Стороны согласились внести соответствующие изменения в документы под названием "Ожидаемые условия эксплуатации" и "Программа-перечень заводских испытаний". Заказчик, в свою очередь, согласился принять вертолет на сертификационные испытания с кардинально уточненным (по сравнению с макетом) составом оборудования для визуального и приборного полета. Нормальный взлетный вес вертолета при этом увеличился до 6100 кг.

Анализ показал, что вертолет В-3 с улучшенными характеристиками практически не уступает лучшим зарубежным вертолетам-аналогам: S-76 и Белл-412 (США), WG-30 (Англия) и SA-330C (Франция). При этом двигатель ПЗЛ-10В по своему конструктивному исполнению, параметрам рабочего процесса, удельному расходу топлива и удельной массе находится на уровне серийных зарубежных вертолетных двигателей этого класса, выпущенных в 70-х годах во Франции, Канаде, США и Англии (Турмо-WC, РТ6Т-ЗВ, Аллисон-250-СЗО, Джем 41 Роллс-Ройс, Джем 60 Роллс-Ройс, ТМ-333, МТМ-385).

Учитывая положительные результаты при решении поднятых гражданским заказчиком вопросов, стороны договорились начать сертификационные работы и совместные испытания на территориях Польши и Советского Союза. Подписание вышеупомянутого протокола 1984 г., утверждение в мае 1985 г. "Ожидаемых условий эксплуатации", распространение на вертолет Норм летной годности НЛГВ-1 СССР и ряда требований НЛГВ-2 СССР определили окончательные требования к новой машине.

Вертолет В-3 "Сокол" предназначался для перевозки пассажиров, почты и грузов внутри фюзеляжа; для перевозки грузов на внешней подвеске; для производства фотосъемки в воздухе; десантирования людей и грузов; патрулирования лесов; газопроводов, нефтепроводов и линий электропередачи; полицейского патрулирования; учебно-тренировочных и аварийно-спасательных полетов.

Доработкой машины занялась несколько измененная команда. Уехал в Чикаго и устроился рабочим на мясокомбинате Ст.Буш, ушел на пенсию Х.Новак. Главным конструктором двигателя и трансмиссии стал М.Миклушка. Главным консультантом по двигателю и трансмиссии вместо В. Глушенкова назначили сначала В.Пащенко, а затем Л.Ушеренко (главный конструктор Омского моторостроительного КБ).

На вертолете В-3 "Сокол" проводились заводские, государственные, эксплуатационные и контрольные испытания.

Заводские лётные испытания проходили в период с ноября 1983 г. по апрель 1988 г. - на пяти опытных вертолетах и четырех машинах информационной партии. Всего выполнено 3386 полетов с общим налетом 2434 часа. Общая наработка в процессе заводских испытаний (с учетом наземных и стендовых испытаний) составила 4399 часов.

Проведенный объем летных испытаний на "Соколе" на порядок превысил объем летных испытаний на отечественных машинах. Это объяснялось многократными изменениями типовой конструкции. Инженерный анализ не был выполнен на этапе рабочего проектирования, поэтому ТТТ на вертолет достаточно часто корректировались. При небольшом объеме заводских летных испытаний не удается в полной мере определить условия работы всех элементов вертолета, что сказывается на аварийности при эксплуатации.

Испытательные полеты выполняли летчики-испытатели З.Домбски, Ю.Петручиник, Ю. Дычковски (ВСК "ПЗЛ-Свидник"); Ю.Ивченко, Б.Барсуков, М.Павленко, В.Семенов, В.Тебеньков (ЛИИ); Г.Провалов, С.Попов, В.Цыкин (ГосНИИ ГА).

Ведущими инженерами по испытаниям вертолета были: М.Маевски, Б.Марыняк, Т.Закжевски, З.Козульо, З.Камински, Р.Рекса (ВСК "ПЗЛ-Свидник"); И.Татуев, В.Бутов, И.Трофимов (ЛИИ); Л.Артамонов, В.Гладкий, В.Ахромеев (ГосНИИ ГА).

Государственные испытания проходили с 13 декабря 1988 г. по 31 мая 1989 г на двух машинах, которые имели заводские №№ 30.02.01 и 30.02.03. Всего выполнено 126 полетов с общим налетом 114 часов 50 минут. В зачет были приняты и результаты испытаний вертолетов В-3, выполненных совместно с разработчиками, ЛИИ, ГосНИИ ГА и ГосНИИ "Аэронавигация" на этапе заводских испытаний - общим объемом 472 часа.

Эксплуатационные испытания проходили в период с 28 октября 1988 г. по 15 июля 199С г. на базе Котласского ОАО архангельского УГА. Участвовало десять вертолетов. Общий налет составил 1528 часов 25 минут.

Для оценки доработок, выполненных по мероприятиям эксплуатационных испытаний, на территории Польши с 7 по 27июля 1990 г. прошли контрольные испытания на доработанном вертолете (заводской № 30.02.03). Выполнено 57 полетов с общим налетом 35 часов 25 минут.

Сертификация вертолета проводилась по требованиям отечественных норм НЛГВ-1, НЛГВ-2 и американским Нормам летной годности FAR-29. Вертолет ПЗЛ "Сокол" получил следующие документы:

• два сертификата на соответствие требованиям НЛГВ-1 и НЛГВ-2, выданные польским органом Авиационного надзора ГИЛЦ (1990 г.) и Авиационным регистром Межгосударственного авиационного комитета (1992 г.);

• три сертификата на соответствие американским Нормам летной годности FAR-29, выданные ГИЛЦ (январь 1993 г.), американским органом авиационного надзора FAA (май 1993 г.) и германским органом авиационного надзора ЛБА (декабрь 1994 г.)

Установленный на вертолет двигатель ПЗЛ-10В получил сертификат на соответствие американским Нормам летной годности, выданный органом авиационного надзора FAA (май 1993 г.).

Сертификация вертолета по отечественным нормам проводилась специалистами ВСК "ПЗЛ-Свидник", "ВСК-Жешув", ГИЛЦ, АР МАК, ЛИИ, ЦАГИ, ЦИАМ, ВИАМ, НИАТ, НИИД, Института стекла, ГосНИИ ГА и ГосНИИ "Аэронавигация".

В процессе сертификации впервые в отечественной практике вертолетостроения провели в полном объеме инженерный анализ видов и причин отказов функциональных систем, расчета вероятностей их возникновения, классификация последствий функциональных отказов и степени их опасности с учетом этапа полета и внешних условий. Эти исследования выполнили И. Григорьев и Г.Борисов (ЛИИ), М.Конащук, А.Махонь и В.Садурски (ВСК "ПЗЛ-Свидник") под наблюдением специалиста Авиационного регистра МАК  О.Л.Селяковой. Использовались отечественные методики. Вопросы, касающиеся перечня расчетных случаев и нормирования особых ситуаций применительно к вертолету в целом, проработаны у нас глубже, чем в зарубежных нормативных документах.

В итоге пришлось серьезно дорабатывать системы вертолета в целях повышения безопасности полета. Полученные данные учитывались также при проведении летных испытаний, подготовке летной и технической документации. В частности, была разработана программа по оценке функциональных систем в полете. Последствия каждого отказа на различных этапах полета оценивали три летчика-испытателя: З.Домбски (ВСК "ПЗЛ-Свидник"), Ю.Ивченко (ЛИИ) и Г.Провалов (ГосНИИ ГА). Количество полетов увеличилось, что позволило полнее оценить последствия отказов и выработать соответствующие рекомендации по их парированию.

В процессе сертификации обнаружили несоответствие нормативным требованиям ряда систем и агрегатов, которые поляки покупали в России и устанавливали на вертолет согласно требованиям заказчика. Это касалось морально устаревшей кислородной системы, применения на поставляемом оборудовании одновременно белого и красного подсвета и прочего. Устранение выявленных недостатков и оценка выполненных доработок занимали дополнительное время, что приводило к срывам сроков сертификации и внедрения вертолетов в народное хозяйство.

Сертификация вертолета по американским нормам проводилась специалистами ВСК "ПЗЛ-Свидник", "ВСК-Жешув", ГИЛЦ, FAA и ЛБА.

Значительный объем сертификационных испытаний вертолета "Сокол" прошел на территории Советского Союза. Испытания на наклонных площадках и в условиях сильного ветра провели в Баку (1985 г.); в условиях холода - в Якутске (1986 г.) и в Воркуте (1988 г.); в условиях обледенения - в городах Ухта и Вильнюс (1986 и 1989 гг.); в условиях жары и высокогорья -в городах Ашхабад, Душанбе и пос. Джиргиталь (1985 и 1990 гг.).

Испытания по определению наводок в электроцепях при воздействии молнии проводились на базе ГосНИИ ГА в "Шереметьево". Использовали высоковольтную установку ЛИИ, смонтированную на автомобиле "Урал".

Испытания работы топливной системы на горячем топливе проводились на аэродроме ЛИИ, причем для подогрева топлива использовался специально доработанный топливозаправщик.

Огневые испытания по оценке пожарной защиты двигательных отсеков и отсека главного редуктора состоялись на стендах завода "Звезда" в поселке Томилино Люберецкого района Московской области.

В Польше тоже использовалось наше отечественное испытательное оборудование. Так, при оценке возможности эффективного удаления дыма и вредных газов из кабин вертолета применяли "генератор дыма", разработанный в ЛИИ. А при имитации отказов автопилота работал задатчик отказов автопилота НЭЦ АУВД (ныне ГосНИИ "Аэронавигация").

При сертификации по требованиям FAR-29 полагалось установить в каждом канале управления по два гидроусилителя и заменить значительную часть отечественного оборудования западным. Кроме того, необходимо было провести контрольные испытания доработанной по требованиям российских специалистов противообледенительной системы двигателей в условиях естественного обледенения. Это проделали в Норвегии специалисты ВСК "ПЗЛ-Свидник" и FAA.

Результаты инженерного анализа и испытаний, проведенных в процессе сертификации по отечественным нормам, были зачтены зарубежными регистрами почти полностью. Исключение составили полеты в условиях обледенения, поскольку не замерялась водность облаков, а интенсивность обледенения определяли косвенно - по скорости нарастания льда.

В сертификация вертолета "Сокол" участвовало около 150 специалистов из различных учреждений нашей страны. Большую организационно-техническую работу по взаимодействию советской и польской сторон проводили Р.Калиновски и К.Каспшак (соответственно, заместитель главного конструктора и специалист по сертификации ВСК "ПЗЛ-Сидник").

За время проведения испытаний на вертолете В-3 "Сокол" произошло несколько авиационных инцидентов.

При отработке посадок с укороченным пробегом на режимах, близких к авторотационным, летчик-испытатель З.Домбски задел рулевым винтом за землю, в результате чего винт пришлось заменить.

Экипаж в составе летчиков-испытателей В.М.Семенова и В.Л Тебенько произвел вынужденную посадку на территории аэродрома "Раменское". Во время испытательного полета они ощутили небольшие толчки в районе редуктора, после чего сработала сигнализация "Стружка в масле" главного редуктора. При разборке редуктора установили, что отломился кусок шестерни третьей ступени главного редуктора. Для устранения этого недостатка было выполнено усиление венца шестерни.

Вертолет В-3 (бортовой № 04101) опрокинулся при посадке в аэропорту "Яренск". Машину пилотировал экипаж Котласского объединенного авиаотряда. Комиссия долго считала основной причиной происшествия разные показания барометрических высотомеров при полете со скольжением. Поскольку оно не фиксируется аварийным регистратором, сделать однозначный вывод не представлялось возможным. Выполненные И.И.Григорьевым, И.Е.Татуевым и И.Ю.Трофимовым расчеты скольжения при заходе на посадку, основанные на записях бортовых устройств регистрации скорости полета, курса, крена и угловой скорости рыскания, показали, что скольжения на этом этапе полета не было. Приняв во внимание этот фактор, аварийная комиссия единогласно решила, что авиационное происшествие произошло вследствие:

• нарушения инструкции по производству полетов аэродрома "Яренск", допущенного диспетчерской службой движения и экипажем вертолета при принятии решения о посадке на заправочную площадку;

• неправильного восприятия экипажем высоты полета при выполнении захода на посадку в условиях белизны над безориентированной местностью;

• не использования задатчика малой высоты радиовысотомера при заходе на посадку.

Вертолет В-3 (бортовой № 04112) потерпел катастрофу, когда летел по маршруту Кременчуг-Воронеж-

Уральск-Орск-Кустанай-Петропавловск (Казахский)-Новосибирск (Северный)-Томск-Ачинск-Братск-Киренск-Олек-Минск-Маган(Якутск)-Тилички. Машина замыкала группу из трех вертолетов В-3, закупленных объединением "Камчатскавиа".

На перегоне Олекминск-Маган произошло разрушение вертолета в воздухе на высоте 2000 метров. Части воздушного судна упали на остров Ударник, находящийся на реке Лене, и сгорели. Погибли экипаж в составе С.В.Булавицкого (командир), А.М.Буркова (штурман), Ю.П.Вонсула (бортмеханик), два служебных пассажира А.А.Беличко. и О.С.Челиков (авиатехники).

По поручению аварийной комиссии на базе ГосНИИ ГА провели исследования элементов конструкции. Выяснили, что первопричиной катастрофы явилось разрушение рычага поворота лопасти, которое имело усталостный характер в течение 2-5 часов при уровне напряжений в 2-3 раза выше расчетного.

При исследованиях обнаружили, что лопасть, рычаг которой сломался в полете, имела некоторые индивидуальные особенности. По мнению комиссии, именно они могли стать причиной увеличения нагружения рычага. Проведенный Григорьевым и Трофимовым анализ потребной мощности при выполнении данного полета показал, что полетный вес составлял не менее 7200 кг - при максимально-допустимом в 6400 кг. В дальнейшем Г.Г.Писклов доказал, что перегруз произошел из-за того, что на вертолете перевозили оборудование для технического обслуживания самой машины.

Были выполнены специальные летные испытания В-3, в которых оценивалось влияния перегруза вертолета и индивидуальных характеристик лопасти на нагружение рычага поворота лопасти. Комплексные исследования показали, что причиной данной катастрофы явилось усталостное разрушение рычага поворота лопасти несущего винта. Сказалось воздействие увеличившихся примерно в три раза нагрузок, вызванных выполнением полета в условиях срыва потока с лопастей несущего винта из-за большой полетной массы (взлетный вес был превышен примерно на 20%) и высокой скорости, превышающих ограничения РЛЭ. Это привело к значительному снижению ресурса рычага поворота лопасти - с 500 часов до величины порядка 10 часов.

Свою роль сыграло отсутствие естественных и искусственных признаков приближения лопастей несущего винта к режиму срыва потока. Повышенная энерговооруженность вертолета провоцировала на перегруз. А наличие гасителя вибраций не позволило экипажу обнаружить и предотвратить возможность длительного полета в условиях срыва.

Кстати, энерговооруженность отечественных вертолетов более ранней разработки не позволяла взлетать с большим перегрузом, гасители вибраций на вертолете отсутствовали. Экипаж имел возможность своевременно обнаруживать срыв по повышенным вибрациям.

По сравнению с Ми-2 себестоимость перевозки на вертолете В-3 оказалась ниже в 1,75 раза, грузоподъемность "Сокола" превысила показатели отечественного вертолета. На больших высотах и в жару при висении вне влияния земли его полная коммерческая нагрузка соизмерима с показателями вертолета Ми-8. Например, при температуре наружного воздуха плюс 30°С на высоте 1000 м полная коммерческая нагрузка на Ми-8 при работе с внешней подвеской равна 1600 кг, а на "Соколе" - 1900 кг.

Однако себестоимость перевозки грузов на вертолете В-3 по сравнению с Ми-8Т оказалась выше в 3-5 раз. Стоимость В-3 (в зависимости от числа покупаемых машин - 2-2,5 млн. долларов) в 1989-1990 гг. превышала стоимость вертолета Ми-8Т в четыре-пять раз. Такая разница объясняется заведомо заниженной ценой вертолета Ми-8Т на внутреннем и внешнем рынках в то время. А вертолет В-3 был лишь незначительно дешевле своих аналогов, производимых на Западе.

Советский Союз в начале разработки вертолета предполагал закупить тысячи экземпляров, но после окончания его испытаний наша страна приобрела только 20 машин.

Преследуя рекламные цели, Польша взяла в аренду все купленные нами вертолеты вместе с экипажами и задействовала их при тушении пожаров в Испании и Португалии. И тут не обошлось без недоразумений. В процессе вывозного полета польский летчик, имевший опыт борьбы с огнем, направил вертолет в его эпицентр. Русский пилот, опасаясь тяжелых последствий, начал уводить вертолет в сторону от очага пожара. Он не знал, что на "Соколе" установлена система непрерывного запуска, обеспечивающая мгновенный запуск - в случае срыва пламени в двигателе из-за воздействия горячего воздуха. Добавлю, что противодействие пилотов в воздухе закончилось их дракой на земле и наказанием польского летчика.

Летные испытания показали, что ТТТ на вертолет были в основном выполнены. Однако улучшение летно-технических характеристик и увеличение грузоподъемности вертолета, в соответствии с договоренностью в мае 1984 г., создало проблему с выполнением ТТТ вертолета по ресурсу.

Предполагалось, что к окончанию государственных испытаний ресурс основных агрегатов вертолета будет равен 4500 часам, а фактически он не превысил 1500 часов. После выработки ресурса на тушении пожаров машины были списаны, так как у эксплуатантов не нашлось денег на покупку новых агрегатов.

Безусловно, судьба вертолета "Сокол", сложилась бы удачней, если бы тактико-технические требования на вертолет не менялись заказчиком многократно в процессе разработки. И если бы период создания машины не совпал с реформированием общественного строя в Польше и в нашей стране.

В последние годы польские специалисты пытались совместно с "ОКБ Миля" провести глубокую модернизацию вертолета "Сокол", направленную на улучшение его летно-технических и экономических характеристик. Однако развития эта деятельность не получила. Уже появились современные отечественные вертолеты Ми-8МТ, Ми-171 и Ми-172. Кроме того, разработаны вертолеты Ка-226 (класса Ми-2) и Ка-62 (класса Ми-4), на которых начаты заводские испытания.

В настоящее время польские конструкторы продолжают работы по улучшению характеристик вертолета "Сокол" без участия российских специалистов . В частности, разработан и испытывается более совершенный несущий винт.

Вертолёт ПЗЛ "Сокол" поставлялся в Польшу, Египет, Португалию, Испанию, Оман, Грецию и ряд стран Юго-Восточной Азии. Всего было изготовлено и продано 120 экземпляров. В эксплуатации находятся следующие варианты:

• пассажирский (устанавливается до 12 пассажирских сидений);

• пассажирский повышенной комфортности (перевозится 5 человек);

• грузопассажирский (перевозится груз массой до 2100 кг, либо до 10 пассажиров);

• "летающий кран" (транспортируется груз до 2100 кг или бак с водой для тушения лесных пожаров);

• полицейский;

• санитарный (перевозит до четырех больных на носилках и двух сопровождающих);

• реанимационный (снабжен современным реанимационным оборудованием);

• горноспасательный (снабжен лебедкой грузоподъемностью 270 кг, системой десантирования, лыжными шасси);

• морской спасательный (снабжен баллонами и спасательным оборудованием);

• учебный (устанавливаются элементы управления для второго пилота).

Краткое техническое описание конструкции

Вертолет выполнен по одновинтовой схеме. Фюзеляж представляет собой цельнометаллический полумонокок с применением в некоторых местах элементов, выполненных из стеклоткани, пропитанной эпоксидной смолой. Он разделен на три отсека: в переднем размещена кабина экипажа, в среднем - транспортная кабина, в заднем - часть радиоэлектронного оборудования и багажник.

Кабина экипажа оборудована двумя рабочими местами для летного состава. Отделена от транспортной кабины радиоотсеком, проем которого обеспечивает удобный переход из одной кабины в другую.

Члены экипажа, не участвующие в пилотировании вертолета, могут размещаться на кресле в проходе между кабинами экипажа и транспортной, а также на кресле в транспортной кабине - у пульта управления грузовой лебедкой.

Все проемы и двери имеют уплотнения, предохраняющие от попадания в кабины пыли и влаги.

В транспортной кабине расположены сиденья для перевозки девяти пассажиров, узлы для крепления перевозимых грузов массой до 2100 кг и дополнительного топливного бака.

Над проемом левой сдвижной двери транспортной кабины установлена бортовая стрела с электролебедкой - для подъема людей и грузов массой до 120 и 150 кг соответственно.

В нижней части фюзеляжа установлены узлы для крепления фермы системы внешней подвески, на которой можно перевозить грузы массой до 2100 кг.

Хвостовая балка представляет собой неразъемную конструкцию с килем и неуправляемым стабилизатором. В конце ее снизу крепится хвостовая опора.

Вертолет имеет несущий винт (состоящий из четырех лопастей) и трехлопастной хвостовой винт.

Лопасти несущего и хвостового винтов выполнены из стеклопластика. Состоят из лонжерона и хвостовой части с сотовым заполнителем.

Крепление лопастей к корпусу втулки осуществляется посредством шарниров. Для уменьшения вибрации и улучшения комфортабельности полета на втулке несущего винта установлен маятниковый виброгаситель типа "Соломон".

Шасси вертолета трехопорное, неубирающееся в полете. Передняя опора самоориентирующаяся, с двумя спаренными колесами размером 400 х 150 мм. На основных опорах шасси установлены тормозные колеса размером 500 х 250 мм. Одновременное торможение обоих колес осуществляется с помощью пневмосистемы. Для обеспечения посадки на снег предусмотрена возможность установки лыж.

Управление вертолетом - двойное, осуществляется с правого и левого кресел экипажа с помощью рычагов общего шага, ручек циклического шага и педалей. В системе управления установлен автопилот АП-ВЗ для автоматической стабилизации углового положения вертолета по крену и тангажу.

Гидравлическая система вертолета состоит из основной и дублирующей систем. Основная гидросистема осуществляет питание гидроусилителей управления несущим и рулевым винтами, рулевых машинок автопилота, демпфера педалей управления рулевым винтом, фрикциона рычага общего шага. Дублирующая система осуществляет питание только гидроусилителей управления винтами.

Топливная система вертолета обеспечивает подачу топлива к каждому двигателю по самостоятельной схеме, а также работу обоих двигателей при отказе одной из этих систем. Топливо размещается в четырех мягких резиновых баках общей емкостью 1700 литров. Резиновые баки размещены под полом центральной части фюзеляжа. Для увеличения дальности полета в транспортной кабине предусмотрена установка дополнительного жесткого бака вместимостью 945 литров.

Противопожарная защита служит для тушения пожара в подкапотном пространстве двигателей и главного редуктора. Она состоит из двух огнетушителей, двух исполнительных блоков, датчиков сигнализации пожара и сигнальных табло.

Для защиты от обледенения имеется электротепловая ПОС лопастей несущего и рулевого винтов, лобовых стекол кабины экипажа; ПВД и воздушно-тепловая ПОС входов двигателей (лопатки ВНА и обтекатель стартера), сепараторов и трубок эжекции ПЗУ. Входные тоннели двигателей и гриб ПЗУ обогреваются маслом, циркулирующим в маслосистеме.

Система кондиционирования, отопления и вентиляции регулирует температуру воздуха и осуществляет вентиляцию, обогрев и охлаждение кабин, обдув изнутри остекления кабины экипажа. Воздух для отопления и вентиляции отбирается от компрессоров двигателей. Для кондиционирования кабин используется устанавливаемый по требованию блок кондиционера, куда входит воздухо-воздушный радиатор и турбохолодильник.

Аварийно-спасательное оборудование вертолета включает в себя аварийные выходы, аварийное освещение и маркировку. Предусмотрены места для размещения аварийных радиостанций и спасательных жилетов.

Электрооборудование вертолета состоит из пяти отдельных электросетей: постоянного тока 27 В; трехфазного переменного тока 200 В, 400 Гц; однофазного переменного тока 115 В, 400 Гц; трехфазного переменного тока 36 В, 400 Гц; однофазного переменного тока 6 В, 400 Гц. Основной является электросеть постоянного тока напряжением 27 В.

Внешнее светотехническое оборудование состоит из аэронавигационных огней БАНО-45, хвостового огня ХС-39, двух световых проблесковых маяков МСЛ-ЗМ, контурных огней ОК на лопастях несущего винта, двух посадочно-поисковых фар ФПП-7.

Система сбора полетной информации включает в себя бортовое устройство регистрации БУР-1-2 и бортовое средство сбора звуковой информации МАРС-БМ.

В составе пилотажно-навигационного оборудования имеются указатели скорости ПС-8К, барометрические высотомеры ПВ-12К, вариометры, система полного и статического давлений, радиовысотомер А-037, радиокомпас АРК-22, авиагоризонты АГК-77-15, АГР-74-15, указатель поворота ГЗ-08. В навигационное оборудование включены также курсовая система "Гребень-2", магнитный компас БЛ-03, часы АЧС-1.

Радиосвязное оборудование состоит из двух радиостанций MB диапазона "Бриз", радиостанции KB диапазона "Ядро-1П", аппаратуры внутренней связи СГУ-6. В носовой части фюзеляжа предусмотрено место для установки метеорадиолокатора 5А-813, антенна которого имеет радиопрозрачный обтекатель.

Силовая установка состоит из двух газотурбинных двигателей ПЗЛ-10В, разработанных заводом "ВСК-Жешув". Использован газодинамический тракт советского самолетного двигателя ТВД-10, установленный над потолочной панелью грузовой кабины.

На входе воздуха в двигатель предусмотрена установка пылезащитного устройства инерционного типа, предохраняющего от воздействия пыли и песка.

Конструктивной новинкой является способ установки двигателей и крепления их и главного редуктора на общей плите, который раньше использовался только на вертолетах соосной схемы (Ка-25, Ка-27).Примененная схема крепления устраняет влияние деформации фюзеляжа, обеспечивает соосности валов двигателя и главного редуктора. При этом монтаж и демонтаж двигателей с главным редуктором и редукторной плитой осуществляется вне вертолета, что облегчает эксплуатацию.

Под капотами на редукторе размещены генераторы постоянного и переменного тока, гидронасосы и гидроусилители системы управления несущим винтом. Гидроусилитель управления хвостовым винтом размещен на потолке за главным редуктором.

Под капотами размещены также вентилятор системы охлаждения с радиаторами, гидроблок и другие агрегаты силовой установки. В открытом положении удерживаемые тросами капоты представляют собой трапы для обслуживания силовой установки и несущего винта. На борту фюзеляжа предусмотрены ступеньки для подхода к силовой установке.

Установка вентилятора в отсеке под двигателями снижает уровень шума и вибраций внутри кабины, а также уменьшает угрозу пожара.

Передача мощности к хвостовому винту осуществляется трансмиссионным валом, выполненным из дюралевых труб со шлицевыми муфтами, установленными в шарикоподшипниках на хвостовой балке, а также промежуточным и концевыми редукторами.

На валу хвостовой трансмиссии установлен механический тормоз барабанного типа.

На вертолете применена современная электронная топливорегулирующая аппаратура. Она включает систему автоматического поддерживания оборотов свободных турбин, заданных в зависимости от условий полета. Летчик изменяет только шаг несущего винта, и двигатели автоматически переходят на режим работы, обеспечивающий постоянство оборотов винта.

Такая система освобождает летчика от необходимости непосредственного управления двигателями в нормальном полете. В случае отказа автоматической системы предусмотрено ручное управление двигателем. Соответствующие рычаги находятся на потолочном щитке в передней части кабины экипажа.