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Z-9 910km
Z-9A 860km
最大航程(帶180 升輔助油箱)
Z-9 1060km
Z-9A 1000km
最大續(xù)航時間(130km/h 平飛速度、無余油)
(標(biāo)準(zhǔn)油箱) 4h24m
(輔助油箱) 5h
2006-01-05 12:39
印度
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ALH
印度印度斯坦航空公司/歐洲直升機德國公司研制
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ALH
印度斯坦航空公司/歐洲直升機德國公司
概況
ALH(先進輕型直升機)是印度斯坦航空公司在原德國MBB公司(現(xiàn)歐洲直升機德國公司)
的協(xié)助下研制的單旋翼帶尾槳的雙發(fā)多用途輕型直升機。為滿足印度空軍和海軍要求，從
70 年代中期印度就開始通用/攻擊直升機的設(shè)計，與法國航宇公司開展了技術(shù)合作，并作了
大量的設(shè)計研究，由于單發(fā)方案不能滿足要求，在高級設(shè)計階段中止了研究。意大利阿古斯
塔公司、英國韋斯特蘭直升機公司也都先后參與了先進輕型直升機計劃的競爭。最后原德國
MBB 公司在競爭中取勝。1984 年7 月，印度政府和原德國MBB 公司簽定了一項研制先進
的裝有兩臺渦輪軸發(fā)動機的輕型直升機合同。根據(jù)合同要求，這種先進輕型直升機首先必須
滿足印度政府提出的戰(zhàn)術(shù)要求。先進輕型直升機技術(shù)設(shè)計階段于1984 年11 月1 日開始，1987
年完成了全尺寸工程模型，1991 年4 月開始地面試驗。共制造了4 架原型機(2 架基本型，1
架空軍/陸軍型，1 架海軍型)，首架原型機于1992 年6 月29 日出廠，1992 年8 月30 日正
式首飛。第二架原型機于1993 年4 月18 日首飛，空軍/陸軍型原型機于1994 年5 月28 日
首飛，裝CTS800 發(fā)動機的海軍型原型機于1995 年12 月23 日首飛。截止到1997 年12 月，
ALH 原型機的總飛行時間約為600 小時。1997 年開始生產(chǎn)，1998 年取得型號合格證并開始
交付使用。
先進輕型直升機的基本型由印度斯坦航空公司和原MBB 公司聯(lián)合研制。原MBB 公司
在設(shè)計、研制和生產(chǎn)準(zhǔn)備工作中提供各種支援，同時選派40 名設(shè)計人員幫助工作。印度政
府在班加羅爾生產(chǎn)這種直升機。先進輕型直升機將用于通信聯(lián)絡(luò)、作戰(zhàn)、陸上和海上偵察、
運送傷員、救援、運貨和訓(xùn)練。海軍型將用于反潛、搜索與攻擊，以及海上垂直補給。
印度政府需要300 架ALH 直升機來替代現(xiàn)役的“獵豹”/“印度豹”直升機(陸軍需要
110 架，空軍需要150 架，海軍/海岸警衛(wèi)隊需要40 架)，1996 年底簽訂了100 架的采購合
同。1998 年向空軍和陸軍各交付4 架，向海軍和海岸警衛(wèi)隊各交付2 架。預(yù)計ALH 直升機
軍民用型的總訂貨量達650 架。
整個項目的費用截止到1997 年已達1.7 億美元，單價(不包括設(shè)備)約450 萬美元(1995
年幣值)。
當(dāng)前的型別如下：
空軍/陸軍型主要用于攻擊和搜索救援，裝滑橇式起落架，抗彈抗墜毀油箱，紅外設(shè)
備，具有夜間攻擊能力。
海軍型裝可收放輪式起落架，魚叉式甲板鎖定系統(tǒng)，壓力加油，尾梁可折疊，主輪收
到機身側(cè)面的整流罩內(nèi)，整流罩內(nèi)也可以容納浮筒式起落裝置和蓄電池。
民用型主要用于乘客運輸、支線/海濱作業(yè)、救援、緊急醫(yī)療救護和執(zhí)法。裝滑橇式
起落架和改進了的CTS800 發(fā)動機。1998 年試飛，并獲得美國聯(lián)邦航空局和日本航空協(xié)會
型號合格證。
輕型攻擊直升機(LAH) 未來的武裝直升機，駕駛艙串列雙座，裝有炮塔、武器瞄準(zhǔn)系
統(tǒng)、武器掛架和尾輪，目前還未撥款。
ALH
印度斯坦航空公司/歐洲直升機德國公司
設(shè)計特點
旋翼系統(tǒng)4 片槳葉的無鉸旋翼，先進翼型槳葉，槳葉翼型為DMH 4(外側(cè)為DMH 3
翼型)，碳纖維增強塑料/玻璃纖維增強塑料(CFRP/GFRP)槳葉和槳轂，槳尖后掠。槳葉通過
柔性套環(huán)連接在槳轂上，海軍型槳葉可以折疊。槳轂有彈性軸承。4 片槳葉無軸承尾槳，翼
型為S 102C(槳尖處為S 102E)，尾槳槳葉也是由碳纖維增強塑料/玻璃纖維增強塑料制成的，
安裝在主垂直安定面右側(cè)。槳葉可人工折疊，裝有旋翼剎車裝置。旋翼轉(zhuǎn)速為314 轉(zhuǎn)/分，
尾槳轉(zhuǎn)速為1564 轉(zhuǎn)/分。
傳動系統(tǒng)綜合傳動系統(tǒng)，兩臺發(fā)動機直接帶動主減速器。起飛時5 分鐘傳動功率為
1240 千瓦，最大連續(xù)傳動功率為1070 千瓦；一臺發(fā)動機停車時，30 秒的應(yīng)急傳動功率為
800 千瓦，2 分30 秒的傳動功率為700 千瓦，30 分鐘傳動功率為620 千瓦，最大連續(xù)傳動
功率為535 千瓦。
機身普通的金屬和復(fù)合材料吊艙和尾梁式結(jié)構(gòu)，機頭、駕駛員/乘員艙門、整流
罩和尾梁后段上部及多數(shù)尾部部件使用凱夫拉復(fù)合材料，尾梁后段下部和垂尾中心板采用碳
纖維材料，駕駛艙使用凱夫拉/碳纖維材料，機身夾板和尾梁前段采用鋁合金材料。海軍型
的尾梁可折疊。
尾部裝置一個尾槳塔座/后掠主垂直安定面，另外還裝有較小型端板式垂尾的等弦水
平安定面。
著陸裝置海軍型采用液壓可收放前三點輪式起落架，前輪為雙輪，向后收起，主輪為
單輪，主輪可收到機身側(cè)面的整流罩內(nèi)，整流罩內(nèi)也可以容納浮筒式起落裝置和電池。采用
魚叉式甲板鎖定系統(tǒng)。其它型別裝不可收放滑橇式起落架。彈性尾橇在尾梁尾部的下面，以
保護尾槳。空軍/陸軍型采用標(biāo)準(zhǔn)的金屬滑橇式起落架。
動力裝置前三架原型機裝兩臺TM333-2B 渦軸發(fā)動機，帶有全權(quán)數(shù)字式發(fā)動機控制系
統(tǒng)，單臺起飛功率746 千瓦，最大應(yīng)急功率為788 千瓦，最大連續(xù)功率為663 千瓦。1994
年底第四架原型機選裝LHTEC CTS 800-4N 發(fā)動機進行試飛，單臺功率為969 千瓦。生產(chǎn)
型直升機可能選裝MTR 390 發(fā)動機。
5 個自密封抗墜毀油箱位于座艙地板下，其中3 個為主油箱，2 個為供油箱，可用總?cè)?br /> 油為1400 升。海軍型有壓力加油口。
座艙能容納12 名乘客(高密度布局能容納14 人)，兩名機組人員。機艙兩側(cè)、前
面有機組人員艙門，后面有滑動旅客艙門。在座艙的后部有蛤殼式貨艙門。軍用型/海軍型
的機組人員座椅是抗墜毀的。
　
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