В 1983 году армия США на конкурсной основе начала работы по программе легкого многоцелевого вертолета LHX (Light Helicopter Experimental), которые явились развитием ранее проводившихся исследовательских программ легкого боевого вертолета LAH (Light Attack Helicopter) и усовершенствованного разведывательного вертолета ASH (Advanced Scout Helicopter). Вертолеты LHX предназначались для замены боевых вертолетов Bell АН-1, многоцелевых вертолетов Bell UH-1 и разведывательных вертолетов Bell ОН-58 и Hughes OH-6. Предполагалось построить в 1990-1994 годах 4000-6000 вертолетов в разведывательном LHX-SCAT и многоцелевом LHX-UTIL вариантах. Общая стоимость разработки вертолетов оценивалась в 2.8 млрд долларов, а стоимость производства 24-36 млрд долларов, что делало программу LHX самой масштабной из всех вертолетных программ.

Первоначально требованиями к вертолету LHX предусматривалась максимальная скорость 330-550км/ч, максимальная продолжительность полета 2.5ч, экипаж из одного человека и возможность перевозки 6 десантников или груза 600кг, вооружение - пушка, НАР, ПТУР и УР с прицельными системами и оборудование, обеспечивающее пилотирование в сложных метеорологических условиях и ночью.

В 1983 году фирмы Bell, Boeing-Vertol, Sikorsky и Hughes получили контракты на исследование вертолетов LHX, представив в 1984 году ряд проектов, среди которых были одноместный самолет вертикального взлета и посадки с поворотными винтами (фирма Bell), двухместный вертолет с крылом и рулевым винтом в кольцевом канале (Boeing-Vertol), одноместный вертолет с соосными несущими винтами и толкающим воздушным винтом в кольцевом канале (Sikorsky) и одноместный вертолет с крылом и использованием струи газов ГТД для уравновешивания реактивного крутящего момента и создания пропульсивной тяги (Hughes).

Проведенная в 1984-1987 годах оценка проектов привела к пересмотру требовании к вертолету LHX, в первую очередь к отказу от максимальной скорости 550км/ч, что позволило исключить экзотические проекты, разработка которых требовала большого технического риска, был исключен также многоцелевой вариант вертолета, и основное назначение было определено как разведывательно-боевое, вертолет было признано целесообразным делать двухместным.

В 1991 году объединенная команда фирм Boeing и Sikorsky, представившая проект разведывательно-боевого вертолета RAH-66, была признана победителем конкурса. Первый полет опытного вертолета RAH-66 "Comanche" состоялся 4 января 1996 года, летные испытания второго опытного вертолета планируется начать в 1998 году, в 2001 году начнутся летные испытания для оценки первоначальных оперативных возможностей вертолетов, предназначенных для войсковых испытаний, предполагается построить шесть таких вертолетов. Серийное производство планируется начать в 2006 году, предполагается, что армии США будет поставлено 1292 вертолета общей стоимостью более 34 млрд долларов.

Разведывательно-ударный вертолет RAH-66 "Comanche" предназначен для сбора и передачи тактической разведывательной информации с помощью усовершенствованной цифровой связи в реальном масштабе времени; для поражения бронированных целей на поле боя, управления боевыми действиями; для координации атак ударных самолетов и вертолетов, обнаружения и уничтожения средств ПВО, командных пунктов тактических баллистических ракет, а также эскортирования боевых вертолетов АН-64 "Apache" и ведения воздушного боя.

КОНСТРУКЦИЯ. Вертолет выполнен по одновинтовой схеме с двумя ГТД, трехопорным шасси и рулевым винтом в вертикальном оперении.

Фюзеляж изготовлен с широким применением КМ, передняя часть имеет кессонную балку, хвостовая балка каркасной конструкции, со стреловидным вертикальным и Т-образным горизонтальным оперением, кабина экипажа двухместная, с расположенными друг за другом бронированными безопасно повреждаемыми сиденьями летчика и оператора вооружения. Остекление кабины выполнено из плоских панелей. Пол кабины имеет безопасно повреждаемые панели, которые поглощают энергию удара при аварии. Наружная обшивка на 40% выполнена из съемных панелей, изготовленных с использованием техники "стелc"; двери, обтекатели и другие второстепенные конструкции изготовлены в основном из кевларовых сотовых материалов.

Несущий винт пятилопастный, с бесшарнирным креплением лопастей, полностью изготовленных из КМ, лопасти прямоугольной формы в плане, со стреловидными законцовками, крепятся с помощью упругих элементов, у которых эквивалентное смещение ГШ составляет 9.5% для повышения маневренности.

Рулевой винт диаметром 1.37м, типа "фэнтэйл", установлен в кольцевом канале вертикального оперения, лопасти с хордой 0.17м расположены асимметрично для уменьшения уровня шума.

Шасси трехопорное, с хвостовой опорой, убираемое. Передние опоры убираются назад, по полету, хвостовая — вперед; длина амортизационных стоек главных опор может регулироваться для уменьшения стояночной высоты вертолета при перевозке в транспортном самолете. База шасси 2.31м.

Силовая установка состоит из двух турбовалъных ГТД T800-LHT-801 со свободной турбиной, разработанных специально для вертолета LH по конкурсной программе фирмами Allison и Allied Signal, объединившимися в фирму LATEC (Light Helicopter Turbine Engine Company). ГТД Т-800 имеют модульную конструкцию и являются первыми американскими ГТД, разработанными с использованием метрической системы мер. Разработка ГТД началась одновременно с разработкой вертолета, в 1983 году, а в 1988 году двигатель был выбран армией для вертолета LH, в 1992 году после наработки 17000ч началась подготовка к серийному производству.

ГТД имеют кольцевой воздухозаборник с пылезащитным устройством, двухступенчатый центробежный компрессор, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину привода компрессора и двухступенчатую свободную турбину; имеется цифровая система управления FADEC, которая улучшает приемистость двигателя и обеспечивает его диагностику, уменьшая загрузку летчика.

Размеры двигателя: длина 0.64м, ширина 0.55м, высота 0.66м, сухая масса 143кг. Скорость вращения турбины 23000 об/мин с помощью редуктора уменьшается на выходном вале до 6000-6600 об/мин. Взлетная мощность 1068кВт.

ГТД расположен по бокам фюзеляжа в отдельных обтекателях с боковыми воздухозаборниками. Между ГТД размещается ВСУ BTS 124 фирмы Williams International, используемая для их запуска и обеспечивающая работу гидравлической системы ВСУ, работает в течение всего полета.

Топливная система. Топливо содержится в центральном топливном баке емкостью 1142л, возможна подвеска двух топливных баков емкостью по 1000л или четырех баков общей емкостью 3406л для перегоночных полетов.

Система управления электродистанционная, с двухкратным резервированием, управление вертолетом возможно из обеих кабин, оборудование кабин идентично, с правой стороны кресел пилота и оператора вооружения установлены боковые рукоятки для управления по крену, курсу и тангажу, с левой стороны расположены рычаги управления двигателями, педали управления отсутствуют. Имеется автопилот с режимом стабилизации по скорости для полетов ночью и в сложных метеоусловиях и речевая система предупреждения об опасных режимах.

Электронное оборудование, выполненное на сверхбыстродействующих интегральных схемах VHSIC, размещается в трех изолированных отсеках с небольшим избыточным давлением. Главный комплексный блок выполнения боевого задания МЕР включает две центральные БЦВМ с избыточными возможностями, фирмы Westinghouse, шину данных с каналами передачи информации (скорость передачи информации 800 Мбит/с) MIL-STD 1553В и связывает в единое целое все бортовое электронное оборудование, системы оружия, датчики и чувствительные элементы.

С главным блоком выполнения боевого задания взаимодействуют:

• объединенная прицельно-навигационная и связная система фирмы "TRW", система может работать в двух режимах: определения координат вертолета или обеспечения секретности каналов связи, одновременная работа системы в этих режимах невозможна из-за плохой электромагнитной совместимости оборудования; система позволяет передавать разведывательную информацию другим вертолетам, самолетам по закрытому каналу связи в реальном масштабе времени; навигационная подсистема включает приемник спутниковой навигационной системы GPS и инерциальную навигационную систему на кольцевых лазерных гироскопах; систему помощи в обнаружении и классификации целей ATI/С; систему ночного пилотирования NVPS, установленную на верхней турели в носовой части вертолета; в дальнейшем возможна установка РЛС кругового обзора "Longbow";

• автоматизированная система целеуказания TAS, размещенная на нижней турели в носовой части фюзеляжа, включает ИК-систему переднего обзора FLIR второго поколения, цифровую телевизионную систему и лазерную систему подсветки целей для наведения ПТУР "Хеллфайр" (углы обзора 52° по азимуту и 35° по возвышению); система может запоминать изображение для последующего просмотра; изображение от ИК или ТВ системы может передаваться на многофункциональные нашлемные дисплеи объединенной прицельной системы HIDDS фирмы "Кайзер Электроникс"; на нашлемные дисплеи также могут выводиться данные от различных систем и трехмерная цифровая карта фирмы "Харрис";

• портативное устройство поиска неисправностей PIMA для самоконтроля, поиска и устранения неисправностей электронных систем;

• система жизнеобеспечения фирмы Hamilton Standard, предназначенная для защиты от химического, биологического и радиологического оружия, создает небольшое избыточное давление в кабине экипажа и отсеках электронного оборудования посредством подачи отфильтрованного и охлажденного воздуха из окружающей среды.

• в радиолокационном диапазоне: выпуклые формы обшивки фюзеляжа из КМ с плоскими поверхностями; уступ внизу хвостовой балки для направления отраженного радиолокационного сигнала в сторону от облучающей РЛС; убираемая в обтекатель пушка и конформная подвеска вооружения; полностью изготовленный из КМ бесшарнирный несущий винт; носовая турель фасеточной формы для системы FLIR и ночного пилотирования; радиопоглощающая окраска;

• в ИК-диапазоне: система подавления ИК-излучения, смешивающая горячие выхлопные газы двигателей с окружающим воздухом и выпускающая их вдоль всей длины (около 2м) плоских, обращенных вниз панелей с каждой стороны хвостовой балки; через эту же систему отводится воздух из отсеков с электронным оборудованием; размещение наиболее нагревающихся частей двигателей и ВСУ внутри планера вертолета;

• в акустическом диапазоне: пятилопастный несущий винт со стреловидными законцовками и рулевой винт типа "фэнтэйл"; возможность уменьшения скорости вращения рулевого винта на 10%.

Вооружение для всех вариантов применения включает трехствольную пушку калибром 20мм типа Гэтлинга фирмы General Electric/GIAT на турели снизу носовой части фюзеляжа; пушка может убираться в обтекатель поворотом на 180°; время приведения пушки из обтекателя в боевое положение 2с, скорострельность по наземным целям 750 выстрелов/мин, по воздушным целям — 1500 выстрелов/мин, боекомплект: нормальный 320 снарядов, максимальный 500 снарядов. В двух отсеках вооружения, размещенных в средней части с обеих сторон фюзеляжа: на внутренней стороне открывающихся створок на шести узлах подвески (по три на каждой створке) могут размещаться ПТУР "Hellfire" и УР "Stinger" класса "воздух—воздух"; на вертолете в течение 15 мин могут быть установлены небольшие крылья для размещения на внешней подвеске дополнительного вооружения (система EFAMS); с установленной системой EFAMS вертолет может нести на внешней подвеске 8 ПТУР "Hellfire" или 32 НАР "Гидра" калибром 70мм в восьми блоках, или 16 УР "Stinger", или два подвесных топливных бака емкостью по 1627л каждый для перегоночного полета при саморазвертывании, или два бака для длительного боевого полета емкостью по 871л.

Е.Ружицкий "Вертолеты", 1997

Технические данные RAH-66 "Comanche" Силовая установка: 2 x ГТД LHTEC T800-LHT-801 мощностью по 1068кВт, диаметр несущего винта: 11.9м, длина фюзеляжа: 13.22м, высота: 3.39м, взлетный вес: 7900кг, вес пустого снаряженного: 3533кг, максимальная скорость: 328км/ч, крейсерская скорость: 302км/ч, скороподъемность: 6.0м/с