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贝尔212“双212” 　美国达信集团贝尔加拿大直升机公司研制 贝尔406 　美国贝尔直升机公司研制 贝尔407 　美国达信集团贝尔加拿大直升机公司研制 贝尔412 　美国达信集团贝尔加拿大直升机公司研制 贝尔427 　美国达信集团贝尔加拿大直升机公司研制 贝尔430 　美国达信集团贝尔加拿大直升机公司研制 贝尔609 　美国贝尔直升机公司研制 波音114/414 　美国波音直升机公司研制 波音AH-64“阿柏支” 　美国波音直升机公司研制 恩斯特龙480和TH-28 　美国恩斯特龙直升机公司研制

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贝尔212“双212”

达信集团贝尔加拿大直升机公司

概　　况

　　贝尔212是美国贝尔直升机公司在UH-1基础上发展而来的军民两用型直升机，主要用于反暴乱、心理战和非常规战争。 　　1968年5月1日，贝尔直升机公司宣布，贝尔212改装普惠加拿大公司研制的PT6T-3发动机。1969年9月10日，贝尔直升机公司获得加拿大陆军订货50架。加拿大军用编号为CUH-1N(后改为CH-135)。美国空军装备了109架、美国海军40架、美国海军陆战队22架。美国军用编号UH-1N。其它装备国家还有：奥地利(24架)、文莱(11架)、以色列(61架)、新加坡(16架)、斯里兰卡(15架)，总计生产了约900架。 　　该机的单价为434.5万美元(带目视飞行设备)、463.5万美元(带仪表飞行设备)，平均直接使用成本为615美元/小时(1997年币值)。 　　民用型贝尔212(又称“双212”)是大批量生产的型号，1970年10月获得美国联邦航空局签发的型号合格证，1971年6月30日又获得联邦航空局运输型A类型号合格证。贝尔212民用型外部吊挂能力为2268千克，军用型UH-1N为1814千克。1980年6月改装PT6T-3B发动机，该发动机改善了贝尔212直升机的单发工作性能，因而提高了安全性。 　　经改装的贝尔212获得美国联邦航空局，英国民用航空局，挪威民航局和加拿大运输部的仪表飞行规则型号合格证。贝尔212由目视飞行型改装成仪表飞行型需要增装一套新的航空电子设备，新的仪表板和增稳操纵系统。1977年6月，贝尔212成为第一个经美国联邦航空局批准的装有固定漂浮装置的单人驾驶仪表飞行型。 　　贝尔212仪表飞行型主要用于近海石油开发，订购仪表飞行型的国家有：挪威、日本、中国、澳大利亚、沙特和秘鲁等。 　　意大利阿古斯塔公司按许可证生产的贝尔212编号改为AB212，主要用于舰载反潜。AB212采用了功率比PT6T-3稍大的PT6T-6发动机，燃油量从贝尔212的650千克增加到1035千克，燃油系统由6个小油箱组成，航程加大。 　　贝尔212的生产于1988年8月转移到贝尔加拿大直升机公司在加拿大的工厂进行。

贝尔212“双212”

达信集团贝尔加拿大直升机公司

设计特点

　　旋翼系统　两片桨叶全金属半刚性旋翼。桨叶由挤压铝合金大梁和层压板构成，可互换。桨叶前缘包有不锈钢抗磨蚀包条。桨叶的80％半径以内是NACA0012翼型，到桨尖过渡为NACA0006翼型。桨叶有-10°线性扭转。矩形桨叶，等弦长为0.59米。旋翼轴前倾5°。桨叶上下挥舞角均为11°。旋翼上方有稳定杆与桨叶成直角交叉。桨毂为悬挂式。旋翼桨叶不能折叠。旋翼转速为324转/分。可选装旋翼刹车。 　　尾桨为拉进式两片桨叶全金属结构。尾桨操纵为硬式操纵。尾桨桨叶弦长0.29米。尾桨转速为1654转/分。硬式机械传动装置和拉杆把升降舵和周期变距操纵系统连接起来，周期变距操纵杆向前后活动时，同时也带动升降舵，改变它的角度，这样可增加操纵性，扩大重心活动范围。 　　传动系统　旋翼和尾桨由轴传动。主减速器的输入转速为6600转/分。输出转速为324转/分，尾传动轴输出转速为4300转/分。主减速器在最大连续功率状态下可吸收846千瓦，起飞状态下可吸收962千瓦，一台发动机停车的传动功率为764千瓦。主要结构为两根纵梁和若干隔框和金属蒙皮组成。传动系统滑油量8.5升。 　　机身　普通的全金属半硬壳式结构。结构设计过载是3.5g。机身分前后两大段，前段为主体，后段是尾梁。主要结构为两根纵梁和若干隔框及金属蒙皮组成。驾驶舱的上下左右都装有较大的有机玻璃窗，以便提供较广的视界。 　　尾部装置　在后机身上装有小型固定式安定面。 　　着陆装置　管状滑橇式起落架，在纵向铝合金管下面加了一层钢片以抗磨损。可装地面移动用轮子。起落架滑橇与机身在4个点上以紧固件连接，拆卸方便。还可选装固定漂浮装置和可充气尼龙浮囊，用于水上降落。 　　动力装置　两台普拉特·惠特尼加拿大公司的PT6T-3B“双派克”涡轮轴发动机，通过并车减速器，由一根共同的轴输出功率。并车减速器由3个独立的齿轮系统构成，并由两套单独的滑油系统润滑，使得减速器的一边遭到枪弹击中后仍能继续工作。一个扭矩控制装置在两台发动机之间分配相同的功率。单台发动机的起飞功率为1342千瓦，最大连续功率为1193千瓦。当一台发动机发生故障时，另一台在2分30秒内可提供764千瓦，在30分钟内可提供723千瓦连续使用功率。这样，在最大起飞重量时，仍可保持巡航飞行性能。有5个相互连通的橡胶油箱，总贮油量818升。可选用容量为76升或341升的两个辅助油箱，使最大总贮油量达1503升。单点加油口位于机舱右侧。发动机滑油量为11.5升。 　　座舱　可乘座1名驾驶员和14名乘客，驾驶舱左侧坐一名乘客，另外13名坐在座舱内。货运型货舱容积为7.02米3(包括尾梁内的行李舱)。另有一个可装载181千克的行李舱。两个前门位于前机身两侧，铰接式，向前开。两个后门位于座舱两侧，向后滑动打开。舱内可加温通风。有可供选用的复式操纵装置和空气循环环境控制装置。 　　系统　为了安全，装有两套液压系统。压力为69×105帕，最大流量为22.7升/分。两台完全独立的30伏200安起动/发电机，可提供28伏直流电。辅助交流电由两个完全独立的250伏安单相静变流器提供。在一个变流器发生故障时，第三个变流器能自动负载。34安时镍镉电池。 　　机载设备　仪表飞行规则设备包括两台KTR-908无线电收发两用机、两台KNR660A伏尔/着陆航向信标/无线电磁罗盘接收机、KDF-800无线电罗盘、KMD-700A测距仪、KXP-750A应答机和KGM-690指点标下滑信标接收机。两套Tarsyn-444三轴陀螺、蓝白光照明的各种仪表和自动飞行控制系统，机械式增稳系统、两条独立的直流发电机供电线路和一个三通道多余度交流电源系统。可选装飞行指引仪和气象雷达。可选用的设备包括外挂货物吊索、救生绞车、应急快速充气漂浮装置和高滑橇式起落架以及担架装置。 　　武器　军用型UH-1N可携带7.62毫米“米尼冈”机枪，或40毫米榴弹发射器，或两者都带。此外，还可携带XM157火箭发射巢。

贝尔212“双212”

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　　　　　　　　　　　　　　14.63m 　　尾桨直径　　　　　　　　　　　　　　2.61m 　　旋翼桨叶弦长　　　　　　　　　　　　0.59m 　　尾桨桨叶弦长　　　　　　　　　　　　0.29m 　　机长(旋翼桨叶前后放置)　　　　　　　17.46m 　　机身长　　　　　　　　　　　　　　　12.84m 　　机高(至旋翼桨毂顶部)　　　　　　　　3.83m 　　　　(全高)　　　　　　　　　　　　　4.48m 　　滑橇间距　　　　　　　　　　　　　　2.65m 　　机宽(旋翼桨叶前后放置)　　　　　　　2.76m 　　水平安定面展长　　　　　　　　　　　2.86m 　　后滑动舱门(每个) 　　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　1.24m×1.88m 　　　　离地高度　　　　　　　　　　　　0.76m 　　行李舱门 　　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　0.53m×1.71m 　　应急出口(座舱中部舷窗，每个) 　　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　0.76m×0.97m 内部尺寸 　　座舱(不包括驾驶舱) 　　　　长度　　　　　　　　　　　　　　2.34m 　　　　最大宽度　　　　　　　　　　　　2.44m 　　　　最大高度　　　　　　　　　　　　1.24m 　　　　地板面积　　　　　　　　　　　　4.74m2 　　　　容积　　　　　　　　　　　　　　6.2m3 　　行李舱容积　　　　　　　　　　　　　0.78m3 面积 　　旋翼桨盘　　　　　　　　　　　　　　168.11m2 　　尾桨桨盘　　　　　　　　　　　　　　5.37m2 重量及载荷 　　空重 　　　　目视飞行型　　　　　　　　　　　2805kg 　　　　仪表飞行型　　　　　　　　　　　2882kg 　　最大外挂载荷 　　　　贝尔212　　　　　　　　　　　　 2268kg 　　　　UH-1N　　　　　　　　　　　　　 1814kg 　　最大起飞重量　　　　　　　　　　　　5080kg 　　最大桨盘载荷　　　　　　　　　　　　0.296kN/m2 　　最大功率载荷　　　　　　　　　　　　5.28kg/kw 性能数据 (最大起飞重量，国际标准大气) 　　最大巡航速度(海平面)　　　　　　　　185km/h 　　最大爬升率(海平面)　　　　　　　　　6.7m/s 　　实用升限　　　　　　　　　　　　　　3960m 　　实用升限(一发停车,总重4536kg)　　　 2650m 　　起飞和着陆的最大海拔高度　　　　　　1430m 　　悬停高度(有地效)　　　　　　　　　　1860m 　　悬停高度(无地效,4536kg总重)　　　　 2620m 　　最大航程(海平面、标准燃油、无余油)　457km 　　噪声 　　　　起飞　　　　　　　　　　　　　　93.3dB 　　　　侧向　　　　　　　　　　　　　　94.8dB 　　　　进场　　　　　　　　　　　　　　98.5dB

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贝尔406

贝尔直升机公司

概　　况

　　贝尔406是美国贝尔直升机公司在OH-58A的基础上改进而成的一种双座侦察和攻击直升机。美国陆军编号OH-58D“基奥瓦”和OH-58D(I)“基奥瓦勇士”，公司编号贝尔406。OH-58D的主要任务是空中侦察，目标截获和目标指示，它可与武装直升机或地面炮兵、地面指挥中心密切协同，共同完成作战任务。美国陆军为适应90年代战场侦察任务的要求，于1981年9月21日宣布，贝尔406直升机在“陆军直升机改进计划”(AHIP)的竞争中获胜。随后贝尔直升机公司得到一项1.51亿美元的初步发展合同，用于设计、改型和试验5架试验原型机。1983年10月6日，第一架OH-58D原型机首次飞行。1984年7月，OH-58D交付美国陆军进行使用鉴定。1985年12月首次交付，1987年6月11日在欧洲建立了第一个基地。 　　OH-58D“基奥瓦”的主要改进有：装有旋翼主轴瞄准具，包括电视和红外光学及激光识别器/测距仪，座舱控制和显示系统，空战时的周期变距和总距操纵装置。用于空空和空地作战任务的OH-58D上装有跳跃数字频率式自动目标脱离系统，位置指示系统和其他直升机武器装备指示系统。 　　第一阶段改进工作有: 基本的武器安装和布线工作，新的软件显示菜单和计算机双重记忆能力，装备桑德斯公司AN/ALQ-144红外干扰器、AN/AVR-2激光告警接收机、M130箔条/曳光弹布撒器和多目标识别器。此外，还装有ITT SINCGARS甚高频/调频保密电台，先进的ANVIS夜视镜，该夜视镜具有水平、高度、空速和扭矩显示能力，以及录像机。加大发动机功率以增加直升机的起飞重量。另外，机组人员均配备有核/生/化防毒面罩。 　　多阶段改进计划(MISP)包括安装全球定位系统(GPS)接收机，改进的多普勒，数字式数值装弹器和MIL-STD-1750处理机。 　　贝尔406有以下型别: 　　“主要机会”(Prime Chance)　1987年9月，为满足美国特种部队的急需，贝尔直升机开展了一项“主要机会”(Prime Chance)研究计划，以对付伊朗的高速舰只。第一批 15架改型已于1987年12月交付给特种作战航空团。改型工作包括装在横穿后机身的铝管两端的武器挂架，“毒刺”和“海尔法”导弹，12.7毫米机枪和7管70毫米火箭发射巢，较高的发动机燃气温度，以适应长时间使用最大功率和传动功率(380千瓦)。该机目前仍在海湾服役。 　　OH-58D(I)“基奥瓦勇士”(Kiowa Warrior)　武装型。计划把所有OH-58D“基奥瓦”改装成OH-58D(I)“基奥瓦勇士”。发动机功率和传动功率都增加了，改进了的武器挂架结构和采用综合武器控制系统，总重有所增加。装有雷达告警接收机、红外干扰器、录像机、SINCGARS电台、激光告警接收机等，垂尾向后倾斜。这种型别采用了改型的“毒刺”导弹，因此称为“基奥瓦勇士”。 　　准备进一步的改进包括：改进SINCGARS电台、数据调制解调器、主信息处理机和旋翼轴瞄准具处理机，采用彩色数字地图仪，惯性导航系统和全球定位系统(GPS)等。 　　“多用途轻型直升机”(MPLH)　OH-58D“基奥瓦勇士”将进一步改装成“多用途轻型直升机”(MPLH)，以满足美陆军快速反应部队的需求，完成特种任务。机上将装“坐”(Squatting)式起落架装置，折叠式旋翼桨叶，水平安定面，倾斜式垂直安定面，从而可以使这种直升机从C-130运输机上卸下后10分钟内就能起飞。此外，机上还将装有可吊挂907千克货物的货钩，以及能承载装6个士兵座椅或2副担架的外部吊舱的接头。 　　OH-58X　轻型多用途型。原计划参与美国陆军的竞争，1992年在第4架OH-58D上改装而成，具有隐身特性，采用全套隐身措施，包括改变机头的形状、发动机和减速器整流罩、机头整流罩、桨根根套和尾桨桨毂、旋翼轴套筒、旋翼轴瞄准具和着陆装置等处涂有吸波材料等。但后来取消了该计划。 　　贝尔406CS“战斗侦察兵”(Combat Scout)　是美国贝尔公司在贝尔406基础上发展的一种更轻更简单的双座或5座武装侦察直升机。1984年6月首次飞行。该机装有4片柔性桨叶和能快速更换的武器系统，去掉了贝尔406上的旋翼轴瞄准具、特种电子装置和多种任务综合驾驶舱。发动机改装一台485千瓦艾利逊公司250-C30U涡轴发动机。该机采用了贝尔406符合抗坠毁要求的动部件和传动系统，10000小时破损安全寿命的刚性复合材料旋翼和大推力复合材料尾桨。可选择的武器有两个GIAT 20毫米M621机炮吊舱，4枚“陶”Ⅱ或“海尔法”反坦克导弹，或“毒刺”空空导弹、70毫米火箭弹和7.62毫米或12.7毫米机枪的武器组合。1987年在帕塔克森特河的美海军航空发展中心成功地完成了空战试验。机上装有卢卡斯航宇公司的旋转炮塔和激光测距器。 　　1990年6月以后交付的406CS燃油量提高到455升，传动功率为410千瓦，最大起飞重量2268千克。进一步改进计划包括增装“陶”式综合武器系统和激光识别器/测距仪，传动功率增至429千瓦，最大起飞重量提高到2495千克。 　　1990年沙特阿拉伯订购了15架406CS，编号为MH-58D。该型采用组合座舱，常规飞行仪表和用于“陶”式导弹和通信控制的电子显示仪，座舱顶部装“赫里陶”瞄准具，具有可折叠的直视光学镜筒，“坐”式起落架，折叠式旋翼桨叶和平尾。1990年中开始交付。MH-58D单价为573万美元(1988年)。 　　至1997年美国陆军已把正在服役的507架OH-58A中的411架改进为OH-58D和OH-58D(I)。1992年1月贝尔直升机公司又开始把OH-58D改装为OH-58D(I)，总计分六批改进192架。 　　1992年1月中国台湾订购了26架OH-58D，从1993年7月开始交付。1997年第3季度，中国台湾又订购了13架，所接受的OH-58D直升机都是重新制造的。 　　1990年的项目单价为942万美元。“基奥瓦”的出厂价为490万美元，“基奥瓦勇士”的出厂价为670万美元。中国台湾1997年订购13架总费用约1.72亿美元，其中包括：机体、旋翼轴瞄准具、发动机、“海尔法”导弹发射装置、Hydra 70火箭发射巢、弹药、备件及售后服务。

贝尔406

贝尔直升机公司

设计特点

　　旋翼系统　4片桨叶的柔性旋翼，桨叶采用BHTIM406183叶型。玻璃钢复合材料桨叶具有空心梁，叶梢蒙皮用Nomex蜂窝夹心支持。旋翼桨毂具有碳纤维复合摇臂和弹性体轴承，每片桨叶都通过两个并排的销连到桨毂上。旋翼可折叠并在60%半径处有一个可弯曲的调整片。无桨叶刹车装置。旋翼转速为395转/分。 　　两片桨叶的无润滑尾桨装在尾梁左侧，玻璃纤维复合材料桨叶具有包镍抗磨条。尾桨转速为2381转/分。 　　传动系统　钢制螺旋伞齿轮和游星齿轮传动装置装在铝镁合金铸造机匣中，“基奥瓦勇士”的传动功率410千瓦。主减速器位于旋翼之下，尾减速器装在尾桨部位。 　　机身　应力铝合金半硬壳式破损安全结构，包括蒙皮、大梁、两根机身顶部纵梁和一个蜂窝夹层下机身壁板。挤压铝合金锥形半硬壳尾梁。后舱地板上装有横梁。 　　尾部装置　采用铝合金硬壳结构的固定式水平安定面，翼剖面倒置。固定的垂尾上部和下部均后掠。 　　着陆装置　轻合金管形滑橇式起落架，滑橇用螺栓连到挤压的横梁上。 　　动力装置　一台艾利逊公司250-C30R涡轮轴发动机(“基奥瓦勇士”装250-30R/3发动机)。海平面、国际标准大气条件下的中等额定功率485千瓦。一个自封抗坠毁油箱位于座舱之后，燃油容量424升，机身右侧有一个加油口。滑油容量5.7升。 　　座舱　驾驶员和副驾驶员或观察员座椅并列，机身两侧各有一个舱门。舱内有加温和通风装置。电子设备装在座舱后部。 　　系统　一套液压系统，压力69×105帕，最大流速为 11.4升/分。开放式贮油箱。主电源是10千伏安400赫三相120/208伏交流发电机，辅助直流电源是200安28伏变压/整流器。备用电源是500伏安400赫单相115伏交流固态静变流机和200安28伏直流起动/发电机。 　　机载设备　具有垂直和水平情况指示的多功能显示器；5台无线电收发报机，数据链路和AN/ARC-201 SINCGARS保密通话设备，AN/ASN-157多普勒捷联式惯性导航系统。昼夜目视飞行规则设备， 旋翼轴瞄准具装有放大12倍的电视摄象机、自动聚焦红外热成相传感器和激光测距仪/指示器，并具有主动目标跟踪和自动校靶功能， 夜视镜，姿态/航向参考系统，AN/APR-39(V)1或AN/APR-39A(V)1雷达告警接收机等。 　　武器　4枚“毒刺”空空导弹或4枚“海尔法”空地导弹，或两个7管70毫米火箭发射巢，或1个安装在座舱外伸梁上的可装12.7毫米机枪吊舱。武装型有标准红外干扰器。

贝尔406

贝尔直升机公司

技术数据

外形尺寸 　　旋翼直径　　　　　　　　　　　　　　10.67m 　　旋翼桨叶弦长　　　　　　　　　　　　0.24m 　　尾桨直径　　　　　　　　　　　　　　1.65m 　　机长(旋翼和尾桨转动)　　　　　　　　12.58m 　　机身长(不含旋翼和尾桨)　　　　　　　10.44m 　　机宽(旋翼折叠)　　　　　　　　　　　1.97m 　　　　(MPLH，折叠后空运)　　　　　　　2.73m 　　机高　　　　　　　　　　　　　　　　3.93m 　　　　(MPLH，折叠后空运)　　　　　　　2.73m 　　滑橇间距　　　　　　　　　　　　　　1.97m 　　水平安定面翼展　　　　　　　　　　　2.29m 　　机舱门(左、右各一个) 　　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　1.04m×0.91m 　　离地高度　　　　　　　　　　　　　　0.66m 面积 　　旋翼桨叶(每片)　　　　　　　　　　　1.38m2 　　尾桨桨叶(每片)　　　　　　　　　　　0.13m2 　　旋翼桨盘　　　　　　　　　　　　　　89.37m2 　　尾桨桨盘　　　　　　　　　　　　　　2.14m2 　　水平安定面　　　　　　　　　　　　　1.11m2 　　垂直安定面　　　　　　　　　　　　　0.87m2 重量及载荷(“基奥瓦勇士”) 　　空重　　　　　　　　　　　　　　　　1492kg 　　最大有效载荷　　　　　　　　　　　　998kg 　　最大燃油重量　　　　　　　　　　　　341kg 　　任务重量　　　　　　　　　　　　　　2359kg 　　最大起飞和着陆重量　　　　　　　　　2495kg 　　最大零燃油重量　　　　　　　　　　　1711kg 　　最大桨盘载荷　　　　　　　　　　　　0.27kN/m2 　　最大功率载荷　　　　　　　　　　　　6.09kg/kw 性能数据(“基奥瓦勇士”，任务重量) 　　最大允许速度　　　　　　　　　　　　241km/h 　　最大平飞速度(高度1220m)　　　　　　 237km/h 　　最大巡航速度　　　　　　　　　　　　211km/h 　　经济巡航速度(高度1220m)　　　　　　 204km/h 　　最大爬升率(海平面，国际标准大气)　　7.82m/s 　　　　　　　(高度1220m，35℃)　　　　 >6.1m/s 　　垂直爬升率(海平面，国际标准大气)　　3.87m/s 　　　　　　　(高度1220m，35℃)　　　　 >2.53m/s 　　实用升限　　　　　　　　　　　　　　4575m 　　悬停高度 　　　　(有地效，国际标准大气)　　　　　3050m 　　　　(无地效，国际标准大气)　　　　　2105m 　　　　(无地效，35℃，2176kg)　　　　　1220m 　　航程 　　续航时间　　　　　　　　　　　　　　3h5m

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贝尔407

达信集团贝尔加拿大直升机公司

概　　况

　　贝尔407是达信集团贝尔加拿大直升机公司研制的7座单发轻型直升机。1993年开始设计，主要用来替代“喷气突击队员”和“远程突击队员”。1994年4月21日概念演示样机首飞，该样机采用贝尔206L-3的机体结构，装军用型OH-58D的尾梁和动力系统，侧壁装有整流罩以模拟加大了的机体。1995年1月该项目首次在拉斯·维加斯的直升机展览会上公布。贝尔407的原型机和预生产型机分别于1995年6月29日和7月13日首飞。1995年11月10日首架生产型直升机飞行。截至1995年12月概念演示样机和原型机共完成430小时飞行，其中包括高空飞行、高强度的辐射区域飞行、水上迫降稳定性及噪声试验等。1996年2月9日取得加拿大运输部型号合格证，同年2月23日取得美国联邦航空局的型号合格证。1996年2月首次交付使用。1996年6月与国营印度尼西亚飞机工业有限公司签订谅解备忘录，该公司获得总装和销售许可证。 　　截至1996年2月订货量超过150架。生产率为每月10架，至1997年9月已生产了200架。 　　贝尔407的出厂价为122.5万美元，平均直接使用成本为315美元/小时(1997年币值)。研制费用约5000万美元，其中加拿大政府提供了900万美元。

贝尔407

达信集团贝尔加拿大直升机公司

设计特点

　　旋翼系统　全复合材料4桨叶旋翼系统，其结构与OH-58D的类似。两片桨叶尾桨。旋翼转速为413转/分。 　　机身　与贝尔206L-4“远程突击队员”的机身相似，但座舱增宽了0.178米，座舱窗户面积也增大了35%。采用碳纤维尾梁，座舱门窗是平板式的。 　　着陆装置　类似于“远程突击队员”的着陆装置，但作了局部的改进以避免产生地面共振。 　　动力装置　装一台艾利逊公司的250-C47涡轮轴发动机，起飞时的功率为606千瓦，最大连续功率为523千瓦。起飞时的传动功率为503千瓦，连续传动功率为470千瓦。装有标准的单通道全权数字式发动机控制系统。可用燃油容量为477升。在后行李舱中可选装辅助油箱，可用容量为75升。1997年初研制了“静巡航”系统，该系统通过应用全权数字式发动机控制系统可降低直升机侧向噪声。 　　座舱　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，后排座椅之间有扶手。行政机可选择两边安装两个宽座椅，中间安装一个座椅的布局。 　　机载设备　选装联合信号公司的航空电子设备。

贝尔407

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　　　　　　　　　　　　10.67m 　　旋翼桨叶弦长　　　　　　　　　　0.27m 　　尾桨直径　　　　　　　　　　　　1.65m 　　尾桨桨叶弦长　　　　　　　　　　0.16m 　　机长(旋翼和尾桨转动)　　　　　　12.74m 　　机身长　　　　　　　　　　　　　10.58m 　　水平安定面翼展(包括端板)　　　　2.22m 　　机高(至垂尾翼尖)　　　　　　　　3.10m 　　全高 　　　　低滑橇　　　　　　　　　　　3.60m 　　　　高滑橇　　　　　　　　　　　3.81m 　　后舱门宽(左侧)　　　　　　　　　1.55m 　　　　　　(右侧)　　　　　　　　　0.91m 　　滑橇间距　　　　　　　　　　　　2.29m 内部尺寸 　　座舱 　　　　最大宽度　　　　　　　　　　1.37m 　　　　最大高度　　　　　　　　　　1.00m 　　行李舱容积　　　　　　　　　　　0.45m3 面积 　　旋翼桨盘　　　　　　　　　　　　89.38m2 　　尾桨桨盘　　　　　　　　　　　　2.08m2 重量及载荷 　　空重(带设备)　　　　　　　　　　1186kg 　　最大载荷　　　　　　　　　　　　1089kg 　　最大吊挂载荷　　　　　　　　　　1200kg 　　最大起飞重量 　　　　内载　　　　　　　　　　　　2268kg 　　　　外挂　　　　　　　　　　　　2495kg 　　最大桨盘载荷　　　　　　　　　　0.27kN/m2 　　最大功率载荷　　　　　　　　　　4.97kg/kw 性能数据(内载,最大起飞重量、国际标准大气) 　　最大允许速度　　　　　　　　　　259km/h 　　最大巡航速度 　　　　海平面　　　　　　　　　　　237km/h 　　　　1220m高　　　　　　　　　　 243km/h 　　实用升限 5695m 　　悬停高度(有地效)　　　　　　　　3718m 　　　　　　(无地效)　　　　　　　　3170m 　　航程　　　　　　　　　　　　　　577km 　　续航时间　　　　　　　　　　　　3h42m

航空

贝尔412

达信集团贝尔加拿大直升机公司

概　　况

　　贝尔412是美国贝尔直升机公司研制的新型单旋翼带尾桨双发中型运输直升机。这种直升机在贝尔212的基础上改装了全新的4片复合材料桨叶和软平面柔性梁。 　　贝尔直升机公司一直生产2片桨叶跷跷板式旋翼直升机，过去虽然也作了不少多桨叶旋翼直升机的飞行试验研究，但贝尔412是该公司投入正式生产的第一种多桨叶旋翼直升机。此外，还采用波节梁减震悬挂装置，改善了直升机性能，减少了噪音和振动水平，使巡航速度增加25%。在同一升力条件下，贝尔412需用功率比贝尔212减少了3～4%，但有效载荷却增加了10%。为进一步降低直升机振动水平，发展了摆式减振器。从1984年中开始，这种摆式减振器已成为贝尔412的标准装置，并可用来改装早期生产的贝尔412直升机。 　　1978年9月8日，贝尔直升机公司开始研制贝尔412。研制工作从改装2架已取得型号合格证的贝尔212开始，通过这2架直升机的改型完成了贝尔412的研制和为取得型号合格证的试验计划。1979年8月初，第一架改型机开始试飞，同年12月第二架试飞。1981年1月9日，获得美国联邦航空局颁发的目视飞行型号合格证(联邦航空条例第29部)，1981年2月13日，获得仪表飞行型号合格证。1981年1月18日首次交付使用。1989年2月生产线转移到贝尔加拿大直升机公司。国营印度尼西亚飞机工业有限公司和意大利阿古斯塔公司获准生产许可证。 　　截至1997年1月，贝尔412各型在北美洲总计生产了约420架，其中在加拿大生产了200多架。用户有：委内瑞拉空军(2架)、博茨瓦纳(3架)、巴拿马(2架)、斯里兰卡陆军(2架)、尼日利亚(2架)、墨西哥(2架)、韩国(1架)、洪都拉斯(10架)、挪威(19架)等国家。 　　贝尔412EP单价为454.5万美元(目视飞行型)或475万美元(仪表飞行型)，平均直接使用成本为746美元/小时(1997年币值)。 　　贝尔412直升机有以下几种型别: 　　贝尔412　标准基本型。 　　贝尔412SP　贝尔412最新民用型，增加了最大起飞重量，标准燃油增加55%，可选装新的内部座椅。洪都拉斯购买10架; 挪威皇家空军购买18架，其中后17架将由贝尔直升机公司提供散装件在挪威装配。1991年初由贝尔412HP替代生产。 　　贝尔412军用型　1986年开始研制，在机头下炮塔内装有一挺12.7毫米机枪，炮塔可用与AH-1S直升机所用的瞄准具相类似的头盔瞄准系统进行控制，备弹量为875发。包括瞄准具在内的武器系统重量为188千克，该系统能在30分钟之内安装或拆除。机枪的射界方位角为±110°，仰角15°，俯角45°。由于有炮塔，贝尔412军用型的最大平飞速度只有222千米/小时。另外，它能装两个双联FN7.62毫米机枪吊舱，1个FN12.7毫米机枪吊舱，7枚或19枚70毫米火箭弹吊舱，M240E1舱门枢轴安装的机枪，1个FN70毫米火箭发射架和1挺12.7毫米机枪或2个20毫米GIAT M621航炮吊舱。 　　贝尔412HP　提高了传动系统性能和最大起飞重量时的有地效悬停性能。1991年2月5日取得美国联邦航空局第29部型号合格证。1991年初开始交付使用。 　　贝尔412E　增强性能型，装PT6T-3D发动机，复式三轴或四轴数字式自动飞行控制系统(DAFCS)及电子飞行仪表系统。可选装搜索救援设备。 　　贝尔412CF(CH-146)“粗毛犬” (Griffon)　贝尔直升机公司研制的贝尔412EP军用型，是双发战术和通用运输直升机。加拿大军方的编号为CH-146“粗毛犬” (Griffon)。加拿大军方1992年花7亿美元订购了100架CH-146，用来替代贝尔205、贝尔206和贝尔212直升机，主要用于：武装支援、士兵/货物运输、医疗救护、反潜、搜索救援和巡逻。该机于1994年4月30日首飞，1994年10月14日开始交付。 　　贝尔412CF的结构与贝尔412EP基本相同，主要不同包括：航空电子和任务设备，空重为3402千克，采用抗坠毁机体结构和自密封油箱。 　　NBell-412　国营印度尼西亚飞机工业有限公司(IPTN)用许可证生产的贝尔412SP，总计生产100架。

贝尔412

达信集团贝尔加拿大直升机公司

设计特点

　　(贝尔412EP) 　　旋翼系统　采用了先进复合材料旋翼桨叶、软平面柔性梁、钛合金桨毂。桨叶的翼型截面、厚度、弦长以及扭转都沿桨叶展向变化。翼型相对厚度从桨根处23%变化到桨尖处8%。四片旋翼桨叶可以互换。桨叶由玻璃钢大梁、Nomex蜂窝芯、玻璃钢蒙皮以及不锈钢桨尖整流罩组成。大梁是用单向玻璃纤维沿展向、经根部的两个螺栓孔到桨尖缠绕而成。蒙皮用玻璃布以±45°铺设而成。后缘也是单向玻璃纤维缠绕。大梁和后缘之间用Nomex蜂窝芯充填。整个桨叶靠玻璃纤维缠绕胶接在一起。前缘包条外段为不锈钢，内段为钛合金。桨叶内装有防雷击网和防冰加热元件。旋翼桨叶可折叠。折叠后，桨叶前后放置。有标准旋翼刹车。新设计的旋翼桨毂用钢和轻合金做成，内装弹性轴承和减摆器。旋翼转速为314转/分。 　　旋翼桨毂由两根钛合金的柔性梁架、四根用于连接桨叶的带夹头凸耳的钢制心轴以及弹性球形轴承组成。桨叶靠变距摇臂操纵。变距摇臂一端用花键与钢制心轴的内段端部相连，另一端连在变距连杆上。变距杆又与旋转混合操纵摇臂相连。尾桨为两片桨叶，全金属结构，拉进式尾桨。尾桨桨叶由不锈钢成形的大梁、铝合金蜂窝芯以及铝合金蒙皮胶接而成。 　　传动系统　类似于贝尔212，但旋翼主轴较贝尔212的短。起飞传动功率为1022千瓦，最大连续传动功率为828千瓦，一发停车的传动功率为850千瓦。装有旋翼轴扭矩指示器。 　　机身　基本上与贝尔212的相同。 　　着陆装置　高滑橇式起落架，可选装应急充气浮囊和不可收放前三点式起落架。 　　动力装置　装两台普拉特·惠特尼加拿大公司的PT6T-3D“双派克”涡轮轴发动机，通过一个并车减速器，由一根共同的输出轴输出功率。一台发动机发生故障时，另一台发动机能提供2分30秒850千瓦的功率，或30分钟723千瓦的功率。7个防裂油箱是连通的，每个油箱都有自动断开或接通活门，总燃油量为1249升。加装辅助油箱时，最大燃油量为1870升。座舱右侧有一个单点加油口。 　　座舱　能容纳一名驾驶员和14名乘客。运货型座舱容积为7.02米3(包括尾梁里的行李舱)，舱内有加温和通风设备以及空气循环环境控制装置。 　　系统　为了安全，装有两套液压系统。压力为69×105帕，最大流量为22.7升/分。两台完全独立的30伏200安起动/发电机，可提供28伏直流电。辅助交流电由两个完全独立的450伏安单相静变流器提供。在一个变流器发生故障时，第三个变流器能自动负载。34安时镍镉电池。 　　机载设备　选装的仪表飞行电子设备包括: KTR908无线电收发机、两台KNR660A伏尔/着陆航向信标/无线电磁罗盘接收机、KDF-800无线电罗盘、KMD-700A测距仪、KXP-750A应答机、KGM-690指点标/下滑接收机。此外，还有两个三轴陀螺装置、增稳控制系统和霍尼韦尔自动飞行控制系统。供选装的设备有：货物吊挂装置、救生绞车。

贝尔412

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　　　　　　　　　　　　　　　　14.02m 　　尾桨直径　　　　　　　　　　　　　　　　2.62m 　　旋翼桨叶弦长(桨根部位)　　　　　　　　　0.40m 　　　　　　　　(桨尖部位)　　　　　　　　　0.22m 　　尾桨桨叶弦长　　　　　　　　　　　　　　0.29m 　　机长(旋翼和尾桨转动)　　　　　　　　　　17.12m 　　机身长(不包括旋翼)　　　　　　　　　　　12.70m 　　机高(至桨毂顶部)　　　　　　　　　　　　3.48m 　　　　(尾桨转动)　　　　　　　　　　　　　4.57m 　　平尾翼展　　　　　　　　　　　　　　　　2.87m 　　平尾翼弦　　　　　　　　　　　　　　　　0.79m 　　滑橇间距　　　　　　　　　　　　　　　　2.84m 　　后滑动舱门(每个) 　　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　　　1.24m×1.88m 　　　　离地高度　　　　　　　　　　　　　　0.76m 　　行李舱舱门 　　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　　　0.53m×1.71m 　　应急出口(座舱中部弦窗，每个) 　　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　　　0.76m×0.97m 面积 　　旋翼桨盘　　　　　　　　　　　　　　　　154.4m2 　　尾桨桨盘　　　　　　　　　　　　　　　　5.38m2 重量及载荷 　　空重(标准设备)　　　　　　　　　　　　　3079kg 　　最大外挂载荷　　　　　　　　　　　　　　2041kg 　　最大起飞重量　　　　　　　　　　　　　　5397kg 　　最大桨盘载荷　　　　　　　　　　　　　　0.34kN/m2 　　最大功率载荷　　　　　　　　　　　　　　4.02kg/kw 性能数据(最大起飞重量，国际标准大气) 　　最大允许速度　　　　　　　　　　　　　　259km/h 　　最大巡航速度 　　　　海平面　　　　　　　　　　　　　　　226km/h 　　　　1525m高度　　　　　　　　　　　 　　230km/h 　　最大爬升率(海平面)　　　　　　　　　　　6.85m/s 　　实用升限(一发停车)　　　　　　　　　　　1920m 　　悬停高度(有地效)　　　　　　　　　　　　3110m 　　　　　　(无地效)　　　　　　　　　　　　1585m 　　最大航程(标准燃油，高度1525m，无余油)　 744km 　　续航时间　　　　　　　　　　　　　　　　3h42m 　　噪声 　　　　起飞　　　　　　　　　　　　　　　　92.8dB 　　　　侧向　　　　　　　　　　　　　　　　93.4dB 　　　　进场　　　　　　　　　　　　　　　　95.6dB

航空

贝尔427

达信集团贝尔加拿大直升机公司

概　　况

　　贝尔427是达信集团贝尔加拿大直升机公司研制的8座双发多用途直升机。1996年2月与韩国三星航宇工业有限公司签订合作研制合同并开始研制。1997年初开始原型机总装。两架原型机承担飞行试验任务，并于1998年12月取得加拿大运输部型号合格证，1999年3月取得美国联邦航空局和日本航空协会型号合格证。 　　在1996年英国范堡罗航展首次展出贝尔427模型，在展览期间，订货达22架。截至1997年12月，总订货量达70架。从2003年起可能向南美洲各国销售，以替代“云雀”Ⅲ直升机。 　　贝尔427的单价为220万美元(1999年币值)。

贝尔427

达信集团贝尔加拿大直升机公司

设计特点

　　旋翼系统　4片复合材料桨叶旋翼系统，其结构与OH-58D类似，2片复合材料桨叶的尾桨与贝尔407的类似。旋翼桨叶可以折叠。主桨叶有镀镍不锈钢前缘包条。半钢性旋翼桨毂由复合材料柔性梁叉形臂和弹性接头组成，不需要润滑和维修。主旋翼转速为395转/分，尾桨转速为2375转/分。可选装旋翼刹车和桨叶折叠装置。 　　机身　类似于贝尔407的机身，但座舱加长了0.33米，并且大量采用碳/环氧树脂复合材料，使机身的零件数量减少约33%。复合材料座舱和铝合金尾梁由三星航宇工业有限公司制造，总装在加拿大进行。 　　传动系统　专门为该机设计了“扁平组件”主传动系统，直接从发动机输入功率，仅有4个啮合处，结构大大简化了。传动系统在起飞时和最大连续的传动功率为597千瓦；一发停车时30秒的传动功率为481千瓦，2分钟传动功率为451千瓦，最大连续传动功率为343千瓦。 　　着陆装置　滑橇式起落架，带有振动调谐交叉管，以防产生地面共振。低滑橇是标准的。可选用高滑橇和应急浮筒。 　　动力装置　装两台普拉特·惠特尼加拿大公司的PW206D涡轮轴发动机，带有全权数字式发动机控制系统。起飞时单台功率为477千瓦，最大连续功率为423千瓦；一发停车时30秒功率为574千瓦，2分钟功率为546千瓦，30分钟功率为526千瓦，最大连续功率为477千瓦。机上装有3个抗坠毁油箱，两个装在前面，单个容量为113.5升，一个装在后面，容量为492升，总的可用燃油容量为719升。在紧急医疗救护型中，前面的一个油箱可以拆除，以便在座舱中多安放一副担架或允许担架伸入驾驶舱的左侧。 　　座舱　标准的布局为驾驶舱坐2名机组人员，机组人员的座椅可以吸收20g的冲击。座舱可分两排坐6名乘客，所有的乘客座椅都配有安全带。用于紧急医疗救护时能运输一副或两副担架及2名医护人员。用于货运时，可拆除所的乘客座椅，并可选装带有系留装置的可拆卸的地板(最大承载能力为366.2千克/米2)。每侧有两个铰接门，右侧有行李舱门。 　　系统　液压系统的工作压力为86×105帕，用于控制旋翼和尾桨。一个17安时镍镉蓄电池和2台17安时起动/发电机提供28伏的直流电。可选装28安时蓄电池和200安起动/发电机及空调系统。 　　机载设备　双屏液晶显示综合仪表显示系统，用于监控飞行、导航、动力、系统等。可选装联合信号公司的导航/通信设备。可装的设备有：发动机粒子分离器、货物吊钩、货物地板、滑动舱门、救援绞车、探照灯、紧急医疗救护设备及线路保护系统等。

贝尔427

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　　　　　　　　　　　　　　0.27m 　　尾桨直径　　　　　　　　　　　　　　　　1.73m 　　尾桨桨叶弦长　　　　　　　　　　　　　　0.18m 　　机长(旋翼和尾桨转动)　　　　　　　　　　13.07m 　　机身长(包括尾橇)　　　　　　　　　　　　10.94m 　　机高(至垂尾翼尖)　　　　　　　　　　　　3.49m 　　离地高度 　　　　低滑橇　　　　　　　　　　　　　　　0.41m 　　　　高滑橇　　　　　　　　　　　　　　　0.67m 　　滑橇间距　　　　　　　　　　　　　　　　2.36m 　　座舱门宽　　　　　　　　　　　　　　　　1.22m 内部尺寸 　　行李舱容积　　　　　　　　　　　　　　　0.76m3 面积 　　旋翼桨盘　　　　　　　　　　　　　　　　99.89m2 　　尾桨桨盘　　　　　　　　　　　　　　　　2.34m2 重量及载荷 　　空重　　　　　　　　　　　　　　　　　　1581kg 　　最大载荷　　　　　　　　　　　　　　　　1141kg 　　最大吊挂载荷　　　　　　　　　　　　　　1361kg 　　最大起飞重量 　　　　内载　　　　　　　　　　　　　　　　2835kg 　　　　外挂　　　　　　　　　　　　　　　　2948kg 　　最大桨盘载荷　　　　　　　　　　　　　　0.29kN/m2 　　最大功率载荷　　　　　　　　　　　　　　4.95kg/kw 性能数据(估计值，内载,最大起飞重量、国际标准大气) 　　最大巡航速度(海平面)　　　　　　　　　　250km/h 　　经济巡航速度(海平面)　　　　　　　　　　241km/h 　　实用升限 　　　　最大连续功率　　　　　　　　　　　　5761m 　　　　一台发动机停车　　　　　　　　　　　4023m 　　悬停高度 　　　　有地效　　　　　　　　　　　　　　　4938m 　　　　无地效　　　　　　　　　　　　　　　4237m 　　航程(最大燃油，经济巡航速度，无余油)　　663km

航空

贝尔430

达信集团贝尔加拿大直升机公司

概　　况

　　贝尔430是达信集团贝尔加拿大直升机公司在贝尔230基础上研制的4桨叶、大功率、加长型直升机。1991年开始初始设计，1992年2月宣布该机的项目计划，用贝尔230机体改装了两架原型机。首架原型机(装轮式起落架)于1994年10月25日首飞，第二架原型机(装滑橇式起落架和完整的航空电子设备)于1994年12月19日试飞，贝尔430的生产型1995年首飞。1996年6月25日开始交付。1996年6月与国营印度尼西亚飞机工业有限公司签订谅解备忘录，允许该公司在印度尼西亚总装和销售。 　　第二架生产型直升机创造了环球飞行17天6小时14分的世界纪录。截至1997年底，总计生产了约40架。 　　该项目的总费用为1800万美元，加拿大政府提供35%的贷款。装目视飞行设备的贝尔430单价为375万美元，平均的直接使用成本为565美元/小时(1997年币值)。

贝尔430

达信集团贝尔加拿大直升机公司

设计特点

　　旋翼系统　全复合材料4桨叶无铰无轴承旋翼系统，2片桨叶尾桨。旋翼桨叶由不锈钢大梁、前缘包条和玻璃纤维蒙皮组成，在大梁和后缘之间充填Nomex蜂窝芯。旋翼桨叶和桨毂的寿命为10000小时。尾桨叶由不锈钢制成。 　　机身　带整体尾梁和一些蜂窝板的铝合金机身。尾梁上装有带前缘缝翼和端板式小垂尾的水平安定面。机身两侧各有一个短翼，主要用于收放机轮、装油箱和用作工作平台。固定式垂尾分上、下两部分，后掠垂尾下方装有一个尾橇，在尾部触地时可起保护作用。 　　着陆装置　通用型采用管状滑橇式起落架。行政用机采用液压可收放前三点轮式起落架。各起落架均向前收起，主轮收入短翼内，前轮可转向和自定中心。主起落架装有液压盘式刹车装置。起落架均为单轮，主轮规格为18×5.5，尾轮规格为5.00×5。可选装应急浮筒装置。 　　动力装置　装两台艾利逊公司250-C40B涡轮轴发动机，单台起飞功率为584千瓦，最大连续功率为521千瓦。单台30秒的额定功率为701千瓦，2分钟功率为656千瓦，30分钟为623千瓦，连续功率为602千瓦。装有全权数字式发动机控制系统。起飞时传动功率779千瓦，传动系统的大修间隔为5000小时。装轮式起落架的直升机有用燃油为710升，装滑橇式起落架的直升机的有用燃油为935升，两种直升机都可装182升的辅助油箱。 　　座舱　标准座舱采用1名驾驶员和9名乘客的2-2-2-3布局。可选择10名乘客的高密度2-2-3-3和其它行政用机的布局。座椅间距为0.86～0.91米。驾驶员的座椅为抗坠毁座椅。紧急医疗救护型可装载1～2副担架、3～4名医护人员或伤员。每侧有两扇向前开的门，紧急医疗救护型可在左侧选装便于装卸担架的门。座舱内装有通风和隔音设备。 　　系统　两套液压系统。两套28伏直流电系统，由两台30伏200安起动/发电机和一个24伏28安时的镍/镉蓄电池供电。 　　机载设备　装Gold Grown Ⅲ通用的航空电子设备。KFC 500自动飞行控制系统，液晶综合仪表显示系统，其中两个液晶显示器用于显示发动机和系统参数。可选装全球定位系统和电子飞行仪表系统。 　　其它标准的设备还有：旋翼和货物系留装置，可收放的450瓦搜索/着陆灯。可选装的设备有：辅助燃油箱组，承载能力为272千克的救援绞车，承载能力为1587千克的货物吊钩及粒子分离器等。

贝尔430

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　　　　　　　　　　　　12.80m 　　尾桨直径　　　　　　　　　　　　2.10m 　　旋翼桨叶弦长　　　　　　　　　　0.36m 　　尾桨桨叶弦长　　　　　　　　　　0.25m 　　机长(旋翼和尾桨转动)　　　　　　15.30m 　　机身长(包括尾橇)　　　　　　　　13.44m 　　机身宽(包括短翼)　　　　　　　　3.45m 　　机高(至桨毂顶部) 　　　　标准滑橇　　　　　　　　　　4.03m 　　　　高滑橇　　　　　　　　　　　4.24m 　　　　轮式起落架　　　　　　　　　4.72m 　　滑橇间距　　　　　　　　　　　　2.54m 　　主轮距　　　　　　　　　　　　　2.78m 　　前后轮距　　　　　　　　　　　　4.17m 　　前座舱门 　　　　高×宽　　　　　　　　　　　1.34m×0.88m 　　后座舱门 　　　　高×宽　　　　　　　　　　　1.22m×0.91m 　　行李舱门 　　　　高×宽　　　　　　　　　　　0.60m×0.85m 内部尺寸 　　座舱 　　　　长(不包括驾驶舱)　　　　　　2.87m 　　　　最大宽度　　　　　　　　　　1.27m 　　　　最大高度　　　　　　　　　　1.45m 　　　　容积　　　　　　　　　　　　4.5m3 　　行李舱容积　　　　　　　　　　　1.0m3 面积 　　旋翼桨盘　　　　　　　　　　　　128.71m2 　　尾桨桨盘　　　　　　　　　　　　3.45m2 重量及载荷(A：轮式型；B：滑橇式型) 　　空重 　　　　A　　　　　　　　　　　　　 2406kg 　　　　B　　　　　　　　　　　　　 2388kg 　　最大外挂载荷(A、B)　　　　　　　1587kg 　　最大起飞重量 　　　　内载(A)　　　　　　　　　　 4082kg 　　　　　　(B)　　　　　　　　　　 4218kg 　　　　外载(A、B)　　　　　　　　　4218kg 　　最大桨盘载荷　　　　　　　　　　0.32kN/m2 　　最大功率载荷　　　　　　　　　　5.72kg/kw 性能数据(最大起飞重量，国际标准大气) 　　最大允许速度(A、B)　　　　　　　277km/h 　　最大平飞速度 　　　　A　　　　　　　　　　　　　 256km/h 　　　　B　　　　　　　　　　　　　 250km/h 　　长航程巡航速度 　　　　A　　　　　　　　　　　　　 243km/h 　　　　B　　　　　　　　　　　　　 237km/h 　　实用升限(A、B)　　　　　　　　　5590m 　　悬停高度(有地效，A、B)　　　　　3460m 　　　　　　(无地效，A、B)　　　　　2665m 　　最大航程(标准燃油，无余油) 　　　　A　　　　　　　　　　　　　 503km 　　　　B　　　　　　　　　　　　　 644km 　　续航时间　　　　　　　　　　　　3h35m 　　噪声 　　　　起飞　　　　　　　　　　　　92.4dB 　　　　侧向　　　　　　　　　　　　91.6dB 　　　　进场　　　　　　　　　　　　93.8dB

航空

贝尔609

贝尔直升机公司

概　　况

　　贝尔609是美国贝尔直升机公司研制的双发9座民用倾转旋翼机。贝尔直升机公司和波音直升机公司在合作研制军用型V-22倾转旋翼机的基础上，1996年2月透露联合研制6350千克重量级的9座民用倾转旋翼机，最初的编号为D-600。在1995年～1996年间进行市场调研的基础上，1996年11月18日，两公司又宣布建立联合风险投资机制来设计、研制、取证和市场开拓6至9座的民用倾转旋翼机，编号为贝尔-波音609。1996年底选定了驾驶舱和其它系统的子承包商。1998年3月1日波音直升机公司从合伙人中退出，但仍是该项目的一个主要的子承包商。 　　1997年5月完成贝尔609的初始设计审查，1998年4月完成临界设计审查。1997年8月开始制造原型机的零件。1997年6月在巴黎航展上展出贝尔609的全尺寸模型。贝尔609于1999年中首飞，将生产4架原型机，主要用于飞行试验和取证。预计2001年初开始交付使用。该机可单驾驶按仪表飞行规则飞行。 　　贝尔609目前准备研制2个型别：贝尔609基本型及贝尔620，贝尔620计划2001年开始研制，能乘22名旅客。 　　截至1997年11月有37个顾客订购了45架贝尔609倾转旋翼机。贝尔609的单价为800～1000万美元。

贝尔609

贝尔直升机公司

设计特点

　　旋翼系统　类似于贝尔-波音901“鱼鹰”，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。 　　尾部装置　T型尾翼取代了贝尔-波音901上的端板式尾翼。T型尾翼使水平安定面位于旋翼尾流之上，从而在旋翼机进行飞行转换时产生的俯仰力矩减小。 　　机身　铝机身结构外加复合材料蒙皮，复合材料机翼。机身由波音直升机公司制造，机翼和吊舱由贝尔直升机公司制造。机身由三部分组成：机头、中机身和尾部组成。 　　着陆系统　可收放前三点轮式起落架，前起落架为双轮，后起落架为单轮。着陆系统包括：支柱、轮、轮胎、刹车、刹车控制和着陆系统控制系统等。 　　动力装置　2台普拉特·惠特尼加拿大公司的PT6C-67A涡轮轴发动机。装在翼尖倾斜短舱内，单台功率为1378千瓦，每台发动机驱动一个三桨叶倾转旋翼。装有发动机参数指示与机组告警系统。双泵燃油系统，当旋翼机在垂直状态飞行时能产生足够的油压。通过几个行星齿轮，输出转速可达30000转/分。所有燃油都在机翼整体油箱中，有用容量为1427升。 　　座舱　两名机组人员，并排坐在驾驶舱内，驾驶舱中装两套操纵系统。座舱标准座位是9个。机组人员和旅客门位于右侧，机翼前面。座舱有增压和空调系统。 　　机载设备　双套甚高频电台，应答机；双套伏尔/仪表着陆系统，测距设备及无线电罗盘，带有综合控制的传感器；三台250毫米×200毫米的彩色液晶显示器，其中包括两台初级飞行显示器和一台多功能显示器。可选装柯林斯公司的WXR-800气象雷达及ALT-400雷达高度表。

贝尔609

贝尔直升机公司

技术数据

(暂定) 外形尺寸 　　旋翼直径　　　　　　　　　　　　7.9m 　　机宽(旋翼旋转)　　　　　　　　　18.3m 　　机长　　　　　　　　　　　　　　13.4m 　　机身最大直径　　　　　　　　　　1.75m 　　机高(至尾翼顶部)　　　　　　　　4.6m 　　主轮距　　　　　　　　　　　　　3.0m 　　前后轮距　　　　　　　　　　　　5.8m 　　旋翼中心距　　　　　　　　　　　10.0m 　　旅客门宽　　　　　　　　　　　　0.91m 内部尺寸 　　座舱 　　　　长　　　　　　　　　　　　　3.90m 　　　　宽　　　　　　　　　　　　　1.49m 　　　　高　　　　　　　　　　　　　1.42m 　　行李舱容积　　　　　　　　　　　1.4m3 面积 　　旋翼桨盘(每副)　　　　　　　　　49m2 重量及载荷 　　空重　　　　　　　　　　　　　　4765kg 　　最大起飞重量　　　　　　　　　　7265kg 　　最大桨盘载荷　　　　　　　　　　1.44kN/m2 性能数据 　　最大巡航速度　　　　　　　　　　509km/h 　　实用升限　　　　　　　　　　　　7620m 　　航程(2500kg载荷，463km/h)　　　 1400km

航空

波音114/414

波音直升机公司

概　　况

　　波音114/414是美国波音直升机公司研制的双旋翼纵列式全天候中型运输直升机，美国陆军编号CH-47和MH-47“支奴干”。CH-47是根据美国陆军的全天候中型运输直升机要求设计的，可以在恶劣的高原高温条件下完成运输任务。 　　CH-47“支奴干”直升机于1956年开始研制，当时，美陆军部宣布要以新一代涡轮轴发动机直升机取代它的活塞式发动机运输直升机。美国陆军于1959年6月与波音直升机公司签订了一项初步合同，制造5架YCH-47A。1961年4月28日，第一加YCH-47A总装完成。1961年9月21日进行了首次悬停飞行。 　　CH-47有以下型别: 　　CH-47A最初生产型。第一架于1962年8月16日交付给美国陆军。早期生产的CH-47A装两台T55-L-5涡轮轴发动机，后改用T55-L-7涡轮轴发动机。总共交付给美国陆军354架CH-47A，交付给泰国皇家空军4架。CH-47A型已停产。根据1978年的美国陆军合同，它的传动系统功率已加大到CH-47C的标准。 　　CH-47B　CH-47A的发展型，装两台2125千瓦的T55-L-7C涡轮轴发动机。1967年5月10日开始交付，总共生产了108架，1968年2月交付完毕。根据1978年的陆军合同，它的传动系统功率已加大到CH-47C的标准。 　　CH-47C　CH-47B的改进型。由于加强了传动系统，采用了两台2796千瓦的T55-L-11A发动机和增加了总燃油量，大大提高了这一型号的性能，从而满足了美国陆军提出的新要求: 在大气温度+35℃、1220米高度条件下，外挂6800千克载荷起飞，活动半径56千米。CH-47C于1967年10月14日首次试飞，1968年3月开始交付，1980年夏天交付完毕，共交付给美国陆军270架。1973年该公司研制成功桨叶大梁裂纹检查系统(ISIS)和抗坠毁油箱，油箱容量为3944升。1973年3月以后交付的CH-47C上均装有这两项设备，对以前生产的CH-47C也逐步进行了改装。1978年5月开始在CH-47C上试装玻璃钢桨叶，1979年开始将182架美国陆军的CH-47C改装玻璃钢桨叶，到1986年改装工作全部结束。 　　CH-147　CH-47C的加拿大部队编号。1973年接到加拿大武装部队订购9架CH-47C的合同，1974年9月开始交付。这种型号基本与CH-47C相同。 　　CH-47D　CH-47系列的改型。1976年根据与美国陆军签订的一项合同将3架早期型的CH-47(A、B、C型各1架)改成D型的标准原型机，第1架标准原型机于1979年5月11日首次试飞。1980年10月，美国陆军与波音直升机公司签订第一个CH-47D生产型改进合同。截止1984年改装了88架。1985年4月8日该公司得到一项多年合同，在1985～1989财年中再改装240架CH-47A、B、C型。第1架生产型CH-47D于1982年2月26日首次飞行，1982年5月20日交付给美国陆军。1984年2月28日首次装备美101空降师达到初始作战能力。1989年1月13日波音直升机公司又得到一项多年合同，将144架CH-47改装成CH-47D(包括11架MH-47E)，前后共改装472架(包括MH-47E)，从而将美国陆军“支奴干”机群的使用寿命延长到下一世纪。1992年8月，美国陆军又订购了2架新制造的CH-47D，以填补在海湾战争损失的2架。1993年对购自澳大利亚的7架提供改装经费，1995年1月至10月间交付完毕。 　　1988年交付了8架CH-47D给得克萨斯州国民警卫队，1990年10月美国陆军订购的CH-47D交付完毕。到1990年11月，总共交付了332架CH-47D，改型工作以每月4架的速度进行，到1993年10月完成改型工作。1993年底开始，美国陆军预备队和国民警卫队的CH-47也进行类似的改型。 　　CH-47D包含13项重大改进。采用达信·莱康明公司的T55-L-712涡轮轴发动机。其标准功率和应急功率分别为2796千瓦及3356千瓦。旋翼传动系统的额定功率增加到5593千瓦，有综合润滑与冷却装置，装有复合材料旋翼桨叶。重新布置了驾驶舱，与夜视镜兼容，其它的变化包括采用多余度与改进的电气系统、单元体式液压系统、先进的自动飞行控制系统，以及改进的航空电子设备和救生设备。一台太阳公司T62-T-2B辅助动力装置带动附件和齿轮传动装置，驱动所有液压系统和电气系统。装有单点压力加油系统和3个外部吊货挂钩。按重量计算，CH-47D机体的10%～15%是复合材料结构。只有基本机体结构、起落架和座椅等主要部件没有经过修改和更换。大约有300家转包商参加了这一改装计划。 　　在最大总重为22680千克条件下，CH-47D的有用载荷为10334千克，比CH-47A的有效载荷(4990千克)多一倍多。CH-47D能执行各种战斗与支援任务，包括运送部队、火炮装置和战场补给。这是美国陆军M198新型牵引车牵引的155毫米榴弹炮的主要运输工具，这种炮加上32发炮弹和11名炮手总重约为9980千克。CH-47D是能用机身下中央吊钩吊运11225千克重的D5型履带式推土机的唯一的美国陆军直升机。它能以256千米/小时的飞行速度空运陆军Milvans供应品集装箱，也能在一次飞行中用所有三个吊钩吊运7个1893升橡胶燃油箱。据美国陆军说，在标准欧洲气候下飞行时，CH-47D的性能比CH-47A提高一倍多，在高温高原条件下，提高68%。 　　1985年8月4日，美国陆军航空工程飞行处部队用CH-47D直升机与美国空军HC-130加油机进行了空中加油试验。CH-47D右下侧装有一根铝制11.6米长可伸缩空中加油探管。在1525米高度，飞行速度为222千米/小时条件下，探管与加油机漏斗形软管接头成功地进行了35次连接。空中加油速度为568升/分，6分钟就可加满CH-47D的油箱。CH-47D型单价为710万美元(1986年美元值)。1988年7月取得型号合格证，并且第1架装有空中加油装置的CH-47D交付给美国陆军。 　　CH-47D特种作战机(SOA)　CH-47D SOA装空中加油探管(1988年7月首次加油)、热成像仪、本迪克斯/金公司RDR-1300气象雷达、改进的通信与导航设备，两挺7.62毫米机枪。CH-47D SOA直升机上设有领航员兼指令长位置。 　　GCH-47D　地勤维修训练机，仅在费吉尼亚有几架。 　　MH-47E　CH-47D的特种部队型。1987年12月2日，波音直升机公司收到8180万美元的合同，即在改进的CH-47D的基础上为美国陆军特种作战部队研制一架MH-47E“支奴干”原型机。计划需要51架MH-47E，后削减到25架，原型机在1990年6月1日首飞。首批11架MH-47E已于1992年11月交付给了第160特种作战航空联队第2大队，第二批14架的最后一架于1995年4月交付完毕。 　　MH-47E机头部分采用了民用“支奴干”型的机头构形，以便在必要时加装气象雷达。前起落架朝前移动了1.02米，以便安装全复合材料外部副油箱(燃油容量增加一倍)。还安装了内部货物处理系统。 　　“支奴干”HC.Mk1　英国皇家空军型。1978年订购33架，第1架样机于1980年3月23日进行了首次飞行。该机基本上类似于加拿大的CH-147，但装T55-L-11E涡轮轴发动机，具有玻璃纤维/碳纤维旋翼桨叶和3个外部货钩，中央货钩的承载能力为12700千克，前、后货钩总承载能力为9072千克。座舱可容纳44名士兵或24副北约组织标准担架。发动机和风挡玻璃有防冰装置。座舱内备有两个转场油箱，在三级海情下能在水上作业。该机用于后勤支援、战术运兵、伤员撤退、空中机动和外部载货任务。该型大量采用了英国的航空电子设备。 　　“支奴干”HC.Mk2　英国皇家空军型。1989年10月，英国国防部授权波音直升机公司将32架Mk1B型改进成Mk2型(相当于CH-47D)。改进工作包括: 装新的自动飞行控制系统，改进的组合式液压装置，加强的传动装置，改进的71千瓦T-62T-2B辅助动力装置和加强的机体，低红外特征的涂层，燃油系统，标准的防御设备(包括：红外干扰发射机，干扰物投放器，导弹告警系统，机枪挂架等)。改进工作于1991年开始，1995年结束。1997～2000年交付的直升机，装史密斯公司的故障诊断系统，总费用约1亿英镑。1993年1月19日，首架HC.Mk2出厂，1993年5月20日交付英国皇家空军使用。目前皇家空军总计购买了58架CH-47C/D/E，总费用为3.65亿美元。 　　“支奴干”HC.Mk3　其结构与MH-47E相似，装有大的油箱挂架，气象雷达和加油管。 　　HT.17“支奴干”　西班牙陆军型。 　　234型　民用型。1978年夏末，美国波音直升机公司宣布研制波音234，以执行客运、货运及其它专门任务，如近海油田和天然气钻井平台支援、远距资源开发、吊运、伐木和建筑、海上及陆地搜索和救援、空中灭火、港口疏散、救灾、输电线路敷设、管道建设及修理等。 　　波音234有以下几种型别:波音234LR远程型；波音234ER加大航程型；波音234UT通用型；波音234MLR多用途远程型。 　　414型　CH-47C的出口军用型。 　　CH-47D“国际支奴干”　414型交付给日本之日起开始启用这一名称。第1架“国际支奴干”于1986年1月首次飞行。截至1997年，日本陆上自卫队订购18架，航空自卫队订购了42架。 “国际支奴干”有4种型别: 装T55-L-712SSB发动机的标准型、装T55-L-712SSB发动机的远程型，装T55-L-714发动机的标准型、以及装T55-L-714发动机的远程型。 　　CH-47SD“超D”(Super D)　最新出口型。采用了一些MH-47E的技术。装T55-L-714A涡轮轴发动机，带全权数字式发动机控制系统；直升机两侧有单点压力加油和放油口，燃油装在两个抗坠毁的弹性油箱中，总容量为7828升，并装有史密斯公司的数字式油量测量系统。 　　改进货物直升机(ICH)　波音直升机公司为美国陆军改进“支奴干”结构的项目。在当前陆军航空现代化计划下，在2015年至2020年期间研制新型货运直升机前，要研制一种新的型别来满足陆军航空现代化计划的要求。该项目将改进现有的“支奴干”，使其达到所要求的寿命。目标是降低振动水平，提高机体和系统的可靠性，减少飞行成本和维护成本，减少驾驶员工作负荷，更在效地装卸货物。 　　改进包括：改装T55-GA-714A发动机，带全权数字式发动机控制系统，使燃油消耗降低；贷物装卸系统改用在货舱中装滚轮；驾驶舱增装MIL-STD-1553B数据总线，显示装置，电子仪表板。当前美国陆军要求改装两架“支奴干”进入工程研制阶段。2003年3月将向美国陆军交付改进后的“支奴干”。在2012年前每年改进26架，总计需改进300架。 　　美国陆军共购买了5架YCH-47A，349架CH-47A，108架CH-47B，270架CH-47C，2架美国制造的CH-47D和11架意大利制造的CH-47C，各型共745架。各型“支奴干”出口的国家和地区有: 阿根廷(5架)，澳大利亚(12架)，加拿大(9架)，埃及(4架)，希腊(7架)，日本(60架)，西班牙(19架)，韩国(30架)，新加坡(6架)，中国(6架)，台湾(3架)，泰国(9架)和英国(58架)。接收意大利阿古斯塔/南方直升机公司按许可证制造的CH-47C的国家有: 埃及(15架)，希腊(10架)，伊朗(68架)，意大利(37架)，利比亚(20架)、摩洛哥(9架)和美国宾夕法尼亚陆军国民警卫队(11架)。“支奴干”的总订货量达1134架(包括民用型)。 　　美国陆军改装240架CH-47C的费用为12亿美元(1985年币值)；1989年开始改装144架的费用为7.73亿美元；1993年开始改装11架的费用为6700万美元；新制造2架CH-47D的费用为2300万美元(1992年币值)；埃及1997年订购4架CH-47D的费用约1.49亿美元(包括零备件、训练和技术支持)；MH-47E的研制并改装一架原型机的费用为8180万美元(1987年币值)；11架MH-47E的采购费用为4.22亿美元(1989～1991年)；美国陆军ICH项目总费用约33亿美元(包括研制，生产投资及改装300架直升机)。1997财年已拨款1770万美元开始ICH工作，1998财年又拨款2300万美元。

波音114/414

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设计特点

　　(CH-47D和CH-47D“国际支奴干”) 　　旋翼系统　两副纵列反向旋转的3片桨叶旋翼由协调轴驱动，以保证每一台发动机都能驱动两副旋翼。前面的一副旋翼反时针旋转(从上往下看)。玻璃钢旋翼桨叶，其翼型为波音直升机公司VR7和VR8，前缘弯曲，由D形玻璃钢大梁和Nomex蜂窝芯与交叉铺设的玻璃纤维层形成的蒙皮构成。旋翼桨叶一旦被23毫米穿甲燃烧弹和高爆燃烧弹射中后，直升机仍能安全返回基地。所有桨叶能由4人在40分钟内折叠好。桨毂为全铰接式。所有轴承完全浸没在滑油中。可选装旋翼刹车装置。旋翼转速为225转/分。 　　传动系统　每台发动机的功率通过各自的超转离合器输入并车减速器，并车后再输到协调轴上。旋翼和发动机的转速比为1∶67。CH-47D、CH-47D“国际支奴干”和MH-47E的并车减速器额定功率为5617千瓦，单发应急功率为3430千瓦。 　　机身　正方形截面半硬壳式结构。驾驶舱、机舱、后机身和旋翼塔基本上为金属结构。机身为等截面，下半部分为水密隔舱，能在水上起降。机身后部有货运跳板和舱门。 　　着陆装置　不可收放的四轮式起落架，两个前起落架均为双轮。两个后起落架为单轮，可以自由转动360°，但动力操纵转向装置只装在右起落架上。所有起落架全装有油-气减震支柱。所有机轮尺寸均为24×7.7-Ⅶ，轮胎规格为8.50-10-Ⅲ，胎压为6.07×105帕。装有起落架刹车装置，每个后起落架上有液压刹车，刹车片为三块，前起落架的每个轮子上也有单盘液压刹车，主要用于停机刹车，也可用于滑行刹车。可选装能拆卸的带轮滑橇。 　　动力装置　两台达信·莱康明公司T55-L-712涡轮轴发动机，安装在后旋翼塔两侧的发动机短舱内。单台发动机的标准额定功率为2237千瓦，最大功率为2796千瓦。装达信·莱康明公司T55-L-712SSB涡轮轴发动机的标准功率为2339千瓦，最大功率为3217千瓦。机身两侧的整流罩内各有一个自密封压力加油抗坠毁油箱。总燃油量为3914升。在货舱内可选装3个辅助长航程油箱，每个油容量为3028升，最大燃油总量(包括固定油箱和辅助油箱)12998升。滑油量为14升。从1991年1月起，100架CH-47D加装发动机粒子分离器。MH-47E和“国际支奴干”装达信·莱康明公司T55-L-714涡轮轴发动机，单台标准连续功率为3108千瓦，应急功率为3629千瓦。MH-47E的标准燃油为7828升，可在货舱中选装3个长航程油箱，每个油箱容量为3028升，总燃油量可达16913升。CH-47D SOA和MH-47E在前机身右侧有8.97米长的空中加油探管，可伸出机头5.41米。 　　座舱　驾驶舱可坐两名驾驶员，备有两套操纵装置。有一副折叠椅供机长或战斗指挥员使用。驾驶舱两侧舱门可以抛掉。根据座位的排列，主舱内可乘坐33～55名武装士兵，或载24副担架及两名护士，或装载车辆及货物。典型装载方案是一个炮兵排，包括人员和弹药。整套“潘兴”式地-地导弹系统都可用CH-47运送。挤压镁合金地板能承载14.36千牛/米2均布载荷，沿轮道部位的承载能力每轮为11.14千牛。地板上有83个能承力22.26千牛的系留环和8个能承力44.52千牛的系留环。后货舱门跳板可以全部或部分打开，也可以拆掉，以便运输特别长的货物和用降落伞投放或自由投放货物或装备。右前方的主舱门分为两段，上段带有铰链，飞行中可以打开，下段附有台阶，下段是可抛的。有3个外部吊钩。和在234型上一样，中吊钩能吊运的最大载荷为11793千克，前后吊钩各吊运7711千克或前后吊钩共同吊运10433千克。后货舱门跳板可以动力收放，防水挡板可使该跳板放在水面上；此外，还有前后货钩，转场用油箱，外部救援绞车，以及风挡雨刷等装置。 　　系统　液压系统包括一套通用液压系统，1号和2号两套飞行操纵液压系统。座舱用一台211×106焦耳加热器/鼓风机。飞行操纵液压系统压力为207×105帕，最大流量53升/分。球形液压蓄压池容积为5.33升，增压到1.72×105帕。通用液压系统压力为231×105帕，最大流量为51.5升/分。活塞型蓄压池容积为7.01升，其中5.33升是可用的，可增压到3.86×105帕。发动机起动液压系统压力为274.4×105帕。电气系统包括由减速器传动系统驱动的两台40千伏安气冷交流发电机。T62-T-2B辅助动力装置驱动附件齿轮传动装置，进而驱动全部液压系统和电气系统。 　　机载设备　标准的航空电子设备有: ARC-199高频无线电电台、柯林斯公司ARC-186超高频/调幅调频电台、ARC-164超高频/调幅通信电台；C-6533机内通话器；AN/APX-100敌我识别器；APN-209雷达高度表；AN/ARN-89B无线电罗盘；AN/ARN-123伏尔/下滑信标台/指点标接收机和AN/ASN-43陀螺磁罗盘。仪表飞行用的标准飞行仪表有AN/AQU-6A水平位置指示器，多余度自动飞行控制系统。任务设备包括：AN/APR-39A雷达告警接收机；ALQ-156导弹告警设备；M130箔条/曳光弹发射器；一些英国皇家空军型“支奴干”装有19-400卫星通信天线；ARI18228雷达告警接收机；AN/ALQ-157红外干扰机；RNS252超战术空间导航系统/惯性导航系统，全球定位系统和M-206/M-1箔条/曳光弹发射器；AN/AAR-47导弹告警设备。标准设备有用于救援和吊运货物的液压绞车、后视反射镜、维护工作用的工作平台和脚踏板；可选装拆卸大部件用的固定拉绳和吊杆。 　　武器　可选装2挺机枪或微型机枪，机枪装于机组人员门边(右侧)和前面的窗子边(左侧)。

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技术数据

外形尺寸 　　旋翼直径(每副)　　　　　　　　　　18.29m 　　旋翼桨叶弦长　　　　　　　　　　　0.81m 　　两副旋翼中心距　　　　　　　　　　11.94m 　　全长(两副旋翼转动)　　　　　　　　30.14m 　　机身长 　　　CH-47D　　　　　　　　　　　　　15.54m 　　　CH-47D“国际支奴干”和MH-47E　　15.87m 　　机宽(旋翼折叠) 　　　CH-47D　　　　　　　　　　　　　3.78m 　　　MH-47E　　　　　　　　　　　　　4.78m 　　机高(至后旋翼桨毂顶部) 　　　CH-47D　　　　　　　　　　　　　5.79m 　　　MH-47E　　　　　　　　　　　　　5.59m 　　离地高度(旋翼旋转) 　　　前面　　　　　　　　　　　　　　3.33m 　　　后面 　　　　CH-47D　　　　　　　　　　　　5.79m 　　　　MH-47E　　　　　　　　　　　　5.59m 　　　静止，后面　　　　　　　　　　　4.90m 　　轮距(减震支柱间距离)　　　　　　　3.20m 　　前后轮距 　　　CH-47D　　　　　　　　　　　　　6.86m 　　　MH-47E　　　　　　　　　　　　　7.87m 　　旅客舱门(右、前) 　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　1.68m×0.91m 　　　离地高度　　　　　　　　　　　　1.09m 　　后货舱门跳板外缘 　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　1.98m×2.31m 　　　离地高度　　　　　　　　　　　　0.79m 内部尺寸 　　座舱(不包括驾驶舱) 　　　长度　　　　　　　　　　　　　　9.30m 　　　宽度(平均)　　　　　　　　　　　2.29m 　　　　　(地板)　　　　　　　　　　　2.51m 　　　高度　　　　　　　　　　　　　　1.98m 　　　地板面积　　　　　　　　　　　　21.0m2 　　　有用容积　　　　　　　　　　　　41.7m3 　　面积 　　　旋翼桨叶(每片)　　　　　　　　　7.43m2 　　　旋翼桨盘(总和)　　　　　　　　　525.3m2 重量及载荷 　　CH-47D 　　　内部有效载荷(高度1220m，温度35℃)　　　6308kg 　　　外部有效载荷(高度1220m，温度35℃)　　　6968kg 　　空重　　　　　　　　　　　　　　　　　　 10615 　　最大起飞重量(高度1220m，温度35℃)　　　　19178kg 　　MH-47E 　　　空重　　　　　　　　　　　　　　　　　 12210kg 　　　有效载荷　　　　　　　　　　　　　　　 12284kg 　　最大燃油重量　　　　　　　　　　　　　　 6815kg 　　最大起飞重量　　　　　　　　　　　　　　 24494kg 　　最大功率载荷　　　　　　　　　　　　　　 4.36kg/kw 性能数据 　　CH-47D 　　　最大平飞速度(海平面，国际标准大气，无外载)　298km/h 　　　平均巡航速度(海平面，国际标准大气)　　　　　222km/h 　　最大爬升率(海平面，国际标准大气)　　　　　　　11.2m/s 　　悬停高度(无地效，海平面，国际标准大气)　　　　3215m 　　转场航程　　　　　　　　　　　　　　　　　　　2026km 　　MH-47E(总重22680kg) 　　　最大平飞速度　　　　　　　　　　　　　　　　285km/h 　　　最大巡航速度(海平面)　　　　　　　　　　　　259km/h 　　最大爬升率　　　　　　　　　　　　　　　　　　9.4m/s 　　实用升限(最大连续功率)　　　　　　　　　　　　3095m 　　悬停高度 　　　有地效　　　　　　　　　　　　　　　　　　　2990m 　　　有地效，国际标准大气+20℃　　　　　　　　　 2410m 　　　无地效　　　　　　　　　　　　　　　　　　　1675m 　　　无地效，国际标准大气+20℃　　　　　　　　　 1005m 　　任务半径(高度1220m，1814kg载荷，35℃)　　　　 935km 　　航程(起飞重量24494kg)　　　　　　　　　　　　 2334km

航空

波音AH-64“阿柏支”

波音直升机公司

概　　况

　　AH-64“阿柏支”是美国原休斯直升机公司(1985年8月27日正式并入美国麦克唐纳·道格拉斯公司，1997年8月4日麦克唐纳·道格拉斯公司又并入波音公司)根据美国陆军1972年11月提出的“先进攻击直升机”(AAH)计划研制的先进攻击直升机。这种直升机能在恶劣气象条件下昼夜执行反坦克任务，并具有很强的战斗、救生和生存能力，该机是代表美国八十年代技术水平的直升机。原休斯直升机公司编号为休斯77，美陆军编号为AH-64A/B/C/D，1981年末正式命名为“阿柏支”(Apache)，以色列称它为“眼镜蛇”(Cobra)。 　　“先进攻击直升机”计划提出后，经过90天的方案竞争，于1973年6月22日选中了贝尔直升机公司和原休斯直升机公司的方案，并决定由这两家公司各研制两架试飞原型机和一架地面试验机。两项合同的研制费用分别为4470万和7030万美元。 　　1975年9月30日和同年11月22日，由原休斯直升机公司研制的两架YAH-64试飞原型机分别完成了首次试飞。与此同时，一架地面试验机也成功地完成了地面试验。1976年5月，两架YAH-64试飞原型机交付给陆军，并与贝尔直升机公司研制的YAH-63开展对比试飞。1976年12月10日，经过90小时的对比试飞，美国陆军正式宣布原休斯直升机公司的YAH-64在“先进攻击直升机”竞争中取胜。1984年1月26日，第一架AH-64A生产型正式交付使用。到1996年11月已交付937架。 　　1985年4月4日，第14架AH-64A演示了自部署能力。带有4个871升燃油的外挂油箱从梅萨到圣巴巴拉进行了1891千米的不间断飞行，到达目的地后还有30分钟余油。为实施远航程部署能力也可将AH-64A装在C-141B“运输星”和C-5“银河”大型运输机中运输。AH-64A于1986年7月获得初始作战能力。到1997年，建立了26个AH-64A作战大队，其中一半驻扎在美国本土。1989年12月，11架AH-64A在巴拿马首次参战，在1991年1～2月的海湾战争中大量使用AH-64A(共有288架AH-64A参战)，展示了优异的作战能力。1987年AH-64A开始装备陆军国民警卫队，1990年创建了第四陆军国民警卫队。1987年9月开始配备国外驻军。在德国的驻军装备了160多架AH-64A。1994年3月开始装备在韩国的第17航空旅。 　　1987年10月，原麦克唐纳·道格拉斯公司与军方签定了一笔价值1000万美元为期11个月的计划合同，这项合同旨在对AH-64A两侧短翼各携带两组(一组4枚)的“毒刺”空空导弹进行综合评定。 　　此外，原麦克唐纳·道格拉斯公司还与美国陆军签定了研制AH-64A的先进复合材料桨毂和热塑性加强纤维部件，以及用于故障分离和识别的人工智能技术应用的合同。美国航空航天局兰利研究中心已拨款开展为期5年的振动分析研究计划。1990年6月通用电气公司和卢卡斯航宇公司为AH-64A生产了电传飞行控制系统。 　　AH-64发展了以下几种型别： 　　“先进阿柏支”　1987年4月宣布，该型与AH-64A有75%的相同之处。改进的设备包括先进的电子设备和电传飞行控制系统、霍尼韦尔公司的环形激光惯导系统、记录任务数据的匣子、自动目标交接系统(ATHS)、功率为1491千瓦的数控发动机、空对空机炮、装在垂尾上的后视电视照相机和“毒刺”空空导弹。该计划已经停止。 　　AH-64A　美国陆军型和出口型，总共制造937架。所有美国陆军的AH-64A都将改装成AH-64D，2008年底改装完毕。改装工作从1993年开始，加装了SINCGARS保密电台和GPS。改装后AH-64D首先装备驻韩国的5-501航空团。 　　AH-64B　AH-64A的改型。原计划根据1991年海湾战争的经验进行改进，改装254架AH-64A。改进工作包括：全球定位系统(GPS)，SINCGARS电台，目标交接能力，更好的导航系统和良好的可靠性能，新的旋翼桨叶。1992年取消了改装计划。 　　AH-64C　AH-64A的改型。类似于AH-64D，但没有“长弓”雷达且保留AH-64A的发动机。其它设备可选装AH-64A和AH-64D的设备。1991年8月美国陆军提出改装要求，1992年9月为改装2架原型机拨款，除要求改装成AH-64D和新购买的外，所有美国陆军剩下的AH-64A(约540架)都将改装成AH-64C。从1993年底以后，不再采用AH-64C这一编号，所有“阿柏支”直升机都改用AH-64D这一编号。 　　AH-64D“长弓阿柏支”　目前的改进计划，根据这项计划在旋翼轴上装有AN/APG-78“长弓”毫米波雷达和马丁·玛丽埃塔公司的带射频导引头的“海尔法”导弹。 　　1990年8月，国防部目标管理局(DAB)批准进行为期51个月的全尺寸发展计划，但1990年12月决定机体工作延长至70个月，以便与导弹研制计划同步。只改装“长弓”雷达(不包括其它改进计划)每架直升机的单价要比新出厂的AH-64A贵400万美元(1990年美元值。)。“长弓”雷达发展与研究计划(包括4架原型机)所需费用为1.946亿美元。 　　1991年3月11日，装“长弓”雷达的AH-64A首次飞行。1992年4月15日，6架AH-64D原型机中的第一架进行了首次飞行；1992年11月13日第二架首飞，1993年中装雷达并于同年8月20日试飞；第三架机于1993年6月30日试飞；第四架机于1993年10月4日试飞；第五架机于1994年1月19日试飞；第六架机于1994年3月4日试飞。由于经费限制，只有227架改装“长弓”雷达。AH-64D装备了26个作战大队，每个作战大队有三个分队，每一分队装备3架装“长弓”雷达的AH-64D，5架无雷达的AH-64D。 　　“长弓”雷达能够跟踪飞行目标，在雨天、烟、雾气象条件下不影响其性能，并能逃脱前视红外探测系统和电视的跟踪，能在短距离内发射“海尔法”导弹，能在发射前锁住、同步发射或在飞行中锁住目标，能扫瞄360°的空中目标，或以90°扇形扫瞄270°地面目标，旋翼轴上的环形天线重量为113千克。 　　1995年12月14日签订了先期的采办合同，合同金额为2.796亿美元，合同规定改装18架直升机(后来增加到24架)。1997年3月17日首飞，同年3月21日出厂。1996年8月16日，签订了为期5年改装232架AH-64D(包括先期采办合同中的24架)，合同金额19亿美元，合同中包括227套“长弓”雷达、13311枚“海尔法”导弹、3296个发射架；1997年3月31日，AH-64D开始交付美国陆军，截至1997年11月底，总计交付了16架；1998年1月生产率为每月2至3架；1998年7月获得初始作战能力。 　　GAH-64A　AH-64A地面技术培训机编号，总计17架。 　　JAH-64A　AH-64A特别试验机的编号，总计7架，其中有1架恢复成AH-64A。 　　WAH-64D　英国陆军型，装“长弓”雷达和罗尔斯·罗伊斯/透博梅卡RTM322涡轮轴发动机。1995年7月13日宣布订购67架，由英国韦斯特兰直升机公司总装。1996年签订的合同金额为25亿英镑，50%的工作份额由180家英国公司承担。合同中包括采购68套“长弓”雷达、980枚“海尔法”导弹、204个发射架。 　　美国购买了827架AH-64“阿柏支”直升机(其中包括6架原型机)，最后一架于1996年4月30日交付使用。截至1997年底出口订单达229架。其中，以色列(18架AH-64A)，沙特阿拉伯(12架AH-64A)，埃及(36架AH-64A)，希腊(20架AH-64A)，阿拉伯联合酋长国(30架AH-64A)，英国(67架WAH-64D)，荷兰(12架AH-64A，18架AH-64D)，科威特(16架AH-64D)。可能订购AH-64D的国家还有：新加坡、西班牙、瑞典、韩国等。 　　AH-64A出厂单价1400万美元，“长弓”雷达单价400万美元(1996年币值)。“长弓”雷达的研制和发展费用为1.946亿美元，整个项目的费用为11.69亿美元。埃及采购12架AH-64A的总费用为3.18亿美元，基中包括4套备份的“海尔法”导弹发射架、34套70毫米火箭发射架、6台备份的T700发动机、1套备份TADS/PNVS系统及其它备份的费用。科威特采购16架AH-64D的总费用为8亿美元，其中包括武器，零配件及售后服务。

设计特点

　　(AH-64A) 　　旋翼系统　4片桨叶全铰接式旋翼系统，这种旋翼系统是在OH-6A轻型观察直升机旋翼系统的基础上发展的。采用钢带叠层式接头组件和弹性体摆振阻尼器。每片桨叶均装有两个摆振阻尼器，桨根装有调谐减振器。 　　旋翼桨毂结构简单，因为桨叶的离心载荷由钢带叠层接头-承载环承受，而桨毂只承受传动扭矩和垂直剪切载荷。挠性钢带叠层接头允许桨叶作挥舞和周期变距运动，不需用承受离心载荷的轴承。 　　旋翼桨毂通过两个轴承安装在一根固定的轴套上。轴套不承受“旋转梁”疲劳载荷。位于轴套内的旋翼传动轴则只承受旋转载荷。当旋翼轴损坏时，由轴套承受旋翼升力和力矩，保证自转着陆。在坠机着陆时，轴套和传动装置由于不承受扭矩，因而能更好地承受触地撞击载荷。 　　旋翼桨叶翼型采用了经过修形的大弯度翼型。为改善旋翼高速性能，在生产型上采用了后掠桨尖。桨叶可折叠或拆卸。有桨叶除冰装置。 　　为保证12.7毫米枪弹命中完全不毁坏和在23毫米高爆炮弹命中时不易毁坏，旋翼桨叶采用了玻璃钢增强的多梁式不锈钢前段件和敷以玻璃钢蒙皮的Nomex蜂窝夹芯后段件。实弹射击试验表明，这种旋翼桨叶任何一点被12.7毫米枪弹击中后，大多数情况下直升机都能继续完成所担负的飞行任务。 　　尾桨位于尾梁左侧，选用4片桨叶的设计方案。两副两片尾桨装在同一叉形接头上，有横向间距。两副尾桨之间的夹角为55°/125°。与旋翼一样，尾桨也装在固定轴套上。该轴套是尾减速器外壳的延伸，并与垂直安定面形成一整体。这种尾桨系统可以保证在负过载条件下飞行。 　　传动系统　传动系统包括主减速器、一个尾减速器和一个中间减速器，以及连接轴。在无润滑条件下可干运转1小时。被炮弹击中后可坚持工作1小时。部分动部件采用70/49号铝和电渣熔钢制成，关键传动部位包以电渣熔钢外套，可抗12.7毫米枪弹或23毫米高爆炮弹。尾桨传动轴包括主减速器和中间减速器之间的3段轴和一段尾减速器传动轴。 　　短翼　短翼为悬臂式小展弦比短翼。短翼中央部分呈梯形，横穿驾驶舱后面的机身。高速飞行时，短翼可为直升机提供一部分升力，同时为旋翼桨叶卸载。 　　短翼有后缘襟翼，可向下偏转20°，以便以1.7g的过载系数进行急转弯。同时也可以向上偏转45°，以便在应急着陆时卸除短翼的负载，使旋翼承受更大的载荷，加速自转，以利操纵。 　　短翼是可拆卸的，靠近机身部分用于运载货物。每侧短翼下面有两个挂点用于悬挂组合军械或转场油箱。 　　机身　传统的半硬壳式蒙皮-隔框-长桁结构。机身下半球任何部位被一发12.7毫米穿甲弹击中，或机身95%表面任何部位被一发23毫米高爆炮弹击中后，仍可保证继续飞行30分钟。在以12.8米/秒速度坠地时，机组人员仍有95%的生存机会。 　　尾部装置　尾梁为铰接式结构，可向左折叠。垂尾与尾梁相接部位装有随动平尾。有作动筒和电传操纵系统。 　　着陆装置　起落架为后三点式。主起落架和尾轮均为单轮。主起落架和尾轮按3.05米/秒的正常下降速度和12.8米/秒的着陆速度标准设计。在结构设计总重条件下，可在纵向坡度前后为10°、横向坡度为12°的场地着陆。主起落架由一个大角度倾斜的缓冲支柱、一个缓冲作动筒和一个装在缓冲支柱末端的机轮组成。主起落架不可收放，但是起落架支柱可向后折叠，以便在机翼下挂弹和减小直升机空运时的高度。尾轮为全向转向自动定心尾轮。主起落架机轮轮胎规格为8.50-10，尾轮轮胎规格为5.00-4。主起落架装有液压刹车装置。 　　动力装置　两台通用电气公司的T700-GE-701涡轮轴发动机，并列安装在机身的两个肩部。关键部位有装甲防护。两台发动机中间由机身隔开，相距较远，这就排除了一发炮弹击毁两台发动机的可能性。上部整流罩放下可作为维修平台。发动机单台功率为1265千瓦，单台应急功率为1285千瓦。从第604架AH-64A(1990年)开始装T700-GE-701C发动机，单台最大连续功率为1409千瓦，应急功率为1447千瓦。 　　采用“黑洞”红外抑制系统保护直升机不受热寻的导弹攻击，该系统取代了原来的冷却风扇系统。该系统排气管用低Q材料作衬里，吸收来自发动机气流的热，并把它慢慢地辐射到发动机周围的空气中去，从而抑制发动机排气火舌的红外线辐射。在地面试验机上验证结果表明，这种“黑洞”系统能有效地抑制发动机排气的红外线辐射。 　　机身内装有2个防撞油箱，总容量为1421升。1993年9月后的改型可携带4个容量为871升的外挂油箱，总的燃油量可达4910升。1997年第4季度，对一种新型的抗坠毁、抗弹机内辅助油箱进行了试验，该种油箱容量为492升，可替换弹药舱，从而能使4个武器挂架装满武器执行远距离的作战任务。 　　座舱　为减小机身阻力，并为驾驶员和炮手提供良好视界，座舱座椅采用了纵列式布局。副驾驶员/炮手在前座，驾驶员在后座，后座比前座高48厘米。驾驶员座椅紧靠直升机转动中心。这样，即使直升机姿态发生最微小的变化，驾驶员也能感觉到，这对离地15～30米进行贴地飞行是十分重要的。座舱地板和侧壁都有重量轻的硼装甲防护层，以抵御23毫米爆破弹和12.7毫米穿甲弹。有电加热风挡。 　　系统　全套组合式空调系统包括一台压缩机、空气涡轮起动机、气门、温度控制装置和环控装置。复式液压系统，其工作压力为207×105帕，其作动筒可抵抗12.7毫米子弹的直接射击。旋翼和尾桨均装有飞行控制系统。在两套液压系统都失去作用的情况下，可调整到使用霍尼韦尔飞行系统公司的电传操纵系统。 　　电源系统包括2台35千伏安交流发电机、2个300安变压-整流器和备用直流电池，和供发动机起动和维护检查用的93千瓦辅助动力装置。 　　机载设备　装有目标截获标识系统(TADS)和飞行员夜视系统(PNVS)。目标截获标识系统包括一台高分辨率电视、一台“直视光学装置”的望远系统、激光测距标识装置、自动跟踪器和激光光点跟踪器。目标截获标识系统使飞行员能够在任何气候条件下，远距离精确搜索、探测、识别和攻击敌人目标。 　　飞行员夜视系统与目标截获标识系统相类似，它为飞行员提供各种速度和高度条件下的夜视能力和贴地飞行能力。 　　通信设备包括：AN/ARC-164特高频无线电台，AN/ARC-186特高频/甚高频电台，SINCGARS保密电台，KY-28/58/TSEC密码安全通话器和C-8157保密通话控制器，C-10414机内通话设备。导航设备有：AN/ASN-137(AH-64D上改装更先进的AN/ASN-157)轻型多普勒导航系统，LR-80(AN/ASN-143)捷联式姿态航向参考系统(AHRS)。AN/ARN-89B无线电罗盘，AN/APX-100敌我识别应答机，GPS和数字式自动稳定设备(DASE)等。救生设备包括：AN/APR-39主动雷达告警接收机，AN/AVR-2激光告警接收机，AN/ALR-144红外干扰机，箔条发射器和AN/ALQ-136雷达干扰机。其它电子设备包括导航罗盘，AN/APU-209雷达高度表视频显示装置，远距磁性指示器，全向飞行数据系统，故障自检定位系统和多光栅信号发生器等。 　　其它设备还有：每个驾驶舱中各装有一个152毫米×152毫米的单色阴极射线管显示器，从第27架起改装平板式、彩色的液晶多功能显示器。AN/APR-48A雷达频率干扰仪，AN/APG-78 360°“长弓”雷达等。 　　武器　波音M230 30毫米“链”式自动机炮，正常射速为625发/分，载弹量1200发。炮口射界：俯仰+10°/-60°，方位±110°。机炮所采用的炮弹可与北大西洋公约组织所采用的“阿登”和“德发”机炮炮弹互换。 　　机翼下面有4个悬挂点，可悬挂16枚“海尔法”导弹，选装70毫米火箭弹，每个悬挂点可挂一个19枚火箭发射器，最多可挂4个发射器，共76枚火箭弹。计划再增加2个挂点，可挂4枚“毒刺”导弹，4枚Mistral或“响尾蛇”导弹。1997年2月完成了高速空空导弹系统的17个月的初步试验，准备将该系统用于美国和英国的AH-64D上。

波音AH-64“阿柏支”

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技术数据

外形尺寸 　　旋翼直径　　　　　　　　　　　　　　　　　　14.63m 　　尾桨直径　　　　　　　　　　　　　　　　　　2.79m 　　旋翼桨叶弦长　　　　　　　　　　　　　　　　0.53m 　　尾桨桨叶弦长　　　　　　　　　　　　　　　　0.254m 　　机身长(尾桨旋转)　　　　　　　　　　　　　　15.54m 　　机长(旋翼、尾桨旋转)　　　　　　　　　　　　17.76m 　　短翼翼展　　　　　　　　　　　　　　　　　　5.23m 　　　(包括武器挂架)　　　　　　　　　　　　　　5.82m 　　机高(至垂尾)　　　　　　　　　　　　　　　　3.55m 　　　　(至尾桨)　　　　　　　　　　　　　　　　4.30m 　　　　(至旋翼桨毂顶部)　　　　　　　　　　　　3.84m 　　　　(至空速管顶端)　　　　　　　　　　　　　4.66m 　　全高(AH-64D)　　　　　　　　　　　　　　　　4.95m 　　主旋翼离地高度(旋转)　　　　　　　　　　　　3.59m 　　挂架中心线间距： 　　　内侧武器挂架间距　　　　　　　　　　　　　3.20m 　　　外侧武器挂架间距　　　　　　　　　　　　　4.72m 　　平尾翼展　　　　　　　　　　　　　　　　　　3.40m 　　主轮距　　　　　　　　　　　　　　　　　　　2.03m 　　前后轮距　　　　　　　　　　　　　　　　　　10.59m 面积 　　旋翼桨盘　　　　　　　　　　　　　　　　　　168.11m2 　　尾桨桨盘　　　　　　　　　　　　　　　　　　6.13m2 　　平尾面积　　　　　　　　　　　　　　　　　　3.06m2 　　垂尾面积　　　　　　　　　　　　　　　　　　2.97m2 重量及载荷 　　空重 　　　AH-64A　　　　　　　　　　　　　　　　　　5165kg 　　　AH-64D　　　　　　　　　　　　　　　　　　5352kg 　　最大内部燃油重量　　　　　　　　　　　　　　1108kg 　　最大外挂燃油重量(4个油箱)　　　　　　　　　 2712kg 　　最大起飞重量(装-701发动机)　　　　　　　　　9525kg 　　最大起飞重量(装-701C发动机，转场任务，满油)　10107kg 　　主要任务重量　　　　　　　　　　　　　　　　6552kg 　　设计任务总重　　　　　　　　　　　　　　　　8006kg 　　最大桨盘载荷　　　　　　　　　　　　　　　　0.59kN/m2 性能数据 (A：AH-64A，重量6552kg，装-701发动机；B：AH-64A，装-701C发动机；L：“长弓阿柏支”，重量7530kg，装-701C发动机。国际标准大气) 　　最大允许速度　　　　　　　　　　　　　　　　365km/h 　　最大平飞速度和最大巡航速度 　　　A　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 293km/h 　　　L　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 261km/h 　　最大爬升率(海平面) 　　　B　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 16.5m/s 　　　L　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 12.3m/s 　　最大垂直爬升率(海平面) 　　　A　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 12.7m/s 　　　B　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 12.9m/s 　　　L　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 7.5m/s 　　实用升限A　　　　　　　　　　　　　　　　　 6400m 　　实用升限(单发) 　　　A　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 3290m 　　　B　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 3800m 　　悬停高度(有地效) 　　　A　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 4570m 　　　B　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 5240m 　　　L　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 4170m 　　悬停高度(无地效) 　　　A　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 3505m 　　　B　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 4120m 　　　L　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 2890m 　　最大航程(内部油箱燃油，30分钟余油) 　　　A　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 482km 　　　B　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 407km 　　　L　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 407km 　　转场航程(最大外部和内部燃油、无风，45分钟余油)　　1899km 　　续航时间(高度1220m，35℃)　　　　　　　　　　　　 1h50m 　　最大续航时间(内部油箱燃油)　　　　　　　　　　　　3h9m 　　极限过载(低高度、空速达到304km/h)　　　　　　　　 +3.5/-0.5g