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航空

美国 “海妖”(Seasprite) 　美国卡曼宇航公司研制 K-MAX 　美国卡曼宇航公司研制 MD“探索者” 　美国波音直升机公司研制 MD500/530(民用型) 　美国波音直升机公司研制 MD500/530“防御者” 　美国波音直升机公司研制 MD520N 　美国波音直升机公司研制 MD600N 　美国波音直升机公司研制 RAH-66“科曼奇” 　美国波音直升机公司/西科斯基飞机公司研制 S-70A 　美国西科斯基飞机公司研制 S-70B 　美国西科斯基飞机公司研制

“海妖”(Seasprite)

卡曼宇航公司

概　　况

　　“海妖”是美国卡曼公司为美国海军研制的全天候多用途舰载直升机。该机可用于执行搜索救援、观察和通用任务，现在主要是支持美国舰队在地中海、大西洋和太平洋执行反潜和反舰导弹防御任务。美海军编号为SH-2，公司绰号是“海妖”。 　　1965年，美国海军提出设计竞标，要求研制一种全天候、高速、远程搜索和救援直升机，次要任务是联络和其它用途。卡曼公司以K-20直升机赢得了这项竞争的胜利。K-20是一种单旋翼带尾桨式直升机，而不是卡曼宇航公司传统的双旋翼横列交叉式直升机。“海妖”有多种型别，目前仅有SH-2F、SH-2G还在服役。现将所有型别介绍如下: 　　UH-2A 最初的生产型，原海军编号为HU2K-1，后改为UH-2A。装一台932千瓦的T58-GE-8B涡轮轴发动机，1962年12月开始交付。总共生产88架。 　　UH-2B 按目视飞行规则由UH-2A改装而来，原海军编号为HU2K-1U，后改为UH-2B。1963年8月开始服役。总共生产102架。 　　UH-2C 双发型“海妖”。由于单发型“海妖”只能完成救生任务的30%，因此，海军在1965年11月与公司签订了改装两架UH-2C的合同。UH-2C装两台932千瓦的T58-GE-8B涡轮轴发动机，该机的高温高原性能比单发型“海妖”好。这两架UH-2C分别于1966年3月14日和5月20日首次试飞。1966年8月，海军又决定改装40架UH-2C。UH-2C于1967年8月开始交付使用。1967年海军还决定把所有的UH-2A和UH-2B都逐渐改装成UH-2C型。根据美国海军“轻型空中多用途系统”(LAMPS)MkⅠ计划的要求进行了进一步改进，把UH-2C改成SH-2，以便为舰只提供执行反潜、反舰监视和目标监视(ASST)、搜索营救和通用任务的能力。后来全部SH-2又改装成SH-2F，换装T58-GE-8F发动机，改进了旋翼系统，加固了起落架装置。 　　NUH-2C 验证机，由UH-2C改装而成，能发射“麻雀”Ⅲ和“响尾蛇”导弹，仅改装了一架。 　　HH-2C 标准的UH-2C的武装和装甲型，执行搜索和救生任务。它与UH-2C的区别在于: 机头下方装有7.62毫米“米尼冈”机枪，射速为4000发/分；机身中部装有两挺7.62毫米M60机枪；座舱周围及其它关键部位采用大面积装甲。1970年，6架由单发型“海妖”改装的HH-2C交付海军在东南亚的导弹舰上执行战斗搜索和救生任务。所有HH-2C后来都改装成SH-2型。 　　HH-2D HH-2C的非武装装甲型。它与HH-2C的区别仅在于没有武器和装甲，其它都一样。大约改装了70架HH-2D，1970年2月开始交付海军。 　　1971年，根据海军的DV-98计划，用两架HH-2D在机头下方加装了APS-115雷达，在美国西海岸的舰上进行反舰导弹防御试验。用另外两架HH-2D改装后在东海岸的舰上进行反潜试验。 　　SH-2D HH-2D的LAMPS型，用于反潜、反舰导弹防御和其它用途。1970年10月，海军用200万美元把10架HH-2D改装成SH-2D。1971年3月，海军又决定把115架“海妖”改装成SH-2D型。1971年3月16日第一架SH-2D首次试飞，1971年12月7日开始舰上服役。到1979年1月共部署了8个中队，总共145架SH-2D/F直升机。 　　SH-2F SH-2D改进型，也称LAMPS MkⅠ主要执行反潜和反舰导弹防御任务，其次是搜索和救生以及观察等多种任务。1973年初着手改装工作，1973年5月开始交付使用，1973年9月11日在太平洋上使用。截至1982年共交付88架，1982～1986年共订购54架新的SH-2F，到1989年12月交付完毕。1987年又订购了6架由SH-2F改进的SH-2G“超海妖”。 　　SH-2F加强了起落架；尾轮前移，缩短了前后轮距；装两台单台功率1007千瓦T58-GE-8F发动机。最近又改进了LN-66HP雷达，采用战术导航系统，电子支援设备，声纳浮标系统，数据传输线路和其它航空电子设备。 　　1985年11月开始交付的SH-2F的最大总重均达6123千克。这比以前标准型SH-2F的最大总重增加了318千克，可用于增加商载或燃油，增加航程和续航时间。 　　从1987年起在阿拉伯海湾服役的16架SH-2F在尾桨传动轴右侧增装了标准的AN/ALR-66A(V)1雷达告警系统，AN/ALE-39金属箔条/曳光弹投放器和桑德斯公司的AN/ALQ-144红外干扰机，霍尼韦尔公司的AN/AAR-47导弹告警设备，柯林斯公司的AN/ARC-182保密甚高频/特高频电台，AN/DLQ-3导弹告警和干扰设备，以及机头下方的休斯公司的AN/AAQ-16前视红外探测系统。 　　SH-2G“超海妖” SH-2F的改进型，从1987年开始改装，1992年12月交付使用。机体变化包括:用T700-GE-401发动机代替原来的T58发动机，采用全复合材料旋翼桨叶，桨叶寿命达10000小时，燃油消耗率下降20%以上。电子设备改进有: 采用MIL-STD-1553B数字数据总线，机载音响处理机，多功能光栅显示器，AN/ASN-150战术导航显示器和99通道声纳浮标。还可安装深水声纳，空对面导弹，前视红外传感器，以及各种机枪，火箭和干扰机。 　　埃及1995年2月22日签订了采购10架SH-2G合同，合同金额为1.5亿美元，1997年10月21日开始交付；澳大利亚海军订购了11架SH-2G，从2001年开始交付；新西兰订购了4架SH-2G，从2000年开始交付。

“海妖”(Seasprite)

卡曼宇航公司

设计特点

　　旋翼系统　安装卡曼公司101旋翼系统。旋翼桨毂由钛合金制成，旋翼桨叶为全复合材料，桨叶与桨毂固定连接，具有挥舞伺服操纵装置，通过桨叶后缘的调节来进行变距。这种旋翼系统改善了机动性，提高了有效载荷，增加了航程和续航时间。此外，该系统振动小，可靠性高，维护简单，操纵零件减少三分之一。旋翼桨叶为4片，可人工折叠。旋翼转速298转/分。尾桨桨叶为4片。 　　机身　全金属半硬壳式结构。机身能防水。能漂浮的机腹内有主油箱。机头整流罩可以从中线分开向后折叠到两侧，以便减小直升机存放时所需要的机库空间。尾斜梁上装有固定的水平安定面。 　　着陆装置　后三点式起落架。主起落架为双机轮，可向前收起，有油-气弹簧减震器；后起落架为单轮，不可收放，有油-气减震器。后起落架机轮在直升机滑行时可完全转向，起飞和着陆时在纵向位置锁定。主机轮为8层无内胎轮胎，规格17.5×6.25-11，胎压17.25×105帕；尾轮为10层无内胎轮胎，规格5.00-5，胎压11.04×105帕。 　　动力装置　两台通用电气公司的T700-GE-401涡轮轴发动机，并列安装在旋翼塔座两侧。单台功率为1285千瓦。基本燃油量为1802升，其中包括两个外部燃油量共为757升的副油箱。 　　座舱　3名机组人员，由驾驶员、副驾驶员/战术协调员和探测设备操作员组成。座舱可容纳一名乘客和LAMPS设备；拆除声纳浮标发射器后可容纳4名乘客和2副担架。还可在机舱内装运货物或外挂货物。另外还有可安装若干名士兵座位的空间。 　　系统　两套30千伏安电气系统及T-62燃气涡轮辅助动力装置。 　　机载设备　LAMPS MkⅠ任务设备包括: 加拿大马可尼公司LN-66HP监视雷达，通用仪表公司AN/ALR-66A(V)1雷达告警/电子支援设备，特里达因公司AN/ASN-150战术管理系统，两台柯林斯公司AN/ARC-159(V)1超高频无线电通信电台，得克萨斯仪表公司AN/ASQ-81(V)2磁异探测器，AN/UYS-503音响处理机，AN/ARR-84声纳浮标接收机和AN/ARN-146飞临目标上空指示器，AN/AKT-22(V)6声纳数据传输线路，15个DIFAR和DICASS声纳浮标，AN/ALE-39金属箔条布撒器，AN/ASQ-188鱼雷预调器。美国海军在SH-2G上可选装自我防卫设备，包括休斯公司AN/AAQ-16前视红外探测系统，桑德斯公司AN/ALQ-144红外干扰机，罗兰公司AN/AAR-47导弹告警设备和柯林斯公司AN/ARC-182甚高频/特高频保密电台。机身两侧有鱼雷或油箱挂架，右侧有挂磁异探测器的外伸梁。有承载能力为1814千克的外部货物，以及承载能力为272千克的外部安装的可折叠救援绞车。 　　武器　一枚或两枚Mk46或Mk50鱼雷。每侧舱门外可安装一挺7.62毫米机枪。

“海妖”(Seasprite)

卡曼宇航公司

技术数据

外形尺寸 　　旋翼直径　　　　　　　　　　　　　13.41m 　　尾桨直径　　　　　　　　　　　　　 2.46m 　　机长身(不包括尾桨)　　　　　　　　12.34m 　　机长(旋翼转动)　　　　　　　　　　 16.0m 　　　　(机头和桨叶折叠)　　　　　　　11.68m 　　机高(旋翼转动)　　　　　　　　　　 4.62m 　　　　(桨叶折叠)　　　　　　　　　　 4.14m 　　机宽(包括磁异探测器)　　　　　　　 3.74m 　　水平尾翼翼展　　　　　　　　　　　 2.97m 　　主轮距(外轮)　　　　　　　　　　　 3.30m 　　前后轮距　　　　　　　　　　　　　 5.13m 面积 　　旋翼桨盘面积　　　　　　　　　　141.31m2 　　尾桨桨盘面积　　　　　　　　　　　4.77m2 重量及载荷 　　空重　　　　　　　　　　　　　　　4173kg 　　最大起飞重量　　　　　　　　　　　6124kg 　　最大桨盘载荷　　　　　　　　　 0.42kN/m2 性能数据　(国际标准大气) 　　最大平飞速度(海平面)　　　　　　 256km/h 　　正常巡航速度　　　　　　　　　　 222km/h 　　最大爬升率(海平面)　　　　　　　 12.7m/s 　　爬升率(海平面，一发停车)　　　　 8.83m/s 　　实用升限　　　　　　　　　　　　　 7285m 　　实用升限(一发停车)　　　　　　　　 4816m 　　悬停高度(有地效)　　　　　　　　　 6340m 　　　　　　(无地效)　　　　　　　　　 5486m 　　最大航程(2个外部油箱)　　　　　　　885km 　　最大续航时间(2个外部油箱)　　　　　　 5h 　　活动半径(运兵，10%余油)　　　　　　333km 　　转场航程(最大燃油量，10%余油)　　　695km 　　留空时间(10%余油) 　　　　反潜(离基地65km，带1枚鱼雷)　　1h50m 　　　　　　(离基地65km，带2枚鱼雷)　　1h10m 　　　　　　(离基地130km,带1枚鱼雷)　　 1h5m 　　　　反舰导弹防御(离基地130km)　　　2h20m 　　　　搜索和救援(离基地130km)　　　　 2h5m

航空

K-MAX

卡曼宇航公司

概　　况

　　K-MAX是卡曼宇航公司研制的单座双旋翼横向交叉的起重直升机。主要用于伐木、防火、农用、建筑及勘测等。1991年12月23日第一架原型机首次试飞。1992年3月22日首次与观众见面。1993年9月18日第二架原型机首飞。1994年1月12日第一架生产型直升机首飞。第三架原型机是静力和下坠着地试验样机，通过每小时30个伐木起落试验，证明该型机每年若飞行1000小时，寿命可达20年。1994年8月30日取得了美国联邦航空条例第27款和133款的合格证。1994年11月23日取得加拿大的型号合格证。 1995年8月获得美国海军69万美元的垂直补给演示合同，两个月的演示期间，2架K-MAX吊运了45350千克货物，在1996年5月期间，K-MAX共飞行142小时，吊运货物245000千克。1996年6月3日，两架K-MAX开始在阿拉伯海湾进行6个月的使用试验，总费用达5700万美元。卡曼宇航公司正准备取得双座K-MAX的合格证。 截至1997年底，总计生产了23架K-MAX。用户除美国的一些公司外，还有加拿大、瑞士、德国和日本的一些公司。K-MAX的单价为3500万美元（1997年币值）。

K-MAX

卡曼宇航公司

设计特点

　　旋翼系统 两副反向旋转和相互交叉的旋翼系统，每副旋翼有两片桨叶。桨叶由碳纤维增强塑料制成。两旋翼桨叶可前后对齐，以便于存放。该种旋翼能保证所有发动机的功率都产生升力，并用旋翼桨盘载荷很低，空速也有限，从而减少了桨叶应力。正常的旋翼转速为250～270转/分（无载）和260～270转/分（外载），最大的桨叶桨尖速度为200米/秒。 机身 窄机身轻合金结构，驾驶员的下视视野良好。拱曲的侧窗中的窗门能打开，或整个卸下，以便于直接观察机下的吊运情况。水平尾翼装在尾梁的中部，平尾两端有两个小垂尾。尾梁后部有一个大垂尾，上面有方向舵。尾部总重为36.3千克，两人就能快速拆卸。 座舱 驾驶舱仅有一个驾驶员座位，采用吸能座椅。在任何一侧的主起落架支架前可快速安装一副座椅。驾驶员座椅和方向舵脚蹬可调。有加热和风档除雾装置。舱门在炎热天气时可卸下。生产型采用弧形风档。工具/货物舱容积为0.74米3，备有承力2268千克的系紧环。 着陆装置 固定的前三点轮式起落架。主轮安装在横管上。前起落架带有液压减振支柱。每个轮周围都有承力板，以便直升机在软地和雪中着陆。前轮可转向和锁定。主轮有停机刹车和单个的脚刹车。 传动系统 传动系统和发动机的液压线路分别位于发动机的两侧。传动系统的设计功率为1119千瓦，实际工作功率为1007千瓦，寿命10000小时，大修时间间隔1800小时。 系统 带起动/发电机的直流电系统，无液压系统。 动力装置 装一台T53-17A-1涡轮轴发动机，并装有粒子分离器。功率为1007千瓦。燃油容量863升，油箱位于直升机的重力中心。具有热加油能力。两套电油泵。 机载设备 可选装驾驶员控制的旋转着陆灯，吊运设备，可装2650升防火液的吊桶，载荷传感器，巡逻设备，液压起动系统，农用设备和后视镜等。

K-MAX

卡曼宇航公司

技术数据

旋翼直径（每副） 14.73m 机长（旋翼转动） 15.85m 机高（沿桨毂中心）4.14m 机宽（旋翼转动） 15.67m 主轮距 3.56m 前后轮距 4.11m 面积 旋翼桨盘 340.9m2 重量及载荷 空重 2313kg 最大吊挂重量 2721kg 最大燃油重量 699kg 最大起飞重量 未带可抛载荷 2948kg 带可抛载荷 5443kg 最大桨盘载荷 0.16kN/m2 最大功率载荷 5.14kg/kw 性能数据 最大允许速度 无外载 185km/h 有外载 148km/h 最大爬升率(海平面) 12.7m/s 悬停高度(2721kg,国际标准大气) 有地效 8020m 噪声 最大 87dB 侧向 82dB

航空

MD“探索者”

波音直升机公司

概　　况

　　MD“探索者”是美国原麦克唐纳·道格拉斯公司(后并入波音公司)于1988年2月宣布研制的8座双发轻型直升机。1989年1月开始研制。1989年2月澳大利亚霍克·德·哈维兰德有限公司宣布与该公司合作，并负责机体的最后设计和制造工作。机体完成后运往美国亚利桑那州梅萨，由原麦克唐纳·道格拉斯公司进行组装、发动机和系统的安装、以及飞行试验。 　　1992年初，加拿大马可尼公司试验了综合仪表显示系统(IIDS)；日本川崎重工业公司作为合作伙伴负责生产传动系统，并于1992年初完成了50小时的试验。其它合作伙伴包括：Aim公司(机内设备)、以色列飞机工业公司(座椅和整流罩)、卢卡斯公司(致动器)。共制造了10架原型机和试验机，其中7架用于静力试验。首架生产型/验证机于1994年8月3日首飞。1994年12月2日取得美国联邦航空局目视飞行规则型号合格证。1994年12月16日开始交付使用。1996年7月取得日本型号合格证。1997年1月又取得美国联邦航空局单驾驶仪表飞行规则型号合格证。 　　当前MD“探索者”有以下几个主要型别： 　　MD“探索者”(Explorer)　最初的民用型，装2台普拉特·惠特尼加拿大公司PW206A发动机。 　　MD“探索者增强型”(Enhanced Explorer)　MD“探索者”改进型。主要特点有：装两台普拉特·惠特尼加拿大公司的PW206E发动机，增加了单发停车的应急功率；传动系统在传递50%功率时能干运转30分钟；改进了发动机空气进气道、无尾桨系统进气口的设计、发动机防火系统；采用更大功率的增稳系统。与MD“探索者”相比，航程增加了7%，续航时间增加了4%，有效载荷增加了109千克。MD“探索者增强型”于1997年9月5日首飞，1998年2月11日取得美国联邦航空局A类性能标准和单驾驶仪表飞行规则型号合格证。 　　“战斗探索者”(Combat Explorer)　1995年6月该型机在巴黎航展上展出。演示验证机是一架MD900型机。主要用于作战，也可用于医疗救护和其它公共事业。该型机作战重量3130千克，装两台普拉特·惠特尼加拿大公司的PW206A发动机。截至1998年1月还没有订货。 　　截至1996年9月，累计订货70架，未来10年的市场需求估计达800～1000架。1994年12月16日首次向PHI公司交付使用。1995年交付了12架，1996年交付了15架，1997年交付了2架。截至1997年12月，已有30架“探索者”在使用，主要用户分布于：美国、比利时、德国、日本、卢森堡、韩国、瑞典、瑞士及委内瑞拉。 　　MD“探索者”的单价为360万美元，每小时直接使用成本为394美元(1997年币值)。

MD“探索者”

波音直升机公司

设计特点

　　旋翼系统　5片全复合材料桨叶柔性旋翼系统，桨叶通过碳纤维包裹的玻璃钢柔性梁与无轴承桨毂连接，通过桨距套实现对桨叶的调节，谐振旋翼轴，易卸的旋翼桨尖。尾桨采用无尾桨反扭系统。玻璃钢桨叶的前缘有钛合金防磨条。 　　机身　驾驶舱、座舱和尾部主要是碳纤维结构，顶部整流罩为凯夫拉复合材料结构。复合材料蒙皮。 　　着陆装置　固定的滑橇式起落架，带有可卸的防磨衬套。可选装应急浮筒装置。 　　动力装置　前128架MD“探索者”将装两台普拉特·惠特尼加拿大公司的PW206B或PW206E涡轮轴发动机，单台起飞功率为469千瓦。可选择透博梅卡公司TM319-2 Arrius 2C涡轮轴发动机，单台起飞功率为478千瓦。发动机装有全权数字式发动机控制系统。在旅客舱下有一个油箱，可用容量为602升，也可选装818升的油箱。燃油线路自密封，有一个加油口。 　　传动系统　传动系统的大修间隔为5000小时，起飞时的传动功率为746千瓦，最大连续传动功率为671千瓦，单发工作2.5分钟的传动功率为429千瓦。 　　座舱　驾驶舱内两名驾驶员或一名驾驶员外加一名旅客，客舱内有6副吸能旅客座椅。后部有行李舱，并有行李舱门。能载运长的货物。驾驶舱每侧都有可抛弃的铰接门。座舱每侧有滑动门。吸能座椅在垂直方向能承受20g的冲击，在前后方向能承受吸收16g的冲击。 　　机载设备　有一名或两名驾驶员的仪表飞行规则航空电子设备，2个头戴送受话机、甚高频无线电收发机、声频控制面板、驾驶员舱录音设备；RDR气象雷达；加拿大马可尼公司的带发动机和系统数据电子显示的综合仪表显示系统，空速表，高度表等。可选装的设备有：伏尔/仪表着陆系统，水平位置指示仪，无线电罗盘，测距仪，信标接收机，雷达高度表，KLS 90B GPS，复式三轴自动驾驶仪，旋翼刹车，货物吊钩等。 　　武器　“战斗探索者”装有7管或19管70毫米火箭吊舱，12.7毫米口径机枪吊舱。

MD“探索者”

波音直升机公司

技术数据

外形尺寸 　　旋翼直径　　　　　　　　　10.31m 　　机长(旋翼转动)　　　　　　11.83m 　　机身长　　　　　　　　　　9.85m 　　机身宽　　　　　　　　　　1.63m 　　机高(至桨毂顶部)　　　　　3.66m 　　　　(至垂尾顶部)　　　　　2.79m 　　机身离地高度　　　　　　　0.38m 　　滑橇间距　　　　　　　　　2.24m 　　平尾翼展　　　　　　　　　2.84m 　　座舱门宽度　　　　　　　　1.27m 内部尺寸 　　座舱全长(包括行李舱)　　　3.93m 　　　　　　(不包括行李舱)　　1.91m 　　最大高度　　　　　　　　　1.24m 　　最大宽度　　　　　　　　　1.45m 　　座舱容积　　　　　　　　　4.9m3 　　行李舱容积　　　　　　　　1.5m3 面积 　　旋翼桨叶(每片)　　　　　　1.00m2 　　旋翼桨盘　　　　　　　　　83.52m2 　　方向舵(总共)　　　　　　　2.52m2 　　平尾　　　　　　　　　　　0.91m2 重量及载荷 　　空重(标准结构)　　　　　　1481kg 　　最大起飞重量 　　　　内载　　　　　　　　　2835kg 　　　　吊挂　　　　　　　　　3057kg 　　最大燃油重量　　　　　　　438～472kg 　　最大内部载荷　　　　　　　1159kg 　　最大吊挂载荷　　　　　　　1361kg 　　最大桨盘载荷 　　　　内部载荷　　　　　　　0.33kN/m2 　　　　吊挂载荷　　　　　　　0.36kN/m2 　　最大功率载荷 　　　　内部载荷　　　　　　　3.8kg/kw 　　　　吊挂载荷　　　　　　　4.1kg/kw 性能数据(最大起飞重量，国际标准大气；A：PW206E；B：Arrius 2C) 　　最大允许速度(海平面)　　　296km/h 　　最大巡航速度(海平面，38℃)259km/h 　　最大爬升率(海平面)　　　　14.2m/s 　　垂直爬升率(海平面)　　　　6.85m/s 　　爬升率(海平面，一发停车)　5.08m/s 　　实用升限 　　双发工作 　　　　A　　　　　　　　　　　5490m 　　　　B　　　　　　　　　　　5640m 　　一发停车 　　　　A　　　　　　　　　　　3200m 　　　　B　　　　　　　　　　　3350m 　　悬停高度 　　　有地效，国际标准大气 　　　　A　　　　　　　　　　　3965m 　　　　B　　　　　　　　　　　4125m 　　　有地效，国际标准大气+20℃ 　　　　A　　　　　　　　　　　2905m 　　　　B　　　　　　　　　　　2970m 　　　无地效，国际标准大气 　　　　A　　　　　　　　　　　3415m 　　　　B　　　　　　　　　　　3625m 　　　无地效，国际标准大气+20℃ 　　　　A　　　　　　　　　　　2165m 　　　　B　　　　　　　　　　　2235m 　　一发停车，有地效，87%的最大起飞重量　　1220m 　　航程(高度1525m)　　　 　　 529～584km 　　续航时间　　　　　　　　　 3h24m 　　噪声 　　　　起飞　　　　　　　　　 84.1dB 　　　　进场　　　　　　　　　 88.9dB 　　　　侧向　　　　　　　　　 83.1dB

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MD500/530(民用型)

波音直升机公司

概　　况

　　MD500/530(原称休斯500/530)(民用型)直升机系列是由美国原休斯直升机公司(1985年8月27日正式并入麦克唐纳·道格拉斯公司，后又并入波音公司)研制的单旋翼带尾桨轻型直升机。这种直升机是在OH-6A“印地安种小马”(Cayuse)军用直升机基础上的改型，其设计和主要结构基本上与OH-6A相似，但功率比OH-6A大，1968年开始大批生产。到目前为止，MD500/530民用直升机系列已发展以下几种改型: 　　MD500　最初的基本生产型。装一台艾利逊公司250-C18A涡轮轴发动机(T63-A-5A的民用型)，功率为236千瓦，降低使用功率为207千瓦，最大连续功率为181千瓦。燃油容量为242升。能载一名驾驶员，4名乘客或等量的货物，也可改装两副担架。 　　MD500C　基本上与MD500相似，但为了提高高温高原性能，改装一台298千瓦的艾利逊公司250-C20涡轮轴发动机。燃油容量242升。阿根廷RACA公司和日本川崎重工业公司已获得许可证生产这种直升机。美国本土已在1978年停止生产这种型号。 　　MD500D通用型　尺寸与外形基本上和MD500C相似，改装一台313千瓦艾利逊公司250-C20B涡轮轴发动机。旋翼桨叶由4片改为5片，安装了T形尾翼。改装T形尾翼后，提高了MD500D的低速与高速稳定性和机动飞行中的操纵性。原型机于1974年8月完成首次试飞，生产型于1975年10月9日首次试飞，1976年12月8日获得美国联邦航空局授予的型号合格证。 　　MD500E　MD500D的改进型。机头加长并更加流线化，前排乘客腿部活动空间增大。这种型别于1982年取代MD500D的基本生产型。MD500E早期仍采用MD500D的发动机，从1988年起采用250-C20R发动机。后排乘客除了腿部活动空间增加外，头部活动空间增加12%。前座和后座之间的隔板降低，从而使前视视界增加50%。MD500E于1982年1月28日首次试飞。 　　MD530F“起重直升机”　MD500D的改进型。这种型号适用于高温高原使用。机身构型与MD500E相同。装一台艾利逊公司250-C30涡轮轴发动机，1985年7月11日，美国联邦航空局批准起飞额定功率由280千瓦增加到317千瓦。为提高升力，旋翼直径增加0.3米，尾桨直径增加0.05米。可装货物吊钩，能吊起907千克外部载荷。1982年10月22日首次试飞。1983年7月29日获得美国联邦航空局型号合格证。1984年1月20日首次交付给罗杰斯直升机公司。1984年8月30日，MD530F创造了两项国际航空联合会E16级爬升世界纪录，以3分15秒爬升到3000米，以6分34秒爬升到6000米。 　　截至1997年MD500/530系列直升机已生产了4600多架。1997年交付了30架MD500E/500F/520N系列直升机。典型的MD500E单价为83.5万美元，MD530F的单价为101万美元(1997年币值)。

MD500/530(民用型)

波音直升机公司

设计特点

　　(MD500E和MD530F) 　　旋翼系统　5片桨叶全铰接式旋翼。桨叶用快卸销连接到层压钢片构成的桨毂上，以便折叠。每片桨叶由铝挤压大梁和整块铝蒙皮热胶接而成，桨叶可折叠。旋翼转速为477～492转/分，旋翼桨尖速度为207～208米/秒。尾桨有两片桨叶，由成型钢管与金属蒙皮组成。可选用4片桨叶X型“低噪音”尾桨和旋翼刹车装置。尾桨转速为2848～2933转/分。 　　传动系统　简单的伞齿轮传动系统，有3对伞齿轮，3根传动轴和一个超转离合器。传动功率为261千瓦。从1995年6月起，可在生产型上选装或在已使用的直升机上改装改进的重型传动系统，传动功率为447千瓦，降低使用传动功率为280千瓦。 　　机身　铝合金半硬壳式机体和尾梁结构。机身后段有蚌壳式舱门，由此可接近发动机及其附件。机身外形成雨滴状。为了提供良好的气动外形，机身顶部旋翼轴后面设有大整流罩。 　　尾部装置　尾部装置为T型。小弦长后掠的上部垂尾顶端有水平安定面，水平安定面两端有小的辅助垂尾。小弦长后掠式下部垂尾上有尾橇，在靠近地面抬头姿态时保护尾桨。 　　着陆装置　金属管滑橇式起落架，有油-气减震装置。可选装通用浮筒、雪橇和应急充气漂浮装置。还可选装高架滑橇。 　　动力装置　MD500E装一台313千瓦的艾利逊公司250-C20B或335.5千瓦的250-C20R涡轮轴发动机，起飞时降低使用功率均为280千瓦，最大连续功率均为261千瓦。MD530F装有一台485千瓦的250-C30涡轮轴发动机，起飞时降低使用功率为317千瓦，最大连续功率为280千瓦。两个软油箱，可用燃油合计232升。可选装自密封油箱。加油口在机身右侧。可选装79.5升的副油箱。滑油量为5.7升。 　　座舱　前排有供一名驾驶员和两名乘客用长座椅。座舱后部又可容纳两名或4名乘客，或两副担架和一名医护人员。前排座椅为低靠背，后排为单个座椅。行李舱容积为0.31米3。仅有前排长椅时，可提供1.2米3空间装货或装行李。机身两侧各有两扇舱门。可选装内部隔音设施。 　　系统　可选装空调设备。其电气系统包括一台由发动机驱动的150安发电机和一个镍镉蓄电池。 　　机载设备(MD500E)　可选装的航空电子设备包括: 两套KY195或VHF-251通信机、两套KX175或VHF-251/231导航/通信机、KR85或ADF-650无线电罗盘、KT76或TDR-950应答机、机内通话系统、带喉头送话器的耳机、扩音机等。 　　标准设备包括：外部空气温度计、时钟、发动机计时表、惯性卷筒式背带、货物系留点、灭火瓶、急救箱、旅客梯、地面推机轮、外部电源插座、着陆灯、滑橇端位置灯、防撞频闪灯、航行灯、座舱照明灯和仪表照明灯。

MD500/530(民用型)

波音直升机公司

技术数据

(A: MD500E，B: MD530F) 外形尺寸 　　旋翼直径 　　　　A　　　　　　　　　　　 8.05m 　　　　B　　　　　　　　　　　 8.33m 　　旋翼桨叶弦长　 　　　　　　 0.171m 　　尾桨直径 　　　　A　　　　　　　　　　　 1.37m 　　　　B　　　　　　　　　　　 1.42m 　　旋翼与尾桨中心间距 　　　　A　　　　　　　　　　　 4.67m 　　　　B　　　　　　　　　　　 4.88m 　　机长(旋翼与尾桨转动) 　　　　A　　　　　　　　　　　 8.61m 　　　　B　　　　　　　　　　　 9.94m 　　机身长　　　　　　　　　　　7.49m 　　机高(至桨毂顶部) 　　装标准滑橇　　　　　　　　　2.67m 　　装高架滑橇　　　　　　　　　2.97m 　　水平安定面展长　　　　　　　1.65m 　　滑橇间距(标准)　　　　　　　1.91m 　　座舱门(每个) 　　　　高度　　　　　　　　　　1.13m 　　　　宽度　　　　　　　　　　0.76m 　　　　离地高度 　　　　　　A　　　　　　　　　 0.79m 　　　　　　B　　　　　　　　　 0.76m 　　货舱门(每个) 　　　　高×宽　　　　　　　　　1.12m×0.88m 　　　　离地高度 　　　　　　A　　　　　　　　　 0.71m 　　　　　　B　　　　 　　 　 　0.66m 内部尺寸 　　座舱 　　　　长度　　　　　　　　　　2.44m 　　　　最大宽度　　　　　　　　1.31m 　　　　最大高度　　　　　　　　1.52m 面积 　　旋翼桨叶(每片) 　　　　A　　　　　　　　　　　 0.62m2 　　　　B　　　　　　　　　　　 0.65m2 　　尾桨桨叶(每片) 　　　　A　　　　　　　　　　　 0.063m2 　　　　B　　　　　　　　　　　 0.066m2 　　旋翼桨盘 　　　　A　　　　　　　　　　　 50.89m2 　　　　B　　　　　　　　　　　 54.58m2 　　尾桨桨盘 　　　　A　　　　　　　　　　　 1.53m2 　　　　B　　　　　　　　　　　 1.65m2 　　垂尾　　　　　　　　　　　　0.56m2 　　水平安定面　　　　　　　　　0.76m2 重量及载荷 　　空重 　　　　A　　　　　　　　　　　 655kg 　　　　B　　　　　　　　　　　 722kg 　　最大正常起飞重量 　　　　A　　　　　　　　　　　 1361kg 　　　　B　　　　　　　　　　　 1406kg 　　最大超载起飞重量　　　　　　1610kg 　　最大起飞重量(带外部载荷)　　1701kg 　　吊钩最大吊挂能力　　　　　　907kg 　　桨盘载荷(最大正常起飞重量) 　　　　A　　　　　　　　　　　 0.26kN/m2 　　　　B　　　　　　　　　　　 0.25kN/m2 　　最大功率载荷 　　　　A(标准)　　　　　　　　 5.22kg/kw 　　　　A(选装)　　　　　　　　 4.87kg/kw 　　　　B(标准)　　　　　　　　 5.39kg/kw 　　　　B(选装)　　　　　　　　 5.03kg/kw 性能数据(最大正常起飞重量，国际标准大气) 　　最大允许速度(海平面)　　　　282km/h 　　最大巡航速度 　　　　海平面 　　　　　　A　　　　　　　　　 248km/h 　　　　　　B　　　　　　　　　 247km/h 　　高度1525m 　　　　A　　　　　　　　 　　　245km/h 　　　　B　　　　　　　　　 　　249km/h 　　经济巡航速度 　　　　海平面 　　　　　　A　　　　　　　　 　239km/h 　　　　　　B　　　　　　　　　 243km/h 　　高度1525m　　　　　　　　　 228km/h 　　最大爬升率(海平面) 　　　　A　　　　　　　　　　　 8.93m/s 　　　　B　　　　　　　　　　　 10.5m/s 　　垂直爬升率(海平面) 　　　　A　　　　　　　　　　　 4.13m/s 　　　　B　　　　　　　　　　　 7.43m/s 　　实用升限 　　　　A　　　　　　　　　　　 4575m 　　　　B　　　　　　　　　　　 5700m 　　悬停高度 　　　　有地效，国际标准大气 　　　　　　A　　　　　　　　　 2590m 　　　　　　B　　　　　　　　　 4875m 　　　　有地效，国际标准大气+20℃ 　　　　　　A　　　　　　　　　 1830m 　　　　　　B　　　　　　　　　 4358m 　　　　无地效，国际标准大气 　　　　　　A　　　　　　　　　 1830m 　　　　　　B　　　　　　　　　 4389m 　　　　无地效，国际标准大气+20℃ 　　　　　　A　　　　　　　　　 975m 　　　　　　B　　　　　　　　　 3535m 　　航程(2分钟加温，标准燃油，无余油) 　　　　海平面 　　　　　　A　　　　　　　　　 431km 　　　　　　B　　　　　　　　　 371km 　　高度1525m 　　　　A　　　　　　　　　　　 478km 　　　　B　　　　　　　　　　　 429km 　　续航时间(海平面)　　　　　　2h

航空

MD500/530“防御者”

波音直升机公司

概　　况

　　MD500/530“防御者”是原美国休斯直升机公司(1985年8月27日并入麦克唐纳·道格拉斯公司，后又并入波音公司)在其MD500/530民用型系列直升机的基础上发展起来的军用型。除“陶”“防御者”外，其机体与民用500/530型相同。美陆军编号为AH-6、EH-6和MH-6。 　　MD500/530“防御者”有以下型别: 　　MD500M　OH-6A的最初加大功率型，由民用型MD500发展而来。发动机与MD500民用型相同，但燃油量为227升。该型于1968年4月首次交付使用，购买这种直升机的国家有: 日本、阿根廷、玻利维亚、丹麦、西班牙、墨西哥和菲律宾。阿根廷RACA公司和日本川崎重工业公司专利生产这种直升机，编号分别为369HM/OH-6J(现已停产)和369D/OH-6D。 　　MD500MD“防御者”　军用多用途型。机体和发动机与MD500D民用型相同，不同的是: 有自密封燃油箱、发动机进气道粒子分离器，选装设备有保护装甲、“黑洞”红外抑制器和包括“陶”式导弹在内的各种武器挂架。MD500MD“防御者”可执行各种任务：如训练、指挥和控制、侦察、轻型攻击、反潜、运兵和后勤支援等。此外，还能运载7名人员(包括驾驶员)。空中救护型除两名空勤人员外可载两副担架和两名医护人员。韩国航空公司按专利许可证装配这种直升机。 　　MD500MD侦察“防御者”　基本军用型。该型能携带各种武器，如14枚70毫米火箭和一挺7.62毫米“米尼冈”机枪，外加2000发子弹；一个40毫米榴弹发射器，和一挺7.62毫米EX34链式机枪，外加2000发子弹。肯尼亚陆军购买了15架，韩国购买了144架。 　　MD500MD/“陶”“防御者”　保留了最初MD500的机头，机头装有M65“陶”瞄准具。装有4枚“陶”式反坦克空地导弹。该型有4个武器吊舱，分别装在通过机身后下部的管状安装架的两边。可装艾利逊公司250-C20B，250-C20R或250-C30发动机。以色列空军购买30架，肯尼亚购买15架，韩国购买50架。 　　MD500MD/MMS“陶”　该型装有旋翼轴瞄准具，其它与MD500MD/“陶”“防御者”相同。 　　MD500MD/反潜“防御者”　反潜与水面搜索型。载两名机组人员，在从舰上或岸基起飞、执行典型反潜任务。1979年5月开始交付给中国台湾海军12架。 　　MD500MD“防御者”Ⅱ　多任务型。1980年夏开始研制。该型装有标准的 5片桨叶旋翼，也可选装4片桨叶的“低噪音”尾桨，其转速比标准的两片桨叶尾桨慢25%。据说噪声可减少47%。为了不被敌人发现，“防御者”Ⅱ直升机可借助旋翼轴瞄准具在树木或地形后面进行隐蔽悬停，而且还能观察战场远处的情况。只要稍作改装，就可安装为OH-6A研制的标准轻型航空电子设备。 　　MD500MG“防御者”　该型装有一台313千瓦艾利逊公司250-C20B涡轮轴发动机和MD500E型直升机所采用的旋翼系统。1986年2月，原麦克唐纳·道格拉斯公司向哥伦比亚空军交付了6架，1990年8月交付给菲律宾空军22架。 　　准军用MG“防御者”　1985年7月推出一种便宜的准军用MG“防御者”型，主要用于治安、边境巡逻、救援、反毒品和内部保安。这种直升机可采用MD500E或MD530F的机体结构。 　　MD530MG“防御者”　1982年末，原休斯直升机公司在听取了有经验的武装直升机驾驶员的意见之后，开始以民用型MD530F的机体和动力装置为基础研制MD530MG“防御者”。主要用于攻击点目标和反坦克，但同样也可用于侦察、昼夜监视、通用、货物吊运和轻型攻击。为MD530MG研制的综合驾驶舱装有一个紧凑的多功能显示器，扩大了座舱的视野，在整个飞行时间内都可以握杆操纵对直升机实施操纵。用总距和周期变距操纵杆可以控制所有武器投射、通信管理和飞行操纵。 　　MD530MG设计方案在1983年9月至11月期间确定。1984年5月4日，第一架验证机(N530MG)首次试飞，同年9月在法恩伯勒航空博览会首次公开展出。开始阶段，发动机功率与MD530F相同，但现在起飞降低使用功率改为317千瓦。可选装一个79.5升的内部辅助油箱。 　　“夜狐”(Nightfox)　1986年1月推出，用于夜间侦察和其它军事用途。该型装有前视红外热成像设备和夜视镜，武器与MD530MG的相同。交付4架MD500MG“夜狐”给哥伦比亚空军。“夜狐”分500MG“夜狐” 和530MG“夜狐”两种型式。 　　下列的各种H-6型别是美国陆军第160特种作战部队航空大队使用的型号。 　　EH-6B　OH-6A的改型，共改装4架。其中2架已改成AH-6C，另2架改成MH-6B。 　　MH-6B　OH-6A的改型，共改装24架，另有2架从EH-6B改装而来。4架已改装成AH-6C。1991～1992年间现役的10架MH-6B已全　　　　　 部出售。 　　AH-6C　OH-6A的改型，共改装了11架，另有6架从EH/MH-6改装而来。已损失6架，其余的仍在服役。 　　MH-6C　OH-6A的改型，共改装3架，仍在服役。 　　EH-6E　共制造3架，现已全部改装成MH-6H。 　　MH-6E　共制造了15架，有10架已改装成MH-6H，2架改装成MH-6J，目前只有一架MH-6E在服役。 　　AH-6F　共制造8架，其中6架已改装成AH-6G，剩余2架在服役。 　　AH-6G　共制造了4架，另在6架从AH-6F改装而成。 　　MH-6H　共制造2架，与MD530F类似，另有13架从EH/MH-6E改装而成。有2架已改装成MH-6J。目前只剩2架MH-6H在服役。 　　AH-6J　共制造了20多架，另有4架从MH-6E/H改装而成。采用无尾桨系统。 　　MH-6J　有少量生产，采用无尾桨系统。 　　AH-6F和MH-6E是在MD500MG的基础上改装的；AH-6G和MH-6F/H是在MD530MG的基础上改装的。这些型号都装有7.62毫米“米尼冈”机枪和火箭发射巢，还能携带“毒刺”空空导弹。MH-6E、MH-6F和MH-6H装有驾驶舱多功能显示器和前视红外装置，可与夜视镜配合使用。 　　美国陆军第160特种作战部队航空大队从1991年起重新装备采用无尾桨系统的型别。1991～1992年期间装备了30多架新造的AH-6J/MH-6J直升机。目前160特种部队有18架AH-6和18架MH-6直升机，绰号都叫“小鸟”(Little Bird)。AH-6J/MH-6J的航空电子设备与AH-6G武装型相同，并具有AH-6G武装型和MH-6H运输型的能力。为了便于运输，尾梁可折叠。可装7.62毫米M134“米尼冈”机枪，70毫米的火箭发射巢，12.7毫米机枪吊舱。可选装AIM-1激光指示器，AN/AAQ-16前视红外探测系统KNS 600飞行管理系统，AN/APN-209雷达高度表，GPS，塔康，奥米加/伏尔系统等。在机舱内可选装油箱，容量为110升或236升。 　　1997年，15架AH-6J和15架MH-6J计划改成6片桨叶旋翼和4片桨叶尾桨，装250-C30R-3发动机，传动功率为447千瓦，改进了发动机进气口，并对结构进行相应改进，最大起飞重量为2132千克。航空电子设备的改进包括：采用AN/ARC-220高频电台，AN/ARC-210卫星通信系统，数字式地图显示系统及H-764G GPS/惯性导航系统。 　　除了美国陆军装备外，MD500/530“防御者”还出口下列国家：哥伦比亚(6架500MG，3架530MG)，菲律宾(33架530MG)；另外，早期型MD500直升机还出口到：阿根廷(500D/M)，哥伦比亚(500D/M)，伊拉克(500D)，以色列(500MD)，肯尼亚(500D/M/MD/ME)，北朝鲜(500D/E)及韩国(500MD)。

MD500/530“防御者”

波音直升机公司

设计特点

　　旋翼系统　5片桨叶全铰接式旋翼，两片桨叶尾桨。 　　传动系统　简单的伞齿轮传动系统，可选装功率更大的传动系统。 　　机身　铝合金半硬壳式机体和尾梁结构。 　　尾部装置　T型尾部装置。 　　着陆装置　金属管滑橇式起落架，有油-气减震装置。可选装通用浮筒、雪橇和应急充气漂浮装置。还可选装高架滑橇。 　　动力装置　装一台313千瓦的艾利逊公司250-C20B，或335.5千瓦的250-C20R涡轮轴发动机，或一台485千瓦的250-C30涡轮轴发动机。 　　机载设备　AN/ACR-164超高频调幅通信电台、AN/ACR-115超高频调幅通信电台、AN/ACR-114甚高频/调频通信电台、ARN-89无线电罗盘、APX-72敌我识别应答器、AN/ASN-43航向陀螺、ID-1315航向方位指示器及C-6533/ARC机内通话器等。 　　武器　反潜型的机身下能携带两枚Mk44鱼雷；多任务型可装4枚“陶”式反坦克导弹的2个双联吊舱。还可选装机枪吊舱和火箭发射器。

MD500/530“防御者”

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技术数据

外形尺寸(A: MD500MD/“陶”、B: MD530MG，除注明外，其它数据均与MD500E/530F相同) 　　机身长 　　　　A　　　　　　　　　　　　7.62m 　　　　B　　　　　　　　　　　　7.29m 　　机高(至桨毂顶部) 　　　　A　　　　　　　　　　　　2.64m 　　　　B　　　　　　　　　　　　2.62m 　　　　B(装旋翼轴瞄准具)　　　　3.41m 　　机高(至垂尾顶部) 　　　　A　　　　　　　　　　　　2.71m 　　　　B　　　　　　　　　　　　2.59m 　　机宽(两滑橇间) 　　　　A　　　　　　　　　　　　1.93m 　　　　B　　　　　　　　　　　　1.96m 　　机宽(“陶”式导弹发射器间)　 3.23m 　　尾撑离地高度 　　　　A　　　　　　　　　　　　0.64m 　　　　B　　　　　　　　　　　　0.61m 重量及载荷 　　空重(装设备) 　　　　A　　　　　　　　　　　　849kg 　　　　B　　　　　　　　　　　　898kg 　　最大起飞重量 　　　　A(正常)　　　　　　　　　1361kg 　　　　A(最大超载)　　　　　　　1610kg 　　　　B(正常)　　　　　　　　　1406kg 　　　　B(最大超载)　　　　　　　1701kg 　　最大桨盘载荷 　　　　A　　　　　　　　　　　　0.31kN/m2 　　　　B　　　　　　　　　　　　0.305kN/m2 性能数据(除注明外，均为最大正常起飞重量) 　　最大允许速度(海平面)　　　　 241km/h 　　最大巡航速度 　　海平面　　　　　　　　　　　 224km/h 　　高度　　　　　　　　　　　　 1525m 　　　　A　　　　　　　　　　　　222km/h 　　　　B　　　　　　　　　　　　228km/h 　　最大爬升率(海平面) 　　　　A(国际标准大气)　　　　　8.67m/s 　　　　B(国际标准大气)　　　　　10.4m/s 　　垂直爬升率(海平面) 　　　　A　　　　　　　　　　　　4.13m/s 　　　　B　　　　　　　　　　　　7.42m/s 　　实用升限 　　　　A　　　　　　　　　　　　4635m 　　　　B　　　　　　　　　　　　>4875m 　　悬停高度(有地效) 　　　　A(国际标准大气)　　　　　2590m 　　　　B(国际标准大气)　　　　　4360m 　　　　A(国际标准大气+20℃)　　 1830m 　　　　B(国际标准大气+20℃) 　　3660m 　　　　A(国际标准大气+35℃)　　 1340m 　　　　B(国际标准大气+35℃)　　 2680m 　　悬停高度(无地效) 　　　　A(国际标准大气)　　　　　1830m 　　　　B(国际标准大气)　　　　　3660m 　　　　A(国际标准大气+20℃)　　 975m 　　　　B(国际标准大气+20℃)　　 2970m 　　　　A(国际标准大气+35℃)　　 732m 　　　　B(国际标准大气+35℃)　　 2120m 　　航程(标准燃油，2分钟预热，无余油) 　　　　A(海平面)　　　　　　　　376km 　　　　B(海平面)　　　　　　　　326km 　　　　A(高度1525m)　 　　　　　420km 　　　　B(高度1525m)　 　　　　　370km 　　续航时间(标准燃油，2分钟预热，无余油) 　　　　A(海平面)　　　　　　　　2h23m 　　　　B(海平面)　　　　　　　　1h56m 　　　　A(高度1525m)　 　　　　　2h35m 　　　　B(高度1525m)　 　　　　　2h7m

航空

MD520N

波音直升机公司

概　　况

　　MD520N是美国原麦克唐纳·道格拉斯公司(后并入波音公司)研制的5座轻型通用无尾桨直升机。1980年，美国陆军应用技术实验室和美国国防高级研究计划局与原休斯直升机公司(1985年8月27日并入麦克唐纳·道格拉斯公司)共同签订了一项价值为220万美元、为期24个月的合同，合同要求设计和制造一架无尾桨直升机(NOTAR)的原型机。 　　早在1975年，原休斯直升机公司就开始自己投资研究和发展无尾桨技术，并于1977～1978年期间开展了用反扭转力矩尾桨取代普通尾桨的飞行试验。 　　1981年，一架美国陆军的OH-6A直升机改装成无尾桨直升机的原型机，这架直升机的唯一变化是换装了全新的尾梁，取消了普通尾梁，利用尾梁前端的可变距风扇，尾梁右下侧开的一条0.85厘米宽的缝隙以及尾梁末端装的一个喷气舵来提供平衡旋翼扭矩所需的侧力和控制偏航运动。 　　1981年12月17日，此无尾桨直升机原型机首次飞行。两次成功飞行累计21分钟，飞了悬停、侧飞、左右90°、180°、270°和360°转弯飞行。后来，飞行速度达到203千米/小时，飞行过载达到了1.9g。为了消除悬停时的反向气流，在尾梁上加装了环形导流片，发动机尾喷管上加装了排气折流板。 　　1985年，无尾桨直升机原型机作了大量的修改。新修改的前机身外形与MD500E直升机的相似。装一台艾利逊公司250-C20B涡轮轴发动机。重新设计了复合材料叶片风扇。这种风扇与原金属叶片风扇相比，具有直径小、弦长大的特点。尾梁上开了第二条排气缝隙。1986年3月12日，这架原型机重新开始了试飞，至6月试飞结束，共飞行了400多小时，1990年10月该机被美国陆军航空博物馆收藏。 　　1988年2月，原麦克唐纳·道格拉斯公司宣布发展了民用型无尾桨直升机MD520N和MD530N。MD530N的第一架原型机于1989年12月29日作了首次飞行；MD520N于1990年5月1日首次飞行，1991年6月28日开始生产。MD520N的型号合格证于1991年9月31日取得。首批生产的MD520N于1991年10月31日交付给美国亚利桑那州凤凰城警察局。1992年9月MD520N创造了从法国巴黎到英国伦敦新的飞行速度纪录，总计飞行时间为1小时22分29秒。目前MD520N已在21个国家取得型号合格证。 　　主要型别有： 　　MD520N　MD500的无尾桨型，装一台335.6千瓦艾利逊公司250-C20R-2涡轴发动机。与MD500E相比有较高的飞行高度和较大的最大起飞重量。起飞时传动起飞功率317千瓦，最大连续功率280千瓦。燃油235升。 　　MD530N　装一台485千瓦艾利逊公司250-C30涡轮轴发动机。与MD520N相比增加了40%的功率以满足最大起飞重量时的高温高原性能，传动起飞功率317千瓦，最大连续功率261千瓦。燃油容量235升。 　　MD520N“防御者”(Defender)　MD520N的军用型，正在研制中，包括将美国陆军的一些AH/MH-6改装成MH-6J。 　　MD520N的订货量已有100多架，截至1997年1月已交付85架，用户遍布五大洲。MD520N的单价为93.5万美元(1997年币值)。

MD520N

波音直升机公司

设计特点

　　旋翼系统　5片桨叶全铰接式旋翼。桨叶用快卸销连接到层压钢片构成的桨毂上，以便折叠。每片桨叶由铝挤压大梁和整块铝蒙皮热胶接而成，桨叶可折叠。旋翼转速为477转/分，旋翼桨尖速度为208米/秒。 　　机身　类似于MD500E/530F。铝合金半硬壳式机体和尾梁结构。机身后段有蚌壳式舱门，由此可接近发动机及其附件。机身外形成雨滴状。为了提供良好的气动外形，机身顶部旋翼轴后面设有大整流罩。 　　尾部装置　取消了普通尾桨，采用无尾桨旋翼系统。 采用石墨复合材料尾梁，金属尾翼及垂尾，尾梁前端装有新的高效复合材料叶片可变距风扇，尾梁上开两条“康达”缝隙，尾梁末端开有百叶窗型气流出口。发动机驱动可变距风扇产生低压气流，经两条“康达”缝隙出来后温度和速度都降下来了，再与尾梁上方的旋翼下洗流一道流向尾梁左侧，从而产生用以平衡旋翼扭矩所需的侧力。同时，从风扇产生的一部分气流经百叶窗流向尾翼以提供悬停和前飞时所需的方向控制力。驾驶员可通过脚蹬来操纵百叶窗缝隙大小，从而控制气流方向和流量。平尾上两个垂尾与侧向推力导向叶片同步运动，在自转着陆中垂尾提供方向控制，以便能以小于37千米/小时的速度作无动力滑跑着陆。另外，尾梁下方还安装了一个固定小垂尾在盘旋时起稳定作用。1991年安装了增稳系统，可调节右侧垂尾来补偿意料之外的偏航运动。 　　无尾桨直升机的优点是，没有普通直升机尾桨的安全问题，提高了气动力效率，减小了噪音，降低了维护费用。无尾桨环量控制不需另外增装动力装置。无尾桨系统风扇转速为5388转/分。 　　着陆装置　金属管滑橇式起落架，有油-气减震装置。可选装应急浮筒。还可选装高架滑橇。 　　动力装置　装一台艾利逊公司250-C20R涡轮轴发动机，起飞时降低使用功率为317千瓦，最大连续功率为280千瓦。从1995年6月起，生产型直升机上装改进了的传动系统，传动功率为447千瓦，降低使用功率为317千瓦。

MD520N

波音直升机公司

技术数据

外形尺寸 　　旋翼直径　　　　　　　　　　　　　8.33m 　　机长(旋翼转动)　　　　　　　　　　9.78m 　　机身长　　　　　　　　　　　　　　7.77m 　　机高(至旋翼桨毂顶部) 　　　　标准滑橇　　　　　　　　　　　2.74m 　　　　加长滑橇　　　　　　　　　　　3.01m 　　　　(至垂尾顶部)　　　　　　　　　2.83m 　　平尾翼展　　　　　　　　　　　　　2.01m 　　滑橇间距　　　　　　　　　　　　　1.92m 面积 　　旋翼桨盘　　　　　　　　　　　　　54.51m2 重量及载荷 　　空重(标准)　　　　　　　　　　　　742kg 　　最大燃油重量　　　　　　　　　　　183kg 　　最大外挂重量　　　　　　　　　　　1004kg 　　最大起飞重量 　　　　标准　　　　　　　　　　　　　1519kg 　　　　外部载荷　　　　　　　　　　　1746kg 　　最大标准桨盘载荷　　　　　　　　　0.27kN/m2 　　最大标准功率载荷　　　　　　　　　4.80kg/kw 性能数据(除指明外，均为标准最大起飞重量、国际标准大气下) 　　最大允许速度　　　　　　　　　　　281km/h 　　最大巡航速度(海平面)　　　　　　　249km/h 　　最大爬升率(海平面) 　　　(国际标准大气)　　　　　　　　　9.4m/s 　　　(国际标准大气+20℃) 　　　　　　8.0m/s 　　实用升限　　　　　　　　　　　　　4320m 　　悬停高度(有地效，海平面)　　　　　2753m 　　　　　　(无地效，海平面)　　　　　1537m 　　　　　　(国际标准大气+20℃) 　　　1292m 　　航程(海平面)　　　　　　　　　　　402km 　　续航时间(海平面)　　　　　　　　　2h24m 　　噪声 　　　起飞　　　　　　　　　　　　　　85.4dB 　　　进场　　　　　　　　　　　　　　87.9dB 　　　侧向　　　　　　　　　　　　　　80.2dB

航空

MD600N

波音直升机公司

概　　况

　　MD600N是波音直升机公司在MD520N的基础上研制的单发轻型直升机，是MD520N的加长型，新的零部件不超过1%。1994年11月8日开始研制，原型机于1994年11月22日首飞。1995年3月在美国拉斯维加斯直升机展览上与观众见面。1995年3月28日开始生产，装生产型发动机和旋翼系统的原型机于1995年11月6日首飞。生产型原型机于1995年12月15日首飞，尔后成为适航证验证机，1996年5月底在进行控制转换试验期间，因旋翼和尾梁相撞，在紧急迫降时坠毁。该机坠毁后，改进了旋翼和尾梁间隙。第三架原型机于1996年8月18日首飞，1996年11月和1997年1月18日，在原型机自转降落时发生了事故。从而使取证和交付工作比原计划1996年12月18日有所推迟，最终MD600N于1997年5月15日取得型号合格证，1997年6月6日开始交付使用。 　　MD600N主要用于海滨巡逻、公务运输、医疗救护、空中摄影、旅游、执法等；也可用于武装侦察及执行其它军事任务。 　　截至1997年12月31日，MD600N总计交付15架，至2000年，市场需求预计达到150～180架。MD600N的单价为125万美元(1997年币值)。

MD600N

波音直升机公司

设计特点

　　旋翼系统　6片桨叶全铰接式旋翼。桨叶用快卸销连接到层压钢片构成的桨毂上，以便折叠。每片桨叶由铝挤压大梁和整块铝蒙皮热胶接而成，桨叶可折叠。 　　机身　类似于MD520N的机身。机身加长了1.68米。 　　尾部装置　类似于MD520N，取消了普通尾桨，采用无尾桨旋翼系统。 　　着陆装置　金属管滑橇式起落架，有油-气减震装置。可选装应急浮筒。还可选装高架滑橇。 　　动力装置　装一台艾利逊公司250-C47涡轮轴发动机，功率为603千瓦，起飞时降低使用功率为447千瓦，最大连续功率为429千瓦，带有全权数字式发动机控制系统。采用抗坠毁油箱，油箱位于地板下，燃油容量为454升。 　　传动系统　传动系统由镁合金制成，有重量轻、强度高、抗腐蚀性强。传动功率为447千瓦。 　　座舱　座舱能乘8名乘员(包括1名驾驶员)。旅客舱两边都有门，驾驶舱一边有门。座舱地板是平的，便于装运货物。座舱的布置可快速改变，以便适应不同任务的需要。

MD600N

波音直升机公司

技术数据

外形尺寸 　　旋翼直径　　　　　　　　　　　　　8.38m 　　机长(旋翼转动)　　　　　　　　　　11.25m 　　机身长　　　　　　　　　　　　　　9.30m 　　机宽(座舱处)　　　　　　　　　　　1.40m 　　机高(至旋翼桨毂顶部) 　　　　标准滑橇　　　　　　　　　　　2.65m 　　　　加长滑橇　　　　　　　　　　　2.96m 　　机高(至垂尾顶部) 　　　　标准滑橇　　　　　　　　　　　2.68m 　　　　加长滑橇　　　　　　　　　　　2.98m 面积 　　旋翼桨盘　　　　　　　　　　　　　55.18m2 重量及载荷(估计值) 　　空重　　　　　　　　　　　　　　　952kg 　　有用载荷 　　　　内载　　　　　　　　　　　　　907kg 　　　　外载　　　　　　　　　　　　　1225kg 　　最大外挂重量　　　　　　　　　　　1361kg 　　最大起飞重量 　　　　内载　　　　　　　　　　　　　1859kg 　　　　吊挂载荷　　　　　　　　　　　2131kg 　　最大桨盘载荷 　　　　内载　　　　　　　　　　　　　0.33kN/m2 　　　　吊挂载荷　　　　　　　　　　　0.38kN/m2 　　最大功率载荷 　　　　内载　　　　　　　　　　　　　3.06kg/kw 　　　　吊挂载荷　　　　　　　　　　　3.51kg/kw 性能数据(暂定) 　　最大允许速度　　　　　　　　　　　282km/h 　　最大巡航速度 　　(海平面至1525m，国际标准大气)　　 248km/h 　　最大爬升率(海平面，国际标准大气)　9.02m/s 　　最大飞行高度　　　　　　　　　　　6100m 　　悬停高度(有地效，国际标准大气)　　3505m 　　　　　　(无地效，国际标准大气)　　2070m 　　航程(海平面)　　　　　　　　　　　620km 　　(1830m高，国际标准大气)　　　　　 703km 　　续航时间(海平面)　　　　　　　　　3h42m

航空

RAH-66“科曼奇”

波音直升机公司/西科斯基飞机公司

概　　况

　　RAH-66是美国波音直升机公司和西科斯基飞机公司联合研制的双座侦察/攻击和空战直升机。1981年美国陆军提出轻型直升机实验(LHX)计划，要求研制一种轻型攻击/侦察/空战直升机，用来代替3000多架现役的UH-1，AH-1，OH-58和OH-6直升机，最初计划约需5000多架，1987年减为2096架，仅用于侦察和攻击，1990年又减至1292架。最后的需求量有可能减至1070架。 　　1988年6月21日，LHX计划发出招标，翌年10月31日波音/西科斯基第一小组和贝尔/原麦道超级小组分别与美国陆军签订为期23个月的演示/验证合同。1988年10月确定使用LHTEC T800发动机，并对其提出技术要求。1990年LHX计划改为LH计划。1991年4月5日波音/西科斯基小组宣布获胜。1991年4月美国陆军正式命名该机为RAH-66“科曼奇”。在78个月的演示/验证工作中原计划制造4架YRAH-66原型机(1992年减至3架，1994年又减至2架)，另外加上静力试验机和推进系统试验台。1993年12月完成原型机的临界设计审查。 　　经过多次变更研制计划后，1995年初，美国陆军重新制定了项目计划。目前“科曼奇”项目的最新计划是：制造2架原型机；在2001年，6架具有初步作战能力的直升机(仅带侦察设备，不带武器)进入美国陆军试验单位服役，进行为期2年的作战研究；2003年做出生产决定；至2006年，8架RAH-66要飞6500小时以上；2007年，装备两架生产型直升机外加6架具有初步作战能力直升机(加装武器)，从而组成第一个作战单位。 　　1995年5月25日，首架原型机出厂，1996年1月4日首飞，飞行了36分钟。截至1997年底，首架原型机已累计飞行62小时，56个起落。第二架原型机于1998年试飞，主要是试验综合任务设备包(MEP)，其中包括数字式航空电子设备，通信设备及目标探测系统。 　　1993年5月，T800的改进型T800-LHT-801涡轮轴发动机完成初始设计审查，1994年3月试车，1995年3月完成临界设计审查。 　　波音直升机公司负责旋翼和尾桨，西科斯基飞机公司负责前机身和最后总装。参加波音/西科斯基小组的合作伙伴有: 波音航宇和电气公司负责飞行控制计算机；通用电气公司武器系统分部负责旋转机枪和进气道装置；汉密尔顿标准公司负责飞行控制计算机、宽视野头盔显示系统、飞行数据系统、环境控制系统和总距保护系统和纵向操纵计算机；哈里斯公司负责三维数字式图形显示器，超高速运行数据总线，传感器数据分布网，多功能控制和显示系统；凯撒电子公司负责头盔显示系统；林克飞行模拟公司负责驾驶员培训系统；马丁·玛丽埃塔公司负责电光夜间导航和目标系统；TRW军事电子分部和威斯汀豪斯国防电子公司负责生产单通道数据处理机和飞机救生设备。 　　整个计划费用为340亿美元，其中包括19.6亿美元的演示/验证费用和9亿美元的全尺寸研制工程。但由于原型机从6架减少至3架，在1993～1997年间演示/验证/全尺寸研制工程的总费用减少为22.4亿美元。1993年初估计的出厂价为1300万美元；1994年估计的采购单价为2100万美元，项目单价为2700万美元。新计划在1996～2001财年间为该项目安排了21.8亿美元，1997财年研制发展费用为3.386亿美元；2架原型机和6架具有初步作战能力的直升机演示/验证阶段费用为54.295亿美元。

RAH-66“科曼奇”

波音直升机公司/西科斯基飞机公司

设计特点

　　旋翼系统　5片桨叶全复合材料无轴承旋翼系统。旋翼桨叶可拆换。尾桨为8片桨叶涵道尾桨，可承受12.7毫米的子弹射击，一片尾桨叶损坏时尾桨仍能工作30分钟。主旋翼转速为355转/分，桨叶的桨尖速度221米/秒。 　　传动系统　分级扭矩传动系统，不需要行星齿轮。传动功率为1639千瓦。 　　短翼　可拆卸短翼，用于挂载备用武器或辅助油箱。 　　机身　以复合材料(碳纤维和凯夫拉)为主的机身结构。机身由复合材料箱形梁和不承力的蒙皮板组成，一半以上的蒙皮板通过铰接固定，以便于拆卸并接近传感器和武器设备，利于维护工作。机头下部有雷达和红外信号器。C-5运输机能运输8架RAH-66直升机(主桨叶拆下)，运到目的地后，20分钟就可使RAH-66起飞。RAH-66作战时再次出动准备时间为13分钟。 　　尾部装置　T形尾部装置，上部向下折叠以利于运输。 　　着陆装置　可收放后三点尾轮式起落架。主起落架、尾轮均为单轮，主起落架可“下跪”，以便于运输。 　　动力装置　两台艾利逊/加雷特公司1068千瓦的T800-LHT-801涡轮轴发动机。有全权数字式发动机控制系统。内部燃油容量1142升。四个外挂油箱的容量为3407升。内外油箱的总容量为4548升。 　　座舱　串列阶梯式座舱，驾驶员在前，武器操作员在后。座舱密封，可防御化学/生物武器。机组人员座椅可抗11.6米/秒的垂直速度坠地。 　　系统　复式三通道电传操纵系统，带有周期变矩操纵杆和总矩操纵杆。主旋翼桨叶拆卸不需断开控制系统。 　　机载设备　夜视导航系统和头盔显示器、综合驾驶舱、第二代前视红外瞄准装置和数字地图显示器。复式抗干扰甚高频调频和特高频调幅战术通信设备、甚高频调幅电台、抗干扰高频单边带电台、机载目标转交系统、全球定位系统、敌我识别器和雷达高度表。激光告警和雷达告警接收机，射频和红外干扰机。 　　电子设备与美国空军的F-22有很多相同之处。座舱内有两个15.2厘米×20.3厘米平面屏幕液晶显示器，一个是黑白前视红外电视，一个是彩色的用于显示地形移动、战术位置和夜间作战，另外还有两个8.9厘米×18.5厘米的黑白液晶显示器用于燃油、武器和通信信息显示。三条余度数据总线，一条是低速的MIL-STD-1553B，一条是高速的，还有一条是超高速光纤维数据线用于信号数据配置。 　　至少有三分之一RAH-66直升机装小型的“长弓”雷达。还装有激光测矩仪/指示器，激光、化学和雷达告警接收机，射频和红外干扰发射机等。 　　武器　机头下方旋转炮塔内装有GIAT三管20毫米口径机炮，备弹量为500发，执行主要任务时射速为320发/分。机身两侧各有一个单开门武器舱，每侧可载3枚“海尔法”或6枚“毒刺”导弹或其它武器。每侧的选装短翼翼尖可载4枚“海尔法”或8枚“毒刺”导弹，或自转场副油箱。

RAH-66“科曼奇”

波音直升机公司/西科斯基飞机公司

技术数据

外形尺寸 　　旋翼直径　　　　　　　　　11.90m 　　尾桨直径　　　　　　　　　1.37m 　　尾桨叶弦长　　　　　　　　0.17m 　　机长(旋翼旋转)　　　　　　14.28m 　　机身长(炮管除外)　　　　　13.20m 　　机身最大宽度　　　　　　　2.04m 　　机高(至垂尾顶端)　　　　　3.37m 　　主轮距　　　　　　　　　　2.31m 　　平尾翼展　　　　　　　　　2.82m 面积 　　旋翼桨盘　　　　　　　　　111.22m2 　　涵道尾桨　　　　　　　　　1.48m2 重量及载荷(估计) 　　空重　　　　　　　　　　　3522kg 　　最大有用载荷　　　　　　　2296kg 　　起飞重量(主要任务，两名乘员，内部燃油，320发/分射速的机枪，4枚“海尔法”和2枚“毒刺”导弹)　4807kg 　　最大起飞重量(高温高原)　　5819kg 　　　　　　　　(自行转场)　　7896kg 　　最大桨盘载荷　　　　　　　0.69kN/m2 　　最大功率载荷　　　　　　　4.82kg/kw 性能数据(估计值,高度1220m，35℃) 　　最大平飞(冲刺)速度　　　　324km/h 　　垂直爬升率　　　　　　　　7.2m/s 　　转场航程(外部燃油)　　　　2334km 　　续航时间(标准燃油)　　　　2h30m 　　过载　　　　　　　　　　　+3.5/-1g

航空

S-70A

西科斯基飞机公司

概　　况

　　S-70A是美国西科斯基飞机公司为美国陆军研制的双发单旋翼战斗突击运输直升机。美国陆军编号为UH-60A、UH-60C、UH-60L、UH-60Q，绰号为“黑鹰”(Black Hawk)，其编号分别为AH-60L、EH-60A、MH-60A、MH-60K和MH-60L；美国空军的编号为UH-60A、HH-60G、MH-60G，绰号为“铺路鹰”(Pave Hawk)；美国海军的编号为CH-60；美国海军陆战队编号为VH-60N；以色列空军名称为猫头鹰(Owl)；日本空军的编号为UH-60J和UH-60JA。S-70是公司的编号。该机是UH-1的后继机，是美国陆军80年代运输直升机的主力。 　　1972年初，经美国国防部批准，美国陆军发出“通用战术运输系统”(UTTAS)招标，要求研制一种双发、单旋翼、有良好高温性能和空中机动能力的运输直升机，从70年代后期开始提供使用。该机的主要任务是战斗突击运输，但不需任何改装就可执行伤员疏散、侦察、指挥及兵员补给等任务。 　　1972年8月底，美国陆军选中西科斯基飞机公司的YUH-60A和波音·伏托耳公司(现波音直升机公司)的YUH-61A两种方案，要求这两家公司各制造3架试飞原型机和一架地面试验机体。西科斯基飞机公司YUH-60A的第一架原型机于1974年10月17日首次试飞。波音·伏托耳公司YUH-61A的第一架直升机于1974年11月29日首次试飞。两种原型机于1976年进行了为期7个月的对比试飞后，西科斯基飞机公司的YUH-60A于1976年12月23日宣布获胜。 　　1977年8月，S-70开始生产，1978年10月生产型直升机首次试飞。1979年4月交付给美国陆军航空兵中心，用以训练飞行员。1979年6月第一架作战用UH-60A交付部队使用。 　　UH-60A投产后，陆军补充要求该机必须具备自行部署能力，在载11名全副武装士兵、周围气温35℃和1220米高原仍能起飞的条件下，转场航程能达到1600千米。1981年2月，陆军提出研制“外挂物吊挂系统”(ESSS)计划，这项1140万美元的合同批给了西科斯基飞机公司，要求在24个月内完成任务。“外挂物吊挂系统”是机体结构中固有装置和4个可拆掉的外挂架的组合，可用来悬挂油箱和各种武器。安装这种系统后，直升机每一侧均可载2268千克以上货物；机内可载两个1703升的油箱，机外可载两个870升的油箱，因而UH-60A直升机在不进行空中加油的情况下靠自带油箱就可以飞行2220千米。由于采用这种“外挂物吊挂系统”，“黑鹰”直升机能携带“海尔法”反坦克导弹、机炮或M56布雷舱、电子对抗舱、火箭和摩托车。1982年5月，进行了“海尔法”反装甲导弹的发射试验。这些试验是在直升机前飞、后飞及有侧风情况下完成的。 　　到1997年美国陆军投资购买了1588架S-70A，已交付1545架；美国空军购买了112架，已交付83架；美国海军购买了42架；美国国防部对外军品销售部购买了34架；美国缉毒机构接受了5架；有23架作其它用途。美国陆军的“黑鹰”主要在夏威夷、韩国、巴拿马、德国及陆军国民警卫队和陆军预备队中服役。到1994年5月，S-70共生产了2000架。 　　截止到1997年，S-70还出口到下列国家：阿根廷(1架)、澳大利亚(39架，另有38架未交付)、巴林(1架)、巴西(4架)、文莱(7架)、中国(24架)、哥伦比亚(21架)、埃及(4架)、中国香港(3架)、日本(1架，另有2架未交付)、约旦(3架)、韩国(13架，另有113架未交付)、马来西亚(1架)、墨西哥(2架)、摩洛哥(2架)、菲律宾(2架)、沙特阿拉伯(21架)、中国台湾(14架)、土耳其(57架)、英国(1架)。 　　UH-60L单价为860万美元；MH-60G单价为1020万美元(1997年)。 　　S-70的主要型别有： 　　YUH-60A　竞争试验用原型机。 　　UH-60A“黑鹰”　主要生产型直升机。1978年10月首次飞行，1979年6月19日开始交付使用。虽然UH-60A原本是为载11名全副武装士兵和3名空勤人员而设计的。但该机具有大型座舱，因此在不进行任务更改的情况下就能用于完成医疗救护运输、侦察、指挥和控制，以及部队补给等任务。直升机的外部货钩还可吊挂4082千克货物。UH-60A在设计时还考虑了便于运输的因素，如果使用西科斯基飞机公司研制的空运设备，一架C-130“大力士”飞机可运一架UH-60A，一架C-141“运输星”可运两架UH-60A，而一架C-5“银河”大型运输机则可运输6架UH-60A。 　　1987年6月，UH-60A在各种飞行条件下通过昼夜发射“海尔法”导弹完成了导弹发射鉴定。空中目标交接系统也已通过鉴定。从1985年11月起，生产的UH-60A安装了适合夜视镜的座舱照明，并且对以前生产的UH-60A进行了这方面的改装。1987年美国陆军开始试验布雷系统，可布反坦克和攻击人员的地雷。1987年，UH-60A和EH-60A安装了线路撞击保护装置，并安装了数据记录器。美国陆军装备了983架UH-60A。 　　“增强黑鹰”(Enhanced Black Hawk)　主动和被动自卫系统结合在一起，1989年11月，改装了15架UH-60A/L交付给在韩国的美国陆军使用。 　　JUH-60A　至少7架暂时用于试验。 　　GUH-60A　用于地面技术训练的机体(至少20架)。 　　HH-60D“夜鹰”(Night Hawk)　美国陆军的战斗救援型，已完成了一架原型机。 　　EH-60A　电子对抗型。1980年10月，美国陆军和西科斯基飞机公司签订合同，要求机上安装816千克“迅速定位”ⅡB电子干扰设备，以截获、监控和干扰敌方的战场通信。YEH-60A于1981年9月24日首次试飞。1984年10月特雷柯航宇公司承担了这项5100万美元的改型合同，要求把40架UH-60A改装成EH-60A电子对抗/电子支援型。第一架生产型EH-60A于1985年末完成，1987年7月首次交付作为美国陆军特种电子任务飞机(SEMA)计划的一部分。到1987财年已投资购买了66架，1989年完成计划。 　　该型机装有拦截/定位的调幅、调频、载波和单边带无线电发射设备，带宽为8、30或50千赫。可抑制甚高频通信。 　　MH-60A　由UH-60A改型，约30架供美国陆军第160特种空中作战联队使用。 　　VH-60A　美国海军陆战队要求在1986财年的国防预算中投资制造9架VH-60A，以便这些直升机替换海军第一直升机中队行政分遣队的贝尔UH-1N，作为首脑和行政专机。有坚固的减速器，气象雷达，SH-60B使用的飞控系统，空速指示器，座舱隔音设备，要人室，座舱话务员室等各种设备和布局。 　　UH-60C　正在研制中的指挥控制型。美国陆军已在50多架UH-60A中装有柯林斯公司AN/ASR-15B/C控制台。美国陆军航空指挥和控制系统UH-60C原型机正在进行试验。该系统结构包括有增强的界面终端，带有5个工作站。UH-60C能与作战飞机、其它直升机、作战车辆及士兵进行通信。 　　HH/MH-60G“铺路鹰”(Pave Hawk)　UH-60A/L的改型，代替美国空军HH-60D“夜鹰”救援直升机。在1982～1983年间，10架供美国空军第55航宇救援和回收中队使用，最初的改型和UH-60A相似。后来逐渐安装了燃油探测器、救援绞车、443升内部辅助燃油箱(有一些装700升内部辅助燃油箱)、燃油系统控制板、多普勒惯性导航系统、电子地图显示器、塔康、AN/APN-239轻型气象/地形显示雷达、卫星通信设备及12.7毫米机枪等。在1987财年，有9架直升机改装成MH-60G。在1988～1992财年期间，总计改装了84架，1997财年改装8架。 　　MH-60K　在“黑鹰”基础上研制的特种作战直升机。1988年1月开始研制，1990年8月10日试飞。1992交付首批10架。这种直升机带有2个870升外挂油箱及2个700升内部油箱，具有空中加油能力，装有综合电子装置，AN/AAQ-16前视红外探测系统，AN/APQ-174B地形跟踪雷达。 　　SH-60B“海鹰”　美国海军反潜/反舰侦察与瞄准型。 　　SH-60F“海鹰”　美国海军舰载型。用于替换SH-3D“海王”直升机。 　　HH-60H和HH-60J“坚鹰”(Jayhawk)　美国海军战斗搜索和救援/特种战斗用直升机。 　　UH-60J　日本为空军和海上自卫队制造的S-70A-12的编号。 　　UH-60JA　日本陆上自卫队的型别，1995年开始采购，总需求量为50～70架。 　　UH-60L　UH-60A改进型。1988年3月22日首飞，自1989年10月开始在UH-60A生产线上转产UH-60L，1989年11月7日开始交付。 　　MH-60L　类似于MH-60A，是美国陆军的加强型。 　　AH-60L　突击直升机。MH-60L的改进型，1990年开始改装。装有前视红外探测系统、雷达和标准的UH-60支援系统。美国陆军第160特种空中作战联队的2个“黑鹰”联队都有一个MH-60K作战分队和一个AH-60L作战分队。 　　UH-60M　美国陆军原计划的加强型，1989年初取消而采用UH-60L。 　　VH-60N　美国海军的行政用机，美国海军HMX-1中队的行政飞行小分队装备有9架VH-60N，用来替代UH-1N。1988年11月开始交付使用。装有更坚固的齿轮箱，气象雷达，SH-60B中使用的飞控系统和空速表，座舱隔音设备，要人专机内部设备，座舱无线电台，更先进的航空电子设备等。美国海军的编号为“白鹰”(White Hawk)。 　　UH-60P　UH-60L的韩国陆军型，对电子设备进行了一些改进。3架UH-60L于1990年12月10日首次交付。80架UH-60P的剩余部分在韩国装配，整个项目5年完成，耗资5亿美元。57架改进型正在交付之中，至1997年底已交付113架UH-60P。第三批(60～80架)从1999年开始交付。 　　UH-60Q　美国陆军的医疗撤离/搜索和救援直升机。1990年初开始研制，用来替代UH-1V。UH-60A改装的原理样机于1993年1月31日首飞，1993年3月12日交付给国家警卫队，从1993年9月起进行为期12个月的评估。至2002年计划将首批87架UH-60A改装成UH-60Q。美国陆军最终有可能需要363架该型直升机。UH-60Q能装运6副担架及伤员，装有供氧系统等急救设备。 　　CH-60　1996年美国海军直升机总计划中未来的新一代直升机。计划用来替代2012年退役的CH/HH-46D、HH-60H、SH-3直升机。CH-60的设计是以UH-60L为基础，装T700-GE-401C发动机，采用SH-60的动部件，并采用旋翼自动折叠系统、尾梁折叠系统、改进的齿轮箱、旋翼刹车、自动飞控系统、救援绞车、具有从舰上空中加油的能力。 　　1995年6月由UH-60L改装的CH-60首次进行演示飞行。1996年开始详细设计，1997年10月6日首飞，1997年11月19日进行首次着舰演示。1998年初决定进行低速生产，1999年4月开始交付。美国海军最终需要250架。 　　S-70A出口型　根据出口到不同的国家和地区，S-70A的出口型编号为S-70A-1/1L/5/9/11/12、S-70A-16(～19)、S-70A-21/22、S-70A-24(～28)、S-70A-30。 　　S-70C　民用型。

S-70A

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设计特点

　　旋翼系统　4片桨叶的铰接式旋翼。桨叶采用在低速和高M数时能满足升力要求的高升力翼型，相对厚度9.5%。为了避免前行桨叶在巡航飞行时产生气流分离，桨叶中段翼面的前缘下垂，后缘有调整片。从桨根到桨尖扭转18°，桨尖后掠20℃。每片桨叶由下列各部件组成：空心钛合金圆形大梁、Nomex蜂窝芯、石墨后缘和桨根、玻璃钢/环氧树脂蒙皮、塑料前缘配重以及钛合金前缘包条、凯夫拉桨尖等。桨叶的设计使用寿命无限，桨叶耐23毫米机炮损伤。充压并装有气压表保证整片桨叶结构完整和破损安全。旋翼和尾桨的每片桨叶前缘都有电加温防冰覆盖层。桨毂用钛合金整体锻造而成，桨毂上采用弹性轴承，不需润滑，减少了零件数量，维护工作量减少60%。桨毂顶上装有双线减摆器。桨叶可人工折叠。美国陆军和西科斯基飞机公司还将在30架UH-60A直升机上安装检测旋翼载荷的使用监控器，以便于美国陆军和西科斯基飞机公司确定动力部件的最佳更换时间。旋翼主轴可放低，以便存放和空运。4片桨叶尾桨，其翼型与主旋翼桨叶的相同。尾桨采用碳纤维复合材料十字梁结构。尾桨在垂尾右侧，安装角相对轴线向左倾斜20°。UH-60L从1997年起采用了改进的旋翼系统，该旋翼改进了桨叶桨尖形状，桨叶弦长增加了16%。 　　传动系统　采用普通的传动装置。两台发动机功率通过自由离合器输入主减速器。在UH-60A中主减速器传动功率为2109千瓦，在装T700-GE-701C发动机的直升机中主减速器的传动功率为2535千瓦。主减速器由三个单元体组成：两个伞齿轮单元体和一个游星齿轮单元体。每个单元体都有各自独立的润滑系统和故障报警系统。发动机输出功率通过两个伞齿轮单元体传递到游星齿轮单元体并车。由于采用单元体结构形式，简化了维护工作，在外场条件下，用普通扳手即可更换。整个传动系统可在无润滑条件下干运转30分钟。中间减速器和尾减速器用滑油润滑。 　　机身　机身扁平，为普通的半硬壳式轻合金抗坠毁结构。4条纵向龙骨梁和4个主要承力框连接在一起。直升机坠毁后，乘客生存率达85%，驾驶舱和座舱可承受垂直坠毁速度为11.5米/秒、侧向撞击速度为9.1米/秒、经向撞击速主为12.2米/秒。机身也同时能承受向前20g和向下10g的碰撞。驾驶舱门、座舱罩，整流罩和发动机外壳都使用玻璃纤维和凯夫拉等复合材料。 　　尾部装置　尾斜梁式结构，右侧装一副向左倾斜的尾桨。平尾面积较大，可改变迎角，其操纵系统可感受空速、总距杆位置、俯仰姿态变化率以及横向加速度的变化。直升机悬停时，平尾迎角为+34°，自转下滑时迎角为-6°。平尾有两套电驱动装置和一套人工操纵的备用装置。尾梁可迅速从尾斜梁前面向右折叠，以便运输和停放。 　　着陆装置　不可收放单轮式后三点起落架。起落架可承受9g的着陆冲击载荷。主轮和尾轮均装减震装置。主轮规格26×10.00-11，胎压8.96～9.65×105帕；尾轮规格15×6.00-6，胎压6.21～6.55×105帕。 　　动力装置　两台通用电气公司的T700-GE-700涡轮轴发动机，单台功率为1210千瓦。出口型直升机选用最大起飞功率1285千瓦的T700-GE-701A涡轮轴发动机。自1989年起交付的UH-60L装两台T700-GE-701C发动机，单台中等功率为1340千瓦。两台发动机都具有单独的润滑系统和进气道粒子分离器。座舱后部装有两个容量为1361升的防撞、防弹油箱，每个油箱都有压力加油口和重力加油口。能内部装载或外挂辅助油箱。 　　座舱　二人制驾驶舱。正副驾驶员座椅都有防护装甲，第3个空勤人员座椅设在机舱内炮手位置上。驾驶舱与主舱相通，主舱可载11名全副武装的士兵，高密度布局时可载14名士兵，或载20名带轻武装的士兵。用于医疗救护可拆除8副士兵座椅而安放4副担架，最多可运载6副担架及伤员。外部货钩能承载3630千克载荷，因此，UH-60A直升机可运输105毫米榴弹炮及炮车的5名操纵员和50发炮弹。座舱内有加温和通风设备，风挡玻璃有电加温防冰装置。可选装承载能力为272千克的救援绞车。机身两侧各有一扇大的滑动舱门，以便于快速进出机舱。S-70的行政用机可按载运7～12名乘客布置。 　　系统　两套独立的液压系统以及电气系统。液压系统工作压力为206×105帕。主系统和备用系统是分开的，关键部件都装有防护装甲。使用太阳公司的67千瓦T-62T-40-1辅助动力装置，加雷特公司的发动机起动系统、本迪克斯公司的30/40千伏安和20/30千伏安发电机、17安时的镍镉蓄电池以及灭火装置。美国陆军使用的飞机还加装旋翼桨叶防冰系统。 　　机载设备　通用设备有：AN/ARC-186甚高频/调频通信电台，AN/ARC-115甚高频/调幅通信电台，AN/ARC-164超高频/调幅通信电台，AN/ARC-186(V)甚高频/调幅/调频通信电台，AN/APX-100敌我识别应答机，TSEC/KT-28保密话音通信装置。其它设备有：AN/ARN-89自动定向器，AN/ARN-123(V)1甚高频全向无线电信标/无线电信标台/滑行着陆接收机，AN/ASN-43陀螺罗盘，AN/APN-209(V)2雷达高度表，AN/APR-39(V)1雷达告警接收机及AN/ALQ-144红外干扰器等。 　　武器　近几年生产的UH-60A/L增装了外挂载荷支承系统，直升机每侧可挂载2268千克武器或油箱，可携带16枚“海尔法”激光制导反装甲导弹、机枪或M56布雷器、FIM-92“毒刺”空空导弹、电子对抗舱、火箭等。座舱前部两侧可各装一挺12.7毫米或7.62毫米机枪。

S-70A

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技术数据

外形尺寸 　　旋翼直径　　　　　　　　　　16.36m 　　旋翼桨叶弦长　　　　　　　　0.53m 　　尾桨直径　　　　　　　　　　3.35m 　　机长 　　　　旋翼和尾桨转动　　　　　19.76m 　　　　旋翼和尾斜梁折叠　　　　12.60m 　　机身长 　　　　UH-60A/MH-60G(不含空中加油管)　15.26m 　　　　MH-60G(含伸缩加油管)　　　　　 17.38m 　　机身最大宽度 　　　　UH-60A　　　　　　　　　2.36m 　　　　MH-60G(带副油箱)　　　　5.46m 　　机身最大高度　　　　　　　　1.75m 　　机高 　　尾桨转动　　　　　　　　　　5.13m 　　至尾桨顶部　　　　　　　　　3.76m 　　空运结构　　　　　　　　　　2.67m 　　平尾翼展　　　　　　　　　　4.38m 　　平尾翼弦　　　　　　　　　　0.88m 　　主轮距　　　　　　　　　　　2.71m 　　前后轮距　　　　　　　　　　8.83m 　　尾桨离地高度　　　　　　　　1.98m 　　舱门(高×宽)　　　　　　　　1.37m×1.75m 内部尺寸 　　座舱容积　　　　　　　　　　11.6m3 面积 　　旋翼桨叶(每片)　　　　　　　4.34m2 　　尾桨桨叶(每片)　　　　　　　0.41m2 　　旋翼桨盘　　　　　　　　　　210.15m2 　　尾桨桨盘　　　　　　　　　　8.83m2 　　平尾　　　　　　　　　　　　4.18m2 　　垂直安定面　　　　　　　　　3.00m2 重量及载荷 　　空重 　　　　UH-60A　　　　　　　　　5118kg 　　　　UH-60L　　　　　　　　　5224kg 　　载荷 　　　　内载(UH-60A/L)　　　　　1197kg 　　　　吊挂(UH-60A/L)　　　　　3629kg 　　任务起飞重量 　　　　UH-60A　　　　　　　　　7484kg 　　　　UH-60L　　　　　　　　　7907kg 　　　　HH-60G　　　　　　　　　8119kg 　　　　MH-60K　　　　　　　　　11113kg 　　最大起飞重量 　　　　UH-60A　　　　　　　　　9185kg 　　　　UH-60L　　　　　　　　　11113kg 　　最大桨盘载荷 　　　　UH-60L(任务起飞重量)　　0.36kN/m2 　　　　UH-60L(最大起飞重量)　　0.52kN/m2 　　最大功率载荷 　　　　UH-60L(任务起飞重量)　　3.04kg/kw 　　　　UH-60L(最大起飞重量)　　4.20kg/kw 性能数据(除注明处外，均为UH-60A在任务起飞重量下) 　　最大允许速度(UH-60L)　　　　361km/h 　　最大平飞速度(海平面)　　　　296km/h 　　最大平飞速度(最大起飞重量)　293km/h 　　最大巡航速度(高度1220m，35℃) 　　　　UH-60A　　　　　　　　　257km/h 　　　　UH-60L　　　　　　　　　294km/h 　　巡航速度(单发，高度1220m，35℃)　195km/h 　　垂直爬升率(高度1220m，35℃) 　　　　UH-60A　　　　　　　　　>2.08m/s 　　　　UH-60L　　　　　　　　　7.9m/s 　　实用升限 　　　　UH-60A　　　　　　　　　5790m 　　　　UH-60L　　　　　　　　　5835m 　　悬停高度 　　　有地效，35℃　　　　　　　2895m 　　　无地效，国际标准大气　　　3170m 　　　无地效，35℃ 　　　　UH-60A　　　　　　　　　1705m 　　　　UH-60L　　　　　　　　　2330m 　　航程(最大起飞重量，最大机内燃油，30分钟余油) 　　　　UH-60A　　　　　　　　　592km 　　　　UH-60L　　　　　　　　　584km 　　航程(在外挂架上吊挂外部油箱) 　　　　两个870升油箱　　　　　　　　　1630km 　　　　两个870升油箱和两个1703升油箱　2222km 　　续航时间 　　　　UH-60A　　　　　　　　　2h18m 　　　　MH-60G(最大燃油)　　　　4h51m 　　　　UH-60L　　　　　　　　　2h6m

航空

S-70B

西科斯基飞机公司

概　　况

　　S-70B是美国西科斯基飞机公司为参加美国海军“轻型空中多用途系统”(LAMPS)竞争而研制的双发、单桨多用途直升机，是S-70的改型。美国海军编号有：SH-60B和SH-60R，绰号“海鹰”(Sea hawk)；SH-60F及HH-60H。美国海岸警卫队编号HH-60J，绰号“坚鹰”(Jay hawk)。西班牙海军编号HS.23。日本海上自卫队的编号为SH-60J。中国台湾海军的编号为：S-70C(M)-1和S-70C(M)-2，绰号为“雷鹰”(Thunderhawk)。 　　1977年9月，西科斯基飞机公司用S-70B击败了竞争对手波音237之后，得到了270万美元的工程研制费用，开始了“海鹰”的详细设计工作。同时，通用电气公司也得到价值54.7万美元的合同，进一步研究T700先进技术涡轮轴发动机，增加发动机功率并改善发动机的抗腐蚀性能。国际商业机器公司也得到1790万美元合同，继续研制用于完成“轻型空中多用途系统”LAMPS MkⅢ任务所需的主要电子设备。 　　1978年2月28日，美国国防部授权西科斯基飞机公司全面研制SH-60B，签订了价值1.93亿美元的合同，研究、制造和试飞5架原型机和1架地面试验机体。1978年7、8月间，该公司用一架由UH-60A改装的SH-60B飞机在巡洋舰和驱逐舰上作了机舰相容性试验。1979年3月29日，第一架“海鹰”原型机开始总装，1979年8月30日出厂。1979年12月12日首次试飞。到1982年中，5架原型机累计飞行3000小时，其中包括广泛的舰上试验。1982财年批准生产首批18架SH-60B直升机，1984年又批准生产另外27架飞机。第一架生产型“海鹰”直升机1983年2月11日首次飞行。1983年4月，生产型SH-60B开始交付使用。1993年，美国海军的计划进行了改变，导致SH-60B/F生产过早结束。1998年SH-60B/F又以SH-60R编号重新制造。 　　美国海军原计划总共需要260架SH-60B，外加5架原型机。总共订购186架，包括1994财年订购的最后7架。1996年9月25日最后一架SH-60B交付给美国海军。美国海军原计划需要150架SH-60F，最终采购了82架，1994年已全部交付完毕。S-70B还出口至澳大利亚、希腊、日本、西班牙、中国台湾、泰国及土耳其等国家和地区。 　　美国海军项目单价为2025万美元(1992年币值)，美国海军SH-60B的出厂价为1600万美元；SH-60R的研制费用约4亿美元，出厂价为1600～1800万美元(1996年币值)；1997年土耳其订购的4架直升机总费用为1.13亿美元。 　　S-70B主要型别如下： 　　SH-60B　最初生产型，主要任务是扩大美国海军的反潜和反舰能力。补充现有陆基和舰载固定翼飞机的不足；次要任务是搜索救生、撤退伤员和垂直补给等。 　　SH-60F　美国航空母舰上使用的舰载直升机，用来替换海军的老机种SH-3H“海王”直升机。1985年3月6日，西科斯基飞机公司得到一项5090万美元的合同，开始全面研制和生产SH-60F型舰载直升机，官方称为战区内舰载直升机。SH-60F于1987年3月19日首飞，2架用于作战适应性评定。美国海军原计划需要150架SH-60F直升机，最后采购了82架，1994年12月1日交付最后一架。 　　SH-60F和SH-60B不同，它不带为完成“轻型空中多用途系统”LAMPS MkⅢ任务而装备的雷达天线罩、护航任务设备和其它电子装置。SH-60F安装的反潜任务电子设备有：MIL-STD-1553B数据总线、AN/ASN-150战术导航计算机、AN/ASM-614航空电子支援设备、自动飞控系统、战术数据链、通信控制系统以及为4名空勤人员每人提供一套显示装置等。 　　HH-60H　美国海军的战斗搜索和救援/特种作战支援型直升机，1988年8月17日首次飞行，1989年3月30日进入服役。美国海军总共采购了42架HH-60H，至1996年已全部交付完毕。HH-60H是由SH-60F改型而成。 　　HH-60J“坚鹰”　美国海岸警卫队中程回收型直升机，1989年8月8日首次飞行，1990年6月16日首次交付。海岸警卫队采购了42架HH-60J，1996年交付完毕。 　　XSH-60J　日本海上自卫队投资2700万美元购买2架S-70B-3(XSH-60J)，安装日本的航空电子和任务设备。1987年8月31日首次飞行。日本防卫厅技术研究与发展研究所于1989年6月1日至1991年4月7日对XSH-60J进行了近两年的试验，评估装于SH-60J的日本航空电子设备，试验时间达1007小时。 　　SH-60J　三菱重工业公司为日本海上自卫队制造的型别，用来替代西科斯基SH-3“海王”直升机，总需求量为100架，包括两架美国制造的研究机，到1998财年已订购84架，截至1997年11月已交付了57架。该机单价为4299万美元(1997年币值)。 　　UH-60J/UH-60JA　日本自卫队用于搜索和救援的型别，是三菱重工业公司SH-60J的又一型别。西科斯基制造的原型机及2架直升机的元件于1990年底交付。日本航空自卫队需要46架，海上自卫队需要18架，陆上自卫队需要80架。截至1998财年总共订购了57架，至1997年11月已交付了27架。UH-60JA单价为2985万美元，UH-60J海军型单价为3118万美元，UH-60J空军型为2834万美元(1997财年)。 　　SH-60R　重新生产的“海鹰”。具有SH-60B的能力，装有SH-60F深水声纳。美国海军的SH-60R在2002年形成初步的作战能力，计划将现役的273架SH-60、SH-60F和HH-60H改装成SH-60R。 　　S-70B-1　西班牙海军从1988年12月起装备了6架S-70B-1(编号为HS.23)，类似于美国海军的SH-60B，但装AN/AQS-13F深水声纳。 　　S-70B-2　澳大利亚皇家海军选择的“海鹰”型别，1984年10月9日首批订购8架，1986年5月又订购8架，以满足其全面反潜战需要。1987年12月4日首次飞行。原计划14架在澳大利亚国内装配，但1988年底宣布西科斯基飞机公司装配前8架，1989年上半年在澳大利亚装配其余的直升机。1989年9月12日交付第一架S-70B-2。1991年9月11日全部交付完毕。这些直升机装有搜索雷达和柯林斯公司先进综合电子系统。 　　S-70B-6　SH-60B/F出口至希腊的编号。总共采购了8架，至1998年已全部交付完毕。 　　S-70B-7　出口泰国皇家海军编号。1993年10月泰国皇家海军订购了6架，至1997年6月交付完毕。 　　S-70B-28　土耳其海军1997年2月14日订购了4架，主要用于反潜和观察。土耳其可能最终采购28架，2000年开始交付使用。 　　S-70C(M)-1/2　1990年7月开始向中国台湾海军交付的10架SH-60B“海鹰”的编号。从1993年起在6艘FFG-7护卫舰上服役。主要设备有：AN/AQS-18(V)深水声纳、AN/APS-128PC雷达、与雷达天线相联的AN/ALR-606(V)-2电子监视装置，未装磁异探测器。最少改装了首批10架中的两架，改装更大的雷达天线罩，位于主旋翼顶部，具有电子干扰能力。1997年6月26日中国台湾又订购了第二批11架S-70C(M)-2。

S-70B

西科斯基飞机公司

设计特点

　　旋翼系统　和UH-60A的相同，但SH-60B的旋翼桨叶可电动折叠，旋翼有刹车装置。 　　传动系统　和UH-60A的相同。SH-60B的主减速器于1979年2月通过了鉴定试验，功率达2535千瓦。 　　机身　结构上和UH-60A的相同，但要窄一些，并加强了防腐保护。为了使SH-60B具有漂浮能力，加装两个浮囊，尾梁结构改装成密封的。单座舱门位于右侧。 　　尾部装置　结构与UH-60A的相似，但整个尾斜梁可向机身左侧折叠，平尾可向前折叠。 　　着陆装置　不可收放后三点式起落架。主轮为单轮，尾轮为双轮。前后轮距比UH-60A短46.6%。起落架的结构比UH-60A的简单，因为SH-60B承受的垂直冲击载荷比UH-60A降低71.5%。主轮胎规格为26×10.0-11，尾轮胎规格为17.5×6.00-6。采用多盘刹车。 　　动力装置　两台通用电气公司T700-GE-401先进技术涡轮轴发动机，单台功率1260千瓦。1988年以后出厂的直升机及HH-60H/J装单台功率为1342千瓦的T700-GE-401C涡轮轴发动机。后机身装有防撞的双油箱燃油系统，总容量为2233升。油箱1/3以下部分能自封。左侧有加油口，具有悬停时空中加油能力。机身挂架可挂两个容量455升的辅助油箱。HH-60J机身挂架可挂3个辅助油箱。 　　座舱　驾驶舱内设驾驶员座椅和空勤战术军官/后备驾驶员备用座椅。座舱中为声纳操纵员设有专门工作台。右侧滑动舱门上有一个可抛舷窗。座舱有加温、通风和空调设备。 　　系统　基本上和UH-60A的相同。 　　机载设备　通信设备包括：柯林斯公司的AN/ARC-159(V)2超高频和AN/ARC-174(V)2高频通话机；哈策尔坦公司的AN/APX-76A(V)和本迪克斯公司AN/APX-100(V)1敌我识别应答器等。导航设备有：柯林斯公司AN/ARN-118(V)塔康；霍尼韦尔公司AN/APN-194(V)雷达高度表；特里达因·瑞安公司AN/APN-127多普勒雷达及AN/ARA-50超高频无线电罗盘等。任务设备包括：西科斯基飞机公司声纳浮标发射装置；Edmac AN/ARR-75和R-1651/ARA声纳浮标接收装置；得克萨斯仪表公司的AN/ASQ-81(V)2磁异探测器和雷蒙德公司MU-670/ASQ磁带存储装置；航宇公司IO-2177/ASQ高度表；费尔柴尔德公司AN/ASQ-164控制指示器和AN/ASQ-165武器控制指示器；得克萨斯仪表公司AN/APS-124搜索雷达(前机身下)；国际商业机器公司AN/UYS-1(V)2声音处理机和CV3252/A转换显示器；AN/AYK-14(XN-1A)数字计算机等。外吊货钩和救援绞车是标准设备。在海湾战争中有一架SH-60B上配有AN/AAQ-17前视红外探测器。 　　武器　美国海军的直升机装两枚Mk46鱼雷、Mk2反舰导弹，从1993年起改装Mk50先进的轻量级鱼雷。HH-60H可选装两挺M60D机枪、AGM-114“海尔法”导弹、70毫米火箭吊舱、机炮等。

S-70B

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技术数据

外形尺寸 　　旋翼直径　　　　　　　　　　　16.36m 　　尾桨直径　　　　　　　　　　　3.35m 　　旋翼桨叶弦长　　　　　　　　　0.53m 　　机长(旋翼和尾桨转动)　　　　　19.76m 　　机长(旋翼和尾斜梁折叠) 　　　　SH-60B　　　　　　　　　　12.47m 　　　　HH-60H　　　　　　　　　　12.51m 　　　　HH-60J　　　　　　　　　　13.13m 　　机身长(不含空中加油管) 　　　　SH-60B　　　　　　　　　　15.26m 　　　　HH-60J　　　　　　　　　　15.87m 　　机宽(旋翼折叠)　　　　　　　　3.26m 　　机高 　　(至桨毂顶部)　　　　　　　　　3.79m 　　(尾桨转动)　　　　　　　　　　5.18m 　　(尾斜梁折叠)　　　　　　　　　4.04m 　　主轮距　　　　　　　　　　　　2.79m 　　前后轮距　　　　　　　　　　　4.83m 　　尾桨离地高度　　　　　　　　　1.83m 　　主旋翼/尾桨间距　　　　　　 　6.6m 面积 　　旋翼桨叶(每片)　　　　　　　　4.34m2 　　尾桨桨叶(每片)　　　　　　　　0.41m2 　　旋翼桨盘　　　　　　　　　　　210.05m2 　　尾桨桨盘　　　　　　　　　　　8.83m2 重量及载荷 　　空重 　　　　SH-60B(反潜任务)　　　　　6191kg 　　　　HH-60H　　　　　　　　　　6114kg 　　　　HH-60J　　　　　　　　　　6086kg 　　有效载荷HH-60J　　　　　　　　3551kg 　　内部载荷HH-60H　　　　　　　　1860kg 　　任务起飞重量 　　　　SH-60B(反潜任务)　　　　　9182kg 　　　　SH-60B(突击任务)　　　　　8334kg 　　最大起飞重量 　　　　SH-60B(通用任务)和HH-60H　9926kg 　　　　HH-60J　　　　　　　　　　9637kg 　　最大桨盘载荷 　　　　SH-60B(通用任务)和HH-60H　0.46kN/m2 　　　　HH-60J　　　　　　　　　　0.45kN/m2 　　最大功率载荷 　　　　SH-60B(通用任务)和HH-60H　3.92kg/kw 　　　　HH-60J　　　　　　　　　　3.80kg/kw 性能数据 　　巡航速度(海平面) 　　　　HH-60H　　　　　　　　　　272km/h 　　　　HH-60J　　　　　　　　　　271km/h 　　俯冲速度(高度1525m，炎热天气) 　　　　SH-60B　　　　　　　　　　234km/h 　　垂直爬升率(海平面，32.2℃) 　　　　SH-60B　　　　　　　　　　3.55m/秒 　　垂直爬升率(海平面，32.2℃，单发) 　　　　SH-60B　　　　　　　　　　2.28m/秒