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Z-9 910km
Z-9A 860km
最大航程(带180 升辅助油箱)
Z-9 1060km
Z-9A 1000km
最大续航时间(130km/h 平飞速度、无余油)
(标准油箱) 4h24m
(辅助油箱) 5h
2006-01-05 12:39
印度
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ALH
印度印度斯坦航空公司/欧洲直升机德国公司研制
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ALH
印度斯坦航空公司/欧洲直升机德国公司
概况
ALH(先进轻型直升机)是印度斯坦航空公司在原德国MBB公司(现欧洲直升机德国公司)
的协助下研制的单旋翼带尾桨的双发多用途轻型直升机。为满足印度空军和海军要求，从
70 年代中期印度就开始通用/攻击直升机的设计，与法国航宇公司开展了技术合作，并作了
大量的设计研究，由于单发方案不能满足要求，在高级设计阶段中止了研究。意大利阿古斯
塔公司、英国韦斯特兰直升机公司也都先后参与了先进轻型直升机计划的竞争。最后原德国
MBB 公司在竞争中取胜。1984 年7 月，印度政府和原德国MBB 公司签定了一项研制先进
的装有两台涡轮轴发动机的轻型直升机合同。根据合同要求，这种先进轻型直升机首先必须
满足印度政府提出的战术要求。先进轻型直升机技术设计阶段于1984 年11 月1 日开始，1987
年完成了全尺寸工程模型，1991 年4 月开始地面试验。共制造了4 架原型机(2 架基本型，1
架空军/陆军型，1 架海军型)，首架原型机于1992 年6 月29 日出厂，1992 年8 月30 日正
式首飞。第二架原型机于1993 年4 月18 日首飞，空军/陆军型原型机于1994 年5 月28 日
首飞，装CTS800 发动机的海军型原型机于1995 年12 月23 日首飞。截止到1997 年12 月，
ALH 原型机的总飞行时间约为600 小时。1997 年开始生产，1998 年取得型号合格证并开始
交付使用。
先进轻型直升机的基本型由印度斯坦航空公司和原MBB 公司联合研制。原MBB 公司
在设计、研制和生产准备工作中提供各种支援，同时选派40 名设计人员帮助工作。印度政
府在班加罗尔生产这种直升机。先进轻型直升机将用于通信联络、作战、陆上和海上侦察、
运送伤员、救援、运货和训练。海军型将用于反潜、搜索与攻击，以及海上垂直补给。
印度政府需要300 架ALH 直升机来替代现役的“猎豹”/“印度豹”直升机(陆军需要
110 架，空军需要150 架，海军/海岸警卫队需要40 架)，1996 年底签订了100 架的采购合
同。1998 年向空军和陆军各交付4 架，向海军和海岸警卫队各交付2 架。预计ALH 直升机
军民用型的总订货量达650 架。
整个项目的费用截止到1997 年已达1.7 亿美元，单价(不包括设备)约450 万美元(1995
年币值)。
当前的型别如下：
空军/陆军型主要用于攻击和搜索救援，装滑橇式起落架，抗弹抗坠毁油箱，红外设
备，具有夜间攻击能力。
海军型装可收放轮式起落架，鱼叉式甲板锁定系统，压力加油，尾梁可折叠，主轮收
到机身侧面的整流罩内，整流罩内也可以容纳浮筒式起落装置和蓄电池。
民用型主要用于乘客运输、支线/海滨作业、救援、紧急医疗救护和执法。装滑橇式
起落架和改进了的CTS800 发动机。1998 年试飞，并获得美国联邦航空局和日本航空协会
型号合格证。
轻型攻击直升机(LAH) 未来的武装直升机，驾驶舱串列双座，装有炮塔、武器瞄准系
统、武器挂架和尾轮，目前还未拨款。
ALH
印度斯坦航空公司/欧洲直升机德国公司
设计特点
旋翼系统4 片桨叶的无铰旋翼，先进翼型桨叶，桨叶翼型为DMH 4(外侧为DMH 3
翼型)，碳纤维增强塑料/玻璃纤维增强塑料(CFRP/GFRP)桨叶和桨毂，桨尖后掠。桨叶通过
柔性套环连接在桨毂上，海军型桨叶可以折叠。桨毂有弹性轴承。4 片桨叶无轴承尾桨，翼
型为S 102C(桨尖处为S 102E)，尾桨桨叶也是由碳纤维增强塑料/玻璃纤维增强塑料制成的，
安装在主垂直安定面右侧。桨叶可人工折叠，装有旋翼刹车装置。旋翼转速为314 转/分，
尾桨转速为1564 转/分。
传动系统综合传动系统，两台发动机直接带动主减速器。起飞时5 分钟传动功率为
1240 千瓦，最大连续传动功率为1070 千瓦；一台发动机停车时，30 秒的应急传动功率为
800 千瓦，2 分30 秒的传动功率为700 千瓦，30 分钟传动功率为620 千瓦，最大连续传动
功率为535 千瓦。
机身普通的金属和复合材料吊舱和尾梁式结构，机头、驾驶员/乘员舱门、整流
罩和尾梁后段上部及多数尾部部件使用凯夫拉复合材料，尾梁后段下部和垂尾中心板采用碳
纤维材料，驾驶舱使用凯夫拉/碳纤维材料，机身夹板和尾梁前段采用铝合金材料。海军型
的尾梁可折叠。
尾部装置一个尾桨塔座/后掠主垂直安定面，另外还装有较小型端板式垂尾的等弦水
平安定面。
着陆装置海军型采用液压可收放前三点轮式起落架，前轮为双轮，向后收起，主轮为
单轮，主轮可收到机身侧面的整流罩内，整流罩内也可以容纳浮筒式起落装置和电池。采用
鱼叉式甲板锁定系统。其它型别装不可收放滑橇式起落架。弹性尾橇在尾梁尾部的下面，以
保护尾桨。空军/陆军型采用标准的金属滑橇式起落架。
动力装置前三架原型机装两台TM333-2B 涡轴发动机，带有全权数字式发动机控制系
统，单台起飞功率746 千瓦，最大应急功率为788 千瓦，最大连续功率为663 千瓦。1994
年底第四架原型机选装LHTEC CTS 800-4N 发动机进行试飞，单台功率为969 千瓦。生产
型直升机可能选装MTR 390 发动机。
5 个自密封抗坠毁油箱位于座舱地板下，其中3 个为主油箱，2 个为供油箱，可用总燃
油为1400 升。海军型有压力加油口。
座舱能容纳12 名乘客(高密度布局能容纳14 人)，两名机组人员。机舱两侧、前
面有机组人员舱门，后面有滑动旅客舱门。在座舱的后部有蛤壳式货舱门。军用型/海军型
的机组人员座椅是抗坠毁的。
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