米-6M 效果图，起落架改为可收放式
1969 年，一架米-6 被改装用作 D-25VF 型发动机的测试平台。这种发动机的起飞功率为 6,500 马力，是为 V-12 重型直升机研制的。这架飞机同时也用作提高米-6 性能的研究平台。
1975 年，一架米-6 经过改装后加入了米-26 直升机研制项目，主要用作米-26 直升机 8 桨叶主旋翼和 5 桨叶尾桨空气动力性能的测试平台，还用于测试其他系统和部件。
用于测试米-26 旋翼系统的米-6
米-6VR 研制于 1976 年，它的用途非常独特——在寒冷的冬天向其他飞行中的直升机喷水，造成结冰，以测试其他直升机的除冰系统性能。米-6VR 机舱内装有一个水箱，舱门下前方装有喷嘴架，水流则由此处的喷嘴向前方喷出。
经过改进和重新设计的米-6A 可在昼/夜间目视气象条件下执行任务。机组通常由 5 人组成：正驾驶、副驾驶、领航员（在军用直升机上兼任机枪手）、飞行机械师和无线电操作员。机身为全金属结构，通体使用扁头铆钉连接，使用几个圆头铆钉作为水平标线。机身材料主要为 D16T 型硬铝和 AL-9 型铝合金，部分结构部件由铝合金、镁合金、高强度钛合金以及不同等级的钢制成。机身由机身构件、纵梁和桁梁构成常规的半硬壳式结构，蒙皮厚度在 0.8~2.5 毫米。横向基本剖面为垂直轴较长的椭圆形。在结构上，米-6A 直升机的机身包括四部分：前机身、中机身、尾梁和尾斜梁，每一部分都由数个构件组成。
前机身由 12 块构件和 141 个桁梁组成，容纳了驾驶舱、飞行控制系统、导航电子系统、飞行仪表、无线电通信设备以及大分辅助设备等。前部分机体横向剖面为圆形，后部分机体剖面是顶部和两边为直线的类椭圆形。原型机的前机身最前部设有外延式抛光圆形导航台，后期型的导航台部分为光学平面状。机鼻右侧装有单窗后开可抛式小门，方便人员进入。导航台抛光部分为3毫米有机玻璃，前面板为硼硅夹层玻璃。军用米-6A 机鼻下方装有液压门，用于安装 NUV-1M 机枪。驾驶舱比较宽敞，左为正驾驶，右为副驾驶。驾驶员后方左为飞行机械师，右为无线电操作员。驾驶座椅后方设有隔板，隔板上设有 700 毫米宽的舱门。驾驶舱壁上设有4个风挡（内侧两个为4毫米的有机玻璃，外侧两个为夹层玻璃）、2 个顶窗和 4 个侧窗。最前面 2 个侧窗为可抛式，可供飞行员在特殊情况下应急逃生使用。窗体采用外凸设计，可为飞行员提供较好的下视野。后面 2 个侧窗为圆形，左边一个为可抛式，可作为机械师和通信员的紧急逃生通道。驾驶舱的底板为硬铝加强型胶合板。驾驶舱顶舱壁上装有1个前铰上开式舱门，可以由此通往发动机和旋毂。左舱壁上装有两个下铰外开式舱门，通往电池组。前机身后部装有一个 700 毫米宽的双扇门，通往中机舱。
中机身由 42 块构件组成，内为货舱。货舱地板为加强型，长 11.725 米，最宽处 2.72 米，最高处 2.595 米，由硬铝制成，采用防滑设计。底板上设有两个上开小门，用于安装外挂吊索。地板之下是 8 个油箱，均为双层舱壁设计，舱间装有支肋用以加强结构。中机身上部为发动机舱和主变速箱，其后为3个油箱。货舱后部装有舱门，规格为 2.65×2.7 米。左货舱门上装有辅助动力设备。人员舱门规格为 1.635×0.805 米，装有可拆卸式跳板。中机身两侧还各装有 1 个小舱门用作紧急出口。所有舱门均为后铰外开式。
尾部大型舱门可方便大件货物进出
尾梁部分为加强型结构，蒙皮厚度为 1.2~1.5 毫米。尾梁与中机身连接，前部直径 1.76 米，后部直径 1.2 米。内装有尾桨传动轴、脚蹬控制线缆、水平尾翼固定件以及其他航空电子设备。尾斜梁斜度为 45°40′，装有尾鳍、固定式方向舵和可拆卸式整流罩，内装有中段变速箱、末端变速箱以及两者之间的传动轴。尾斜梁的右壳上装有尾桨，由金属材料制成，左壳则由 AM-100 型亚麻织物制成。固定方向舵为不对称结构，可以在向前飞行速度提高时降低尾桨载荷。
机身配有梯形机翼，可以在巡航飞行起到降低主旋翼载荷的作用，分担超过 25% 的载重量。左机翼俯仰角为 14°15′，右机翼俯仰角为 15°45′，无后掠角和上反角。全动式梯形水平尾翼可以使飞机在向前飞行时更为稳定、可控性更强，俯仰范围为 +5°~-13°。
机身配有梯形机翼，可以在巡航飞行起到降低主旋翼载荷的作用
起落架为不可收缩的前三点式设计，装有液氮减震器。前起落架装有两个同轴机轮，规格为 0.72×0.31 米，无刹车，轮胎压力为 6 千克/平方厘米。后起落架上装有减震器，低压型机轮上装有刹车，轮胎压力为 7 千克/平方厘米。
米-6 的主起落架
米-6A 直升机安装了 2 台 D-25V 型涡轴发动机，在中机身上部并排安装，左发和右发不可互换。D-25V 为单轴、固定进气道、九级压缩器发动机，并有管形燃烧室、1 个单级轴向涡轮和 1 个二级自由涡轮。放气阀位于第三和第四级压缩器处。D-25V 起飞功率 5,500 马力，在 3,100 米高度以 250 千米/小时飞行时功率为 2,280 千瓦。
米-6A 直升机为双控机型，通过改变主旋翼和尾桨推力的方向和大小改变水平和纵向飞行姿态。飞机的俯仰控制通过俯仰操纵杆实现，方向控制则通过操纵方向舵踏板改变尾桨推力方向实现。
米-6A 直升机共有 11 个机身油箱。其中 1 号油箱为主油箱，其余 10 个油箱分成 5 组。各油箱组和主油箱均装有油泵。如需增加航程，还可外挂两个 2,250 升副油箱及货舱内油箱。机身总油量为 8,250 升，外挂副油箱时增加至 12,750 升，再加装货舱远程油箱后可达 17,250 升。供油方式分为自动和手动两种，手动式可以由驾驶员自主决定和切换油箱。前机身右侧设有加油口。
米-6 的两侧副油箱
米-6A 直升机的液压系统分为主系统、备份系统和附属系统。采用主液压系统工作时可以以两种方式控制飞机，即飞行员手动控制或由飞行员和自动驾驶仪配合控制。采用备份液压系统工作时，只能由飞行员手动控制。附属液压系统主要负责控制风挡雨刮、开关机枪舱门、调整驾驶座椅的高度角度以及驱动外挂吊索等。