发展沿革

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LH(先进轻型直升机)是印度斯坦航空公司在原德国MBB公司(现欧洲直升机德国公司)的协助下研制的单旋翼带尾桨的双发多用途轻型直升机，又称“北极星”或者“Dhruv”。为满足印度空军和海军要求，从70年代中期印度就开始通用/攻击直升机的设计，与法国航宇公司开展了技术合作，并作了大量的设计研究，由于单发方案不能满足要求，在高级设计阶段中止了研究。 意大利阿古斯塔公司、英国韦斯特兰直升机公司也都先后参与了先进轻型直升机计划的竞争。最后原德国MBB公司在竞争中取胜。1984年7月，印度政府和原德国MBB公司签定了一项研制先进的装有两台涡轮轴发动机的轻型直升机合同。 根据合同要求，这种先进轻型直升机首先必须满足印度政府提出的战术要求。先进轻型直升机技术设计阶段于1984年11月1日开始，1987年完成了全尺寸工程模型，1991年4月开始地面试验。共制造了4架原型机(2架基本型，1架空军/陆军型，1架海军型)，首架原型机于1992年6月29日出厂，1992年8月30日正式首飞。第二架原型机于1993年4月18日首飞，空军/陆军型原型机于1994年5月28日首飞，装CTS800发动机的海军型原型机于1995年12月23日首飞。

技术特点

机体

机身 普通的金属和复合材料吊舱和尾梁式结构，机头、驾驶员/乘员舱门、整流罩和尾梁后段上部及多数尾部部件使用凯夫拉复合材料，尾梁后段下部和垂尾中心板采用碳纤维材料，驾驶舱使用凯夫拉/碳纤维材料，机身夹板和尾梁前段采用铝合金材料。海军型的尾梁可折叠。

尾部结构 一个尾桨塔座/后掠主垂直安定面，另外还装有较小型端板式垂尾的等弦水平安定面。

着陆装置　海军型采用液压可收放前三点轮式起落架，前轮为双轮，向后收起，主轮为单轮，主轮可收到机身侧面的整流罩内，整流罩内也可以容纳浮筒式起落装置和电池。采用鱼叉式甲板锁定系统。其它型别装不可收放滑橇式起落架。弹性尾橇在尾梁尾部的下面，以保护尾桨。空军/陆军型采用标准的金属滑橇式起落架。

动力装置

前三架原型机装两台TM333-2B涡轴发动机，带有全权数字式发动机控制系统，单台起飞功率746千瓦，最大应急功率为788千瓦，最大连续功率为663千瓦。1994年底第四架原型机选装LHTEC CTS 800-4N发动机进行试飞，单台功率为969千瓦。生产型直升机原来计划选装MTR 390发动机。最终选用了透博梅卡公司的Ardiden发动机。

5个自密封抗坠毁油箱位于座舱地板下，其中3个为主油箱，2个为供油箱，可用总燃油为1400升。海军型有压力加油口。

传动系统

综合传动系统，两台发动机直接带动主减速器。起飞时5分钟传动功率为1240千瓦，最大连续传动功率为1070千瓦；一台发动机停车时，30秒的应急传动功率为800千瓦，2分30秒的传动功率为700千瓦，30分钟传动功率为620千瓦，最大连续传动功率为535千瓦。

旋翼系统

4片桨叶的无铰旋翼，先进翼型桨叶，桨叶翼型为DMH 4(外侧为DMH 3翼型)，碳纤维增强塑料/玻璃纤维增强塑料(CFRP/GFRP)桨叶和桨毂，桨尖后掠。桨叶通过柔性套环连接在桨毂上，海军型桨叶可以折叠。桨毂有弹性轴承。4片桨叶无轴承尾桨，翼型为S 102C(桨尖处为S 102E)，尾桨桨叶也是由碳纤维增强塑料/玻璃纤维增强塑料制成的，安装在主垂直安定面右侧。桨叶可人工折叠，装有旋翼刹车装置。旋翼转速为314转/分，尾桨转速为1564转/分。

电力系统

两个独立的子系统提供直流电，每个子系统有一台6千瓦起动/发电机和可提供15分钟应急供电的备用蓄电池；交流电也是由这两个独立的子系统中的5/15千伏安的交流发电机提供。三套液压系统，压力为207×105帕，最大流量为25升/分，第1套和第2套液压系统用于控制旋翼、尾桨的飞行控制致动器，第三套系统用于控制起落架、机轮刹车装置、甲板锁定系统(海军型)。另外还有供氧系统和其它的选装设备。

机载设备