S-70C
西科斯基飞机公司
概 况 S-70C是美国西科斯基飞机公司在UH-60A“黑鹰”直升机系列基础上发展的民用型，是双发多用途民用直升机，与UH-60A基本相同。
S-70C直升机在使用不同设备的情况下能完成多种通用任务，其中包括重型结构吊装、外吊起重、海上和环境观测、探矿和护林等。S-70C使用UH-60A的机体、动部件和系统，但换装两台通用电气公司CT-7-2C或-2D涡轮轴发动机。可供选装的设备有：旋翼和尾桨的防冰装置、可载3630千克货物的外部货钩、装在机舱中的营救绞车、空中医疗疏散设备及防寒设备。
S-70C符合美国联邦航空条例第21和25部的要求，1983年获得美国联邦航空局限制类型号合格证。中国订购了24架机头下方装有雷达的S-70C-2，于1985年12月交付完毕。中国台湾空军订购了14架S-70C直升机。英国罗耳斯·罗伊斯公司正在用一架S-70C作为飞行试验台，验证罗耳斯·罗伊斯/透博梅卡公司的RTM322涡轮轴发动机与S-70C直升机的匹配性。
S-70C
西科斯基飞机公司
设计特点
除下列情况以外，其它与UH-60A基本相同。
旋翼系统 由4片全铰接的钛合金-玻璃纤维复合材料桨叶和钛合金桨毂组成。旋翼直径为16.36米，桨叶弦长为0.53米。采用弹性体轴承桨叶减摆器和双线震动阻尼器。旋翼桨叶可手动折叠，以便于收藏和运输。4片桨叶的尾桨向上倾斜20°，增加了尾部的垂直力，尾桨叶也可手动折叠。
动力装置 两台1212千瓦通用电气公司CT7-2C或1285千瓦CT7-2D涡轮轴发动机，并车连续功率2334千瓦。最大燃油容量1370升。
座舱 二人制驾驶舱，标准座舱布局为12座，高密度布局为19座。驾驶舱两侧各有一个向前打开的铰接舱门供驾驶人员出入。主舱两侧有向后滑动的大舱门。座舱地板承载能力为14.36千牛/米2。
S-70C
西科斯基飞机公司
技术数据内部尺寸
座舱
长度 3.84m
最大宽度 2.34m
最大高度 1.37m
地板面积 8.18m2
容积 10.96m3
行李舱容积 0.52m3
重量及载荷
空重 4607kg
最大外载 3630kg
最大起飞重量 9185kg
最大桨盘载荷 0.43kN/m2
最大功率载荷 3.94kg/kw
性能数据(最大起飞重量，国际标准大气)
最大允许速度 361km/h
最大平飞速度(海平面) 290km/h
巡航速度(海平面) 268km/h
最大爬升率(海平面) 10.25m/s
实用升限
双发 4360m
单发 1095m
悬停高度(无地效) 1204m
(有地效) 2650m
航程(速度250km/h，高度915m，最大标准燃油，30分钟余油) 473km
航程(最大燃油，无余油) 550km
S-76
西科斯基飞机公司
概 况 S-76是美国西科斯基飞机公司用本公司经费研制的双发12座全天候通用民用直升机。可用于执行近海支援、商业运输、伤员后送等任务。目的是想用这种新的先进民用直升机打入国际市场，以便在世界民用直升机市场中增加西科斯基飞机公司产品的比例。
S-76吸收了该公司UH-60A“黑鹰”直升机动部件的优点，旋翼为SH-60A旋翼的缩小型。S-76易于迅速改装，并适于完成多种空运任务。
1975年1月19日开始研制，1976年5月开始制造原型机，共制造了4架。1977年3月13日原型机首次试飞，1978年11月获得美国联邦航空局型号合格证。1979年2月27日开始交付。
1982年3月1日以后交付的S-76，称为S-76MkⅡ。该型采用了40多项改进技术：安装了新的座舱通风系统，提供足够的新鲜空气而不降低直升机性能；改进了主要动力部件并在机身上增开了许多检查口盖。这些新技术改进了直升机的可靠性，并简化了维护程序。改进了艾利逊公司250-C30S涡轴发动机，使输出功率增加5%，起飞功率达485千瓦。由于作了这些改进，1982年2月18日西科斯基飞机公司宣布S-76MkⅡ的使用寿命延长两年或1000飞行小时。
1982年2月18日，西科斯基飞机公司宣布，为把S-76改装成救护型直升机，已研制出3种快速装卸医疗设备，即空中医疗后运系统(AMES)；可为两名病人和两名医务人员提供服务的医疗设备；快速装卸单人担架设备和为安装3副担架而提供的设备。另外，S-76还用作更加特殊的民用防御或搜索、营救、救护型直升机。1986年末，西科斯基飞机公司又宣布了一种新的紧急救护布局，其中包括空中救护用的系统、吸管和电源。目前在美国和加拿大装备了许多用于空中救护的S-76直升机。
1985年春西科斯基飞机公司在S-76上进行了高谐波控制(HHC)系统的试验。此系统可降低S-76的振动水平达90%，改善乘员的舒适性，提高系统可靠性和疲劳寿命，增加武器系统的稳定性和减轻重量。80年代期间西科斯基飞机公司还为S-76发展了全复合材料桨毂和桨叶。
S-76有以下型别：
S-76A 初期全天候通用直升机。1982年3月1日以后逐步改型成S-76MkⅡ型。总共生产了284架，现已停产。
S-76MkⅡ 改进的通用运输直升机。1982年3月1日开始交付。已停产。
S-76A+ 在S-76A基础上换装透博梅卡公司“阿赫耶”1S涡轮轴发动机。总计生产了17架，现已停产。
S-76B 在S-76MkⅡ基础上发展而来的型别，改装普拉特·惠特尼加拿大公司的PT6B-36发动机。总计生产了101架，1997年12月停产。
S-76 S-76C是美国西科斯基飞机公司在S-76B的基础上换装透博梅卡公司“阿赫耶”1S1发动机的改型。1989年6月在巴黎航展上露面。1990年5月18日首次飞行，1991年4月取得美国联邦航空局型号合格证并首次交付。总计生产了43架，现在已由S-76C+替代生产。
S-76C+ 1996年中取得美国联邦航空局和英国民用航空局型号合格证并首次交付。装两台透博梅卡公司“阿赫耶”2S1涡轮轴发动机，并带有全权数字式发动机控制系统，改进了单发性能和燃油效率。截至1997年已交付21架。单价为580～590万美元(1996年币值)。
S-76“沙多”(SHADOW) 西科斯基飞机公司为美国陆军“综合旋翼机技术”计划试验先进驾驶舱方案，在一架S-76前机身上加装了一个新的单人驾驶舱。这种改装的直升机称作“西科斯基直升机驾驶员工作量先进验证机”，简称“沙多”(SHADOW)。评定用单人驾驶舱于1985年4月装到S-76“沙多”验证机的前机身上，安全驾驶员和试验操作员位于主舱中，1985年6月24日完成首次飞行。全座舱试验于1986年春开始。机上安装的设备有电传侧操纵杆、声控系统、远距续图仪、前视红外仪、带程控符号发生器的平视显示仪、目视耦合头盔显示器和两套带触敏荧光屏的(阴极射线管)显示仪。
H-76“鹰” 军用武装直升机，是S-76B和S-76C+的军用发展型。装两台PT6-36A涡轮轴发动机。H-76原型机于1985年2月首次飞行。1985年5月在巴黎航空博览会上展出。H-76“鹰”可选装驾驶员装甲座椅，可采用滑动舱门和加厚地板。主减速器加大了功率。中间减速器和尾减速器也加大了功率。同时加强了旋翼桨毂和轴，加长了水平安定面和尾桨叶的弦长，垂直尾翼采用双梁结构。机身蒙皮厚度增加到能承受武器发射时产生的爆炸气浪。H-76能安装各种设备执行许多不同的任务，如：部队运输与后勤支援、机降突击、空中观察、战斗搜索与救援、伤病员后运、救护和普通的搜索与救援。H-76“鹰”直升机既可装旋翼轴瞄准具(MMS)，也可以装座舱顶棚瞄准具(RMS)。可带8～16枚空空导弹和两个机炮吊舱。装有平视显示器，激光测距仪，综合武器管理系统等。
1987年H-76原型机成功地完成了对4挂点俯仰补偿武器挂梁(PCAP)的武器发射试验。PCAP有带整流罩的前缘，比使用新的挂梁前直升机在速度上增加了5.6～7.4千米/小时。一对GIAT M261 20毫米航炮吊舱、7.62毫米和12.7毫米机炮吊舱、VS-MD-H地雷布撒器和70毫米火箭也进行了试验。对武器吊舱的改进是对H-76武器系统综合改进之一，此外，还根据总距操纵杆、仪表板的工作对整个武器管理系统进行了综合改进。
S-76N 海军型，1984年2月西科斯基飞机公司宣布研制，最初的编号为H-76N,一开始选用的是艾利逊250-C34S或PT6B-36发动机，当前装的是单台功率638千瓦的“阿赫耶”2S1涡轮轴发动机。主要用于反舰侦察和目标瞄准、反潜、水面攻击、搜索与救援以及通用任务，可在护卫舰一级舰船上使用。主要武器有：机枪、火箭、导弹、鱼雷、深水声纳等。
S-76N的其他改进有：有自动悬停能力的复式数字自动飞行控制系统、目标信息数据链、战术导航系统、悬停空中加油系统、装在座舱顶棚或旋翼轴上的前视红外系统、电子对抗设备舱、装在尾梁上的金属箔条/红外曳光弹投放器、增加机体距地面或甲板间距的高架式起落架、旋翼桨叶折叠装置以及甲板系留装置等。
S-76N型直升机基本空重为2545千克，最大起飞重量5171千克，燃油重量792千克。S-76N于1986年中首飞，1996年向泰国皇家海军交付了6架。
涵道尾桨验证机(Fantail Demonstrator) 为验证波音/西科斯基小组方案的RAH-66“科曼奇”尾梁风扇抗扭系统，于1990年6月6日试飞。尾梁风扇有8片桨叶，直径为1.20米，在610米高度35℃时最大推力为7.22千牛。
S-76
西科斯基飞机公司
设计特点 (S-76C+)
旋翼系统 4片桨叶旋翼，桨叶采用西科斯基飞机公司的SC-1095翼型。每片桨叶都是由空心的椭圆形钛合金大梁、钛合金及镍合金前缘抗磨包条、Nomex蜂窝芯和玻璃纤维复合材料蒙皮组成。桨叶采用凯夫拉后掠桨尖，前缘后掠30°，后缘后掠10°。全铰接式铝合金桨毂，装有不需润滑的弹性轴承，液压减摆器和在桨毂顶上的双线减摆器。可选装旋翼刹车装置。桨叶寿命为28000小时。
4片桨叶尾桨为复合材料十字梁结构。尾桨的寿命无限。
传动系统 普通传动装置，两台发动机通过自由离合器带动主减速器。中间减速器和尾减速器用滑油润滑。主减速器的最大连续功率为1193千瓦。
机身 复合材料结构，包括玻璃纤维机头、轻合金蜂窝结构座舱、半硬壳式轻合金尾锥以及凯夫拉舱门和整流罩。
尾部装置 尾桨装在尾斜梁左侧。全动式水平尾翼，可防止旅客或地面人员碰到尾桨。
着陆装置 液压可收放的前三点起落架，每个起落架均装单轮。前起落架向后收，主起落架向内收到后机身内。起落架收起后起落架舱门关闭。主轮轮胎规格为14.5×5.5-6，胎压11.38×105帕，前轮轮胎规格为13×5.00-4，胎压9.31×105帕。备有液压刹车和主机轮液压停机刹车装置。通用直升机上可选装有低压轮胎的不可收前三点式起落架。
动力装置 装两台透博梅卡“阿赫耶”2S1涡轮轴发动机，并带有全权数字式发动机控制系统，单台功率为638千瓦，应急功率为731千瓦，安装在旋翼轴之后座舱的上面。标准燃油系统中燃油容量1064升。可选装总燃油容量为405升的加大航程用的辅助油箱。可选用自密封油箱。
座舱 可容纳一名或两名驾驶员和12～13名乘客。这种布局方案的座椅为3排，每排4座，排距79厘米。此外还可采用各种行政布局，其中包括4座“空中办公室”布局。行政机设有豪华的内部装饰：全铺地毯、专用隔音设备、无线电话以及各种家俱。可选用双套操纵装置。机身两侧各有两扇大舱门，舱门前缘用铰链连接，可选用滑动舱门。行李舱位于座舱后面，两侧各有一扇行李舱门。座舱内有加温和通风设备，风挡玻璃装有除雾装置和两个雨刷。另外，还可选装风挡加温装置和外部货钩。
系统 一套自动驾驶液压助力系统和一套自动稳定液压助力系统。液压系统压力207×105帕，由主减速器带动两个液压泵提供压力。液压系统最大流量为15.9升/分，可松开的弹簧定中心调整系统控制周期变距和总距变距。
在目视飞行布局情况下，电气系统包括两台200安直流起动/发电机和一个24伏17安小时镍镉电池；按仪表飞行布局时，电气系统包括减速器带动的7.5千伏安发电机，一台115伏600伏安400赫静变流器，提供交流电。可选装34安时电池。此外，还装有发动机火警探测系统和灭火系统。
机载设备 标准设备有：双套控制装置；座舱灭火器；驾驶舱仪表、导航和防撞灯、着陆灯；外部电源插座；急救箱以及通用隔音装置。选装设备包括：空调系统，货钩，救援绞车，应急漂浮装置，发动机进气道粒子分离器，全套仪表飞行设备，担架装置等。装霍尼韦尔公司PrimusⅡ综合无线电设备和复式数字式飞行控制系统，电子飞行仪表系统，三屏综合仪表显示系统。可选装UNS-1D导航管理系统、空中交通告警和防撞系统及活动地图显示器。
S-76
西科斯基飞机公司
技术数据(S-76C+)
外形尺寸
旋翼直径 13.41m
尾桨直径 2.44m
旋翼桨叶弦长 0.39m
尾桨桨叶弦长 0.16m
机长(旋翼和尾桨转动) 16.00m
机身长 13.21m
机身宽 2.13m
机高(尾桨旋转) 4.42m
平尾翼展 3.05m
主轮距 2.44m
前后轮距 5.00m
尾桨离地高度 1.97m
内部尺寸
座舱
长度 2.46m
最大宽度 1.93m
最大高度 1.35m
地板面积 4.18m2
容积 5.8m3
行李舱容积 1.1m3
面积
旋翼桨盘 141.26m2
尾桨桨盘 4.67m2
平尾面积 2.00m2
重量及载荷
空重(行政机) 3691kg
有效载荷 1616kg
最大起飞重量 5307kg
最大桨盘载荷 0.37kN/m2
最大功率载荷 4.45kg/kw
性能数据(最大起飞重量，国际标准大气)
最大允许速度 287km/h
巡航速度 269km/h
最大爬升率(海平面) 8.25m/s
实用升限 3871m
(单发) 975m
悬停高度(有地效) 1722m
(无地效) 549m
航程(标准燃油、高度1220m、速度259km/h)
无余油 813km
30分钟余油 713km
S-80/H-53E
西科斯基飞机公司
概 况
S-80/H-53E是美国西科斯基飞机公司研制的三发重型多用途直升机，是美国海军陆战队CH-53D“种马”(Stallion)的重要发展型。美国军用编号为CH-53E“超种马”(Super Stallion)和MH-53E“海龙”(Sea Dragon)。该机是西方尺寸最大、功率最高的一种直升机。
CH-53E的研究和发展工作始于1971年。1973年，西科斯基飞机公司根据美国海军和海军陆战队对重型直升机的要求，决定在CH-53D基础上研制一种三发型。1973年5月，西科斯基飞机公司着手CH-53E发展计划的第一阶段工作，制造两架用于试飞和初步鉴定的原型机。第一架原型机1974年3月1日首飞。但这架原型机后来在一次地面事故中毁坏，试验计划被迫中断，但试飞的性能数据满足了美国海军的要求。1975年1月24日，第二架原型机进行试飞。根据第一阶段研制计划，第二架原型机用于初步鉴定和试验。第二阶段研制计划于1975年5月开始实施，包括制造静力试验机体和两架预生产型原型机。第一架预生产型原型机于1975年12月8日首次试飞，第二架于1976年3月首次试飞。两架预生产型原型机同时参加飞行试验，到1978年总共试飞1000多小时，包括海上、舰上的使用适应性试验。
1978年批准生产20架CH-53E，1981年6月16日开始交付给美国海军陆战队。到1994财政年度，共收到美国海军陆战队和海军170架CH-53E和50架MH-53E的货款。CH-53E的总需要量为174架。截至1997年，美国海军和海军陆战队装备CH-53E和MH-53E共219架。
CH-53E“超种马” 美国海军陆战队用CH-53E执行两栖突击任务，运载55名全副武装士兵，运输重型装备和弹药；回收损坏的飞机。美国海军用它作舰上垂直补给(VOD)；完成运输任务；运走航空母舰上损坏的飞机。1983年夏，CH-53E开始在地中海地区执行作战任务。到1986年4月止，美国海军和海军陆战队的CH-53E已累积飞行63000多小时。
西科斯基飞机公司计划进一步改进CH-53E，计划改进项目包括：采用复合材料尾桨叶；改装功率更大通用电气公司的T64-GE-416发动机；欧米加导航系统；近地报警系统；飞行员夜视系统；改进机内货物搬运系统；采用发动机排气红外抑制系统；导弹报警系统；金属箔条/红外曳光弹干扰物投放器；充氮燃油系统；以及从货舱中给液压系统加油的能力。改进的CH-53E还可能携带用于自卫的空空导弹。
1986年6月，西科斯基飞机公司与诺斯罗普公司电子机械分公司合作全面研制CH-53E用的直升机夜视系统(HNVS)。这个系统包括洛克希德·马丁公司的驾驶员夜视系统(PNVS)，贝尔AH-1S代用训练器中的霍尼韦尔综合头盔与显示瞄准系统(IHADSS)。HNVS能使CH-53E在恶劣气象条件下进行夜间低空飞行。1988年装有HNVS的CH-53E开始地面试验，两个月后开始飞行试验。1989年8日，美国海军对HNVS开始作战评定。1993年批准小批量装备HNVS，装备AN/AAQ-16B前视红外探测系统、AN/APN-217多普勒和GPS 3A。最初批准改装24架。后来签订的合同金额为576万美元，其中1996财政年度采购和安装50套HNVS，1997财政年度再采购49套，1999年5月整个改装工作完成。
MH-53E“海龙” MH-53E是为满足海军航空扫雷(AMCM)直升机的要求而研制的。为了评定这种构型，1988年公司用一架预生产原型机CH-53E进行了改装，并暂时命名为CH/MH-53E。改型后的这架直升机于1981年12月23日首次飞行。该机在西科斯基飞机公司进行试验之后，又于1982年4月飞到美国海军海防系统中心进行拖曳扫雷设备的动态试验。同月，西科斯基飞机公司宣布从国防部得到一笔价值为3900万美元的合同，继续研制MH-53E。1982年9月，第35架“超种马”作为MH-53E的生产型原型机进行了改装，同时完成了20飞行小时的试验计划。第一架预生产型MH-53E于1983年9月1日首次飞行。1986年春，美国海军MH-12直升机中队对这架MH-53E进行了作战评定试验，完成约100个飞行小时，包括拖曳所有的航空扫雷设备和空中加油试验。1986年6月26日交付第一架MH-53E。到1991年12月，美国海军已接收了32架MH-53E。总装备量是56架。
1994年开始改装MH-53E的电子设备，改装项目包括：装两个水平位置的彩色显示屏、任务数据的主存储器和GPS 3A。1994年6月美国海军开始评定试验，原计划改进整个MH-53E机队，但由于国防预算的减少，可能只改装30架左右。1993年底，一架改装T64-GE-419发动机的MH-53E交付给美国海军，1994年对该机进行了飞行试验，获得了一些性能特性，其中包括在悬停时一台发动机发生故障情况下，直升机具有退出悬停状态并飞离的能力。整个MH-53E机队发动机改装工作正在进行之中，1996年底向西科斯基公司交付了首批8台发动机零件。MH-53E还有可能采用CH-53E提高生存能力措施。
与CH-53E相比，MH-53E翼梢浮筒尺寸加大，能多装3785升燃油，改进了液压和电气系统，以及布雷区导航与自动飞行控制系统，包括自动拖曳联接器和自动进入、脱离悬停状态的特性，以提高航空扫雷能力。
S-80E CH-53E的出口型。装有单点货物吊钩和目视飞行规则设备。可选装旅客座椅、座舱隔音设备、内部货物绞车、272千克的外载绞车、旋翼桨叶和尾桨自动折叠系统、2个2460.5升的外部油箱、空中加油系统、发动机空气粒子分离器、通信/导航系统等。
S-80M MH-53E的出口型，主要用于扫雷。去掉了旋翼桨叶和尾桨自动折叠系统、可抛油箱、空中加油系统、绞车、通信/导航系统。日本政府已拨款购买11架S-80M，至1994年11架交付完毕。
截至1998年，S-65/S-80/H-53系列直升机已生产约760架。
CH-53E及MH-53E型直升机1992财年单价均为2436万美元。
S-80/H-53E
西科斯基飞机公司
设计特点 (CH-53E)
旋翼系统 全铰接式7片桨叶旋翼。桨叶扭转角14°。每片桨叶有钛合金大梁，Nomex蜂窝芯和玻璃纤维环氧树脂复合材料蒙皮。桨叶装有大梁充气增压裂纹检查装置。桨毂由钛合金和钢制成。旋翼桨叶用液压动力折叠。装有标准的旋翼刹车装置。4片铝合金桨叶的尾桨安装在向左倾斜20°的尾斜梁上。
传动系统 主减速器安装在座舱上方的整流罩内，起飞额定功率为10067千瓦。
机身 水密半硬壳式结构，由轻合金、钢和钛合金制成，隔开的驾驶舱部分用玻璃纤维/环氧树脂复合材料制成。旋翼、减速器和发动机整流罩广泛使用凯夫拉复合材料。尾斜梁用液压动力向右折叠。机身能承受垂直方向20g和横向10g的坠毁力。
尾翼 海鸥翼式水平安定面高置在尾斜梁右侧，有撑杆支撑。水平安定面和尾斜梁用凯夫拉复合材料制成。
着陆装置 可收放的前三点式起落架。每个起落架都是双轮。主起落架收到机身两侧翼梢浮筒的后部。前起落架可操纵转向。
动力装置 3台通用电气公司T64-GE-416涡轮轴发动机，单台10分钟最大功率为3266千瓦，30分钟平均功率为3091千瓦，最大连续功率为2756千瓦。计划改装T64-GE-419发动机。
在两个翼梢浮筒的前部各有一个自密封软油箱，容量为1192升，还有一个附加的双室油箱，容量为1465升，机内燃油量达3849升。CH-53E可选装吊挂在翼梢浮筒外侧的可抛副油箱，两个副油箱总容量为4921升。有可伸缩的空中加油探管。
座舱 驾驶舱容纳3名机组人员。CH-53E座舱内沿舱壁和座舱中间布置的折叠帆布椅可坐55名士兵。座舱右前侧有舱门。后部跳板式舱门用液压操纵。典型的货运载荷包括7个标准的102厘米×122厘米的货盘。中央吊钩可吊运16330千克货物。
系统 液压系统中使用4个液压泵，系统压力为207×105帕，用于总距、周期变距、横滚、偏航和杆力增加飞行控制伺服机构、起落架收放、装货绞车，装货跳板，桨叶与尾斜梁折叠。发动机起动器使用的液压压力为276×105帕。MH-53E使用单独的液压系统操纵机载扫雷设备。电气系统包括3台115伏400赫40～60千伏安交流发电机和两台28伏200安变压整流器，以提供直流电。有太阳公司的辅助动力装置。
机载设备 汉密尔顿标准公司的自动飞控系统，两台数字式机载计算机和一个四通道自动驾驶仪。1993年底进行了改装试飞，其设备包括4个马可尼加拿大公司的CM A-2082 152毫米×152毫米彩色显示器，并与GPS、多普勒雷达及姿态航向基准系统相联。
MH-53E的设备还有：AN/ALQ-14R拖曳式声纳，AN/AQS-17鱼雷抑制设备，AN/ALQ-141电子扫雷装置，用于爆破鱼雷的AN/ALQ-166拖曳式水翼拖网。
S-80/H-53E
西科斯基飞机公司
技术数据外形尺寸(CH-53E和MH-53E)
旋翼直径 24.08m
尾桨直径 6.10m
旋翼桨叶弦长 0.76m
机长(旋翼和尾桨转动) 30.19m
机长(旋翼和尾斜梁折叠) 18.44m
机身长 22.35m
机身宽 2.69m
机宽(旋翼和尾斜梁折叠)
CH-53E 8.66m
MH-53E 8.41m
机高(到旋翼桨毂顶部) 5.32m
机高(尾桨转动) 8.97m
机高(旋翼和尾斜梁折叠) 5.66m
主轮距 3.96m
前后轮距 8.31m
内部尺寸(CH-53E和MH-53E)
座舱
长度 9.14m
最大宽度 2.29m
最大高度 1.98m
面积(CH-53E和MH-53E)
旋翼桨盘 455.38m2
尾桨桨盘 29.19m2
重量及载荷
空重
CH-53E 15072kg
MH-53E 16482kg
内部有效载荷(活动半径185km)
CH-53E 13607kg
外部有效载荷(活动半径92.5km)
CH-53E 14515kg
最大外部有效载荷
CH-53E 16330kg
使用载荷(扫雷任务)
MH-53E 11793kg
最大起飞重量(CH-53E和MH-53E)
内部载荷时 31640kg
外挂载荷时 33340kg
最大桨盘载荷
内部载荷时 0.68kN/m2
外挂载荷时 0.72kN/m2
最大功率载荷
内部载荷时 3.14kg/kw
外挂载荷时 3.31kg/kw
性能数据(CH-53E和MH-53E，国际标准大气，起飞重量25400kg)
最大平飞速度(海平面) 315km/h
巡航速度(海平面) 278km/h
最大爬升率(海平面，11340kg) 12.7m/s
实用升限(最大连续功率) 5640m
悬停高度(最大功率)
有地效 3515m
无地效 2895m
自转场航程(中途不加油，以最大航程的最佳巡航状态飞行)
CH-53E 2075km
S-92
西科斯基飞机公司
概 况
S-92是美国西科斯基飞机公司研制的双发中型直升机。1992年3月开始研制，1995年6月在巴黎航展上展出。风险投资伙伴有：日本三菱重工业株式会社(7.5%)、中国直升机研究所(2%)、西班牙Gamesa公司(7%)、中国台湾台翔航太工业股份有限公司(6.5%)和巴西航空工业公司(4%)。俄罗斯米里莫斯科直升机厂也参与了该项目，但不是一个完全的合作伙伴。其它的供应商还有：GEC-马可尼(故障诊断系统)、汉密尔顿标准公司(自动飞行控制系统)、马丁-贝克飞机公司(座椅)、梅西埃-比加蒂公司(机轮和刹车装置)、Sanders(驾驶舱仪表)及Parker Bertea(伺服机构)。
西科斯基飞机公司负责旋翼、尾桨和传动系统、最后总装及飞行试验；机体的设计和制造大部分由合作伙伴负责，主要分工如下：日本三菱重工业株式会社负责座舱；中国直升机研究所负责垂尾；西班牙Gamesa公司负责座舱内部布局、后机身、尾梁和传动箱；中国台湾台翔航太工业股份有限公司负责驾驶舱；巴西航空工业公司负责翼尖浮筒、起落架和燃油系统。
试验项目包括一架地面试验机体和4架飞行原型机。地面试验机体和首架飞行原型机装1305千瓦CT7-6D发动机。在进行1600小时飞行试验后，将于2000年第三季度取得美国联邦航空条例第29部的适航证。预计2001年交付使用。
当前计划发展下列两种型别：
S-92A 民用运输型。
S-92IU 通用型/军用型，装有外吊货钩。
预测在2000年～2019年间，该重量级别的直升机市场需求可达5000架，S-92可占领其中700～760架的市场份额。
项目总费用为6亿美元，单价为1300～1400万美元，目标使用成本为2500美元/小时和0.83美元/座千米。
S-92
西科斯基飞机公司
设计特点 旋翼系统 4片桨叶全复合材料旋翼，桨尖后掠。带有上反角的尖削桨尖形状于1995～1996年间在“黑鹰”直升机上进行过试验。采用叉臂形无限寿命旋翼桨毂，带有弹性轴承。4桨叶全铰接式尾桨位于垂尾右侧，该尾桨完全满足美国联邦航空条例第29部鸟撞要求。
传动系统 在“黑鹰”三级传动系统基础上发展起来的新型的四级传动系统。增加了一级尾桨中间齿轮箱。传动功率为3109千瓦。复式行星齿轮具有30分钟的干运转能力。
机身 机身设计、制造和总装使用CATIA数据库系统。机身由驾驶舱、座舱、尾梁组成。机身主要由铝和复合材料制成，复合材料约占40%。
着陆系统 可收放前三点轮式起落架。主起落架向后收入翼尖浮筒中，前起落架向前收入驾驶舱下的舱中。机轮和刹车装置由梅西埃-比加蒂公司提供。可选装应急浮筒。
动力装置 装两台GE CT7-8涡轮轴发动机，单台起飞和最大连续功率为1491千瓦，单发30秒的应急功率1752千瓦，单发2分钟功率为1641千瓦。装有汉密尔顿标准公司的全权数字式发动机控制系统。标准的抗坠毁燃油系统，可选装空中加油管。
座舱 驾驶舱有两个飞行员座椅。S-92A座舱可载19名乘客或3个LD-3货物集装箱，为了便于应急疏散，座舱设有4个大的应急出口，并且窗户可抛投。S-92IU可装载22名全副武装的士兵，装滑动舱门，并可在窗户上架设机枪。两种型别都带有后舱货物装卸跳板。
系统 机上装有故障诊断系统，便于地勤人员维修。还装有主动振动控制系统，可使座舱噪声减少3～4分贝。
机载设备 霍尼韦尔公司的PrimusⅡ甚高频，UNS-1飞行管理系统；汉密尔顿标准公司的自动飞行控制系统，该系统带有三轴增稳系统和完全耦合复式数字式自动驾驶仪，可自动实现悬停。采用C-130J驾驶舱组件的电子飞行仪表系统，装有4个203×152毫米的液晶显示器，分别用于显示飞行姿态、发动机参数指示与告警、导航及气象雷达。第5个液晶显示器位于中央，用于显示活动地图或前视红外探测等传感器的信息。
S-92
西科斯基飞机公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 17.71m
机长(旋翼和尾桨转动) 20.85m
机身长 17.32m
机身宽(翼尖浮筒处) 3.98m
机高 6.45m
主轮距 3.84m
前后轮距 5.78m
内部尺寸
座舱
长 5.66m
最大宽度 2.01m
最大高度 1.69m
容积 16.9m3
行李舱容积(S-92A) 3.1m3
面积
旋翼桨盘面积 231.55m2
重量及载荷(A:S-92A；B:S-92IU)
空重(A) 6743kg
吊钩最大的承载能力(B) 4536kg
最大起飞重量
内载 10931kg
外载 12020kg
最大桨盘载荷
内载 0.42kN/m2
外载 0.51kN/m2
最大功率载荷(A)
内载 3.52kg/kw
外载 3.87kg/kw
性能数据(估计值,最大内载起飞重量,海平面,国际标准大气)
最大巡航速度 287km/h
经济巡航速度 259km/h
悬停高度(有地效)
A 2990m
B 3870m
悬停高度(无地效)
A 1525m
B 2530m
航程
A 944km
B 889km
V-22“鱼鹰”
达信集团贝尔直升机公司/波音直升机公司
概 况
V-22“鱼鹰”是美国贝尔直升机公司与波音直升机公司为满足美国政府于1981年底提出的“多军种先进垂直起落飞机”计划(以前称“多军种垂直飞行计划”，JVX)的要求，在贝尔301/XV-15的基础上共同研制的倾转旋翼机。1982年这项计划由美国陆军负责，1983年1月计划转交给了美国海军，1985年1月正式将这种飞机命名为V-22“鱼鹰”。美国空军编号为CV-22；海军编号为HV-22；海军陆战队编号为MV-22。
1983年4月26日，贝尔/波音直升机公司与美国海军航空系统司令部签订了一项为期24个月的合同，对V-22进行初步设计。贝尔直升机公司负责机翼、发动机短舱、螺桨-旋翼装置和传动系统及发动机一体化，波音直升机公司负责机身、尾部装置、起落架装置、整流罩以及综合电子设备。
1984年1月，贝尔直升机公司用风洞试验和分析所得到的数据开始进行V-22模拟飞行试验。同年3月，由军方飞行员使用NASA艾姆斯试验中心的模拟器进行正式鉴定。波音直升机公司制造了一个2/3比例的旋翼/机翼模型，用来验证悬停性能的预计值。主要结构件的试验由贝尔与波音直升机公司协调进行。
1986年5月2日，美国海军航空系统司令部又与贝尔和波音直升机公司签订了合同。这个合同是V-22旋翼机为期7年的全尺寸研制(FSD)总合同的第一期合同。这个合同要求制造6架试飞原型机(贝尔直升机公司负责1、3、6号原型机，波音直升机公司负责2、4、5号原型机)，以及用于静力试验、地面试验和疲劳试验的机体。1988年5月23日1号原型机在贝尔直升机公司的阿林顿飞行研究中心出厂，1989年3月19日完成首次试飞，1989年9月14日完成首次由直升机状态向定翼机状态过渡的飞行转换；1989年9月2号原型机首次飞行；1989年12月21日4号原型机首飞；1990年5月9日3号原型机试飞， 6号原型机没有试飞，原型机最后一次试飞是1997年3月27日。目前原型机都已退役。
1990年4月美国政府开始对“鱼鹰”进行试验，其中包括三军试飞员15个小时的飞行试验。1990年12月4～7日，在美海军“大黄蜂”号航空母舰上进行了海上试飞，其中包括3号机的起飞和着舰试飞，以及4号机的设备和功能试飞。到1990年底已完成起飞着陆转换试飞、机翼失速试飞、单发试飞以及飞行速度高达647千米/小时的试飞。同年获得国家航空协会颁发的“取得航空重大进步奖”。1992年7月在V-22总计飞行643个起落763小时后，由于4号机在试飞中发动机舱起火后坠毁而造成临时停飞。1993年，2号和3号机又重新试飞，并且改进了防火墙、发动机舱、放泄口及驱动轴的防热层。至1996年底，V-22原型机飞行约1140小时，950个起落。
V-22“鱼鹰”原定1991年底～1992年初交付美国海军陆战队，1993年开始交付美国空军，1995年交付美国海军，但由于1990财年仅保留研究费用，生产费用取消，计划不能如期进行。1991年用于旋翼机生产的一些长期项目获得经费支持。
1994年12月13日，“鱼鹰”通过了临界设计审查。直到1997年1月“鱼鹰”还处于工程制造阶段。1997年所有的4架工程制造阶段的“鱼鹰”都进行了试飞。截至1997年11月，原型机和工程制造阶段的“鱼鹰”总计飞行1300多小时。
工程制造阶段的“鱼鹰”与原型机相比有较大变化。空重减少到约14800千克；不采用钛合金而采用铝合金驾驶舱罩，并采用较小的窗子以保持结构强度；改进了飞控系统；提高了发动机和传动系统的传动功率；改进了尾翼结构；重新设计了旋翼系统；改进了机翼结构工艺等。4架工程制造阶段的“鱼鹰”详细情况如下：
7号机于1995年2月15日组装，1995年8月1日，机身在波音直升机公司对接成功，两个月后又与机翼和发动机吊舱对接成功。1996年7月底，完成了该机的地面振动试验，不久后又完成了液压线路的测试。该机于1997年2月5日以直升机方式首飞，1997年3月6日完成了从直升机状态向定翼机状态过渡飞行转换，1998年中完成了结构、载荷和振动的试验。
8号机于1997年7月17日首飞，1997年9月进行了推力系统及攻角测试，并对将安装在美国空军CV-22上的雷达和外挂油箱进行初步的试验。
9号机于1997年8月23日首飞，在1999年1月至6月间，美国政府和海军陆战队对该机进行了技术评估。此后该机将改造成CV-22特种作战型的原型机，能节省5000万美元的费用。
10号机于1996年9月完成机身机翼对接，1998年2月16日首飞，然后用于海上测试。在1999年1月至6月间，美国海军陆战队对该机进行了评估。
1994年9月，美国国防采购局批准了生产V-22。3个月后，贝尔和波音直升机公司结束临界设计审查。批准了最终的生产型结构，并冻结了设计。1996年6月美国政府授予了为期5年的低速生产合同。1997年5月7日，首架MV-22B开始生产，1999年5月交付使用。
V-22“鱼鹰”计划有以下几种型别:
MV-22B 美海军陆战队突击运输型。原计划需552架以取代正在服役的CH-46和CH-53直升机，现在已削减到425架，有可能进一步削减至360架。该型能载3名机组人员和24名全副武装的海军陆战队员或等量的货物，飞行速度463千米/小时，活动半径370千米，在大气温度33℃、高度915米能进行无地效悬停。1999年开始交付。
HV-22B 美国海军战斗搜索和救援型。可执行特种作战任务和后勤支援任务，需求量为48架(原计划50架)，用以取代HH-3直升机。机组人员5名，执行战斗搜索救援任务时，飞行速度为463千米/小时，活动半径852千米，中途在915米高度能无地效悬停15分钟营救4名幸存者。从2010年开始交付使用。
CV-22B 美国空军远程特种作战型。需求量最初为80架，后减至55架，目前确定为50架。该机能载12名特种部队士兵或1306千克内部货物，任务半径为964千米，速度463千米/小时，并能在1220米高度35℃时无地效悬停。1997年1月获得4.9亿美元工程制造阶段的合同。计划2002年完成飞行试验科目，2003年开始交付，2005年形成初始作战能力。
美国陆军型 原计划购买231架美海军陆战队要求的V-22突击运输型，用于执行医疗后撤、特种作战和战斗突击支援任务。现已取消这项计划，但陆军仍保留这方面的需求。
SV-22A 美国海军反潜型，用以取代固定翼飞机S-3“北欧海盗”，需求量300架。装有AN/APS-137雷达，吊放式声纳，声纳浮标挂架，外部油箱，前视红外装置，鱼雷，反舰与自卫导弹。这只是一个初步方案。
1986年5月2日美国海军航空系统司令部授予贝尔和波音直升机公司为期7年的全尺寸研制合同，合同总金额18.1亿美元。1993年10月22日合同期满，同一天又授予了工程制造阶段合同，最初拨款5.54亿美元，总费用达20亿美元。1992～1993财年拨款15.4亿美元。1996财年拨款4800万美元开始生产，完成全尺寸研制的费用估计达27.5亿美元(1991年币值)。单价为3230万美元(1997年11月)，生产523架的目标单价为2940万美元(1994年币值)，但贝尔和波音直升机公司估计，随着生产率的提高和订购合同越来越多，能节约90亿美元费用。生产率有可能从每年生产22架MV-22提高到每年生产30架。1997财年拨款13.85亿美元，生产5架V-22；1998财年拨款6.61亿美元，生产7架MV-22；预计生产50架CV-22的费用达37.2亿美元，如需加速生产，则费用达40.6亿美元。
V-22“鱼鹰”
达信集团贝尔直升机公司/波音直升机公司
设计特点 旋翼系统 两副逆时针旋转的贝尔直升机公司研制的3片桨叶螺桨旋翼系统。桨叶由石墨/玻璃纤维制成，桨叶为高扭度尖削桨叶。而桨盘载荷略高于一般直升机，有利于续航和降低地面效应。两副旋翼能在下洗流中产生一个“死区”，有利于空中救援。桨毂由层压弹性球形轴承和玻璃纤维星形件组成。每个旋翼桨毂顶部有3个本迪克斯公司的自动倾斜器作动筒，每个作动筒由双余度液压系统和3余度电气系统组成，各自独立的自动倾斜器分别在悬停状态以及定翼机状态侧飞时操纵航向和纵向运动。旋翼桨叶可机械折叠，装有标准旋翼刹车和防冰装置。发动机、传动系统以螺桨旋翼装置在定翼机平飞状态与直升机工作状态之间的角度为97°30'。舰载存放开始时为直升机状态(即发动机舱垂直)，然后旋翼刹车，一片桨叶朝内并与机翼前缘平行，剩下两片桨叶按顺序自动朝内折叠靠着第一片桨叶，然后发动机舱转到水平位置，最后开锁并转动机翼。舰载存放的第2阶段是，在桨叶折叠和发动机短舱转到水平位置后机翼开锁，在2.31米直径的不锈钢圆盘上顺时针转动90°，使发动机短舱转到位于机身上方平行于机身的位置。机翼的上锁/开锁和转动是由液压作动筒驱动的。在机翼转动期间导线扭转盒通过圆盘保持电气连接的完整性。每副旋翼转速为333转/分，桨尖速度为201.75米/秒。
传动系统 每台发动机通过发动机耦合器和发动机短舱内的螺桨旋翼减速器分别驱动各自的旋翼系统。螺桨旋翼减速器通过传动轴联结以允许单台发动机工作。辅助动力装置安装在机身内用于启动时驱动横轴，横轴在发动机停车后仍使两副螺桨旋翼转动。起飞时传动功率为3706千瓦(HV-22B，CV-22B)或3408千瓦(MV-22B)，一发停车时传动功率为4415千瓦。
机翼 悬臂式上单翼。等剖面翼型，略前掠。机翼主要由复合材料制成，为高强度高刚性扭矩盒梁，由模压式石墨/环氧树脂翼肋、粘接的桁条以及整体模压式上下蒙皮壁板构成。三段式可拆卸前缘由铝合金和Nomex蜂窝夹芯组成，每侧后缘由两段式单缝石墨襟副翼和钛合金接头组成，由液压作动筒和电传操纵信号装置控制。无调整片，前缘采用气囊式除冰装置。悬停时襟副翼和副翼下垂以减少机翼负升力。
机身 半硬壳式结构，矩形剖面。机身的41%是复合材料制成的，由框架、桁条、蒙皮和金属铆钉组成。机翼上有大型整流罩可容纳机翼旋转圆盘和一些设备。短翼位于中机身下部两侧，可容纳主起落架、燃油和空调系统，还可提供安全应急漂浮能力。
尾部装置 悬臂式结构。水平尾翼在后机身上部，平尾两端装有两个后掠式垂尾和方向舵，整个结构由AS4石墨/环氧树脂夹层结构构成(接头、铰链和紧固件除外)。升降舵内有3个液压作动筒，每侧方向舵内有一个液压作动筒。所有电信号由电传操纵系统控制。升降舵和方向舵均无调整片，平尾和垂尾前缘采用气囊式除冰装置。
着陆装置 前三点式液压收放起落架。均为双轮，每个起落架内有油-气减震器。前轮可转弯操纵，主起落架装有双级减震器，正常接地速度为3.66米/秒，最大为4.48米/秒，下坠接地为7.32米/秒。前轮向后收起，主起落架均向前收起，主起落架收入短翼内，多盘式液压碳刹车装置。
动力装置 两台艾利逊公司T406-AD-400 (501-M80C)涡轮轴发动机，每台起飞和中等功率为4586千瓦，最大连续功率为4392千瓦，装在翼尖倾斜短舱内。每个短舱有发动机整流罩和挂架支撑结构，后部有红外辐射抑制器，每台发动机装有空气粒子分离器和防冰系统，以及全权限数字式发动机控制系统，具有电子模拟辅助控制能力。内部燃油(JP-5)装在3个抗坠毁自密封充氮加压油箱中，每侧短翼中各有一个1115升燃油的前油箱，右短翼后方有一个2417升燃油箱。每侧机翼前缘有4个319升辅助油箱，在每个短翼的辅助油箱外侧有一个214升发动机供油箱。总容量为7627升。CV-22型总容量可达7949升(不是所有型别都有这些油箱)。右短翼前缘有一压力加油口，两侧机翼上表面有重力加油口。有燃油管理系统。在主机舱内可加装四个辅助油箱，每个可容纳2305升，供转场用。在前机身右下侧有空中加油管。
座舱 美国海军陆战队突击运输型驾驶舱布局可乘坐驾驶员(右侧)、副驾驶员和机长。驾驶员座椅为抗坠毁装甲座椅，可承受7.62毫米口径穿甲弹的射击，以及朝前30g和垂直14.5g的负加速度。座椅用碳化硼/聚乙烯叠层制成。驾驶舱除了有大的风挡和主侧窗外，在头部上方和膝盖四周部位都装有透明玻璃，头部上方还有一个后视镜。主窗架由钛合金制成。座舱有复合材料地板，可容纳24名全副武装士兵和2名机枪手，座椅为面朝内抗坠毁折叠座椅， 或12副担架及医护人员；或带吸能系留装置的等量货物。货物装卸系统包括1个承载907千克的货物绞车和滑轮,以及可拆卸的滚动导轨。座舱门在右前方,上部朝上朝内开，下部朝下朝外开。全宽的后装载跳板门在后机身下面，由液压作动筒操纵。应急出口在左侧，逃生口在机翼位置的机身顶部。
系统 利用发动机引气的环境控制系统，控制装置在短翼后部左侧主起落架内，三套液压系统(两套独立的主系统和一套备用系统)，工作压力均为345×105帕。两台40千伏安恒频交流发电机，两台50/80千伏安可变频率直流发电机(一台由辅助动力装置驱动)，整流器和一组15安时蓄电池；一套三余度数字式电传飞行控制系统，由三余度基本飞行控制系统(PFCS)和三套自动飞行系统(AFCS)处理机组成。三台飞行控制计算机(FCC)每台都与MIL-STD-1553B数据总线交连。两套基本飞行控制系统和一套自动飞行控制系统用于故障操作。电传操纵系统信号发往襟副翼、升降舵和方向舵的液压作动筒，以操纵飞机完成直升机状态与定翼机状态之间的过渡，且自动控制速度、短舱倾转和迎角。在每个飞控计算机内，有两台1750A处理机用于基本飞行控制系统，一台1750A处理机用于自动飞行控制系统。261千瓦的辅助动力装置在机翼中段后面，为机翼中部减速器提供动力，从而带动两台发电机和一台空气压缩机。风挡和发动机进气道有防冰装置，旋翼系统和星形件有除冰装置。氧气氮气综合发生器分别用于座舱和油箱增压。气动防火装置用于发动机、辅助动力装置和机翼无油隔舱。
机载设备 甚高频/调幅调频电台，高频/单边带(仅美国空军型有)和超高频保密通信电台；塔康导航系统，伏尔/仪表着陆系统，航向姿态参考系统，雷达高度表和数字地图显示器；敌我识别器，霍尼韦尔公司AN/AAR-47导弹告警系统；雷达/红外告警系统；ADI-350W备用姿态指示器；数据采集和储存系统。主要的战术传感器有: AN/AAQ-16前视红外探测器在机头下整流罩内(仅美国空军型和海军型有)；机头左侧罩筒内的AN/APQ-174地形跟踪多功能雷达，两台IP-1555彩色多功能显示器。两台AN/AYK-14任务计算机，驾驶员夜视系统和综合头盔显示系统，设备有箔条/曳光弹撒布器，前舱门装有救援绞车。CV-22将装4台DCS2000电台，AN/ARC-210无线电收发设备，KY-8保密通信编码器，坠毁位置指示仪，专门的电子战显示器等。
V-22“鱼鹰”
达信集团贝尔直升机公司/波音直升机公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径(每副) 11.61m
旋翼桨叶弦长
根部 0.90m
尖部 0.56m
机翼展长
短舱除外 14.02m
包括短舱 15.52m
机翼弦长(定常) 2.54m
机翼展弦比 5.5
旋翼中心距 14.25m
机宽
旋翼转动 25.78m
旋翼/机翼折叠 5.61m
机身长(不包括受油管) 17.47m
机长(旋翼/机翼折叠) 19.20m
机高
至垂尾顶部 5.38m
旋翼/机翼折叠 5.51m
全高,发动机舱垂直 6.73m
发动机舱离地高度(发动机舱处于垂直位置) 1.31m
旋翼离地高度(发动机舱垂直) 6.35m
尾翼翼展 5.61m
主轮距 4.62m
前后轮距 6.59m
上部逃生舱口
长度 1.02m
宽度 0.74m
内部尺寸
座舱
长度 7.37m
最大宽度 1.83m
最大高度 1.83m
有效容积 24.3m3
面积
旋翼桨盘(每副) 105.36m2
旋翼桨叶(每片) 4.05m2
机翼(包括襟副翼和机身中段) 35.49m2
襟副翼(全部) 8.25m2
尾翼 8.22m2
升降舵(全部) 4.79m2
垂尾(每个) 10.81m2
方向舱(每个) 1.64m2
重量及载荷(暂定)
空重 15032kg
最大燃油重量
(标准) 6215kg
(带转场油箱) 11884kg
最大内部载荷(带货物) 9072kg
货钩承载能力
单钩 4536kg
双钩 6804kg
绞车承载能力 272kg
正常任务起飞重量
垂直起飞 21545kg
短距起飞 24947kg
最大短矩起飞重量(转场) 27442kg
最大垂直起飞重量 23981kg
最大座舱地板载荷(载货时) 14.36kN/m2
最大功率载荷
MV-22B 8.06kg/kw
HV-22B/CV-22B 7.41kg/kw
性能数据 (估计)
最大巡航速度
海平面，直升机状态 185km/h
海平面，定翼机状态 509km/h
最佳高度，定翼机状态 638km/h
最大前飞速度(直升机状态，最大吊挂载荷) 396km/h
实用升限 7925m
(一台发动机停车) 3441m
悬停高度(无地效) 4331m
最大垂直爬升率(海平面) 5.53m/s
最大倾斜爬升率(海平面) 11.8m/s
起飞滑跑距离(正常短距起飞重量) <152m
航程
两栖攻击 953km
垂直起飞(总重21146kg，包括5443kg有效载荷) 2224km
短距起飞(总重24947kg，包括9072kg有效载荷) 3336km
短距起飞(转场总重27442kg，无有效载荷) 3892km
贝尔206B-3“喷气突击队员”Ⅲ
达信集团贝尔加拿大直升机公司
概 况 贝尔206B-3“喷气突击队员”(Jetranger)是美国贝尔直升机公司研制的5座单发轻型直升机，1977年8月开始交付使用。1986年将该机生产线转到了加拿大米拉贝工厂。意大利阿古斯塔公司也生产。美国陆军的编号为TH-67。
当前有下列两种型别在生产：
贝尔206B-3“喷气突击队员”Ⅲ 当前的民用生产型。
TH-67 美国陆军的新型教练机。贝尔直升机公司的编号是TH-206。1993年3月选定为美国陆军的新型教练机，用来替代飞行员培训学校的UH-1FH TAK SM 。教练员和学员的座椅都在前排，计划在后排安装第二个学员座椅，位于后面的学员可通过安装在前排右边座椅背面的闭路电视来观察飞行仪表。该型机装一台艾利逊公司250-C20JN发动机。
TH-56的特点是：装双套控制系统，采用抗坠毁座椅，5点座椅限动器，高能蓄电池，粒子分离器，空气加热器，滑橇鞋，大仪表板。仪表飞行型还另外装有人工配平系统，辅助电子系统，该型机将满足美国联邦航空局双驾驶的型号合格证的要求。
TH-67直升机于1993年10月15日开始交付，总订货量为137架和9个驾驶舱，1995年底交付完毕。贝尔直升机公司1996年交付了47架贝尔206B，1997年交付了10架。
贝尔直升机公司及其许可生产的厂家共制造了7700多架“喷气突击队员”直升机，其中包括4400架贝尔206B和2200架军用型OH-58系列及在意大利生产的900架。
美国陆军新型教练机的最初合同价值为8490万美元。装典型设备的民用型贝尔206B-3单价为69.5万美元(装C20J发动机)或73万美元(装C20R发动机)。平均直接使用成本为191美元/小时(1997年)。
贝尔206B-3“喷气突击队员”Ⅲ
达信集团贝尔加拿大直升机公司
设计特点 旋翼系统 两片桨叶的半刚性跷跷板式旋翼。为了保证工作平稳，采用了预锥度和悬挂装置。桨叶采用标准的贝尔“前缘下垂”翼型。旋翼桨叶由D形铝合金大梁、铝合金蒙皮、蜂窝芯和后段件胶接而成。每片桨叶用扣紧装置、变距轴承和拉扭组件与桨毂连接。旋翼桨叶不能折叠，但经改装也可人工折叠。还可选用旋翼刹车装置。旋翼转速为374～394转/分。
两片桨叶的尾桨，桨叶用铝合金蒙皮胶接而成，中间没有夹芯。
传动系统 用有联轴节的钢管轴驱动旋翼。传动先从发动机通过90°螺旋伞齿轮到单级游星齿轮主减速器，然后从主减速器通过传动轴到单级伞齿轮尾减速器。自由行程离合器保证在发动机与旋翼脱开时，旋翼可继续驱动尾桨。旋翼与发动机的转速比为1∶15。尾桨与发动机的转速比为1∶2.3。起飞时传动功率为236千瓦，最大连续传动功率为201千瓦。
机身 前段机身是由两根铝合金梁和2.5厘米厚的铝制蜂窝夹层结构组成。旋翼、传动装置和发动机都固定在上部的纵梁上。用3个机身隔框将机身上、下结构连接起来。使机身中段形成完整的结构。中段采用铝合金半硬壳式结构，尾梁采用铝合金硬壳式结构。
尾部装置 固定式平尾，采用铝合金硬壳式结构，使用倒置的翼剖面。分成上下两部分的固定式后掠垂尾，采用铝合金蒙皮和铝合金蜂窝结构。
着陆装置 滑橇式起落架。用螺栓把铝合金管状滑橇固定到挤压的横梁上。为了在着陆时保护尾桨，在垂尾下面装有钢管式尾撑，也可以装适用于高山丛林地带的专用高滑橇装置。还可选用能在飞行中充气的囊式浮筒或可收藏的浮筒。
动力装置 装一台艾利逊公司250-C20J涡轮轴发动机，起飞时的功率为313千瓦，最大连续功率为276千瓦。可选装一台起飞时功率为336千瓦的艾利逊250-C20R/4发动机。在乘客座椅的后下方有防裂油箱，燃油容量344升。机身右侧的座舱后部有一个加油口。滑油容量5.2升。
座舱 座舱前面有两个并排的驾驶员座椅，驾驶员后面有供3人用的长椅，座椅两侧各有2个向前开的铰链门，它们由铝合金制成，装有透明玻璃，座椅后部有可装113千克货物的行李舱。机身左侧有一个小舱门。
系统 液压系统工作压力为41.5×105帕，用于周期变距、总距和方向操纵。最大液压流量7.57升/分。电源有150安起动/发电机和一个28伏17安时的镍镉蓄电池。可选装13安时辅助蓄电池和环境控制系统。
机载设备 有全套电子设备供选装，其中包括：甚高频通信设备、全向导航仪、下滑指示器、自动测向仪、测距设备、区域导航设备、应答机、机内通话和扩音系统。
其他标准设备包括：座舱灭火器、急救包、门锁、夜间照明设备、动力挥舞限动器。选装设备有：时钟、发动机计时表、转弯与侧滑指示器、座椅、内部担架、座舱加温器、环境控制系统、照相机舱舱门、强光夜间照明灯、发动机防火系统、承载能力为680千克的外部货钩。
贝尔206B-3“喷气突击队员”Ⅲ
达信集团贝尔加拿大直升机公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 10.16m
尾桨直径 1.65m
尾桨叶弦长 0.12m
旋翼桨叶弦长 0.33m
旋翼尾桨中心距 5.96m
机长(旋翼和尾桨转动) 11.82m
机身长(含尾撑) 9.50m
机高(至垂尾翼尖) 2.54m
机高(至桨毂顶部)
装标准滑橇 2.89m
装高滑橇 3.17m
装应急浮筒 3.20m
平尾翼展 1.97m
滑橇间距
标准滑橇 1.95m
高滑橇 2.07m
应急浮筒 2.68m
前舱门(每扇)
高×宽 1.02 m×0.61m
后舱门(每扇)
高×宽 1.02 m×0.91m
内部尺寸
座舱
长度 2.13m
最大宽度 1.27m
最大高度 1.28m
容积 1.1m3
行李舱
长度 0.94m
最大宽度 1.10m
最大高度 0.55m
容积 0.45m3
面积
旋翼桨叶(每片) 1.68m2
尾桨桨叶(每片) 0.11m2
旋翼桨盘 81.07m2
尾桨桨盘 2.14m2
平尾 0.90m2
重量及载荷
空重
民用型(标准布局) 760kg
TH-67(目视飞行型) 852kg
TH-67(仪表飞行型) 911kg
最大有效载荷
内部 635kg
外部 680kg
最大起飞重量
内载 1451kg
外载 1519kg
最大桨盘载荷
内载 0.17kN/m2
外载 0.18kN/m2
最大功率载荷
内载 6.15kg/kw
外载 6.43kg/kw
性能数据(内载，最大起重量、国际标准大气)
最大允许速度(海平面) 225km/h
经济巡航速度
高度1525m 216km/h
海平面 214km/h
最大爬升率(海平面) 6.5m/s
垂直爬升率(海平面) 1.5m/s
实用升限 4115m
悬停高度(有地效) 4025m
(无地效) 1615m
航程(最大燃油，无余油)
海平面 676km
高度1525m 732km
航程(314升燃油，TH-67目视飞行型) 605km
续航时间 4h30m
噪声
起飞 88.7dB
离场 85.4dB
进场 90.6dB
贝尔206L-4“远程突击队员”Ⅳ
达信集团贝尔加拿大直升机公司
概 况 “远程突击队员”是美国贝尔直升机公司在贝尔206B“喷气突击队员”基础上发展的7座通用直升机。其目的是在大小和性能方面满足5座“喷气突击队员”Ⅱ和15座贝尔205A-1之间的要求。
1973年9月25日，贝尔直升机公司第一次宣布此方案。1974年9月11日原型机首次试飞，1975年9月22日获得联邦航空局型号合格证，1975年10月开始交付。最初生产的型别是206L和206L-1，总计生产了787架，1982年由206L-3替代生产，206L-3型总计生产了612架。1986年7月，贝尔直升机公司宣布把“喷气突击队员”和“远程突击队员”各型的生产权转让给贝尔加拿大直升机公司，1987年1月加拿大开始生产“远程突击队员”。到1997年1月总计生产了1600架“远程突击队员”直升机，其中贝尔206L-4“远程突击队员” Ⅳ直升机已生产了200多架，该型于1996年生产了35架。
贝尔206L-4“远程突击队员”Ⅳ直升机的单价107万美元，平均直接使用成本为293美元/小时(1997年币值)。
当前生产的主要型别有：
贝尔206L-4“远程突击队员”Ⅳ 1992年3月宣布研制。传动功率增大到365千瓦。总重增至2018千克。1992年底取得型号合格证，同年12月开始交付使用。
贝尔“双发突击队员” “远程突击队员”的双发型。
Gemini ST 美国研制的“远程突击队员”Ⅲ/Ⅳ的双发改型。
贝尔206L-4“远程突击队员”Ⅳ
达信集团贝尔加拿大直升机公司
设计特点 旋翼系统 类似于“喷气突击队员”Ⅲ的旋翼系统，但采用贝尔直升机公司的座舱悬挂系统，从而减小了由旋翼引起的振动，其舒适程度与装涡轮螺旋桨发动机的固定翼飞机不相上下。旋翼转速394转/分。可选装旋翼刹车装置。
动力装置 一台485千瓦艾利逊公司250-C30P涡轮轴发动机，最大连续功率415千瓦。起飞传动功率365千瓦，连续传动功率276千瓦。可选用的传动功率为340千瓦。采用破损安全油箱，内部油箱燃油容量419升。
着陆装置 滑橇式起落架。用螺栓把铝合金管状滑橇固定到挤压的横梁上。为了在着陆时保护尾桨，在垂尾下面装有钢管式尾撑，也可以装适用于高山丛林地带的专用高滑橇装置。还可选用能在飞行中充气的囊式浮筒或可收藏的浮筒。
座舱 重新设计了后座舱，座舱容积比“喷气突击队员”Ⅲ增大了。而且通过一些新措施提高了座舱容积的利用率，左前方的乘客座椅可向后折叠，这样可装运2.44米×0.91米×0.30米大小的集装箱以及类似尺寸的货物。标准布局为5名乘客和2名机务人员，驾驶舱坐两名机组人员，座舱二排背靠背的座椅，前面坐3名乘客、后排坐2名。座舱左侧有双门，全部打开宽达1.5米，便于装卸担架或货物。用来完成救护和救生任务时，舱内可载2副躺有伤员的担架和2名医护人员。
系统 由180安起动/发电机提供28伏的直流电，装有17安时蓄电池。可选装环境控制系统。
机载设备 机上装有双套导航通信装置、无线电罗盘、测距设备、应答机/指点标接收机、区域导航系统、无线电高度表及编码高度表等设备。选装设备有：应急漂浮装置、承载能力为907千克的货钩、救援绞车、探照灯等。
贝尔206L-4“远程突击队员”Ⅳ
达信集团贝尔加拿大直升机公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 11.28m
旋翼桨叶弦长 0.33m
尾桨直径 1.65m
尾桨桨叶弦长 0.135m
机长(旋翼和尾桨转动) 13.02m
机身长(包括尾橇) 9.82m
机高(至垂尾翼尖) 3.12m
(至旋翼桨毂顶部) 3.14m
机身最大宽度 1.32m
水平安定面翼展 1.98m
滑橇间距 2.34m
前舱门(每扇)
高×宽 1.04m×0.61m
中舱门(左侧)
高×宽 1.04m×0.64m
后舱门(每扇)
高×宽 1.04m×0.91m
行李舱门
高×宽 0.55m×0.94m
内部尺寸
座舱
长度 2.74m
最大宽度 1.27m
最大高度 1.28m
容积 2.4m3
座舱装货容积(拆除所有座椅) 2.83m3
货舱容积 0.45m3
面积
旋翼桨盘 99.89m2
尾桨桨盘 2.13m2
重量及载荷
标准空重 1046kg
最大外挂载荷 907kg
最大起飞重量
正常 2018kg
外挂 2064kg
最大桨盘载荷
正常 0.20kN/m2
外挂 0.19kN/m2
最大功率载荷
正常 5.52kg/kw
外挂 5.65kg/kw
性能数据 (最大起飞重量、国际标准大气)
最大允许速度(起飞重量1882kg)
海平面 241km/h
高度1525m 246km/h
最大巡航速度
海平面 204km/h
高度1525m 206km/h
最大爬升率(海平面) 6.8m/s
实用升限(最大巡航功率) 3050m
悬停高度(有地效) 3050m
(无地效) 1980m
航程(最大燃油,无余油)
海平面 595km
高度1525m 661km
续航时间 3h42m
噪声
起飞 88.4dB
侧向 85.2dB
进场 90.7dB
贝尔206LT“双突击队员”
达信集团贝尔加拿大直升机公司
概 况 贝尔206LT“双突击队员”是达信集团贝尔加拿大直升机公司研制的7座双发轻型直升机，是“远程突击队员”的改型。该型机于1994年首次交付使用。至1997年1月1日已交付13架。该机的单价为159.5万美元，直接使用成本为399美元/小时(1997年币值)。
贝尔206LT“双突击队员”
达信集团贝尔加拿大直升机公司
设计特点 旋翼系统 两片桨叶的半刚性跷跷板式旋翼。两片桨叶尾桨。整个旋翼系统与贝尔206L-4“远程突击队员”Ⅳ的相同。
动力装置 两台艾利逊公司250-C20R涡轮轴发动机，单台5分钟起飞的功率为335.5千瓦，最大连续功率283千瓦。连续传动功率276千瓦。可选用的传动功率为340千瓦。采用破损安全油箱，内部油箱燃油容量416升。
着陆装置 滑橇式起落架。用螺栓把铝合金管状滑橇固定到挤压的横梁上。为了在着陆时保护尾桨，在垂尾下面装有钢管式尾撑。也可以装适用于高山丛林地带的专用高滑橇装置。还可选用能在飞行中充气的囊式浮筒或可收藏的浮筒。
座舱 装运2.44米×0.91米×0.30米大小的集装箱以及类似尺寸的货物。标准布局为5名乘客和2名机务人员，驾驶舱坐两名机组人员，座舱二排背靠背的座椅，前面坐3名乘客、后排坐2名。座舱左侧有双门，全部打开宽达1.5米，便于装卸单架或货物。用来完成救护和救生任务时，舱内可载2副躺有伤员的单架和2名医护人员。
系统 两台180安起动/发电机，装有18安时镍/镉蓄电池。可选装环境控制系统。
机载设备 机上装有双套导航通信装置、无线电罗盘、测距设备、应答机/指点标接收机、区域导航系统、无线电高度表及编码高度表等设备。选装设备有：应急漂浮装置、承载能力为907千克的货钩、救援绞车、探照灯等。
贝尔206LT“双突击队员”
达信集团贝尔加拿大直升机公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 11.28m
旋翼桨叶弦长 0.33m
尾桨直径 1.65m
尾桨桨叶弦长 0.135m
机长(旋翼和尾桨转动) 13.02m
机身长(包括尾橇) 9.82m
机高(至垂尾翼尖) 3.12m
(至旋翼桨毂顶部) 3.14m
机身最大宽度 1.32m
水平安定面翼展 1.98m
滑橇间距 2.34m
前舱门(每扇)
高×宽 1.04m×0.61m
中舱门(左侧)
高×宽 1.04m×0.64m
后舱门(每扇)
高×宽 1.04m×0.91m
行李舱门
高×宽 0.55m×0.94m
内部尺寸
座舱
长度 2.74m
最大宽度 1.27m
最大高度 1.28m
容积 2.4m3
座舱装货容积(拆除所有座椅) 2.83m3
货舱容积 0.45m3
面积
旋翼桨盘 99.89m2
尾桨桨盘 2.13m2
重量及载荷
标准空重 1321kg
最大外挂载荷 907kg
最大起飞重量
正常 2018kg
外挂 2064kg
最大桨盘载荷
正常 0.20kN/m2
外挂 0.19kN/m2
最大功率载荷
正常 5.52kg/kw
外挂 5.65kg/kw
性能数据(起飞重量2018kg、国际标准大气)
最大允许速度 240km/h
最大巡航速度(海平面) 196km/h
实用升限 3050m
实用升限(一台发动机停车)
国际标准大气 3050m
国际标准大气+20℃ 2350m
悬停高度(有地效) 3050m
(无地效) 2100m
航程(海平面，最大燃油,无余油) 481km
噪声
起飞 88.4dB
侧向 85.2dB
进场 90.7dB
贝尔209
贝尔直升机公司
概 况 贝尔209是美国贝尔直升机公司研制的专用武装直升机，公司编号为209，美国军方编号为AH-1，西班牙海军编号Z.16。
60年代中期，美国陆军急需一种高速、装甲强的直升机给运输直升机护航和进行火力支援，但又突出地感到用运输直升机改装成的武装直升机速度太慢、火力弱、载弹量较小，因此要求研制一种新的直升机来满足其要求。贝尔直升机公司着重研究了陆军的改进要求，于1965年3月在UH-1B/C“依洛魁”运输直升机的基础上，自筹资金研制了贝尔209。1965年陆军把该机列入装备计划，陆军编号为AH-1G，绰号为“休伊眼镜蛇”(Huey Cobra)。1965年9月7日双发武装直升机贝尔209首次试飞，同年12月送到爱德华空军基地为陆军鉴定。1966年4月13日决定生产。正式生产前试制了两架预生产型。第一架生产型AH-1G于1967年6月交付使用。
贝尔209在研制过程中，沿用了UH-1B/C的旋翼系统、动力和传动装置，重新设计了流线型窄机身，采用了纵列式座舱布局从而增大了飞行速度，增强了火力，扩大了机组人员视野，提高了生存性。
1975年美陆军又提出AH-1S现代化计划，在AH-1G/Q“休伊眼镜蛇”基础上加以改进，装“陶”式反坦克导弹，换装加大功率的发动机。减速器和传动系统。陆军编号为AH-1S。
后来又为52架美陆军的AH-1F(原定500架)装前视红外瞄准具，“毒刺”空空导弹，发动机进气过滤器，重新设计的自动倾斜仪，M43核/生/化防护罩，AN/AVR-2激光告警装置和改进的增稳系统。1990年交付给驻韩国的美陆军77航空大队服役的AH-1F上装有前视红外“陶”式导弹瞄准具。
有以下主要型别：
AH-1G“休伊眼镜蛇” 为美国陆军研制的最初生产型，装一台1044千瓦T53-L-13涡轮轴发动机。该机于1965年3月开始研制，9月首次试飞。美陆军订购了1075架，1967年6月开始交付，同年秋季大量投入越南战场使用。AH-1G总共生产了1127架，其中38架改装成TH-1G交付美海军陆战队，为以色列提供6架，为西班牙提供8架。
AH-1J“海眼镜蛇”(Sea Cobra) AH-1G的改进型。最初是为美国海军陆战队研制的。装两台1342千瓦涡轮轴发动机。1970年中至1975年2月共交付给美海军陆战队67架。除美国外，以色列、日本、沙特阿拉伯也都装备了这种直升机。从1974年起，共向伊朗航空兵交付202架装有“陶”式导弹的AH-1J。1975年2月停产。
AH-1Q“休伊眼镜蛇” AH-1G的临时反坦克型，由AH-1G改装而成。前后共有92架AH-1G改装成AH-1Q标准型，改装工作包括8枚“陶”式反坦克导弹和头盔瞄准系统。随后，这批92架AH-1Q又进一步改装成AH-1S标准型。
AH-1R“休伊眼镜蛇” 与AH-1G相似，但改装1342千瓦的达信·莱康明公司的T53-L-703涡轮轴发动机，不装“陶”式导弹。
AH-1S AH-1Q改进型。1979年和1986～1988年间分别将92架和87架AH-1Q改装为AH-1S，装“陶”式导弹系统和1342千瓦达信·莱康明公司T53-L-703涡轮轴发动机，卡曼旋翼系统，保留了原来的弧形座舱盖。其中有15架改装成TH-1S“夜间潜随猎者”，该型装有AH-64“阿柏支”上的马丁·玛丽埃塔公司的前视红外夜视系统和霍尼韦尔公司的综合头盔显示瞄准系统，以进行作战训练。该型于1984年6月31日开始交付，并于1985年4月交付完毕。每架TH-1S都装有飞行员夜视传感器和与此交联的显示器和航空电子系统。此外还装有蓝色光仪表照明使座舱与夜视护目镜兼容。
AH-1 AH-1S生产型。1977年3月到1978年9月共交付给美陆军100架，其中两架又改装成AH-1F的原型机。该型具有新的平板式座舱盖，改进的贴地飞行仪表板布局，美国用导航设备，雷达高度表，改进的无线电通信设备，加大功率的发动机和传动系统，推/拉反扭矩操纵装置和(从第67架开始)新的卡曼公司研制的复合材料旋翼桨叶，桨尖呈梯形。
AH-1E 机枪威力更大型，共生产98架，1978～1979年交付完毕。该型除具有AH-1P的改进项目外，加装新的20/30毫米机炮通用炮塔，改进的机翼挂架管理系统(用于70毫米火箭，能作机枪偏置发射自动补偿)及104伏安交流发电机以提供另外所需的电力。
AH-1F AH-1S的完全改进型，开始编号为现代化型AH-1S。从1979年到1986年共为美国陆军生产了149架，其中包括为美国陆军国民警卫队生产的50架。1979年11月～1982年6月共有378架AH-1G改装成AH-1F，其中有41架改装成TAH-1F训练机。该型除了AH-1P和AH-1E的改进项目外，还增装了新的火控分系统(包括激光测距和跟踪器、弹道计算机、低速传感器、平视仪)、大气数据系统、多普勒导航系统、敌我识别应答器、红外干扰机、热金属和发动机火舌红外抑制器、闭合回路加油系统、新的保密话音通信装置和卡曼公司发展的新的复合材料桨叶。
AH-1T“改进的海眼镜蛇”(Improved Sea Cobra) 为美国海军陆战队研制的AH-1J双发型的改进型。根据美国陆军航空系统司令部与贝尔直升机公司签订的一项合同，把69架AH-1J中最后两架改装成AH-1T原型机，为了大大提高有效载荷和改善性能，采用了能承受加大功率的部件。AH-1T的特征是：在加长了机身的AH-1J机体上采用贝尔214的动部件及加大了功率的T400-WV-402(PT6T-6的军用型)涡轮轴发动机和能传递全部额定功率的传动装置。发动机单台推力为1469千瓦。1975年6月23日宣布了最初10架的合同，总共生产了57架，其中42架后来改成AH-1W。第一架AH-1T于1976年5月20日试飞，1977年10月15日交付给美国海军陆战队。现已停产。
AH-1T+ AH-1T的改进型，装两台T700-GE-401涡轮轴发动机。该机于1983年11月首次试飞，1983年12月开始交付给美国海军陆战队鉴定。1986年3月，第一批22架AH-1T+交付给美国海军陆战队。AH-1T+由于发动机功率增加了大约60％，起飞总重增加了40％。
日本接收的2架AH-1E，已改装成AH-1F，1992年底，日本获得生产81架AH-1F的许可证。另外，以色列装备6架AH-1E和30架AH-1F，约旦24架AH-1F，巴基斯坦20架AH-1F(还有10架在订购中)，韩国70架AH-1F，泰国4架AH-1F。AH-1F单价985万美元(1990年币值)。
贝尔209
贝尔直升机公司
设计特点 AH-1S和早期型的主要区别如下：
旋翼系统 两片桨叶旋翼。从第67架新生产的AH-1S起安装新的复合材料旋翼桨叶。该桨叶由卡曼公司研制，装有碳化钨轴承套。这种桨叶可抵抗23毫米口径的炮弹，桨叶外侧15％沿弦向和展向均逐渐减小。两片桨叶尾桨。
机身 为增加对23毫米炮弹的抵抗能力，加强了尾梁，整个机身涂有抗红外涂层。
动力装置 一台1342千瓦的达信·莱康明公司T53-L-703涡轮轴发动机。在AH-1F上装有闭合回路加油系统。燃油容量为980升。AH-1E上发动机喷气口朝上，AH-1F上装有红外消音喷口。传动系统可吸收962千瓦起飞功率和845千瓦的连续功率。
座舱 平板式座舱盖由7块平面玻璃组成，在贴地飞行过程中可减少闪光和被目视发现的可能性。为驾驶员增加了座舱高度。窗/门可抛投，以便在应急情况下乘员逃生。仪表布局较合理，灯与夜视镜兼容。
系统 电气系统增加了10千伏安400赫的交流发电机。液压系统工作压力为103.5×105帕，最大流量为22.7升/分。主液压系统失效时，电池组可驱动备用泵，可用来操纵总距、标准炮塔和“陶”式导弹系统。改进了环境控制和火警探测系统。
机载设备 标准的轻型电子设备包括：AN/ARC-114调频电台，AN/ARC-164超高频/调幅电台，AN/ARC-115甚高频/调幅电台(与KY-58单通道保密话音通信系统兼容)。其它电子设备包括：AH-1F直升机用的AN/ARN-128多普勒导航系统，APR-39雷达告警接收机，ALQ-144红外干扰机，水平位置指示器，升降速度表，雷达高度表，尾桨推/拉反扭矩操纵装置，副驾驶员备用磁罗盘。
武器 M65系统控制短翼外侧挂载的8枚“陶”式导弹。从第一架AH-1E开始，采用了通用电气公司新研制的电动20/30毫米通用炮塔代替早期“休伊眼镜蛇”上装的M28(7.62/40毫米机枪和机炮)炮塔，通常只装20毫米M197三管加农炮，备弹750发，射速675发/分，这种新式炮塔可由驾驶员或副驾驶员通过头盔瞄准具控制，或由副驾驶员用M65“陶”式导弹系统的望远镜式瞄准具控制。炮塔射界：方位角±110°，俯仰角+20.5°～-50°。与此同时，改装新的M138机翼外挂武器管理系统，它可单独或成组地发射5种70毫米火箭中的任何一种。火箭装在发射巢里，每个发射巢有7～19个发射管。另外还可挂装“陶”式导弹。从第一架AH-1F开始还安装了火控分系统，这种火控分系统包括凯撒公司的平视仪；特里达因系统公司数字式火控计算机，用于控制炮塔武器和短翼下火箭；全向空速系统，用来提高机炮和火箭的命中精度；休斯公司的激光测距仪以及罗克韦尔国际公司的AN/AAS-32机载激光跟踪器。
贝尔209
贝尔直升机公司
技术数据外形尺寸
旋翼直径 13.41m
旋翼桨叶弦长(从第67架新生产的AH-1P起) 0.76m
尾桨直径 2.59m
尾桨桨叶弦长 0.31m
短翼翼展 3.28m
机长(旋翼和尾桨转动) 16.18m
机身宽度 0.99m
机高(至旋翼桨毂顶端) 4.09m
机宽(“陶”式导弹吊舱外侧间距) 3.56m
升降舵展长 2.11m
滑橇间距 2.13m
面积
旋翼桨盘 141.26m2
尾桨桨盘 5.27m2
重量及载荷(AH-1S)
使用空重 2993kg
任务重量 4524kg
最大起飞和着陆重量 4535kg
最大桨盘载荷 0.31kN/m2
最大功率载荷 4.72kg/kw
性能数据(最大起飞重量、国际标准大气，AH-1S)
最大允许速度(装“陶”式导弹) 315km/h
最大平飞速度(装“陶”式导弹) 227km/h
最大爬升率(海平面，正常额定功率) 8.23m/s
实用升限(正常额定功率) 3720m
悬停高度(有地效) 3720m
航程(海平面、最大燃油、8％余油) 507km
限制过载 +2.5/-0.5g
贝尔209“超眼镜蛇”
达信集团贝尔直升机公司
概 况 贝尔209“超眼镜蛇”(Super Cobra)是贝尔直升机公司在AH-1T基础上改成双发后的近距支援和攻击直升机，美国海军、海军陆战队的编号为AH-1W。1980年，贝尔直升机公司作为公司自行研究和发展计划的一部分，提出了在AH-1T基础上进一步改进的计划。改型后的AH-1W可执行反坦克、护航、多种火力支援、武装突击、搜索和目标识别等多种任务。同年，贝尔直升机公司从美国海军陆战队借用了一架AH-1T，并在这架直升机的基础上改装2台通用电气公司T700-G-700涡轮轴发动机。改装后的AH-1T成功地进行了首次试飞。随后，又在这架AH-1T直升机上改装了两台通用电气公司T700-GE-401涡轮轴发动机。此外，还改装了新型组合式减速器。新型燃油系统被一发23毫米口径爆破弹击中后，不会丧失工作能力。
目前的主要型别有：
AH-1W“超眼镜蛇” AH-1T的改进型。装两台通用电气公司的T700-G-700涡轮轴发动机，改进的AH-1T+(装两台T700-GE-401发动机)于1983年11月16日首飞。主要用于美国海军陆战队和出口。
AH-1W改进型 美国海军陆战队计划分两阶段改进AH-1W，通过11年完成该计划，目标是使AH-1W服役到2020年后。第一阶段是改装以色列的夜视瞄准系统，1991年12月，改进后的原型机通过签定，美国海军陆战队需要250套夜视瞄准系统，土耳其需要12套，中国台湾需要53套。美国海军陆战队准备分7批改进105架AH-1W，1994年6月改进后的AH-1W开始服役。在这一阶段进一步的改进计划还有：安装全球定位系统，惯性导航系统，1995年和1996年两架原型机交付到试验单位进行测试，计划从第4批新生产的AH-1W起和改进的AH-1W上装惯性导航系统。第二阶段是装4片桨叶的贝尔680旋翼系统，安装此旋翼后振动减少了70%，改装后的型别编号为AH-1W(4BW)。
AH-1W(4BW) 在AH-1W的基础上改装4片桨叶旋翼。经改装的AH-1(4B)W装有在贝尔680旋翼基础上发展的4片桨叶无轴承复合材料旋翼系统。该旋翼系统通过桨叶的柔性完成挥舞、摆振和变距运动，无需轴承。变距操纵由操纵杆经刚性根套传到桨根，其中两片桨叶可以人工折叠以减少停放空间。采用4片桨叶复合材料尾桨。其他改进之处有：扩大了过载飞行包线，传动功率增加到1957马力，燃油容量增加了379升。改装成玻璃驾驶舱，增装了数字飞行控制系统，夜间目标瞄准具和多普勒导航系统，还增装了6段式短翼，每侧短翼上方有两个导弹挂点，装液晶显示器、火控系统、大气数据计算机等。
AH-1W(4BW)将于2000年底试飞，至2003年9月完成飞行试验和发展，2004年开始交付使用。改装180架的总费用为19.9亿美元，其中包括4.72亿的研制费用。
AH-1RO 计划中的AH-1W罗马尼亚改型。罗马尼亚计划第一批采购96架。该机的特点是采用AH-1W机体，但装罗马尼亚指定的武器和航空电子设备。最后总装在罗马尼亚进行，但可能贝尔直升机公司生产6架用于训练飞行员。1998年初罗马尼亚政府还在寻找能提供资金的合作伙伴，目前该项目还未最后确定。
AH-1W“眼镜蛇王”(King Cobra) 土耳其型别，土耳其计划采购145架该型攻击直升机，总费用达35亿美元。1997年底对第一批50架进行投标。土耳其准备在国内进行许可证生产，生产将于2000年或2001年开始。
MH-1W 1998年4月，贝尔直升机公司宣布准备在超眼镜蛇型别的基础上研制MH-1W多用途型别，用于侦察、武装护航及火力支援。主要针对拉丁美洲，如巴西、智利、哥伦比亚及委内瑞拉等国缉毒、平暴的需要。MH-1W机头装有带可调的前视红外探测传感器的瞄准系统，测距仪，摄像机，目标自动跟踪装置。武器系统与AH-1W相似，其中包括20毫米机炮，4枚以上的70毫米火箭，反装甲导弹及空空导弹等。
至1998年6月，美国海军陆战队装备了169架新制造的AH-1W。美国海军陆战队共改装了43架AH-1T，至1993年改装完毕。土耳其陆军1990年装备了5架AH-1W，1993年又装备了5架。中国台湾1992年2月签订为期5年采购42架AH-1W的合同，1993年开始交付使用，1997年交付完毕。1997年年中中国台湾又订购了21架，1997年10月，合同中的第一批9架获得批准。
AH-1W的单价为1070万美元(1996年币值)。中国台湾21架AH-1W的采购总费用为4.79亿美元。
贝尔209“超眼镜蛇”
达信集团贝尔直升机公司
设计特点 旋翼系统 类似于贝尔214的2片桨叶旋翼系统，但加强了旋翼桨毂，桨毂具有弹性和特氟隆涂层轴承。桨叶由铝合金大梁、不锈钢前缘和铝合金蜂窝材料后段件组成。桨叶翼型是“沃特曼”FX-083。增加了旋翼桨叶的弦长。桨尖后掠，从而降低了噪音和改善了高速性能。旋翼额定转速为311转/分。尾桨也类似于贝尔214，但加大了直径和桨叶弦长。尾桨桨叶由铝合金蜂窝和不锈钢前缘及蒙皮组成，额定转速为1460转/分。
短翼 小的中单翼短翼，用来携带武器和在飞行中为旋翼卸载。根部翼型为NACA0030，尖部翼型为NACA0024。安装角14°，1/4弦线后掠角14°42'。
机身 普通全金属半硬壳式结构，具有低轮廓窄截面。AH-1T/W的前机身加长了0.305米，以容纳另外的181.5千克燃油，尾梁也加长0.79米。
尾部装置 后掠垂尾/尾斜梁在双发型上加强了，以适应加大的功率。呈倒翼型的升降舵安装在垂尾前面一点的尾梁中部。
着陆装置 不可收放的管状滑橇式起落架。可选装地面操纵用机轮。
动力装置 两台通用电气公司的T700-GE-401涡轮轴发动机，每台功率1285千瓦。起飞时的传动功率为1515千瓦，连续传动功率为1286千瓦。机身内有两个内部连接的自密封橡皮油箱，可抵御一发23毫米爆破弹，总可用容量1128升。重力加油口在机身前部，压力加油在机身后部。短翼可挂2～4个外部油箱，每个油箱容量291升，或两个378升的外部油箱，或两个378升及两个295升副油箱。滑油容量19升。
座舱 两名机组人员，副驾驶员/射手在前，驾驶员在后。复式操纵。座舱可通风、加温。灯光与夜视镜兼容，标准装甲保护。前舱门在左侧，后舱门在右侧，均向上打开。
系统 3套独立的液压系统，压力为207×105帕，用于飞行控制系统和其它方面。电气系统包括2台28伏400安直流发电机，两个24伏34.5安时蓄电池和三个变流器。主系统为115伏交流电(1千伏安，400赫单相)，辅助系统为115伏，750伏安，400赫三相交流电，AIM-9导弹系统专用115伏安交流电(365伏安，单相)。
机载设备 AN/ASN-75B感应式陀螺磁罗盘，AN/ARN-89B无线电罗盘，AN/APX-100(V)敌我识别应答器，AN/ARN-118塔康，AN/APN-154(V)雷达信标发射机，两台AN/ARC-210(V)通信电台，AN/APN-194雷达高度表，AN/APR-39(V)脉冲雷达信号探测器，AN/APR-44(V)CW雷达告警系统，KY-58TSEC保密话音通信系统以及AN/ALQ-144(V)红外干扰机。美国海军陆战队的AH-1W设备有所改变，用AN/APR-39(XE2)雷达告警系统代替AN/APR-39和AN/APR-44雷达告警器，增装了AN/AVR-2激光告警器和AN/AAR-47喷气探测器。两套AN/ALE-39箔条干扰系统，两侧短翼上各装一个MX-7721箔条布撒器。从1996年10月起，AN/APN-217多普勒导航系统在新机生产及改装中由全球定位系统和惯性导航系统取代。CDU-800操纵显示器和两台ICU-800处理机。
武器 机头下装有通用电气公司的A/A49E-7(4A)电动炮塔，炮塔内装20毫米3管式M197机炮。750发炮弹箱直接放在炮塔后面的机身内。机炮射速675发/分，在射击电门处有一个16发连射限制器。由于炮身长1.52米，在短翼外挂武器发射前要把M197放到中心位置。炮塔射界：方位±110°，俯仰+18°～-50°。短翼下4个外挂点可挂不同武器，包括LAU-61A(19管)、LAU-68A、LAU-68A/A，LAU-68B/A或LAU-69A(7管)70毫米火箭发射巢，2个CBU-55B油-气爆炸武器，4个SUU-44/A曳光弹投放器，2个M118榴弹投放器，MK45带降落伞曳光弹，或2个GPU-2A或SUU-11A/A“米尼冈”机枪吊舱。机翼下面总共可挂8枚“陶”式导弹，8枚AGM-114“海尔法”导弹，2枚AIM-9L“响尾蛇”或AGM-122A“响尾蛇反辐射”导弹。加拿大马可尼“陶”/“海尔法”导弹控制系统可使AH-1W在执行同一任务时同时发射“陶”式和“海尔法”导弹。
贝尔209“超眼镜蛇”
达信集团贝尔直升机公司
技术数据(除特别注明外，其它数据适合AH-1W)
外形尺寸
旋翼直径 14.63m
旋翼桨叶弦长 0.84m
尾桨直径 2.97m
尾桨桨叶弦长 0.305m
旋翼尾桨中心距 8.89m
短翼翼展 3.28m
短翼展弦比 3.7
机长(旋翼尾桨转动) 17.68m
机身长 13.87m
滑橇间距 2.24m
机高(至桨毂顶部) 4.11m
(全高) 4.44m
平尾翼展 2.11m
最大宽度(导弹吊舱间距) 3.28m
离地高度(旋翼旋转) 2.74m
面积
旋翼桨叶(每片) 6.13m2
尾桨桨叶(每片) 0.45m2
旋翼桨盘 168.11m2
尾桨桨盘 6.94m2
垂尾 2.01m2
平尾 1.41m2
重量及载荷
空重
AH-1W 4953kg
AH-1W(4BW) 5534kg
任务燃油重量
AH-1W 946kg
AH-1W(4BW) 1255kg
最大有效载荷(燃油和武器)
AH-1W 1736kg
AH-1W(4BW) 2858kg
最大起飞和着陆重量
AH-1W 6690kg
AH-1W(4BW) 8391kg
最大桨盘载荷
AH-1W 0.39kN/m2
AH-1W(4BW) 0.49kN/m2
最大功率载荷
AH-1W 4.42kg/kw
AH-1W(4BW) 5.54kg/kw
性能数据(最大起飞重量，国际标准大气)
最大允许速度 352km/h
最大平飞速度(海平面) 282km/h
最大巡航速度 278km/h
爬升率(海平面，一发停车) 4.07m/s
实用升限 >4270m
实用升限(一发停车) >3660m
悬停高度
有地效 4495m
无地效 915m
航程(海平面，标准燃油，无余油)
AH-1W 518km
AH-1W(4BW) 685km
最大续航时间
AH-1W 2h48m
AH-1W(4BW) 3h30m
限制过载
AH-1W +2.5/-0.5g
AH-1W(4BW) +3/-0.5g
