曝光台 注意防骗
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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
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