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    BK117直升机

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    英文名称:BK117
    类    型: 直升机
    所属国家: 日本
    研发单位: 欧洲直升机公司和日本川崎重工业公司联合研制
        1974年中,原德国MBB公司和日本川崎重工业公司开始初步接触。1976年初双方组成了一个约20人的工程小组具体商讨设计要求和目标等事宜。1977年2月25日双方签订了一项协议,联合研制一种叫作BK117的8~12座多用途直升机。
    专家点评
    外观造型:
    局部细节:
    性能配置:
    8.5
    8.0
    7.0
    优点
        每台发动机通过单个伞齿轮和转向典型的舱式布局,由驾驶舱、座舱、货舱和发动机甲板构成。装置独立输入KB03主减速器。装有压缩空气和电动通风系统。基本型装单个驾驶员目视飞行规则使用的仪表。
    图片新闻
    研发历程
      日本BK117直升机   1974年中,原德国MBB公司和日本川崎重工业公司开始初步接触。1976年初双方组成了一个约20人的工程小组具体商讨设计要求和目标等事宜。1977年2月25日双方签订了一项协议,联合研制一种叫作BK117的8~12座多用途直升机。这项计划代替了原先两项单独的计划:原MBB公司的BK107和川崎重工业公司的KH7。   共制造了4架原型机,川崎重工业公司生产的第一架原型机在日本进行地面试验。原MBB公司生产的第二架原型机和川崎重工业公司生产的第三架原型机分别于1979年6月13日和同年8月10日首次飞行。原MBB公司生产的第四架原型机进行耐久性试验。1981年3月6日预生产型直升机首飞。1981年12月24日生产型直升机在日本首飞,1982年4月23日生产型直升机在德国首飞。1982年12月9日和17日分别取得德国和日本适航证。1983年3月29日取得美国联邦航空局型号合格证。1983年初,两国的两条生产线开始向用户交付飞机。1989年4月27日采用全复合材料机体的一架试验机首次试飞。1990年4月6日装“阿赫耶”1C发动机的试验机首次试飞。 主要下型别   BK117A-1   最初生产型,最大起飞重量为2850千克。   BK117A-3   1985年3月15日取得了德国民航局型号合格证,其最大起飞重量由2850千克增加到3200千克。该型机于1985年7月取得了日本民航局型号合格证和加拿大运输部型号合格证,同年9月10日取得美国联邦航空局型号合格证。该型的改进措施包括新设计的尾桨,具有较宽 弦长的扭转尾桨桨叶,尾桨直径有所增加。     BK117A-4   BK117A-3的加强性能型,从1987年1月开始,改用BK117A-4编号。该型于1986年7月29日取得德国民航局型号合格证。1986年8月29日取得日本民航局型号合格证。BK117A-4增加了起飞功率下的传动功率,使爬升率和有地效/无地效悬停高度有所提高,改进了尾桨桨毂,机内油箱燃油增加了80千克。   BK117B-1     1987年12月10日和同年12月11日,分别取得了德国民航局和美国联邦航空局型号合格证。1988年3月3日取得日本民航局型号合格证。该型机装有LTS101-750-1发动机,在国际标准大气下,比BK117A-4无地效悬停高度高427米,此时有效载荷比BK117A-4多140千克;在相同的有效载荷情况下,在国际标准大气条件下有地效悬停高度增加457米;在国际标准大气+20℃条件下,悬停高度增加549米。     BK117B-1C     BK117B-1的改型,取得英国民用航空局型号合格证。基本空重1762千克。带标准油箱和辅助油箱时的航程比B-1型分别减少了20千米和30千米,带标准油箱时续航时间减少6分钟。     BK117B-2   1992年以来的生产型,装2台LTS101-750B-1发动机。1992年1月17日取得了德国民航局型号合格证,1992年12月7日取得美国联邦航空局型号合格证,1993年3月18日取得日本民航局型号合格证,1995年5月5日取得英国民用航空局型号合格证,1993年7月15日取得法国民航局型号合格证。该型的最大起飞重量增加到3350千克,载荷增加了150千克。   BK117C-1     德国型别,采用新的座舱和透博梅卡公司“阿赫耶”1C发动机。1990年4月6日首次试飞。1994年4月28日取得了德国民航局型号合格证,1994年9月29日取得美国联邦航空局型号合格证,1994年11月24日取得意大利民航局型号合格证,1995年7月28日取得英国民用航空局型号合格证。1992年12月首次交付。1992年交付3架,1993年交付4架,1994年交付5架,1995年交付3架,1996年交付1架。该型的性能与BK117B-2相似,但具有更好的高温高空性能。BK117C-1还提高了一台发动机停车的性能:其中包括一台发动机停车时具有更大的功率。采用的新型尾桨桨叶和可变的尾桨速度改进了尾桨的拉力并且减少了噪声。扭矩调整系统大大减轻了驾驶员的工作负荷。   BK117M   由原MBB公司(现欧洲直升机公司)单独研制的多用途军用直升机。1985年在巴黎航空展览上首次展出。BK117M采用与BK117A-3相同的机体和动力装置,与BK117A-3不同之处在于采用一个新的高架滑橇式起落架,以提供机身下方可容纳一挺12.7毫米布朗宁自动机枪和450发子弹的卢卡斯转塔的空间,机枪由头盔瞄准具控制。典型的武器包括安装在外部挂架上的8枚“霍特”2反坦克导弹,座舱每侧各4枚,座舱顶部装有法国测试仪器制造公司的APX-M397稳定瞄准具和数字式武器控制电子设备。装有旋翼轴瞄准具,重120千克,红外干扰和箔条/红外干扰曳光弹电子对抗设备,拉卡尔公司的雷达告警系统,使用复式MIL-STD-1553B数据总线和多功能驾驶舱显示装置的拉卡尔公司的RAM300系列电子管理系统。     BK117C-2     还在研制之中,该型具有EC135的一些特点:包括采用的新的航空电子和尾桨,座舱长增加了0.4米,宽增加了0.1米;最大起飞重量增加至3500千克(内载)、3650千克(外载);增加了60千克燃油,使航程增至640千米,续航时间增至3小时25分钟。     NBK-117     印度尼西亚制造的BK117直升机。1982年11月原MBB公司与印度尼西亚签订了协议,特许印度尼西亚从1985年起制造BK117直升机。仅生产了3架,现已停产。   全复合材料机体试验机 在德国国防部的资助下,根据一项为期三年半的研究计划,由原MBB公司(现欧洲直升机德国公司)研制的全复合材料机体,一架BK117将作为试验机,于1989年4月27日首次试飞,研究计划所取得的经验有助于新一代直升机的研制,诸如欧洲“虎”及NH90。增强纤维复合材料机体的80%采用碳纤维增强聚合物,20%采用芳纶增强复合材料。飞行试验计划已于1989年7月完成。   BK117 P5   先进技术验证机。1992年10月2日在日本带能遥控的自动驾驶仪的直升机首飞。该系统包括:三余度并联初级飞控系统、连杆和脚蹬。1993年9月带主动减振系统(AVR)的直升机首飞,1995年2月证实振动减少50%,其中所装设备包括:电动液压致动器,计算机及重力加速度传感器。主动减振系统自动适应旋翼转速的变化,使直升机达到最佳的减振效果。1997年中装主动减振系统的直升机在日本取得适航证。该设备可选装或对现有的直升机进行改装。     截至1997年1月1日,欧洲直升机德国公司总共交付了260架,订货总计262架。截至1997年中,川崎重量工业公司总共交付了112架。秘鲁内政部订购了2架,用于反毒品监视。川崎重工业公司1990年同意提供零部件给韩国总装(5年时间内大约提供30架),至1991年1月1日已交付了4架直升机的零部件。1997年12月法国宣布选购30架BK117C-2,后来又订购了9架。     BK117B-2单价281.5万美元,BK117C-1单价310万美元(1996年币值)。
    装备配置
      旋翼系统   四片桨叶的刚性旋翼系统,旋翼桨毂几乎与BO105相同,旋翼桨叶与BO105相似,但是宽一些。钛合金的旋翼桨毂与无铰旋翼相连,桨叶由玻璃纤维增强复合材料制成,翼型为NACA23012/23010(修形),桨叶前缘带有不锈钢防蚀护套。可选装可折叠两片桨叶的旋翼。旋翼转速为383转/分。     尾桨     为两片跷跷板式桨叶,两片桨叶是半刚性的,安装在垂尾左侧,从左侧看为顺时针方向转动;尾桨桨叶由玻璃钢制成,桨叶采用性能和噪声都较优的MBB-S102E翼型。尾桨转速为2169转/分。   传动系统   每台发动机通过单个伞齿轮和转向装置独立输入KB03主减速器。两台发动机在起飞状态时,减速器传递功率为736千瓦,最大连续工作状态时,传递功率为632千瓦;单发工作时,2.5分钟传递功率为550千瓦,最大连续工作状态时传递功率为404千瓦。还可辅助驱动附件。具有复式余度润滑系统。     机身     典型的舱式布局,由驾驶舱、座舱、货舱和发动机甲板构成。完全按联邦航空条例29部要求设计的结构基本与BO105相似,主构件是带有单曲率板和粘接铝合金层板的半硬壳式铆接铝合金结构。次结构是带有夹层板和凯夫拉蒙皮的复合曲率壳体。地板在同一平面上延伸到驾驶舱、座舱和货舱。发动机甲板构成货舱的顶棚,并与发动机舱相接。发动机甲板由钛合金制成,作为防火墙使用。锥形半硬壳式尾梁,前端与发动机甲板连接成一整体,后端可以拆卸。尾梁上装有主垂尾(它支撑尾桨)和带有端板的水平安定面,端板有偏置角。尾部的一般设计与BO105相似,但外侧垂尾的形状稍有不同。   着陆装置     不可收放的管状滑橇式起落架。管状滑橇为铝合金结构,与BO105相似。滑橇可从横管处拆卸。可装地面移动轮。可选装应急漂浮装置,稳定保护装置和雪橇。     动力装置     BK117B-2装两台达信·莱康明公司LTS101-750B-1涡轮轴发动机,单台起飞和最大连续功率为410千瓦,一台发动机停车时30分钟功率为441千瓦。     BK117C-1装两台透博梅卡阿赫耶1E2涡轮轴发动机,单台起飞功率为550千瓦,最大连续功率为516千瓦,一台发动机停车2.5分钟应急功率为574千瓦。     有四个软油箱,前、后为主油箱,两个主油箱之间为两个供油油箱,油箱位于座舱地板下面的油箱舱内。具有两套独立的给发动机和公共主油箱送油系统。总的标准载油量为697升,可用油量685升。另外可选装1个或2个机内辅助油箱,每个容量为200升;还可选装2个外挂副油箱,每个容量150升。     座舱   可载1名驾驶员和6名乘客(行政型)或7名乘客(欧洲直升机公司的标准型)或9名乘客(川崎重工业公司的标准型)。高密度型布局可载1名驾驶员和10名乘客。按买主要求可选用2名驾驶员进行飞行。驾驶舱两侧有可抛放的向前开铰接式舱门,驾驶员舱门上有一个可升的舷窗。座舱两侧有可抛放的向后滑动的旅客舱门,可锁在打开位置。每侧有固定的阶梯。座舱后面有两个铰接蛤壳式舱门,通向货舱。每侧有后舱舷窗。该机装上相应的设备,就可执行近海油田支援,医疗撤退(1名驾驶员,加一副担架或两副并排的担架和6名随同人员),消防,搜索和救援,警务,运货或其它任务。     系统     装有压缩空气和电动通风系统。全余度的串联液压增压系统(一台工作,一台备份),飞行控制的压力为103.5×105帕。系统流量为8.1升/分。自举/滑油箱压力为1.7×105帕。主直流电源由两台28伏150安的起动/发电机(每台发动机装一台)和一个24伏25安时的镍镉电池供电。当两台起动/发电机发生故障时,电池经应急泄流条向主要设备供电。装有外部直流电源插座。   机载设备   基本型装单个驾驶员目视飞行规则使用的仪表,包括带有电加温皮托管和静压孔的空速指示器,气压高度表,姿态指示仪,转弯和倾斜指示仪,垂直速度指示器,陀螺磁航向系统,磁罗盘和时钟。川崎重工业公司的BK117可选装的设备包括一个带有倾斜计的10厘米自主式陀螺地平仪,7.6厘米备用的人工地平仪和水平位置指示器。可选装复式操纵装置和复式目视飞行仪表。按买主要求可装通信/导航和其它电子设备。
    服役部队
    德国,日本
    媒体评述
    德日联合研制的多用途轻型双发直升机
    性能参数
    概观
    旋翼直径 11.00m
    尾桨直径 1.96m
    旋翼桨叶弦长B-2 0.32m
    B-2(改型)、C-1 0.22m
    机长(旋翼和尾桨转动) 13.00m
    机身长(尾桨桨叶处于垂直位置) 9.98m
    机身最大宽度 1.60m
    机高(旋翼和尾桨转动) 3.85m
    (至旋翼桨毂顶部) 3.36m
    平尾翼展(含垂尾端板) 2.71m
    尾桨离地面距离 1.89m
    机身离地面距离 0.35m
    滑橇间距 2.50m
    座舱和货舱 最大长度 3.02m 最大宽度 1.49m 最小宽度 1.21m 最大高度 1.28m 最小高度 0.99m
    地板可用面积 3.70㎡
    容积 5.00m³
    面积 旋翼桨叶(每片) 1.76㎡ 尾桨桨叶(每片)B-2  0.098㎡ 尾桨桨叶(每片)C-1  0.108㎡ 旋翼桨盘 95.03㎡ 尾桨桨盘 3.00㎡
    基本空重 B-2  1745kg C-1  1764kg
    燃油重量 (标准可用) 558kg (包括副油箱) 718kg
    最大起飞重量 (内载) 3350kg (外挂) 3500kg
    最大桨盘载荷 (内载) 0.345kN/m2 (外挂) 0.36kN/m2
    最大功率载荷 4.55kg/kw (外挂) 4.76kg/kw
    技术数据
    最大允许速度(海平面) A  277km/h B  259km/h
    最大巡航速度(海平面) A  248km/h B  247km/h
    最大前飞爬升率(海平面) A  9.0m/s B  9.7m/s
    最大使用高度 A,B 3050m
    实用升限(一台发动机停车,0.51m/s爬升) A  1770m B  1280m
    悬停高度 有地效,风速为零 A  2135m B  1645m
    有地效,风速32km/h,侧风速度20m/h A  1495m B  1040m
    无地效 A  2285m B  1280m
    航程(海平面,内载辅助油箱,无余油) A,B 706km
    续航时间(海平面,带辅助燃油,无余油) A  3h54m B  3h48m
    最大允许速度(海平面) A  277km/h B,C 259km/h
    最大巡航速度(海平面) A  250km/h B  248km/h C  246km/h
    经济巡航速度(海平面) A  235km/h B  233km/h C  231km/h
    最大爬升率(海平面) A  10.9m/s B  9.8m/s C  9.0m/s
    最大使用高度 A,B,C  4575m
    实用升限 A,B 5480m C  5090m
    悬停高度 有地效,风速为零 A  3690m B  3050m C  2530m
    有地效,风速37km/h,侧风速度23m/h A  3200m B  2530m C  1920m
    无地效 A  3520m B  3000m C  1480m

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