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UH-60J 日本为空军和海上自卫队制造的S-70A-12 的编号。
UH-60JA 日本陆上自卫队的型别，1995 年开始采购，总需求量为50～70 架。
UH-60L UH-60A 改进型。1988 年3 月22 日首飞，自1989 年10 月开始在UH-60A 生
产线上转产UH-60L，1989 年11 月7 日开始交付。
MH-60L 类似于MH-60A，是美国陆军的加强型。
AH-60L 突击直升机。MH-60L 的改进型，1990 年开始改装。装有前视红外探测系统、
雷达和标准的UH-60 支援系统。美国陆军第160 特种空中作战联队的2 个“黑鹰”联队都
有一个MH-60K 作战分队和一个AH-60L 作战分队。
UH-60M 美国陆军原计划的加强型，1989 年初取消而采用UH-60L。
VH-60N 美国海军的行政用机，美国海军HMX-1 中队的行政飞行小分队装备有9 架
VH-60N，用来替代UH-1N。1988 年11 月开始交付使用。装有更坚固的齿轮箱，气象雷达，
SH-60B 中使用的飞控系统和空速表，座舱隔音设备，要人专机内部设备，座舱无线电台，
更先进的航空电子设备等。美国海军的编号为“白鹰”(White Hawk)。
UH-60P UH-60L 的韩国陆军型，对电子设备进行了一些改进。3 架UH-60L 于1990
年12 月10 日首次交付。80 架UH-60P 的剩余部分在韩国装配，整个项目5 年完成，耗资5
亿美元。57 架改进型正在交付之中，至1997 年底已交付113 架UH-60P。第三批(60～80 架)
从1999 年开始交付。
UH-60Q 美国陆军的医疗撤离/搜索和救援直升机。1990 年初开始研制，用来替代
UH-1V。UH-60A 改装的原理样机于1993 年1 月31 日首飞，1993 年3 月12 日交付给国家
警卫队，从1993 年9 月起进行为期12 个月的评估。至2002 年计划将首批87 架UH-60A 改
装成UH-60Q。美国陆军最终有可能需要363 架该型直升机。UH-60Q 能装运6 副担架及伤
员，装有供氧系统等急救设备。
CH-60 1996 年美国海军直升机总计划中未来的新一代直升机。计划用来替代2012 年
退役的CH/HH-46D、HH-60H、SH-3 直升机。CH-60 的设计是以UH-60L 为基础，装
T700-GE-401C 发动机，采用SH-60 的动部件，并采用旋翼自动折叠系统、尾梁折叠系统、
改进的齿轮箱、旋翼刹车、自动飞控系统、救援绞车、具有从舰上空中加油的能力。
1995 年6 月由UH-60L 改装的CH-60 首次进行演示飞行。1996 年开始详细设计，1997
年10 月6 日首飞，1997 年11 月19 日进行首次着舰演示。1998 年初决定进行低速生产，1999
年4 月开始交付。美国海军最终需要250 架。
S-70A 出口型根据出口到不同的国家和地区， S-70A 的出口型编号为
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
西科斯基飞机公司
设计特点
旋翼系统4 片桨叶的铰接式旋翼。桨叶采用在低速和高M 数时能满足升力要求的高
升力翼型，相对厚度9.5%。为了避免前行桨叶在巡航飞行时产生气流分离，桨叶中段翼面
的前缘下垂，后缘有调整片。从桨根到桨尖扭转18°，桨尖后掠20℃。每片桨叶由下列各
部件组成：空心钛合金圆形大梁、Nomex 蜂窝芯、石墨后缘和桨根、玻璃钢/环氧树脂蒙皮、
塑料前缘配重以及钛合金前缘包条、凯夫拉桨尖等。桨叶的设计使用寿命无限，桨叶耐23
毫米机炮损伤。充压并装有气压表保证整片桨叶结构完整和破损安全。旋翼和尾桨的每片桨
叶前缘都有电加温防冰覆盖层。桨毂用钛合金整体锻造而成，桨毂上采用弹性轴承，不需润
滑，减少了零件数量，维护工作量减少60%。桨毂顶上装有双线减摆器。桨叶可人工折叠。
美国陆军和西科斯基飞机公司还将在30 架UH-60A 直升机上安装检测旋翼载荷的使用监控
器，以便于美国陆军和西科斯基飞机公司确定动力部件的最佳更换时间。旋翼主轴可放低，
以便存放和空运。4 片桨叶尾桨，其翼型与主旋翼桨叶的相同。尾桨采用碳纤维复合材料十
字梁结构。尾桨在垂尾右侧，安装角相对轴线向左倾斜20°。UH-60L 从1997 年起采用了
改进的旋翼系统，该旋翼改进了桨叶桨尖形状，桨叶弦长增加了16%。
传动系统采用普通的传动装置。两台发动机功率通过自由离合器输入主减速器。在
UH-60A 中主减速器传动功率为2109 千瓦，在装T700-GE-701C 发动机的直升机中主减速器
的传动功率为2535 千瓦。主减速器由三个单元体组成：两个伞齿轮单元体和一个游星齿轮
单元体。每个单元体都有各自独立的润滑系统和故障报警系统。发动机输出功率通过两个伞
齿轮单元体传递到游星齿轮单元体并车。由于采用单元体结构形式，简化了维护工作，在外
场条件下，用普通扳手即可更换。整个传动系统可在无润滑条件下干运转30 分钟。中间减
速器和尾减速器用滑油润滑。
机身机身扁平，为普通的半硬壳式轻合金抗坠毁结构。4 条纵向龙骨梁和4 个主要承
力框连接在一起。直升机坠毁后，乘客生存率达85%，驾驶舱和座舱可承受垂直坠毁速度
为11.5 米/秒、侧向撞击速度为9.1 米/秒、经向撞击速主为12.2 米/秒。机身也同时能承受向
前20g 和向下10g 的碰撞。驾驶舱门、座舱罩，整流罩和发动机外壳都使用玻璃纤维和凯夫
拉等复合材料。
尾部装置尾斜梁式结构，右侧装一副向左倾斜的尾桨。平尾面积较大，可改变迎角，
其操纵系统可感受空速、总距杆位置、俯仰姿态变化率以及横向加速度的变化。直升机悬停
时，平尾迎角为+34°，自转下滑时迎角为-6°。平尾有两套电驱动装置和一套人工操纵的
备用装置。尾梁可迅速从尾斜梁前面向右折叠，以便运输和停放。
着陆装置不可收放单轮式后三点起落架。起落架可承受9g 的着陆冲击载荷。主轮和
尾轮均装减震装置。主轮规格26×10.00-11，胎压8.96～9.65×105 帕；尾轮规格15×6.00-6，
胎压6.21～6.55×105 帕。
动力装置两台通用电气公司的T700-GE-700 涡轮轴发动机，单台功率为1210 千瓦。
出口型直升机选用最大起飞功率1285 千瓦的T700-GE-701A 涡轮轴发动机。自1989 年起交
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