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恩斯特龙480和TH-28

恩斯特龙直升机公司

概　　况

　　“恩斯特龙”480和TH-28是美国恩斯特龙直升机公司研制的3座(TH-28)至5座(480)轻型多用途直升机。1990年2月，在达拉斯举行的直升机协会90国际直升机展览会上首次展出了“恩斯特龙”480，该机是在280FX直升机的基础上的改型，将活塞式发动机改装为艾利逊250涡轮轴发动机，并于1988年12月首次试飞。1989年10月宽机身的480/TH-28原型机首次试飞。1991年12月，第二架480/TH-28(生产型原型机)试飞。1992年9月TH-28取得美国联邦航空局适航证。1993年6月480型取得美国联邦航空局适航证，并于1994年12月取得美国联邦航空局第27款的适航证。 　　当前主要有下列两个型别： 　　“恩斯特龙”480　5座布局，前后排座位交错排列，使所有位置都能获得较好的视野，很容易改装成用于训练和行政运输的3座布局，或改装成用于运输轻型货物的仅一个驾驶员座椅的布局。 　　TH-28　主要用于训练和侦察，装有3个抗坠毁座椅，抗坠毁燃油系统。装有大的仪表板，上面装有用于目视飞行训练和仪表飞行训练的两套仪表。训练时可同时训练两名学员。 　　该机于1994年开始生产，最初交付给欧洲。截至1997年底，已交付27架480/TH-28。目前该机已在下列13个国家取得适航证和作业：比利时、巴西、加拿大、中国、法国、德国、日本、南非、瑞士、瑞典、泰国、英国及美国。 　　480型基本单价为51.5万美元(1998年币值)。

恩斯特龙480和TH-28

恩斯特龙直升机公司

设计特点

　　旋翼系统　3片铰接式金属桨叶，桨叶由一根挤压铝合金大梁及铝合金蒙皮组成。每片桨叶由销子和阻尼铰与桨毂相连。两片尾桨桨叶构成跷跷板式尾桨，尾桨桨叶由一根大梁和轻合金蒙皮胶接而成。尾桨位于尾梁左侧。桨叶不能折叠。 　　传动装置　两条三角皮带的传动系统。三角皮带一端连接发动机，另一端连接环与游星减速器。 　　机　　身　玻璃纤维和轻合金，带有焊接钢管的柱式结构。尾梁为半硬壳式铝合金结构。 　　尾部装置　装有水平安定面和垂直安定面。 　　着陆装置　滑橇式起落架，带有油-气减震器。 　　动力装置　装一台艾利逊250-C20W涡轮轴发动机，功率为313千瓦，可降低功率使用，功率可降到216千瓦，最大连续功率为201千瓦。装有发动机进气道粒子分离器。2个互连抗坠毁油箱，总容量为340升。 　　座　　舱　教练型布局为3副座椅，教练员和学员座椅并排布置，第3副座椅为第二个观察学员座椅，设在座舱后中央。民用型为5座布局，前后两排，并可快速改装成3座教练型，3座行政运输型和单座运货型布局。 　　系　　统　12伏70安由发动机驱动的交流发电机。复式操纵系统。 　　机载设备　标准设备有：空速指示器、高度表、罗盘、燃油压力报警灯、减速器压力温度计、转弯倾斜指示仪等。可选装应急抛投浮筒，承力454千克的货物吊钩。480型还可选装警察巡逻设备：如警用无线电台、探照灯、警报器、前视红外探测系统及数据记录设备等。

恩斯特龙480和TH-28

恩斯特龙直升机公司

技术数据

外形尺寸 　　旋翼直径　　　　　　　　　　　9.75m 　　尾桨直径　　　　　　　　　　　1.54m 　　旋翼尾桨中心距　　　　　　　　5.64m 　　机身长　　　　　　　　　　　　9.09m 　　机高 　　　至座舱顶部　　　　　　　　　2.11m 　　　至旋翼桨毂顶部　　　　　　　3.00m 　　滑橇间距　　　　　　　　　　　2.50m 内部尺寸 　　座舱最大宽度　　　　　　　　　1.80m 　　面积 　　　旋翼桨盘　　　　　　　　　　74.72m2 　　　尾桨桨盘　　　　　　　　　　1.85m2 重量及载荷 　　空重　　　　　　　　　　　　　760kg 　　最大起飞重量　　　　　　　　　1293kg 　　最大桨盘载荷　　　　　　　　　0.17kN/m2 性能数据(最大起飞重量,国际标准大气) 　　最大允许速度　　　　　　　　　231km/h 　　巡航速度 　　　(总重1293kg)　　　　　　　　204km/h 　　　(总重1134kg)　　　　　　　　211km/h 　　最大爬升率(海平面) 　　　(总重1293kg)　　　　　　　　6.7m/s 　　　(总重1134kg)　　　　　　　　7.6m/s 　　实用升限　　　　　　　　　　　3965m 　　悬停高度(有地效) 　　　(总重1293kg)　　　　　　　　3290m 　　　(总重1134kg)　　　　　　　　4570m 　　悬停高度(无地效) 　　　(总重1293kg)　　　　　　　　1980m 　　　(总重1134kg)　　　　　　　　3720m 　　最大航程(无余油,高度914m) 　　　(总重1293kg)　　　　　　　　787km 　　　(总重1134kg)　　　　　　　　806km 　　续航时间(无余油) 　　　(总重1293kg)　　　　　　　　4h48m 　　　(总重1134kg)　　　　　　　　4h54m

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国际合作 BK117 　国际合作欧洲直升机公司/日本川崎重工业公司研制 EC120 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 EC135/EC635 　国际合作欧洲直升机公司研制 EC155 　国际合作欧洲直升机公司研制 EH101 　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 EUROCOPTER 665“虎” TIGER/TIGRE 　国际合作欧洲直升机公司研制 EUROFAR 　国际合作法国宇航公司/欧洲直升机法国公司/欧洲直升机德国公司/英国韦斯特兰直升机公司研制 NH90 　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

航空

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

航空

EC120 蜂鸟

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。

设计特点

　　旋翼系统　球柔性桨毂、3片桨叶旋翼，2级减速齿轮传动装置；8片桨叶的涵道尾桨。旋翼额定转速为406转/分，尾桨为4567转/分。 　　着陆装置　滑橇式起落架。 　　结　　构　旋翼桨叶、尾桨桨叶、滑橇式起落架及大部分机身均为复合材料结构，中机身为金属结构。球柔性桨毂和旋翼轴是复合材料成套件。抗坠毁座椅和燃油系统。 　　动力装置　前300架EC120选装一台透博梅卡公司TM319“阿赫耶”2F涡轮轴发动机，单台功率为376千瓦，传动功率为330千瓦。燃油总量为416升。有可能再发展一种装PW 206发动机的型别。 　　座　　舱　一名驾驶员和4名旅客。行李舱在发动机下面，并和座舱地板平齐，从座舱够得着行李。装有侧门和后门。 　　系　　统　装有直升机和发动机故障显示器(VEMD)，VEMD是一个双余度3模块的数据处理系统，可利用玻璃屏幕来监视性能和维修信息。

EC120 蜂鸟

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

技术数据

外形尺寸 　　旋翼直径　　　　　　10.00m 　　旋翼桨叶弦长　　　　0.26m 　　尾桨直径　　　　　　0.75m 　　尾桨叶弦长　　　　　0.06m 　　机长(旋翼旋转)　　　11.52m 　　机身 　　　长　　　　　　　　9.60m 　　　座舱最大宽度　　　1.50m 　　　最大高度(滑橇除外) 　　　　至发动机罩　　　1.67m 　　　　至桨毂顶部　　　2.52m 　　　　安定面翼展　　　2.60m 　　　机高 　　　　全高　　　　　　3.40m 　　　　至旋翼桨毂顶部　3.08m 　　　　至发动机罩顶部　2.23m 　　　滑橇间距　　　　　2.07m 　　　滑橇高　　　　　　0.56m 内部尺寸 　　座舱 　　　长　　　　　　　　2.30m 　　　最大宽度　　　　　1.35m 　　　最大高度　　　　　1.25m 　　面积 　　　旋翼桨盘　　　　　78.54m2 　　　尾桨桨盘　　　　　0.44m2 重量及载荷 　　标准空重　　　　　　895kg 　　最大外挂载荷　　　　700kg 　　最大燃油重量　　　　785kg 　　最大起飞重量 　　　内载　　　　　　　1680kg 　　　外载　　　　　　　1770kg 　　最大桨盘载荷 　　　内载　　　　　　　0.21kN/m2 　　　外载　　　　　　　0.22kN/m2 　　最大功率载荷 　　　内载　　　　　　　5.09kg/kw 　　　外载　　　　　　　5.36kg/kw 性能数据(起飞重量1550kg) 　　最大巡航速度　　　　232km/h 　　爬升率(海平面)　　　7.2m/s 　　实用升限　　　　　　6035m 　　悬停高度(有地效)　　3930m 　　航程(无余油)　　　　748km 　　续航时间(速度120km/h，无余油)　　4h12m

航空

EC135/EC635

欧洲直升机公司

概　　况

　　EC135/EC635是欧洲直升机公司研制的7座双发轻型直升机。1988年10月15日，技术验证样机首次试飞。以前编号为BO108。 该验证机装两台艾利逊公司250-C20R涡轮轴发动机，带普通尾桨。1990年期间试验了新了全复合材料无轴承尾桨。欧洲直升机公司1991年1月宣布：BO108将继承BO105的一些技术。1991年6月5日装两台透博梅卡TM319-1B涡轮轴发动机的第2架原型机首次飞行。1992年生产型旋翼和尾桨进行飞行试验，并为取得适航证作准备。1992年底对设计进行了更改，将座椅增加到了7个，采用先进的涵道风扇尾桨。 EC135/EC635的新特点包括：无铰、无轴承旋翼，带特别减震器且结构紧凑的传动系统，很低的气动阻力，复合材料结构，先进的仪表飞行用电子和控制系统等。该机追求的设计目标是采用高效费比增稳系统来实现按单驾驶仪表飞行规则飞行，通过采用一些方法来简化维护过程（包括采用诊断系统），降低直接使用成本（比BO105降低了25%），降低全寿命费用。由于EC135/EC635直升机有较好的气动特性，其直接使用成本将得到很大的改善。风洞实验表明，EC135/EC635机身的阻力比BO105机身的阻力降低了30%，这是因为EC135/EC635采用了5°的旋翼安装角（在巡航飞行时能使机身保持水平），从而大大优化了机头和尾部结构，在不增大迎风面积的情况下增加了有效空间（增加了机舱内部高度，宽度和货舱容积，增加了机舱内部载油量和设备空间）。所有的主要动部件都有3500小时平均维修间隔时间。 第二架BO108原型机装单驾驶仪表飞行系统，机身加长了0.15米，座舱内部宽度增加了0.10米，旋翼直径增大到10.2米，最大起飞重量增加到2720千克。 2架预生产型原型机D-HECX和D-HECY分别于1994年2月15日和4月16日作生产型选型首飞，分别装透博梅卡“阿赫耶”2B和普拉特·惠特尼公司的PW206B发动机。1994年11月28日第3架预生产型原型机（D-HECZ）首次试飞，装透博梅卡“阿赫耶”2B发动机。 1995年1月在美国的直升机展览会上首次展出。截至1996年底首批3架预生产型EC135的总飞行时间达1600小时。1996年7月31日装透博梅卡“阿赫耶”2B和普拉特·惠特尼公司的PW206B发动机两种直升机都获得目视飞行规则适航证。1998年获得仪表飞行规则适航证。1996年7月31日2架生产型直升机首次交付使用。起初的生产率为每年30架，然后逐步达到年产60架的水平。 当前主要有以下型别： EC135P1 装两台透博梅卡涡轮轴发动机，1996年7月31日首次交付。 EC135T1 装两台透博梅卡涡轮轴发动机，1996年11月首次交付。 EC135ACT/FHS 德国光传操纵试验机，1999年年中试飞，采用了主动控制技术和直升机飞行模拟装置。 EC135警用型 可根据不同的任务安装不同的设备。 EC635 军用型，正在研制中，原型机由EC135预生产型机改装而成。 至1997年11月1日，总计订货85架，已有26架交付使用。欧洲直升机公司预计1998年～2007年间需求量为1350架，其中销往欧洲以外市场达700架。已订购的用户包括：德国空中救援队（2架）、警察局（10架装PW206发动机的），德国陆军15架（总费用9500万德国马克），从1998年开始交付，用来替代“云雀”Ⅱ进行训练，1997年12月国界警卫队订购了9架；法国各地直升机大队22架（大多为紧急医疗救护型）、空中服务大队51架；另外还有西班牙、澳大利亚、英国、日本等。 该机研制费用由欧洲直升机公司德国公司、加拿大公司、制造厂及德国经济和科技部提供。单价440万美元（1996年币值）。

设计特点

　　旋翼系统 4片桨叶FVW无轴承旋翼，带有桨叶支臂，桨叶转速可调。安装在可控复合材料柔性臂上的复合材料桨叶带有襟翼。桨毂通过刚性套圈来实现对桨叶的变距操纵。旋翼桨叶采用新的DM-H3和DM-H4翼型，非线性扭曲，楔形跨音速桨尖。BO108采用的是双桨叶无铰，复合材料尾桨系统。这种尾桨系统采用不需要维护的弹性轴承。尾桨安装在尾斜梁的左侧。 1992年EC135采用新的11片具有气流矫正功能的涵道尾桨。该尾桨可减少气流的动量损失，改进风扇的性能，具有良好的振动和噪声特性，叶片桨尖的转速仅为185米/秒。 机身 机身壳、框、舱门、水平安定面及端板均采用复合材料结构，复合材料大部分是芳纶或碳纤维蜂窝结构，从而大大地减轻了机体的重量。机身侧蒙皮、座舱底板及尾梁等仍采用传统的铝合金结构。 着陆系统 向前倾斜1°的滑橇式起落架。 动力装置 选用2台涡轮轴发动机。早期的装2台透博梅卡发动机的直升机装的是“阿赫耶”2B，每台起飞功率为435千瓦，最大连续功率为417千瓦，一台发动机停车的连续功率为473千瓦，一台发动机停车2.5分钟的连续功率为519千瓦；后期的直升机改装2台“阿赫耶”2B1发动机，每台起飞功率为500千瓦，最大连续功率为425千瓦，一台发动机停车2.5分钟的连续功率为560千瓦；还可选装2台普拉特·惠特尼公司的PW206B发动机，每台起飞功率为463千瓦，最大连续功率为419千瓦，一台发动机停车的最大连续功率为501千瓦，一台发动机停车2.5分钟的连续功率为546千瓦；两种型号的发动机都有全权数字式发动机控制系统。传动功率为616千瓦。 燃油总容量为713升，可用燃油703升。选装可用容量198.5升的副油箱。选装自密封油箱。 座舱 一副驾驶员座椅外加6副或7副抗坠毁旅客座椅。驾驶舱设有铰接门，5副座椅的客舱为旅客设有滑动门。为装卸笨重的货物在后面吊舱中设有蛤壳式舱门。飞行时蛤壳式舱门也可以打开。在每扇后舱门上可选装窗子。机舱内部没有隔板。紧急医疗救护型可安排1名或2名驾驶员，外加2副担架及3名医护人员。 系统 全余度复式液压系统。在装2台“阿赫耶2B发动机的直升机上，主直流电由2台28伏16安的起动/发动机和一个24伏17安时的镍镉电池供电；在装2台PW206B发动机的直升机上，主直流电由2台28伏200安的起动/发动机和一个24伏25安时的镍镉电池供电。 机载设备 综合气象雷达、空气数据计算机、SFIM自动飞行控制系统、GPS、无线电系统及导航系统、液晶双平显示器和发动机控制面板。警用和救护用直升机可选装前视红外和夜视设备。可选装的设备还有：应急浮筒装置、救生铰车（承力230千克，缆绳长50米）、货物吊钩、探照灯、防沙装置及保护装置等。

EC135/EC635

欧洲直升机公司

技术数据

外形尺寸 旋翼直径 10.20m 尾桨直径 1.00m 机长(全长，旋翼旋转) 12.16m 机身长（包括尾梁） 10.20m （至座舱尾部） 5.87m 机高(至桨毂顶部) 3.35m (全高) 3.62m 机宽（无旋翼桨叶） 2.65m 机身宽（最大） 1.56m 滑橇间距 2.00m 内部尺寸 座舱 长度 3.06m 紧急医疗救护型加长后 4.11m 最大宽度 1.50m 最大高度 1.26m 地板面积 3.3m2 座舱容积 3.8m3 行李舱 长度 1.05m 最大宽度 1.23m 最大高度 0.70m 地板面积 1.20m2 容积 1.1m3 面积 旋翼桨盘 81.71m2 尾桨桨盘 2.84m2 重量及载荷 空重 装“阿赫耶”2B1 1465kg 装PW206B 1480kg 最大燃油 标准 568kg 带副油箱 722kg 最大起飞重量 正常载荷 2720kg 外挂载荷 2900kg 最大桨盘载荷 正常载荷 0.33kN/m2 外挂载荷 0.35kN/m2 最大功率载荷 正常起飞重量 4.42kg/kw 外挂载荷起飞 4.71kg/kw 性能数据(最大起飞重量，A装“阿赫耶”2B1；B装PW206B) 最大允许速度（A，B） 277km/h 最大巡航速度（海平面，A，B） 257km/h 最大爬升率（海平面，A，B） 8.4m/s 最大爬升率（海平面，A，B，一台发动机停车） 1.4m/s 实用升限（A，B） 6095m （A，一台发动机停车） 3185m （B，一台发动机停车） 3250m 悬停高度(有地效) A 4040m （有地效）B 4140m (无地效) A 3100m （无地效）B 3260m 航程(标准燃油，海平面)A，B 745km 转场航程（带副油箱）A，B 878km 续航时间(海平面，标准燃油)A 3h40m 续航时间(海平面，标准燃油)B 3h50m

航空

EC155

欧洲直升机公司

概　　况

　　EC 155是欧洲直升机公司在AS365N的基础上研制的双发多用途民用直升机。主要用于警用、救火、紧急医疗救护、定期航班、要人专机等方面。座舱面积增大了40%，重新设计了门窗，采用5片桨叶旋翼。1997年在巴黎航展上宣布该项目，当时的编号是AS365N4“海豚”2。1997年6月17日首飞，至1998年2月累计飞行达1000小时。1998年2月在国际直升机协会上首次公开EC 155这个编号。1998年3月11日生产型EC 155首飞。1998年10月取得型号合格证，1年后获得仪表飞行规则合格证。1998年11月开始交付。挪威直升机服务队1997年6月订购了6架（可能再加6架）。同年12月德国国界警卫队订购了13架，1999年开始交付。截至2000年2月底，订货达33架。 EC 155单价为550万美元（1998年币值）。

EC155

欧洲直升机公司

设计特点

　　旋翼系统 采用5片桨叶旋翼，10片叶片的涵道风扇尾桨，尾桨叶片采用新的翼型，以便减少振动，该风扇尾桨同样适用于AS365N3。 旋翼桨叶采用快速拆卸销钉与玻璃纤维和碳纤维制成的星形柔性桨毂连接，每片旋翼桨叶均采用单独的橡胶和钢片的夹层结构的球形接头，取代了原来的传统铰链，这种球形接头不需要维护。旋翼桨叶采用新的OA212-207翼型，从桨根到桨尖，桨叶厚度递减。相对厚度从根部OA212（为12%）到尖部OA207（为7%）逐渐变化，扭转角7°，桨尖后掠角45°。每片旋翼桨叶由2根Z形碳纤维大梁、碳纤维蒙皮和玻璃纤维前缘组成，前缘用不锈钢片保护，桨叶后段件填有Nomex蜂窝芯。靠近桨尖的桨叶后缘调整片在地面上可调，自调整片外侧起桨叶弦长和后缘调整片相协调。旋翼桨叶可人工折叠，旋翼有标准刹车装置。可选用旋翼防冰装置。尾桨桨叶和桨毂组件的设计寿命为无限，没有要润滑的轴承，唯一的铰是变距铰。高速飞行时，垂尾偏转，提供大部或全部反力矩，涵道尾桨基本上可卸载，消耗功率较小，从而也就提高了它的寿命。 传动系统 机械轴和齿轮转动。发动机的输出轴向外伸出，经过自由轮，到主减速器的伞形和行星齿轮减速。 机身 半硬壳式结构。机体结构上所用的材料：59%复合材料；28%铝板、Nomex填芯夹层结构；13%普通铆接铝合金结构。底部构架和前机身框架、主减速器前后基本金属框架和中机身后部、主减速器地板和发动机、舱门、涵道尾桨和垂尾都由轻合金（AU4G）制成，机头和动力装置的整流罩、以及垂尾上部由玻璃纤维/Nomex复合材料制成，中机身和后机身组合件、驾驶舱地板、机顶、四壁和油箱底部蒙皮均由轻合金／Nomex复合材料制成。新的制造技术使机身坚硬而又很轻，直升机设计效率（最大起飞重量与空重之比）达到了1.98，而且降低了制造成本和减少了机身阻力。 尾部装置 水平安定面中置于尾梁上，位于涵道风扇前，垂尾端板向左偏转10°，由碳纤维和Nomex/Rohacell复合材料制成。 着陆装置 液压收放前三点式起落架。前起落架为双轮，可向后收起，自动定向。后起落架为单轮，可收入机身两侧的起落架整流罩内，当起落架收起时，由凯夫拉和Nomex复合材料制成的舱门将它完全封闭。所有起落架都装有油-气减震器，主起落架轮胎规格为15×6.00,胎压为8.6×105帕,前起落架轮胎规格为5.00-4,胎压为5.5×105帕,盘式液压刹车装置。 动力装置 装两台透博梅卡公司的“阿赫耶”C2自由涡轮轴发动机，装有全权数字式发动机控制系统。每台起飞功率为635千瓦，30秒应急功率为729千瓦，并列安装在主旋翼传动轴的后面，中间用不锈钢防火壁隔开。标准燃油装在座舱地板下的4个油箱和中机身底部的1个油箱内，总燃油量为1135升。 座舱 标准型座舱：前面有驾驶员和副驾驶员或旅客座椅，后面三排各4个座位。高密度型内可载1名驾驶员和14名旅客。要人专机型除驾驶员外可载9人。在救护型中可载6副担架。每侧各有三个可朝前打开的舱门。行李置于座舱后面的隔框后面，可通过右侧舱门置入。座舱有加温和通风设备。 系统 可选装空调系统。两套液压系统。压力为60×105帕。电气系统包括两台4.8千瓦起动／发电机，1个17安时24伏电池和两个250伏安115伏400赫变流器。可选装防冰系统。 机载设备 装先进的综合数字式驾驶系统（包括仪表板，4通道自动驾驶仪）。基本设备还包括7个电子面板：2个专用的飞行控制面板，2个导航和航线信息面板，3个有关发动机、系统参数及警告灯的中心面板。另外还可选装第8个面板，这是一个15厘米×20厘米的任务设备面板（包括电子地图、前视红外设备、飞行员菜单、雷达等）。

EC155

欧洲直升机公司

技术数据

外形尺寸 旋翼直径 12.60m 尾桨直径 1.10m 旋翼桨叶弦长(基本) 0.385m (自调整片外侧) 0.405m 机长(旋翼旋转) 14.43m 机身长 12.70m 机宽(旋翼桨叶折叠) 3.50m 机高(至旋翼桨毂顶部) 3.64m 全高(至垂尾顶部) 4.35m 主轮距 1.90m 前后轮距 3.91m 内部尺寸 座舱 长度 2.55m 最大宽度 2.10m 最大高度 1.34m 容积 6.8Om3 行李舱容积 2.0m3 面积 旋翼桨盘 124.69m2 尾桨桨盘 0.95m2 重量及载荷 空重 2353kg 最大起飞重量 （内载） 4800kg （外挂） 5000kg 最大桨盘载荷 （内载） 0.38kN/m2 （外挂） 0.39kN/m2 最大功率载荷 （内载） 4.97kg/kw （外挂） 5.18kg/kw 性能数据 最大允许速度（1220m高度） 320km/h 最大巡航速度(海平面) 263km/h 经济巡航速度(海平面) 252km/h 最大航程(标准燃油,海平面) 800km

航空

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

航空

EUROCOPTER 665“虎” TIGER/TIGRE

欧洲直升机公司

概　　况

　　EUROCOPTER 665“虎” TIGER/TIGRE 是德国和法国联合研制的反坦克／火力支援和护航武装直升机。两国政府决定，由原德国MBB公司（现欧洲直升机德国公司）和原法国航宇公司（现欧洲直升机法国公司）联合设计，发展和生产这种武装直升机。两公司在领导责任和分工方面都是对等的。 自1978年7月3日起，德国和法国进行了第一阶段为期18个月的联合研究工作。1979年10月中旬，两国国防部长在汉堡又签订了一项关于合作研制反坦克直升机的协议。1984年5月29日两国国防部签订了研制90年代两国部队使用的反坦克直升机的谅解备忘录，同年7月12日，法国航宇和原德国MBB公司联合成立了欧洲直升机经济利益集团，负责两公司之间直升机领域的合作。为了更好地管理这项武装直升机计划，1985年9月18日在慕尼黑成立了欧洲直升机公司，该公司是欧洲直升机经济利益集团的子公司。这项武装直升机计划的执行当局是德国国防技术和购置局。 研制工作由于技术要求悬而未决，需对费用重新评估而使原计划推迟了5个月。到1987年3月又重新提出以两国通用的反坦克型为基础，再加上法国的HAP型。1987年11月13日修改了原来的谅解备忘录。全面的研制工作于1987年12月8日开始。1989年11月30日签订了正式的研制合同，同时取名为“虎”（Tiger）（德国）/“虎”（Tigre）（法国）。试制了5架原型机。PT1是气动原型机，装基本的航空电子设备，于1991年2月4日出厂，1991年4月27日首飞，累计飞行502小时，该机在完成飞行科目后，从1996年年底起用于地面疲劳试验；PT2是HAP气动原型机，装所有的核心航空电子，于1992年11月9日出厂，1993年4月22日首飞，主要用于雷达截面积和可探测性试验，1996年11月完成用HAP系统进行改型，重新编号为PT2R，截至1997年12月1日累计飞行438小时。PT3首先作为航空电子验证机，装所有的核心航空电子设备（包括导航系统和自动驾驶仪），1997年2月开始用UHT系统进行改装，重新编号为PT3R。截至1997年12月1日，累计飞行382小时。PT4为HAP航空电子和武器系统验证机，至1997年1月1日已发射了8枚“密斯塔尔”导弹、3000发炮弹和50枚火箭，截至1997年12月1日累计飞行296小时，1998年2月17日在由澳大利亚陆军测试夜间低空飞行性能时坠毁。第5架原型机（PT5）是UHT航空电子和武器系统验证机，于1996年2月21日试飞，截至1997年12月1日累计飞行156小时。 由于出口前景看好，1995年6月30日法国和德国签订谅解备忘录，使工程化阶段提前2年。根据此备忘录，原计划1999年首次向法国交付近10架并要有出口。但是法国1995年11月宣布费用延期支付，一直推迟到1997的6月20日才签订25亿法国法郎（7.336亿德国马克）的生产投资合同。 1996年10月，德国宣布由于经费原因“虎”的生产计划推迟12个月。但政府计划在生产开始后通过加速生产来弥补推延的时间，仍然在2001年开始服役，至2006年交付50架，此后生产速度将降低。 两家公司的分工如下：欧洲直升机法国公司负责研制旋翼和尾桨的减速器，尾桨，中机身（包括安装发动机），燃油和电子系统，并负责空气动力，重量控制，维修性，可靠性和生存性。欧洲直升机德国公司负责旋翼系统，飞行控制和液压系统，前、后机身（包括座舱），原型机总装，飞行特性和性能，应力和振动试验，以及仿真。至1998年1月，设计已冻结，研制工作的90%已完成。 当前发展了3种型别。这3种型别以2个基本的结构为基础，并且有80%是相同的：U-Tiger是UHT和HAC的基础；HCP是HAP的基础。 HAP“虎”（ Tiger） 1993年以前的名称叫“大隼”（Gerfaut），是法国陆军护航和火力支援型。从2003年开始交付。装一门30毫米GIAT AM－30781自动机炮，机炮装在机头前炮塔内，带有150～450发炮弹。在两侧短翼上可携带4枚马特拉公司“密斯塔尔”红外制导空空导弹和两个分别装22枚68毫米SNEB火箭弹的火箭发射器。可用一个装12枚火箭的发射器替代“斯塔尔”空空导弹，总共为68枚火箭。座舱顶部装带电视的瞄准器、前视红外仪、激光测距仪和直射光探测设备。1998年底HAP的结构通过了签定。 UHT 德国陆军反坦克和火力支援型。从2001年开始交付。取代原来的专用反坦克直升机PAH-2“虎”。在短翼挂架上可挂“霍特”3或“特里加特”远程反坦克导弹，或“毒刺”空空自卫导弹，非制导火箭，机炮炮塔及其它自卫系统。旋翼轴安装电视、前视红外仪、激光测距仪和跟踪装置，供射手使用，机头装有供驾驶员使用的前视红外夜视设备。通过改装后其Mauser 30毫米机炮可具有±140°旋转角和+20°至-40°俯仰角的射击范围。 HAC“虎”(Tigre) 法国陆军反坦克型。2011年开始交付。武器装备与UHT相同。旋翼轴上安装的瞄准系统和驾驶员前视红外系统与UHT的相似。通过改装后旋翼轴上可安装自动对空观察和警告系统，在此系统中包括多普勒雷达、红外干扰机等。出口型 综合了法国和德国型号的特点。希望出口到英国和荷兰，但目前尚在研制阶段。 原计划法国和德国采购427架（法国75架HAP和140架HAC，德国212架PAH-2）。1993年UHT取代PAH-2。1994年法国修改采购架数至115架HAP和100架HAC，并且有可能进一步削减总采购架数至180架。德国保证采购212架，其中112架在2001年至2009年期间付款。根据1996年12月9日法国和德国的协议，首先为法国和德国各生产80架（法国：70架HAP，10架HAC；德国80架UTH）。预计出口可达200架。 该型机的总研制费用为22亿德国马克，由法国和德国各承担一半。生产工具的费用26亿法国法郎（5亿美元）（1996年币值）。UHT单价为1100万美元（1996年币值）。

EUROCOPTER 665“虎” TIGER/TIGRE

欧洲直升机公司

设计特点

　　旋翼系统 四片桨叶的刚性旋翼，桨叶由复合材料制成；无挥舞铰和摆振铰；装有弹性变距轴承。旋翼桨毂由两块碳纤维复合材料星形板组成，星形板用螺栓和钛合金调整垫连接在一起。这一布局几乎对旋翼轴瞄准具的安装没有影响。旋翼系统的主要特点是：结构紧凑、坚固、气动阻力小，零件少和易于维护。旋翼具有无限寿命，弹性零件的检测时间间隔超过2500小时。新发展的桨叶翼型剖面和几何形状比目前大部分旋翼系统性能都高，并具有执行典型反坦克任务、即在贴地飞行时所需要的灵活性。在传动系统和机体之间装有SARIB被动式减振系统。三片桨叶的复合材料尾桨安装在尾梁右侧。 着陆装置 不可收放的后三点轮式起落架，每一起落架为单轮，起落架可以经受得住以6米／秒的下降速度硬着陆造成的冲击。 动力装置 装两台德国慕尼黑发动机涡轮联合公司、英国罗耳斯·罗伊斯公司和法国透博梅卡公司联合研制的MTR390涡轮轴发动机，单台最大起飞功率为958千瓦，最大应急功率为1160千瓦，最大连续功率为873千瓦。两台发动机并排安装在中机身上方。装有自封耐坠毁燃油箱，具有防爆能力。总燃油量为1360升。机身两侧的每个挂架内可各挂一个副油箱，每个容积为350升。 传动系统 主减速器的主要特点是有独立的载荷传递路线，长达30分钟的干运转能力（1994年11月演示时达65分钟），并可与旋翼轴瞄准具兼容。 机身 80%的碳纤维复合材料，6%的钛合金，11%的铝合金。普通的半硬壳式结构，符合安全、抗坠毁（MIL-STD-1290标准）和损伤容限准则要求（机身可经受以10.5米/秒的下降速度硬着陆造成的冲击）。短翼外侧有上反角，可挂投放式武器。尾部带尾斜梁布局，后掠的垂直安定面、尾斜梁和下垂尾；带有端板的水平安定面安装在垂尾的下面。 座舱 串列式座舱布局，驾驶员在前座，武器系统操作员在后座。装有耐冲击防弹座椅。阶梯式驾驶舱，装有平板式座舱玻璃。 系统 采用机械式主操纵系统和余度液压系统。交流电源由两台20千伏安发电机供电。直流电源由两台28伏300安的变压器/整流器供电和两台23安时镍镉电池供电。 机载设备 法国型和德国型的基本相同。系统设计以一套MIL-STD-1553B数据总线为基础。3种型号基本的航空电子设备包括：显示系统，无线电设备，自主式导航系统，电子对抗设备（包括雷达告警接收机）及自动飞控系统等。 导航系统是多余度的，系统包括2个PIXYZ 3轴捷联式惯性制导元件、2个大气数据计算机、2个磁传感器、1个CMA 2012多普勒雷达、1个无线电高度表和GPS等。该系统能处理自主导航函数和进行飞行路线计算。 任务设备以一套MIL-STD-1553B多路传输数据总线为基础，包括安装在旋翼轴上的光电系统、驾驶员观察系统和射手瞄准具，带有瞄准具和显示器的头盔。由射手控制的装在旋翼轴的瞄准具是一个有电视、红外探测的多重探测装置。光电系统包括单个和多个目标的跟踪装置、激光测距仪和驾驶舱显示器等。 武器 U-Tiger（UHT和HAC）典型的武器配备可选方案包括：(a)8枚“特里加特”和4枚“密斯塔尔”或“毒刺”导弹；(b)4枚“特里加特”、4枚“霍特”3和4枚“密斯塔尔”或“毒刺”导弹；(c)1门机炮、22枚火箭和4枚“密斯塔尔”或“毒刺”导弹；(d)2门机炮、4枚“密斯塔尔”或“毒刺”导弹；(e) 1门机炮、1个转场油箱和4枚“密斯塔尔”或“毒刺”导弹。HCP（HAP）的可选方案是1门30毫米带450发炮弹的 GIAT AM-30781自动机炮外加：(a)8枚“霍特”3和4枚“密斯塔尔”；(b)44枚火箭和4枚“密斯塔尔”；(c)68枚火箭；(d)2个转场油箱。HCP不装“特里加特”导弹。

EUROCOPTER 665“虎” TIGER/TIGRE

欧洲直升机公司

技术数据

(UT：UHT和HAC；HCP：HAP) 外形尺寸 旋翼直径 13.00m 尾桨直径 2.70m 机长（全长，旋翼转动）15.80m 机身长 UT 14.08m HCP（包括机炮） 15.00m 机高（至桨毂顶部） 3.83m （至尾桨盘面顶部） 4.32m （至旋翼轴瞄准具顶部）（仅限UT） 5.20m 武器挂架宽 4.52m 主轮距 2.38m 前后轮距 7.65m 面积 旋翼桨盘 132.70m2 尾桨桨盘 5.72m2 重量及载荷 基本空重 3300kg 任务起飞重量 5300～6000kg 最大过载起飞重量 6100kg 燃油重量（内载） 1020kg （外挂2个油箱） 555kg 最大桨盘载荷（最大任务起飞重量） 0.45kN/m2 性能数据 最大允许速度 UT 298km/h HCP 322km/h 最大水平速度 UT 269km/h HCP 287km/h 巡航速度 230km／h 最大爬升率（海平面） UT 10.7m／s HCP 11.5m/s 垂直爬升率（海平面） UT 5.2m/s HCP 6.4m/s 悬停升限（无地效） UT 3200m HCP 3500m 航程（内部油箱） 800km 续航时间（作战任务） 2h50m （最大内载燃油） 3h25m

航空

EUROFAR

法国宇航公司/欧洲直升机法国公司/欧洲直升机德国公司/英国韦斯特兰直升机公司

概　　况

　　EUROFAR是由法国宇航公司、欧洲直升机法国公司、欧洲直升机德国公司及英国韦斯特兰直升机公司联合研制的双发倾转旋翼运输直升机。各国在这个项目中的投资比例是：法国46%，德国22%，英国32%。1987年3国联合提出研制倾转旋翼机的计划,并开始了为期4年的第一阶段工作，至1991年底完成了可行性研究，包括对直升机的论证，此阶段耗资3200万欧元。1992年开始为期5年的第二阶段工作，主要是获得欧洲尤利卡技术机构的支持。最初的EUROFAR验证机设想重6吨，装两台罗耳斯·罗伊斯透博梅卡RTM322涡轮轴发动机。现在正进行风洞试验和商业应用研究。以前的研究成员——西班牙飞机制造股份有限公司和意大利的阿古斯塔公司于1996年从EUROFAR第二阶段的工作中退出。计划2002年进行包括机身、机上主要系统在内的全尺寸地面试验，2004年首飞，2010年交付使用。 BELL609良好的市场前景有力地推动了EUROFAR的研制工作。1997年六分之一缩比模型的进一步的试验重新开始，该试验主要由欧洲直升机公司、英国韦斯特兰直升机公司和阿古斯塔公司承担。在1998年确定了EUROFAR的外形结构。 预计93%的EUROFAR倾转旋翼机用于地区航线，7%的用于近海石油作业。未来的市场分布是：40%销往美国、21%在欧洲销售、21%销往亚洲、15%销往世界其它地区。

EUROFAR

法国宇航公司/欧洲直升机法国公司/欧洲直升机德国公司/英国韦斯特兰直升机公司

设计特点

　　旋翼系统 向前倾转的机翼上装有能部分倾转的发动机吊舱（发动机是固定的）。两副4片桨叶螺旋桨式旋翼系统，T形尾翼。圆柱形增压机身，带有辅助动力装置。机身、机翼和尾翼都采用碳纤维增强塑料/玻璃钢材料。 着陆系统 前三点轮式着陆装置。 座舱 2名驾驶员，能乘30名旅客。3人一排的座椅，座椅间距83厘米，头顶带有行李舱，另外还有厕所和厨房。 系统 4余度光传操纵系统，可自动转换控制。 动力装置 两台最大连续功率3200千瓦的发动机（可能是PW300发动机的改进型）。

EUROFAR

法国宇航公司/欧洲直升机法国公司/欧洲直升机德国公司/英国韦斯特兰直升机公司

技术数据

外形尺寸（暂定） 两旋翼中心间的翼展 14.66m 旋翼直径（每副） 11.21m 机长 20.41m 机身长 19.40m 机身直径 2.48m 机高 6.645m 内部尺寸（暂定） 最大高度（过道处） 1.83m 最大宽度 2.23m 过道宽 0.46m 座椅宽（扶手间） 0.46m 重量和载荷（估计值） 最大垂直起飞重量 13650kg 功率载荷（额定） 2.13kg/kw 性能数据（估计值） 巡航速度 620km/h 爬升率 11m/s 悬停高度（无地效） 3050m （一发停车） 1250m 航程 1230km

航空

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