曝光台 注意防骗
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年币值)。单价为3230 万美元(1997 年11 月)，生产523 架的目标单价为2940 万美元(1994
年币值)，但贝尔和波音直升机公司估计，随着生产率的提高和订购合同越来越多，能节约
90 亿美元费用。生产率有可能从每年生产22 架MV-22 提高到每年生产30 架。1997 财年拨
款13.85 亿美元，生产5 架V-22；1998 财年拨款6.61 亿美元，生产7 架MV-22；预计生产
50 架CV-22 的费用达37.2 亿美元，如需加速生产，则费用达40.6 亿美元。
V-22“鱼鹰”
达信集团贝尔直升机公司/波音直升机公司
设计特点
旋翼系统两副逆时针旋转的贝尔直升机公司研制的3 片桨叶螺桨旋翼系统。桨叶由石
墨/玻璃纤维制成，桨叶为高扭度尖削桨叶。而桨盘载荷略高于一般直升机，有利于续航和
降低地面效应。两副旋翼能在下洗流中产生一个“死区”，有利于空中救援。桨毂由层压弹
性球形轴承和玻璃纤维星形件组成。每个旋翼桨毂顶部有3 个本迪克斯公司的自动倾斜器作
动筒，每个作动筒由双余度液压系统和3 余度电气系统组成，各自独立的自动倾斜器分别在
悬停状态以及定翼机状态侧飞时操纵航向和纵向运动。旋翼桨叶可机械折叠，装有标准旋翼
刹车和防冰装置。发动机、传动系统以螺桨旋翼装置在定翼机平飞状态与直升机工作状态之
间的角度为97°30'。舰载存放开始时为直升机状态(即发动机舱垂直)，然后旋翼刹车，一
片桨叶朝内并与机翼前缘平行，剩下两片桨叶按顺序自动朝内折叠靠着第一片桨叶，然后发
动机舱转到水平位置，最后开锁并转动机翼。舰载存放的第2 阶段是，在桨叶折叠和发动机
短舱转到水平位置后机翼开锁，在2.31 米直径的不锈钢圆盘上顺时针转动90°，使发动机
短舱转到位于机身上方平行于机身的位置。机翼的上锁/开锁和转动是由液压作动筒驱动的。
在机翼转动期间导线扭转盒通过圆盘保持电气连接的完整性。每副旋翼转速为333 转/分，
桨尖速度为201.75 米/秒。
传动系统每台发动机通过发动机耦合器和发动机短舱内的螺桨旋翼减速器分别驱动
各自的旋翼系统。螺桨旋翼减速器通过传动轴联结以允许单台发动机工作。辅助动力装置安
装在机身内用于启动时驱动横轴，横轴在发动机停车后仍使两副螺桨旋翼转动。起飞时传动
功率为3706 千瓦(HV-22B，CV-22B)或3408 千瓦(MV-22B)，一发停车时传动功率为4415
千瓦。
机翼悬臂式上单翼。等剖面翼型，略前掠。机翼主要由复合材料制成，为高强度高刚
性扭矩盒梁，由模压式石墨/环氧树脂翼肋、粘接的桁条以及整体模压式上下蒙皮壁板构成。
三段式可拆卸前缘由铝合金和Nomex 蜂窝夹芯组成，每侧后缘由两段式单缝石墨襟副翼和
钛合金接头组成，由液压作动筒和电传操纵信号装置控制。无调整片，前缘采用气囊式除冰
装置。悬停时襟副翼和副翼下垂以减少机翼负升力。
机身半硬壳式结构，矩形剖面。机身的41%是复合材料制成的，由框架、桁条、蒙
皮和金属铆钉组成。机翼上有大型整流罩可容纳机翼旋转圆盘和一些设备。短翼位于中机身
下部两侧，可容纳主起落架、燃油和空调系统，还可提供安全应急漂浮能力。
尾部装置悬臂式结构。水平尾翼在后机身上部，平尾两端装有两个后掠式垂尾和方向
舵，整个结构由AS4 石墨/环氧树脂夹层结构构成(接头、铰链和紧固件除外)。升降舵内有3
个液压作动筒，每侧方向舵内有一个液压作动筒。所有电信号由电传操纵系统控制。升降舵
和方向舵均无调整片，平尾和垂尾前缘采用气囊式除冰装置。
着陆装置前三点式液压收放起落架。均为双轮，每个起落架内有油-气减震器。前轮
可转弯操纵，主起落架装有双级减震器，正常接地速度为3.66 米/秒，最大为4.48 米/秒，
下坠接地为7.32 米/秒。前轮向后收起，主起落架均向前收起，主起落架收入短翼内，多盘
式液压碳刹车装置。
动力装置两台艾利逊公司T406-AD-400 (501-M80C)涡轮轴发动机，每台起飞和中等
功率为4586 千瓦，最大连续功率为4392 千瓦，装在翼尖倾斜短舱内。每个短舱有发动机整
流罩和挂架支撑结构，后部有红外辐射抑制器，每台发动机装有空气粒子分离器和防冰系统，
以及全权限数字式发动机控制系统，具有电子模拟辅助控制能力。内部燃油(JP-5)装在3 个
抗坠毁自密封充氮加压油箱中，每侧短翼中各有一个1115 升燃油的前油箱，右短翼后方有
一个2417 升燃油箱。每侧机翼前缘有4 个319 升辅助油箱，在每个短翼的辅助油箱外侧有
一个214 升发动机供油箱。总容量为7627 升。CV-22 型总容量可达7949 升(不是所有型别
都有这些油箱)。右短翼前缘有一压力加油口，两侧机翼上表面有重力加油口。有燃油管理
系统。在主机舱内可加装四个辅助油箱，每个可容纳2305 升，供转场用。在前机身右下侧
有空中加油管。
座舱美国海军陆战队突击运输型驾驶舱布局可乘坐驾驶员(右侧)、副驾驶员和机长。
驾驶员座椅为抗坠毁装甲座椅，可承受7.62 毫米口径穿甲弹的射击，以及朝前30g 和垂直
14.5g 的负加速度。座椅用碳化硼/聚乙烯叠层制成。驾驶舱除了有大的风挡和主侧窗外，在
头部上方和膝盖四周部位都装有透明玻璃，头部上方还有一个后视镜。主窗架由钛合金制成。
座舱有复合材料地板，可容纳24 名全副武装士兵和2 名机枪手，座椅为面朝内抗坠毁折叠
座椅， 或12 副担架及医护人员；或带吸能系留装置的等量货物。货物装卸系统包括1 个承
载907 千克的货物绞车和滑轮,以及可拆卸的滚动导轨。座舱门在右前方,上部朝上朝内开，
下部朝下朝外开。全宽的后装载跳板门在后机身下面，由液压作动筒操纵。应急出口在左侧，
逃生口在机翼位置的机身顶部。
系统利用发动机引气的环境控制系统，控制装置在短翼后部左侧主起落架内，三套液
压系统(两套独立的主系统和一套备用系统)，工作压力均为345×105 帕。两台40 千伏安恒
频交流发电机，两台50/80 千伏安可变频率直流发电机(一台由辅助动力装置驱动)，整流器
和一组15 安时蓄电池；一套三余度数字式电传飞行控制系统，由三余度基本飞行控制系统
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