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UH-60J 日本為空軍和海上自衛隊制造的S-70A-12 的編號。
UH-60JA 日本陸上自衛隊的型別，1995 年開始采購，總需求量為50～70 架。
UH-60L UH-60A 改進型。1988 年3 月22 日首飛，自1989 年10 月開始在UH-60A 生
產線上轉產UH-60L，1989 年11 月7 日開始交付。
MH-60L 類似于MH-60A，是美國陸軍的加強型。
AH-60L 突擊直升機。MH-60L 的改進型，1990 年開始改裝。裝有前視紅外探測系統、
雷達和標準的UH-60 支援系統。美國陸軍第160 特種空中作戰聯隊的2 個“黑鷹”聯隊都
有一個MH-60K 作戰分隊和一個AH-60L 作戰分隊。
UH-60M 美國陸軍原計劃的加強型，1989 年初取消而采用UH-60L。
VH-60N 美國海軍的行政用機，美國海軍HMX-1 中隊的行政飛行小分隊裝備有9 架
VH-60N，用來替代UH-1N。1988 年11 月開始交付使用。裝有更堅固的齒輪箱，氣象雷達，
SH-60B 中使用的飛控系統和空速表，座艙隔音設備，要人專機內部設備，座艙無線電臺，
更先進的航空電子設備等。美國海軍的編號為“白鷹”(White Hawk)。
UH-60P UH-60L 的韓國陸軍型，對電子設備進行了一些改進。3 架UH-60L 于1990
年12 月10 日首次交付。80 架UH-60P 的剩余部分在韓國裝配，整個項目5 年完成，耗資5
億美元。57 架改進型正在交付之中，至1997 年底已交付113 架UH-60P。第三批(60～80 架)
從1999 年開始交付。
UH-60Q 美國陸軍的醫療撤離/搜索和救援直升機。1990 年初開始研制，用來替代
UH-1V。UH-60A 改裝的原理樣機于1993 年1 月31 日首飛，1993 年3 月12 日交付給國家
警衛隊，從1993 年9 月起進行為期12 個月的評估。至2002 年計劃將首批87 架UH-60A 改
裝成UH-60Q。美國陸軍最終有可能需要363 架該型直升機。UH-60Q 能裝運6 副擔架及傷
員，裝有供氧系統等急救設備。
CH-60 1996 年美國海軍直升機總計劃中未來的新一代直升機。計劃用來替代2012 年
退役的CH/HH-46D、HH-60H、SH-3 直升機。CH-60 的設計是以UH-60L 為基礎，裝
T700-GE-401C 發動機，采用SH-60 的動部件，并采用旋翼自動折疊系統、尾梁折疊系統、
改進的齒輪箱、旋翼剎車、自動飛控系統、救援絞車、具有從艦上空中加油的能力。
1995 年6 月由UH-60L 改裝的CH-60 首次進行演示飛行。1996 年開始詳細設計，1997
年10 月6 日首飛，1997 年11 月19 日進行首次著艦演示。1998 年初決定進行低速生產，1999
年4 月開始交付。美國海軍最終需要250 架。
S-70A 出口型根據出口到不同的國家和地區， S-70A 的出口型編號為
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
西科斯基飛機公司
設計特點
旋翼系統4 片槳葉的鉸接式旋翼。槳葉采用在低速和高M 數時能滿足升力要求的高
升力翼型，相對厚度9.5%。為了避免前行槳葉在巡航飛行時產生氣流分離，槳葉中段翼面
的前緣下垂，后緣有調整片。從槳根到槳尖扭轉18°，槳尖后掠20℃。每片槳葉由下列各
部件組成：空心鈦合金圓形大梁、Nomex 蜂窩芯、石墨后緣和槳根、玻璃鋼/環氧樹脂蒙皮、
塑料前緣配重以及鈦合金前緣包條、凱夫拉槳尖等。槳葉的設計使用壽命無限，槳葉耐23
毫米機炮損傷。充壓并裝有氣壓表保證整片槳葉結構完整和破損安全。旋翼和尾槳的每片槳
葉前緣都有電加溫防冰覆蓋層。槳轂用鈦合金整體鍛造而成，槳轂上采用彈性軸承，不需潤
滑，減少了零件數量，維護工作量減少60%。槳轂頂上裝有雙線減擺器。槳葉可人工折疊。
美國陸軍和西科斯基飛機公司還將在30 架UH-60A 直升機上安裝檢測旋翼載荷的使用監控
器，以便于美國陸軍和西科斯基飛機公司確定動力部件的最佳更換時間。旋翼主軸可放低，
以便存放和空運。4 片槳葉尾槳，其翼型與主旋翼槳葉的相同。尾槳采用碳纖維復合材料十
字梁結構。尾槳在垂尾右側，安裝角相對軸線向左傾斜20°。UH-60L 從1997 年起采用了
改進的旋翼系統，該旋翼改進了槳葉槳尖形狀，槳葉弦長增加了16%。
傳動系統采用普通的傳動裝置。兩臺發動機功率通過自由離合器輸入主減速器。在
UH-60A 中主減速器傳動功率為2109 千瓦，在裝T700-GE-701C 發動機的直升機中主減速器
的傳動功率為2535 千瓦。主減速器由三個單元體組成：兩個傘齒輪單元體和一個游星齒輪
單元體。每個單元體都有各自獨立的潤滑系統和故障報警系統。發動機輸出功率通過兩個傘
齒輪單元體傳遞到游星齒輪單元體并車。由于采用單元體結構形式，簡化了維護工作，在外
場條件下，用普通扳手即可更換。整個傳動系統可在無潤滑條件下干運轉30 分鐘。中間減
速器和尾減速器用滑油潤滑。
機身機身扁平，為普通的半硬殼式輕合金抗墜毀結構。4 條縱向龍骨梁和4 個主要承
力框連接在一起。直升機墜毀后，乘客生存率達85%，駕駛艙和座艙可承受垂直墜毀速度
為11.5 米/秒、側向撞擊速度為9.1 米/秒、經向撞擊速主為12.2 米/秒。機身也同時能承受向
前20g 和向下10g 的碰撞。駕駛艙門、座艙罩，整流罩和發動機外殼都使用玻璃纖維和凱夫
拉等復合材料。
尾部裝置尾斜梁式結構，右側裝一副向左傾斜的尾槳。平尾面積較大，可改變迎角，
其操縱系統可感受空速、總距桿位置、俯仰姿態變化率以及橫向加速度的變化。直升機懸停
時，平尾迎角為+34°，自轉下滑時迎角為-6°。平尾有兩套電驅動裝置和一套人工操縱的
備用裝置。尾梁可迅速從尾斜梁前面向右折疊，以便運輸和停放。
著陸裝置不可收放單輪式后三點起落架。起落架可承受9g 的著陸沖擊載荷。主輪和
尾輪均裝減震裝置。主輪規格26×10.00-11，胎壓8.96～9.65×105 帕；尾輪規格15×6.00-6，
胎壓6.21～6.55×105 帕。
動力裝置兩臺通用電氣公司的T700-GE-700 渦輪軸發動機，單臺功率為1210 千瓦。
出口型直升機選用最大起飛功率1285 千瓦的T700-GE-701A 渦輪軸發動機。自1989 年起交
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世界直升機 數據庫(78)
