Ми-8

Ми-8(покодификации NATO:Hip— «Бедро») —советскиймногоцелевойвертолёт, разработанный в московском опытно-конструкторским бюро ОКБ-329 1-го управления Государственного комитета по авиационной технике (ГКАТ) СССР. Главный конструктор ОКБ —М. Л. Миль.
Ми-8 (включая модификации) — самый массовыйдвухдвигательныйвертолёт в мире; является самым массовым вертолётом в истории авиациии вторым (послеUH-60) по количеству активных вертолётов вооружённых сил мира. Широко используется более чем в 50 государствах мира для выполнения множества гражданских ивоенных задач. Вертолёты Ми-8, как правило, имеют двойное назначение, о чём указывается всертификате 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.
Разработка перспективного среднего многоцелевого вертолёта под обозначениемВ-8, призванного заменить выпускавшуюся модель вертолётаМи-4, началась в 1960 году в московском ОКБ-329, генеральный конструктор ОКБ —М. Л. Миль.
Первые пять опытных вариантов вертолёта под индексом В-8 изготавливались на московском авиационном заводе № 23 Минавиапрома (с 1962 года завод был перепрофилирован на выпуск ракетно-космической техники), а окончательная сборка велась на заводе № 329 (будущий МВЗ).
Первый собранный В-8 имел, как на Ми-4, четырёхлопастнойнесущийи трехлопастнойрулевойвинты, автомат перекоса и многие другие элементы системы управления, трансмиссию, основные и хвостовую опоры шасси, а также хвостовую и концевую балки. Носовая и центральная части фюзеляжа В-8 были полностью новыми. В конструкции фюзеляжа впервые использовались крупногабаритные дюралюминиевые штамповки и клеесварные соединения. На испытания вертолёт поступил в пассажирском варианте с салоном на 18 кресел.
24 июня 1961 года первый лётный прототип В-8 поднялся в воздух, выполнив непродолжительное висение. Спустя две недели, 9 июля, опытная машина приняла участие в авиационном параде на Тушинском аэродроме в Москве, выполнив полёт по кругу. В декабре вертолёт был представлен на совместные государственные испытания, но в качестве прототипа будущих серийных машин рассматривался недолго и с 1963 года использовался только в роли испытательного стенда. Ближе к концу 1961 года был изготовлен второй экземпляр однодвигательного вертолёта В-8, но из-за бесперспективности однодвигательной схемы он никогда не летал и использовался как наземный испытательный стенд.
Двухдвигательный прототип вертолёта В-8А поднялся в воздух17 сентября1962 года. Впервые в СССР были специально спроектированы для вертолёта турбовальные двигателиТВ2-117. В марте 1963 года окрашенный в жёлтый цвет вертолет с надписью «Аэрофлот» на борту поступил на первый этап «А» совместных государственных испытаний. В процессе испытаний вертолёт подвергся многочисленным изменениям конструкции, в частности, четырёхлопастной несущий винт от Ми-4 был заменён на новый пятилопастной. Также заменили рулевой винт, переделали стойки шасси, установили систему автоматической регулировки двигателей и автопилот АП-34.
Третий лётный прототип В-8АТ строился как транспортно-боевой вариант для вооружённых сил, с учётом всех изменений и доработок на испытаниях В-8А. В-8АТ был собран и поступил на испытания в 1963 году. Во время лётных испытаний 19 апреля 1964 года экипаж летчика-испытателя В. Колошенко установил на В-8АТ два мировых рекорда: рекорд дальности по замкнутому маршруту (2465,7 км) и рекорд скорости на базе 2000 км (201,8 км/ч).
Четвёртый опытный вертолёт В-8АП создавался как правительственный салон, почти не отличаясь от конструкции от В-8АТ. На нём отрабатывался автопилот АП-34Б и синхронизатор оборотов несущего винта. После завершения программы испытаний В-8АП был переоборудован весной 1965 года на опытном производстве завода № 329 в вариант для перевозки 28 пассажиров.
Затем оба варианта вертолёта поступили на государственные испытания этапа «Б».
В ноябре 1964 года Комиссия по совместным испытаниям приняла решение рекомендовать вертолёт к запуску в серийное производство, а его десантно-транспортный вариант — к принятию на вооружение.
В-8АТ поступил в серийное производство на завод № 387 МАПв 1965 году под наименованием Ми-8Т и постепенно вытеснил в производстве Ми-4.
После завершения цикла войсковых испытаний Ми-8Т был в 1968 году принят на вооружение.
В 1964 году для серийного производства В-8 был определён казанский авиационный завод № 387. С этой целью решили полностью реконструировать производство. На территории Ленинского района г. Казани были возведены новые заводские корпуса. С подачи министра авиационной промышленностиП. В. Дементьевабольшую помощь в подготовке к серийному производству вертолёта оказали специалисты завода № 22, № 16, филиал № 1 МВЗ и филиал НИАТ. Три головных вертолёта на заводе были собраны через год, в 1965 году. С 1966 года начинается крупносерийное производство. Темп производства (при СССР) — в среднем тридцать вертолётов в месяц, или 300-350 машин в год.
Основываясь на опыте применения новых двигателей ТВ3-117 на вертолёте Ми-14, было решено модернизировать Ми-8Т установкой этих двигателей. В 1975 году на Казанском филиале МВТ переделкой Ми-8Т №№ 4852 и 4872 были изготовлены два прототипа. Серийное производство начато в 1977 году, и в 1978 была готова первая серия из 15 вертолётов Ми-8МТ. В 1981 году Ми-8МТ демонстрировали во Франции под «экспортным» наименованием Ми-17. С 1989 года на казанском авиазаводе начат серийный выпуск Ми-17.
Вторым предприятием, на котором было освоено производство Ми-8, стал завод № 99 в Улан-Удэ (предприятие «п/я Р-6759»). Серийное производство Ми-8Т вели с 1970 года. В 1989 году на базе У-УАЗ как головного предприятия создано Улан-Удэнское авиационное производственное объединение. Согласно приказу № 202 министра авиационной промышленности, завод был определён для производства гражданской версии Ми-8МТ под наименованием Ми-8АМТ. Вертолёт разрабатывался по заказу ГосНИИ ГА в казанском филиале № 1 МВЗ на средства серийного предприятия. Для выполнения опытно-конструкторских работ У-УАЗ приобрёл на КВЗ новый вертолёт Ми-8МТ. Работы по его переделке продолжались до 1990 года. В конце 1991 года в Улан-Удэ была собрана установочная партия из пяти вертолётов Ми-8АМТ.
Точное количество построенных вертолётов Ми-8 и его модификаций в широкой печати никогда не публиковалось, так как никто и никогда не публиковал годовые отчётные документы заводов-изготовителей этих вертолётов. В различных источниках называют весьма приблизительные цифры, основанные на самых разных и не всегда адекватных умозаключениях.
По примерным подсчётам, число построенных вертолётов по состоянию на 2021 год составляет более 12 тыс. экземпляров:
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 указана информация, применимая 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, касающаяся 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:
А также:
и другие.
Вертолёт Ми-8 является воздушным транспортным средством, основное его предназначение — перевозка людей и различных грузов. Вертолёт классической одновинтовой схемы с 5-лопастнымнесущими 3-лопастнымрулевымвинтами, с двумя турбовальными двигателями, работающими на общий редуктор винта; с неубираемым трёхстоечным шасси. Максимальный взлётный 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 обеспечивают полеты в любое время суток и в сложных метеоусловиях.
Экипаж состоит из трёх человек: командира, второго пилота и бортмеханика (борттехника).
Вертолёт выпускали в основных вариантах исполнения:
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 размещением груза внутри салона или внешней подвеской груза в пределах эксплуатационных ограничений.
Вертолёт можно переоборудовать в санитарный вариант для 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 применяют для доставки различных грузов. Кроме того, предусмотрена перевозка людей, для чего используют откидные от борта скамейки на 24 посадочных места. При необходимости возможно переоборудование в санитарный вариант, так же, 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 вертолётаМи-14. В частности, были использованы более мощные двигатели, новый главный редуктор, рулевой винт, а также полностью переделана система электроснабжения и внесён ряд существенных доработок, что качественно повысило лётные и эксплуатационные характеристики.
Вертолет Ми-8 состоит из следующих сборочных единиц, устройств и систем:
Является основным силовым агрегатом конструкции и представляет цельнометаллическийполумонококпеременного сечения с гладкой работающей обшивкой. Фюзеляж имеет три конструктивных разъёма и делится на:
Силовой набор фюзеляжа состоит изшпангоутов,стрингеров, продольных балок, усиливающих профилей, гладкой работающей обшивки и пола. Бортовые панели выполнены из штампованных жесткостей, профилей идюралюминиевойобшивки. 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 издюралюминиевыхлистов.
Все шпангоуты вертолёта, кроме стыковочных, составные, и состоят из верхней, двух боковых и нижней частей.
В качестве конструкционных материалов фюзеляжа использованы дюралевые сплавы Д16АТ, В95, АК6, АК8, МЛ5Т, стали 30ХГСА и 30ХГСНА.
Носовая часть фюзеляжапредставляет отсек для размещения экипажа — кабину. Каркас от шпангоута № 1Н до шпангоута № 5Н. Шпангоут 5Н является перегородкой со встроенной дверью, которая разделяет кабину экипажа и грузовой отсек. 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 размещен открываемый наружу-вверх эксплуатационный люк для выхода на вертолёт.
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 панелейАЗС; левой, средней и правой панелей; левого и правого электрощитков; левой и правой боковых панелей.
Центральная часть фюзеляжапредставляет 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 — по пять кругло-выпуклых окон из оргстекла. На левом борту между шп. № 1-3 расположен 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 расположен расходный топливный бак.
Хвостовая балкасостоит 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 размещена часть электро- и радиооборудования вертолёта.
Концевая балкапредназначена 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.
Стабилизаторс фиксированным углом установки −6° (относительно продольной оси) находится на хвостовой балке вертолёта. Он предназначен для улучшения характеристик продольной устойчивости и управляемости вертолёта, а также эффективности перехода несущего винта на режим самовращения при отказе двигателей.
Элемент 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 съёмныйкапот, закрывающий моторный и редукторный отсеки, в которых находятся двигатели, главный редуктор, вентилятор, агрегаты вертолёта.
С целью повышения живучести вертолёта подкапотное пространство разделено двумя противопожарными перегородками на отсеки левого и правого двигателей, а также на редукторный и концевой отсеки.
Откидные крышки капотов используют в качестве трапов для подхода к двигателям и агрегатам при наземном обслуживании вертолёта.
Взлётно-посадочные устройства
К взлётно-посадочным устройствам относится неубираемое трёхстоечное шасси и хвостовая опора.
ВПУ 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 865×280 мм, давление зарядки колеса воздухом 5,5-6,0 кг/см3. На передней стойке смонтировано два парных нетормозных колеса К2-116 размером 595×185 мм, колёса самоориентирующиеся. Давление воздуха в пневматиках — 4,5-5,0 кг/см3.
Тормоза колёс на основных стойках — барабанные, двухколодочные, с пневматическим приводом (приблизительно так же, 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 установкавертолёта включает два турбовальных двигателя, работающих на общую нагрузку, а также системы и устройства, обеспечивающие 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 двигателиТВ2-117взлётной мощностью 1500 л. с. (см. отдельную статью):
Начиная с модификации «МТ» на вертолёт начали устанавливать более мощные двигателиТВ3-117(см. отдельную статью):
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 параметрыдвигателя ТВ2-117А на различных режимах работы:
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 установкиАИ-9(см. отдельную статью), установленной поперечно вагрегатномотсеке 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) прогревают 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 (приёмистостьдвигателя) составляет 15 сек.
Двигатель ТВ2-117 (ТВ3-117) имеет собственную замкнутую маслосистему под давлением. В качествемоторного маслаприменяется 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 группысложных эфировпентаэритритас добавлением присадок, производитель — нефтезавод завод им. Шаумяна, г. С-Петербург.
Некоторые ограничения по эксплуатации двигателей ТВ2-117А:
Основные данные ВСУ АИ-9В:
Двигатель АИ-9В питается топливом из магистрали правого двигателя.
Вентиляторная установкапредназначена 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
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:
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 редукторПР-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 редукторХР-8 предназначен для привода рулевого винта вертолёта. Основные ТТХ редуктора ПР-8:
В редуктор заливается маслосмесь из масла ТСгип и жидкости АМГ-10 в объёме 1,7 л.
Хвостовой вал трансмиссиисостоит из 4 шарнирных и двух жёстких частей. Такая конструкция вала рассчитана на изгиб и деформации хвостовой балки вертолёта, возникающие в полёте.
Тормоз несущего винтапредназначен 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 кольцевойтокосъёмник, 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 изавиаля, сотового заполнителя из алюминиевой фольги, двух боковых нервюр из авиаля и хвостового стрингера изтекстолита, склеенных между собой по специальной технологии.
На законцовке каждой лопасти установлена белая лампа контурного огня под плексигласовым обтекателем.
Основные технические данные несущего винта:
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 скардановым подвесоми 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 управленияпредназначена для управления вертолётом путем изменения его балансировочного положения относительно трёх пространственных осей покурсу,кренуитангажу(см. статьюСвязанная система координат) и осуществляется путём изменения величины и (или) направления силы тяги несущего винта и изменения силы тяги рулевого винта.
Изменениевеличиныполной аэродинамической силы несущего винта осуществляется изменением общего шага винта, то есть одновременным поворотом всех лопастей на одинаковый угол установки при помощи ручки «шаг-газ».
Изменениенаправленияполной аэродинамической силы несущего винта осуществляется наклоном плоскости вращения тарелкиавтомата 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:
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 в крайнее правое положение, соответствующее автоматическому поддержанию частоты вращения НВ.
Управление тягой рулевого винтаосуществляется изменением общего шага винта с помощью педалей путевого управления.
Для управления вертолётом используют схему 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 электрическимавтопилотомАП-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 системасостоит из основной и дублирующей гидросистем.
Основная система обеспечивает функционирование:
Дублирующая гидросистема обеспечивает питание гидроусилителей управления в случае выхода из строя основной системы.
Давление в каждой системе создаётся отдельнымнасосомНШ-39М, установленным на главном редукторе. Давление регулируется в пределах 45±3 … 65+8-2 кгс/смавтоматами ГА-77Вразгрузки 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 литров.
Так как гидронасосы установлены на главном редукторе, то давление в гидросистеме вертолёта будет сохранятся при посадке вертолёта на авторотации при неработающих двигателях.
Воздушная системавертолёта 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 системапредназначена для размещения необходимого количества топлива на борту вертолёта и его бесперебойной 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:
Все топливные баки сварной конструкции изготовлены из материала АМЦА-П. Подвесные баки крепят лентами по бокам фюзеляжа вертолёта. Расходный бак установлен в верхней части фюзеляжа за редукторным отсеком. Дополнительные баки устанавливают в грузовой кабине, в случае установки только одного бака он монтируется вдоль левого борта.
Заправочная ёмкость топливной системы:
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:
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 (четыре баллона ОС-2 с составом «Фреон 114В2», а на Ми-8 МТ или 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, вторую включают 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 используетсярадиоизотопныйсигнализатор 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 вентиляциипредназначена для:
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 вкалорифере, 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 в ручном и автоматическом режимах. 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. 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 оборудованиепредназначено 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 свертлюгоми др. оборудование. Для определения веса груза применяется весоизмерительное устройство. Устройство внешней подвески крепится к потолку грузовой кабины на силовые шпангоуты № 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 выпущенного троса лебёдки — 40 метров.
Такелажное оборудование предназначено для погрузки, швартовки и выгрузки различных грузов. В комплект оборудования входитполиспастс 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 ТВ2-117основной системой электроснабжения является система постоянного тока на 27 вольт.
На вертолете пять распределительных шин:
Источники энергии:
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 понижающийтрансформаторТС/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, а 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 помощидифференциально-минимальныхреле ДМР-600Т, системы контроля работы генераторов.
На вертолётах с двигателями ТВ3-117бортовая 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:
Система постоянного тока 28 вольт — вторичная. Напряжение в сеть выдают тривыпрямительных устройстваВУ-6А. Все три выпрямительных устройства подключены параллельно к общей шине, связанной комплексным аппаратом ДМР-200Д с шиной аккумуляторов.
Аварийные источники энергии:
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 оборудованиевертолета включает:
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:
На вертолётах выпускаемых после 2009 года могут монтироваться дополнительные приборы и указатели, в частности может устанавливаться прибор навигационный плановый ПНП-72-15 (2 комплекта, на левую и правую приборные доски)
Радиосвязное и навигационное оборудованиеКомплектация вертолётов радиооборудованием отличается в зависимости от назначения вертолёта и его модификации.
Типовой комплект радиосвязного оборудования вертолёта Ми-8Т включает:
Типовой комплект радионавигационного оборудования вертолёта Ми-8Т включает:
На вертолёте может быть установлена аппаратура спутниковой навигации KLN-90B, сертифицированная для вертолётовождения в условиях правил полётов по приборам.
АвтопилотАП-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:
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 пулемётам А-12,7 пришли танковые ПКТ, а на внешней подвеске дополнительно ставили универсальные пушечные контейнеры УПК-23-250, разовые бомбовые кассеты и контейнеры мелких грузовКМГУ. В проёмах дверей и люках вертолёта использовали дополнительные пулемёты и станковые гранатомётыАГС-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.
Россия
В вооружённых силах СССР и России за пять лет с 1988 по 1992 годы разбилось 37 вертолётов Ми-8 и один Ми-9.
В общей сложности изготовлено более 12 000 вертолётов Ми-8, некоторое число которых было потеряно в ходе военных конфликтов. В частности, с началаконфликта в Чечнероссийские вооружённые силы потеряли по меньшей мере 31 машину.
9 августа 2023 года, во времявторжения России на Украину, российский лëтчик Максим Кузьминов угнал вертолёт Ми-8АМТШ в Украину (Операция «Синица») с грузом запчастей к истребителямСу-27иСу-30, получив денежное вознаграждение и политическое убежище.
29 августа 2023 года В Челябинской области вблизи посёлка Прудный произошло крушение вертолета Ми-8, на борту которого находились три человека. Вертолёт принадлежал ФСБ России.
Ми-8 МТВ-5: