世界直升机 数据库
中 国http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifEC120 蜂鸟
国际合作欧洲直升机法国公司、中国航空技术进出口公司、新加坡航宇公司研制
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifZ-11
中国昌河飞机工业公司/中国直升机设计研究所研制
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifZ-5
中国哈尔滨飞机制造公司研制
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifZ-8
中国昌河飞机工业公司/中国直升机设计研究所研制
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifZ-9(直9)
中国哈尔滨飞机制造公司研制
欧洲直升机法国公司、中国航空技术进出口公司、新加坡航宇公司
概 况 EC120是5座单发轻型民用和军用直升机，英文名称叫Hummingbird，中文名称叫“蜂鸟”。1990年2月15日开始技术设计阶段(原编号为P120L)，其后重新设计了发动机和桨叶，总重量也减少了500千克。1992年10月签订研制合同，1993年1月重新编号为EC120。1993年年中完成设计，1995年初两架原型机的第一架在欧洲直升机法国公司开始组装，1995年6月9日第一架原型机首飞。1996年7月17日第二架原型机试飞，1997年6月取得型号合格证。首架生产型EC120于1997年12月5日试飞。
欧洲直升机法国公司负责发展这个项目，并承担全部研制工作的61%，中国航空技术进出口公司承担24%，新加坡航宇公司承担15%。欧洲直升机法国公司负责旋翼和传动系统，座椅、最后组装，飞行试验及鉴定，中国航空技术进出口公司负责生产座舱、着陆系统和燃油系统，新加坡航宇公司负责尾梁、安定面、门和仪表板。
EC120直升机预计在未来10年内能销售1600～2000架，至1997年年中，有13个国家订购了50架。截至1998年12月，EC120的参考价为77万美元。
昌河飞机工业公司/中国直升机设计研究所
概 况
Z-11是中国直升机设计研究所与昌河飞机工业公司共同研制生产的轻型多用途军民两用型直升机，是我国直升机行业从专利生产、测绘仿制走向自行设计的第一个机种，第一个进行适航取证的直升机机种，也是从开始设计到实现首飞所用时间最短的直升机机种。Z-11在我国直升机飞行史上打破了多项全国记录,它是我国目前出勤率最高的直升机：飞行3700小时、22000个起落、出勤率达85%，夜航7场次、800个起落、飞行120小时、出勤率达100%。2000年元月，该机进行了高寒试飞，创造了我国直升机飞行史上的多个全国第一：空中续航5个多小时；-38℃下续航2小时；一天转场飞行8小时33分、跨越5℃到-38℃温差、飞行1332千米无任何故障；连续两天转场飞行2470千米，跨越七省无任何故障。
1991年1月，批准立项,正式将该型号直升机命名为直十一直升机，代号为“Z-11”，并任命中国直升机设计研究所为总师设计单位，昌河飞机工业公司为总工程师单位。从此，Z-11研制工作全面展开。1996年12月26日首飞。1997年起开始陆续交付使用。Z-11主要用于教练、缉私、边防巡逻、森林防火、交通指挥、地质勘探、医疗救护、旅游观光、公务飞行、通讯、侦察等。该机正副驾驶员各1名，后座可载4名乘员。
Z-11
昌河飞机工业公司/中国直升机设计研究所
设计特点
旋翼系统 旋翼为3片复合材料桨叶，尾桨为2片桨叶。
着陆装置 固定滑橇式起落架。
机身 单旋翼带尾桨式构型，机身结构上70%部件为复合材料。
动力装置 装1台WZ8D涡轴发动机，起飞功率510千瓦，最大连续功率450千瓦，巡航功率350千瓦。
Z-11
昌河飞机工业公司/中国直升机设计研究所
技术数据外形尺寸
旋翼直径 10.690m
尾桨直径 1.860m
机长 13.012m
机高 3.140m
机身长 11.240m
重量及载荷
空重 1253kg
最大起飞重量 2200kg
正常起飞重量 2000kg
性能数据(正常使用重量，飞行高度1000m，国际标准大气)
不可逾越速度 >261km/h
快速巡航速度 >238km/h
有利巡航速度 >218km/h
最大倾斜爬升率 >9.0m/s
航程 >600km
续航时间 >3.9h
有地效悬停升限(地效高度1.5m，国际标准大气) >3700m
无地效悬停升限(国际标准大气) >2930m
使用升限 >5240m Z-5
哈尔滨飞机制造公司
概 况
Z-5是中国哈尔滨飞机制造公司在前苏联米-4直升机基础上发展的中国的第一种直升机。1958年1月开始仿制，1959年仿制型Z-5原型机试飞。1963年定型并转入批生产。随后，对Z-5进行了大量的发展和改进工作。
重大发展和改进项目有：用金属旋翼桨叶代替了钢梁木结构旋翼桨叶，提高了旋翼的使用寿命和全机的飞行性能；将座舱内活动副油箱改为机身两侧外挂副油箱，增加了座舱的有效空间；在机身地板上增加了一个650毫米×900毫米的大开口，便于吊升或投放货物。同时将手摇绞车改为电动绞车；将3千瓦发电机改为6千瓦发电机；将燃油箱改为薄壁软油箱；固定式氧气设备改为活动式氧气设备，减少了飞机的结构重量；改进了总距-油门操纵把手，在平原地区起飞使用小行程，在高原地区使用大行程，使发动机进气压力显著增加，可保证在1500米高原上正常起飞；在旋翼大梁内充气，并装有压力信号器，能及时发现旋翼大梁裂纹；大大延长了直升机和旋翼的翻修寿命。
通过一系列改进后，Z-5最大平飞速度由185千米/小时提高到210千米/小时；巡航速度由140千米/小时提高到170千米/小时；动升限由5500米提高到6000米。
Z-5是一种多用途直升机，可用于空降、运输、救护、水面救生、地质勘探、护林防火和边境巡逻等。可在昼夜复杂条件下飞行。可运11名全副武装伞兵(超载可运15名)。可载1200千克轻小型装备或货物(超载1550千克)。救护时可运8名担架伤员和1名医护人员。可外部吊运1350千克货物。
Z-5
哈尔滨飞机制造公司
设计特点 总体布局 单旋翼带尾桨式布局。装有一台活塞7型发动机，旋翼有4片桨叶。水平尾面在尾梁末端。四轮式不可收放起落架。双座驾驶员座舱。复式操纵系统。
旋翼系统 旋翼左旋(仰视)，4片桨叶，铰接固定。混合式结构桨叶由钢管梁和包有胶合板及蒙布的木质架组成，平面呈矩形。翼型为变厚度NACA230M翼型和NACA230翼型。桨叶前缘装有液体防冰系统。
尾桨是三桨叶推进式，在飞行时可操纵变距。桨叶平面形状呈梯形，无扭转，前缘有液体防冰系统，并包有不锈钢的前缘包铁。1966年后，改为玻璃钢桨叶。桨叶用带有4个孔的钢接头固定在桨毂上。
动力装置 一台气冷式星型14缸活塞7发动机，装有传动机构离合器和带有导向装置的轴流式冷却风扇。发动机最大功率为1250千瓦。
机身 机身是由机身中段、尾梁和斜梁3部分组成的半硬壳铆接结构。机身的前部是发动机舱。中段为容积16立方米左右的机舱。机舱有2个入口，1个入口位于后部，2扇舱门分别固定在机身的两侧，关闭后构成机身的后部。这个舱门是往机身内装载技术装备和其它大型货物用的。另一个入口位于机身左侧壁上，是供人员进出和空投跳伞用的。
座舱 驾驶员座舱位于机身前上部，舱内安装有2副座椅和复式操纵系统，座舱有2扇滑动侧门以及与机舱相通的舱口。
着陆装置 为四轮式。前起落架机轮可自动定向、无刹车机构，机轮尺寸为400毫米×150毫米，装有油液-空气缓冲支柱。主起落架呈角锥形，具有油-空气缓冲支柱和尺寸为700毫米×250毫米的带刹车的机轮。
系统 机上装有两套液压系统，即主液压系统和应急液压系统。供给操纵系统的液压助力器混合使用。主液压系统一旦失效，应急液压系统便自动开始工作，以便提高系统工作的可靠性。
电气系统包括一台ZF-6发电机和一个12-HK-28蓄电池。座舱有通风加温装置。驾驶员座舱前风挡玻璃有电防冰装置。旋翼桨叶及尾桨桨叶均装有液体防冰系统。另外还装有空调系统、灭火系统、氧气系统及空降、救护装置等辅助设备。
照明系统有着陆灯、滑行灯、航行灯、桨尖灯、编队灯、驾驶员座舱的照明设备等。
机载设备 装有一套能保证在夜间及复杂气象条件下飞行的驾驶－航行仪表和动力装置的监测仪表。
无线电设备主要有CT-1无线电台、WL-5无线电罗盘、WG-2A无线电高度表、JT-5A机内通话器等。
Z-5
哈尔滨飞机制造公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 21m
旋翼桨盘面积 346m2
尾桨直径 3.6m
机长(旋翼和尾桨转动) 25.015m
机身长(无旋翼和尾桨) 16.79m
机高(总重7250kg、旋翼轴处) 4.4m
机身最大宽度 2m
前起落架横向轮距 1.53m
主起落架横向轮距 3.82m
前后轮距 3.79m
后舱门(高×宽) 1.6m×1.86m
座舱容积 16m3
重量及载荷
空机重量 5121kg
最大起飞重量 7600kg
正常起飞重量 7250kg
燃油重量 1110kg
最大商载 1000kg
性能数据(标准大气、正常起飞重量)
最大平飞速度(高度0～1000m) 210km/h
巡航速度 160～180km/h
最大爬升率 4.3m/s
动升限 6000m
悬停高度(有地效) 2000m
最大航程(标准油箱) 520km
续航时间(标准油箱) 3h40m Z-8
昌河飞机工业公司/中国直升机设计研究所
概 况 Z-8是中国直升机设计研究所和中国昌河飞机工业公司研制的中型多用途直升机，1976年开始设计，但1979年至1984年中设计工作中止。然后重新起动研制工作。第1架原型机于1985年12月11日首次试飞，第2架原型机于1987年10月试飞。民用型于1989年4月8日取得型号合格证。1989年8月5日开始交付使用。1994年11月12日通过最终设计评审。Z-8是单旋翼带尾桨式多用途中型直升机，在标准状态下有较大的功率储备，具有飞行性能好、使用寿命长，飞行安全，操纵容易，使用维护方便，应急时可在水面起降等特点。Z-8直升机有广泛的用途。作为民航客机，内部宽敞舒适,是一种理想的机种；加装设备后，可为国民经济各部门服务，如地质勘探、测绘、建筑施工、森林灭火和架设高压电缆等。在高原地区可执行边防巡逻、运输、通信、联络、指挥等任务，还可作救护机使用。增装(或换装)搜潜、攻潜、反潜机动和作战联络用的全套设备后，可作为反潜直升机使用。
Z-8
昌河飞机工业公司/中国直升机设计研究所
设计特点 旋翼系统 由桨毂和6片矩形胶接金属桨叶组成。主桨毂为铰接式，由上下六臂星形板组成，用来安装6片桨叶，并与主减速器的旋翼轴构成一个整体，桨毂上还装有挥舞铰、轴向铰及带液压减摆器的摆振铰。尾桨由5片全金属桨叶构成。
动力装置 装3台涡轴6型发动机。2台在主减速器前，1台在主减速器后。3台发动机功率由主减速器传递给旋翼和尾桨。在海平面国际标准大气下，发动机单台最大应急功率1156千瓦，并有20%的功率储备。传动系统的传递功率为3072千瓦。机内主油箱由3组8个软油箱组成，总有效容积为3900升，位于货舱地板下面的密封油箱舱里。座舱内可携带辅助油箱，使燃油总容积达到5800升。燃油箱和燃油舱都有通气系统，每组油箱都有一个重力加油口，位于机身左侧。
机身 机身为半硬壳式水密铆接结构，底部呈船形。机身包括驾驶舱、机舱、尾斜梁、传动平台、船体和水平安定面6部分。
座舱 驾驶舱有正、副驾驶员座椅，其前后上下均可调整。驾驶舱正前面各有1块大面积电加温防冰霜夹层硅酸盐玻璃，视界良好。左右两侧各有1个可应急抛放舱门，其上有1个滑动的活动窗口，供驾驶员在复杂地形着陆时观察用。
机舱位于机身中部，可装载各种货物。机舱右前侧有一个高1.5米,宽1.2米的滑动舱门。左侧有一个高1.12米,宽0.58米的应急抛放舱门，供机内人员在紧急情况时迅速撤离飞机用。两则共有8个可抛放窗口。机身后部有1个液压作动筒操纵的尾舱门，铰链在地板上，作为装载跳板，货物或1600千克的车辆可由此开入货舱。空中飞行时，可通过液压电磁活门操纵，由左右液压作动筒作动，将尾舱门打开到水平位置用于空投。货舱地板上有1个1米×0.8米的货舱口，供外部吊挂钢索及反潜型吊放声纳用。外吊能力为500千克。机舱作为客舱使用时可载运27名乘客，左侧有5排3人座椅，右侧有4排3人座椅。根据任务需要可增装12个活动座椅，共载39名乘客。执行救护任务时，座椅可沿机身内侧折叠，安放15副担架，载运15名伤病员。驾驶舱与机舱的通道有1个可折叠的空中机械师座椅。机舱内有隔音设备，以降低舱内噪音水平。
着陆装置 由起落架、尾撑和水陆两用短翼、浮筒构成。前起落架可以转向，并装有定向锁定机构和防摆振装置。前、主起落架都装有双腔油-气减震器，各减震器下装有规格相同的两个机轮，采用低压轮胎。主起落架机轮上装有液压操纵的盘式刹车装置。用于着陆时保护尾梁的尾撑，安装在尾梁下部。
机身底部具有船体外形。在机身左、右侧起落架附近各装1个水陆两用短翼浮筒，它由整流的短翼和具有船体、气、水动性外形密封的浮筒组成。每个浮筒的容积为1.425立方米，以保证直升机的漂浮能力和水面稳定性。在海上使用，当飞机滑门打开时，为防止水进入座舱，配备一块舱口挡板，飞机可在水上起飞降落、水面悬停、救生和水上滑行等。
系统 机上装有两套独立的主液压系统，即左、右主液压系统，工作压力为176.5×105帕。各有一个额定流量为21升／分的增压泵。此外还装有1套辅助液压系统和1套应急液压系统，工作压力为112.8～137.3×105帕,各有1个流量为6升/分的电动泵,保证自动驾驶仪、伺服装置、机轮和旋翼刹车装置、救生绞车和尾舱门的工作。左右两个容积为8.9升的液压油箱供给以上4套液压系统的用油。
通风加温系统可使在外界大气温度为0℃时，机舱内维持20℃，驾驶舱15℃；当外界大气温度为-30℃时，客舱和驾驶舱均维持0℃。热空气引自发动机压气机。
防火系统由3个独立系统组成，分别用于保护3个发动机舱。每个系统都有1套火警探测系统和1个灭火系统。
电源有两个发电系统，即交直流混合供电系统：28.5伏直流发电系统，由3台9千瓦起动/发电机供电；115/200伏、400赫的三相交流发电系统，由一台9千伏安的交流发电机和1台2.7千伏安的变流机供电。
机载设备 由HZX-1航向姿态系统、大气数据计算系统、发动机仪表、其它辅助仪表、信号显示及警告装置等组成。仪表设备能在昼夜和各种复杂气象条件下，以及在飞机飞行包线内显示飞行航向、飞行恣态、飞行速度、驾驶情况及发动机等系统工作情况。装有一套KT-8A四通道自动驾驶仪，以控制飞行姿态的稳定。通信设备包括53＃机内通话器，506型甚高频双频段电台和TDT-1型短波单边带电台。导航设备包括WL-7无线电罗盘，264无线电高度表和XS-6信标接收机。
Z-8
昌河飞机工业公司/中国直升机设计研究所
技术数据外形尺寸
旋翼直径 18.9m
尾桨直径 4.00m
机长(旋翼和尾桨转动) 23.035m
机高(旋翼和尾桨转动) 6.66m
机身长 20.27m
机身宽(带浮筒) 5.2m
横向轮距 4.30m
纵向轮距 6.567m
货舱宽(地板处) 1.90m
货舱高(飞机对称面处) 1.83m
内部尺寸
机舱总容积 28.9m3
面积
旋翼桨盘 280.48m2
尾桨桨盘 12.57m2
主旋翼桨叶(每片) 5.10m2
尾旋翼桨叶(每片) 0.56m2
重量及载荷
空重 6980kg
(带设备) 7550kg
最大有效载荷(内部) 4000kg
(吊挂) 5000kg
最大起飞重量(标准燃油) 10592kg
(带辅助燃油) 12074kg
最大桨盘载荷：
标准燃油 37.8kg/m2
辅助燃油 43.1kg/m2
最大传动功率载荷：
标准燃油 3.45kg/kw
辅助燃油 3.93kg/kw
性能数据(起飞重量：A：9000kg；B：11000kg；C：12074kg)
最大平飞速度
A 315km/h
B 296km/h
C 275km/h
经济巡航速度
A 255km/h
B 246km/h
C 232km/h
最大巡航速度
A 266km/h
B 260km/h
C 248km/h
爬升率(海平面，15.5°总距，一台发动机停车)
A 11.5m/s
B 9.2m/s
C 6.6m/s
动升限
A 6000m
B 4900m
C 3050m
悬停高度(有地效)
A 5500m
B 3600m
C 1900m
悬停高度(无地效)
A 4400m
B 2300m
航程(最大标准燃油或辅助燃油，一台发动机停车，无余油)
A 430km
B 820km
C 800km
转场航程(带辅助油箱，一台发动机停车，无余油)
C 1400km
续航时间(最大标准燃油或辅助燃油,一台发动机停车,无余油)
A 2h31m
B 4h43m
C 4h10m Z-9(直9)
哈尔滨飞机制造公司
概 况 Z-9是中国哈尔滨飞机制造公司按法国的“海豚/SA365N/N1仿制的轻型直升机。1980年7月2日中法两国签订合同，同年10月10日经中国政府正式批准引进专利，在哈尔滨飞机制造公司生产，编号为Z-9。
自1982年1月第一架飞机装配以来，到1992年1月已完成全部生产50架的合同，用户有中国民航等单位。1986年我国开始零部件生产。直9国产化首架样机于1991年9月5日装配成功，1992年1月16日首飞成功。
Z-9的结构重量轻，有效载荷大，巡航速度快，机动性好，操纵灵活，机械部件强度余度大，翻修寿命长。复合材料制成的星形柔性桨毂、旋翼桨叶和尾桨桨叶具有无限寿命，振动小，噪声低，座舱宽敞。
Z-9是一种轻型多用途直升机。基本型14座(包括正、副驾驶员)，当装上适当的选装设备时，就可用于人员运输、近海支援、海上救护、空中摄影、海上巡逻、观测渔群和护林防火，还可作舰载飞机使用，可为海上石油开采服务，并可作为专机使用。还可以改装为反坦克型、海上搜索救护型、反潜型、侦察校炮型和通信型等各种军用型。
Z-9型机在设计制造时采用了许多新技术，具有良好的飞行性能和机动性能。在设计时就充分考虑了改装为各种用途的可能，机上预留了42项选装设备的位置。在结构设计上充分注意到各种改装的需要，及适应海上使用的能力。起落架性能和飞行性能的选择都充分注意到军用直升机的要求。因此，经过不大的改装即可满足不同用户对直升机的不同要求。目前的主要型别有：
Z-9 基本型，与法国AS365N相同。
Z-9A 它是AS365N的加大功率标准型，该型的部分零部件是由中国制造的。
Z-9B 当前的生产型。1992年1月16日首飞。至1992年11月20日，直9B累计飞行202小时，408个起落。1992年12月30日获得型号合格证。至1997年12月订货25架，其中22架已交付。
Z-9(直9)
哈尔滨飞机制造公司
设计特点 Z-9是双发单旋翼带涵道尾桨的通用直升机，两台发动机位于座舱顶棚上、主减速器后面。尾梁两侧装有平尾，平尾两端各有1块垂直端板。装有可收放式前三点起落架。
旋翼系统 星形柔性旋翼桨毂，4片复合材料桨叶。涵道尾桨由一个桨毂和13片模锻的轻合金桨叶组成。
动力装置 采用两台透博梅卡公司“阿赫耶”1C自由涡轮轴发动机，并排安装在机体结构上方的两侧，位于主减速器后面一个完全独立的防火舱里。单台功率522千瓦。在座舱和行李舱地板下有5个软油箱，总油量1140升。另外可在行李舱内加装一个180升辅助油箱。
机身 机身为半硬壳金属蜂窝夹层结构，活动口盖和整流罩均使用复合材料。机身由带地板的座舱、行李舱、尾梁和垂尾等部分组成。地板上有12个系留环，最大设计承载值为15千牛。地板承受平均分布载荷为6.1千牛/米2。
座舱 座舱和驾驶舱合成一舱。前排右侧为驾驶员座椅，左侧为副驾驶员座椅或乘客座椅。两侧各有1个小门，供驾驶员使用，应急时可抛掉。座舱每侧各有两个铰接式舱门，供乘客使用，应急时可抛放。为便于出入座舱后部，在座舱门后两侧各有一个后舱门。4个可以收进机体内部的脚蹬踏板，位于每侧舱门下。座舱可用面积为4.20米2,可用容积5.00米3。行李舱位于座舱后面，可用容积1.60米3,舱门开在机身右侧。
着陆装置 可收放的前三点式起落架。前起落架为双轮，自动定向，向后收入机身。主起落架为单轮，向后内侧收入机身。双腔油-气减震器。
系统 液压系统有左右两套各自独立的主系统和辅助系统。应急液压系统连接到辅助液压系统上。由主减速器驱动液压泵供油。主系统工作压力为60×105帕,辅助液压系统工作压力为140×105帕。
Z-9的通风系统为自然通风，通过风挡下面的吸风口吸入冲压空气，通过两排对称的管路送入座舱。从发动机压气机引出高温、高压空气并在引进器内降温、降压后和吸入的外界空气混合一起输入到座舱内来给座舱加温。在外界大气温度为-20℃时，加温口的气体温度达35℃，可使座舱温度保持15℃。
直流电源系统的额定电压为28.5伏。由两台功率各为4.8千瓦并联工作并由发动机驱动的起动/发电机供电(每台发动机1台)。应急电源为一个容量为15安时24伏的镍镉蓄电池。
交流电源由2台功率各为250伏安的静变流器供应115伏、400赫单相交流电，经过变压提供26伏、400赫单相交流电。一台主用，一台备用。
机载设备 主要电子设备包括甚高频和高频通信/导航设备，甚高频全向信标，仪表着陆系统，无线电罗盘，应答机，测距设备，雷达和自主式导航系统。选装设备包括：承载能力为1700千克的吊索和承载能力为275千克的绞车。绞车索长90米(或长74米)。
Z-9(直9)
哈尔滨飞机制造公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 11.93m
尾桨直径 0.90m
机长 13.46m
机长(旋翼桨叶折叠) 11.44m
机宽(旋翼桨叶折叠) 3.21m
机身宽 2.03m
机高(至旋翼桨毂顶部) 3.47m
驾驶舱门
高×宽 1.16m×0.53m
前舱门
高×宽 1.16m×1.14m
后舱门
高×宽 1.16m×0.87m
横向轮距 1.90m
纵向轮距 3.61m
内部尺寸
最大长度 2.30m
最大宽度 1.92m
最大高度 1.40m
有效容积 5.00m3
行李舱容积 1.60m3
重量及载荷
空重(装设备)
Z-9 1975kg
Z-9A 2050kg
最大有效载荷
Z-9 1863kg
Z-9A 2038kg
最大起飞重量
Z-9 3850kg
Z-9A 4100kg
最大吊挂载荷
Z-9,Z-9A 1600kg
性能数据(最大起飞重量)
最大允许速度(Z-9)
(总重3000kg) 324km/h
(总重3850kg) 306km/h
最大巡航速度(海平面)
Z-9 293km/h
Z-9A 285km/h
正常巡航速度(Z-9)(总重3850kg) 250～260km/h
倾斜爬升率(Z-9) 7.7m/s
最大垂直爬升率(海平面)
Z-9 4.2m/s
Z-9A 4.1m/s
实用升限
Z-9 4500m
Z-9A 6000m
悬停高度(有地效)
Z-9 1950m
Z-9A 2600m
悬停高度(无地效)
Z-9 1020m
Z-9A 1600m
最大航程 (巡航速度260km/h,标准油箱，无余油)
Z-9 910km
Z-9A 860km
最大航程(带180升辅助油箱)
Z-9 1060km
Z-9A 1000km
最大续航时间(130km/h平飞速度、无余油)
(标准油箱) 4h24m
(辅助油箱) 5h 印度
ALH
印度印度斯坦航空公司/欧洲直升机德国公司研制
ALH
印度斯坦航空公司/欧洲直升机德国公司
概 况 ALH(先进轻型直升机)是印度斯坦航空公司在原德国MBB公司(现欧洲直升机德国公司)的协助下研制的单旋翼带尾桨的双发多用途轻型直升机。为满足印度空军和海军要求，从70年代中期印度就开始通用/攻击直升机的设计，与法国航宇公司开展了技术合作，并作了大量的设计研究，由于单发方案不能满足要求，在高级设计阶段中止了研究。意大利阿古斯塔公司、英国韦斯特兰直升机公司也都先后参与了先进轻型直升机计划的竞争。最后原德国MBB公司在竞争中取胜。1984年7月，印度政府和原德国MBB公司签定了一项研制先进的装有两台涡轮轴发动机的轻型直升机合同。根据合同要求，这种先进轻型直升机首先必须满足印度政府提出的战术要求。先进轻型直升机技术设计阶段于1984年11月1日开始，1987年完成了全尺寸工程模型，1991年4月开始地面试验。共制造了4架原型机(2架基本型，1架空军/陆军型，1架海军型)，首架原型机于1992年6月29日出厂，1992年8月30日正式首飞。第二架原型机于1993年4月18日首飞，空军/陆军型原型机于1994年5月28日首飞，装CTS800发动机的海军型原型机于1995年12月23日首飞。截止到1997年12月，ALH原型机的总飞行时间约为600小时。1997年开始生产，1998年取得型号合格证并开始交付使用。
先进轻型直升机的基本型由印度斯坦航空公司和原MBB公司联合研制。原MBB公司在设计、研制和生产准备工作中提供各种支援，同时选派40名设计人员帮助工作。印度政府在班加罗尔生产这种直升机。先进轻型直升机将用于通信联络、作战、陆上和海上侦察、运送伤员、救援、运货和训练。海军型将用于反潜、搜索与攻击，以及海上垂直补给。
印度政府需要300架ALH直升机来替代现役的“猎豹”/“印度豹”直升机(陆军需要110架，空军需要150架，海军/海岸警卫队需要40架)，1996年底签订了100架的采购合同。1998年向空军和陆军各交付4架，向海军和海岸警卫队各交付2架。预计ALH直升机军民用型的总订货量达650架。
整个项目的费用截止到1997年已达1.7亿美元，单价(不包括设备)约450万美元(1995年币值)。
当前的型别如下：
空军/陆军型 主要用于攻击和搜索救援，装滑橇式起落架，抗弹抗坠毁油箱，红外设备，具有夜间攻击能力。
海军型 装可收放轮式起落架，鱼叉式甲板锁定系统，压力加油，尾梁可折叠，主轮收到机身侧面的整流罩内，整流罩内也可以容纳浮筒式起落装置和蓄电池。
民用型 主要用于乘客运输、支线/海滨作业、救援、紧急医疗救护和执法。装滑橇式起落架和改进了的CTS800发动机。1998年试飞，并获得美国联邦航空局和日本航空协会型号合格证。
轻型攻击直升机(LAH) 未来的武装直升机，驾驶舱串列双座，装有炮塔、武器瞄准系统、武器挂架和尾轮，目前还未拨款。
ALH
印度斯坦航空公司/欧洲直升机德国公司
设计特点 旋翼系统 4片桨叶的无铰旋翼，先进翼型桨叶，桨叶翼型为DMH 4(外侧为DMH 3翼型)，碳纤维增强塑料/玻璃纤维增强塑料(CFRP/GFRP)桨叶和桨毂，桨尖后掠。桨叶通过柔性套环连接在桨毂上，海军型桨叶可以折叠。桨毂有弹性轴承。4片桨叶无轴承尾桨，翼型为S 102C(桨尖处为S 102E)，尾桨桨叶也是由碳纤维增强塑料/玻璃纤维增强塑料制成的，安装在主垂直安定面右侧。桨叶可人工折叠，装有旋翼刹车装置。旋翼转速为314转/分，尾桨转速为1564转/分。
传动系统 综合传动系统，两台发动机直接带动主减速器。起飞时5分钟传动功率为1240千瓦，最大连续传动功率为1070千瓦；一台发动机停车时，30秒的应急传动功率为800千瓦，2分30秒的传动功率为700千瓦，30分钟传动功率为620千瓦，最大连续传动功率为535千瓦。
机 身 普通的金属和复合材料吊舱和尾梁式结构，机头、驾驶员/乘员舱门、整流罩和尾梁后段上部及多数尾部部件使用凯夫拉复合材料，尾梁后段下部和垂尾中心板采用碳纤维材料，驾驶舱使用凯夫拉/碳纤维材料，机身夹板和尾梁前段采用铝合金材料。海军型的尾梁可折叠。
尾部装置 一个尾桨塔座/后掠主垂直安定面，另外还装有较小型端板式垂尾的等弦水平安定面。
着陆装置 海军型采用液压可收放前三点轮式起落架，前轮为双轮，向后收起，主轮为单轮，主轮可收到机身侧面的整流罩内，整流罩内也可以容纳浮筒式起落装置和电池。采用鱼叉式甲板锁定系统。其它型别装不可收放滑橇式起落架。弹性尾橇在尾梁尾部的下面，以保护尾桨。空军/陆军型采用标准的金属滑橇式起落架。
动力装置 前三架原型机装两台TM333-2B涡轴发动机，带有全权数字式发动机控制系统，单台起飞功率746千瓦，最大应急功率为788千瓦，最大连续功率为663千瓦。1994年底第四架原型机选装LHTEC CTS 800-4N发动机进行试飞，单台功率为969千瓦。生产型直升机可能选装MTR 390发动机。
5个自密封抗坠毁油箱位于座舱地板下，其中3个为主油箱，2个为供油箱，可用总燃油为1400升。海军型有压力加油口。
座 舱 能容纳12名乘客(高密度布局能容纳14人)，两名机组人员。机舱两侧、前面有机组人员舱门，后面有滑动旅客舱门。在座舱的后部有蛤壳式货舱门。军用型/海军型的机组人员座椅是抗坠毁的。
系 统 两个独立的子系统提供直流电，每个子系统有一台6千瓦起动/发电机和可提供15分钟应急供电的备用蓄电池；交流电也是由这两个独立的子系统中的5/15千伏安的交流发电机提供。三套液压系统，压力为207×105帕，最大流量为25升/分，第1套和第2套液压系统用于控制旋翼、尾桨的飞行控制致动器，第三套系统用于控制起落架、机轮刹车装置、甲板锁定系统(海军型)。另外还有供氧系统和其它的选装设备。
机载设备 甚高频/超高频、单边带、高频无线电通信设备，内部通话设备，多普勒导航系统，四通道自动飞行控制系统，自动定向器，无线电高度表，航向传感器，敌我识别器和气象雷达等。根据任务还可选装两副担架，救援绞车和承载能力为1500千克的货物吊挂装置等。
武 器 海军型舱外吊架可携带2枚鱼雷/深水炸弹或4枚反舰导弹。陆军和空军型可携带8枚反坦克制导导弹，4个68毫米或70毫米火箭舱或4枚空空导弹，也能在机身下安装20毫米机炮炮塔或吊挂运输地雷。
ALH
印度斯坦航空公司/欧洲直升机德国公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 13.20m
尾桨直径 2.55m
主桨叶弦长
内侧 0.50m
桨尖 0.165m
机长(旋翼和尾桨转动) 15.87m
机身长 13.43m
机高(尾桨转动)
陆军/空军型 4.98m
海军型 4.91m
机高(至桨毂顶部) 3.93m
平尾展长 3.19m
主轮距(海军型) 2.80m
前后轮距(海军型) 4.37m
滑橇间距(陆军/空军型) 2.60m
尾桨离地高度 2.34m
内部尺寸
座舱
最大宽度 1.97m
最大高度 1.42m
容积 7.3m3
货舱容积 2.16m3
面积数据
旋翼桨盘 136.85m2
尾桨桨盘 5.11m2
重量及载荷(A：陆军/空军型；B：海军型)
空重(带设备) 2450kg
最大燃油重量
A 1040kg
B 1100kg
最大吊挂载荷
A 1000kg
B 1500kg
最大起飞重量
A 4000kg
B 5000kg
最大桨盘载荷
A 0.322kN/m2
B 0.394kN/m2
性能数据(总重4000kg，海平面，国际标准大气+15℃)
最大允许速度 330km/h
最大平飞速度 290km/h
最大巡航速度 245km/h
最大爬升率 12m/s
实用升限 6000m
悬停高度(有地效) >3000m
航程(最大燃油，20分钟余油) 800km
续航时间(20分钟余油) 4h 南非
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifCSH-2“红茶隼”（Red Kestrel）
南非尼尔公司研制
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifOryx
南非丹尼尔公司研制
CSH-2“红茶隼”（Red Kestrel）
尼尔公司
概 况
CSH-2是南非丹尼尔公司研制的战场支援直升机，该机是以法国的SA330“美洲豹”为原准机，英文名称为Red Kestrel （“红茶隼”）。1981年3月南非空军与原阿特拉斯飞机公司（后并入丹尼尔公司）签订了研制合同。1984年底开始首架原型机（原来的编号为XH-2）的设计，首先是在一架XH-1（SA316B“云雀”Ⅲ的改型）上进行座舱/炮塔试验，并于1985年首飞，接着在2架XTP-1（“美洲豹”的改型）上评估功率更大的发动机。1995年期间，试验样机和演示样机进行了结构变更，原来采用的Topaz发动机由功率更大的Makila 1K2所替代，并带有数字式发动机控制系统。1995年6月改进后的样机首飞，截至1998年1月，试验机飞行了474小时，演示样机飞行了426小时，工程发展样机飞行了84小时。1998年开始交付使用。
当前的几种型别：
XDM 试验样机，首架原型机（原来的编号为XH-2）于1984年底开始设计，主要是为满足南非空军的需要。1990年2月11日首飞。纳米比亚/安哥拉边界冲突的结束和随后的防务费用的削减使南非空军当时取消了对这种直升机的需求，1990年底该项目暂停，但公司后来继续对该项目进行投资。
先进的演示样机（ADM） 第二架原型机，带有全套的综合航空电子设备和武器系统，1992年第二季度首飞，主要用于武器系统的验证，其中包括试验射程超过8.5千米的激光制导反坦克导弹。1997年完成了首次武器试验（F2机炮、“霍特”3导弹和68毫米的火箭）。
工程发展样机（EMD） 第三架（预生产型）直升机，装功率为1376千瓦Makila 1K2发动机，1996年11月17日首飞。在短翼上可携带16枚以上Mokopa反坦克导弹。数字式航空电子设备包括：自动飞行控制系统，惯性导航和全球定位系统接收机，单色的控制和显示设备，2个彩色的多功能显示器，故障诊断系统，头盔瞄准显示系统，跟踪系统。1997年完成航空电子第一阶段的鉴定试飞，1997年11月开始第二阶段的鉴定试飞。
南非空军订购了12架CSH-2，用于装备两个飞行中队，1998年底开始交付使用，以后每年向南非空军交付4架，直到2001年。马来西亚可能成为第一个海外用户。澳大利亚也对该机表现了很大兴趣。1997年8月ADM机给澳大利亚军方进行了演示。
南非空军订购12架的总费用为8.76亿兰特（1996年）。
CSH-2“红茶隼”（Red Kestrel）
尼尔公司
设计特点 旋翼系统 4片全铰接式旋翼，5片桨叶尾桨装于垂尾右侧，桨叶是由复合材料制成的。旋翼转速为267～290转/分，尾桨转速为1290转/分。装有旋翼刹车装置。
机身 采用低的雷达/目视/红外/声音特征的设计，机身为抗坠毁的铝合金硬壳式结构，其次要结构是复合材料夹层。机身两侧带有挂载武器的短翼。
座舱 驾驶员和副驾驶员/武器操作员串列在有装甲保护的驾驶舱内，驾驶舱座椅是抗坠毁的，并有装甲保护，通过向上打开的海鸥式右侧窗板进出驾驶舱。所有风档玻璃是平板式的或单曲率的。装复式飞行控制系统。
传动系统 主齿轮箱装在隔振装置中，使旋翼的振动不能传给机身。起飞传动功率（装Makila 1K2发动机）为2254千瓦，最大连续传动功率为1826千瓦，单发最大应急传动功率为1559千瓦，最大连续传动功率为1491千瓦。
着陆系统 后三点尾轮式起落架，前面的主轮带有2级高吸震主支架，尾轮能转向。主轮轮胎规格为615×225-10/1。起落架能承受6米/秒以上速度的着陆冲击。
动力装置 在试验样机和先进的演示样机中装两台Topaz涡轮轴发动机，每台起飞功率为1356千瓦，2分30秒的应急功率为1400千瓦。
工程发展机和生产型直升机装两台Makila 1K2涡轮轴发动机，并带有数字式控制系统，每台起飞功率为1376千瓦，30秒应急功率为1573千瓦。在排气口装有红外抑制器，在进气口装有粒子分离器。短翼下机身内装有自密封油箱，总容量为1854升。采用压力加油和放油。
系统 驾驶舱装有环境控制系统。2套独立的液压系统，每套压力为175×105帕，在压力为170×105帕时，右系统的流量为12升/分，左系统流量为27升/分。
电气系统包括2台20千伏安的交流发电机，提供200伏400赫三相交流电和115伏单相直流电，并有两台变压整流器和2个24伏31安时的蓄电池提供28伏直流电。可选装全部或局部电除冰和除雾系统。另外还装有供氧系统，测火系统和灭火系统。 机载设备 所有数据都联接到双余度任务计算机和MIL-STD-1553数据总线上，备用管理系统与MIL-STD-1760A兼容。其主要设备有：频率捷变无线电收发两用机；双套甚高频/超高频（30～400MHz）电台；及用于贴地飞行的一部高频（2～30MHz）电台；机内通话/音频系统；敌我识别应答机；双联四轴数字式自动飞行控制系统，并与3轴姿态航向基准系统、NSS 100-1 8通道全球定位系统接收机相联；多普勒雷达速度传感器；J-波段雷达高度表；空速传感器；综合飞行管理系统带有2个160毫米×160毫米MFD 66液晶彩色多功能显示器，2个头盔瞄准/显示器，2个驾驶舱中各有一个直升机所在位置的管理系统，多功能显示器能显示飞行控制、导航、威胁告警/预警、火力/武器控制、目标探测/识别/跟踪影像等信息；两个驾驶舱中都有一个在计算机出现故障或发动机不工作时备用的基本仪表板；安装在机头由陀螺稳定的回转装置装有目标探测/识别/跟踪系统（TDATS），并与一个带有自动制导/跟踪的前视红外系统、微光电视摄像机、激光测距仪相联；另外还有雷达、激光告警接收机，干扰物投放器等。
武器 工程发展型装有20毫米长管或短管F2机炮，也可装30毫米的机炮。F-2可带700发以上的炮弹，射速为740发/分，扫射速度为90°/秒。机炮与TDATS和头盔显示器相联。短翼下每侧有3个翼下挂架。可挂M159 19管发射器发射FZ90 70毫米非制导火箭，或在4个内挂架上装发射4枚ZT6反坦克导弹的发射器，在两个外挂架上装V3P或Mistral 红外空空导弹。
CSH-2“红茶隼”（Red Kestrel）
尼尔公司
技术数据旋翼直径 15.58m
尾桨直径 3.04m
机长(旋翼、尾桨转动) 18.73m
机身长(除机炮外，尾桨转动) 16.39m
翼展(包括空空导弹挂架) 6.34m
机身最大宽度 1.28m
机高(包括尾桨) 4.45m
机高(至桨毂顶部) 4.59m
主轮距 2.78m
前后轮距 11.77m
面积
旋翼桨盘 190.6m2
尾桨桨盘 7.27m2
重量及载荷
空重 5910kg
最大内部燃油 1469kg
外挂武器(机内满载燃油) 1563kg
最大外挂载荷 2032kg
典型任务起飞重量 7500kg
最大起飞重量 8750kg
最大桨盘载荷 0.45kN/m2
最大功率载荷(装1K2发动机) 3.88kg/kw
性能数据(装1K2发动机，7500kg作战重量；A：国际标准大气，海平面；B：国际标准大气+27℃，1525m高度)
最大允许速度（A、B） 309km/h
最大巡航速度
A 252km/h
B 241km/h
最大爬升率（海平面）
A 18.4m/s
B 12.7m/s
爬升率(海平面，一发停车)
A 8.53m/s
实用升限
A 6100m
B 5150m
悬停高度(有地效)
A 5545m
B 3110m
悬停高度(无地效)
A 5030m
B 2410m
航程(最大内部燃油，无余油)
A 704km
B 940km
航程(最大起飞重量，外挂燃油)
A 1260km
B 1335km
续航时间（最大内部燃油，无余油）
A 3h36m
B 4h55m
续航时间（最大起飞重量，外挂燃油）
A 6h52m
B 7h22m
限制过载 +2.6/-0.5g Oryx
丹尼尔公司
概 况
Oryx直升机是南非丹尼尔公司研制的双发多用途军用直升机，主要用于战术运输、搜索救援和舰载任务。
Oryx直升机具有很好的高温高空性能。1988年首架Oryx交付给南非空军使用。现在主要是出口，特别是出口到中东和远东地区。
南非空军订购了51架，其中一架是原型机，50架是生产型直升机，1996年5月4日交付完毕。
Oryx
丹尼尔公司
设计特点 旋翼系统 4片桨叶旋翼，全铰接式桨毂，带整体旋翼刹车装置。尾桨有5片桨叶，只有挥舞铰，尾桨位于尾梁右侧。
机身 普通半硬壳式结构，具有抗坠毁特性。尾桨装在硬壳式尾梁右侧，左侧装有固定式前缘翼的水平安定面。如要在护卫舰一类的军舰上搭载，可以选用折叠式尾梁。
着陆系统 高能量吸收的可收放前三点式起落架。前起落架可液压操纵向后收起，主轮收入机身两侧的整流罩内。双腔油-气减震器。主起落架具有“下跪”的能力。前起落架装自动中心双轮，主起落架也是双轮，轮胎规格均为475×180-6。
动力装置 装两台Topaz涡轮轴发动机，单台最大应急功率为1400千瓦，最大连续功率为1185千瓦。两台起飞功率为2243千瓦。除内部油箱外，两个短翼内还各有一个油箱，每个容量为350升，转场时，座舱内可载4个辅助油箱。压力加油口位于机身左侧，机身右侧有5个重力加油口。
座舱 驾驶舱可容纳3名机组人员(驾驶员、副驾驶员和飞行工程师)。可运载16名全副武装的士兵，如坐在地板上，则可运载20名。用于医疗救护时，可运载6副单架和4副座椅。
系统 电气系统由2台20/30千伏安的交流发电机供电。
机载设备 高频、甚高频和FM电台；TFAP15机内通话机；ATC应答机；联信公司的1400B气象雷达；多普勒雷达；VIR 32伏尔/仪表着陆系统；ZG 360返航系统；全球定位系统；数字地图；自动驾驶仪；雷达告警接收机。另外还可装50米长承载能力为272千克的液压救援绞车；承载能力为4500千克的货物吊钩；容积为2500升的灭火容器等。
Oryx
丹尼尔公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 15.60m
尾桨直径 3.05m
机长(旋翼、尾桨转动) 18.74m
机身长(包括尾桨) 15.45m
机身长(仅包括雷达整流罩) 14.78m
机高(至旋翼桨毂顶部) 4.63m
机高(包括尾桨) 5.14m
机宽(包括短翼) 3.00m
机宽(桨叶折叠) 3.61m
尾翼半翼展 2.11m
主轮距(不包括减振支柱) 2.38m
前后轮距 4.06m
面积
旋翼桨盘 191.1m2
尾桨桨盘 7.31m2
重量及载荷
燃油重量(短翼油箱内) 512kg
最大吊挂载荷 4500kg
最大起飞重量 8400kg
最大桨盘载荷 0.43kN/m2
性能数据(起飞重量：A：6000kg；B：7000kg；C：8000kg)
最大允许速度
A 305km/h
B 303km/h
C 298km/h
最大巡航速度
A 282km/h
B 280km/h
C 276km/h
经济巡航速度
A 263km/h
B 261km/h
C 256km/h
最大爬升率(海平面)
A 15.2m/s
B 11.7m/s
C 10.2m/s
实用升限
A 7160m
B 5790m
C 4575m
悬停高度(有地效)
A ISA 6250m
A ISA+20℃ 5730m
B ISA 5030m
B ISA+20℃ 4420m
C ISA 3900m
C ISA+20℃ 3260m
航程(经济巡航速度，无余油)
标准油箱
A 561km
B 550km
C 533km
带短翼油箱
A 830km
B 817km
C 791km 韩国
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifKMH
韩国韩国航空公司研制
KMH
韩国航空公司
概 况
KMH是韩国航空公司研制的多用途直升机，一开始主要是为参与韩国军用直升机(KMH)的竞争，现在向军民两用发展，既可用于武装侦察/攻击，也可民用。美国西科斯基公司协助韩国航空公司进行设计。1996年10月在汉城航展上展出KMH的模型。韩国航空公司预测该机国内的军用市场达500架，民用市场150架。
该机的前机身和中机身与UH-60“黑鹰”相似，后机身类似于RAH-66，采用T型尾翼和涵道风扇尾桨式结构。该机采用双余度光传操纵系统，不可收放后三点尾轮式起落架。装两台功率为671～820千瓦的涡轮轴发动机。驾驶舱乘坐2名机组人员，座舱可安置6副座椅。该机机头上装有前视红外瞄准系统，并装有干扰物布撒器和雷达告警接收机。机身两侧可携带4枚反坦克导弹，空空导弹，70毫米火箭吊舱或机枪吊舱。
KMH
韩国航空公司
技术数据重量及载荷
最大起飞重量 3400kg
最大外挂载荷 1360kg
性能数据(估计)
最大平飞速度 305km/h
最大爬升率(海平面) 10.67m/s
实用升限 6100m
悬停高度(有地效) 4115m
航程 648km 日本
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifBK117
国际合作欧洲直升机公司/日本川崎重工业公司研制
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifMH2000
日本三菱重工业公司研制
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifOH-1
日本川崎重工业公司研制
BK117
欧洲直升机公司/日本川崎重工业公司
概 况
BK117是原德国MBB公司(现欧洲直升机公司)和日本川崎重工业公司联合研制的双发轻型多用途直升机，主要用来执行支援近海油田、搜索和救援任务。
1974年中，原德国MBB公司和日本川崎重工业公司开始初步接触。1976年初双方组成了一个约20人的工程小组具体商讨设计要求和目标等事宜。1977年2月25日双方签订了一项协议，联合研制一种叫作BK117的8～12座多用途直升机。这项计划代替了原先两项单独的计划：原MBB公司的BK107和川崎重工业公司的KH7。
共制造了4架原型机，川崎重工业公司生产的第一架原型机在日本进行地面试验。原MBB公司生产的第二架原型机和川崎重工业公司生产的第三架原型机分别于1979年6月13日和同年8月10日首次飞行。原MBB公司生产的第四架原型机进行耐久性试验。1981年3月6日预生产型直升机首飞。1981年12月24日生产型直升机在日本首飞，1982年4月23日生产型直升机在德国首飞。1982年12月9日和17日分别取得德国和日本适航证。1983年3月29日取得美国联邦航空局型号合格证。1983年初，两国的两条生产线开始向用户交付飞机。1989年4月27日采用全复合材料机体的一架试验机首次试飞。1990年4月6日装“阿赫耶”1C发动机的试验机首次试飞。
BK117主要有以下型别：
BK117A-1 最初生产型，最大起飞重量为2850千克。
BK117A-3 1985年3月15日取得了德国民航局型号合格证，其最大起飞重量由2850千克增加到3200千克。该型机于1985年7月取得了日本民航局型号合格证和加拿大运输部型号合格证，同年9月10日取得美国联邦航空局型号合格证。该型的改进措施包括新设计的尾桨，具有较宽弦长的扭转尾桨桨叶，尾桨直径有所增加。
BK117A-4 BK117A-3的加强性能型，从1987年1月开始，改用BK117A-4编号。该型于1986年7月29日取得德国民航局型号合格证。1986年8月29日取得日本民航局型号合格证。BK117A-4增加了起飞功率下的传动功率，使爬升率和有地效/无地效悬停高度有所提高，改进了尾桨桨毂，机内油箱燃油增加了80千克。
BK117B-1 1987年12月10日和同年12月11日，分别取得了德国民航局和美国联邦航空局型号合格证。1988年3月3日取得日本民航局型号合格证。该型机装有LTS101-750-1发动机，在国际标准大气下，比BK117A-4无地效悬停高度高427米，此时有效载荷比BK117A-4多140千克；在相同的有效载荷情况下，在国际标准大气条件下有地效悬停高度增加457米；在国际标准大气+20℃条件下，悬停高度增加549米。
BK117B-1C BK117B-1的改型，取得英国民用航空局型号合格证。基本空重1762千克。带标准油箱和辅助油箱时的航程比B-1型分别减少了20千米和30千米，带标准油箱时续航时间减少6分钟。
BK117B-2 1992年以来的生产型，装2台LTS101-750B-1发动机。1992年1月17日取得了德国民航局型号合格证，1992年12月7日取得美国联邦航空局型号合格证，1993年3月18日取得日本民航局型号合格证，1995年5月5日取得英国民用航空局型号合格证，1993年7月15日取得法国民航局型号合格证。该型的最大起飞重量增加到3350千克，载荷增加了150千克。
BK117C-1 德国型别，采用新的座舱和透博梅卡公司“阿赫耶”1C发动机。1990年4月6日首次试飞。1994年4月28日取得了德国民航局型号合格证，1994年9月29日取得美国联邦航空局型号合格证，1994年11月24日取得意大利民航局型号合格证，1995年7月28日取得英国民用航空局型号合格证。1992年12月首次交付。1992年交付3架，1993年交付4架，1994年交付5架，1995年交付3架，1996年交付1架。该型的性能与BK117B-2相似，但具有更好的高温高空性能。BK117C-1还提高了一台发动机停车的性能：其中包括一台发动机停车时具有更大的功率。采用的新型尾桨桨叶和可变的尾桨速度改进了尾桨的拉力并且减少了噪声。扭矩调整系统大大减轻了驾驶员的工作负荷。
BK117M 由原MBB公司(现欧洲直升机公司)单独研制的多用途军用直升机。1985年在巴黎航空展览上首次展出。BK117M采用与BK117A-3相同的机体和动力装置，与BK117A-3不同之处在于采用一个新的高架滑橇式起落架，以提供机身下方可容纳一挺12.7毫米布朗宁自动机枪和450发子弹的卢卡斯转塔的空间，机枪由头盔瞄准具控制。典型的武器包括安装在外部挂架上的8枚“霍特”2反坦克导弹，座舱每侧各4枚，座舱顶部装有法国测试仪器制造公司的APX-M397稳定瞄准具和数字式武器控制电子设备。装有旋翼轴瞄准具，重120千克，红外干扰和箔条/红外干扰曳光弹电子对抗设备，拉卡尔公司的雷达告警系统，使用复式MIL-STD-1553B数据总线和多功能驾驶舱显示装置的拉卡尔公司的RAM300系列电子管理系统。
BK117C-2 还在研制之中，该型具有EC135的一些特点：包括采用的新的航空电子和尾桨，座舱长增加了0.4米，宽增加了0.1米；最大起飞重量增加至3500千克(内载)、3650千克(外载)；增加了60千克燃油，使航程增至640千米，续航时间增至3小时25分钟。
NBK-117 印度尼西亚制造的BK117直升机。1982年11月原MBB公司与印度尼西亚签订了协议，特许印度尼西亚从1985年起制造BK117直升机。仅生产了3架，现已停产。
全复合材料机体试验机 在德国国防部的资助下，根据一项为期三年半的研究计划，由原MBB公司(现欧洲直升机德国公司)研制的全复合材料机体，一架BK117将作为试验机，于1989年4月27日首次试飞，研究计划所取得的经验有助于新一代直升机的研制，诸如欧洲“虎”及NH90。增强纤维复合材料机体的80%采用碳纤维增强聚合物，20%采用芳纶增强复合材料。飞行试验计划已于1989年7月完成。
BK117 P5 先进技术验证机。1992年10月2日在日本带能遥控的自动驾驶仪的直升机首飞。该系统包括：三余度并联初级飞控系统、连杆和脚蹬。1993年9月带主动减振系统(AVR)的直升机首飞，1995年2月证实振动减少50%，其中所装设备包括：电动液压致动器，计算机及重力加速度传感器。主动减振系统自动适应旋翼转速的变化，使直升机达到最佳的减振效果。1997年中装主动减振系统的直升机在日本取得适航证。该设备可选装或对现有的直升机进行改装。
截至1997年1月1日，欧洲直升机德国公司总共交付了260架，订货总计262架。截至1997年中，川崎重量工业公司总共交付了112架。秘鲁内政部订购了2架，用于反毒品监视。川崎重工业公司1990年同意提供零部件给韩国总装(5年时间内大约提供30架)，至1991年1月1日已交付了4架直升机的零部件。1997年12月法国宣布选购30架BK117C-2，后来又订购了9架。
BK117B-2单价281.5万美元，BK117C-1单价310万美元(1996年币值)。
BK117
欧洲直升机公司/日本川崎重工业公司
设计特点 旋翼系统 四片桨叶的刚性旋翼系统，旋翼桨毂几乎与BO105相同，旋翼桨叶与BO105相似，但是宽一些。钛合金的旋翼桨毂与无铰旋翼相连，桨叶由玻璃纤维增强复合材料制成，翼型为NACA23012/23010(修形)，桨叶前缘带有不锈钢防蚀护套。可选装可折叠两片桨叶的旋翼。旋翼转速为383转/分。
尾桨为两片跷跷板式桨叶，两片桨叶是半刚性的，安装在垂尾左侧，从左侧看为顺时针方向转动；尾桨桨叶由玻璃钢制成，桨叶采用性能和噪声都较优的MBB-S102E翼型。尾桨转速为2169转/分。
传动系统 每台发动机通过单个伞齿轮和转向装置独立输入KB03主减速器。两台发动机在起飞状态时，减速器传递功率为736千瓦，最大连续工作状态时，传递功率为632千瓦；单发工作时，2.5分钟传递功率为550千瓦，最大连续工作状态时传递功率为404千瓦。还可辅助驱动附件。具有复式余度润滑系统。
机 身 典型的舱式布局，由驾驶舱、座舱、货舱和发动机甲板构成。完全按联邦航空条例29部要求设计的结构基本与BO105相似，主构件是带有单曲率板和粘接铝合金层板的半硬壳式铆接铝合金结构。次结构是带有夹层板和凯夫拉蒙皮的复合曲率壳体。地板在同一平面上延伸到驾驶舱、座舱和货舱。发动机甲板构成货舱的顶棚，并与发动机舱相接。发动机甲板由钛合金制成，作为防火墙使用。锥形半硬壳式尾梁，前端与发动机甲板连接成一整体，后端可以拆卸。尾梁上装有主垂尾(它支撑尾桨)和带有端板的水平安定面，端板有偏置角。尾部的一般设计与BO105相似，但外侧垂尾的形状稍有不同。
着陆装置 不可收放的管状滑橇式起落架。管状滑橇为铝合金结构，与BO105相似。滑橇可从横管处拆卸。可装地面移动轮。可选装应急漂浮装置，稳定保护装置和雪橇。
动力装置 BK117B-2装两台达信·莱康明公司LTS101-750B-1涡轮轴发动机，单台起飞和最大连续功率为410千瓦，一台发动机停车时30分钟功率为441千瓦。
BK117C-1装两台透博梅卡阿赫耶1E2涡轮轴发动机，单台起飞功率为550千瓦，最大连续功率为516千瓦，一台发动机停车2.5分钟应急功率为574千瓦。
有四个软油箱，前、后为主油箱，两个主油箱之间为两个供油油箱，油箱位于座舱地板下面的油箱舱内。具有两套独立的给发动机和公共主油箱送油系统。总的标准载油量为697升，可用油量685升。另外可选装1个或2个机内辅助油箱，每个容量为200升；还可选装2个外挂副油箱，每个容量150升。
座 舱 可载1名驾驶员和6名乘客(行政型)或7名乘客(欧洲直升机公司的标准型)或9名乘客(川崎重工业公司的标准型)。高密度型布局可载1名驾驶员和10名乘客。按买主要求可选用2名驾驶员进行飞行。驾驶舱两侧有可抛放的向前开铰接式舱门，驾驶员舱门上有一个可升的舷窗。座舱两侧有可抛放的向后滑动的旅客舱门，可锁在打开位置。每侧有固定的阶梯。座舱后面有两个铰接蛤壳式舱门，通向货舱。每侧有后舱舷窗。该机装上相应的设备，就可执行近海油田支援，医疗撤退(1名驾驶员，加一副担架或两副并排的担架和6名随同人员)，消防，搜索和救援，警务，运货或其它任务。
系 统 装有压缩空气和电动通风系统。全余度的串联液压增压系统(一台工作，一台备份)，飞行控制的压力为103.5×105帕。系统流量为8.1升/分。自举/滑油箱压力为1.7×105帕。主直流电源由两台28伏150安的起动/发电机(每台发动机装一台)和一个24伏25安时的镍镉电池供电。当两台起动/发电机发生故障时，电池经应急泄流条向主要设备供电。装有外部直流电源插座。
机载设备 基本型装单个驾驶员目视飞行规则使用的仪表，包括带有电加温皮托管和静压孔的空速指示器，气压高度表，姿态指示仪，转弯和倾斜指示仪，垂直速度指示器，陀螺磁航向系统，磁罗盘和时钟。川崎重工业公司的BK117可选装的设备包括一个带有倾斜计的10厘米自主式陀螺地平仪，7.6厘米备用的人工地平仪和水平位置指示器。可选装复式操纵装置和复式目视飞行仪表。按买主要求可装通信/导航和其它电子设备。
BK117
欧洲直升机公司/日本川崎重工业公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 11.00m
尾桨直径 1.96m
旋翼桨叶弦长B-2 0.32m
尾桨桨叶弦长 0.20m
B-2(改型)、C-1 0.22m
机长(旋翼和尾桨转动) 13.00m
机身长(尾桨桨叶处于垂直位置) 9.98m
机身最大宽度 1.60m
机高(旋翼和尾桨转动) 3.85m
(至旋翼桨毂顶部) 3.36m
平尾翼展(含垂尾端板) 2.71m
尾桨离地面距离 1.89m
机身离地面距离 0.35m
滑橇间距 2.50m
内部尺寸
座舱和货舱：
最大长度 3.02m
最大宽度 1.49m
最小宽度 1.21m
最大高度 1.28m
最小高度 0.99m
地板可用面积 3.70m2
容积 5.00m3
面积
旋翼桨叶(每片) 1.76m2
尾桨桨叶(每片)B-2 0.098m2
尾桨桨叶(每片)C-1 0.108m2
旋翼桨盘 95.03m2
尾桨桨盘 3.00m2
重量及载荷
基本空重B-2 1745kg
C-1 1764kg
燃油重量(标准可用) 558kg
(包括副油箱) 718kg
最大起飞重量(内载) 3350kg
(外挂) 3500kg
最大桨盘载荷(内载) 0.345kN/m2
(外挂) 0.36kN/m2
最大功率载荷(内载) 4.55kg/kw
(外挂) 4.76kg/kw
性能数据
BK117B-2(国际标准大气，A：总重为3200kg；B：总重为3350kg)
最大允许速度(海平面)
A 277km/h
B 259km/h
最大巡航速度(海平面)
A 248km/h
B 247km/h
最大前飞爬升率(海平面)
A 9.0m/s
B 9.7m/s
最大使用高度
A，B 3050m
实用升限(一台发动机停车，0.51m/s爬升)
A 1770m
B 1280m
悬停高度
有地效，风速为零
A 2135m
B 1645m
有地效，风速32km/h，侧风速度20m/h
A 1495m
B 1040m
无地效
A 2285m
B 1280m
航程(海平面，内载辅助油箱，无余油)
A，B 706km
续航时间(海平面，带辅助燃油，无余油)
A 3h54m
B 3h48m
BK117C-1(A：总重为3000kg；B：总重为3200kg；C：总重为3350kg)
最大允许速度(海平面)
A 277km/h
B，C 259km/h
最大巡航速度(海平面)
A 250km/h
B 248km/h
C 246km/h
经济巡航速度(海平面)
A 235km/h
B 233km/h
C 231km/h
最大爬升率(海平面)
A 10.9m/s
B 9.8m/s
C 9.0m/s
最大使用高度
A，B，C 4575m
实用升限
A，B 5480m
C 5090m
悬停高度
有地效，风速为零
A 3690m
B 3050m
C 2530m
有地效，风速37km/h，侧风速度23m/h
A 3200m
B 2530m
C 1920m
无地效
A 3520m
B 3000m
C 1480m
航程C 540km
续航时间B，C 2h50m