S-67是美國西科斯基飛機公司自費研製的武裝直升機，取名“黑鷹”（Black hawk）。
S-67於1969年8月開始設計，3個月之後便開始製造原型機，1970年8月20日首次飛行。此後S-67直升機由西科斯基公司和美國陸軍進行試飛和打靶試驗。1972年美國陸軍用AH-56A、S-67和貝爾-309進行了對比試飛、試飛後，美國陸軍認為這三種直升機均不能滿足要求，因此S-67沒有投產。
基本介紹
- 中文名稱：S-67直升機
- 研製時間：1969年
- 國家：美國
- 首飛時間：1970年8月
- 研製單位：美國西科斯基飛機公司
- 別稱：黑鷹（Black hawk）
發展沿革,設計特點,總體布局,旋翼系統,機身結構,動力裝置與傳動系統,系統,武器與火控,技術數據,外形尺寸,面積數據,重量數據,性能數據,
發展沿革
S-67是美國西科斯基飛飢公司自行投資研製的武裝直升機，綽號“黑鷹”(Black hawk)。
S-67從1969年8月開始設計，三個月後著手製造原型機。1970年8月20日S-67進行了首次試飛和打靶試驗。1972年由美國陸軍用AH-56A，S-67和貝爾309“眼鏡蛇王”進行了對比試飛。試飛後，美國陸軍認為三種直升機均不能滿足需要，因此S-67沒有投產。
在S-67的設計中利用了該公司參加“先進空中火力支援系統”(AAFSS)競標的S-66設計中的經驗，採用了複合式直升機S-61F的試飛成果。
S-67直升機裝兩台渦輪軸發動機和經過使用的S-61F的動部件．如旋翼槳轂、尾槳、傳動系統等。為了提高飛行速度、機動性和通用性．採用了一些新的設計特點。
S-67採用低矮的流線型武裝直升機機身．其垂直尾面與固定翼飛機相似．但一直延伸到尾梁下面．作為不可收放尾輪的支座。長而光的機身後部裝有全動式水平安定面。在正常飛行時．水平安定面有助於減小直升機作機動飛行時的旋翼載荷．使駕駛員不用操縱旋翼便可調整機身姿態．更好地對準目標，在懸停飛行時．水平安定面處於垂直位置．可大大減少垂直阻力。機身兩側裝有短翼．前飛時可減少旋翼載荷．改善該機的機動性。短翼的上下面都有減速板．減速板能快速張開增加操縱性。據說這些減速板能使直升機對準目標的時間增加30%．減小直外機的轉彎半徑．提高射擊精度和增大俯衝角。
旋翼槳轂為流線型可減小廢阻．特殊設計的進氣道也能減小高速飛行時的阻力。
低矮的機身不僅可提高速度特性．而且能使敵方火力難於擊中直升機．其正面甲板面積只有1.58米2。而SH-3“海王”的正面平板面積卻為2.97米2。旋翼槳葉槳尖後掠．在高速飛行時可推遲槳尖失速的產生．改善槳葉升阻比並減小振動應力．
當S-67用作部隊運輸機時，座艙要修改。在兩層後艙的上部運載15名全副武裝士兵，下部有燃油箱和彈藥箱。作運輸機用時．航程可達354公里．速度可達265公里/小時。運載部隊或外載達4000千克時可不需要短翼．短翼容易拆除．因為這時基本的需要是載重而不是機動性。當S-67用作遠程救援直升機時，可在短翼下掛副油箱，這樣．以高速飛行航程可達966公里．救援6個人。
S-67進行了許多修改以提高晝夜攻擊和執行多種任務能力。後來．又進行改型．尾槳改為涵道式尾槳，改型前．S-67保持的E1級直升機平飛速度世界紀錄為355.49公里/小時．改為涵道尾槳後．在俯衝中速度達到370公里/小時。1975年該機在飛行表演中墜毀。
設計特點
總體布局
單旋翼帶尾槳式布局，裝有固定機翼。採用迎風面較小的流線型機身。機身後部為十字形尾面。採用後三點式起落架，尾輪裝在垂尾的下面。2台渦軸發動機並排安裝在主減速器前面的座艙頂棚上。該機總重量為6804千克，在速度為333千米/小時時，過載可達到2.7。
S-67採用較低的流線型武裝直升機機身，其垂直尾面與固定翼飛機的相似，一直延伸到尾梁下面，作為尾輪的支座。機身後部裝有可動平尾。在正常飛行時，平尾有助於減小直升機作機動飛行時的旋翼應力，使駕駛員不用操縱旋翼便可調整直升機姿態，更好地對準目標。在懸停飛行時，平尾處於自由漂動位置，可大大減小垂直阻力。機身兩側裝有短翼，前飛時可減小旋翼載荷，改善飛機的機動性。旋翼槳轂是流線型的，可減小廢阻。旋翼槳葉槳尖後掠，在高速飛行時可推遲槳尖失速的產生，改善槳葉升阻比並減小振動應力。
後來，S-67又進行了改型，尾槳改為涵道風扇尾槳。改型前，S-67保持的E1級直升機平飛速度世界紀錄為356.49千米/小時，改為涵道風扇後，在俯衝中速度達到370千米/小時。1975年該機在飛行表演中墜毀。
旋翼系統
S-67採用了S-61F的旋翼槳轂和尾槳。
標準旋翼是具有5片槳葉的全鉸接式全金屬結構的旋翼。槳葉翼型為NACA0012。槳葉不可摺疊。槳轂外面裝有整流罩，以減少阻力，提高升阻比。槳轂上裝有雙線減擺器。有旋翼剎車。尾槳由5片鋁合金槳葉組成。
S-67的固定機翼翼根處翼型為NACA4415型，翼梢處為NACA4412型，上反角10°，安裝角8°，常規雙大梁輕合金結構。
機身結構
機身採用全金屬半硬殼式小迎風面破損安全結構。機體上採用膠接點焊工藝。尾面為全金屬結構。在高速前飛時，全動式平尾與周期變距操縱裝置聯動。在懸停和低速飛行時，它不與操縱系統交聯，處於自由漂動狀態。機身兩側裝有機翼，機翼上裝有6塊阻力減速板。飛行速度為259千米/小時，使用減速板，可使俯衝角增大5°～7°；在飛行速度為296千米/小時時，使用減速板，使俯衝角增大8°～9°。在給定的俯衝角和前飛速度時，由於使用減速板，可使與飛行航跡有關的機身姿態角減小4°-5°。減速板用液壓操縱。
駕駛艙內前後排列正駕駛員、副駕駛員/射擊員座椅。空勤人員從2個艙門進入座艙，並有2個應急艙門。座艙內有加溫和通風設備，冷卻系統可通到電子設備艙和軍械艙內。座艙內可運送15名全副武裝的士兵。
採用後三點式起落架。尾輪不可收放，2個雙輪式主起落架可用液壓裝置向後收起。有應急放起落架的冷氣系統。起落架帶油氣緩衝器，主起落架輪胎充氣壓力為10x105帕。單輪式尾輪可自由轉向並鎖住，輪胎充氣壓力為7.5x105帕。採用液壓操縱的盤式剎車。
動力裝置與傳動系統
裝有2台通用電氣公司的T58-GE-5渦軸發動機。該發動機最大寬度526毫米，全長1394毫米；重量152千克；應急功率1044千瓦(1400軸馬力)，在應急功率時的耗油率為0.364千克/(千瓦·時)，在巡航功率時的耗油率為0.371千克/(千瓦·時)：也可改用T58-GE-16發動機或萊康明公司的PLT-27發動機。
S-67採用了S-61F的傳動系統。
有2個燃油箱，每個容量為756.5升，總燃油量為1513升。另外在機翼上可懸掛2個容量為756.5升或1134升或1701升的輔助油箱。可選用空中受油裝置。滑油容量18.5升。
2台渦軸發動機通過自由離合器驅動主減速器。採用鋼製傳動軸。發動機/旋翼轉速比為l：0.01038；發動機/尾槳轉速比為1：0.06359。
系統
電氣系統由2台20千伏安交流發電機供電。空凋系統由發動機排出的氣體供給熱能。用於飛行操縱的複式液壓系統的壓力為103.4x105帕。通用液壓系統的壓力為205x105帕。有應急收放起落架的冷氣瓶。
武器與火控
軍械有TAT140炮塔，炮塔內裝有KM-140型30毫米口徑機炮，XM-188型30毫米口徑機炮，XM-197型20毫米口徑機炮，或裝M61-A2型20毫米口徑機炮，或40毫米口徑榴彈發射器。在機翼下的發射架上可以攜帶XM-26"陶”式飛彈系統或XM-159型70毫米彈徑火箭發射裝置。
技術數據
外形尺寸
旋翼直徑 18.90米
旋翼槳葉弦長 0.46米
尾槳直徑 3.15米
旋翼與尾槳中心距 11.28米
短翼翼展 8.33米
短翼展弦比 8
短翼翼根弦長 1.37米
短翼翼尖弦長 0.61米
機長 22.66米
機身長 19.74米
機高(至旋翼槳轂頂部) 4.57米
(旋翼旋轉時) 5.49米
主輪距 2.13米
前後輪距 11.04米
面積數據
旋翼槳葉面積(每片) 3.75米2
尾槳槳葉面積(每片) 0.3米2
旋翼槳盤面積 281米2
尾槳槳盤面積 7.8米2
減速板總面積 1.30米2
垂直尾翼面積 6.4米2
水平安定面面積 4.65米2
重量數據
空重 5676千克
基本飛行重量（包括空勤人員45分鐘燃油） 6350千克
最大起飛重量 10002千克
性能數據
（海平面、標準大氣、總重8391千克、無外掛載荷）
最大平飛速度 310千米/小時
最大俯衝速度 370千米/小時
最大巡航速度 301千米/小時
經濟巡航速度 222千米/小時
最大爬升率（海平面） 716米/分
實用升限 5180米
（一台發動機不工作） 1370米
續航時間（有效載荷680千克） 3.0小時
