28 мая 2013 года произошла катастрофа вертолета Ми-8ТП. Днем в простых метеорологических условиях экипаж вертолета Ми-8ТП выполнял "Контрольный полет в зону» с аэродрома Саратов (Сокол).

Взлет был выполнен в 11 ч 07 мин 31 с мск/08 ч 07 мин 31 сек (по Гринвичу). Выход в пилотажную зону № 1 выполнен с 1-го разворота круга полетов в режиме набора высоты под управлением РБЗ.

После занятия пилотажной зоны № 1 в 11 ч 17 мин 24 с (через 9 мин 36 с полета) на высоте 600 м экипаж, согласно заданию на полет, приступил к выполнению фигур простого пилотажа. Начиная с 9 мин 36 с до 12 мин 50 с полета экипаж выполнил левый вираж с креном 10^о–15^о, а затем продолжил левый вираж с плавным увеличением угла крена до 25^она скорости 195-200 км/ч. В процессе выполнения виражей параметры полета соответствовали установленным.

Особая ситуация возникла на 13 мин 45 с полета в пилотажной зоне на Н=600 м. При выполнении левого виража с креном 25  на скорости полета 200 км/ч экипаж отметил появление низкочастотных, нехарактерных для данного режима полета, колебаний вертолета («вибрационный дискомфорт») с нарастающей амплитудой.

Одновременно летчик-инструктор (согласно его рапорту) визуально определил «вымахивание» (несоконусность) лопастей несущего винта вертолета.

Летчик инструктор принял решение о прекращении выполнения левого виража и на 13мин 46с полета подал команду курсанту «Вывод», взял управление на себя и приступил к выполнению вывода из левого крена с темпом 4-5°/с (с 24° до 3° за время 4-5 с), при значениях параметров: ОШ НВ=7°, Н=600 м, Nнв=95%, скорость полета 200 км/ч и угол тангажа 0°.

Через 1с обучаемый курсант, впервые в летной практике попав в режим низкочастотных колебаний вертолета, произнес: «Фигасе! А че такое было? Че так трясет?». <br>

В процессе вывода из крена с целью предотвращения дальнейшего развития колебаний летчик инструктор выключил автопилот нажатием кнопки отключения автопилота на ручке управления вертолетом, однако «тряска» воздушного судна не прекращалась.

На 13 мин 49 с, на Н=600 м и скорости полета 200 км/ч произошло касание лопастей несущего винта с концевой балкой вертолета, сопровождающееся интенсивным (за время 0,5 с) уменьшением и размытием значения аналогового параметра ОШ НВ с 7° до 6,0°, с увеличением Nнв с 95% до 96%, при угле тангажа на кабрирование 3° и с одновременным уменьшением темпа вывода из левого крена с 3° до 0° за 2 с.

По докладу экипажа, через 1-2 с после выключения автопилота в районе хвостовой балки произошел удар. Вертолет энергично перешел на кабрирование с интенсивным увеличением правого крена.

По материалам средств объективного контроля на 13 мин 52 с на Н=600 м за время 1-2 с зарегистрировано одновременное изменение параметров полета вертолета: дискретно, прерывисто с пиковыми значениями ОШ НВ в диапазоне 6,5°÷3,5°÷7°, угла крена от 0° до 17° - вправо и до 4°- влево, увеличение угла тангажа до 10° на кабрирование при незначительном уменьшении скорости полета с 195 км/ч до 185 км/ч. При этом наблюдается увеличение оборотов несущего винта до 100%.

После удара в районе хвостовой балки экипаж отмечает возникновение значительных знакопеременных нагрузок на воздушное судно и хаотичное перемещение ручки управления вертолетом, на основании чего летчик-инструктор принял решение на покидание экипажем воздушного судна и, ввиду невозможности воспользоваться кнопкой переговорного устройства, находящейся на ручке управления вертолетом, подал команду экипажу «Прыжок!» голосом без нажатия кнопки.

Ввиду скоротечности развития особой ситуации в полете летчик-инструктор о повышенных вибрациях вертолета, о прекращении выполнения задания в зоне и о покидании вертолета руководителю полетами не доложил.

Наиболее вероятно, на 13 мин 54 с полета первым к покиданию вертолета через левый блистер приступил курсант с левой чашки кресла кабины экипажа при нахождении вертолета в левом крене 11°, с углом тангажа 2°-на кабрирование при скорости 190 км/ч и на высоте Н=600 м. В  процессе изменения угла крена с 11°- влево до 4°- вправо на 13 мин 56 с курсант отделился от вертолета. Парашютная система сработала штатно.

Вторым покинул вертолет летчик инструктор с правой чашки кресла кабины экипажа через правый блистер в период времени с 13 мин 57 с по 13 мин 59 с полета, в процессе изменения положения вертолета из правого крена 4° в левый крен до 42°, при угле тангажа 5-6° на кабрирование на скорости 190-185 км/ч и высоте полета 600 м. Парашютная система сработала штатно.

Бортовой авиационный техник находился на своем рабочем месте в надетой подвесной системе, но в процессе возникновения и развития особой ситуации спасательный парашют ПН-58 серии 3 к подвесной системе подсоединен не был.

После авиационного происшествия тело бортового техника вертолета было обнаружено рядом с  разрушенным и сгоревшим воздушным судном (в 2 м от носовой части фюзеляжа), при этом фрагменты тела (правая нога и правая рука) были обнаружены на расстоянии соответственно 90 и 95 м от места падения вертолета. Фрагменты сгоревшего парашюта ПН-58 серии 3 были обнаружены в фюзеляже разрушенного вертолета. Данные факты свидетельствуют о том, что, наиболее вероятно, бортовой техник вертолета, в результате воздействия значительных знакопеременных перегрузок в процессе разрушения воздушного судна в полете, присоединить спасательный парашют к подвесной системе не смог, был выброшен из вертолета и попал под вращающиеся лопасти разрушенного несущего винта. Нахождение тела погибшего бортового техника в непосредственной близости от разрушенного вертолета объясняется вероятной идентичностью траектории движения на конечном этапе падения.

Таким образом, скоротечность развития особой ситуации в воздухе, большие знакопеременные по величине и направлению колебания конструкции вертолета под действием неуравновешенных сил от разрушавшейся в воздухе несущей системы вертолета (вибрации за пределами возможности работоспособности экипажа) не позволили бортовому авиационному технику воспользоваться средствами спасения.

Удары лопастей несущего винта по хвостовой балке вертолета привели к ее разрушению и отделению от фюзеляжа вместе с рулевым винтом, а также к прекращению радиосвязи с экипажем и регистрации параметров полета системой САРПП-12И1.

До момента прекращения регистрации (на 14 мин 05 с полета) параметры полета составляли: Н=520 м, V=185 км/ч, ОШ НВ=4,5^о, Nнв=102%, угол крена более 60^о вправо, угол тангажа 14^о на кабрирование.

Разрушение несущей системы вертолета, повлекшее отделение хвостовой балки в воздухе, произошло скоротечно, в течение нескольких оборотов несущего винта, что, при оборотах 192 об/мин (или 3,2 об/с), составляет от 0,25 с до 0,75 с.

Вертолет в неуправляемом падении, на удалении 23,5 км и в азимуте 208° от КТА аэродрома с большой вертикальной скоростью (около 50 м/с), углом тангажа около 45-55 , правым креном около 60 и вращением влево относительно вертикальной оси столкнулся с земной поверхностью, разрушился и частично сгорел.

Руководитель полетами, не имея информации о возникшей ситуации на борту воздушного судна, помощи экипажу оказать не мог.

На земле ущерба и разрушений нет. <br>

Причиной катастрофы вертолета Ми-8ТП явилось разрушение его конструкции в полете вследствие соударения лопастей несущего винта с хвостовой балкой, обусловленного возникновением и интенсивным развитием низкочастотных автоколебаний воздушного судна в процессе выполнения полета. Развитию автоколебаний могли способствовать несвоевременные действия экипажа по выключению автопилота вертолета.

Соударение лопастей несущего винта с хвостовой балкой вертолета, наиболее вероятно, явилось следствием сочетания следующих опасных факторов:

- выполнение полета с полетной массой вертолета менее 9000 кг, что способствует возникновению автоколебаний воздушного судна, а так же сближению лопастей несущего винта с хвостовой балкой вертолета ввиду уменьшения среднего угла конусности несущего винта;

- размытие конуса несущего винта, а также колебания хвостовой балки в вертикальной плоскости вертолета в результате низкочастотных колебаний;

- увеличение угла тангажа вертолета при его выводе из левого виража в процессе автоколебаний, повлекшее завал конуса вращения несущего винта в сторону хвостовой балки.

- выполнение полета с полетной массой вертолета менее 9000 кг, а также несвоевременные действия экипажа по выключению автопилота обусловлены отсутствием в Инструкции экипажу необходимой информации о склонности вертолетов данного типа к возникновению низкочастотных колебаний при полетной массе менее 9000 кг, а также о признаках и последовательности выполнения экипажем минимально необходимых немедленных операций при возникновении автоколебаний вертолета.

Причиной гибели бортового техника вертолета явилось отсутствие возможности своевременного покидания им воздушного судна ввиду выполнения полета без пристегнутого к подвесной системе спасательного парашюта.