[介绍]CHOPPER-------------救灾中的中国直升机(更新完毕，申精,1楼是米26介绍)

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中国陆军的S-70C“黑鹰”通用直升机

解放军于80年代中期创建陆军航空兵，陆航拥有了包括于1984年从美国进口的S-70“黑鹰”在内的各种直升机。中国于1984年7月与美国西科斯基公司签订购买24架S-70“黑鹰”直升机的合同，1984年11月首批4架“黑鹰”运抵中国天津。该机由美国西科斯基公司研制，在美军中的编号为UH-60，是美军目前装备数量最多的通用直升机，用途广泛，改型繁多。S-70是目前解放军序列中唯一为大众所熟知的美式装备，也是迄今为止解放军所拥有的高原性能最优秀的直升机。


　　引进“黑鹰”之前，我军并无可在海拔3000米以上使用的直升机。在平均海拔3000米以上的雪域高原，含氧量低于海平面的一半，任何发动机功率都会减少40%左右。即便是引进之后，解放军仍花了极大人力物力才完成了对青藏高原海拔3000米以上的飞行航线、各种高度起飞重量和载重的理论研究，解决了启动功率等一系列理论难题，再进行了实地试飞论证。光是理论计算、试验，就用了三个月。试飞则从海拔1700米的机场开始，逐步向高原推进。到了标高3000米以上，发动机功率急剧下降导致飞机升力不够。又经过三个月，以温清澄为首的科研人员终于克服了技术困难，解决了升力问题。最终“黑鹰”飞越了海拔5200多米的唐古拉山，降落在阿里地区。温清澄的《直升机在高原的使用和维护》论文，令世界第一次认识了在青藏高原直升机飞行的种种特性与巨大困难。美国各方面也以此作为重要结果和经验，西科斯基公司更是获得了巨大的广告效应。

　　为适应高原地区使用需要，中国的S-70与美国陆军标准的UH-60略有不同。中国的S-70采用了加大推力的T700-701A发动机，旋翼刹车进行改进，使用了SH-60的上部主减速壳体。用LTN3100VLF导航系统代替了美军标准的多普勒导航系统。



中国“黑鹰”主要部署北京军区和成都军区，1985年后进入***和***的高原地区服役。军方非常欣赏其高原性能，实际上S-70也是陆航唯一能在高原区顺利运作的直升机。S-70先后参加过多次抢救***灾区和返回式卫星回收的任务，使用强度大，在1989年以前总飞行时间就超过了11000小时。高的出勤率自然会使事故次数增多。“黑鹰”的使用环境主要是青藏高原，气候条件可以算是世界上最恶劣的了，已发生过多起机毁人亡的事故。但多数是由于气候原因或人为操作失误造成，只有少数是机械故障导。最严重的事故是，1991年6月16日，一架“黑鹰”在***坠毁，机上包括成都军区副司令员在内的12名解放军人员全部遇难。






　　

　　陆航和西科斯基公司原本都对“黑鹰”寄予了很大希望，西科斯基公司曾经期望出售100架“黑鹰”给中国。但1989年之后这些想法都落空了。中国曾试图对“黑鹰”测绘仿制，迫于工业基础过于薄弱，未能实现。实际上1989年之后，中国一直能够从西科斯基购买必须的零部件，占据美国对中国大陆的军事贸易的相当部分。据称由于中国的“黑鹰”常用于***和***地区的人道***救援行动，因此美国各界并未反对出售上述零部件。

　　中国与西科斯基的合作并非一帆风顺。双方曾就一些S-70坠毁的原因产生激烈争执，西科斯基认为是中方使用不当。后经过中方自行研究S-70的零部件，证明了机械故障的成因，西科斯基方面才让步，重新运送了一架全新的S-70到中国作为赔偿。




由于无法得到更多的S-70“黑鹰”，陆航很快转向购买俄罗斯的米-17直升机。大量的米-17，尤其是最新的米-17V5高原型号的到来，缓解了陆航紧迫的需求问题。但总的来看，只有自行研制出象S-70这种水平的直升机，才能说我国直升机已达到了世界级水平，不再受制于人了。


米-17三视图

　　但S-70的先进性是无容置疑的，是全面领先的。例如，在S-70上的T700发动机只有两个保险丝，改进型甚至取消了保险丝。而米-8的发动机有很多处需要用到保险丝，调整点20多处，随机工具甚至多达45件。因此在我军中S-70的维护要大大易于米-8与米-17。在高原性能和防腐蚀方面，S-70更是占有压倒性的优势。遗憾的是我国尚不具备这样的实力仿制或研制相应的型号。也许与俄罗斯方面联合研制新型通用直升机，引进俄罗斯相应型号的生产专利，是一条捷径。






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A119  ＂考拉＂

概　　况

　　A119是意大利阿古斯塔公司研制的单发轻型直升机。该机第一架原型机于1995年年初首飞，1995年6月在巴黎航展上展出，第二架原型机于1995年年底首飞。1997年初两架原型机都换装PT6B涡轮轴发动机。1997年年中取得型号合格证，1997年底首次交付使用。每年生产20～25架。
　　1996年2月一家意大利直升机公司订购了6架，截止至1997年1月总订货量达20架，意大利军警也有意用该机来替代现役的AB206。该机的直接使用成本是每小时228美元。


设计特点

　　旋翼系统　4片复合材料桨叶的全铰接式旋翼系统，钛桨毂，复合材料夹紧装置和弹性轴承。2片桨叶尾桨。

　　机　　身　铝合金机身。

　　着陆装置　固定滑橇式起落架

　　动力装置　原型机装一台透博梅卡公司“阿赫耶”1涡轮轴发动机，功率为596.5千瓦。生产型装普拉特·惠特尼加拿大公司的PT6B-37涡轮轴发动机，起飞时功率为747.2千瓦，起飞和最大连续传动功率为671千瓦。标准可用燃油为605升，可选装容量为273升的副油箱。

　　座　　舱　一名驾驶员和一名乘客在前面，6名乘客在座舱中，座舱比当前的单发轻型直升机要大30%。行李舱位于后机身，用于紧急医疗救护时座舱内可安置2副担架，并且不必伸入驾驶舱中。座舱每侧都有大的滑动舱门，驾驶舱每侧都有铰接门。

技术数据外形尺寸
旋翼直径	11.0m
尾桨直径	2.00m
机长(旋翼、尾桨转动)	13.10m
机身长	11.07m
机高	3.30m
内部尺寸
座舱
长	2.10m
最大宽度	1.61m
最大高度	1.28m
地板面积	2.60m2
容积	3.50m3
行李舱容积	0.95m3
面积
旋翼桨盘	95.03m2
重量及载荷
有用载荷
内载	1200kg
外载	1320kg
最大起飞重量
内载	2600kg
外载	2850kg
最大桨盘载荷
内载	0.269kN/m2
外载	0.294kN/m2
最大功率载荷
内载	3.88kg/kw
外载	4.25kg/kw
性能数据(最大起飞重量	国际标准大气)
最大允许速度	278km/h
最大巡航速度	259km/h
实用升限	5460m
悬停高度(有地效)	3320m
(无地效)	2450m
最大航程	653km
续航时间	3h44m

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AS332“超美洲豹”MkⅡ

AS332“超美洲豹”MkⅡ是原法国航宇公司(现欧洲直升机公司)在AS332M1“超美洲豹”基础上发展的，这种发展型采用了新的旋翼和尾桨，改善了性能和经济性，两台“马基拉”涡轴式发动机为标准动力装置，主减速器增大了传输功率。我国民用通用直升机公司批量引进法国“超美洲豹”直升机。

   旋翼和尾桨桨毂都采用球柔性桨毂，并带有弹性轴承和凯夫拉限动块。主桨叶略有加长，采用抛物线桨尖。比原来的桨叶更轻。尾桨也增大了尺寸，并向后移。原有的5片尾桨叶改为4片。

   后机身加长了0.55米。可增加一排座椅。座舱后面的窗子增大了。与MkⅠ相比，采用更多的复合材料结构。机身框架加强了，机身各部分的抗坠毁强度保持一致。加大了复合材料的翼梢浮筒，可带副油箱、救生设备及空调系统等。从1993年起总重增加了150千克。

   该机使用高吸能可收放前三点式起落架。起落架可液压操纵向后收起，单主轮收入机身两侧的整流罩内，双前轮收入机身内。前轮可以自动定中心，主轮装有刹车装置。

   采用两台透博梅卡公司的“马基拉”1A2涡轮轴发动机。单台连续功率为1236千瓦。30秒超紧急情况下的最大应急功率可达到1573千瓦，比AS332 MkⅠ的发动机高12%。2分钟应急额定功率能达到1467千瓦，起飞功率为1376千瓦。为防止吸入异物，进气道装有保护格栅，进入多砂区域飞行必须使用多用途进气道。双发最大的传动功率为2410千瓦，单发最大的传动功率为1666千瓦。

   座舱地板下的标准油箱的总容量为2020升。副油箱可包括：吊挂在货物吊钩上的容积为324升的油箱；两个翼梢浮筒油箱，每个325升；600升的座舱内油箱；座舱内还可装5个转场副油箱，每个容积为475升；从1997年起AS532A2的基本燃油系统的总容量为1896升。可选装压力加油设备。

   408千米内的短程航线可乘坐24名乘客和1名服务员；也可乘坐19名乘客，座位间距可达到0.89米，航程可达648千米；军用型能容纳29名突击队员；要人专机型可乘坐8至15名乘客，外加1名服务员；救援型可载11副担架、4个伤员及1名医护人员。

机载设备　民用型和军用型驾驶舱都装有综合飞行和显示系统(IFDS)，其中包括两个航向姿态参考系统，一名数字式复杂4轴自动驾驶仪和带有4块长宽均为15厘米×15厘米的正方形屏幕的新型综合飞行仪表系统控制板。子系统包括：新型多模态显示屏(SMDS)；军用型驾驶舱内备有夜视镜；民用和军用型都有仪表飞行系统。搜索救援系统包括：雷达和前视红外系统等。

   军用型(U2/A2)的设备还有：红外抑制器，干扰物投放器，雷达告警接收机，导弹警告系统以及对机组人员和士兵的装甲保护设备等。

   1987年2月6日“超美洲豹”MkⅡ首次试飞。1992年4月2日取得法国适航证，1992年11月16日取得英国适航证。1993年8月首次交付。早期型的AS332L1和532U/A“美洲狮” MkⅠ仍保留着生产线。


外形尺寸

旋翼直径	16.20m
尾桨直径	3.15m
机长(旋翼和尾桨转动)	19.50m
机身长(主桨叶折叠，包括尾桨)	16.79m
机高(全高，尾桨旋转)	4.97m
机高(至桨毂顶部)	4.60m
机宽(旋翼桨叶折叠)	3.86m
机宽(翼梢浮筒)	3.38m
水平尾翼翼展	2.17m
主轮距	3.00m
前后轮距	5.28m
滑动舱门(每扇)
高×宽	1.35m×1.30m
地板孔口
长×宽	0.98m×0.70m
内部尺寸
座舱
最大长度	7.87m
地板长度	6.15m
最大宽度	1.80m
最大高度	1.45m
面积
旋翼桨盘	206.12m2
尾桨桨盘	7.79m2
重量及载荷
空重
L2	4686kg
U2	4945kg
A2	5012kg
有用载荷
L2	4614kg
U2	4805kg
标准燃油重量
L2	1596kg
U2	1548kg
A2(搜索救援，备用)　　　　11340kg
最大正常起飞重量
L2	9300kg
U2	9750kg
A2(搜索救援，备用)	11340kg
最大吊挂载荷
A2/U2	5000kg
L2	4500kg
最大桨盘载荷(正常起飞重量)
L2	0.44kN/m2
U2	0.46kN/m2
U2(备用)	0.53kN/m2
最大功率载荷
L2	3.85kg/kw
U2(带吊挂载荷)	4.35kg/kw
U2(备用)	4.65kg/kw
性能数据
最大允许速度
L2/U2	315km/h
最大巡航速度
L2	277km/h
U2	273km/h
经济巡航速度
L2	252km/h
U2	244km/h
爬升率(海平面，130km/h)
L2	7.4m/s
U2	6.4m/s
实用升限(国际标准大气)
L2	5180m
U2	4100m
悬停高度(有地效，正常起飞重量，国际标准大气，起飞功率)
L2	3120m
U2	2690m
悬停高度(无地效，正常起飞重量，国际标准大气，起飞功率)
L2	2250m
U2	1900m
悬停高度(无地效，吊挂载荷，国际标准大气，起飞功率)
L2/U2	960m
航程(无余油，标准燃油，经济巡航速度)
L2	851km
U2	796km
航程(无余油，最大燃油，经济巡航速度)
L2	1491km
U2	1176km
续航时间(标准燃油，130km/h)
L2	4h54m
U2	4h20m

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EC225"美洲豹"

欧洲直升机公司的EC225型直升机是11吨重型美洲豹直升机家族中的新开发型号。 EC 225 装备的5片'Spheriflex'型主旋翼改善了升力性能和可靠性。主旋翼先进的翼型使机身的振动值更低。EC225装备两台双通路全权数字发动机控制系统（dual-channel full authority digital engine control (FADEC)） Makila 2A 涡轴发动机。直升机减速器由更先进的材料以加强强度，直升机的结构也更得到加强。

欧洲直升机的EC225双发直升机在民用市场用途广泛。作为海上运输她能乘载高达24名旅客和1个机组成员。VIP型号则能搭乘8－10旅客，还能执行搜索和救助任务。当然，海上和VIP运送是她的主要功能。EC225的整体性能相当可靠，而直升机的操纵性能也得益以一个全数字的驾驶舱和数字4轴自动驾驶系统。

第一架EC225原形机在2000年11月首次飞行。该机使用了欧洲直升机公司的EC－725大量特征和设计理念，EC 725是计划投入军用领域的机型。第一架民用的EC225直升机在法国的马里尼亚讷完成最后的组装后在2004年12月22日交付阿尔及利亚政府。


Ｂ－７１２５,或称EC225,专业救援直升机,可以2米高度悬停

我国从欧洲直升机公司引进的两架EC225大型救助直升机为双发多用途直升机，是目前世界
上最先进的三种民用直升机之一。

主要特点：EC225型大型救助直升机具备全天候飞行能力，装有雷达可识别水面船只，防冰
和除冰系统，水上迫降浮筒，机载救生筏等等，并装有应急定位发射装置可与卫星直接建
立连接，配备目前世界上最先进的自动驾驶和仪表显示设备，最新的空气动力设计，具有
噪音低，飞行更加平稳等特点。

主要性能：

最大巡航速度为	275千米/ 小时
最大航程为	820千米，
最大起飞重量为	11000千克
标准载油量	2553升
耗油量	621千克/小时

除驾驶室2名机组人员外，机舱另可搭载人员19名（整机最大载客25人）。

主要尺寸：

机身全长	16.79米
旋翼直径为	16.20米
机高	4.6米，
主轮距3米
前后轮距6.25米

并配置有一部最大起吊重量600磅、起吊速度3米/秒的电绞
车，绞索最大长度88米，还可以选装吊挂。

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SA-316/319B“云雀”III

SA-316/319B“云雀”III直升机是法国航宇公司（现欧洲直升机公司法国分公司）在“云雀”II直升机的基础是研制的轻型多用途直升机。到1985年5月1日，法***生产了1455架“云雀”III，交付给世界上74个国家和地区。罗马尼亚也生产了230架，印度生产了300多架。我国也进口了一批“云雀”III装备在陆军航空兵部队。

   “云雀”III有两个系列SA316和SA319B。SA316于1959年2月28日首飞，1961年开始生产。1969年末以前交付的装“阿都斯特”涡轴机，称为SE-3160。1970年开始交付的装“阿都斯特”IIIB涡轴机，称为SA316B。1972年开始生产SA316C，装“阿都斯特”IIID涡轴机。SA319是SA316C的发展型，于1971年投产，安装的是“阿斯泰勒”XIV涡轴机，增加了发动机的效率，减少了耗油量。

   “云雀”III直升机的军用型可以安装7.62mm机枪或者20mm机炮，还能外挂4枚AS11或者2枚AS12有线制导导弹，可以攻击反***和攻击小型舰艇。“云雀”III的反潜型安装了鱼雷和磁异探测器，还有的安装了能起吊175kg的救生绞车。

当初陆航主要用云雀来训练飞行员的.


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SA321“超黄蜂”

SA321“超黄蜂”是法国国营航宇工业公司研制的三发中型多用途直升机，是由SA3200“黄蜂”直升机发展而来的。

   在“超黄蜂”的研制过程中，特别是在旋翼系统设计、制造和试验工作中曾得到美国西科斯基公司的帮助，主减速器由意大利菲亚特公司提供。

   “超黄蜂”是根据法国军方的要求于1960年开始研制的。第一架原型机为部队运输型，于1962年12月7日首次试飞。1963年7月，这架直升机创造了好几项直升机世界记录。第二架原型机为海军型，主起落架支柱上带有稳定浮筒，于1963年5月28日首次试飞。随后，又制造了4架预生产型。

   “超黄蜂”直升机自1966年开始交付到1980年停产，一共生产了105架，其中包括两架原型机和4架预生产型机。SA321“超黄蜂”直升机1979年单价为650万美元。

   “超黄蜂”直升机能执行多种任务，如运输、撤退伤员、搜索、救援、海岸警戒、反潜、扫雷、布雷等。“超黄蜂”发展了以下几种型别：

   SA321F　客货型。客运时可载客34～37人，也可选用8、11、14、17、23、26座布局；作为货运型，座舱内的客运设备可迅速拆除，机身两侧各有一个大的流线型密封行李舱，必要时可在水上降落。原型机按美国联邦航空局FAR29条例设计，于1967年4月7日首次试飞。先后于1968年6月27日和8月29日获得法国民用航空***和美国联邦航空局的适航证。

   SA321G　反潜型。该型装有侧向稳定浮筒、海上飞行和反潜用的导航、探测和定位装置，以及反潜武器。该型是“超黄蜂”系列中首先投入生产的型别。第一架SA321G于1965年11月30日首次飞行，1966年初开始交付。

   SA321H　空军和陆军型。机身下部两侧没有稳定浮筒或外部整流罩。没有安装除冰装置。

   SA321Ja　通用和公共运输型。主要用于运输人员和货物。用于客运时，可载27～30名乘客；用于救护伤员时，可装三副担架和21个座椅，也可装15副担架和一个医务人员用的座椅；搜索救援时，机上可装一个承载能力为275千克的起重绞车。货物吊索上可以吊挂5000千克外挂载荷飞行50公里。SA321Ja原型机于1967年7月6日首次试飞。1971年12月获得法国适航证。

旋翼直径	18.90米
尾桨直径	4.00米
机长(旋翼、尾桨旋转)	23.05米
机高(旋翼、尾桨旋转)	6.66米
机身长	20.27米
空重	7095千克
最大起飞重量	(标准燃油)10592千克	(带副油箱)13000千克
起飞重量	9000千克
最大平飞速度	315千米/小时
最大巡航速度	266千米/小时
经济巡航速度	255千米/小时
海平面爬升率	11.5米/秒(单发停车)
实用升限	6000米
悬停高度	5500米(有地效)，4400米(无地效)
最大航程	830千米
续航时间	2小时31分钟(最大标准燃油、单发停车、无余油)

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直-8

我国于70年代末购进了14架法国航宇工业公司研制的SA321“超黄蜂”大型多用途直升机，交由海军航空兵部队使用。该机型在法国于1966年开始交付使用，装备后成为我国第一代舰载机。随后，我国开始在“超黄蜂”得基础上仿制直-8。

早在60年代中期，我国在研制轻型和中型直升机产品的同时，已开始考虑研制能装载排级单位的重型直升机。1969年中国航空研究院决定由新组建的直升机设计研究所承担重型直升机的设计任务，机型编号为直-7。研制方案是：装两台涡轴-5甲发动机，采用6片旋翼；除重新设计桨毂和减速器外，其它尽量采用直-5和直-6的零部件。

直-7设计为最大起飞重14400千克，有效商载3500千克，最大速度240千米／小时，最大航程35O千米，实用升限6000米。1971年直-7开始进行机体和部件的静力试验及调试。其间一度决定将直-7作为舰载直升机。1975年5月，直-7零部件加工完成了97％，并已装配成两架机体，配套生产的成品已到货9O%。1979年直-7完成了全机静力试验。1979年6月28日决定直-7研制工作停止。

下马的主要原因是当时国内的技术与财政力量均不足以完成这一中型直升机的研制工作，简而言之：力不从心。文革之中所谓的部院之争也产生了一定的影响。随后景德镇直升机厂的仿制直-8型直升机项目，也比直-7更为优秀而可行。因此直-7被迫夭折，但研制的许多成果为研制直-8打下了基础。


直-8的研究工作由中国直升机设计研究所与昌河飞机工业公司共同执行。总体的规划是以直-8舰载反潜型为突破口，进行引进仿制，随后进而改进研制直-8陆军型，从而逐步提高我国大中型直升机科研、生产和装备的水平。1976年研制工作开始，当时昌河公司名为国营昌河机械厂。1985年12月11日，工厂研制生产的直-8首飞成功。首架原型机于1985年12月11日首飞，1989年4月8日通过国家技术鉴定，1994年12月设计定型。1989年，首架生产型直-8于交付海军航空兵使用。

1993年1月1日，工厂更名为昌河飞机工业公司。1993年6月1日，直-8首飞西沙获得成功。但长期以来，尽管直-8已进入批量生产状态，但产量却很少，外界估计仅有15架，这主要是由于关键部件，例如发动机的性能问题长期无法解决。直-8曾经被看作中国陆航、海航的一大飞跃，因为这是我国第一种国产大中型多用途直升机。不想在2005年前的漫长岁月里，直-8生产量很低，不超过20架，又变成了一个鸡肋。

2007年，直-8的稳定批量生产获得了进一步突破。在首次交付18年后，直-8终于开始进入批量交付部队使用的阶段。

直-8采用了常规的直升机总体布局，单旋翼带尾桨。旋翼为6片矩形胶接全金属桨叶，桨毂铰接式，装有挥舞铰、轴向铰和带液压减震的摆向铰。位于尾翼顶端的尾桨共5片。为适应水上用途，采用船形机身，水密舱，两侧有固定水陆两用短翼浮筒，可以进行水上起降。在陆上采用不可收放前三点式起落架。直-8采用3台涡轴-6型发动机，两台在减速器前，一台在后，单台最大起飞功率1128千瓦(1550马力)。机内主油箱由3组8个软油箱组成，总有效容积3900升。燃油箱及相关舱室均有通风系统，每组油箱有一个重力加油口，位于机身左侧。

直-8可载运27名全副武装的士兵，此时航程700千米，最大载重情况下可载运39人；也可以载运一辆BJ-22吉普及有关人员；或装载3000公斤货物飞行500千米，或外挂运送5000千克货物到50千米外的目标区域，然后返回原地。用于救护时直-8舱内可载15名伤病员及担架，以及一名医护人员。执行搜索救援时，机上可装备一台液压救生绞车和两只救生艇，在陆地和海上执行救援任务。

实际上我国仿制直-8的目的不仅仅在于陆基使用，而是为获得一种可靠的舰载直升机。因此直-8很快发展了舰载型号。直-8可装备吊放声纳、搜索雷达，可采用的武器包括鱼雷或导弹等。执行扫雷任务时，可拖曳一个扫雷具，在距基地92千米的水域以46千米的时速扫雷两小时。布雷作战时可携带8枚250千克的水雷。

直-8A按照研制任务书的要求，在不改变直-8基本型承力结构强度、刚度和传力路线的基础上，对机体结构、系统和机载设备进行了改型设计；机身下船体水密铆接改为普通铆接；选用重量轻、性能好的机载设备和材料；取消液压应急系统并保证双余度单备份能力。改型设计使空机重量由直8 基本型的7376Kg 减至7031Kg，共减重345Kg。为加***动机功率，将涡轴6发动机改为涡轴6A发动机，单台功率增加了60KW。由于发动机耗油率仍然偏大，改型后直-8A型机航程和航时变化不大，悬停效率和高空性能有所改善，有效载重明显提高。由于各个子系统与整机的可靠性都存在不少问题，直-8A并未受到陆军航空兵用户的欢迎，产量很小，基本上属于试验性质。

直-8还可用于人员运输、地质勘探、航空测绘、建筑施工、森林防火、边防巡逻、通讯联络指挥等民用用途。直-8曾顺利执行过抢险救灾和科研试飞等任务，1993年首飞西沙成功.

从陆航大量购入米-17来看，直-8在陆军没什么地位。直-8原型SA321性能其实不错，是法军主力，我们辛辛苦苦仿制出来，却又无法解决核心部件问题的国产化问题(如发动机)。海航装备了直-9，也许这种轻型直升机才是吨位还不大的海军舰艇所急需的。且我军能够使用直-8的大型舰艇，如大型登陆舰，数量太少。


所谓“柳暗花明又一村”，2002年航展上直-8F的出现，宣告了直-8吐气扬眉的日子即将到来了。F型是直-8A的改型，换装了进口PT6B-67A发动机，最大起飞功率从1190千瓦提高到了1448千瓦，升限提高到4700米，有效地效悬停由原来的1900米提高到2800米。F型能在4500米高原启动，发动机大幅度增加了首翻期，达到了3500小时。进气口增装防沙装置，改善野外使用性能，因此座舱上方机体外形上有所变化。用有防冰除冰能力的复合材料桨叶替换原先的金属桨叶，在此之前我国直升机桨叶未曾采用除冰措施，这主要是因为直升机桨叶除冰技术难度较大，因此以往除了苏联之外大多数发达国家设计的直升机都没有桨叶除冰措施。提高了悬翼的寿命效率和性能，改装新的航电系统。

直-8F于2004年8月成功首飞。通过换装加拿大普惠公司生产的性能先进的PT6B-67A发动机和采用复合材料桨叶，以满足高温、高原和结冰等复杂气候地区使用，提高整机的可靠性、经济性、舒适性和适航性。2005年10月23日至11月7日，由集团公司研制生产的直-8F型机圆满完成了高原地区试飞。表明直-8F型机完全适应地面通讯基础设施差、地形复杂、环境恶劣的高原地区飞行，同时也为换发后直-8F型机完成适航取证打下了坚实的基础。本次试飞时间为期16天，分别在海拔高度为1000米的甘肃天水机场、2000米的西宁机场、以及3000米的青藏高原共和机场进行。在共和机场，地面温度最低达到了零下7度。由于海拔高，风沙大，在试飞期间，不少工作人员冻得直打抖，高原反应明显。在集团公司副总经理、试飞总指挥聂小铭的率领下，全体参飞人员团结一致，奋力拼搏，克服了高原反应、气候环境恶劣等不利因素，按照试飞任务单圆满完成了各项试飞科目。飞行员按照不同高度、配重，协作完成了悬停、近地面机动试飞、启动等试飞任务，共计飞行25小时55分钟，22个起落，按照设计要求圆满完成高原试飞任务，从而验证了直-8F型机换发后的优越性能。





直-8K和直-8KA的资料没找到，应该是最新改进型.


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SA341/342“小羚羊”

SA341/342“小羚羊”轻型直升机由原法国宇航公司(现欧洲直升机公司法国分公司)和英国韦斯特兰直升机公司共同研制。为对付强大的苏联装甲集群的威胁，中国在70年代末开始寻求由外国进口先进反***直升机的可能。

解放军选定了当时已不算最先进的“小羚羊”直升机。法国宇航公司当时以为遇上了大客户了，非常投入，并预计中国首批将订购24架“小羚羊”。不想解放军由于军费所限，只在80年代初订购了一批8架SA342L1型“小羚羊”，88年交付，让西方大跌眼镜。此后解放军再也没有增购过“小羚羊”。86年陆军航空兵组建后，“小羚羊”全部归入陆航部队。

“小羚羊”研制计划最初由法国提出，用于取代“云雀”直升机。1964年开始研制。采用“云雀”II传动系统，透博梅卡公司的“阿斯泰阻”III发动机，以及与德国伯科夫公司联合开发的旋翼。1967年法英两国开始共同研制。第一架原型机称为SA340，1967年4月7日首飞。第二架原型机称为SA341，1968年4月首飞，第一架预生产型在1971年8月6日首飞。

“小羚羊”飞行性能非常优秀。1971年5月13日和14日，SA341-01号在伊斯特尔创造了三项E1C级世界记录：在3千米直线航段上飞行速度达310千米/小时；在15/25千米直线航段上飞行速度达312千米/小时；在100千米闭合航线上飞行速度达296千米/小时。因此很快大量各国军民客户订购了“小羚羊”直升机，用于从反***到交通监视的广泛领域。

“小羚羊”采用三片半铰接式NACA0012翼形旋翼，可人工折叠。采用法国直升机常见的涵道式尾桨，带有桨叶刹车。座舱框架为轻合金焊接结构，安装在普通半硬壳底部机构上。底部结构主要由轻合金蜂窝夹心板和纵向盒等构成。机体大量使用了夹心板结构。采用钢管滑橇式起落架，可加装机轮、浮筒和雪橇等。SA342的动力为一台“阿斯泰阻”XIVM涡轮轴发动机，640千瓦。我军的L1型同样采用“阿斯泰阻”XIVM发动机。 机上有两个油箱，总容量545升，另有一个位于座舱后方的200升转场油箱。机上装有发动机驱动的4千瓦直流发电机和40安小时电池，向28伏直流电系统供电。也可选用26伏直流电系统。

“小羚羊”采用并列双座驾驶机制，座舱共有两排五个座位。只有一套操纵系统，但可选装双重驾驶系统。后排座椅可折叠到地板上，并配有固定环等设施，以便在后舱装载货物。座舱后方还有一个行李舱。机上通信设备可选装超高频电台、甚高频电台、高频电台、机内通话系统、归航台。导航设备包括无线电罗盘、无线电高度表、甚高频全向信标、盲目飞行设备和自动驾驶仪。可选用承载力700千克的吊挂系统、承载135千克的绞车、一到两副担架或照相观瞄设备。80年代末英法的“小羚羊”普遍进行了电子设备的升级，包括增加全向告警装置等。

除了英国和法国外，埃及和南斯拉夫根据专利许可也生产了一定数量的“小羚羊”直升机。到1991年6月30日，有41个国家客户在使用共1254架“小羚羊”直升机，包括英国、法国、中国、***、爱尔兰、摩洛哥、安哥拉、南斯拉夫、埃及等。其中英国装备了282架，法国装备了357架以上，埃及装备了190架，***装备了81架。“小羚羊”有丰富的实战经历，英国“小羚羊”参加了马岛战争，法国型参加了海湾战争，***的参加了两伊战争等.


外国的“小羚羊”的主要武器包括1门20毫米机炮或2挺7.62毫米机枪，可带4枚欧洲导弹公司(由法国马特拉公司和德国戴姆勒·克莱斯勒航空航天公司联合组建)研制的“霍特”(HOT)反***导弹，或2个70毫米或68毫米火箭吊仓。为制导反***导弹，机舱顶部通常装有APXM397陀螺稳定观瞄装置，或其全天候改进型号，或AF532先进观瞄装置。

我国的“小羚羊”通常外挂四枚“霍特”导弹，目前已经开始改用国产红箭-8导弹。陆军常用“小羚羊”模拟敌军武装直升机，既扮演过西方直升机的角色，也扮演过苏联直升机。

由于80年代末、90年代初国际形势的变化，“霍特”空地导弹的相关设备长期停止供应，影响了靶试训练。我国曾经研究过引进“霍特”导弹的可行性。1978年9月28日，***副******、四机部***钱敏到原152厂视察，工厂领导汇报了“霍特”导弹准备情况。1978年，五机部下达引进“霍特”反***导弹任务。同年5月，原152工厂派孙佑宣（前排右三）、胡开新赴法国、德国考察。后由于对方专利要价和附加条件超出国家预计范围，***上报***后，决定不引进而终止该项目

“小羚羊”有多种型号，包括：
SA341B 英国陆军型号，装“阿斯泰阻”III N发动机，编号为“小羚羊”AH.Mk1
SA341C 英国皇家海军型，编号“小羚羊”HT.Mk2
SA341D 英国皇家空军教练型，编号为“小羚羊”HT.Mk3
SA341E 英国皇家空军联络型，编号为“小羚羊”HCC.Mk4
SA341F 法国陆军型，装“阿斯泰阻”III C发动机，生产了166架
SA341G 民用型，装“阿斯泰阻”III A发动机
SA341H 装“阿斯泰阻”III B发动机的军用型
SA342J 1977年开始交付的民用型
SA342K 装“阿斯泰阻”XIVH发动机的军用型
SA342L 类似SA342J的军用型
SA342L1 装“阿斯泰阻”XIVM发动机的基本军用型
SA342M SA342F的先进型，安装先进雷达、导航和夜视系统，法国陆军装备了188架

机长	11.97米
机高	3.19米
旋翼直径	10.5米
空重	991千克
最大起飞重量	1900千克
最大平飞速度	260千米/小时
最大航程	710千米
实用升限	4100米
最大吊挂载荷	700千克

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S-76"Spirit"

S-76是美国西科斯基公司研制的12座全天候民用运输道升机。该机于1976年5月开始设计，1977年3月首次试飞。1982年3月1日以后交付的直升机编号为S-76II，这种型号比原来的S-76有四十多处重大改进。1982年2月，S—761打破了苏联米-24自1975年8月1日保持的12项国际航空协会EId级和EIe级纪录。

S-76的改型主要有：S-76，通用全天候运输机，主要用于近海油田开发和其它民用运输任务，1983年3月停产；S-76E，1983年3月以后交付的通用全天候运输区升机；S-76通用型，主要用于搜索、救援、后勤支援和伤员后撤，AUH-76武装型，主要用于部队运输、后勤支援、空中侦察、武装搜索和救援等；在执行部队运输任务时可运送10名全副武装士兵；在执行医疗伤员后撤时，座舱内可放置三副担架和供两名医护人员用的长椅。

S—76的旋翼系统包括4片桨叶的旋翼和4片复合材料桨叶的尾浆，旋翼的桨尖后掠。旋翼传动装置包括主减速器和需要润滑的中间减速器及尾减速器。机身为多种材料结构，包括玻璃纤维机头，轻合金蜂窝机舱，半硬壳式轻合金尾梁，以及“凯芙拉”塑料门和整流罩。尾部为尾斜梁结构，尾桨在左侧，全动式平尾，轻合金蜂窝机舱，半硬壳式轻合金尾粱以及“凯芙拉”塑料门和整流罩。尾部为尾斜梁结构，尾桨在左侧，全动平尾由“凯芙拉”／环氧树脂／石墨大梁和“凯芙拉”蒙皮组成。

动力装置为两台650轴马力的艾利逊250-C303涡轮轴发动机，装在座舱上部的旋翼轴后面，油箱容量为1060升。

主要设备有双套操纵机构，座舱灭火器，甚高频无线电台等。

S-76C+由S-76C改进而来，是S-76系列的最新改型，采用透博梅卡公司的2台阿赫耶2S1发动机，两台发动机可分开工作，从而增加航程。S-76C+具有高速、远航程和高可靠性的特点。



尺寸数据

旋翼直径	13.41米
尾桨直径	2.44米
机身长	13.22米
机身宽	2.13米
机高（尾桨转动）	4.52米
机舱容积	78米3
行李舱容积	1.08立方米。
重量数据
空重	2540公斤
最大起飞重量	(S-76通用型)4670公斤	（S-76C+）5307公斤。
性能数据
最大巡航速度	(S-76通用型)269公里／小时	（S-76C+）287公里／小时
最大爬升率	(S-76通用型)6.85米／秒
悬停升限	(S-76通用型) (有地效)1890米
航程	(S-76通用型)（12名乘客，标准燃油，30分钟余油）748公里
航程	（S-76通用型） （8名乘客，带副油箱，开发近海游油田任务）1112公里

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S-92“直升客车”

S-92“直升客车”由西科斯基飞机公司与中国景德镇直升机集团、中国台湾汉翔宇航开发中心、日本三菱重工株式会社、西班牙格曼萨公司以及巴西航空工业公司共同组成风险共担合作伙伴，联合开发研制生产。昌飞集团公司负责斜梁及水平尾面的开发制造。

历史背景

西科斯基（ SIKORSKY）直升机公司位于美国康涅狄格州斯特拉福市，是美国联合技术公司（UTC）的一个子公司，其前身是被誉为“直升机之父”的伊戈尔·西科斯基于1923年创建的西科斯基航空工程公司，1929年并入美国联合技术公司。该公司自40年代开始研制生产直升机，主要为中型以上直升机，总重范围从5300公斤到33000公斤，迄今已生产交付各种型号的直升机6000多架。

90年代初，由于前苏联解体，国际形式趋于缓和，美国西科斯基公司预测中型民用直升机的市场需求会有所增长，决定研制开发一种面向21世纪的军民通用型新型中型直升机。该计划正式于1992年在西科斯基公司立项，命名为S-92“直升客车”。 该机可用于客运（19－22座）、货运、航空救护、搜索救援等，具有低购买和使用成本、机内空间大、客舱安静等特点，将逐渐成为西科斯基公司最具有竞争力和多才多艺的机种。由于S-92直升机能满足军用和民用的多种使用要求，同时经济性也较好，所以，在同类直升机中，它极具竞争力。





1995年3月，西科斯基公司销售部副总裁何富良率团来景德镇，重点讨论合作协议和技术附件的大部分条款。中航技开始介入合作协议的谈判。

斜梁研制于1995年全面起动，1997年5月实现首架交付，到1998年12月15日研制批5架份斜梁交付完毕。研制批的5架份原型机的斜梁产品质量和交付进度均达到西科斯基飞机公司的要求，在六个合作伙伴中第一个按进度完成首批五架份原型机的斜梁交付，产品与尾梁的对接，均一次对接成功。

西科斯基公司在设计过程中很替用户着想，干方百计降低制造成本，并想方设法减少用户维护工作量，以降低使用费用。例如，为降低成本，缩短研制周期，该机有许多部件就尽量保持与：以前的S-70直升机部件的通用性，在传动系统部件中，通用性能达到40％左右。

该机采用了新设计的传动系统可大大提高耐久性。其新型减速器大修间隔时间可达到6000小时，是该公司传统减速器大修间隔时间的2倍。新设计的带弹性轴承的合金桨毂，寿命可达到5000飞行小时，而维护工资量仅是“黑鹰”直升机桨毂的三分之一。因此，S-92的价格和使用费用比同类直升机低，所以具有较强的竞争力。估计军用型直升每架售价仅为1300万美元，民用型售价还会更低一些。更重要的是，西科斯基公司并不是降低技术水平来研制廉价直升机的，与此相反，S-92采用了大量先进技术，在这一点上与同类直升机相比，也显得有竞争力。Ｓ-92直升机机体广泛采用了复合材料。采用复合材料的部位包括整流罩、浮筒式燃油箱舱、机头座舱罩、尾斜梁前后缘等，所采用的复合材料占机体重量的40％。复合材料的应用不仅减轻了重量，还提高了耐腐蚀性和抗破裂的能力。西科斯基公司以前的直升机机体寿命通常是5000飞行小时；而S-92A的机体寿命达到了30000飞行小时。

S-92机身两侧有巨大的流线型浮筒式燃油箱舱，每个容量为1134升，加上其内部还设有辅助燃油箱，这就可大大增加直升机搜索救援的范围或延长搜索救援的飞行时间。该机的搜索距离可达到1090公里以上，在必要的情况下；也可以对该机进行空中加油。

S-92A的旋翼系统采用具有先进高速翼型的大弦长复合材料桨叶，桨叶由石墨大梁、玻璃纤维蒙皮等组成，其弦长比S-70的桨叶弦长增加了12％。桨叶桨尖尖削，有30度后掠角和20度下反角。此外，旋翼还装有减摆器。实验证明；这样的旋翼不仅效率非常高，而且旋转中的振动水平也非常低。传动系统装有四级行星齿轮减速器，能传递3110千瓦的功率，由这种新型减速器驱动全新的旋翼系统，能显著提高S-92A的技术性能。

该机装有两台通用电气公司的CT7-8涡轮轴发动机，每台额定功率为1790千瓦，起飞功率为1529千瓦。最大连续功率：在一台发动机2分钟不工作时为1864千瓦，在一台发动机30分钟不工作时为1790千瓦。发动机装有全权数字电子控制系统。这种发动机的强大功率不仅能满足民用用户的需要；也能满足军用用户的需要。S-92上的电子系统，是以MIL-STD—1553或Anmc429数据总线为基础的综合模块化电子设备，不仅可适用于各种任务设备，而且还可大大简化设备的安装工作。

S-92A“直升客车”在取得适航 证以后，完全可以在国际市场上同EHl01、“美洲狮”和“超美洲豹”等直升机竞争。通过S92直升机、6吨级直升机、直升机发动机等项目的成功合作，中国与世界著名直升机制造商均建立了良好的合作关系，为今后进一步拓展合作方式，提高合作层次，奠定了坚实的基础。

外形尺寸
最大起飞重量
机长（旋翼和尾桨转动）	20.58m
内载	10931kg
机身长	17.32m
外载	12020kg
机身宽 （翼尖浮筒处）	3.98m
最大桨盘载荷
机高	6.45m
内载	42.7kg/m2
旋翼直径	17.71m
外载	51.9kg/m2
主轮距	3.84m
最大功率载荷（ A）
前后轮距	5.78m
内载	3.52kg/kW
内部尺寸
外载	3.87kg/kW
座舱
.
性能数据（ 估计值最大内起飞重量，海平面，国际标准大气）
长	5.66m
最大巡航速度	287km/h
最大宽度	2.01m
经济巡航速度	259km/h
最大高度	1.69m
悬停高度（有地效）
容积	16.9m
A	2990m
行李舱容积 （ S-92A）	3.1m
B	3870m
面积
悬停高度（无地效）
旋翼桨盘面积	231.55m2
A	1525m
B	2530m
重量及载荷 （ A:S-92;B: S-92IU）
空重（ A）	6743kg
吊钩最大承载能力（ B）	4536kg
航程
A	944km
B	889km

S-92尾斜梁由铝合金主体构架及碳纤维复合材料整流罩组成。铝合金主体构架主要包括：前梁、中梁、后梁、664站组件、674站组件、6#和7#肋、中承剪平台和下承剪平台、5块蒙皮和其它一些机加件、钣金件。复合材料整流罩主要有：前缘整流罩、后缘整流罩、底部整流罩、顶部整流罩、尾桨整流罩、尾减防护整流罩。整个尾斜梁通过664站的接头组件与尾梁对接，通过平尾前、后接头与水平安定面对接。




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米-8家族

我国在70到90年代先后引进了苏联米里设计局著名的中型多用途直升机米-8，以及其重大改型米-17，以补充陆军航空兵薄弱的航空力量。由于我国研制的直-5设计年代久远，后续研制的直-6、直-8等不是未定型，就是不断拖延，米-8和米-17的到来无疑缓解了紧迫的需要。米-8进口的数量较少，而米-17则较多，据说达到上百架。

米-8多用途直升机(北约代号“河马”)由米里莫斯科直升机制造联合股份公司研制，由喀山飞机制作厂生产，可胜任多种军事或者民用任务。算上其高级改进型米-14和米-17，米-8系列是世界直升机中生产量最大的家族。

当年米里设计局的专家们肯定想不到，他们的“河马”会如此长寿，竟然有望服役到2030年。这一切都得益于设计得很好的机体，对发动机、机载武器及设备的持续改进。可以预计，在未来至少20年中，“河马”还将持续进行改进，从而不断延续其长寿记录。

米-8“河马”是苏联米里设计局研制的一种中型运输直升机，1960年开始研制，1961年6月24日单发原型机(V-8)首飞成功，1962年8月2日双发原型机(V-8A，即“河马”B )首飞成功。1965年10月，民用运输型的首架批生产样机从喀山直升机厂出厂。1968年，武装运输型的米-8TV问世。它可携带2个或4个16管57毫米火箭发射巢，外加2吨炸弹。五年后，代号为“河马”E的进一步发展型问世，可携带更多武器，包括6个32管57毫米火箭发射巢，2吨炸弹，以及4枚AT-4反***导弹。在60至70年代，还衍生出一些专用改型，可执行包括电子侦察、通信侦察、电子对抗及指挥中心在内的多种任务


米-8原型，使用了米-4的传统装置和四叶旋翼，外观上与后来的批量型号大不相同。使用一台2700马力的AI-24V涡轮轴发动机，因此只有一个进气口。1961年6月该机首飞。后来该原型机改用两台TV2-117发动机和五叶旋翼。

为苏联军队设计的米-8T运输直升机采用不可收放的前三点起落架。五叶主旋翼由铝合金制造。机组3人，包括机长、导航员和飞行工程师。座舱有大气空调装置，可加热。在救护救援型里，还加装有氧气系统。在苏联时代，现在的喀山直升机公司被称作第387国营飞机厂。在这里，采用TV2-117发动机(1250千瓦)的第一代米-8生产了4500架，其***口超过1700架。而在另一个直升机制造厂——UUAP(乌兰·乌德制造厂，在苏联时代被称作第99飞机厂)，共生产了3700架第一代米-8，主要满足国内需求

为提高战场生存力，米-8的驾驶舱外围设有装甲。燃料箱充填有抑爆泡沫层。整机有灭火系统，液压和动力系统、操纵系统均有双重备份。另外还装有除冰装置。

米-8安装有完善的货物装卸设备，借助机上的绞车可以方便的运载军用物资。绞车由电力驱动，承重能力200千克，还可用于救援地面或海面人员。

在机舱地板上安装有货物固定点。机舱有一大型后门，带有装卸斜道，运载吉普车等时，车辆可直接开如机舱。机舱也可容纳12副担架

米-8T的动力装置为两台克里莫夫TV2-117涡轴发动机，安装在机舱顶部。进气口有防尘装置，以便在野战机场起落。机上还有辅助动力装置，可在主发动机不运转的情况下向机上设备提供动力。

米-8机内共有两个固定油箱，加上两个外挂油箱，可携带燃油1870升。另外还可在机舱内加装两个桶形油箱，整机燃油携带量可上升至3700升。当然这会减少载货空间。

1971年，第一代“河马”开始进行重大改进。发动机和传动部分几乎做了彻底更换，新增了一个辅助动力单元(APU)，并对机身结构做了加强。由于换装了经济性更好、功率更强劲(1874千瓦)的TV3-117涡轴发动机，以及VR-14主减速器和其它空气动力学部件，米-8的功率-重量比及其它主要性能都得到了大幅提升。其它的改进之处还有：将尾桨移至左侧，在发动机进气口上安装了滤尘器，增加了大量的航空电子设备，并且对系统进行了升级。改进后的型号就是众所周知的米-8MT，即“河马”H，于1975年8月17日首飞。在1981年的柏林航展上，米-8MT首次在国际上露面，不过此时它涂的是苏联民航***的标志，而且是以米-17这种商用型的面目出现的。

很快，在1979～1989年的阿富汗战争中，米-8MT就以其高可靠性而闻名世界。根据在战争中获得的经验，又对米-8MT的机体和系统进行了一系列改进，以进一步提高其生存能力和可靠性。

80年代中期，在米-8MT基础上，又派生出用于高空飞行的新改型。这种改型采用TV3-117VM涡轴发动机，并且采用了新的控制方法，从而使其在6000米高度上的起飞功率达到1633千瓦，紧急功率(在直升机处于危险时可采取措施使发动机功率在短时间内再加大100～200千瓦，但这种功率用过一次涡轴发动机即报废)达到了1800千瓦。同时，其爬升率和航程都得到了不同程度的增加。用于国内时，这种新改型的编号为米-8MTV，而用于出口时，编号则为米-17V。1988年，米-8MTV在喀山进入大规模生产。随后，又在90年代出现了米-8MTV的进一步改型——米-8MTV-1，并在米-17-1V的代号下广泛出口到世界各地。

2006年8月，俄罗斯的乌兰乌德航空厂表示，目前世界上在用的、由乌兰乌德航空厂生产的米-8和米-171直升机近4500架。根据进口商的需求和宗旨，这些直升机具有极大的改造和扩展使用模式的潜力。因此，8月初在乌兰乌德航空厂举办了米-8及其改进型直升机使用者国际大会。来自世界45个国家的110多名航空专家参加了大会。会议上，俄罗斯和国外的航空公司代表，空军代表，***代表，边防军和搜救部门的代表就米-8直升机的使用和开发问题进行了探讨。俄罗斯联邦工业和国防采购署，"国防工业"公司，"俄罗斯国防出口"公司，莫斯科"米里"直升机厂，俄罗斯直升机工业配套产品供应公司的代表，与其合作伙伴就相关问题进行了对话。

米-8MPS是搜索救援改型。在救援中，机组人员可以空投无线电信标标定出救援区域，以便救援人员进行搜索。机上可运载10人，并可以吊挂一个PSN-10救生筏。为胜任海上任务，该机还可在海面上做30分钟的漂浮。

最大速度	260千米/小时(1000米高度)
机长	18.31米
旋翼直径	21.29米
旋翼旋转面积	356平方米
起飞重量	11100千克
装载能力	4000千克 (机舱内)	3000千克 (外挂)
最大速度	250千米/小时 (海平面)	220千米/小时 (500米高度)
机高	5.6米
机舱长度	5.25米

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米-6

苏联米里设计局设计的米-6直升机是一种重型运输直升机，1957年首飞。

解放军陆军航空兵拥有少量的米-6(北约代号“吊钩”)重型运输直升机。据信这些直升机是在1970年向苏联购买的，直到2005年才开始向公众公开了少量信息。米-6巡航速度为250千米/小时，航程620千米，最大载重12吨。据说有三架已经坠毁，剩余的使用寿命已到期。


技术数据：

发动机	两台索罗维耶夫D-25V涡轴发动机
机长	33.2米
旋翼直径	35米 5片桨叶
航程	650千米
巡航速度	250千米/小时
载重	65名乘客
最大起飞重量	42500千克
产量	874架

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直-5

直-5是我国制造的第一种多用途直升机，也是新中国直升机科研应用的开端。研制初期代号“旋风25”，原型为苏联米-4直升机。1958年2月，哈尔滨飞机工业公司按照苏联提供的全套图纸资料开始仿制米-4。1958年12月14日首次试飞，1959年初由国家鉴定***会正式验收，投入批生产。该机曾装备我空海军，目前已退役。


但实际上在1958年到1960年，由于国内充斥盲目冒进的思想，过度缩短试制周期，管理混乱，这一期间的仿制米-4全部不合格。

直到63年9月21日，航定委才同意直-5直升机优质过关，批准定型投产；其动力装置活塞-7于同年12月25日优质过关，投入批生产。共生产了545架。直-5可用于物资、人员输送、救生、边境巡逻。1980年停产。

直-5采用1台活塞-7气冷星形14缸发动机，功率1770马力(1250千瓦)。主螺旋桨直径21米，长为16.8米，高为4.4米。起落架为固定四点式，前起落架横向轮距1.53米，主起落架轮3.82米、前主轮距3.79米。

机舱体积达16立方米，一个侧舱门，一个蚌式后舱门。一次可运载11名全副武装的士兵，或8个伤员担架和1名医务人员。

发动机舱位于机头，通过传动轴驱动机舱顶部的主旋翼和尾部的尾桨。驾驶舱位于机头前上部，两人机组，两人均可独立完成飞行操纵。可装载1.2吨货物，吊运时可运载1.35吨。


直-5的机舱内可装卸北京212A吉普，该吉普常用于作为78式82毫米无座力炮的载车，为空降兵提供火力支援。更大威力的是75式105mm无坐力炮，于1964年研制，可摧毁主战***、装甲车辆和坚固野战工事等，1975年设计定型。火炮由炮身和炮架两部分组成。采用了高、低压发射原理和炮口制退器与缩小喷口相结合的方法。仍由北京-212A轻型越野车携带。初速(破甲弹)503米/秒，最大射程(杀伤爆破榴弹)7400米，有效射程(破甲弹)1100米；直射距离(破甲弹)580米，射速5～6发/分，炮身长3409毫米。

米-4原型机飞行速度、巡航速度及升限不尽如人意，因此我国的直-5在其基础上进行了一系列重大改进。原钢梁木结构旋翼被改换为全金属旋翼，提高了旋翼寿命和性能。另外在旋翼大梁内充高压气，加装压力探测器，监测是否有裂纹出现。尾桨在66年后改为玻璃钢制造。原有的机舱内可移动副油箱被取消，加装两个机体外侧副油箱。同时燃油箱改为薄壁设计。机身地板上开了一个650mm×900mm的舱底门(右图)，便于空投吊挂货物。手摇的绞车改为电动。发电机功率由3千瓦提高到6千瓦。固定式的供氧装置改为更轻便的活动式。

更重要的性能改进是，最大平飞速度从185千米/小时提高到210千米/小时，巡航速度从140千米/小时提高到170千米/小时，动升限从5500米提高到6000米。为了提高高原性能，改进了总距-油门操纵把手，平原地区用小行程，高原地区用大行程，使得发动机进气压力大大提高，保证了在1500米高原上的飞行能力。

直-5装有一套适合夜间和恶劣气象下飞行的驾驶-飞行仪表，动力系统也有相应监测装置。其他设备包括CT-1无线电、WL-5无线电罗盘、WG-2A无线电高度表和JT-5A机内通话器。

机长	25.015米
机高	4.4米
旋翼直径	21米
空重	5292千克
最大起飞重量	7600千克
巡航速度	160-210千米/小时
最大速度	210千米/小时
最大航程	780千米
续航时间	3小时40分
实用升限	6000米
有地效悬停升限	2000米
爬升率	4.3/秒
载重	1550千克
外吊	1350千克

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直-9

直-9轻型多用途直升机是由哈尔滨飞机制造公司引进法国专利、研制生产的。用于人员运输、近海支援、海上救护、空中摄影、海上巡逻、鱼群观测、护林防火等，并可作为舰载机使用。军事用途包括侦察、近距火力支援、反***、搜索救护、反潜、侦察校炮及通讯。

1980年10月，***批准三机部以技贸结合形式，引进法国SA365“海豚”型直升机的生产专有权合同。具体由哈飞负责，引进法国SA365N1“海豚”直升机专利，开始生产直-9，1982年完成了首架机的装配。同年2月6日，直-9 6013号机在首都机场进行试飞表演，解放军总部及各军兵种、各部委有关方面负责同志前往观看。9月21日，两架直-9首次交付中国民航广州管理局投入使用。后经哈飞长期努力，发展出多个型别，包括基型直-9，最初的专利生产型，至1990年底与法国协议签订的50架已全部生产完毕，其中28架为基型直-9；另外还有20架为直-9A，直-9后继续生产型，相当于SA365N2；随后哈飞生产了两架直-9A-100，初步尝试了直-9生产的国产化。1993年9月，哈飞又与法方签约生产直-9过渡批22架，另外哈飞还生产了8架直-9民用型。


1988年5月，直-9国产化总指挥部与有关部门签订了承包合同，其中哈尔滨飞机制造公司是总承包单位，用了3年多时间和其他90余家厂所协力攻关，于1992年1月16日成功完成了国产化直-9(国产化率达到71.9%)的首飞。此后直-9的生产全面转向国产型直-9，该型号定名直-9B。空军世界 http://www.airforceworld.com

直-9采用普通旋翼加涵道风扇尾桨的布局。其旋翼系统由4片复合材料桨叶和星形柔性旋翼桨毂组成。涵道风扇尾桨由一个桨毂和13片模锻的轻合金桨叶组成。旋翼桨叶和尾桨桨叶均具有无限寿命。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。旋翼效率指数为0.75。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。

涵道风扇尾桨有11片金属叶片，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。涵道风扇尾桨的几何形状消除了尾桨碰伤地勤人员的可能性，从而提高了地勤维护工作的安全性。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。在尾梁的两侧装有平尾，平尾两端各有一块垂直端板，以提高飞行方向上的稳定性。起落架为可收放的前三点轮式起落架。前起落架为双轮，自动定向，向后收入机身。主起落架为单轮，向后内侧收入机身。起落架上带有双腔油-气减震器。


直-9的动力装置采用2台透博梅卡公司“阿赫耶”1C涡轴发动机，单台功率522千瓦。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。旋翼轴转速为350转/分，涵道尾桨转速为3665转/分。国产化型直-9上使用涡轴-8甲(涡轴-8A，阿赫耶1C的国产化型号)涡轮轴发动机，单台最大应急功率734轴马力，起飞功率710轴马力，在最大飞行重量时可单发飞行。机上主要机载设备包括甚高频和高频通信/导航设备，甚高频全向信标，仪表着陆系统，无线电罗盘，应答机，测距设备，雷达和自主式导航系统。可以选装的设备包括承载能力为1700千克的吊索和承载能力为275千克的绞车，绞车索长90米或74米。直-9B的机上设备可选装BG-0.6无线电高度表，150单边带电台，KJ-13自动驾驶仪，40AH电瓶和容量为400升的转场油箱等国产化设备。选装了KDF-806无线电罗盘，KTR-908无线电台，TB-31机内通话设备，电动绞车，带测力计和反光镜的外吊挂，搜索灯等进口设备。

机身为半硬壳式结构。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既坚硬又很轻，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。

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。

根据解放军陆军和海军航空兵的需要，直-9又衍生出几种军用改进型：直-9A(国产化型)、直-9B(驻港部队，下图)、直-9通讯型、直-9炮兵校射型、直-9电子干扰型、直-9C舰载型、直-9W反***型，直-9G。直-9G是W型的出口型，电子设备有所不同。


直-9C舰载型实际上是以直-9为基础改进的，和法国“海豚”的舰载型“黑豹”无太大关系。87年12月2日，为海军改装的直-9C舰载直升机首飞成功。12月24日在舰上顺利降落，采用中国直升机设计所研制的快速着舰系留装置。定型后的C型加装了机头雷达，可挂载2枚“鱼-7”鱼雷执行反潜任务。鱼-7仿自我国渔民在海南岛捞获的美军MK-46鱼雷，性能接近于MK-46。我军还使用109型反潜鱼雷、250千克与100千克炸弹等武器进行反潜作战，对大于300米深度的潜艇目标必须使用鱼雷攻击


直-9G武装直升机在基型上加强了装甲防护，驾驶舱顶部安装有红箭-8反***导弹的观瞄制导装置。机身内取消后排座位，改为武器挂架的承力结构（网友戏称为“扁担”），机身两侧挂架共可挂载4枚红箭-8反***导弹，或火箭弹发射器(57-1型57mm火箭弹、90-1型90mm火箭弹)，或23mm机炮等武器。该机用于执行反***、压制地面火力、突袭地面零散目标等火力支援任务。也可以用于运输、兵力机动、直升机空战、通信和救护等任务


该机于1988年10月31日首飞，同年进行武器兼容试验，1995年12月通过设计定型审查，1996年5月批准设计定型。我国发展直-9武装型，很明显是为了弥补陆军武装反***直升机严重不足的局面。以往我国曾在直-5(苏联米-4型)型直升机上加装机枪和火箭发射器，后来在引进的米-17上加装了火箭发射器，属于客串性质的武装直升机。直-9G则是我军拥有专用武装直升机前的一个过渡，能提早培养陆军航空兵武装直升机队伍，待武直-10研制成功即可大展拳脚。

直-9G就存在着机动性不佳、载重小、装甲薄弱、恶劣气象和夜间战斗力差、高温高原性能差等弱点，因此，还是让我们期待另一个10号吧。(汗!)


基本技术数据

旋翼直径	11.93米
尾桨直径	0.90米
机长	13.46米
机长(旋翼、尾桨折叠)	11.44米
机高(旋翼、尾桨折叠)	3.21米
重量及载荷	(A：直-9，B：直-9A)
空重	(A) 1975千克，(B) 2050千克
最大有效载荷	(A) 1863千克，(B) 2038千克
最大起飞重量	(A)3850千克，(B) 4100千克
最大吊挂载荷	1600千克
最大平飞速度	306千米/小时
正常巡航速度(A，总重3850千克)	250～260千米/小时
最大垂直爬升率(海平面)	(A) 4.2米/秒，(B) 4.1米/秒
实用升限(A) 4500米，(B) 6000米
悬停高度(有地效)	(A) 1950米，(B) 2600米，(无地效)	(A) 1020米，(B) 1600米
最大航程	1000千米
最大续航时间	5小时
最大实用过载	3.5G(载重3200千克)

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米-26

米-26是前苏联米里设计局(现改名为米里莫斯科直升机厂股份公司)研制的双发多用途重型运输直升机，北大西洋公约组织给的绰号为“光环”(Halo)。这种直升机是继米-6和米-10以后发展的重型运输直升机，也是当今世界上最重的直升机。为开发西伯利亚及北方沼泽和冻土地带，前苏联决定发展一种全天候重型运输直升机。在70年代初开始方案论证，目标是其装载能力要达到以前生产直升机的1.5至2倍以上，正式研制工作大约持续了3年，原型机于1977年12月14日首次试飞。1981年6月，米-26的预生产型在34届法国巴黎航空展览会上首次公开展出，1982年开始研制军用型，1983年米-26交付使用，1986年6月开始出口印度。总计制造了约300架。目前仍在生产。

米-26直升机具有极其明显的军事用途，这种直升机最大内载和外挂载荷为20吨，相当于美国洛克希德公司C-130“大力士”的载荷能力。米-26直升机主要用于没有道路和其它地面交通工具不能到达的边远地区，为石油钻井、油田开发和水电站建筑工地运送大型设备和人员。米-26往往需要远离基地到完全没有地勤和导航保障条件的地区独立作业，因此，要求直升机必须具备全天候飞行能力。


旋翼系统为传统的铰接式旋翼，桨毂是钛合金制成的，有挥舞铰和摆振铰，带有阻尼器，没有弹性轴承或轴向铰。这种旋翼由8片等弦长桨叶组成，是世界采用桨叶片数最多的单旋翼。每片桨叶由一根管状钢质桨叶大梁和26个玻璃钢翼型段件组成。段件内部用翼肋和加强构件加固，中间填以蜂窝填料，前缘有不可拆卸的钛合金防蚀条。桨叶具有中等程度的扭转角，桨叶厚度沿展向向桨尖方向变薄，后缘装有调整片，可在地面上按飞行状态的需要进行调整。尾桨由5片玻璃钢制桨叶组成，位于尾梁右侧，钛合金尾桨毂。为适应高寒地区使用，旋翼和尾桨桨叶均装有电加热防冰装置。旋翼转数为132转/分。 传动系统包括V-26风扇冷却的主传动系统。主减速器传动功率为14710千瓦。单发工作时传动功率8500千瓦。尾传动轴位于座舱顶。


机身传统的全金属铆接的半硬壳式吊舱尾梁结构。蛤壳式后舱门，备有折叠式装卸跳板。尾梁下表面平直。为了防火发动机舱用钛合金制成。垂直尾面向左偏置。尾桨安装在垂直尾面右侧。水平尾面位于垂直尾面与尾梁的交接处。飞行中平尾固定不变，但可在地面上调整，以适应最佳巡航状态。 着陆装置　不可收放前三点轮式起落架，每个起落架有两个轮胎，主起落架轮胎尺寸为1120毫米×450毫米。前轮可操纵，轮胎尺寸为900毫米×300毫米。尾梁末端有可收放的尾橇。尾橇收起时，可自由接近后货舱门。为了通过后货舱门和在不同场地上着陆，主起落架可以进行液压调节。离地时，起落架上的传感器可以通过飞行工程师座位后方的仪表板显示出直升机的起飞重量。 动力装置为两台7460千瓦D-136涡轮轴发动机并排装在旋翼轴前驾驶舱上方。为适应严寒地区和未经修整的场地上作业，发动机进气道采用了双套防冰装置——电加热和热空气防冰系统。进气道前装有粒子分离器，可防止外来物侵袭发动机。

发动机两个进气道的上方有第三个进气道，供滑油散热器冷却用。发动机装有功率输出同步和保持旋翼转速的恒定系统。如果一台发动机输出功率衰减，另一台发动机可自动输出最大功率。米-26共装有10个油箱，每台发动机的燃油系统独立，8个油箱在座舱地板下面，两个汇集油箱在发动机上方，正常情况下用油泵供油，发生故障时，可以靠重力自行输油。最大标准燃油量为12000升。另外可带4个辅助油箱。 座舱　驾驶舱内可容纳4人空勤组，驾驶员位于左座，副驾驶员和驾驶员并排坐在一起，在两位驾驶员中间有一折叠座，后面左侧是飞行工程师座，右侧是领航员座。驾驶舱后设有4个座位的旅客舱。货舱可装运两辆步兵装甲车和20000千克国际标准的集装箱。沿货舱两壁设有大约20个折叠座椅。


军用型可容纳80名全副武装士兵。用于战场救护可容纳60名躺在担架上的伤员及4至5名医护人员。风挡有加温设备。驾驶舱有四个大型气泡状舷窗。前方的一对舷窗可以向外和向后打开。货舱前面右侧，主起落架后的货舱两侧各有一个可以向下打开的舱门，兼作登机梯。货舱可通过下面向下打开的舱门(另可当作装卸跳板)和两个向上打开的蛤壳舱门(关闭时可形成货舱的后壁)装卸货物。各个舱门均可借助液压系统打开和关闭，紧急情况下也可借助于手摇泵。货舱顶上导轨装有两个电动绞车，每副绞车可沿货舱吊运2500千克货物。有能装载500千克货物的绞车，地板上有滚轮传送机和货物系紧点.

机上装有两套压力为207×105帕的液压系统。电气系统包括：28伏的直流电，备有辅助动力装置。主尾桨叶前缘有电加热防冰装置。有驾驶舱增压装置。装有标准昼夜全天候飞行所需的一切设备，包括7A813气象雷达、地图显示器、水平位置指示器和自动悬停系统，并可选装GPS。综合飞行导航系统及自动飞行控制系统。闭路电视摄像仪可用来监视货物装卸和飞行中的货物状态。军用型还装有红外抑制器，红外干扰发射机，红外诱饵投放器等。

目前，米-26有如下几种主要型别：

米-26　军用运输型 该型与米-26基本型相似。

米-26A　带有PNK-90综合飞控和导航系统，可自动飞近并降落在指定点。 米-26T　基本的民用运输型，其中又包括消防型，内部燃油箱可用来装15000升灭火剂，或吊挂17260升水；地质勘探型，可携带10000千克的测量设备，在55米～100米高度以180～200千米/小时速度飞行时可飞行3小时以上；双人驾驶舱的米-26模型于1997年在莫斯科航展上展出。

米-26TS　类似于米-26T，1996年以来用于取西方国家的适航证和开拓国外市场，在西方国家编号为米-26TC.
米-26MS　米-26T的医疗救护型，用于重伤员抢救可安排4名伤员和2名医生；用于手术抢救可安排1名伤员和3名医生；用于手术前抢救可安排2名伤员和2名医生；用于一般救护可安排5副担架，3个伤员座位和2个医护人员座位。

米-26P　民用运输型。可运载63名旅客，4人一排，驾驶舱后有厕所、厨房、衣帽间。

米-26TM　吊车型，在机身下主轮后装有指挥员吊舱。

米-26TZ　加油机，可装14040升燃油和1040升润滑油。

米-26M　正在研制的改进型，主桨叶全部为玻璃钢，并且采用新的气动力结构。采用新的D-127涡轮轴发动机，单台功率为10700千瓦。改进了飞行导航系统，并带有电子飞行仪表系统。实用升限、悬停高度有所增加，吊挂载荷达到22000千克。据报道，已制造了2架原型机，编号为米-27。

俄罗斯陆军装备了35架，另外米-26还出口到20多个国家，其中包括印度(10架)，乌克兰(20架)，秘鲁(3架)，哈萨克斯坦等国。

1982年2月，米-26创造了5项直升机有效载荷/高度世界纪录。单价1000～1200万美元(米-26TS，1996年币值)。










基本技术数据：

M-26

机身长	40.025m
高	11.6m
轮距宽	5m
主旋翼直径	32m/有8片浆叶
动力	2台D-136发动机/22800马力
正常起飞重量	49.6吨
最大起飞重量	50吨
空机重	28.6吨
最大载人	82名
货仓载重	20吨
外挂吊水	15吨
巡航速度	255Km/小时
标准油箱情况下航程	800Km
外加四个副油箱航程	1920Km

　

可执行任务：火场侦察、巡逻报警、卫星热点侦察、火场急救、投撒宣***、机降、索降、滑降、吊桶洒水。M-26直升机用于行森林航空消防的型号为M-26TC，执行森林航空消防任务时，外挂吊桶可进行水灭，M-26直升机配备的 VSU-15A型蓄水装置，吊桶的上口直径为3.1m，下口直径0.60m，高3m，载水量高达15吨。

japp

8错科普题材~ 支持～

海因茨

米17上了高原就基本算是上了太空

地勤人员

要不是那些无知的学生，也许猫猫也是我们的了

石斛兰

科普知识要支持。

该用户已被禁言

咱又被科普了
科普科普

jobrick

发动机这样的动力装置上不用打保险，对于地勤维护简直就是天堂

rayman1

抢险救灾中，HELI往往可以发挥无可替代的巨大作用,对天气地形的适应能力强，也便于人员的救援与物资的运输。
冲吧，可爱的MR.HELI

曾在特勤大队

下面是引用地勤人员于2008-05-15 08:58发表的:
要不是那些无知的学生，也许猫猫也是我们的了

此言差矣啊..............