MH2000
三菱重工业公司
概 况
MH2000是三菱重工业公司研制的双发多用途民用直升机。1995年下半年该公司宣布项目计划。MH2000主要用途有：旅客和商务运输、新闻采集、执法、搜索救援、紧急医疗救护等。计划总共制造4架原型机，其中两架用于飞行试验，2架用于地面试验。第一架原型机于1996年7月29日首飞，第二架原型机于1996底首飞。计划进行800小时的试验。1997年6月获得日本民用航空局型号合格证。
该机主要是针对日本的旅客运输、民用航空、医疗救护及货运市场研制的。该机单价约370万美元(1996年)。
MH2000
三菱重工业公司
设计特点 旋翼系统 4片桨叶旋翼和10片桨叶的涵道风扇尾桨，旋翼桨叶采用尖削桨尖，尾桨桨叶采用不对称的翼型，桨叶都是用全复合材料制成。
机身 单旋翼带尾梁式结构，主减速器和其他传动机构位于座舱后方顶部的整流罩内，这种布局可减小座舱的内部噪声和振动，采用低噪声的发动机，使外部噪声降低了5分贝。
着陆装置 普通的滑橇式起落架。
动力装置 装两台三菱重工业公司的MG5-100涡轮轴发动机，单台功率为597千瓦，数字式电子控制发动机。抗坠毁油箱位于座舱后部，最大可用油量为1132升。
座舱 2名机组人员，座舱可安装10副或8副朝前的吸能座椅，也可根据需要采用其他布局。在执行搜索救援任务时，可载2名搜索救援人员和担架。驾驶舱两侧各有一扇门。座舱两侧各有一扇大的滑动门。行李舱位于油箱的后面，并有装货舱口。
机载设备 电子舱位于后机身行李舱的后面，可根据顾客的要求来选装设备，其中包括基于全球定位系统的防撞系统及自动飞行控制系统。
MH2000
三菱重工业公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 12.20m
机长(旋翼、尾桨转动) 14.00m
机身长 12.20m
机高(至垂尾顶部) 4.10m
尾翼翼展 3.10m
滑橇间距 2.70m
旅客门宽(每扇) 1.20m
内部尺寸
行李舱容积 2.2m3
面积
旋翼桨盘 116.90m2
重量及载荷
空重 2500kg
最大起飞重量 4500kg
最大桨盘载荷 0.351kN/m2
性能数据(最大起飞重量，估计值)
最大平飞速度 280km/h
推荐巡航速度 243km/h
悬停高度(有地效) 2350m
最大航程(推荐巡航速度，标准燃油，无余油) 700km
续航时间(推荐巡航速度，标准燃油，无余油) 4h
OH-1
川崎重工业公司
概 况
OH-1是日本川崎重工业公司研制的轻型武装侦察直升机，主要用来替代OH-6D。1992财年日本防卫厅(JDF)授予川崎重工业公司2250万美元的合同，用于该型机(编号暂定为OH-X)的初步设计阶段。1992年第二季度，日本防卫厅的技术研究部(TRDI)宣布了计划需求。1992年9月川崎重工业公司被选为合同主承包商，承担60%的工作，富士重工业公司和三菱重工业公司为合作者，并各承担20%的工作。起落架由三菱重工业公司负责，尾部结构、短翼和整流罩由富士重工业公司负责，剩余部分工作由川崎重工业公司负责。1992年10月1日，由这三个公司组成观察直升机工程队(OHCET)，并开始初步设计。1994年9月，向公众公开了直升机的模型。整个项目计划生产6架原型机，其中4架用于试飞，2架用于地面试验。1996年3月15日，首架直升机出厂，并于同年8月6日首飞。第二架原型机于1996年11月首飞。1996年底该机采用OH-1编号。前两架原型机分别于1997年5月和6月交付给日本防卫厅。1997年1月9日，第三架原型机首飞，在此以前的两架原型机分别累计飞行了30小时和20小时。第四架原型机于1997年2月首飞，同年8月交付。1997财年日本陆上自卫队(JGSDF)订购了3架，2000年开始服役。
日本陆上自卫队需要150～200架，其中包括1997财年订购的3架。
OH-1的目标单价是少于440万美元(1996年币值)，接近OH-6D的两倍。研制费用(不包括发动机)至1997年已达到1580万美元。
OH-1
川崎重工业公司
设计特点 旋翼系统 采用川崎重工业公司研制的无铰无轴承4桨叶旋翼系统，8片桨叶的涵道尾桨，采用变翼型桨叶。桨叶和桨毂都是用复合材料制成的。
机身 40%的机身(重量)是用碳纤维增强塑料制成的，有短翼。
着陆装置 不可收放的尾轮式起落架。
动力装置 装两台由三菱重工业公司研制的TS1-10涡轮轴发动机，单台功率为659千瓦，原型机上装XTS1-10发动机。不排除选择现有的发动机。短翼上可挂载一个160升的副油箱。
座舱 两副机组人员装甲座椅串列布置，驾驶员座椅位于前面。驾驶舱装平板式风档玻璃。
机载设备 装有自动飞行控制系统；前后操纵台上都装有大的平板式液晶彩色多功能显示器，并与一条MIL-STD-1553B数据总线相联；平视显示器；旋翼轴上装有与热成像仪相联的传感器；NEC公司的实时彩色电视摄像机和激光测距仪，探测范围是：方位角110°、俯仰角40°；红外干扰发射机等。
武器 短翼下的挂架可载4枚东芝公司的91型轻型短程空空导弹。
OH-1
川崎重工业公司
技术数据外形尺寸(近似值)
旋翼直径 11.5m
翼展 3.0m
机身长 12.0m
最大宽度 1.0m
机高 3.8m
重量及载荷
空重 2500kg
最大起飞重量 3500kg
性能数据(估计值)
最大水平速度 290km/h
作战半径 200km
航程 550km
意大利
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifA109
意大利阿古斯塔公司研制
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifA119
意大利阿古斯特公司研制
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifA129“猫鼬”(Mangusta)
意大利阿古斯塔公司研制
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifEH101
国际合作英国韦斯特兰直升机公司/意大利阿古斯塔公司研制
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifNH90
国际合作欧洲直升机法国公司/欧洲直升机德国公司/意大利阿古斯塔公司/荷兰福克公司研制
A109
阿古斯塔公司
概 况
A109是意大利阿古斯塔公司研制的高速、高性能双发军民用轻型直升机。A109的三架原型机中的第一架于1971年8月4日首次试飞。1975年6月1日取得意大利航空注册局和美国联邦航空局的目视飞行规则型号合格证。A109最初的生产型于1976年初交付。1977年1月20日获得单驾驶仪表飞行规则型号合格证，后来又取得加拿大、法国、德国、菲律宾、瑞典、瑞士、英国、澳大利亚、巴西、日本、墨西哥、新西兰和委内瑞拉等国的型号合格证。
功率加大的A109于1981年9月开始交付，与最初生产的基本相同，主要改进的地方有：加大了传动系统功率，采用新的尾桨驱动轴、提高了尾桨桨叶的寿命和可靠性，采用新的自阻尼发动机安装架、新的整体设计滑油散热器和风扇以及压力较高的液压系统，重新设计了尾梁，改进了电子设备和仪表布局，行李舱安装了活动地板。1983年阿古斯塔公司推出了A109通用型，这种型号的内部设备和仪表均作了一些微小的改进。根据1983年签订的协议，希腊航宇工业公司在1984年～1987年间承担了77架A109主机身的制造。
1985年，阿古斯塔公司推出了A109宽机身型，改进了地板底下的油箱外形和凸出的机身侧面壁板，使座舱宽敞舒适。这些改进并不影响直升机的基本构造和气动力特性。
主要的型别如下：
A109C 宽机身型。1989年获美国联邦航空局型号合格证。动力装置采用艾利逊公司250-C20R-1涡轴发动机，单台功率为335.6千瓦，传动功率加大到589千瓦。新的复合材料旋翼桨叶。尾桨桨叶采用“沃特曼”翼型。加固了起落架。最大起飞重量增加到2720千克，有效载荷增大109千克。1989年马来西亚订购了4架。1989年2月首次交付。
A109Max 改进的医疗救护型。大大地扩大了向上开的侧门和整流罩。座舱容积3.96米3，可容纳2名驾驶员，两副担架和2名坐着的伤员或医护人员。新的座舱布局由在美国新泽西州的泰特博伦用户飞机装修公司设计。
A109K 双发多用途高温高原型直升机。该型装两台538千瓦透博梅卡公司的“阿赫耶”1K1涡轮轴发动机。第一架原型机于1983年4月首次飞行。A109K加大了传动功率，采用了新的复合材料桨毂，弹性轴承。复合材料桨叶表面有硬化的涂层，可防止沙石和尖硬的尘沙擦伤。采用新的“沃特曼”翼型尾桨。加长的机头可放置附加的电子设备。此外，还采用高架式不可收放的高性能减震起落架。
A109K2救援型 首先卖给瑞士REGA救援服务队。REGA的装备包括：易操纵的探照灯，绞车，AFDS 95-1自动飞行控制系统，活动地图显示器和单驾驶员仪表飞行系统。A109K2(A109K的生产型机)于1984年3月首次试飞，该机全部体现了计划中规定的生产型特征。1996年底获得美国联邦航空局单驾驶仪表飞行规则型号合格证。瑞士REGA山救援服务队订购了16架A109K2，1991年12月交付了首架直升机。1995年12月交付完毕。
A109KM 军用型，主要用于反坦克、侦察、护航、指挥、电子对抗及搜索救援。安装固定起落架和滑动门。
A109KN 舰载型，用于反舰、近海巡逻、校射、电子战和垂直补给等任务。
A109K2执法型 专用的警用型，选装的设备有：承载能力907千克的货物吊钩，带50米绳索承载能力204千克的变速救援绞车，SX-16探照灯，扩音器，应急浮筒，全球定位系统，气象雷达，微光电视和前视红外探测系统。
A109E 加大功率型，1995年在巴黎航展上展出，在此以前已飞行试验了60多小时。机体与109K2类似，采用钛桨毂，通过弹性轴承与桨叶相联。装PW206C发动机，采用新型高架起落架。1995年底制造出首架生产型直升机，1996年5月31日取得意大利航空注册局仪表飞行规则型号合格证，1996年8月26日取得美国联邦航空局仪表飞行规则型号合格证。在1997年的巴黎航展上展出带综合仪表显示系统座舱的直升机。波兰的PZL-Swidnik公司签订了在1996～2002年期间为A109E生产机身的合同，1996年制造了7个机身，1997年制造了15个，此后每年制造30个。
A109E0A型 意大利海军观察型。该型有加长的机头和升高了的不可收放式起落架。动力装置为加大了功率的艾利逊公司250-C20R发动机，比艾利逊公司250-C20B有更好的“高温高原”性能。此外，A109E0A型还装有滑动舱门，抗坠毁自封油箱，导弹发射架，12.7毫米机枪，SFIN陀螺稳定瞄准具和电子战设备。意大利军队订购了24架A109E0A直升机，并于1988年交付使用。
除意大利、美国、日本、墨西哥等外，瑞士REGA山救援服务队购买了16架A109K2，1991年12月至1995年12月交付；瑞士国防采购局订购了一架A109E，于1997年12月交付；迪拜警察局3架A109K2，1995～1996年间交付。截止至1997年6月，A109E的订购量达40多架。截止至1997年10月，总计生产了592架各型A109直升机，其中生产了414架A109A，126架A109C，40架A109K，12架A109E。
A109E的单价为290万美元(1996年)，直接使用成本为386美元/小时(1997年)。
设计特点
旋翼系统 4片桨叶全铰接式旋翼，尾梁左侧装有2片半刚性三角铰式尾桨。旋翼桨叶翼型为NACA23011，前缘下垂。旋翼相对厚度由桨根的11.3%过渡到桨尖的6%，通过承拉/扭条装到桨毂上。桨叶由铝合金胶接结构与蜂窝夹芯结构组成，桨尖后掠，桨尖和前缘胶接处有不锈钢防蚀套。桨叶可手工折叠，可选装旋翼刹车装置。尾桨桨叶由铝合金、胶接后缘、蜂窝夹芯结构和不锈钢前缘包条组成。
A109K采用复合材料旋翼桨叶和桨毂，装有弹性轴承，桨叶涂有特殊的表面涂层，以增强防蚀和防磨能力。采用了新的轻型尾桨，尾桨直径减小，尾桨叶翼型为高效“沃特曼”翼型，不锈钢蒙皮。旋翼转速为384转/分，尾桨转速为2085转/分。
传动系统 主减速器安装在座舱上部的整流罩内，发动机通过并车减速器和90°换向两级主减速器驱动旋翼。飞行时来自并车减速器的功率，通过输出轴和尾桨减速器驱动尾桨。
装两台“阿赫耶”1K1发动机的A109K和装两台PW206C发动机的A109E起飞和最大连续传动功率均为671千瓦；单发工作时，2分30秒传动功率为477千瓦，最大连续传动功率418千瓦。
机 身 铝合金和蜂窝吊舱尾梁式结构,机身分为4部分：机头、驾驶舱、客舱和尾梁，尾梁后部上方有后掠垂尾。非后掠平尾中置在尾梁上、垂尾之前，与总距操纵杆联动。
着陆装置 A109E装可收放前三点式起落架，主起落架和前起落架都装有油-气减震支柱。主起落架为单轮，前轮能自动定中心和转弯(±45°)。液压收放，前起落架向前，主起落架向上收入机身。有液压应急收放装置和锁定机构。主轮上有刹车盘。所有轮胎均无内胎，规格均为650×6，胎压为5.9×105帕。垂直安定面下面装有尾撬。
A109K装不可收放前三点式高架起落架，加大了机体与地面的间距。固定式支柱代替了机头起落架作动筒，固定式支柱和V形支撑框架代替了每个主起落架作动筒。所有型别上都可选装应急自动充气浮筒和雪撬。
动力装置 A109K装两台透博梅卡公司的“阿赫耶”1K1涡轮轴发动机，每台2分30秒钟功率为575千瓦；30分钟起飞功率为550千瓦；最大连续功率为471千瓦。可选装发动机粒子分离器。标准可用燃油容量为750升。可选装150升的副油箱(A109KM可选装200升副油箱)。可选装自密封油箱。每台发动机有独立的燃油和滑油系统。
A109E装两台普拉特·惠特尼加拿大公司PW206C涡轮轴发动机，每台起飞功率为477千瓦；最大连续功率为423千瓦；单发工作时最大应急功率为546千瓦，最大连续功率为500千瓦。发动机并排安装在后机身上方。发动机之前及发动机与客舱之间用防火墙隔开。装有全权数字式发动机控制系统和用于发动机管理的液晶多功能显示器。标准燃油容量为605升。可选装副油箱，副油箱总容量为267升。
座 舱 一名或两名空勤人员，驾驶员座椅在右侧，可选装双套操纵系统。机舱内可放置6个旅客座椅。要人专机布局设4至5个座位，设有饮食柜和音乐中心。舱门朝前开，两侧均有旅客舱门。机舱后部有很大空间，可载150千克行李，通过左侧朝前开的舱门进出。中间一排座椅可拆卸以便运货。医疗救护型，可横向放置一副担架(用“气泡”舱门代替标准舱门)。医疗设备包括：氧气瓶(够用3小时)，带有流量表湿润器的氧气/空气-氧气呼吸器，心电图监控设备，以及紧急救护设备。可施行应急医疗救护(EMS)，在很短的几分钟内，将标准运输型布局改装成医疗救护型布局。应急医疗救护(EMS)座舱布局可容纳1名驾驶员，3名护理人员，1副纵向放置的担架，备有心血管循环和肺部强化救护系统。
系统(A109KM) 轻型液压系统和电子系统。28伏直流电系统由2个160安起动/发电机和27安时28伏蓄电池提供。交流电系统可选装2台250伏安或2台600伏安115/26伏400赫静变流器，也可选装一台6千伏安交流发电机和一台备用的250伏安的固态变流器。两套各自独立的液压系统，一套系统不能工作时，另一套系统能操作主要的致动器。液压系统带有正常的和紧急的蓄压器，用于操纵旋翼刹车，机轮刹车和前轮定中心。
机载设备(A109KM) 甚高频/调幅、甚高频/调频、超高频、高频、机内通话装置，敌我识别应答机和应急定位器发射机；无线电罗盘、伏尔/定位/仪表着陆系统、测距仪、全球定位系统和甚低频欧米加气象雷达；前视红外探测系统；雷达/激光告警接收机；干扰物布撒器。
武器(A109KM) 有4个挂点，每侧座舱及支架上各1个。典型的武器载荷包括：火箭/机枪吊舱,每个吊舱可装3枚70毫米火箭和一挺12.7毫米带200发子弹的机枪；或装7.62毫米或12.7毫米机枪吊舱；7管或12管70毫米或81毫米火箭发射器；4枚或8枚“陶”式反坦克导弹(在座舱顶部装有瞄准具)。另外在座舱门口装7.62毫米和12.7毫米侧射机枪。
A109
阿古斯塔公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 11.00m
尾桨直径 2.00m
机长(旋翼和尾桨转动) 13.04m
机身长 11.44m
机高(至垂尾顶端) 3.50m
平尾展长 2.88m
主轮距 2.45m
前后轮距 3.54m
行李舱门(左、后)
高×宽 0.51m×1.00m
内部尺寸
座舱
长度 2.10m
最大宽度
KM，K2 1.59m
E 1.61m
最大高度 1.28m
容积(包括驾驶舱)
K2 4.9m3
E 5.1m3
行李舱容积
K2 0.85m3
E 0.95m3
面积
旋翼桨盘 95.03m2
尾桨桨盘 3.14m2
重量及载荷
空重
KM 1660kg
K2 1650kg
E 1570kg
最大吊挂载荷 1000kg
最大起飞重量(KM,K2,E) 2850kg
最大起飞重量(带吊挂载荷) 3000kg
最大桨盘载荷(KM,K2,E) 0.29kN/m2
最大功率载荷 4.24kg/kw
性能数据(最大起飞重量)
最大允许速度
KM,K2 281km/h
E 311km/h
最大巡航速度(海平面)
KM,K2 264km/hv
E 289km/hv
最大爬升率(海平面)
KM,K2 9.9m/s
E 10.6m/s
爬升率(海平面，一发停车)
KM,K2 4.6m/s
实用升限 6100m
实用升限(一发停车)
KM,K2 3660m
E 3749m
悬停高度(有地效)
KM,K2 5305m
E 5791m
悬停高度(无地效)
KM,K2 3900m
E 4054m
最大航程
KM,K2 805km
E 977km
续航时间
KM,K2 4h
E(高度1525m,带副油箱,无余油) 5h10m
A119
阿古斯特公司
概 况 A119是意大利阿古斯塔公司研制的单发轻型直升机。该机第一架原型机于1995年年初首飞，1995年6月在巴黎航展上展出，第二架原型机于1995年年底首飞。1997年初两架原型机都换装PT6B涡轮轴发动机。1997年年中取得型号合格证，1997年底首次交付使用。每年生产20～25架。
1996年2月一家意大利直升机公司订购了6架，截止至1997年1月总订货量达20架，意大利军警也有意用该机来替代现役的AB206。该机的直接使用成本是每小时228美元。
A119
阿古斯特公司
设计特点 旋翼系统 4片复合材料桨叶的全铰接式旋翼系统，钛桨毂，复合材料夹紧装置和弹性轴承。2片桨叶尾桨。
机 身 铝合金机身。
着陆装置 固定滑橇式起落架
。 动力装置 原型机装一台透博梅卡公司“阿赫耶”1涡轮轴发动机，功率为596.5千瓦。生产型装普拉特·惠特尼加拿大公司的PT6B-37涡轮轴发动机，起飞时功率为747.2千瓦，起飞和最大连续传动功率为671千瓦。标准可用燃油为605升，可选装容量为273升的副油箱。
座 舱 一名驾驶员和一名乘客在前面，6名乘客在座舱中，座舱比当前的单发轻型直升机要大30%。行李舱位于后机身，用于紧急医疗救护时座舱内可安置2副担架，并且不必伸入驾驶舱中。座舱每侧都有大的滑动舱门，驾驶舱每侧都有铰接门。
A119
阿古斯特公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 11.0m
尾桨直径 2.00m
机长(旋翼、尾桨转动) 13.10m
机身长 11.07m
机高 3.30m
内部尺寸
座舱
长 2.10m
最大宽度 1.61m
最大高度 1.28m
地板面积 2.60m2
容积 3.50m3
行李舱容积 0.95m3
面积
旋翼桨盘 95.03m2
重量及载荷
有用载荷
内载 1200kg
外载 1320kg
最大起飞重量
内载 2600kg
外载 2850kg
最大桨盘载荷
内载 0.269kN/m2
外载 0.294kN/m2
最大功率载荷
内载 3.88kg/kw
外载 4.25kg/kw
性能数据(最大起飞重量,国际标准大气)
最大允许速度 278km/h
最大巡航速度 259km/h
实用升限 5460m
悬停高度(有地效) 3320m
(无地效) 2450m
最大航程 653km
续航时间 3h44m
A129“猫鼬”(Mangusta)
阿古斯塔公司
概 况
A129是意大利阿古斯塔公司专门为意大利陆军航空兵研制的专用轻型反坦克武装直升机，公司编号为A129，绰号为“猫鼬”。1972年，意大利陆军首次提出研制轻型反坦克武装直升机的要求，规定这种直升机具有全天候作战能力，其主要任务是反装甲、反坦克和压制地面防空武器，其次是用于执行侦察和其它各种任务。1973年，意大利阿古斯塔公司提出在A109基础上进行改型的初步方案。这项初步方案后来被一种全新的设计方案所代替，并于1978年3月获得意大利陆军的批准。A129设计方案经历了数次改动之后，于1980年确定了最后布局。1982年11月30日完成零部件设计。A129全部研究计划经费(包括制造5架试飞原型机)的70%由意大利陆军支付，30%由意大利阿古斯塔公司承担。第一架A129原型机于1983年9月11日进行了两次非正式飞行之后，同年9月15日进行了首次正式试飞。第二架和第三架原型机分别于1984年7月1日和1984年10月5日进行了首次试飞。第四架于1985年5月27日试飞，第五架于1986年3月1日试飞。1986年9月，5架原型机的全部试飞科目结束。1990年10月首次交付使用。
意大利政府批准首批生产60架A129，以装备2个意大利陆军航空兵中队，前5架于1990年10月交付。由于决定对所有的A129安装“陶”式反坦克导弹系统而使交付日期推迟一年多。至1996年底共有45架在服役。剩下的15架为多用途型。
A129有下述型别：
反坦克型 最初的意大利陆军型，从生产的第16架次起装有救援通信设备，红外抑制器，红外干扰器，激光告警系统，驾驶舱照明设备与第三代的夜视镜兼容，改进了计算机主机的软件，可带副油箱，旋翼桨叶可折叠。
多用途型 意大利陆军将接收的第46～60号机，与A129国际型基本相同，包括T800发动机和航空电子设备。采用5片桨叶旋翼，传动功率增加到1268千瓦，最大起飞重量增加到4600千克。在机头炮塔装有Giat M621或洛克希德·马丁公司M197 20毫米机炮，并可携带“毒刺”空空导弹。
舰载型 计划中的反舰型，还没有订货。
A129出口型 装T800发动机。装LHTEC T800-LHT-800涡轴发动机的原型机于1988年10月首飞。1990年期间在海湾地区进行了演示。1995年1月9日，带5片桨叶旋翼系统的直升机进行了试飞。尾桨直径略有增加，T800-LHT-800的功率比Gem 1004增加20%～40%。传动功率增加到1268千瓦，总重增加到5000千克，最大平飞速度为278千米/小时。并装有M197三管20毫米机炮和“毒刺”空空导弹。
设计特点
A129是一种轻型单旋翼带尾桨直升机，是根据专用反坦克武装直升机的要求而设计的，因此这种直升机具有以下设计特点：机身体积小，狭窄，宽度仅有0.95米，吸收能量的起落架，抗坠毁压扁结构的机头和机腹，专门的旋翼支撑结构，吸收能量的燃油箱和自动灭火系统等。此外，乘员和其它重要部位都有保护装置，能防7.62毫米和12.7毫米枪弹。
旋翼系统 4片桨叶(多用途型和国际型为5片桨叶)的全铰接式旋翼系统和2片桨叶的半刚性三角铰接式尾桨。旋翼和尾桨都采用弹性轴承和低噪音桨尖。旋翼桨叶由碳纤维和Nomex制造的大梁、Nomex蜂窝芯制造的前缘和后缘、不锈钢制造的前缘抗磨包条、易更换桨尖和复合材料蒙皮制成。这种旋翼桨叶振动水平低，能经受住12.7毫米子弹的射击，预计也能经受住23毫米炮弹的射击。旋翼桨毂也是用复合材料制成的，由玻璃纤维板和4个不需要润滑的弹性轴承组成，这种桨毂结构简单，重量轻，仅重86～87千克。桨毂也有同样的抗弹击能力。所有机械连杆和活动件都装在旋翼主轴内部，以防外来物、结冰并减弱雷达信号。旋翼不需要润滑的轴承。尾桨桨叶也由复合材料和不锈钢前缘制成，能经受12.7毫米子弹的射击。
传动系统 两台发动机工作时的传动功率为969千瓦，一台发动机工作时为704千瓦，应急时为759千瓦。发动机以27000转/分的速度把功率输入传动机构。所有传动轴、部件和接头都能承受12.7毫米子弹的打击。主传系统有完全独立的滑油冷却系统。中间和尾减速器均用润滑脂润滑。传动系统和减速器在无滑油情况下至少能安全工作30分钟(试验证明能安全工作45分钟)。在主传动系统前方有附件齿轮箱。在正常工作状态下，附件由主齿轮系驱动，但在地面时驾驶员可通过控制离合器将附件与1号发动机连接起来并与旋翼脱开。当两台发动机在地面慢车运转时，旋翼刹车装置可迅速停止旋翼转动，由一台发动机驱动附件。
短翼 悬臂式短翼由复合材料制成，位于后座舱后的旋翼轴平面内。
机身 铝合金大梁和构架组成的常规半硬壳式结构。中机身和油箱部位由蜂窝板制成。复合材料占整个机身重量(发动机重量除外)的45%，并占整个空重的16.1%。这些复合材料用于机头整流罩、尾梁、尾斜梁、发动机短舱、座舱盖骨架和维护壁板。机体所有外露面(除桨叶和桨毂外)的70%为复合材料。机身有小而窄的迎风面积。机头的翻卷式隔框和前机身的翻卷式梁用于保护乘员。发动机要害部位都有装甲保护。全机都喷有能吸收红外线的涂层。机体能抵御12.7毫米穿甲弹，并能满足美国军用标准MIL-STD-1290的抗坠毁标准要求(直升机在以11.2米/秒的垂直下降速度坠毁着陆和以13.1米/秒纵向速度碰撞硬壁时，必须保持95%的生存力及所有动部件均不得进入驾驶舱，驾驶舱内部容积减小不得超过15%)。
尾部装置 后掠式垂直安定面，在垂直安定面左侧接近尾斜梁顶端装有尾桨。尾梁下方小垂直安定面下装有尾轮。尾梁中间装有水平安定面。尾翼翼面全部由复合材料制成。
着陆装置 不可收放的后三点尾轮式起落架，起落架均为单轮，尾轮为固定式。主起落架装有液压减震支柱。起落架可以经受得住以10米/秒的下降速度硬着陆造成的冲击。
动力装置 两台罗耳斯·罗伊斯公司Gem 1004涡轮轴发动机。正常工作时，每台发动机的最大连续功率为615千瓦，起飞时30分钟功率为657千瓦；2分30秒最大应急功率为704千瓦；海平面，国际标准大气条件下的20秒应急功率为759千瓦。
生产型发动机由意大利皮亚吉奥公司专利生产。为了提高在敌机火力攻击下的生存力，发动机之间的间隔较大。两套燃油系统相互独立，能交叉供油，有可互换的自密封抗坠毁油箱和自密封的输油管路以及数控燃油调节系统。为了防火，油箱充填泡沫材料。单点压力加油口。每台发动机有独立的润滑油冷却系统。在舱内的翼下位置上可携带副油箱。另外，发动机的排气装置采用了红外辐射抑制装置。发动机噪音比较低。
座舱 驾驶员和副驾驶员兼射手的座舱纵向排列。后座舱高于前座舱。驾驶员视界很宽；垂直视野为-34°～+56°；水平视野为260°。每个座舱各有一个低反光度平板座舱盖，舱盖可向右侧开启。舱盖可用爆破技术抛掉，以供驾驶员应急逃逸。驾驶员座椅采用了能吸收能量的装甲座椅。在受到碰撞时，起落架和破损安全座椅使冲击从50g降低到20g。
系统 液压系统包括用于飞行控制的3套主回路系统以及控制旋翼和机轮刹车的两套独立的回路系统。主系统工作压力为207×105帕，有3个独立的动力源，两个由主传动装置驱动，第3个由尾桨减速器驱动。复式作动筒用于旋翼和尾桨飞行控制。每一个主系统的液压油流速为23.6升/分。弹性蓄油器压力为0.39×105帕。电子系统包括双套电传系统，其中一套是机械操纵系统的备份装置，另一套电传操纵系统操纵尾桨。所有的自动稳定设备都是标准的。1991年研制了能遥控的自动驾驶仪备用系统。装有自动灭火系统。
机载设备 A129直升机最大的特点之一是装有全综合化的多路传输系统，该系统控制的设备有：导航、飞行指引仪、火控系统、自动驾驶仪、传动和发动机工作状况监测器、燃油管路、液压系统和电气系统监测器及告警系统。这个系统由两台哈里斯中心计算机操纵，每一台都能单独控制整个系统。整个系统与MIL-STD-1553B型数据总线兼容，两台相互交联的计算机综合管理直升机的电子设备和飞行控制系统。处理过的信息在下视多功能显示器上分别向驾驶员和副驾驶员/炮手显示，用标准多功能键盘很容易查徇信息，包括地区导航、武器状态和选择、无线电调节和工作方式选择、注意事项和警告及飞机性能的显示。计算机可以贮存多达100个航点，100个预置的高频、甚高频和超高频的无线电管理。通过该系统和多普勒雷达交联的导航计算机以及一个雷达高度表控制导航。航点目标区和危险区的人工地图可在驾驶员或副驾驶员的多功能显示器上显示。
A129具有昼夜作战能力，霍尼韦尔公司生产前视红外探测系统允许直升机夜间贴地飞行，头盔显示瞄准系统为驾驶员提供了外界图象。副驾驶员兼射手也装有头盔显示瞄准系统；为了夜间执行反坦克任务，前视红外探测系统可以增强“陶”式导弹的目标截获和制导能力；白天也可使用这种控制系统，特别是头盔显示瞄准系统，使武器自动瞄准，从而减少了对付意外目标的反应时间。
意大利陆军的A129直升机上的主动和被动自卫系统都是标准设备。从第二批起装有Quick Ⅱ跳频无线电台。机上的导航/武器系统能直接或通过数据链与意大利的CATRIN 的C3I作战信息系统相联。主动和被动电子战系统包括：ELT-554雷达干扰机和ELT-156雷达告警接收机(第二批直升机装的是ELT-156-05)；RALM-101激光告警接收机；AN/ALQ-144A红外干扰机；M130干扰箔条/布撒机。
武器 短翼下有4个挂架，外挂架挂200千克和内挂架挂300千克的武器载荷，或外挂架挂300千克和内挂架挂100千克的武器载荷。所有挂架都有铰链，这种铰链允许将挂架由武器基准线升高2°或下降10°。A129可携带8枚“陶”式反坦克导弹，这些导弹均悬挂在外侧挂架上。内侧挂架可装7.62、12.7毫米机枪或20毫米机炮炮舱或两个火箭发射器，每个发射器可装7枚空地火箭弹。为了执行一般攻击任务，在所有4个挂架上都能携带火箭发射器(2个19管和2个7管发射器)。意大利陆军指定用SNIA-BPD 81毫米和70毫米火箭弹。作为备用方案，A129直升机还可携带8枚“海尔法”反坦克导弹或8枚“霍特”导弹；或空空导弹；或2个炮舱外加两个19管火箭发射器或榴弹发射器。机头下部炮塔内装一挺12.7毫米的机枪。
多用途型和国际出口型除可携带上述武器外，在机头炮塔还可装Giat M621或洛克希德·马丁公司M197 20毫米机炮，并可携带“毒刺”空空导弹。
A129“猫鼬”(Mangusta)
阿古斯塔公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 11.9m
尾桨直径 2.32m
短翼翼展 3.20m
宽度(“陶”式导弹舱外侧间距) 3.60m
机长(旋翼和尾桨转动) 14.29m
机身长 12.28m
机身宽 0.95m
机高(至垂直尾翼顶部，尾桨水平放置) 2.75m
(尾桨转动) 3.32m
(至旋翼桨毂顶部) 3.35m
水平尾翼翼展 2.50m
主轮距 2.23m
前后轮距 6.96m
面积
旋翼桨盘 111.2m2
尾桨桨盘 4.23m2
重量及载荷
空重(带设备) 2529kg
最大燃油重量(内部油箱) 750kg
最大外部武器载荷 1200kg
最大起飞重量(标准型) 4100kg
(多用途型) 4500kg
起飞重量(正常任务) 3950kg
最大桨盘载荷(标准型) 0.362kN/m2
(多用途型) 0.396kN/m2
最大功率载荷(标准型) 4.23kg/kw
(多用途型) 3.55kg/kw
性能数据(A：意大利陆军型，带8枚“陶”式导弹，任务起飞重量3950kg，高度2000m，国际标准大气＋20℃；B：出口型，混装武器，任务起飞重量4600kg，海平面，国际标准大气)
俯冲速度 294km/h
最大平飞速度(海平面)
A 250km/h
B 277km/h
最大爬升率(海平面)
A 10.2m/s
B 12.8m/s
垂直爬升率(海平面，B) 8.38m/s
实用升限(A) 4725m
悬停高度(有地效)
A 3140m
B 4540m
悬停高度(无地效)
A 1890m
B 4050m
最大续航时间(无余油) 3h5m
限制过载 +3.5/-0.5g
EH101
英国韦斯特兰直升机公司/意大利阿古斯塔公司
概 况
EH101是英国韦斯特兰直升机公司和意大利阿古斯塔公司联合研制的多用途直升机。为研制EH101直升机，两国于1980年6月成立EH工业公司。EH101除能满足两国海军的要求以外，还能执行民用和其它任务。
1977年春，英国国防部对一系列新型反潜直升机进行了可行性研究之后，对探测设备和性能指标提出了要求。英国海军认为，韦斯特兰直升机公司的WG34直升机虽然比“海王”直升机要小一些，但有较大的有效载重，于是就在1978年夏末选择了在WG34基础上进行新型反潜直升机的研制，用来替代“海王”直升机。意大利海军虽然把岸基使用看得比舰载使用更重要，但是也有与英国皇家海军十分相似的要求，两国政府便于1980年决定由英国韦斯特兰直升机公司和意大利阿古斯塔公司组织力量进行联合研制。1981年6月12日，两国政府批准了9个月的方案论证阶段，1984年1月25日，宣布了整个研制计划。1984年3月7日，签订了海军型正式合同，两家公司共同承担技术责任。韦斯特兰直升机公司主要负责EH101民用型的研制，阿古斯塔公司主要负责通用型的研制，两公司联合为各自的海军研制海军型。EH101直升机的部件分别在两个国家由两家公司分别制造，最后在两个国家的装配线上分别进行总装。韦斯特兰直升机公司主要负责设计前机身和旋翼桨叶；阿古斯塔公司主要负责后机身，桨毂和传动系统，液压系统和部分电气系统。各型别的机体，旋翼及主减速器，飞行控制系统以及公用系统都是通用的。
EH101目前发展多种型别：按用途主要是海军型，民用运输型和军用型。1987年8月，加拿大海军选择了海军型作为新的舰载直升机。1992年7月24日宣布订购50架(35架CH-148和15架CH-149)，目前已取消，改订购AW320。EH101制造了10架预生产型，其中一架用于地面试验。两架基本型PP1和PP2分别于1987年10月9日和同年11月26日试飞，PP2于1993年1月21日在意大利进行噪声测试期间毁坏。PP3是首架民用型结构， 于1988年9月30日首次试飞，试飞高度达4570米。PP4于1989年6月15日首次试飞，该型用作发展海军基本型，也用于机组人员训练，1995年4月7日坠毁，累计飞行了463小时。PP5和PP6分别用于发展英国皇家海军型和意大利海军型，分别于1989年10月24日和同年4月26日首次试飞。PP7用于发展军用型，后部改装成货舱跳板，并于1989年12月18日首次试飞，1996年8月20日由于尾桨距控制失灵而严重毁坏，累计飞行450小时。PP8和PP9用于验证可靠性和维修性，并作为民用型和通用型的验证机，分别于1990年4月24日和1991年1月16日试飞。
英国订购了66架“灰背隼”(Merlin)，其中皇家海军44架，皇家空军22架；意大利海军订购了16架，其中4架反潜型、4架预警型和4架海军陆战队战术运输型(旋翼和尾桨折叠)，可能再订购8架(其中6架反潜型，2架战术运输型)；日本东京警察局订购了1架通用型直升机；1998年开始向意大利交付。
英国皇家海军订购的44架“灰背隼”的总费用为15亿英镑(1991年币值)，22架皇家空军的“灰背隼”HC.Mk3的总费用为5亿英镑；加拿大原计划订购的50架CH-148/149的总费用为44亿加元(1992年币值)，若改选购AW320则只需20至25亿加元。生产投资阶段的费用为2亿英镑(1993年币值)。
Srs100/海军型主要用于反潜、反舰监视和跟踪，反水面舰船，两栖作战，搜索和救援。其它任务包括：空中预警、垂直补给和电子对抗(电子迷惑，干扰和导弹引诱)。能完全自主地进行昼夜全天候飞行，能在陆基，大、小舰船(包括商船)和油井平台上起降。可在6级海情、任意舰船航向、任意风向和93千米/小时风速时，在3500吨级护卫舰上起降。英国皇家海军准备将EH101海军型装备在23型多用途护卫舰上；还准备在“无敌”级航空母舰、皇家辅助舰队和其它舰船上及陆基使用。
海军型具有较长的续航时间和必需的装载能力，以满足21世纪扩大的海军战术要求，遥控工作能力5小时，并配备有新研制的先进探测设备及武器。
Srs300“直升机航班”是民用客运型。
通用型包括陆军型(Srs 400)和带装货跳板的民用型(Srs 500)及不带装货跳板的海军型(Srs 200)
具体的型别介绍如下：
通用型 该型是从PP9发展而来的民用型，第一架生产型Mk500于1997年5月28日出厂，主要用于取适航证，同年6月17日首飞。1996年11月日本东京警察局订购了该型的第2架生产型Mk510，1997年9月首飞，1998年交付使用，这是首次向民用客户交付EH101直升机。
“直升机航班”(Heliliner) 民用型。PP8是该型的技术验证机，PP3是取适航证的验证机。该型是在通用型基础上发展的民用型，装3台发动机。航程为666千米。可载30名旅客及随身行李。可满足更为严格的民用使用规则要求和在海上油井平台上使用，或在满载旅客情况下按全部A类规则在城市内航线飞行。民用型EH101有2名空勤人员，1名服务员。作为班机使用时，旅客站立距舱顶还有一定的空间，旅客座椅样式新颖，行李舱设在头顶部，有空调、文娱活动室、厕所和厨房。根据订户要求，后舱可改装成后部货舱跳板。
意大利海军反潜/反水面舰船型 从PP4和PP6发展而来，可从海岸基地和载舰上起飞来攻击水面和水下目标。 意大利海军预警型 意大利1994年透露需要该型机。1995年订购了4架。装有HEW-784空面搜索雷达。雷达天线罩的半径从1.8米增加到3米。其它的航空电子设备与意大利海军的Srs100相似。
意大利海军通用型 在带后部货舱跳板的Srs400基础上发展而来的，但该型装有前视红外设备(意大利其它的型别都未装此设备)，货物吊钩，气象雷达。基本的航空电子设备、电子侦察/电子对抗设备及自卫设备与意大利反潜型相似。
“灰背隼”(Merlin)HM.Mk1 英国皇家海军反潜型。从PP4和PP5发展而来。将在23型多用途护卫舰、“无敌”级航空母舰、皇家辅助舰队、其它舰船及陆基上使用。最初的生产型RN01/ZH821于1995年12月6日首飞，第2架生产型RN2/ZH822首次装执行任务的航空电子设备，并于1997年1月14日首飞。首批生产了7架，首先用于各种试验和训练，2000年开始装备海军。沙特阿拉伯也考虑采购该型直升机。
“灰背隼”(Merlin)HM.Mk2 HM.Mk1的改进型，通过装先进的、下一代的反舰导弹，强化了攻击水面舰船的能力。装有改进的传感器和处理设备，增大了传动装置的功率。
军用型 用于战术运输或后勤支持，从PP7发展而来，后部货舱跳板可直接装载车辆和货物，能空运重达6吨的货物，或载35名士兵。主要为满足皇家海军两栖作战的需要。正在考虑研制旋翼和尾桨折叠的型别。
“灰背隼”(Merlin)HC.Mk3 1994年5月投标英国皇家空军的型别。为了提高低空作战性能修改了驾驶舱的布局，侧门装有机枪。1995年3月英国皇家空军宣布订购22架。1997年7月完成临界设计审查，同年11月开始组装，1998年第3季度首飞，1999年9月至2001年10月交付。该型机头下方装有能快速装卸的前视红外转台，机头下右侧有加油口。另外装有雷达警告和红外干扰等自卫设备、夜视设备等。相对皇家海军型，其导航设备更先进。
CH-148和CH-149 原为加拿大发展的型别。现取消。
AW320 在EH101民用型基础上发展起来的，主要是为满足加拿大1995年初提出的海军作战和搜索救援任务，1997年底加拿大选定该型机。具有着舰能力。由于大量采用民用航空电子设备，因此费用大大降低。加拿大总计订购了15架，用于替代CH-113，于1999年～2002年交付。估计单价比原来的CH-149少40%。
设计特点
旋翼系统 五片桨叶旋翼，旋翼桨毂按多路传力路线和破损安全概念设计，由复合材料环绕一个金属芯构成。复合材料旋翼桨叶结构，具有先进翼型和英国实验旋翼系统计划(BERP)的高速桨尖。桨叶通过多路传力路线(包括弹性轴承)与桨毂相连。海军型旋翼桨叶可自动折叠(其它型别可以选装)。海军型旋翼桨叶装有标准的电防冰装置(卢卡斯公司的系统)，其它型别也可选装。四片桨叶尾桨，尾桨安装在尾斜梁左侧。尾桨桨叶也装有电防冰装置。
传动系统 来自3台发动机的功率可直接向前驱动主减速器，所有齿轮均采用夹叉安装，有较大的刚性。外部驱动轴驱动尾减速器。主减速器具有30分钟的“干运转”能力(演示时达到60分钟)。
机身 各型别均有金属蒙皮的前、中机身。通用型的后机身稍有更改，尾梁较细，以便在机身后部布置装卸跳板/舱门。尾锥和尾斜梁为复合材料结构；海军型的尾斜梁可向前向下折叠，以使平尾右半侧在后机身下面。尾锥下面有小的垂尾。主动减振系统可减少80%传递到机身的桨叶振动。机体在服役期内的大修时间间隔为1000小时，最终计划达到3000小时，机体的寿命将达到40000小时。
起落装置 可收放前三点轮式起落架，由液压操纵，主起落架为单轮，前起落架为双轮，前起落架可操纵转向。起落架由AP精密液压系统公司及意大利航空和机械制造公司设计并制造。主起落架可收入机身两侧的整流罩内。带有刹车装置。主起落架轮的尺寸为24×7.7，机轮为8.50-10，胎压为6.96×105帕，前机轮轮胎规格为19.5×6.75，胎压为8.83×105帕。轮胎为古德伊尔公司的产品。意大利海军和空军的型别都采用双主轮，所有其它型别的起落架均可选装双主轮。装有FPT工业公司的应急浮包。 动力装置 皇家海军“灰背隼”直升机装3台由英国罗耳斯·罗伊斯公司和法国透博梅卡公司合作研制的RTM322-01/8涡轮轴发动机，单台最大应急功率为1724千瓦，起飞功率为1566千瓦，最大连续功率为1394千瓦。皇家空军的直升机装RTM322-02/8涡轮轴发动机。意大利海军型装3台通用电气公司的T700-GE-T6A涡轮轴发动机，单台起飞功率为1521千瓦，最大连续功率为1327千瓦。意大利海军型还可安装阿尔法·罗梅奥公司/菲亚特公司的发动机。民用型和军用型的发动机为3台通用电气公司的CT7-6涡轮轴发动机(PP3装CT7-6A)。该发动机单台最大及中等应急功率为1432千瓦，最大连续功率为1230千瓦。
起飞时传动功率为4161千瓦，最大连续功率为3715千瓦，一台发动机停车的最大连续功率为2035千瓦。
3个油箱分别向3台发动机供油，每个容量1074升，总容量为3222升。可选装第4个或第5个油箱，最大燃油容量5370升。“灰背隼”HC.Mk3可在舱货选装一个油箱，总容量近4075升。装有计算机控制的燃油管理系统。右侧设有压力加油点，最大输油量为682升/分。左侧有3个重力加油点。皇家空军“灰背隼”上装有可拆卸的加油探头。
座舱 驾驶舱内有1名或2名驾驶员(海军型可由单个驾驶员操作，民用型规定由两名驾驶员操作)。反潜型通常还载1名观察员和声纳系统操作员。意大利海军反潜型的机组人员包括：1名驾驶员、1名副驾驶员和2名声纳系统操作员。海军型安装马西-贝克公司的机组人员座椅，能承受10.7米/秒速度的撞击。民用型可载30名乘客，4排座椅，座椅间距约为76厘米，外加1名服务员，座舱内有厕所、厨房和行李设备(包括头顶的行李架)。军用型可载35名(有座)或45名(无座)武装士兵，16副担架及一个医务小组或等重量货物，外部吊挂载荷时，可载5443千克货物。主旅客舱门/应急出口位于左侧前部，另外在后部座舱的两侧、起落架浮筒上方有应急出口。在右侧中间座舱位置有一大的滑动舱门，上有应急出口。民用型在座舱后面有行李舱，左侧有外部通道。军用型和通用型在座舱后面有装货跳板和舱门。PP1座舱地板的承载能力为9.6千牛/米2。
系统 装有意大利汉密尔顿标准微型技术公司的空调系统。复式余度综合液压系统，3个维克公司的泵供压。3套系统中的每一套系统额定工作压力为2.07×105帕，流速分别为55.59升/分、60升/分、61升/分。液压系统油箱为活塞载荷加压型，额定压力为0.97×105帕。主电气系统提供115/200伏三相交流电，由两台卢卡斯公司的无刷、喷射滑油冷却的45千伏安发电机供电(若安装卢卡斯公司的桨叶防冰系统，则采用90千伏安的发电机)。发电机由附件减速器驱动，另一台发电机由辅助减速器驱动，第三台发电机为单独驱动的备用交流发电机。当主发动机停车或不用外部电源供电时，采用诺曼兰尔-加勒特公司的辅助电源设备及起动控制系统供电，机上装有火焰探测和灭火系统，还有4个应急救生圈。
机载设备 海军型和军用型的电子系统以两套MIL-STD-1553B多路传输数据总线为基础，数据总线与飞机的管理系统、电子设备和任务系统交连。皇家海军型装有GEC-Marconi的通信系统。意大利海军型的通信设备由Elmer公司提供。反潜型装有360°搜索雷达。预警型装有360°扫描雷达。意大利军用型装MM/APS-705B搜索和气象雷达。民用型综合系统以ARINC429数据传输总线为基础。管理系统的主处理单元是一台双余度飞机管理计算机，该计算机可对导航、控制和显示实施管理，对性能、安全和使用监测实施计算；还能控制基本总线。其它基本系统有复式双重数字式飞行自动控制系统；综合军事通信子系统；以及多普勒、惯性、全球定位和其它导航设备。先进的驾驶舱内大量采用彩色阴极射线管，用于飞行导航和系统显示，并采用多功能键盘控制。海军型任务系统的主处理单元是双余度任务计算机，该计算机实施跟踪、探测管理、控制和显示管理，并控制任务总线。飞行自动控制系统包括：电子自动方向指示器和水平位置指示器。上述航空电子设备符合ARINC700和429标准。供货厂商包括英国航宇公司(环形激光陀螺惯性导航系统)，史密斯/OMI公司(自动飞行控制系统)，普莱赛/Elettronica公司(PA5015I波段雷达高度表)，MEL公司(驾驶员任务显示装置)，GEC航空电子公司(大气数据系统)，雷科尔/菲亚公司(普勒速度传感器)，塞列尼亚/费伦第公司(飞机管理计算机)和利顿意大利公司(LISA-400捷联式航向姿态参考系统)等。
武器(海军型和军用通用型) 海军型可携带4枚自动寻的鱼雷或其它武器。反潜型机头下部雷达天线罩内装360°搜索雷达，还装有深水声纳，两个声纳浮标分配器，先进的声纳浮标处理设备，雷科尔公司的电子支援设备和外部救援绞车。英国皇家海军型选择了AQS-903反潜系统和费尔雷液压公司的甲板锁。反舰监视和跟踪型将装战术监视和超视距导向目标设备，以便确定目标舰船的位置并将其位置通知协同作战的护卫舰，并且为护卫发射的导弹进行中途制导。在独占经济区执行巡逻任务时，带上适当的雷达，每小时可监测77700平方千米的面积，出动一次可以巡逻两次740千米×370千米的独占经济区。在执行渔业保护和反走私任务时，可以登上水面舰船进行检查。反舰型可携带2枚空-面导弹(意大利海军型为马丁Mk2)和其它武器，攻击重要目标采用反舰导弹，对付走私船则采用小型武器进行威慑。可选装12.7毫米机枪。
EH101
英国韦斯特兰直升机公司/意大利阿古斯塔公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 18.59m
尾桨直径 4.01m
机长(旋翼和尾桨转动) 22.81m
机长(旋翼桨叶和尾斜梁折叠，海军型) 15.75m
机身长 19.53m
机宽
座舱 2.80m
机身全宽(左侧浮筒至右侧水平尾翼) 5.09m
浮筒宽 4.61m
(旋翼桨叶和尾斜梁折叠，海军型) 5.20m
(同上，但驾驶舱门打开) 5.32m
机高(旋翼和尾桨转动) 6.65m
机高(旋翼桨叶和尾斜梁折叠，海军型) 5.21m
水平尾翼半翼展 2.78m
主轮距 4.55m
前后轮距 6.98m
旅客舱门(前，左侧)
高×宽 1.70m×0.91m
滑动舱门(中，右侧)
高×宽 1.55m×1.83m
行李舱门(后，左侧，“直升机航班”)
高×宽 1.38m×0.55m
后部货舱跳板/门(军用/通用型)
高×宽 1.95m×2.26m
主旋翼离地高度(旋转) 4.70m
内部尺寸
座舱
长度(海军型) 7.09m
长度(民用/通用型) 6.50m
最大宽度 2.49m
地板宽度 2.26m
最大高度(“直升机航班”) 1.90m
容积(海军型) 29.0m3
容积(“直升机航班”) 27.5m3
行李舱容积(“直升机航班”) 3.8m3
面积
旋翼桨盘 271.51m2
尾桨桨盘 12.65m2
重量及载荷(A：海军型，B：“直升机航班”，C：军用/通用型)
使用空重(估计值)
A 10500kg
B(近海仪表飞行规则) 9300kg
C 9350kg
“灰背隼”HC.Mk3 10250kg
最大燃油重量(4个内部油箱，总计)
A 3406kg
B，C 3360kg
“灰背隼”HC.Mk3 3200kg
最大燃油重量(5个内部油箱，总计)
B，C 4200kg
使用载荷/有效载荷
A(4枚鱼雷) 960kg
B(30名旅客及行李) 2850kg
C(24名武装的士兵) 3120kg
最大起飞重量(A、B，C) 14600kg
最大桨盘载荷(A、B、C) 0.527kN/m2
最大功率载荷(A、B、C) 3.51kg/kw
性能数据
最大允许速度(海平面，国际标准大气) 309km/h
平均巡航速度 278km/h
最佳航程巡航速度 259km/h
最大续航时间巡航速度 167km/h
航程(B，4个油箱，近海仪表飞行规则，有余油) 1129km
航程(5个油箱，近海仪表飞行规则，有余油) 1389km
转场航程(C，4个油箱加内部辅助油箱) 2093km
续航时间 5h
过载 +3g
NH90
欧洲直升机法国公司/欧洲直升机德国公司/意大利阿古斯塔公司/荷兰福克公司
概 况 NH90是由法国、德国、意大利和荷兰四国联合设计、制造的多用途军用直升机。1985年9月，上述四国及英国的国防部长签署了一项谅解备忘录，提出研制一种供五国使用的直升机，叫作NH90。
每个国家有一个公司参加设计，即欧洲直升机法国公司和德国公司，意大利阿古斯塔公司，荷兰福克公司和英国的韦斯特兰直升机公司，这5家公司共同组成NH工业集团，从1985年9月至1986年11月，进行了14个月的可行性研究和预先论证研究，确定了NH90的基本构型。1987年开始进行方案论证，但在同年4月，英国韦斯特兰直升机公司宣布退出这项计划。1987年6月，欧洲直升机法国公司和德国公司、意大利阿古斯塔公司和荷兰福克公司正式决定重新开始NH90直升机的论证阶段研究。然后各公司进行了工作分工，并确定了各公司所占工作比例。后来由于1990年初德国的NH90财政预算减少，在当年底对意大利所占的工作比例和对原来的各公司的工作分工作了重新调整。1987年9月至1988年完成了武器系统的论证研究。1992年9月1日签署研制合同。生产5架原型机和一架GTV。
PT1/F-ZWTH于1993年10月开始组装，1995年9月25日出厂，1995年12月18日装RTM 322发动机首飞。1996年2月15日正式试飞。截至1997年1月1日累计飞行75小时。PT2/F-ZWTI于1996年11月出厂，1997年3月19日首飞。截至1997年12月累计飞行20小时。PT3主要用于核心航空电子设备试验，1998年底首飞。PT4装TTH的任务设备，1999年首飞。PT5装NFH任务设备。GTV主要用于地面试验，1995年9月28日首次试车，截至1997年1月1日累计试车300小时。
1994年5月研制工作暂停，对所有新的研制项目都进行了严格的费用审查，采用许多现成元件。同年7月研制工作重新开始。1996年6月法国的国防采购计划中包括了NH90，要求2005年首先交付NFH，2011年首先交付TTH(后推迟到2025年)，从而打消了对NH90项目的担心。1998年底开始生产。2003年将首次交付荷兰海军。
NH90目前有两种型别：
NFH90 北大西洋公约组织的护卫舰舰载直升机，主要用于执行反潜和攻击海面舰船任务，另外还可参加防空战，包括对反舰导弹的探测；对舰船进行补给；执行搜索和救援任务；运送部队和人员；布轻型水雷。执行反潜任务时，可以搭载的军舰为中心，在100海里的范围内进行搜潜、识别、跟踪和攻击；执行攻击海面舰船时，具有超视距导向目标的能力。该型具有全天候作战和自卫能力，装有全套任务设备，电子对抗、反雷达及红外保护系统。
TTH90 陆基战术运输型，主要用于战术运输、空中机动和搜索救援，还可执行运输、侦察、电子战、空中指挥、火力支援、空投货物、布雷、要人接送和训练等任务。可乘坐20名全副武装的士兵或载2.5吨支援物。装有自卫武器。为法国陆军提供的和用于出口的TTH装有后部装载跳板/门。德国陆军要求改装该型，使其能装备反坦克导弹，并且在前线贴地飞行时具有很高的机动性和生存能力。
海军型将具有自主的反潜能力，并将设计成能全天候及在恶劣的舰船运动环境中使用。有效载重能力将能满足各国执行海军任务的广泛要求。陆军/空军型将装备防御武器并具有驾驶员工作负担小的特点。NH90易损性低、不易被探测、维修简单、出勤率高。在-40℃至+50℃温度范围内具有全天候昼夜作战能力。
1996年7月确定的总需求量为647架，其中：法国133架TTH、27架NFH；德国陆军120架TTH、空军85架TTH、海军38架NFH；意大利160架TTH、64架NFH；荷兰20架NFH。预计出口将超过600架。
德国计划2003年开始装备TTH，2007年装备NFH，用来替代2003年退役的“山猫”直升机。意大利从2004年开始装备两种型别。准备在法国建生产线。
根据1992年9月的协议，NH90的研制费用为13.7615亿欧元(96亿法国法郎)(1998年1月币值)。这些费用由各国政府和各公司提供，其中：法国政府4.2183亿欧元，欧洲直升机法国公司1.6124亿欧元；德国政府2.5641亿欧元，欧洲直升机德国公司0.7459亿欧元；荷兰政府0.8944亿欧元，福克公司0.0264亿欧元；意大利政府3.7亿欧元，由于意大利要求对直升机做些改进，1995年10月同意再增加0.5832亿欧元。截至1997年1月，估计已支出75%的研制费用。TTH的出厂价为9000万法国法郎、NFH为1.45亿法国法郎(1995年币值)。647架直升机的生产费用估计达120亿美元(1996年币值)。
NH90
欧洲直升机法国公司/欧洲直升机德国公司/意大利阿古斯塔公司/荷兰福克公司
设计特点 旋翼系统 4片桨叶旋翼和4片桨叶尾桨，桨叶由复合材料制成，具有先进的翼型和弯曲的桨尖形状，钛合金旋翼桨毂，带有弹性轴承。无铰式尾桨。NFH的旋翼桨叶和尾斜梁可自动折叠。旋翼转速为256.6转/分，桨尖速度为219米/秒。尾桨转速为1235.4转/分，桨尖速度为207米/秒。
飞控系统 4余度电传操纵装置，高阶谐波桨距控制，以使振动最小。该系统由欧洲直升机法国公司研制，便于直升机贴地飞行，经受小型武器攻击后能很快修复。
结构 全复合材料机身，剖面设计成较低的雷达反射截面，结构是按可靠性规则设计的。旋转部件和系统都具有高的寿命。故障自检系统使寿命、可靠性达到最大，并且维护简单。整个设计将具有易损性低，不易被探测到和维护方便等特点。
着陆装置 满足抗坠毁要求的可收放前三点式起落架，前轮是双轮，主轮是单轮。
动力装置 装两台涡轮轴发动机，可选用英国罗耳斯·罗伊斯公司和法国透博梅卡公司联合研制的RTM322-01/9，单台功率为1566千瓦，或者是通用电气公司的T700-T6E，单台功率为1521千瓦。法国的NH90选定RTM322-01/9，意大利选定T700-T6E，德国仍未最后确定。都采用全权数字式发动机控制系统。传动功率为2524千瓦，一台发动机停车30秒的传动功率为2050千瓦。主减速器具有30分钟干运转能力。
座舱 1名驾驶员可进行目视飞行和仪表飞行。NFH有3名机组人员：1名驾驶员、1名副驾驶员/战术指挥员、1名系统操作员。TTH90能载2名驾驶员、20名武装士兵或重量为2吨的战术运输工具。
系统 所有重要系统都是多余度的。液压系统有2个机械驱动的和1个电驱动的泵。电气系统有2组电池和4个通过变压器-整流器供直流电的交流发电机。装有辅助电源设备、应急动力装置及空调系统。
机载设备 电子系统以两套MIL-STD-1553数据总线为基础，数据总线、直升机管理系统、电子设备和任务设备通过几台计算机交连。NFH装有具有识别能力的360°监视雷达，TTH装有气象雷达。飞控系统包括SFIM/Alenia公司飞控计算机和汤姆森/马可尼公司的微波着陆系统。TTH还装有障碍警告系统。两种型别都装有夜视设备、5个20厘米的正方形液晶显示器、头盔显示观察镜。TTH装有数字地图和前视红外设备。NFH装有声纳、前视红外、磁场异常探测、敌我识别、电子战设备等。另外还装有雷达告警接收机、红外干扰机等自卫设备。
武器 NFH能携带700千克重的空面导弹、反潜鱼雷，可选装空空导弹；TTH可携带自卫武器。
NH90
欧洲直升机法国公司/欧洲直升机德国公司/意大利阿古斯塔公司/荷兰福克公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 16.30m
尾桨直径 3.20m
桨叶弦长 0.65m
尾桨弦长 0.32m
机长(旋翼和尾桨转动) 19.56m
机身长 15.89m
机长(NFH，尾斜梁折叠) 13.50m
机高(NFH，尾斜梁折叠) 4.10m
(尾桨转动) 5.44m
机宽(最大) 4.37m
(主轮挡板间距) 3.63m
(NFH，旋翼折叠) 3.80m
水平尾翼半翼展(右侧) 2.55m
主轮距 3.20m
前后轮距 6.08m
座舱门宽 1.60m
内部尺寸
座舱
长度(不包括后部装卸货物跳板) 4.00m
最大宽度 2.00m
最大高度 1.58m
容积 18.0m3
面积
旋翼桨盘 208.67m2
尾桨桨盘 8.04m2
重量及载荷
空重(带设备)NFH 6428kg
(基本结构) 5400kg
标准燃油重量(有用，NFH) 1902kg
任务载荷 >2000kg
最大载荷 4600kg
任务起飞重量
TTH 8700kg
NFH 9100kg
最大起飞重量 10000kg
最大桨盘载荷
TTH 0.41kN/m2
NFH 0.42kN/m2
任务功率载荷
TTH 3.78kg/kw
NFH 3.96kg/kw
性能数据(估计值，任务起飞重量，国际标准大气)
最大巡航速度(海平面)
NFH 291km/h
TTH 298km/h
实用升限(TTH) 4250m
绝对升限(TTH) 6000m
悬停高度
有地效
TTH 3500m
NFH 3300m
无地效
TTH 2900m
NFH 2600m
转场航程(TTH) 1204km
最大续航时间(以140km/h速度飞行)
NFH 5h5m
作战区上空停留时间(离基地111km，30分钟余油)
NFH 3h
波兰
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifKANIA
波兰希维德尼克航空公司研制
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifSW-4
波兰希维德尼克航空公司研制
http://www.aeroinfo.com.cn/database/images/point1.gifW-3“猎鹰”
波兰希维德尼克航空公司研制
KANIA
希维德尼克航空公司
概 况
KANIA是波兰希维德尼克航空公司在米-2基础上研制的双发多用途轻型直升机，英文名字为Kitty Hawk（“小鹰”）。2架原型机是用米-2的机身改装的，第一架原型机于1979年6月3日试飞。做了重大改进的KANIA 1型于1986年2月21日取得美国联邦航空局目视飞行规则型号合格证，1992年和1994年分别取得捷克和斯洛伐克的型号合格证。
KANIA 1型主要用于旅客运输、货物运输、训练、搜索救援、空中监视等。
截止到1997年12月，有11架订单，其中包括1996年向波兰内务部的边界警卫队交付的2架，以及向警察局交付的2架。其它用户还有：捷克（4架）、塞浦路斯（2架）、斯洛伐克（1架）。
KANIA
希维德尼克航空公司
设计特点 旋翼系统 三片桨叶全铰接式旋翼，装有液压减摆器。旋翼桨叶翼型为NACA230-12M。两片桨叶尾桨。主桨叶和尾桨叶由玻璃纤维/环氧树脂制成。
传动装置 旋翼通过每台发动机上的减速器驱动；减速器分3级：WR-2主减速器、中间减速器和尾减速器。主减速器为辅助系统和旋翼刹车装置提供动力。起飞时的传动功率为652千瓦。
机身 传统的短舱尾梁半硬壳式结构，分三个部分：机头（包括驾驶舱、中段和尾梁）。水平尾翼由玻璃纤维/环氧树脂制成，短舱和尾梁由硬铝薄板制成。
着陆装置 不可收放的前三点式起落架，带尾橇。前起落架为双轮，可自定中心，主起落架为单轮。主起落架轮胎胎压为3.98×105帕，前轮轮胎胎压为3.5×105帕。主轮装有气动刹车装置。可选装金属滑橇式起落架和应急浮筒装置。
动力装置 装两台艾利逊公司250-C20B涡轮轴发动机，单台功率为317千瓦，装于座舱上部的两侧。燃油装在一个橡皮油箱内，容量为600升，油箱位于座舱地板下。机身每侧可装外挂油箱，容量为238升。滑油容量为25升。
座舱 标准型布局为1名驾驶员和9名乘客。运货时所有的乘客座椅均可拆除，可运输1200千克以上的货物。座舱后部的行李舱可装100千克以上的行李，座舱前部两侧和座舱后部左侧都有向前打开的铰接门。驾驶舱滑动窗可紧急抛投。座舱内有标准的加温和空调设备。
系统 液压系统压力为65×105帕，用于操纵周期变距和总距助力器。气压系统压力为49×105帕，主要用于主起落架刹车。
机载设备 可选装标准的甚高频、高频无线电收发机、应答机；磁罗盘、陀螺罗盘、航道罗盘；数字式无线电罗盘、区域导航设备、伏尔/着陆航向信标台、雷达高度表、测距仪；高度指示仪、空速表、爬升率指示仪；昼夜观察系统、夜视镜、数据总线；电动铰车、前视红外探测系统；发动机机舱和主减速器舱灭火系统；喷撒设备等。
KANIA
希维德尼克航空公司
技术数据旋翼直径 14.56m
尾桨直径 2.70m
机长(旋翼、尾桨转动) 17.48m
机身长 12.03m
机身宽 1.60m
机高(至旋翼桨毂顶部) 3.64m
机高(至尾桨顶部) 4.05m
尾翼翼展 1.84m
主轮距 3.05m
前后轮距 2.71m
内部尺寸
座舱(不包括驾驶舱)
长 2.59m
最大宽度 1.05m
最大高度 1.62m
地板面积 5.68m2
容积 7.8m3
行李舱容积 0.50m3
面积
旋翼桨盘 166.4m2
尾桨桨盘 5.73m2
重量及载荷
基本空重 2000kg
最大内载 1200kg
最大外挂载荷 800kg
最大化学载荷(农用型) 1000kg
正常起飞重量 3350kg
最大起飞重量 3550kg
最大桨盘载荷 0.209kN/m2
最大功率载荷 5.45kg/kw
性能数据(正常起飞重量,国际标准大气)
最大巡航速度(海平面) 215km/h
经济巡航速度(海平面) 190km/h
最大爬升率(海平面) 8.75m/s
爬升率(海平面,一发停车) 1.02m/s
实用升限 4000m
悬停高度(有地效) 2500m
悬停高度(无地效) 1375m
航程(500m高,最大机内燃油,30分钟余油) 435km
续航时间(机内燃油和辅助燃油) 4h
SW-4
希维德尼克航空公司
概 况 SW-4直升机是波兰希维德尼克航空公司研制的4～5座单发多用途轻型直升机。1985年开始研制，1987年完成全尺寸模型，1989～1990年间重新进行了设计，使用艾利逊250发动机，机身更具流线型，对尾部结构进行了改进。1994年原型机(2号机)出厂，该机主要用于地面试验和设备试验，没有进行过试飞。1号机是静力试验机体，3号机和4号机是飞行试验原型机。1996年10月26日用3号(后来的编号为SP-PSW)机进行了首飞。
1997年装一副新的桨毂进行了演示试验，增大了水平尾翼并增强了液压系统。1997底为了安装模拟液压系统进行了70小时地面试验，1998年第二季度转为飞行试验。第二架试飞用原型机改进了滑橇，并于1997年6月在巴黎航展上展出。1998年取得美国联邦航空局和欧洲JAR-25型号合格证，1999年交付使用。
该机主要用于旅客和货物运输，医疗救护，边境巡逻，武装侦察，训练及家庭使用。主要有以下两种型别：
经济型 装一台功率为336千瓦艾利逊250-C20R发动机，正常起飞重量为1600千克。
高性能型 装一台功率为459千瓦的普拉特·惠特尼加拿大公司的PW200/9发动机，正常起飞重量为1800千克。
计划发展双发型别，以满足国际民用航空组织对双发工作(包括悬停)的要求。
该机单价为70万美元(1997年)。
SW-4
希维德尼克航空公司
设计特点 (首飞的原型机)
旋翼系统 3片桨叶主旋翼，2片桨叶的尾桨位于垂尾右侧。所有的桨叶都是玻璃钢制成的。
机身 常规的半硬壳式结构，机体的20%是由玻璃钢制成的，剩余部分为铝合金结构。尾梁左侧有一个箭型垂尾；尾梁上有一个两侧带有端板的水平尾翼。
着陆系统 滑橇式起落架，通过交叉管的塑性变形可承受以3.1米/秒的速度垂直坠地的冲击。
动力装置 装一台艾利逊250-C20R/2涡轮轴发动机，单台功率为336千瓦。起飞传动功率为336千瓦，最大连续传动功率为283千瓦，传动系统有30分钟的干运转能力。油箱装在主减速器下，容量为500升。
座舱 单人驾驶舱，座舱能容纳4名乘客，或一名躺在担架上的病人和2名医护人员，座舱两侧各有一扇舱门。
机载设备 原型机上装的是联信公司的目视飞行设备，在生产型直升机上可选装仪表飞行设备。
SW-4
希维德尼克航空公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 9.00m
尾桨直径 1.50m
旋翼与尾桨中心距 5.25m
机长(旋翼，尾桨转动) 10.55m
机身长(包括尾橇) 9.08m
滑橇间距 2.28m
机高 3.05m
机身离地高度 0.55m
内部尺寸
座舱
长 2.14m
最大高度 1.42m
最大宽度 1.27m
容积 3.85m3
面积
旋翼桨盘 63.62m2
尾桨桨盘 1.77m2
重量及载荷
空重 850kg
最大内载 400kg
最大外载 750kg
正常起飞重量(内载) 1600kg
最大起飞重量(吊挂载荷) 1800kg
最大桨盘载荷 0.26kN/m2
最大功率载荷 5.07kg/kw
性能数据
最大允许速度 288km/h
最大水平速度 232km/h
正常巡航速度 200km/h
最大爬升率(海平面) 8.5m/s
实用升限
国际标准大气 5430m
国际标准大气+20℃ 4780m
悬停高度(有地效)
国际标准大气 4820m
国际标准大气+20℃ 4150m
悬停高度(无地效)
国际标准大气 2300m
国际标准大气+20℃ 1500m
最大航程(标准燃油,无余油) 860km
续航时间(标准燃油,无余油) 5h8m
W-3“猎鹰”
希维德尼克航空公司
概 况
W-3“猎鹰”(Falcon)是波兰希维德尼克航空公司研制的单旋翼带尾桨的双发中型多用途直升机，其研制工作于1970年下半年开始，共生产了5架原型机，其中第一架于1979年11月16日首次试飞，接着进行了大量的系留试验。其余的原型机根据这些试验结果进行了改进。第二架原型机于1982年5月6日开始试飞。第三架、第四架和第五架原型机分别于1984年7月24日，6月4日和11月26日首飞。鉴定试验在各种使用条件下进行，其中包括在极限温度(-60℃和+50℃)下的试验。1990年取得波兰的型号合格证，1992年取得俄罗斯型号合格证。1985年开始生产，直至现在。W-3A于1993年分别获得波兰、美国和德国民用航空局第29部的型号合格证。1995年波兰授予了该机满足国际民用航空组织标准的噪声合格证。
主要型别：
W-3“猎鹰” 民用和军用的最初型别，现已停产。
W-3W W-3的武装型。右侧装有23毫米GSz-23双管机枪；Mars-2发射器，带16枚57毫米S-5或80毫米S-8非制导火箭弹；ZR-8小型炸弹投放器。布雷舱，座舱窗口上可安装6挺AK47 5.45毫米PKM机枪。已向波兰国防部交付了21架该型机，其中波兰空军5架，波兰陆军16架。
W-3A“猎鹰” 为取得西方国家型号合格证的改进型。1989年开始重新设计，1992年7月30日首飞，1993年5月31日获得美国民用航空局第29部的型号合格证，同年12月6日获德国的型号合格证。采用双套液压系统和新的防冰系统及西方的仪表。1993年12月20日首次向德国警察局交付。
W-3WA W-3A的武装型。所带武器装备与W-3W相同。截止到1997年12月1日，总共向波兰军方交付了11架，其中空军5架，陆军6架。
W-3AW 带6个充气漂浮气囊的W-3A型，截至1997年1月1日交付了6架。
W-3RM 近海搜索救援型。采用密封座舱，带6个充气浮囊。每个驾驶舱门的下部有另外一个窗户。波兰海军装备了3架。
W-3U 武装型原型机，没有生产。
S-1RR 电子侦察型，波兰空军装备了一架，1997年以后采用SRR-10编号。
S-1W 武装支援直升机，W-3A的改型。航空电子设备由波音公司和赛克斯坦航空电子公司提供，并分别与“海尔法”Ⅱ和“霍特”3相配匹。波兰需要100架。
W-3WB 武装型原型机，仅生产一架。
SW-5 从1997年开始研制的W-3的改进型。计划简化桨毂，更多地使用复合材料，改用更先进的航空电子设备(包括采用四轴并带有AFDS 95-1飞行指引仪的自动飞行控制系统)，单台功率为746千瓦的PT6B-67B发动机。1998年装PT6B发动机的SW-5进行了飞行验证。
截至1997年12月1日，W-3各型直升机总计生产了120架(不包括5架原型机)。
带目视飞行设备的单驾驶W-3单价为315.6万美元(1997年)。
设计特点 旋翼系统 4片桨叶全铰接式旋翼和3片桨叶尾桨。旋翼有减摆器，可使飞行平稳并降低振动水平。旋翼桨叶翼型为NACA 2301M，桨叶可人工折叠。旋翼桨叶和尾桨桨叶的结构均为环氧树脂浸渍而成的玻璃纤维压板。旋翼桨叶有尖削桨尖。旋翼转速为268.5转/分，桨尖速度为220.7米/秒，尾桨转速为1342转/分。
传动系统 传动系统由主减速器、中间减速器和尾减速器组成，尾传动轴用铝管制成，用花键联轴节连结。起飞时的最大传动功率为1342千瓦，最大连续传动功率为1163千瓦，单发工作的传动功率为857千瓦。发动机输入转速为23615转/分。
机身 常规的轻合金半硬壳式结构，尾梁为圆截面半硬壳式结构，重直安定面固定在尾梁上，其后段件用玻璃纤维制成。水平安定面位于尾梁末端下面，是单梁结构，由环氧树脂浸渍而成的玻璃纤维层压板制成。
着陆装置 不可收放的前三点轮式起落架，尾梁下有尾橇，前起落架为可转向的双轮，主起落架为单轮。每个起落架均装有油-气减震器。主轮尺寸为700毫米×250毫米，胎压为4.9×105帕，前轮尺寸为400毫米×140毫米，胎压为4.4×105帕。主起落架上有气动盘式刹车装置。可选装金属滑橇式起落架。W-3AM上装有6个充气浮囊。
动力装置 两台PZL-10W涡轮轴发动机，每台起飞功率为671千瓦，应急功率为746千瓦，一台发动机停车30分钟的功率为858千瓦。
发动机进气道有标准的粒子分离器和除冰装置。发动机装有先进的电子燃油控制系统，该系统可以在飞行员所选定的相当于正常转速±5%的范围内保持旋翼转速，也可用于分担扭矩，以及控制发动机起动和正常运转或一台发动机停车时的转速范围。发动机和主减速器装在底座框架上，这样可以消除由机身结构变形引起的任何传递误差。座舱地板下装有4个囊式油箱，总容量为1750升，可选装容量为1100升的辅助油箱。每台发动机的润滑油容量为14升。
座舱 驾驶员(在左侧)、副驾驶员或空勤工程师的座椅并排装在驾驶舱里，座椅可调，配有安全带。可选装两套控制系统和两套飞行设备。座舱可乘12名旅客。搜索救援型可载8名伤员、两名搜索营救人员及一名医生。为了便于运货，座椅可拆卸。救护型可放置4副担架和一名医护人员座椅。行李舱在座舱后面，可装180千克行李。驾驶舱两侧各有一扇舱门，座舱后部左侧有一扇朝前开的大滑动舱门，用于旅客进出或装卸货物，另一滑动舱门在座舱后部右侧。可选装平面风档玻璃，以增大视野和加大雨刷清扫面积。座舱是隔音的，有加温(利用发动机排出的废气)和通风设备。
系统 两套独立的液压系统，工作压力为90×105帕，用来控制旋翼和尾桨，经总距杆开锁，以及为方向操纵系统的阻尼器提供压力。每套系统的流量为11升/分。在大气压力的作用下，液压箱靠自流提供液压油。气动系统可以启动主轮的刹车装置。电源系统提供200/115伏400赫三相交流电和28伏直流电。所有桨叶都装有除冰系统。装有火警/灭火系统。可选装空调设备和氧气系统，也可选装中性气体系统，用于防止燃料蒸气爆炸。
机载设备 标准的仪表飞行和目视飞行的导航/通信设备，可使直升机在不利的气象条件下进行昼夜飞行。装有增稳系统。军用型装有敌我识别应答机和雷达告警接收机。W-3A装有RDS-82雷达。W-3RM装有5A-813雷达、搜索和探测系统。货运型装有承载能力2100千克的外挂钩，和承载能力150千克的救援绞车。
W-3“猎鹰”
希维德尼克航空公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 15.70m
尾桨直径 3.03m
旋翼与尾桨中心距 9.50m
机长(旋翼，尾桨转动) 18.79m
机身长 14.21m
机身最大宽度 1.75m
机高(至桨毂顶部) 4.20m
机高(旋翼，尾桨转动) 5.14m
尾翼翼展 3.45m
主轮距 3.15m
前主轮距 3.55m
旅客/货舱门(每扇)
高 1.18m
宽(左侧门) 0.94m
宽(右侧门) 1.25m
离地高度 0.83m
内部尺寸
座舱
长 3.21m
最大宽度 1.55m
最大高度 1.38m
地板面积 4.80m2
容积 6.9m3
面积
旋翼桨盘 193.6m2
尾桨桨盘 7.21m2
旋翼桨叶(每片) 2.90m2
尾桨桨叶(每片) 0.28m2
重量及载荷
最小基本空重 3300kg
基本使用空重(多用途型) 3850kg
最大燃油重量 1326kg
最大有效载荷(内载和外载) 2100kg
正常起飞重量 6100kg
最大起飞重量 6400kg
最大桨盘载荷 0.3kN/m2
最大功率载荷 4.77 kg/kw
性能数据(W-3RM，5500 kg典型任务起飞重量)
最大允许速度 260km/h
最大巡航速度 243km/h
最大爬升率(海平面) 11.2m/s
实用升限 5830m
悬停高度(有地效) 4000m
悬停高度(无地效) 2970m
最大航程(无余油) 761m
