информация, применительная в основном к широко распространённым базовым вариантам Ми-8П и Ми-8Т, при существенных отличиях от них будут оговорки. Также следует помнить, что вся информация, касательно действующих вооружений и военной техники, имеет ограничение на распространение в средствах информации, а некоторые темы имеют прямой запрет на огласку в связи с законом «О государственной тайне»).

Данный раздел написан с использованием информации из следующих открытых источников:

• Вертолёт Ми-8. Инструкция по технической эксплуатации. Книга 1. «Планер и силовая установка».
• Вертолёт Ми-8. Инструкция по технической эксплуатации. Книга 2. «Вооружение».
• Вертолёт Ми-8. Инструкция по технической эксплуатации. Книга 3. «Авиационное оборудование».
• Вертолёт Ми-8. Инструкция по технической эксплуатации. Книга 4. «Радиооборудование».
• Вертолёт Ми-8. Книга 1. «Лётно-технические характеристики»
• Вертолёт Ми-8. Книга 2. «Конструкция»

А также:

• Регламент технического обслуживания вертолёта Ми-8 в двух частях (Часть 1. «Планер и силовая установка»; часть 2. «Авиационное и радиоэлектронное оборудование») МОСКВА «ВОЗДУШНЫЙ ТРАНСПОРТ» 1993 год. С действующими изменениями и дополнениями по 20 октября 2005 года. (Издание Минтранса РФ для ГА).
• ВЕРТОЛЕТ МИ-8МТВ-1. Руководство по технической эксплуатации Ми-8МТВ-1.0000.00. РЭ. Книга 7 «Авиационное оборудование»
• Рыбкин П. Н. «Конструкция вертолёта Ми-8 (Т, МТ, МТВ. АМТ)». Учебное пособие (только для учебных целей). СПб, академия ГА, 2003 год.
• Данилов В. А. Вертолёт Ми-8 (устройство и техническое обслуживание). Москва, издательство «Транспорт», 1988 год. ISBN 5-277-00160-3

и другие.

Вертолёт Ми-8 является воздушным транспортным средством, основное его предназначение — перевозка людей и различных грузов. Вертолёт классической одновинтовой схемы с 5-лопастным несущим и 3-лопастным рулевым винтами, с двумя турбовальными двигателями, работающими на общий редуктор винта; с неубираемым трёхстоечным шасси. Максимальный взлетный вес вертолёта при любых условиях не должен превышать 12 тонн, при этом масса перевозимой полезной нагрузки до 3 тонн (4 тонны с ограничением заправки) на расстояние до 500 км. Система внешней подвески позволяет перевозить моногрузы массой до 3 тонн.

Вертолет Ми-8 имеет систему обогрева и вентиляции кабины экипажа и грузовой кабины. Установленное на нем электро-, радио-, приборное и специальное оборудование обеспечивает полеты в любое время суток и в сложных метеоусловиях.

Экипаж — три человека: командир, второй пилот и бортмеханик (борттехник).

Вертолёт выпускался в основных вариантах исполнения:

• Пассажирский Ми-8П (в том числе салонный вариант)
• Транспортный Ми-8Т (транспортно-боевой)
• Военные модификации различного назначения (со специальным оборудованием)

В пассажирском варианте вертолёта предусмотрена перевозка максимально до 28 пассажиров с багажом по 15 кг на человека (420 кг) на расстояние до 500 км. Возможно переоборудование в условиях эксплуатации пассажирского варианта в транспортный, с внутренней загрузкой груза в салон или внешней подвеской груза в пределах эксплуатационных ограничений.

Вертолёт может переоборудоваться в санитарный вариант на 12 лежачих больных на носилках и сопровождающего медика. В случае перевозки ходячих больных полная загрузка вертолёта составляет 24 человека вместе с медперсоналом.

В транспортном варианте вертолёт применяется для доставки различных грузов, кроме того предусмотрена перевозка людей, для чего применяются откидные от борта скамейки на 24 посадочных места. При необходимости возможно его переоборудование в санитарный вариант, также, как и Ми-8П.

Обе базовые модификации вертолёта имеют перегоночный вариант с увеличенной дальностью полёта, для чего в салоне (грузовой кабине) предусмотрена установка одного или двух дополнительных топливных баков.

С 1975 года выпускалась глубокая модификация вертолёта под наименованием Ми-8МТ, переделанная с учётом идеологии вертолёта Ми-14. В частности, были использованы более мощные двигатели, новый главный редуктор, рулевой винт, полностью переделана система электроснабжения и ещё ряд существенных доработок, что качественно повысило лётные и эксплуатационные характеристики.

• взлётный вес вертолёта с двигателями ТВ2-117А
• нормальный 11100 кг
• максимальный 12000 кг
• максимальная скорость полёта у земли с полётным весом 11 т — 250 км/ч
• крейсерская скорость полёта на высоте 500 метров — 225 км/ч
• максимальная высота полёта при нормальной взлётной массе — 4500 м
• дальность полёта на высоте 500 метров при нормальной взлётной массе 11,1 т с остатком топлива после посадки на 30 мин. полёта:
• с заправкой 1450 кг — 365 км
• с максимально возможной заправкой 3445 кг (два дополнительных бака в грузовой кабине) — 1305 км
• масса пустого вертолёта — 6835-7370 кг (зависит от варианта)
• длина вертолёта по законцовкам лопастей винтов — 25,244 м
• высота вертолёта по колонке НВ — 4,73 м
• стояночный угол вертолёта по строительной горизонтали — +3°42′
• клиренс — 0, 445 м
• колея шасси — 4,5 м
• база шасси — 4,258 м

Вертолет Ми-8 состоит из следующих сборочных единиц, устройств и систем:

• фюзеляжа
• стабилизатора
• капота
• взлетно-посадочных устройств
• несущего и хвостового винтов
• силовой и вентиляторной установок
• трансмиссии
• управления вертолетом и автопилота
• гидравлической системы
• воздушной системы
• противообледенительной системы
• системы отопления и вентиляции кабин
• устройства для внешней подвески груза и бортовой стрелы
• электро-, радио- и приборного оборудования.
• система пожаротушения.

Является основным силовым агрегатом конструкции и представляет собой цельнометаллический полумонокок переменного сечения с гладкой работающей обшивкой. Фюзеляж имеет три конструктивных разъёма и делится на:

• носовую часть;
• центральную часть;
• хвостовую балку;
• концевую балку с обтекателем.

Силовой набор фюзеляжа состоит из шпангоутов, стрингеров, продольных балок, усиливающих профилей, гладкой работающей обшивки и пола. Бортовые панели выполнены из штампованных жесткостей, профилей и дуралюминовой обшивки. Потолок выполнен из штампованных жесткостей, продольного и поперечного набора, профилей, диафрагм и обшивки. Пол состоит из набора шпангоутов, стрингеров, продольных балок, усиливающих профилей и диафрагм, а сверху и снаружи к нему приклепаны настил пола и обшивка из дуралюминовых листов.

Все шпангоуты вертолёта, кроме стыковочных, составные, и состоят из верней, двух боковых и нижней частей.

В качестве конструкционных материалов фюзеляжа использованы дюралевые сплавы Д16АТ, В95, АК6, АК8, МЛ5Т, стали 30ХГСА и 30ХГСНА.

Носовая часть фюзеляжа представляет собой отсек для размещения экипажа — кабину. Каркас от шпангоута № 1Н до шпангоута № 5Н. Шпангоут 5Н является перегородкой, разделяющей кабину экипажа и грузовой отсек, со встроенной дверью. В передней части кабины находится каркас фонаря с остеклением. Лобовые стёкла лётчиков выполнены из триплекса с системой электрообогрева, остальные из ориентированного органического стекла. Правый и левый блистеры — сдвижные, и имеют механизм аварийного сброса крышек. Сверху в потолке кабины имеется эксплуатационный люк для выхода на вертолёт, открываемый наружу-вверх.

Между шпангоутами 4Н и 5Н расположены короба для размещения аккумуляторных батарей.

Внутренне пространство кабины включает рабочие места с двумя креслами лётчиков и откидное сидение борттехника в проёме входной двери. Установлены спаренные органы управления вертолётом в виде двух ручек продольно-поперечного управления, двух ручек общего шага, двух рычагов останова и два поста (установки) педалей путевого управления. У командира дополнительно имеется ручка тормоза НВ и рычаги раздельного управления двигателями. Органы управления, контроля и индикации расположены на двух приборных досках пилотов, среднем пульте (между креслами), верхнем электропульте, состоящем из: правой и левой панелей АЗС; левой, средней и правой панелей; левого и правого электрощитка; левой и правой боковых панелей.

Центральная часть фюзеляжа представляет собой отсек грузовой кабины с каркасом, шпангоуты №1 — №23. Шпангоуты №1 и №23 — стыковочные, шпангоуты №№ 3А, 7, 10, 13 — силовые. Грузовая кабина заканчивается двустворчатым грузовым люком. Слева и справа в бортовых панелях имеется по пять кругло-выпуклых окон из оргстекла. На левом борту между шп. №№ 1-3 имеется проём под сдвижную входную дверь клёпанной конструкции, с механизмом аварийного сброса.

Над шпангоутами №№ 1-10 находится двигательно-редукторный отсек вертолёта. За шпангоутом №10 начинается надстройка, плавно переходящая в хвостовую балку. В надстройке между шпангоутами 10-13 находится расходный топливный бак.

Хвостовая балка состоит из каркаса с продольно-поперечным набором (17 шпангоутов и 26 стрингеров) и обшивки, и имеет форму усеченного конуса длиной 5,44 метра. Внутри балки проходит вал трансмиссии рулевого винта, также там находится часть электро и радио оборудования вертолёта.

Концевая балка предназначена для выноса оси вращения рулевого винта в плоскость вращения несущего винта, с целью уравновешивания моментов сил относительно продольной оси вертолёта. Концевая балка состоит из килевой балки и обтекателя. Силовой набор включает 9 шпангоутов, 1 лонжерон и стрингеры. Ось балки имеет излом по отношению к оси на угол 43°10′. Внутри балки находится промежуточный редуктор и хвостовой редуктор РВ.

Стабилизатор с фиксированным углом установки -6° (относительно продольной оси) находится на хвостовой балке вертолёта. Он предназначается для улучшения характеристик продольной устойчивости и управляемости вертолёта, а также эффективности перехода несущего винта на режим самовращения при отказе двигателей.

Состоит из двух симметричных половин. Каждая половина состоит из силового набора, включающего лонжерон и семь нервюр. Лобовая обшивка и законцовки стабилизатора выполнены из дюраля, остальная обшивка из стеклоткани АМ-100-ОП. Профиль стабилизатора — NACA-0012. Для гашения вибраций к передней части каждой нервюры №7 приклёпан балансировочный груз массой 0,2 кг.

Конструкция стабилизатора предусматривает дополнительную регулировку установочного угла на земле в пределах ± 12°, для чего на носке нервюры №1 на каждой половине стабилизатора приклёпана скоба с серьгой.

Капот.

На вертолёте в верхней части фюзеляжа установлен съёмный капот, закрывающий моторный и редукторный отсеки, в которых находятся: двигатели, главный редуктор, вентилятор, агрегаты вертолёта.

С целью повышения живучести вертолёта подкапотное пространство разделяется двумя противопожарными перегородками на отсек левого и отсек правого двигателей, а также на редукторный отсек и концевой отсек.

Откидные крышки капотов используются в качестве трапов для подхода к двигателям и агрегатам при наземном обслуживании вертолёта.

Взлётно-посадочные устройства.

К ВПУ относится неубираемое трёхстоечное шасси и хвостовая опора.

Включает две основные стойки пирамидального типа и переднюю стойку. Все стойки снабжены газо-масляными амортизаторами, заряжаемые газообразным азотом под давлением и гидравлическим маслом АМГ-10. На основных стойках установлено по одному тормозному колесу КТ-97/3 размером 865х280 мм, давление зарядки колеса воздухом 5,5-6,0 кг/см3. На передней стойке смонтировано два парных нетормозных колеса К2-116 размером 595х185 мм, колёса самоориентирующиеся. Давление воздуха в пневматиках — 4,5-5,0 кг/см3.

Тормоза колёс на основных стойках — барабанные, двухколодочные, с пневматическим приводом (приблизительно также как и на автомобиле, в авиации так обычно не делают).

Хвостовая опора предназначена для защиты рулевого винта от повреждения при посадке вертолёта с большим углом кабрирования. Включает два подкоса с гидравлическим амортизатором и пяту.

Силовая установка вертолёта включает два турбовальных двигателя, работающих на общую нагрузку, а также системы и устройства, обеспечивающих их работу (топливная система, масляная система, система охлаждения и т.д.). При эксплуатации вертолёта в условиях грунтовых площадок, пустынной или степной местности, для уменьшения износа двигателей предусмотрена установка пылезащитного устройства ПЗУ.

На старых модификациях вертолётов устанавливались двигатели ТВ2-117 взлётной мощностью 1500 л.с. (см. отдельную статью):

• ТВ2-117 — первоначальный вариант двигателя для вертолёта Ми-8
• ТВ2-117А — основной вариант двигателя для вертолёта Ми-8
• ТВ2-117АГ — улучшенный двигатель с графитовым уплотнением подшипников, до этого варианта дорабатывались все двигатели ТВ2-117А.

Начиная с модификации «МТ» на вертолёт начали устанавливать более мощные двигатели ТВ3-117 (см. отдельную статью):

• ТВ3-117ВМ — двигатель для модификации МТ и более поздних, в производстве с 1977 года.
• ТВ3-117ВМ серии 2 — двигатель для гражданской модификации МТ и более поздних, а также экспортных вертолётов Ми-17. В серии с 1993 года.

Оба двигателя установлены попарно-симметрично на потолочной панели центральной части фюзеляжа. Каждый двигатель крепится в районе компрессора четырьмя стойками к потолочной панели, а в задней части — посредством сферической опоры к главному редуктору.

Некоторые параметры двигателя ТВ2-117А на различных режимах работы:

• мощность двигателя на режиме малого газа, л.с. — ..., при оборотах ротора турбокомпрессора — 64 %
• мощность двигателя на крейсерском режиме, л.с. — 1000-20, при оборотах ротора турбокомпрессора — 94,5 %
• мощность двигателя на номинальном режиме, л.с. — 1200-24, при оборотах ротора турбокомпрессора — 96,0 %
• мощность двигателя на взлётном режиме, л.с. — 1500-30, при оборотах ротора турбокомпрессора — 98,5 %

На старых модификациях вертолётов с двигателями ТВ2-117(А, АГ) раскрутка двигателей при запуске производится от электрических стартер-генераторов на двигателях, с питанием от аккумуляторных батарей или внешнего аэродромного источника тока. На вертолётах модификации Ми-8МТ и более поздних с двигателями ТВ3-117, для раскрутки каждого двигателя при запуске применяется пневмостартёр, питающийся от источника сжатого воздуха в виде вспомогательной силовой установки АИ-9 (см. отдельную статью), установленной поперечно в агрегатном отсеке вертолёта.

Запуск двигателей без дополнительного подогрева разрешён при температуре до -30 С°. Время запуска двигателя ТВ2-117 от бортовых аккумуляторных батарей составляет не более 50 сек, при этом заброс температуры газов не более 600 С°. Двигатель(и) прогревается на режиме малого газа до температуры масла в двигателе +30С°, после чего возможно выведение на повышенные режимы работы. Время перехода двигателя из режима малого газа на взлётный режим (приёмистость двигателя) составляет 15 сек.

Двигатель ТВ2-117 (ТВ3-117) имеет собственную замкнутую маслосистему под давлением. В качестве моторного масла применяется отечественное синтетическое моторное масло Б-3В или его зарубежные аналоги типа Castrol 98, Turbonycoil 98, Mobil Jet Oil II, ЛЗ-240, с соответствующими ограничениями. Масло Б-3В производится по ТУ 38.101295‑85 изм. 1‑10 на основе жирных кислот и группы сложных эфиров пентаэритрита с добавлением присадок, производитель - нефтезавод завод им. Шаумяна, г. С-Петербург.

Некоторые ограничения по эксплуатации двигателей ТВ2-117А:

• допустимое время работы двигателя на крейсерском режиме — не ограничено
• допустимое время работы двигателя на взлётном режиме — 6 мин
• время работы двигателя на взлётном режиме в полёте при отказе одного двигателя — 60 мин
• допустимая температура газов — не более 875 С°

Основные данные ВСУ АИ-9В:

• Полное давление отбираемого воздуха, не менее: 2,4 кгс/см3
• Количество отбираемого воздуха: 0,38 кг/с
• Температура отбираемого воздуха не менее 130 С°
• Номинальная частота вращения турбины: 38500 ± 500 об/мин
• Температура газов за турбиной не более 720 С°, допустимый заброс при запуске не более 850 С°
• Расход топлива, не более: 75 кг/ч
• Режим работы — три последовательных отбора воздуха на запуск
• Время непрерывной работы не более 13 мин
• Сухая масса: 45 кг

Двигатель АИ-9В питается топливом из магистрали правого двигателя.

Вентиляторная установка предназначена для охлаждения масла в маслосистемах двигателей и главного редуктора; продува генераторов постоянного и переменного тока; охлаждения гидронасосов и воздушного компрессора. Включает собственно вентиляторную установку — крыльчатку с приводом от карданного вала, два воздушно-масляных радиатора, систему воздухопроводов. Производительность вентилятора при температуре воздуха +40°С составляет не менее 4,61 м³/сек.

Общие сведения о трансмиссии вертолёта.

Трансмиссия служит для передачи мощности двигателей на несущий и рулевые винты.

Основными агрегатами трансмиссии вертолёта Ми-8 являются:

• Главный редуктор ВР-8А (для Ми-8Т) или ВР-14 (для Ми-8МТ и его модификаций)
• Промежуточный редуктор ПР-8;
• Хвостовой редуктор ХР-8;
• Хвостовой вал трансмиссии;
• Вал привода вентилятора;
• Тормоз несущего винта

Главный редуктор

Крутящий момент от двигателей передаётся через две муфты свободного хода на понижающий главный редуктор. Главный редуктор (ГР) служит для передачи крутящего момента на несущий и рулевой винт и приводы агрегатов вертолёта. В полёте частота вращения несущего винта и всех механически приводимых от редуктора агрегатов неизменна и стабилизирована автоматикой двигателей. Несущий винт в полёте вращается с частотой 192±2 об/мин, что соответствует показаниям по прибору 95,3 %. Для смазки агрегатов редуктора применяется синтетическое моторное масло Б-3В.

Основные ТТХ редуктора ВР-8А:

• частота вращения входных валов, об/мин — 12000
• частота вращения вала несущего винта на режиме малого газа, об/мин — 45±10
• частота вращения вала несущего винта на номинальном режиме, об/мин — 192±2
• количество масла в редукторе макс. — 32 литра (мин. доп. — 24 литра)
• сухая масса редуктора — 785 кг.

Главный редуктор установлен наверху фюзеляжа в редукторной раме, состоящей из восьми подкосов, образующих V-образные вилки. Рама крепится к силовым шпангоутам грузовой кабины № 7 и № 10. ГР состоит из картера, двух муфт свободного хода, привода вала несущего винта, привода вала рулевого винта и проводов агрегатов. ГР имеет собственную автономную систему смазки под давлением. Масляная система редуктора состоит из масляного агрегата, состоящего из трех секций (одна нагнетающая и две откачивающие) насоса, масляных фильтров, жиклеров, форсунок. Масляным баком системы служит поддон редуктора.

Промежуточный редуктор ПР-8 предназначен для изменения направления оси вращения хвостового вала трансмиссии на угол 45° в соответствии с конструкцией хвостовой балки вертолёта. Редуктор имеет редукцию 1/1, частота вращения валов составляет 2589 об/мин. Он установлен внутри концевой балки на шпангоуте №3. Масса редуктора 24,4 кг. Для смазки применяется маслосмесь из масла ТСгип и жидкости АМГ-10, в количестве 1,6 литра.

Хвостовой редуктор ХР-8 предназначен для привода рулевого винта вертолёта. Основные ТТХ редуктора ПР-8:

• передаточное отношение — 2,303
• номинальная частота вращения ведущего вала, об/мин — 2589
• номинальная частота вращения ведомого вала, об/мин — 1124
• масса редуктора — 58,7 кг

В редуктор заливается маслосмесь из масла ТСгип и жидкости АМГ-10 в объёме 1,7 л

Хвостовой вал трансмиссии состоит из 4-х шарнирных и двух жёстких частей. Такая конструкция вала рассчитана на изгиб и деформации хвостовой балки вертолёта, возникающие в полёте.

Тормоз несущего винта предназначен для сокращения времени выбега винта после выключения двигателей, для фиксации винта от самопроизвольного проворачивания на стоянке и для некоторых видов работ при обслуживании вертолёта. Тормоз колодочного типа с механическим приводом, установлен на корпусе привода рулевого винта главного редуктора.

Несущий винт (НВ) предназначен для создания подъёмной силы, движущей силы, а также для создания моментов продольного и поперечного управления вертолётом. Это один из самых ответственных и технически сложных узлов вертолёта.

Винт состоит из втулки винта и пяти лопастей. На втулке винта имеются горизонтальные, вертикальные и осевые шарниры, также втулка снабжена гидравлическими демпферами. Горизонтальные шарниры обеспечивают маховые движения лопастей вверх-вниз, вертикальные позволяют лопастям совершать колебания в плоскости вращения винта, осевые шарниры предназначены для изменения углов установки лопастей.

Сверху втулки винта установлен кольцевой токосъёмник, позволяющий передавать электроэнергию бортовой сети на нагревательные элементы противообледенителей лопастей.

Лопасти винта цельнометаллические, имеют систему контроля повреждения лонжерона и систему обогрева передней кромки от бортовой электросети. Все лопасти комплекта винта конструктивно одинаковые, имеют прямоугольную в плане форму. Лопасть состоит из лонжерона сложной формы, 21 концевого отсека, стального наконечника, противовесов и концевой части. Профиль лопасти — NACA-230, с переменной толщиной по размаху лопасти. Каждая лопасть имеет линейную геометрическую крутку 5°.

Лонжерон лопасти изготовлен из прессованного алюминиевого сплава АВТ-1 и представляет собой пустотелую балку со стальным комлевым наконечником. На передней части лонжерона наклеен электрический нагревательный элемент противообледенительной системы. Внутренняя полость лонжерона закачивается сжатым воздухом до давления 0,015 МПа. В случае разгерметизации лонжерона, то есть любого нарушения его целостности, на лопасти (в районе её комля) срабатывает встроенный индикатор разрушения лонжерона, представляющий собой сильфон с индикаторным колпачком, внутрь которого закачан гелий под давлением 0,105÷0,11 МПа. При превышении давления в сильфоне относительно давления в лонжероне индикатор красного цвета выталкивается давлением гелия.

С целью получения нужной поперечной центровки лопасти, в носке лонжерона между отсеками 18÷22 установлен противовес, состоящий из восьми стальных, покрытых резиной брусков массой до 1 кг каждый.

Хвостовые отсеки лопасти состоят из обшивки из авиаля, сотового заполнителя из алюминиевой фольги, двух боковых нервюр из авиаля и хвостового стрингера из текстолита, склеенных меж собой по специальной технологии.

На законцовке каждой лопасти установлена белая лампа контурного огня под плексигласовым обтекателем.

Основные технические данные несущего винта:

• угол установки лопастей максимальный — 14°30′
• угол установки лопастей минимальный — 1°
• максимальный угол взмаха лопасти — 25°±30′
• диаметр винта — 21, 288 м
• диаметр втулки — 1744 мм
• масса втулки — 640 кг
• масса комплекта лопастей — 700 кг

Рулевой винт (РВ) вертолёта предназначен для уравновешивания вращающего момента несущего винта в прямолинейном полёте, и для управления вертолётом в канале рысканья (разворотом). Винт трёхлопастной, изменяемого шага, реверсивный, установлен справа (по полёту). Диаметр вращающегося винта составляет 3,908 м. Управление шагом винта производится педалями путевого управления.

Винт состоит из втулки с кардановым подвесом и трёх лопастей. Конструкция цельнометаллической лопасти РВ в основном повторяет конструкцию лопасти НВ. Профиль лопасти — NACA-230М, без геометрической крутки.

На вертолётах Ми-8МТ, МТВ, АМТ слева (по полёту) установлен винт 246. 3925.000, с лопастями увеличенной хорды (305 мм)

Система управления предназначена для управления вертолётом путем изменения его балансировочного положения относительно трёх пространственных осей по курсу, крену и тангажу (см. статью Связанная система координат), и осуществляется путём изменения величины и (или) направления силы тяги несущего винта и изменения силы тяги рулевого винта.

Изменение величины полной аэродинамической силы несущего винта осуществляется изменением общего шага винта, т.е. одновременным поворотом всех лопастей на одинаковый угол установки при помощи ручки «шаг-газ».

Изменение направления полной аэродинамической силы несущего винта осуществляется наклоном плоскости вращения тарелки автомата перекоса, в результате чего происходит циклическое изменение углов установки шага лопастей несущего винта в зависимости от их азимутального положения. Управление наклоном тарелки автомата перекоса осуществляется с помощью ручки продольно-поперечного управления. Автомат перекоса установлен сверху главного редуктора НВ и жёстко прикреплён к картеру редуктора.

Автомат перекоса (см. отдельную статью) вертолёта Ми-8 состоит из:

• направляющей
• ползуна
• кронштейна
• внутреннего и наружного колец
• тарелки автомата перекоса
• тяги поворота лопастей
• рычага общего шага и поворота тарелки
• качалок продольного и поперечного управления

Объединённое управление общим шагом несущего винта и двигателями. При перемещении ручки «шаг-газ» вверх увеличивается общий шаг несущего винта и одновременно увеличивается мощность двигателей. Автоматическое поддержание оборотов несущего винта осуществляется регулятором оборотов свободной турбины РО-40М и синхронизатором оборотов СО-40. Также возможно отдельное управление рычагами подачи топлива на насосах-регуляторах НР-40В, как одновременно на обоих двигателях, так и раздельно для каждого.

На земле для запуска и прогрева двигателей на режиме малого газа рукоятка коррекции на ручке «шаг-газ» находится в крайнем левом положении, что соответствует оборотам МГ в районе 63÷66%. На рулении и во время всего полёта рукоятка устанавливается к крайнее правое положение, соответствующее автоматическому поддержанию частоты вращения НВ.

Управление тягой рулевого винта осуществляется изменением общего шага винта с помощью педалей путевого управления.

Для управления вертолётом используется схема с необратимыми гидроусилителями, для имитации усилий лётчику установлены пружинные загрузочные механизмы с электромагнитными тормозами. Проводка от органов управления к исполнительным механизмам смешанного типа, включает жёсткие трубчатые тяги и тросы управления. 

В системе продольно-поперечного управления установлены гидроагрегаты КАУ-30Б (комбинированный агрегат управления, 3 шт.) в управлении несущим винтом и один РА-60Б (рулевой агрегат) в управлении рулевым винтом (на Ми-8МТВ — четыре КАУ-115М). Гидроусилители одновременно выполняют роль силовых элементов автопилота.

Автопилот. Ми-8 оборудован четырёхканальным электрическим автопилотом АП-34Б, обеспечивающим стабилизацию крена и тангажа, направления, а также барометрической высоты полёта. Более полная информация об автопилоте будет ниже (в разделе «Электро- радио- и приборное оборудование»).

На вертолётах Ми-8МТ, МТВ, АМТ в системе путевого управления дополнительно установлена система подвижного упора управления СППУ-52, автоматически ограничивающая перемещение педалей путевого управления и шаг винта в зависимости от плотности наружного воздуха (температуры и давления).

Гидравлическая система состоит из основной и дублирующей гидросистем.

Основная система обеспечивает функционирование:

• агрегатов управления вертолётом (РА-60Б управления рулевым винтом, КАУ-30Б общего шага несущего винта, двух КАУ-30Б продольного и поперечного управления);
• гидроцилиндров управления фрикционом «ШАГ-ГАЗ», переменным упором в продольном управлении вертолётом, (управления «форсажем» двигателей для вертолётов модификации «МТ») включается раздельными электромагнитными кранами ГА-192.

Дублирующая гидросистема обеспечивает питание гидроусилителей управления в случае выхода из строя основной системы.

Давление в каждой системе создаётся отдельным насосом НШ-39М, установленным на главном редукторе. Давление регулируется в пределах 45±3 … 65+8-2 кгс/см2 автоматами ГА-77В разгрузки насосов, поддерживается гидроаккумуляторами — двумя в основной системе и одним в дублирующей. Рабочая жидкость — гидравлическое масло АМГ-10 (ГОСТ 6794-75 с изм.1-4) в количестве 22 литра.

Так как гидронасосы установлены на главном редукторе, то давление в гидросистеме вертолёта будет сохранятся при посадке вертолёта на авторотации при неработающих двигателях.

Воздушная система вертолёта предназначена для торможения колёс на основных стойках шасси. Также система позволяет подкачивать камеры колёс в полевых условиях через зарядный клапан с помощью специального приспособления. В качестве воздушных баллонов емкостью по 10 литров используются внутренние полости двух подкосов главных стоек шасси. Сжатый воздух с номинальным давлением 50 кг/см3 закачивается в баллоны от наземной зарядной станции, в полёте давление в системе поддерживается с помощью поршневого компрессора АК-50Т, установленного на главном редукторе.

Топливная система предназначена для размещения необходимого количества топлива на борту вертолёта и бесперебойной его подачи к насосам-регуляторам двигателей на всех режимах и высотах, а также для подачи топлива в керосиновый обогреватель КО-50.

На типовом варианте вертолёта Ми-8 имеется:

• два т.н. подвесных топливных бака снаружи по бортам грузовой кабины. Баки изготавливаются в двух вариантах: нормальные и увеличенной вместимости
• расходный топливный бак
• один или два дополнительных топливных бака, которые при необходимости монтируются в салоне (грузовой кабине) вертолёта.

Все топливные баки сварной конструкции изготовлены из материала АМЦА-П. Подвесные баки крепятся лентами по бокам фюзеляжа вертолёта. Расходный бак установлен в верхней части фюзеляжа за редукторным отсеком. Дополнительные баки устанавливаются в грузовой кабине, в случае установки только одного бака он монтируется вдоль левого борта.

Заправочная ёмкость топливной системы:

• расходный бак — 415 литров
• левый подвесной бак — 745 литров (1140 литров для бака повышенной ёмкости)
• правый подвесной бак — 680 литров (1030 литров для бака повышенной ёмкости)
• дополнительный бак в г/кабине (один) — 915 литров

Перекачка топлива из подвесных баков в расходный осуществляется перекачивающими электроприводными насосами ЭЦН-75 (ЭЦН-91Б), по одному насосу в каждом баке. Подача топлива к двигателям производится из расходного бака двумя подкачивающими электроприводными насосами ПЦР1 или ЭЦН-40, на вертолётах Ми-8МТ, МТВ установлен один насос 463Б.

Количество топлива в расходном и подвесных баках контролируется топливомером СКЭС-2027А. Аварийный остаток топлива по сигнализатору в расходном баке - 270 литров. Применяемое топливо — Т-1, ТС-1, Т-2.

Противопожарная система (ППС) предназначена для обнаружения, сигнализации и тушения пожара в защищаемых отсеках:

• левого и правого двигателей;
• керосинового обогревателя КО-50;
• главного редуктора, расходного бака и двигателя АИ-9В (при наличии).

Система состоит из двух комплектов систем сигнализации о пожаре ССП-ФК с 36 датчиками пожарной сигнализации ДТБГ (на Ми-8МТ, МТВ может быть установлена система ССП-2А с 42 датчиками ДПС); системы пожаротушения, состоящей из четырех баллонов ОС-2 с составом «Фреон 114В2» (на Ми-8 МТ, МТВ два баллона УБШ-4-4), двух блоков электромагнитных кранов, обратных клапанов, подводящих трубопроводов и распылительных коллекторов.

Система пожаротушения срабатывает в две очереди: первая очередь срабатывает автоматически, вторая очередь включается вручную в кабине экипажа. Также на вертолёте имеются два переносных углекислотных огнетушителя.

Противообледенительная система (ПОС) предназначена для защиты от обледенения лопастей несущего и рулевого винтов, двух передних стёкол кабины экипажа, входных устройств двигателей, пылезащитных устройств двигателей (ПЗУ). В качестве датчика обледенения используется радиоизотопный сигнализатор РИО-2М (или РИО-3), установленный во входном туннеле правого двигателя. ПОС работает как в автоматическом, так и в ручном режимах.

Обогрев лопастей винтов и стёкол кабины экипажа — электротеплового действия. Лопасти НВ, РВ, передние стёкла и ПЗУ получают питание от генератора переменного тока СГО-30У. В связи с большой мощностью нагревательных элементов лопастей винтов, превышающей отдаваемую мощность генератора, применяется их поочерёдное включение по программе с помощью программного механизма ПМК-21.

Передние стёкла лётчиков запитаны через автотрансформатор АТ-8-3. Температура стекла в пределах 25-35 градусов поддерживается электронным терморегулятором ТЭР-1М.

Обогрев обтекателей воздухозаборников и входных устройств двигателей — воздушно-теплового (горячим воздухом от компрессоров двигателей), а обогрев ПЗУ — смешанный (часть узлов обогревается горячим воздухом, а другая часть имеет электрообогрев).

Система отопления и вентиляции предназначена для:

• подачи подогретого или атмосферного воздуха в кабину экипажа и в грузовую кабину для поддержания в них нормальных температурных условий;
• обдув передних стёкол и блистеров кабины экипажа;
• обогрев сливного крана дренажного бачка.

Для подогрева воздуха используется керосиновый обогреватель КО-50, установленный с внешней стороны правого борта вертолёта в обтекателе, являющимся продолжением правого подвесного топливного бака. Для нормальной циркуляции воздуха в салоне вертолёта на задней стенке шпангоута №16 имеется вытяжной вентилятор ДВ-1КМ, отсасывающий воздух из вертолёта за борт.

Керосиновый обогреватель КО-50 работает по принципу подогрева прогоняемого потока воздуха в калорифере, нагреваемом факелом горящего керосина (по похожему принципу работают предпусковые подогреватели на грузовых автомобилях, аналогично устроена отопительно-вентиляционная установка ОВ-65/ОВ-95). Обогреватель имеет три основных режима работы: вентиляция, обогрев ручное и обогрев автомат, в последнем случае электронный блок управления автоматически поддерживает выбранную температуру в кабине вертолёта в пределах от +10 до +30 градусов Цельсия. Отопитель питается керосином из расходного бака вертолёта, расход керосина ~ 8,7 кг в час.

При эксплуатации пассажирского варианта вертолёта в жарком климате, на борт вертолёта возможна установка двух бортовых фреоновых кондиционеров изд. 2411. Всё оборудование этих кондиционеров размещается в обтекателе на месте демонтированного обогревателя КО-50, два испарителя устанавливаются в пассажирском салоне на багажных полках справа и слева.

Кислородное оборудование предназначено для питания кислородом экипажа при полётах на высотах до 6000 м (максимально допустимая по РЛЭ высота полёта для вертолёта), а также раненых и больных при полётах на любых высотах.

Средства подъёма и перевозки грузов, такелажное оборудование.

На вертолёте возможна перевозка грузов на внешней подвеске массой до 3000 кг, для чего в комплект поставки входят четыре грузовых стропа по 4 метра, замок ДГ-64М, электролебёдка ЛПГ-150(М), узлы крепления строп, ограждение подвески, крюк с вертлюгом и др. оборудование. Для определения веса груза применяется весоизмерительное устройство. Устройство внешней подвески крепится к потолку грузовой кабины на силовые шпангоути №7 и №10, в полу вертолёта имеется люк с системой роликов для прохода троса.

Также на вертолёте предусмотрена установка бортовой стрелы с электролебёдкой ЛПГ-2 или ЛПГ-150М над входной дверью. Данное устройство позволяет загружать в вертолёт грузы массой до 150 кг как при стоянке на земле, так и при висении вертолёта на небольшой высоте. Длина полностью выпушенного троса лебёдки — 40 метров.

Такелажное оборудование предназначено для погрузки, швартовки и выгрузки различных грузов. В комплект оборудования входит полиспаст с лебёдкой ЛПГ-150М, швартовочное тросы, кольца, серьги с роликами, сетки, перекидные тросы, колодки и трапы. Для хранения такелажно-швартовочного оборудования на стоянке с вертолётом поставляется специальный контейнер.

Электрооборудование

Электрооборудование вертолета объединяет систему электроснабжения, распределительную сеть и потребители электрической энергии.

На вертолётах с двигателями ТВ2-117 основной системой электроснабжения является система постоянного тока на 27 вольт.

На вертолете имеется пять распределительных шин:

• две генераторные, питающиеся каждая от своего генератора;
• аккумуляторная, питающаяся от аккумуляторных батарей;
• двойного питания, питающаяся или от левого, или от правого генератора;
• шина питания от аккумуляторов, которая нормально питается от аккумуляторной шины, а в аварийных случаях - от шины двойного питания. К этой шине подключены потребители, без которых невозможно безопасное завершение полёта.

Источники энергии:

• два стартёра-генератора ГС-18ТО (ГС-18МО, ГС-18ТП), установленные по одному на каждом из двигателей. В стартерном режиме генератор раскручивает двигатель при запуске, в генераторном отдаёт энергию в бортовую сеть. Мощности одного генератора достаточно для питания всех потребителей на вертолёте.
• шесть свинцовых аккумуляторных батарей 12САМ-28. Емкости аккумуляторов достаточно для питания потребителей на земле, а также для автономного запуска одного двигателя. Вместо отечественных аккумуляторов могут устанавливаться четыре никель-кадмиевые импортные батареи типа 2506А-2 фирмы SAFT.
• бортовые разъёмы аэродромного питания, для подключения внешних источников электроэнергии

Оба генератора работают параллельно на общую сеть, аккумуляторные батареи работают в буфере с генераторами. Сеть постоянного тока однопроводная, с минусом на корпусе вертолёта.

Также на вертолёте имеется система однофазного переменного тока напряжением 208 вольт с частотой 400 герц. Источником электроэнергии служит установленный на главном редукторе генератор переменного тока СГО-30У.

Вторичная сеть переменного тока на однофазное напряжение 115 вольт питается от сети 208 вольт через силовой понижающий трансформатор ТС/1-2, или от электромашинного преобразователя ПО-750А. Напряжением 115 вольт запитан ряд систем радио- и навигационного оборудования.

От сети 115 вольт ток через понижающий трансформатор Тр-115/36 преобразуется в однофазное напряжение 36 вольт, необходимое для питания приборов контроля двигателей и трансмиссии.

Также на вертолёте имеется трансформатор 115/7.5, который служит для питания специальных лампочек на законцовках лопастей НВ — контурных огней. Напряжения питания этих ламп составляет 7,5 вольт.

Для питания трёхфазным переменным током 36 В автопилота, авиагоризонтов и курсовой системы на вертолёте установлено два электромашинных преобразователя ПТ-500Ц, основной и резервный, которые работают от первичной сети постоянного тока 27 вольт.

При запуске первого двигателя его стартёр-генератор питается от шести бортовых аккумуляторных батарей 12САМ-28 (стартёрная авиационная моноблочная ёмкостью 28 Ач) напряжением 24 В, второго двигателя — от стартёр-генератора уже запущенного двигателя и трёх аккумуляторов. Четыре аккумулятора установлены в пилотской кабине под этажерками электро- и радиооборудования, по два с каждой стороны, остальные два за пилотской кабиной в грузовой кабине, в пассажирском варианте в задней части за перегородкой салона. Несмотря на относительно небольшую ёмкость, они способны обеспечить 5 запусков двигателей подряд на земле и в воздухе на высотах до 3000 м, при этом отдают ток 600—800 ампер, при работе двигателей заряжаются от генераторов постоянного тока и автоматически выключаются при достижении номинальной ёмкости или включаются при падении напряжения в бортовой сети (при отказе генераторов) при помощи дифференциально-минимальных реле ДМР-600Т, системы контроля работы генераторов.

На вертолётах с двигателями ТВ3-117 бортовая сеть организована иначе. Первичной системой электроснабжения является сеть переменного тока, состоящая из двух независимых друг от друга каналов: канала генератора № 1 (задний по полету) и канала генератора № 2 (передний по полету), работающих раздельно каждый на свои шины, размещенные в отдельных распределительных устройствах. Источником электроэнергии в каждом канале является генератор СГС-40ПУ (ГТ40ПЧ8) мощностью 40 кВт, который работает совместно с комплектом аппаратуры защиты, включения и регулирования. Генераторы установлены на редукторе НВ.

Для понижения питающего напряжения на вертолёте установлены силовые трансформаторы:

• один ТС/1-2 мощностью 2 кВт на напряжение 115 вольт
• однофазный трансформатор ТР-115/36 (два — основной и резервный) на 36 вольт
• трёхфазный трансформатор ТС310С04Б мощностью 1 кВт, на 36 вольт

Система постоянного тока 28 вольт вторичная. Напряжение в сеть выдают три выпрямительных устройства ВУ-6А. Все три выпрямительных устройства подключены параллельно к общей шине, связанной комплексным аппаратом ДМР-200Д с шиной аккумуляторов.

Аварийные источники энергии:

• 2 аккумуляторных батареи 12САМ-28 или 20НКБН-28 (для запуска ВСУ и аварийного питания сети).
• стартёр-генератор СТГ-3, который может при запущенной ВСУ выдавать в бортсеть напряжение 27 вольт мощностью 3 кВт в течение не более 30 минут
• электромашинные преобразователи ПО-500А, ПТ-200Ц или полупроводниковый статический преобразователь ПТС-800БМ.

В случае обесточивания основной системы электроснабжения в полёте аварийные источники обеспечивают питание бортовых систем первой категории в течение 20-25 мин, при одновременной работе на сеть аккумуляторов и стартер-генератора АИ-9В.

Питание бортовой сети вертолёта на земле при неработающих двигателях осуществляется через розетки аэродромного питания ШРАП-500 и ШРАП-400-3ф от наземного агрегата АПА-50М, АПА-5, АПА-50, АПА-35 (в зависимости от вида используемого напряжения).

Светотехническое оборудование вертолета включает:

• аэронавигационное оборудование и огни внешней световой сигнализации: БАНО-45 (или БАНО-64), ХС-39 (ХС-62), проблесковый маяк МСЛ-3 (один или два), строевые огни ОПС-57, контурные огни
• посадочно-рулежное оборудование: две фары типа ФПП-7(М) (по 450 Вт каждая) или посадочно-рулёжные фары МПРФ-1А
• оборудование для освещения приборов и кабины экипажа;
• оборудование для освещения пассажирского салона и служебных помещений (для пассажирского варианта вертолета);
• оборудование для освещения грузовой кабины (транспортного варианта вертолета);
• оборудование внутривертолетной (внутрикабинной) световой сигнализации.

Приборное оборудование вертолёта

Обеспечивает пилотирование вертолёта в любых метеоусловиях днём и ночью, позволяет контролировать функционирование всех основных систем вертолёта, а также регистрировать основные параметры. Включает:

• пилотажно-навигационные приборы и системы: высотомер ВД-10К, вариометр ВАР-30МК, авиагоризонт АГБ-3 (три к-та), указатель скорости УС-450К, индикатор висения и малых скоростей (блок 6) аппаратуры ДИСС-15, индикатор высоты из комплекта А-037, индикатор путевой скорости и угла сноса (блок 7) аппаратуры ДИСС-15, указатель поворота ЭУП-53, гиромагнитный компас ГМК-1А с выключателем коррекции ВК-53РВ, два указателя УГР-4УК курсовой системы, магнитный компас КИ-13, и др.
• приборы контроля двигателей и трансмиссии: указатель 2УТ-6К температуры газов двигателей аппаратуры 2ИА-6, двухстрелочный указатель ИТЭ-2Т числа оборотов двигателей, указатель режимов УР-117М измерителя режимов ИР-117, указатель ИТЭ-1Т числа оборотов несущего винта, индикатор ИП-21 указателя общего шага несущего винта, трехстрелочный указатель УИЗ-6 давления масла на входе на главный редуктор и температуры масла в промежуточном и хвостовом редукторах электрического моторного индикатора ЭМИ-ЗРВИ, указатель ТУЭ-48 температуры масла в главном редукторе термометра ТУЭ-48Т, указатели УИЗ-3 давления топлива, давления и температуры масла двигателей электрического моторного индикатора ЭМИ-ЗРВИ (2 к-та) и др.
• приборы контроля систем вертолёта: воздушные манометры МА-60К, МВУ-10К, вольтметры В-1 и ВФ-0,4-250, амперметры А-1 и АФ1-150 и др.
• систему автоматической регистрации полётных параметров САРПП-12(ДМ) или регистратор БУР-1-2
• кислородную систему вертолёта: для экипажа — три комплекта кислородного оборудования ККО-ЛС2 с тремя кислородными баллонами ёмкостью по три литра; для пассажиров — четыре комплекта блоков кислородного питания БКП-3-2-210
• другие приборы и указатели

На вертолётах выпуска после 2009 года могут монтироваться дополнительные приборы и указатели, в частности может устанавливаться прибор навигационный плановый ПНП-72-15 (2 к-та, на левую и правую приборные доски)

Радиосвязное и навигационное оборудование Комплектация вертолётов радиооборудованием отличается в зависимости от назначения вертолёта и его модификации.

Типовой комплект радиосвязного оборудования вертолёта Ми-8Т включает:

• командная УКВ-радиостанция Р-860 (или Р-863, «Баклан-20»), два к-та
• КВ-радиостанция «Ядро-1А(П)» (или «Карат-М24», или Р-842М). Работает на парную тросовую антенну, натянутую снаружи хвостовой балки от шп. №15 до стабилизатора
• аварийный УКВ-приёмник Р-852
• радиостанция «Эвкалипт-М24»
• аппаратура речевых сообщений РИ-65Б или «Алмаз-УП»
• переговорное устройство СПУ-7
• магнитофон МС-61Б или П-503Б
• аппаратура опознавания «изделие 6201»

Типовой комплект радионавигационного оборудования вертолёта Ми-8Т включает:

• автоматический радиокомпас АРК-9
• автоматический УКВ радиокомпас АРК-У2 или АРК-УД
• радиовысотомер малых высот РВ-3 или А-037
• допплеровский измеритель путевой скорости вертолёта ДИВ-1 (или ДИСС-15)

На вертолёте может быть установлена аппаратура спутниковой навигации KLN-90B, сертифицированная для вертолетовождения в условиях правил полётов по приборам.

Автопилот АП-34Б позволяет стабилизировать движение вертолёта по курсу, крену, тангажу и барометрической высоте полёта.

Особенность вертолётного автопилота в том, что он допускает параллельное управлением с лётчиком. В целях безопасности автопилот использует 20% от общего перемещения органов управления. Технические характеристики автопилота:

• точность выдерживания стабилизации в спокойной атмосфере
• по курсу ±1°
• по крену ±0,5°
• по тангажу ±0,5°
• по высоте ±6 м
• по скорости ±10 км/ч
• питание от бортовой сети постоянного тока 27 В и переменного трёхфазного тока 36 В.

В комплект автопилота входят: пульт управления, агрегат управления, блок усилителей, три датчика угловой скорости, корректор высоты КВ-11, компенсационные датчики по тангажу и крену, индикатор нулевой ИН-4, кнопки быстрого отключения.

Транспортный вертолёт Ми-8Т предусматривает установку по бортам съёмных ферм с вооружением в составе 4 блоков УБ16-57УМВП (64 неуправляемых снаряда типа С-5) или авиабомб общим весом до 1100 кг (четыре ОФАБ-250). Для прицеливания в кабине монтируются: бомбовый прицел ОПБ-1Р и коллиматорный прицел ПКВ с фотокинопулемётом ФКП-2-1В. Для контроля радиоактивности установлен рентгенометр ДП-3А, позволяющий измерять мощность дозы гамма-излучения от 0,1 до 500 Р/ч.

Транспортно-боевой вариант Ми-8ТБ штатно был вооружён пулемётной установкой НУВ-1-2М в нижнем остеклении кабины экипажа (крупнокалиберный пулемёт А-12,7 с прицелом К-10); для подвески средств поражения имеются шесть балочных держателей. Боевые действия в Афганистане выявили низкую эффективность снарядов С-5, и их стали дополнять блоками Б-8В с ракетами С-8. На смену пулеметам А-12,7 пришли танковые ПКТ, а на внешней подвеске дополнительно ставили универсальные пушечные контейнеры УПК-23-250, разовые бомбовые кассеты и контейнеры мелких грузов КМГУ. В проемах дверей и люках вертолёта использовали дополнительные пулеметы и станковые гранатометы АГС-17. Но такой вертолёт получался перетяжелённый, поэтому в дальнейшем стали вооружать и использовать более мощные вертолёты Ми-8МТ, к тому времени уже поступившие в серийное производство.

#вертолет