Коллектив создателей В-8 у своего детища

ТВ2-117 был выполнен по схеме с десятиступенчатым осевым компрессором, прямоточной кольцевой камерой сгорания двухступенчатой свободной турбиной. Выхлопная труба была отклонена на 60° от оси двигателя для отвода потока газов от поверхности вертолета. На двигателе монтировался стартер-генератор постоянного тока с противовзрывным кожухом на искрящем узле. В конструкции использовались новые материалы и технологии, только осваивавшиеся авиапромом, включая вновь созданные марки сталей и титан в подверженных высоким температурным нагрузкам узлах.

Значительной проблемой при создании малоразмерного турбовального двигателя стала необходимость преодоления неприятного эффекта «парного вихря», присущего осевым компрессорам таких двигателям. При прохождении воздуха через проточную часть вследствие трения потока о стенки конструкции возникают завихрения на втулочном и периферийном радиусе лопаток компрессора. У мощных газотурбинных двигателей с их длинными лопатками вредное влияние вихрей локально и менее заметно, позволяя создать должный напор. Однако при небольших лопатках малоразмерных ГТД (особенно крохотных лопатках последних ступеней компрессора) вихри целиком охватывали всю их высоту, сводя расчетные режимы работы на нет и «съедая» к.п.д. до непозволительно малых значений. Известные решения конструктивной проблемы с осецентробежным компрессором выглядели громоздко, препятствуя намерению создать компактную силовую установку небольшой поперечной размерности.

Конструкторы избрали путь регулировки компрессора, избавляемого от вредных влияний посредством управляемого входного направляющего аппарата и направляющих аппаратов трех первых ступеней, а также клапанов перепуска воздуха. Регулируемый направляющий аппарат был новинкой, позволяя повысить запасы устойчивости компрессора, «настраиваемого» в зависимости от режима работы двигателя и обеспечивающего бессрывное протекание потока. Впервые в практике отечественного двигателестроения использовалась конструкция опущенных замков турбинных лопаток для улучшения охлаждения и снижения напряжений в дисках турбин. Полки турбинных лопаток выполнялись с лабиринтами, демпфировавшими переменные напряжения в лопатках и повышавшими к.п.д.. Ротор компрессора имел цельную жесткую конструкцию, точеную из титанового сплава. Для предотвращения раскрутки свободной турбины управление двигателем включало систему защиты, контролировавшую выход на критические обороты.

Двигатель ТВ2-117 проходил отработку параллельно вертолету и его Госиспытания были завершены в 1964 году. Взлетная мощность ТВ2-117 была доведена до 1500 л.с, крейсерская мощность продолжительного полета, при котором время работы двигателя не ограничивалось, составляла 1000 л.с. Двигатель отличался небольшим весом в 330 кг и компактностью, имея поперечный размер в пределах 550 мм (для сравнения - поршневой мотор Ми-4 имел 1300 мм в поперечнике). Силовая установка из двух ТВ2-117 по сравнению с одним мотором АШ-82В обладала мощностью на три четверти большей и весила на 400 с лишним килограммов меньше, давая более чем 40% выигрыш весовых характеристик.

Конструкторам изотовского КБ было чем гордиться. Экономичность, обычно «хромающую» у малоразмерных двигателей, создателям ТВ2-117 удалось довести до весьма приемлемых показателей: на крейсерском режиме удельный расход топлива составлял 0,310 кг/л.с.час против 0,343 кг/л.с.час у гораздо более мощного Д-25В на Ми-6. Такие характеристики удалось обеспечить благодаря прогрессивным конструктивным решениям. Степень сжатия компрессора ТВ2-117, выглядевшего буквально игрушечным по сравнению с «настоящим» Д-25В, превосходила соответствующий показатель того, достигая значения 6,6 против 5,6 у вертолетного гиганта. Расход воздуха, обеспечиваемый малогабаритным компрессором ТВ2-117, на взлетном режиме составлял 6,6 кг в секунду. Что касается весовой отдачи, то у ТВ2-117 она была доведена до уровня полноразмерных турбовальных двигателей: с килограмма веса двигателя при взлетной мощности «снималось» 4,37 л.с. (у Д-25В параметр равнялся 4,42 л.с./кг). Применительно к предшественнику Ми-4 с его поршневой силовой установкой весовая отдача находилась на уровне 1,60 л.с/кг, тем самым эта характеристика у газотурбинного двигателя возросла без малого втрое.

Серийное производство двигателей ТВ2-117 было организовано на моторостроительном заводе в Перми. Поскольку газотурбинный двигатель имел намного большие рабочие обороты, чем поршневые моторы (частота вращения ротора ТВ2-117 впятеро превосходила обороты коленвала АШ-82В), требовался редуктор с качественно иными характеристиками. Примечательным достижением явилось создание нового двухвального редуктора ВР-8, сконструированного двигателистами и имевшего трехступенчатую планетарную схему с передаточным отношением 1:62,6. Крутящий момент со  свободных турбин передавался на несущий и рулевой винты через трансмиссию, включавшую главный, промежуточный и хвостовой редукторы. Устройство главного редуктора обеспечивало распределение потока мощности на несущий и рулевой винты, «пропуская» 3000 л.с. (у Ми-4 планетарный двухступенчатый редуктор Р-5 был рассчитан на мощность не более 2000 л.с).