Новый тяжёлый транспортный вертолёт создавался на рубеже 1960-1970-х годов на конкурсной основе с КБ Камова, с целью расширения возможностей выполнения перевозок крупногабаритной и тяжёлой современной техники, поступавшей в войска. Согласно требованиям заказчика, вертолёт должен был перевозить грузы массой до 20 т. на расстояние 400 км при обеспечении статического потолка более 1500 м.
После проведения конкурса заказчик выбрал проект ОКБ Миля как наиболее соответствующий техзаданию. Предполагалось взять за основу тяжёлый вертолёт Ми-6, переработав его компоновку, оснастив новым оборудованием и современными системами. Аванпроект нового вертолёта был одобрен научно-техническим советом МАП в декабре 1971 года. Эскизный проект вертолёта был готов к концу 1972 года. Тогда же на МВЗ приступили к постройке полноразмерного макета. Главным конструктором нового вертолёта был назначен Г. П. Смирнов. Ведущим конструктором по Ми-26 был назначен О. П. Бахов.
Для нового вертолёта в Запорожском моторостроительном КБ «Прогресс», возглавлявшемся Генеральным конструктором В. А. Лотаревым, на базе двухконтурного двигателя Д-36 была начата разработка турбовального двигателя Д-136 с проектной мощностью 11400 э. л. с. Этой мощности должно было хватать для продолжения полёта на одном двигателе при массе вертолёта до 40 тонн. В КБ Миля был спроектирован новый трёхступенчатый редуктор несущего винта РВ-26 и новый восьмилопастной винт с титановой втулкой и металлопластиковыми лопастями. При диаметре НВ 28 метров против 35 метров у Ми-6, новый винт получился легче на 40 %, и обеспечивал на 30 % большую свободную тягу. Заново был спроектирован пятилопастной рулевой винт со стеклопластиковыми лопастями, обеспечивающий вдвое большую тягу.
Всего при создании вертолёта было изготовлено более семидесяти испытательных стендов, в том числе замкнутый стенд для испытаний главного редуктора, стенд предварительных статических испытаний и доводки отсеков фюзеляжа, стенд статических испытаний задней части фюзеляжа, натурный стенд испытаний силовой установки и несущей системы вертолёта, стенд повторностатических испытаний фюзеляжа и шасси методом сбрасывания натурного изделия и многое другое. Для лётных испытаний конструкции НВ была переоборудована летающая лаборатория на базе Ми-6 (1975 год).
По внутреннему объёму грузовой кабины и грузоподъёмности фюзеляж нового вертолёта превзошёл аналогичный показатель Ми-6 почти в два раза, при этом масса фюзеляжа была в пределах массы таковой на Ми-6. Как подтвердили макетные испытания, габариты кабины позволяли перевозить все виды перспективной военной техники массой до 20 т.
Большое внимание было уделено эксплуатации вертолёта, в том числе возможность оперативного обслуживания на неподготовленных площадках, возможности выполнения погрузочно-разгрузочных работ силами экипажа без привлечения аэродромных служб, а также предусматривалось возможность переоборудования вертолёта в эксплуатирующей организации в различные варианты (десантно-транспортный, грузовой, санитарный, и др.)
Вертолёт предполагалось оборудовать самым современным на тот момент навигационным, пилотажным, радиотехническим оборудованием. Для обеспечения визуального контроля за грузом специально для Ми-26 была разработана бортовая телевизионная установка БТУ-1Б.
Защита макета перед Государственной комиссией состоялась в 1975 году. Тогда же новым ведущим конструктором по Ми-26 был назначен В. В. Шутов.
В 1977 году собран первый лётный экземпляр зав. № ОП-01, серийный № 00-01. В октябре он был выкачен из цеха для наземной отработки силовой установки и систем вертолёта, которые продолжались полтора месяца.
Первый полёт Ми-26 (продолжительностью три минуты) выполнен 14 декабря1977 года под управлением ведущего лётчика-испытателя Г. Р. Карапетяна. В феврале следующего года вертолёт перегнали своим ходом на лётно-испытательную станцию (ЛИС) МВЗ в г. Люберцы. К маю был готов второй лётный экземпляр вертолёта с зав. № ОП-02, серийный № 00-02, на котором проверялась работа системы внешней подвески, десантно-транспортного, такелажно-швартовочного и санитарного оборудования. Оба вертолёта начали этап заводских испытаний, который продолжался до 1979 года. Совместные Государственные испытания двух Ми-26 проходили в НИИ ВВС с мая 1979 года по август 1980 года. Оба вертолёта за время испытаний выполнили 150 полётов общей продолжительностью 104 часа.
По результатам испытаний было принято решение о запуске в серийное производство на Ростовском вертолётном производственном объединении. Впрочем, ещё задолго до «Решения», ещё в 1976 году началась подготовка к производству, а официальный запуск в серийное производство состоялся 4 октября 1977 года.
Всего на МВЗ было построено три опытных изделия — это полноразмерный макет с с/н 00-00 и два лётных экземпляра.
Вертолёт с № 00-01 получил бортовой номер 01 жёлтый. Демонстрировался на авиационных выставках в Ле-Бурже в 1981 году, в Фарнборо 1984 году. В 1990-х годах переделан в опытный летающий кран с дополнительной кабиной. В настоящее время на хранении в КБ Миля в качестве музейного экспоната. Вертолёт № 00-02 использовался для лётных испытаний. 13 декабря 1989 года потерпел катастрофу. Во время испытательного полёта по запрограммированному маршруту произошёл отказ с потерей продольной управляемости, вертолёт упал в районе 170 км шоссе Москва-Ярославль, экипаж пять человек — погиб.
В 1983 году для нужд народного хозяйства был разработан демилитаризованный вариант вертолёта под индексом Ми-26Т. Вертолёт отличался составом радиосвязного, другим навигационным и специальным гражданским оборудованием, отсутствием бронирования, десантного и другого военного оборудования. Первый вертолёт (прототип) с заводским № 34001212020 построен в 1983 году. После цикла испытаний в ГосНИИ ГА Ми-26Т начал поставляться в «Аэрофлот». Первый вертолёт поступил в Тюменское авиапредприятие в 1986 году.
Торжественная выкатка первого серийного вертолёта за № 34001212001 состоялась 4 октября 1980 года в 21 ч 10 мин на Ростовском вертолётном заводе. В полдень 25 октября было выполнено первое висение, а на следующий день состоялся полёт по кругу. Вертолёт был окрашен в цветовую схему советской авиакомпании «Аэрофлот».
Этот вертолёт после цикла заводских испытаний был поставлен в 344-й ЦБП и ПЛС АА, г. Торжок. За время эксплуатации этот вертолёт ещё дважды менял эксплуатанта, получил военную окраску и бортовой номер «58». Был списан и утилизирован в 2003 году.
Всего, по данным реестра Ми-26, на конец 2019 года было построено 330 вертолётов различных модификаций, из которых около трети продолжают эксплуатироваться.
Заводские номера вертолётов начинаются на 34001212ххх. Основные модификации: Ми-26Т, Ми-26ТЗ, Ми-26ТС, Ми-26Т2. 16 Ми-26, изначально строившихся на экспорт, в дополнение к заводскому номеру получили так называемый экспортный заводской номер:
223201 .. 223204 — для ВВС Индии, поставлено четыре борта.
226205 .. 226210 — для ВВС Ирака, ни один из них не был поставлен (в связи с событиями в Персидском заливе).
066211 .. 066216 — для Северной Кореи (по факту были поставлены борта более поздних серий выпуска)
Всего известно 35 произведённых серий вертолёта, включая два летающих нулевой серии и один макет. Производство с перерывами продолжалось до 2019 года
Описание конструкции
При написании раздела использовалась информация из следующих источников:
Руководство по технической эксплуатации вертолёта Ми-26Т. Книга 1 «Общие сведения о вертолёте». 209.00.00.000РЭ.
«Руководство по лётной эксплуатации вертолёта Ми-26Т», книга 2. (электронная версия)
«Радиоэлектронное оборудование Ми-26Т». Учебное пособие для лётного состава. Офицерские курсы войсковой части 32882. Цикл авиационного оборудования и вооружения. Г. Торжок, 2003 год.
Общие сведения
Вертолёт Ми-26 предназначен для полётов в различных физикогеографических условиях по правилам визуального и приборного полётов днём и ночью, по оборудованным и необорудованным трассам и маршрутам вне трасс и на безориентирной местности, как с оборудованных, так и с необорудованных площадок (вертодромов).
Вертолёт построен по классической схеме с восьмилопастным несущим винтом и пятилопастным рулевым винтом, трёхстоечным неубирающимся шасси. Силовая установка вертолёта включает два турбовальных двигателя Д-136, и вспомогательную силовую установку ТА-8. Конструкция вертолёта выполнена из алюминиево-литиевых сплавов с широким применением титановых сплавов и композиционных материалов.
Вертолёт предназначен для:
перевозки грузов на внешней подвеске или внутри грузовой кабины весом до 20 тонн, допускается одновременная перевозка в г/к и на внешней подвеске с суммарным весом не более 20 тонн.
транспортировки больных или раненых, с обеспечением ухода за ними, для чего вертолёт оснащается соответствующим оборудованием
перевозки 82 десантников с оружием и снаряжением
Санитарно-медицинское оборудование поставляется дополнительно. Локальное бронирование кабины экипажа и шкворневые установки для ведения огня из стрелкового оружия не устанавливаются на гражданские варианты вертолёта.
Экипаж вертолёта включает пять человек. По принятой терминологии, наименования должностей лётного состава в ГА и ВВС различны:
Командир воздушного судна (КВС) — Командир экипажа (КЭ)
Второй пилот (2П) — Помощник командира экипажа (ПКЭ)
Штурман
Бортовой инженер — Бортовой техник
Бортовой оператор — Бортовой механик
Также на вертолёте предусмотрены места для 4-х человек, сопровождающих груз.
Грузовая кабина негерметичная, обогреваемая; кабина экипажа и сопровождающих имеет систему наддува и кондиционирования.
Основные данные вертолёта
источник: РТЭ Ми-26Т, раздел 000.00.00 «Вертолёт», стр. 9 (декабрь 1/94)
нормальная взлётная масса, т — 49,6
максимальная взлётная масса, т — 56,0
масса пустого вертолёта, т — 28,2
масса груза макс., т — 20,0
максимальная емкость топливных баков (без дополнительных баков), л — 12000
дальность полёта при полной заправке км — 800
потолок статический, м — 1800
потолок динамический, м — 4600
скорость полёта макс., км/ч — 295
скорость полёта крейсерская, км/ч — 255
Фюзеляж
Цельнометаллический фюзеляж полумонококовой конструкции с силовым каркасом, состоящим из шпангоутов и стрингеров. Имеет три технологических разъёма и состоит из носовой части фюзеляжа, центральной части фюзеляжа и концевой балки. Стык носовой части с центральной частью фюзеляжа разъемный, стыки остальных частей — неразъемные.
Носовая часть фюзеляжа включает аэродинамический радиопрозрачный обтекатель антенны радиолокационной станции, кабину экипажа, кабину сопровождающих и отсеки для размещения оборудования. Носовая часть герметичная, с системой наддува и кондиционирования.
Средняя часть фюзеляжа с концевой балкой состоит из силового набора, шпангоуты № 1-41, бортовых панелей с дверями и окнами, верхней потолочной панели с закрепленными на ней узлами крепления двигателей, узлами крепления подредукторной рамы и узлами навески капотов, пола и подпольного пространства с топливными баками. В задней части грузовой кабины находится грузовой люк, состоящий из грузовых створок, трапа и двух откидных трапов. Также в грузовой кабине имеются три двери — слева передняя и задняя и справа — только задняя. Грузовая кабина не герметичная, хотя и имеет систему вентиляции и обогрева.
Полезный объём грузовой кабины — 135,89 м3.
Для загрузки колесной техники в передней части грузовой кабины расположены лебедки ЛГ-1500. Для загрузки бесколесных грузов грузовая кабина оборудована двумя тельферами, перемещающимися вдоль грузовой кабины по специальным рельсам. Пол грузовой кабины и трап имеют 79 встроенных швартовочных узлов.
Сверху фюзеляжа находится двигательно-редукторный отсек, закрываемый откидными капотами и съёмными крышками.
Хвостовая балка цельнометаллическая, переменного сечения, является составной частью силовой конструкции фюзеляжа. Внутри балки расположены агрегаты трансмиссии рулевого винта и различная аппаратура.
Киль представляет собой единую конструкцию с хвостовой балкой. В нем размещены наклонная часть хвостового вала трансмиссии, промежуточный и хвостовой редукторы, их общий воздушно-масляный теплообменник, проводка управления рулевым винтом. К килю крепятся подкосы хвостовой опоры и неуправляемый в полёте стабилизатор. Киль имеет фиксированный руль с постоянным углом 6° влево, для разгрузки РВ при больших скоростях полёта.
Стабилизатор обеспечивает продольную устойчивость и управляемость вертолёта и состоит из правой и левой консоли, соединенных между собой лонжероном. Лонжерон выполнен из композиционных материалов, консоли — из набора нервюр и хвостового стрингера, выполненных из алюминиевых сплавов; обшивка выполнена из синтетической ткани; законцовки стабилизатора выполнены из композиционных материалов. Размах стабилизатора — 6,02 м, площадь — 6,02 м², угол установки стабилизатора относительно строительной горизонтали фюзеляжа −5°30', профиль — NACA-0012 (у корня) и NACA-0015 (у законцовки).
Шасси трёхопорное, состоит из двух основных неубирающихся опор со сдвоенными колесами, передней неубирающейся управляемой опорой со сдвоенными колёсами и хвостовой предохранительной убираемой опорой. Хвостовая опора служит для предотвращения поломки рулевого винта при посадке с большими углами тангажа. Колея шасси 5000 мм, база шасси — 8950 мм, клиренс — 420 мм, стояночный угол вертолёта — 20°20'.
На передней стойке установлено два нетормозных колеса 900×300 мм с давлением зарядки от 4,5+0,5 кгс/см2 до 5+0,5 кгс/см2. Амортизатор колёс газомасляный, с макс. ходом штока 190 мм. Колёса самоориентирующиеся.
Стойки основных опор выполнены ферменной конструкции, с рычажной подвеской. Колёса размерностью 1120×450 мм, с давлением зарядки пневматиков от 6+0,5 кгс/см2 до 6,5+0,5 кгс/см2. Амортизатор основной опоры пневмогидравлический, двухкамерный с торможением на прямом и обратном ходах штока, с дополнительной гидравлической камерой для выпуска штока из обжатого стояночной нагрузкой положения. Максимальный ход штока цилиндра амортизатора 315±2 мм. При выполнении погрузочно-разгрузочных работ, для приподъема задней части вертолёта амортизаторы принудительно могут выдвигать шток на максимальный ход до упора.
Тормозная система на вертолёте комбинированная, и включает гидравлический и пневматический контур. Тормозную систему имеют только внешние колёса на основных опорах, внутренние колёса — нетормозные. Управление тормозами осуществляется гашетками на ручках продольно-поперечного управления. Тормоза дисковые.
Задняя опора ферменная, с амортизатором. В полёте для снижения аэродинамического сопротивления она подтягивается гидроцилиндром к хвостовой балке.
Грузовая кабина Ми-26
Высадка автомобилей «Нива» с 82-мм миномётами «Поднос» 31-й десантно-штурмовой бригады
На вертолёте установлены два турбовальных двигателя Д-136 разработки Запорожского машиностроительного конструкторского бюро «Прогресс». Двигатель Д-136 разработан на основе самолётного турбовентиляторного двигателя Д-36, устанавливавшегося на Як-42, Ан-72, Ан-74. Серийно Д-136 производился с 1982 года на Запорожском ПО «Моторостроитель» (сейчас это АО «Мотор Сич»).
Двигатели со взлётной мощностью по 10000 л. с. каждый (максимальный взлётный режим — 11400 л. с., номинальный — 8500 л. с., крейсерский — 6100 л. с.), передают суммирующий крутящий момент через главный редуктор на несущий и рулевой винты. Двигатели соединены с главным редуктором через муфты свободного хода, что позволяет отсоединять неработающий двигатель от трансмиссии, выполнять полёт на одном работающем двигателе или посадку на авторотации.
Запуск двигателей автономный. Раскрутка сжатым воздухом от бортовой вспомогательной установки или от аэродромной установки воздушного запуска, или от ранее запущенного двигателя на вертолёте.
Воздухозаборники двигателей оснащены пылезащитными устройствами (ПЗУ). предотвращающие попадание пыли и мусора в газовоздушный тракт двигателей при полётах с необорудованных площадок (грунта)
Конструкция двигателя модульная, что упрощает ремонт и обслуживание. Часть модулей Д-136 полностью совместима с аналогичными модулями двигателя Д-36. Сухой вес одного двигателя составляет 1077 кг.
Время работы двигателей на взлётном режиме ограничено 5 мин.
Вспомогательная силовая установка (ВСУ) вертолёта включает вспомогательный газотурбинный двигатель ТА-8В сер.02. ВСУ повышает автономность вертолёта и его независимость от аэродромных служб при подготовке к полёту, обеспечивая энергией системы вертолёта, а также обеспечивая при запуске сжатым воздухом стартеры двигателей Д-136.
ВСУ ТА-8 разрабатывалась для самолёта Ту-134. Вертолётная модификация ТА-8В отличается наличием в конструкции генератора трёхфазного переменного тока на 208 В 400 Гц типа ГТ40ПЧ6.
В маслосистеме двигателей и ВСУ используется синтетическое масло ИПМ-10 по ОСТ 3801294-83 или резервное синтетическое масло ВНИИ НП 50-1-4У (ВНИИ НП 50-1-4Ф).
Трансмиссия вертолёта Ми-26 включает главный редуктор ВР-26, тормоз несущего винта, промежуточный редуктор, хвостовой редуктор, хвостовой вал.
Главный редуктор предназначен для изменения частоты вращения и передачи крутящего момента от двух турбовальных двигателей к несущему и рулевому винтам, вентилятору, генераторам переменного тока, гидронасосам и воздушному компрессору. Передаточное число от двигателей к несущему винту 1:62,53. Вал НВ главного редуктора наклонен вперёд на 4°.
Главный редуктор — трехступенчатый, многопоточный с зубчатыми передачами внешнего зацепления. Система смазки главного редуктора принудительная под давлением, масло Б-3В в количестве 250 литров. Для охлаждения масла на вертолёте установлены четыре воздушно-масляных теплообменника. В хвостовой и промежуточный редукторы также заливается синтетическое масло Б-3В.
Капот вертолёта состоит из двигательного, вентиляторного, редукторного и концевого отсеков, разделенных продольной противопожарной перегородкой и перегородкой вентиляторного отсека. Капот оборудован легкосъемными и легкооткрывающимися крышками, которые в открытом положении являются эксплуатационными трапами.
Топливная система
Состоит из 10 мягких баков, восемь из которых размещены под полом грузовой кабины и два расходных бака находятся за главным редуктором. Баки объединены в группы: первая группа — баки № 1,6,7; вторая группа — баки № 2, 3, 8; отдельные баки № 4 и 5; расходные баки — № 9 и 10. При перегонке вертолёта в грузовую кабину можно установить дополнительно четыре бака. Для полётов на увеличенную дальность с грузом, расположенным в грузовой кабине, и (или) с грузом на внешней подвеске предусмотрена установка двух дополнительных баков. Заправка осуществляется через заправочную горловину под давлением, при этом в баки помещается 12028 литров топлива. Вручную можно долить ещё 400 литров. Применяемые сорта топлива — РТ, ТС-1, Т-2 и их смеси в любых пропорциях.
Гидравлическая система вертолёта
Гидросистема вертолёта состоит из основной, дублирующей и вспомогательной гидросистем. Рабочая жидкость — гидравлическое масло АМГ-10 либо зарубежные аналоги, рабочее давление 210 кгс/см².
Основная гидросистема обеспечивает работу четырёх комбинированных агрегатов управления КАУ-140, общим шагом НВ, продольного, поперечного и путевого управления.
Дублирующая гидросистема выполняет функции основной гидросистемы и включается в работу автоматически при отказе основной гидросистемы. Она также обеспечивает проверку управления вертолётом на земле при неработающих двигателях.
Вспомогательная гидросистема обеспечивает работу гидродемпфера путевого управления, верхнего замка внешней подвески, управления лопатками направляющего аппарата вентилятора, уборку и выпуск хвостовой опоры, открытие и закрытие створок грузового люка и трапа, управление клиренсом вертолёта, торможение колёс главных опор шасси.
При работающих двигателях давление в основной гидросистеме создается двумя плунжерными насосами, в дублирующей — одним и во вспомогательной — также одним. При падении давления в основной гидросистеме плунжерный насос дублирующей гидросистемы с холостого хода переходит на рабочий режим, а плунжерный насос вспомогательной гидросистемы переключается на подачу давления в дублирующую гидросистему.
Для создания давления во вспомогательной и дублирующей гидросистемах при неработающих двигателях на вертолёте установлена электрическая насосная станция НС-46.
Для создания давления во вспомогательной гидросистеме на земле при неработающих двигателях и обесточенной сети установлен ручной насос.
Пневмосистема и оборудование аварийного сброса люков
Пневматическая система вертолёта является частью пневмогидравлической системы торможения колес основных опор шасси, а также предназначена для герметизации блистеров на рабочих местах пилотов и бортинженера, крышек люков на рабочем месте штурмана и кабины сопровождающих, для обеспечения работы насосов опрыскивания лобовых стекол кабины экипажа.
Сжатый воздух под давлением находится в двух четырехлитровых баллонах. Зарядка баллонов осуществляется от воздушного компрессора при работе двигателей или наземного баллона через бортовой зарядный штуцер.
Для покидания вертолёта в аварийной обстановке установлены сдвижные (сбрасываемые) блистеры, сбрасываемые люки и аварийные выходы в створках грузовой кабины.
Электрооборудование
Система электроснабжения вертолёта состоит из первичной, трех вторичных и вспомогательной системы, а также системы подключения аэродромного источника.
Основные источники электроэнергии — это два генератора переменного тока ГТ120ПЧ6А, каждый мощностью 120 квА. Каждый генератор питает свои шины правого/левого борта, выпрямительные устройства, трансформаторы. Мощности одного любого генератора достаточно для питания всех систем вертолёта. Параллельная работа генераторов не предусмотрена.
В качестве аварийных источников энергии на борту установлены две никель-кадмиевые аккумуляторные батареи 20НКБН-40У3 , которых хватает на 30 мин. полёта днём и 20 мин. — ночью. Аварийные вторичные источники электроэнергии — электромашинные преобразователи типа ПО-750А (однофазный по переменному току напряжением 115 В, частотой 400 Гц) и ПТ-200Ц (трёхфазный по переменному току напряжением 36 В частотой 400 Гц).
Генератор переменного тока, установленный на ВСУ ТА-8В, может обеспечить питанием все основные системы вертолёта при стоянке с неработающими двигателями на земле или при аварии — в полёте. Подключение стартёр-генератора постоянного тока на сеть не предусмотрено.
Автоматическое управление вертолётом
МИ-26 ТМИ-26 Т2
Пилотажный комплекс вертолёта ПКВ-26-1 предназначен для обеспечения автоматизированного управления вертолётом на всех этапах полёта и обеспечивает выполнение следующих функций:
стабилизацию углового положения вертолёта по крену, тангажу и направлению
демпфирование угловых колебаний вертолёта по крену, тангажу и направлению
стабилизацию заданной приборной скорости
стабилизацию заданной барометрической высоты полёта
улучшение характеристик устойчивости и управляемости вертолёта на всех этапах полёта.
Основной системой ПКВ является унифицированный автопилот ВУАП-1 с пультом управления, блоком коммутации и монтажной рамой. Автопилот работает на четыре необратимых гидроусилителя — комбинированные агрегаты управления КАУ-140. Эти агрегаты являются исполнительными механизмами управления как при ручном пилотировании, так и при автоматическом. Непосредственно с автопилотом работаю следующие изделия:
малогабаритная гировертикаль МГВ-1СУ8
курсовая система «Гребень-2»
корректор-задатчик высоты КЗВ-0-15
корректор-задатчик приборной скорости КЗСП
Радиооборудование
Радиооборудование вертолёта включает:
радиоаппаратуру связи
радиоаппаратуру вертолётовождения
радиоаппаратуру опознавания и оповещения
радиоаппаратуру специального назначения.
В базовой комплектации на борту вертолёта имеется:
Комплектность радиооборудования Ми-26 и Ми-26Т различна, ввиду разных условий эксплуатации. Также некоторые системы и аппаратура могут устанавливаться по дополнительному требованию заказчика.
Так, вертолёт Ми-26Т (в гражданской версии) может дополнительно комплектоваться:
самолётным дальномером СД-75
высотомером-футомером УВИД-15ФКГ (ВЭМ-72ФПВГ)
абонентским аппаратом АА-3 из к-та СПУ-8
Вертолёты, поставляемые по заказу Министерства Обороны, Министерства Внутренних дел, Министерства по чрезвычайным ситуациям Российской
Федерации, могут дополнительно комплектоваться:
санитарным оборудованием
десантным оборудованием
шкворневыми стрелковыми установками
устройствами выброса ложных целей УВ-26
бронеплитами
радиостанцией ЯДРО-IE (Б) вместо ЯДР0-1И1
радиостанцией Р-863 вместо радиостанции «БАКЛАН-20»
радиостанцией Р-828
магнитофоном МС-61Б вместо «МАРС-БМ»
радиокомпасом АРК-19 вместо АРК-22
Не установлены метеорадиолокатор 8А813Ц(К), РСБН КУРС-МП70-04 и дальномер СД-75
Лётно-технические характеристики
Три проекции Ми-26
Приведённые характеристики соответствуют модификации Ми-26Т.
Воздушный пункт управления боевыми действиями общевойсковых армий[10]. Были переоборудованы два серийных вертолёта[11].
Ми-26П
Гражданский вариант на 63 пассажира.
Ми-26П (пограничный)
1992
Построенный в единственном экземпляре для погранвойск специальная версия Ми-26, предназначенный для работы в высоких широтах и оснащенный специальным оборудованием со специальным вооружением и системами защиты для повышения обороноспособности и живучести вертолета. Применение вооружения планировалось в оборонительных целях при огневом прикрытии высадки десанта с техникой и без нее, а также при транспортировке раненых и грузов. В состав неуправляемого ракетного вооружения входили: авиационные пусковые устройства Б8В20А, Б131, АПУ-68У-М-3 с НУР С-8, С-13 и С-24В по 20, 20 и 4 шт. в блоке соответственно. Это вооружение предназначалось для поражения групповых и площадных небронированных и легкобронированных наземных и надводных целей, а также живой силы. Стрелково-пушечное вооружение предназначалось для поражения этих же целей и включало: унифицированный пушечный контейнер УПК-23-250 (калибр 23 мм); 12,7-мм крупнокалиберный пулемет НСВ-12,7; 7,62-мм пулемет РПК и автоматы АК, АКМ. Для минирования подходов к месту высадки десанта предлагалось применять контейнер малогабаритный грузовой универсальный КМГУ-2 с минами.По небольшим укреплениям планировалось применение зажигательных баков ЗБ-500 с горючей смесью. Вооружение должно было подвешиваться на балочные держатели БДЗ-57кр-ВМ. Прицел ПКВ должен был использоваться при стрельбе ракетами и СПВ. Аэрофотоаппарат АФА-41/10 обеспечивал фотографирование обстановки на поле боя. Экранновыхлопные устройства (ЭВУ) обеспечивали снижение температуры выхлопных газов двигателей и, как следствие, защиту от ракет с тепловыми головками типа «Стингер», «Блоупайп». Планировалась установка аппаратуры обнаружения и противодействия этим ракетам. Специальная радиостанция «Широта» должна была обеспечить полеты в высоких широтах, а радиостанция РСДН — дальнюю навигацию. Для защиты экипажа и повышения живучести вертолета планировали установить бронеплиты на рабочих местах экипажа и бортовых стрелков снизу, сзади, спереди и по бортам. Нижние топливные баки, расходный бак, двигатели, главный редуктор также экранировались бронёй.
Использовался для эвакуации двух вертолётов СН-47 «Чинук» вооружённых сил США в Афганистане, стоимость эвакуации 650 000 $[18][19][20].
Также, там же использовался для эвакуации повреждённого вертолёта AS-532 «Кугар» ВВС Нидерландов[21].
Два вертолёта были потеряны в ходе операций в Афганистане: один разбился, другой сбит[источник не указан 2187 дней].
Использовался для транспортировки самолёта Ту-134[когда?] из аэропорта «Пулково» на полигон МЧС рядом с микрорайоном «Рыбацкое» в Санкт-Петербурге.
10 января 2013 года российский вертолёт Ми-26 авиакомпании UTair был обстрелян при взлёте из суданского города Вау, однако сбить гражданский вертолёт боевикам так и не удалось.[22]
Катастрофа Ми-26 в Чечне 19 августа 2002 стала крупнейшей по числу жертв в истории военной авиации СССР и России и крупнейшей катастрофой вертолёта в истории мировой авиации. Он был сбит во время второй чеченской кампании близ посёлка Ханкала ракетой из ПЗРК «Игла-1М»[23]. Тогда погибло 127 человек.
Военный борт. Сбит выстрелом из ПЗРК «Игла», сел на минное поле.
18.10.2002
Камчатка, бухта Русская
0/2
ФПС РФ.При посадке вертолета, по неизвестной пока причине, была повреждена хвостовая часть. Ми-26 упал на землю с высоты 20 метров. На борту вертолета находилось 14 человек: шесть членов экипажа и восемь работников предприятия "Геотермия".
По предварительной информации, два человека погибли, четверо серьезно травмированы.
Вертолёт Ми-26 МЧС России сгорел на территории аэродрома в Хабаровске из-за нарушения техники безопасности при заправке топливом. Жертв и пострадавших нет[30].
Во время следования по маршруту, начался помпаж левого двигателя. Экипаж отключил левый двигатель переведя правый на взлётный режим, для посадки на ближайшей площадке. При заходе на п/п Ротор-40, началась прогрессирующая вибрация правого двигателя с падением оборотов. Вертолёт совершил грубую посадку с отделением хвостовой балки и опрокидыванием на бок.
Иордания — 4 Ми-26Т2, по состоянию на 2023 год.[43]
Сняты с вооружения
Молдавия — единственный молдавский Ми-26 (регистрационный номер ER-MCV), принадлежавший компании Pecotox-Air, был сбит в Афганистане в 2009 году. Экипаж, состоящий из украинских лётчиков, погиб[44].
_(227921694).jpg)
_195.jpg)
.jpg)
.jpg)
.jpg)
.jpg)
.svg){kind=small}
.svg){kind=small}
.jpg)
.svg){kind=small}
.jpg)
_RA-06180.jpg)
