飞起来才是硬道理

2015-04-14

航空世界 2015年11期

谢尔盖·西科斯基曾经回忆法国飞行家费迪南德·费伯上尉在1909年对他父亲伊戈尔·西科斯基所说的一句名言：“发明一种飞行机器算不得什么，制造它也并不是难事，让它飞起来才是硬道理！”65年后，费伯上尉敏锐的观察印证了西科斯基公司UTTAS 项目的情况。虽然设计和制造第一架UTTAS 原型机已经被认为是取得了重大成功，但在这个过程中其实并未遭遇什么大的挫折与困难。当飞行工作开始时，一切都戏剧性地改变了，让人始料未及。正如合同中所规定的和陆军所希望的一样，让UTTAS 飞起来才是最重要的。试验—失败—试验再到最终的成功是这型现代直升机设计和研制过程的典型写照，但远不止如此。

在首次飞行后不久，UTTAS 项目就遭遇了令人沮丧的重大技术难题，技术人员无法立即找出问题的原因。当时最让人担心的问题是在陆军给定的屏蔽飞行期限内不能及时地解决技术难题，这个问题在研制期间困扰了公司长达一年之久。第二个让人困扰的问题是如果更改设计，那么设计更改造成的重量、成本和作战性能方面的损失会影响公司提供的UTTAS 生产项目的竞争力。飞行研究阶段是整个UTTAS项目研制过程中最困难的一个阶段，而公司管理层和UTTAS 工作组中长期存在的竞争压力则使情况越来越糟。

飞行研究阶段与首飞前的设计和制造阶段截然不同。当计划在合同规定日期前两个月进行首次飞行试验后，工作组加快了工程和制造工作进度，满足了所有重要时间节点要求，并且公司的成本/进度监控系统也显示没有出现问题。在地面试验期间，直升机关键系统都运转良好。1974年10月，陆军宣布YUH-60A 原型机可以开始进行飞行试验。当时从各方面来看项目进展得都很顺利。国防部和国会对UTTAS 项目和陆军购买1000 多架生产型直升机非常支持。公司的士气空前高涨，当时陆军的态度也非常积极。

1974年10月17日，在合同被授予26 个月后，UTTAS（编号21650）在西科斯基公司位于康涅狄格州斯特拉特福市的试飞场进行首飞。另外两架原型机（编号21651 和21652）分别在1975年1月和2月进行了首飞

第一架YUH-60A 首飞的试飞员：迪克·赖特（左，西科斯基公司首席驾驶员）和约翰·迪克逊（右，UTTAS 项目首席试飞员）。二人承担了整个飞行试验和研制项目的主要飞行包线扩展和验证试飞工作

西科斯基公司YUH-60A 首飞一个月后，波音·伏托尔公司YUH-61A 在纽约长岛Calverton 的飞行试验场进行了首飞

YUH-60A 的首飞具有特殊意义，因为这不仅是西科斯基公司许多年来为陆军设计和制造的第一架直升机，而且比合同规定的时间提前了6周。此外，它比波音·伏托尔公司的YUH-61A 的首飞时间提前了4 周。项目的竞争环境使得一点小小的成功就被大肆宣扬。同样地，后来不久遇到的问题的严重性也被渲染放大。

YUH-60A 的前两次飞行是在西科斯基公司位于康涅狄格州斯特拉特福市的试飞场进行的，由西科斯基公司经验丰富的飞行员迪克·赖特和约翰·迪克逊承担试飞任务。首先进行了地面滑行，接着对悬停和低速操纵协调性和响应进行了评估。所有遥测数据都显示结果良好，飞行员的评价也是肯定的。舆论普遍认为UTTAS飞行研究取得了良好开端。这些对前两次飞行的乐观情绪对公司来说是好消息，但后来的发展却大相径庭。

在首次飞行几天后，飞行员被授权开始“场外”飞行，开始扩展飞行包线。YUH-60A 直升机首次的高空远距离飞行表明：直升机工程很大程度上还只是一种艺术，而非科学。在这次飞行中，迪克逊和赖特遇到了4 个未预计到的严重问题。

首先，最令人不安的是在驾驶舱出现的振动过大问题，驾驶舱的振动大大超出了预计值和技术规范要求。第二大问题是高速飞行时需用功率远远高于计算值，这为直升机能否达到设计巡航速度/续航时间带来了疑问。飞行员还报告说出现了令人烦恼的驾驶舱左右横向振动，他们将它描述为不可接受的尾部摆动。除此之外，飞行员还发现当进行减速着陆操作时，YUH-60A 出现了明显的机头上扬。这是一个关乎飞行安全的问题，因为机头上扬会导致在减速着陆时无法看到着陆区。在这次只有1 小时的飞行中所出现的问题后来花费了近一年半的时间才解决。这些问题给西科斯基公司对波音·伏托尔公司的YUH-61A 强有力的竞争优势带来了很大隐患。

伊戈尔·西科斯基曾经在对工程学学生的演讲中讲过：“在工作实践中你们将不时地遇到事实与理论不相吻合的情况。在这种情况下，我衷心地劝告你们应该尊重事实。”西科斯基这一富有深远意义的劝告也许对于UTTAS 设计小组非常适用，他们深刻地体会到了预测与事实之间的巨大差别。在1976年3月陆军接受原型机参与竞争试验之前，尊重事实和寻找解决问题的方法成了工程和管理人员的工作重心。

随着对各个问题产生原因的逐步了解，工作组进行了设计更改并安装了新硬件，但是许多重新设计都是不成功的。一些设计更改来自试验，一些来自风洞测试，一些来自直觉猜想。每次成功的更改使得直升机逐步接近技术规范要求。通过这些更改，UTTAS 原型机逐步转化到生产型设计，最终成为UH-60A“黑鹰”。

1976年初，在UTTAS 首次飞行近一年半后，在一架原型机上进行了最终的设计更改试飞。接着将所有3 架YUH-60A原型机修改成相同的新构型。在这一研制期间，陆军既不鼓励也没有禁止设计更改，因为两个合同商都负有构型管理的责任。陆军人员曾对某些更改的范围之大表示吃惊，但从未透露波音·伏托尔公司是否需要或打算进行类似的重大更改。

重大问题——振动

陆军要求乘员舱的振动过载不得大于0.05，这几乎只有越南战争期间直升机振动水平的1/4。虽然这一目标有些激进，不过从乘员的舒适性和系统的可靠性方面考虑，这一目标还是值得追求的。西科斯基公司达到0.05 的振动过载水平的方法是基于使用公司经过考验的双线减振器——将其安装在旋翼桨毂的激振力源头处。

安装在UTTAS 旋翼桨毂顶部的最初的自调双线减振器。4 个配重块摆振平面内振动产生的力用以抵消旋翼桨叶产生的摆振平面内不均衡的力

双线减振器被广泛用在西科斯基公司的S-61 民用和军用直升机上，其在减振方面的功效已有文献报道。在UTTAS 设计阶段，西科斯基公司认为只要采用双线减振器就能达到振动能级，他们设想机体振动模态的固有频率能够完全避开旋翼激励频率。因此在UTTAS 首飞前的整个设计阶段，双线减振器是唯一的振动控制硬件。不过这种方法很快就被改变了。

这里给出的载荷和振动数据是1976年在UTTAS 原型机上测量得到的。由于还在不断进行改进，此数值并不能代表生产型“黑鹰”直升机的数值。

在第三次飞行中，工作组首次意识到振动问题是一个严重问题。两名飞行员都经历了严重的每转4 次（4P）振动，并且超出了设计规范一个数量级。特别是垂直方向的振动问题更为严重，并且水平方向的振动也超出了规范。

严重的驾驶舱振动是一种极度的冲击，工作组面临的挑战十分清楚。为解决这一问题，公司花费了1年多的时间，不过最终在陆军开始原型机竞争测试之前达到了可接受的振动环境。为实现减振目标，付出了增加直升机重量的代价，但幸运的是，直升机极佳的性能裕度使得这种代价是可承受的。在UTTAS 初步工程设计阶段合同中，最终的减振解决方案包括抬高旋翼、加大双线减振器、安装4P 固定系统减振器、加强驾驶舱地板梁。每项设计改进都是在试验数据证实其有效性后再逐步施加的。其他设计改进因无法充分证明其效益而被放弃。

UTTAS 首飞时飞行员和副驾驶位置处的驾驶舱振动，超过了规范限制一个数量级

设计更改前（低位旋翼）在早期的UTTAS 飞行试验中3P 桨叶垂向剪切载荷非常高

用减振绳系统悬挂起来的UTTAS 静力试验机。施加了完整的旋翼频率激励，测量了驾驶舱和座舱不同位置处的响应

对问题的理解是从飞行实测桨叶作用在桨毂上的振动载荷开始的，这个振动载荷被称为桨根剪力。设计人员发现在所有飞行速度下3P 频率下的桨根垂直剪切载荷都比在4P 频率下的垂直剪切载荷大得多。出现3P 振动问题在预料之中，因为旋翼桨叶一阶平面弯曲固有频率接近3P，不过在UTTAS 测得的振动量级远远超出了预期。还有其他因素导致这种大的桨叶3P 响应，但并没有立即找出问题的原因。

与此同时，设计人员也获得了旋翼飞行载荷数据。UTTAS 机体结构实验室试验数据解释了为什么会出现这样严重的振动问题。

振动试验是在UTTAS 静力试验机上进行的，试验机与飞行试验机结构完全相同。通过安装配重块来模拟大质量部件如发动机、减速器和旋翼。整个机体组件用减振绳悬挂起来，对其施加代表旋翼激励的激振力。

初始低位旋翼的纵向响应（G/454 千克）说明俯仰模态接近4P 激励频率

初始低位旋翼的横向响应表明主减速器滚转模态固有频率正好为4P，这是最糟糕的情况

在振动试验中发现某些机体弯曲模态的固有频率比预想的更接近旋翼4P 主激励频率，特别是在旋翼主减速器运动时更是如此。连接主减速器的机身中段的相对挠性完全影响了主减速器模态频率。由于座舱两侧在主减速器正下方都有用于装舱门的开口，从而造成这部分机体结构的挠性比要求的大。除了上述开口之外，为了满足空运紧凑性要求，座舱顶部结构相对较薄，这也进一步加剧了机身挠性。机体振动试验确定了主减速器所有3 个主要模态（垂直、俯仰和滚转）都非常接近4P。

由于测得的3P 垂向剪力较大，因此这些接近4P 模态的影响特别明显。旋转系统中的3P 垂向力感觉就像4 片桨叶旋翼中的固定系统的4P 滚转和俯仰力矩。由于几个主要机体模态非常接近，对YUH-60A 来说这是非常棘手的问题。这种模态的接近能够在机体结构设计阶段通过及时分析预测和及时采取措施来避免。通过结构重新设计来解调机体在工程上已不可能。不过最后还是通过一个计划外的设计更改实现了机体的解调，即抬高旋翼的旋转平面。

在研究机体动力学的同时，还对4P双线减振器进行了设计更改以提高其效用。最有效的更改是把双线减振器的臂长加长到两倍，以便使其产生的力也翻倍。这种更改虽然有效，但还不足以提供平稳的驾驶舱/座舱环境。随着对减振方法研究的深入，对低旋翼位置产生的滚转的检查开始转向又一可能的根本原因。

旋翼位置的影响

旋翼位置问题首次出现时，并没有立即想到利用升高UTTAS 旋翼来修正振动水平。实际上，这个方法的分析研究最初并非针对振动问题，而是为了解决UTTAS早期飞行中前飞功率超出预估值的问题而进行的。当时认为低位旋翼可能产生干扰气流，从而增大前飞功率。这一结论虽然有些出人意料，但却有助于搞清旋翼位置和高振动叶根剪力之间的关系。

开始并没有把这些气动和振动的研究联系在一起，直到相关研究发现，机身湍流流场包含了强烈的3P 因素，这是完全没有料想到的。当把湍流流场与旋翼上测得的高3P 桨叶垂直剪力联系在一起时，问题才有了新的突破。利用新研发的计算机代码分析发现，预测的机身气流的确能导致大的振动，而升高旋翼可以在很大程度上减小振动。根据这一结果，西科斯基公司的气动专家提出利用升高旋翼的方法来同时解决两个问题，这些气动专家以鲍勃·莫菲特为首，他是第一位对与旋翼位置有关的高3P 激励做出解释的人。其他的关键人物有汤姆·希伊以及约翰·马歇尔，前者的贡献是开发出能够预测机身气流流场的计算机代码，后者则研发出了桨叶动力学代码。

升高旋翼的想法最初听起来很不可思议，但后来却渐渐得到了公司高级技术工程师们的肯定，还得到了来自俄亥俄州州立大学教授兼西科斯基公司气动顾问的赫里·汉克·维尔可夫的帮助。但是有人提出较高的旋翼位置将严重影响直升机被空运的能力，而空运能力明显是陆军优先考虑的方面。

从市场的角度看，西科斯基公司最需要考虑的问题是在本公司升高旋翼而波音公司的旋翼却保持不变的情况下，公司的市场竞争力是否会受到影响。公司制订的UTTAS 方案强调了低位旋翼具有极好的空运能力，而陆军完全接受这种说法，现在看来空运能力会受到严重损害。为了将直升机装进C-130 运输机，采用高位旋翼之后就需要拆除桨叶、旋翼毂以及主减速器。拆除这些主要部件需要花费的人力以及时间远比陆军的规范中给定的要多得多。因此，采用高位旋翼是个艰难的决定，而且众所周知波音公司的原型机仍采用初始的低位旋翼。另外，无法保证高位旋翼能大大减小振动问题，但却肯定会增加直升机的重量和阻力。然而，公司不得不决定用高位旋翼进行试验，因为没有其他能减小振动的可行方法。

最终，两名西科斯基公司的旋翼设计师找到了解决高位旋翼带来的潜在空运能力问题的办法，这无疑为进行后续试验铺平了道路。唐纳德·弗里斯（拥有42 项发明专利）与罗伯特·雷比基（拥有18项发明专利）共同发明了一种双位旋翼系统，能同时满足陆军关于空运能力的要求和减小振动。他们的这一创举采用的是一个新的可移动装置，称为旋翼轴延伸器。这个延伸器在直升机飞行时可将旋翼平面升高38 厘米，但为了满足空运要求又可将旋翼位置降低。空运时，延伸器会被拆下并放置在座舱中。当直升机从空中运输机上卸下并准备重新飞行时，重新安装延伸器。这是旋翼设计上的创新之举，它让直升机得以在规定的1.5 小时之内快速做好空运准备，但据陆军方面验证，延伸器的重装需要耗费将近13 个工时，而不是规定的5 个工时。

有了这个打破空运时旋翼高度限制的解决办法，西科斯基公司总裁格里·托拜厄斯在工程副总裁比尔·保罗建议下决定尽快利用试验零部件在一架原型机上进行提高旋翼位置的试验。这一决定同时也得到了联合飞机集团公司的首席执行官哈里·格雷的批准。分析表明将旋翼高度增加38 厘米左右能显著减小3P 激励。然而，这项试验必须由陆军批准，因为这与UTTAS最初合同中的构型有很大出入，而且它还将影响直升机的总重和性能。

用螺栓连接2 个延伸器（升高了）的旋翼在原型机上正在接受早期飞行评估。旋翼轴上部中间的凸起是两根延伸器的连接处。注意，当时UTTAS 已经安装了全动式平尾，并已于2 个月前进行了首飞

在西科斯基公司决定进行高位旋翼原型机试飞后的几天内，笔者向陆军准将杰里·劳尔, 同时也是UTTAS 项目的负责人介绍了基本情况，希望军方能批准进行此次飞行评估。他的反应是，高位旋翼的想法让他感到意外，而且他也没有想过这会对空运能力造成如此大的影响，但他对此持中立态度不发表明确的意见：“那是你们的设计，你们应该知道军方最看重的是什么。”

劳尔准将对这项设计更改的反应与陆军对所有承包方设计更改的反应基本一致，在研制阶段，陆军关于构型管理方面的态度一向是给予承包方充分的自由做出一些关键的设计决策，这些决策可能决定他们在UTTAS 项目竞争中的成败。陆军不愿意在决策中起任何作用，因此，他们对高位旋翼的想法不置可否。由查理·克劳福德负责的陆军飞行标准部研究了西科斯基公司的设计方法并制定了飞行前疲劳试验和功能性要求以保证飞行安全。

西科斯基公司很快利用另一个项目中剩余的钛合金锻件制造出了旋翼轴延伸器，试验件的疲劳强度通过向零件施加百万次过应力循环来验证，这也是陆军的飞行前要求之一。试验用延伸器由两根带凸缘的轴组成，这两根轴是以现有的手工锻件通过机械加工得到的，然后通过螺栓连接，从而将旋翼升高38 厘米。由于试验的紧迫性，只能使用现有的材料进行制造而不是推迟试验等待得到尺寸精确的新锻件。公司相信能获得成功，并立即订购了足以制造3 架原型机以及1 架地面试验机的整体锻件。

生产型“黑鹰”旋翼延伸器的正常位置。空运时，把这一部分拆除，并断开4 根操纵拉杆，从而降低旋翼高度。拆下的延伸器放置于座舱内，但折叠的桨叶以及降低的旋翼毂还保留在直升机上

气流偏转向上进入旋翼，引起桨叶迎角大幅改变，这增大了3P 桨根剪力

就在美国陆军刚批准安装延伸器的直升机飞行的几分钟后，第一架安装了延伸器的改型机于 1975年5月17日首飞。起飞后不久，飞行员就报告说直升机的4P振动水平显著减小，与预测相符。

振动的减小令人欣喜，但是尚未达到规范要求。然而，这时升高的旋翼成了整个振动改进项目的重中之重。西科斯基公司在全部3 架原型机上都安装了这种新的旋翼系统。最初关于空运能力会受影响的问题通过这个创新设计得到了很好的解决。

初始低位置旋翼UTTAS 机身对桨叶迎角的影响分布

低位旋翼会产生较剧烈振动的原因有：一是受从驾驶舱流入桨盘的上升气流的影响，二是与主减速器/机身弯曲模态固有频率有关。高位旋翼是最初减振工作的关键，它能在减小旋翼激励的同时改变主减速器滚转和俯仰模态。

这种局部气流特别是从机头流入的局部气流会显著改变桨叶局部迎角。研究表明，飞行速度在80 节时，这个迎角在30%桨叶半径外大约改变6 度。

分析表明，如果增加从旋翼到座舱盖顶部的距离，3P 垂直剪力会减小。如果3P 桨根垂直剪力减小，机身的实际4P 俯仰和滚转激励也会相应减少，这一原理促使西科斯基公司做出了试飞高位旋翼直升机的决定。

随着桨叶作用在旋翼毂的3P 载荷的显著减小，固定系统的4P力矩也显著减小，也就是主减速器和机身的4P 力矩减小。除激励较小外，机身响应会进一步减小，这是因为升高旋翼之后，主减速器俯仰和滚转振动模态远离了4P 激励频率。

在决定升高旋翼之前，为了将主减速器模态提高到4P 以上，设计人员曾经作过多种尝试对机身调谐进行更改，如安装部件来加强座舱结构。但是正如前面所描述的，由于舱门开口较大以及顶部结构较薄，这些加强部件没有让主减速器基本模态频率显著增加。安装了高位旋翼之后，会降低这些频率，使其更加远离旋翼激励频率，因此，只需要对局部座舱进行下述加强，而不需要进行进一步的结构试验。

轴延伸长度在两种临界模态中对固有频率产生轻微的影响，这是很受欢迎的。

上洗流对旋翼的影响引起了桨叶迎角改变，在UTTAS 旋翼未升高时，标示出驾驶舱上方两个区域内迎角的改变

高位旋翼能够显著减小桨根垂直剪力从而减小机身4P 激励

高位旋翼使主减速器俯仰模态远离4P，这极大地减小了临界4P 频率时的纵向响应

使主减速器滚转模态更加远离4P，还能显著减小旋翼横向响应

固定系统减振器和驾驶舱加强

虽然高位旋翼能显著改善振动水平，但还是高于规范要求的标准。尽管高位旋翼增加了挠性从而导致主减速器俯仰模态固有频率远离4P，但座舱顶部结构仍然表现出过大的响应。利用这些数据，将双线减振器效能提高一倍的动力学工程师比尔·格温建议安装简单的弹簧—质量减振器来降低仍然过大的机身响应。对机身不同安装位置进行了评估，在座舱顶部区域有2 个4P 垂向减振器，分别位于主减速器的前方和后方。除了座舱顶部结构仍有响应之外，驾驶舱地板运动在机组成员站位上也产生了4P 问题。格温通过增加一个驾驶舱前部减振器进行了试验并通过加强驾驶舱地板大梁使驾驶舱结构响应进一步远离4P。

减振器和机头加强成为振动控制方案的一部分

座舱顶部安装两个4P 减振器可大幅降低座舱振动水平

高位旋翼、4P 减振器以及机头加强的综合效应，将驾驶舱振动水平减小到接近0.05

UTTAS 座舱前部的驾驶舱是一种悬臂梁式结构，由4 根下部纵梁从座舱后舱壁向前延伸到驾驶舱前部，目的是防止直升机坠毁时犁地。然而，这些悬臂梁会使由主减速器4P 俯仰模态激发的驾驶舱响应在某些程度上与弹簧板类似，这种响应使驾驶舱产生无法承受的垂直振动。在驾驶舱—座舱过渡段，通过在梁缘条上粘贴石墨层来加强这些梁，能有效消除弹簧板效应。

针对两种不同的减振器配置测量了加强的驾驶舱大梁响应，第一种配置是机头有一个减振器，但没有座舱顶部的两个减振器；第二种配置是机头没有减振器，但座舱顶部有两个减振器。

座舱顶部减振器加上驾驶舱加强进一步显著减小了驾驶舱机组成员站位的垂向振动。进一步的试验证实，座舱后方顶部减振器的作用对其增加的重量来说是不值得的，因此在生产型UH-60A“黑鹰”副驾驶站位的减振组件中将其拆除。进一步试验还证实，用石墨对纵梁进行加强的方法成本偏高，只要适当增加铝合金纵梁的梁缘厚度就能达到相同的目的，只是重量会稍大一些。

1976年初，在预定的原型机交付日期的数周内，最终确定了减振组件。驾驶舱振动水平减小了几乎一个数量级，接近规范中要求的0.05。不过，虽然有一个非常积极的减振计划，但很显然，要在整个速度范围内使用可接受的重量代价达到0.05的目标是不可能的。能够达到的振动水平是平均值为0.1 或略低于这个值，陆军飞行员认为这个值是可以接受的。这个水平的振动比同时代的直升机振动水平低了一大半。受当时振动控制技术所限，也由于UTTAS 项目的资金以及时间安排的限制，没有进行进一步的改进，0.1 的振动水平就成了UH-60A“黑鹰”生产规范的要求。

最终的改进包括升高旋翼、增大双线减振器、采用一个座舱顶部减振器以及局部驾驶舱加强，这些都被综合应用到了生产的第一架UH-60A 上。成功地把振动水平降低到接近起初军方的规定值，为产品赢得了竞争力。

25年后，西科斯基公司采用了主动振动控制系统（AVCS），“黑鹰”直升机振动控制系统才又有了一个重大变化。这种全新的AVCS 是西科斯基公司为S-92直升机所研制的，后来应用到了UH-60M型号上。新技术的应用以较低的总重代价进一步减小了振动水平。

合理的尾部设计

在1939年伊戈尔·西科斯基公司找到其VS-300直升机合理的尾部设计以前，曾针对各种不同构型进行了大量试验飞行。自那时起，直升机垂尾和平尾的设计就一直是需要最终确定的构型部分，UTTAS 项目也不例外。这表明仍然缺乏对旋翼尾流特性及其对尾面和尾桨影响的全面了解。在UTTAS 项目中，经过漫长的试验，最后决定将最初的固定平尾改为一种可变迎角电传操纵的稳定面。虽然这增加了机械与电子装置的复杂性，但已证明这种稳定面具有比预期好得多的操纵品质，而且在很大程度上这种稳定面成为UH-60 具有良好飞行品质的一个重要因素。

UTTAS 尾部构型的研究始于飞行研究阶段的初期。在西科斯基公司飞行试验场外进行的首次飞行中，从进场到着陆，西科斯基公司UTTAS 项目试飞员遇到了大幅度的机头上扬，失去了驾驶舱前方的视野。后来发现在快速减速和中断起飞过程中这种现象更加明显，这显然成了安全问题。此外，当直升机重心处于最靠后位置时，飞行员难以从悬停过渡到前飞。

在不成功的试图减弱旋翼下洗撞击的尝试中采用的最初的UTTAS 大面积后掠平尾

在快速停止机动中作用在固定平尾上的旋翼下洗引起大的抬头力矩和不可接受的较高抬头直升机姿态

安装了S-61 的2 个小面积平尾并进行了飞行试验，对抬头姿态问题的解决没有什么好处。因此在机身上布有丝线以便观察气流特性

原因很快就找到了，主要是旋翼尾流对平尾的撞击，其效应通过大尺寸平尾而放大。原型机最初的平尾完全不成比例，面积达到5.57 米2，与类似尺寸的直升机相比这个面积是相当大的。从直升机有后重心位置的观点来看，大的平尾面积是为了提供良好的前飞稳定性。这种后重心位置是有意为之，目的是通过利用斜置的尾桨升力分量，使重心处于旋翼之后，这样就缩短了机头与旋翼轴线之间的间距，从而满足空运要求。另一个独有的特征是平尾具有明显的平面后掠，以便尽可能避免这种旋翼下洗撞击。

原先预测后掠平尾将较平稳地置于旋翼尾流中，因此产生一种可接受的机体姿态，但事实再次证明并非如此，因而开始对“合理”的平尾进行长期研究。

在发现这个问题后的几天内，用卸去这种平尾的直升机进行的一次飞行试验证实了这个推测的原因，于是制定了一项计划来确定这种平尾的面积或位置或这两者是否是问题的所在。

在不带平尾的飞行试验后的数周，利用生产型S-61 的2 个平尾制造了一种小面积平尾，并安装在再往后30 厘米处，在1974年11月23日进行了飞行试验，但问题只有小小的改善。平尾面积仍然太大，而且后安装位置没有避开旋翼尾流。

Z 形尾翼有助于减轻抬头问题，这表明低位平尾控制着姿态

Z 形尾翼的下位平尾被拆除，使抬头姿态问题有所改善，但不利于前飞稳定性

为了评估平尾位置的影响，用相隔距离较大的尾段进行了一次试验，也就是Z形尾翼，并在1975年2月11日进行了首次飞行。虽然问题有所改善，但对飞行员来说，抬头姿态仍是不可接受的。在Z 形尾翼试验后，仍然是在2月11日，公司立即进行了另一次飞行，在这次飞行中尾翼的下位平尾被拆除。这样，平尾总面积只有原来的一半，这种上位平尾对抬头姿态具有非常明显的改善，但相对较小的面积不能提供足够的前飞稳定性。

由一个支柱支撑的大面积上反角平尾，没有完全恢复稳定性

完全可控全动式平尾的首飞在修正抬头姿态和改善稳定性方面获得了成功

在进行这些尾翼试验的时候，一架直升机意想不到地访问了位于康涅狄格州斯特拉特福德的西科斯基公司的试飞场。这是一架波音·伏托尔公司的YUH-61A 直升机原型机。它从纽约加尔维斯特的试验场出发，横穿长岛海峡，向西科斯基公司UTTAS 小组做了一次特殊的拜访。在与指挥塔联系后，波音·伏托尔公司的直升机在试飞场进行了低空通场飞行，并投下一个小的包裹，然后飞离。在一个精心包装的包裹中，有一本彩色儿童书，书名为《给驴装上尾巴》（Pin the tail on Donkey）。波音·伏托尔公司的彩色书对西科斯基公司探索合理尾部构型的反复试验过程是一种恰当的注释。后来，在找到最终解决方法后，UTTAS 的首席试飞员约翰·迪克逊也驾驶一架YUH-60A 在波音·伏托尔公司加尔维斯特试验场上空飞行。在精神斗争方面，迪克逊利用这次机会投放了一个小包裹，作为一种友好的表示，但包内之物并没有波音·伏托尔公司赠与的包裹那么精致。包内之物更是可以在任何地方收集到，特别是在牲厩里随处可见。

最后的固定平尾试验是在3月10日进行的，当时平尾采用了大面积和上反角。这个平尾用一个支柱支撑，因为其尺寸较大，飞行情况比较好，但纵向稳定性还不是完全可以接受的。

在这次为期4 个月的平尾试验中，公司开始设计一种可变安装角平尾，以便在不能找出固定平尾解决方法时作为一种备用构型。这种可变安装角平尾，也称为全动式平尾，最初只是想解决俯仰姿态问题，通过自动改变安装角，在低速飞行中使旋翼下洗效应最小。其面积从原来的5.57 米2减小为3.72 米2，但提供了良好的纵向稳定性。在卢·科顿的领导下，全动式平尾设计逐步推进，操纵电子装置的设计得到了雷·约翰逊与戴夫·韦尔泽拉的帮助，而机身设计得到了约翰·恰普科维奇的支持。随着其控制系统设计的完成，这种平尾的好处越来越明显了。特别是尾部不依赖飞行速度而产生气动力的能力可更好地调整整个飞行包线内的操纵品质。此外，配平姿态的能力有助于增大飞行速度。在最后的分析中发现，这种平尾改善了飞行品质，以前的固定平尾是达不到这样的飞行品质的，即使固定平尾按计划起作用。

这种平尾的首飞在1975年3月13日进行，也就是在UTTAS 首飞后将近5 个月，这次试飞在各个方面都取得了成功。这立即成为一种基本设计，并在所有3 架原型机上进行了改装，利用电子精准调整来获得可能的飞行品质和巡航速度方面的益处。

这种全动式平尾设计采用了人工操控的第一代电传操纵系统，与驾驶舱之间没有机械操纵连接。两个电动螺旋作动器串联，并由两组独立的电子装置控制，用于调节设定平尾安装角。两个作动器安装在尾支柱结构上，共同改变平尾位置，对悬停和低速飞行来说，安装角可高达40 度，对某些巡航和机动飞行而言，可低达-8度。此外，在高速自转中，在完全前重心状态，-8 度安装角具有良好的操纵裕度。通过大幅度减小旋翼下洗力，大的抬头安装角在低速和悬停飞行中完全解决了直升机姿态问题。

一旦安装了基本的传感器/计算机/作动器余度设备，全动平尾可变安装角还提供了改善操纵品质的机会。总距与平尾安装角结合用来减小向悬停过渡中的抬头姿态，以及在低速飞行中改善机身姿态和飞行员视界。

除了空速和总距杆位置外，还有两个输入用来控制平尾安装角。第三个输入是直升机俯仰速率，帮助对总距—直升机俯仰运动进行解耦，这耦合是单旋翼直升机共有的特征。俯仰速率耦合进一步改善了直升机巡航飞行的阻尼特性，并在前飞中提供有利的机动稳定性。对平尾安装角的第四个输入是直升机横向加速度。这个输入减轻了尾桨上突风引起的直升机俯仰扰动，并且由于尾桨倾斜而产生俯仰力矩。

接近40 度的平尾抬头安装角在低速飞行中几乎完全消除了旋翼下洗影响

平尾安装角表示为指示空速和总距操纵杆位置的函数

直升机平飞俯仰姿态随空速的变化

一次平尾评估飞行试验之后，UTTAS 首席试飞员约翰·迪克逊（右）向西科斯基公司总裁格里·托拜厄斯（中）与作者（左）汇报情况

控制平尾的所有部件仍然是一种双失效—安全配置，带有两个独立的子系统，包括电子装置、作动器、传感器、故障监控器、电源以及导线。如果2 个系统之间的差大于设定值而引起自动断开，那么，飞行员可以通过转动驾驶舱控制面板上的开关和周期变距杆上的旋转开关，人工控制平尾位置。这些开关旁路掉所有电子装置，并将26 伏电源直接与作动器连接。

获得合理的平尾设计是一个漫长的过程，完全依赖于对各种构型平尾进行的飞行试验评估。这是一个令人沮丧的过程。不过，最后找到了一种设计方式，且目前为止各种“黑鹰”UH-60 改型直升机可不做改动就能够采用。这种全动平尾解决方法全面提高了飞行品质，是长期以来探索UTTAS 合理平尾设计尝试的结果。

实现“UTTAS 机动”

西科斯基公司在改进CH-53D 旋翼桨叶，采用曲面翼型之前，公司所有金属桨叶基本上都是采用NASA0012 翼型。选择对称的0012 翼型是因为其俯仰力矩小，有助于减小操纵系统的载荷，因为早期桨叶大梁材料的扭转刚度比现有的低。此外，在使用液压伺服机构之前，手动控制飞行操纵系统时，希望俯仰力矩较小。然而，在UTTAS 时期，新一代直升机需要更好的高速飞行性能。但是，大马赫数情况下旋翼升力能力和阻力发散成为主要问题，同时存在一些潜在的限制。在作战中，需要迅猛地贴地飞行，因此，机动能力的提高变得越来越重要。显而易见，为了满足新性能指标和机动性的要求，非常需要先进的翼型。

在20 世纪60年代末期，西科斯基公司和联合飞机研究实验室共同研制了一种新型的曲面大升力翼型，厚度为91/2%。其特性与要求的直升机性能很匹配。这种翼型代号为SC-1095，与早期的0012 翼型相比，前者最大升力系数增加了10%～20%，阻力发散马赫数边界增大了4%～7%。这种新的曲面翼型的俯仰力矩很低，从而受到了设计师的青睐。CH-53D 采用了SC-1095 翼型，飞行试验证明，直升机的性能得到了明显改善。1971年9月，采用SC-1095 翼型、钛合金桨叶大梁的CH-53D 进行了首次飞行，使得起飞重量达到了17236 千克，速度达到180 节。因为SC-1095 翼型完全满足UTTAS 的性能要求，所以UTTAS 的旋翼桨叶和尾桨叶都选择了这种翼型。

采用了SC-1095 翼型的旋翼和尾桨都表现出了很好的性能。然而，当飞行包线试图扩大到要求的“UTTAS 机动”时，实际情况又似乎与理论相矛盾。这种特殊的机动动作是贴地障碍规避飞行，要求至少以1.75 的过载拉起，以越过障碍，并保持这种过载3 秒，然后推杆到过载0.25，恢复到先前高度。这样做的目的是在战斗贴地飞行期间，尽可能减少直升机暴露在地面火力中的时间。当西科斯基公司的飞行员第一次在模拟的高温高原环境下飞这种机动动作时，他们无法保持1.75 的过载长达3 秒。

最初认为造成这种不足的原因可能是旋翼实度太小，这就意味着为了产生更大的升力，需要增加桨叶弦长。而增加弦长将会对桨叶工装、桨叶重量和桨毂形式产生很大影响。幸运的是，经过西科斯基公司资深气动专家们深入的研究之后，发现了升力不足的原因，随后研究出了一个很好的解决方案，几天后 UTTAS 桨叶就采用了这个方案，并很快进行了飞行试验，以重新评估过载1.75 的拉起和保持机动。上述修改彻底解决了这个问题并且代表了在激烈的生存竞争下，由于人类求生本能而激发的创造能力所得到的“一流”解决方案。

UTTAS 旋翼的瞬态升力不足问题是由两个不相关的因素引起的。第一个与在联合飞机研究实验室风洞里测试新型SC-1095 翼型特性的方法有关。当时测量翼型升力系数采用了二维插值法，研究人员对这种方法生成的数据是乐观的。后来在飞行试验中发现载荷因数不足之后，在一个新的风洞中再次进行了试验，得出的数值很小，但是正确的，这就是这种翼型的最大升力系数。第二个因素与当时使用的分析旋翼性能的方法有关。

“黑鹰”旋翼桨叶翼型展向变化和桨叶几何尺寸

在UTTAS 时期，西科斯基公司的气动专家使用“定常入流”模型，但是，当升力非常大时，模型不能精确地预测桨叶的失速区域。从这个时期开始，越来越精确的“可变入流”涡流—尾迹旋翼模型表明旋翼桨叶初始的失速区在桨尖内侧接近85%叶展处。这就告诉设计者们在桨尖失速区内侧应采用大升力翼型，然后在某个展向位置终止这种翼型，确保在前行边工作时压缩性不成为问题。如果在设计UTTAS 桨叶时就已经知道这些则在桨叶外侧会采用不同的翼型。通过公司优秀的气动专家团队的共同努力，最终得到了这种解决方案。

除了这些计算方面的不足之外，影响旋翼机动性能的另一个问题是机身废阻。在早期的飞行试验中，前飞需用功率大于预计的值，因为机身阻力大于早期风洞试验的测试结果。阻力增加，则要求旋翼产生更大的推进力，在高速拉起下，翼型升力问题就更加突出。大家齐心解决减小阻力的问题已大大降低了对机动性的影响。然而，对翼型进一步优化是解决过载问题的主要途径。

当出现机动性问题后，西科斯基公司组成工作小组寻找除调整旋翼桨叶大小以外可能的解决方案。工作小组由西科斯基公司的工程师埃文·弗拉登柏格、戴夫·克拉克、罗伯特·莫非特、鲍博·弗莱明、加里·德西蒙和公司顾问兼俄亥俄州大学航空航天专业教授赫里·汉克·维尔可夫组成。通过审查大扭转桨叶采用的新型可变入流模型早期的结果，小组成员意识到可在桨叶一定区域采用大升力翼型，在其他区域采用SC-1095 翼型。工作小组给SC-1095 翼型设计了附加的“下垂前缘”，以产生机动飞行时所需的大升力系数。

UTTAS 合格鉴定试验期间验证的气动和结构设计包线

这种附加的下垂前缘的基本形状是模仿NACA23012 翼型的，连接在SC-1095翼型的前缘。这种新的翼型称为SC-1094R8，设计者很快在现有的UTTAS 桨叶上加装了用轻质木材和玻璃纤维制成的这种新翼型。在获得有关这种新翼型的试验数据之前就对这些改进过的桨叶进行了飞行试验，而且首次飞行试验证实了工作小组的预测。从那时起，“下垂前缘”成为那个桨叶段的生产型翼型。

SC-1094R8 翼型的拉起过载符合陆军要求的3 秒内保持1.75，同时推杆机动过载为0，这好于0.25 的要求。通过这种改进设计，达到了陆军的目标，在低空飞行时，使直升机暴露在地面火力中的时间最短。

UTTAS 最终构型的气动和结构设计包线达到了极限俯冲速度。通过采用有适当铰链偏移量的铰接旋翼和合适的桨叶气动设计，有效提高了过载能力。在UTTAS项目期间开发的旋翼桨叶的结构设计和气动构型成为“黑鹰”的生产标准，一直保持了25年多。直到2001年，UH-60M 型直升机引入先进的复合材料和新研制的翼型、桨尖几何形状和平面形状。

弥补速度的不足

早期的飞行测试反映出UTTAS 前飞速度严重不足，大约比规范低20 节。设计人员发现机身阻力比预期值高出很多，并且是随速度增加而需要更大功率的主要原因。为解决速度不足，需要进行风洞试验和飞行试验。除了飞行性能问题，飞行员还反映尾部激励较大，比在有些飞行条件下许多直升机所遇到的典型尾部摆动要糟糕得多。

幸运的是，速度和尾部摆动问题都与机身构型有关，而且，对旋翼塔座后部形状进行较大改动能够减小阻力并能很好地减小尾桨激励。旋翼塔座形状的改动使得发动机排气口上下区域的气流能够更平滑地流动，这样一来便减少了气流的分离和湍流。由塔座附近的分离气流造成的尾桨以及大面积尾翼面抖振在下降飞行期间的大迎角姿态时特别严重。

贴地障碍规避飞行要求的过载1.75 拉起并保持3 秒

正如之前所说的，西科斯基公司开发的新型全动平尾具备在不受机身姿态影响的情况下在尾部产生升力的能力。这样便可更好地利用直升机上为解决抬头姿态问题而配备的计算机、作动器和传感器。因此，平尾成为寻求解决速度不足的另一个切入点，而且平尾能够通过优化前飞时的机身姿态从而使得废阻最小。当然，还应该在机身设计上进行更多的改进来弥补速度的不足。

这种性能问题让人感到特别困扰，飞行员称在大约以125 节的速度飞行时，直升机好像遇到一面看不见的墙，从遥测数据上分析，证实需要比预期大很多的功率才能够使速度继续增加。最初，设计人员怀疑问题是旋翼桨叶和机身的气动设计引起的，但之后确定是机身引起的，重点是要减小阻力。将旋翼升高是为了帮助解决振动问题，但也影响到了前飞功率，只是影响不大。

在早期的研究以及再次准备方案之前，对最初的UTTAS 设计进行了1 ∶10缩比模型的风洞试验。当时估计产生废阻的当量面积刚超过2 米2，包括动量损失和天线产生的阻力、泄漏以及其他各种影响。这导致预计在任务总重为7031 千克、1219 米高度、35 摄氏度条件下飞行时巡航速度为150 节。在方案评审期间，陆军估计产生阻力的当量面积大于2 米2，因此将巡航速度降低为148 节。另外，在1972年8月授予的合同中要求总重增加至7189 千克。

随着重量的逐步增大，西科斯基公司为了保持“黑鹰”158 米/分的垂直爬升性能，将其旋翼直径增加了10 厘米达到16.25 米。之后在飞行测试时加长了桨尖罩，旋翼直径长度又增加了10 厘米，最终导致旋翼直径达到16.35 米，所有生产型H-60（S-70）的旋翼直径都没有再改动。最后一次旋翼直径的增加是为了补偿其他所有设计改进而导致的空重增加。

在1973年进行UTTAS 详细设计时，西科斯基公司制造了一个1 ∶4 的风洞模型来评估机身的气动特性和稳定性。从UTC大型亚声速风洞得到的测试数据证实了产生阻力的当量面积为陆军所估计的2 米2。在这次试验中，更加确认了机身姿态对废阻有着显著影响。特别是，起落架支柱短翼表现出非常不利的升力—阻力效应，这也成为减小阻力的机会。为此，设计人员除了改变支柱短翼安装角外，还进行了许多能够减小阻力的改进，其中也包括了改变形状后的旋翼塔座。那时候，由于UTTAS原型机的结构很好，所以要避免较大的设计更改。然而，飞行测试暴露出功率问题后不久，减小阻力的改进项目表成了进行性能恢复研究的工作清单。

风洞模型

那时候至少可以这么说，速度不足是重要的问题。预测的速度范围可高达150节，而实际的速度仅能达到120 节。根据实际性能计算的产生阻力总当量面积约为3 米2，这包含外部仪器的集电环的阻力。忽略仪器所带来的阻力，产生废阻的当量面积略大于2.6 米2，明显高于先前所有的预测。由于存在这些阻力，UTTAS 的速度离要求还差约20 节。采用原有的固定平尾，以高出预计的低头姿态前飞时会产生较大的阻力，而低位旋翼可能使得问题更加严重，因为从驾驶舱区域有股强烈的上升气流吹向旋翼。虽然这股强烈的上升气流有可能是产生阻力的部分原因，但是它更是之前讨论的振动问题的罪魁祸首。当1975年5月对升高后的旋翼进行测试时，测量数据表明对旋翼性能的影响很小，但旋翼轴延伸器部件确实增加了当量阻力面积约0.09 米2。在减阻设计中必须补偿这种阻力的增加。

部分风洞测试是于1975年在那个1 ∶4 的模型上进行的，关注的是改变旋翼塔座形状、减少动量损失、优化支柱短翼安装角，以及在早期试验中发现的其他能够减小阻力的方法。这些工作的大部分都集中在改变发动机排气口之间、机身后过渡段之上的旋翼塔座的形状上。

最终的旋翼塔座形状和西科斯基公司的S-61 系列很相似，在那时称之为“马项圈”设计。旋翼塔座形状的改变带来了巨大的性能提升；然而，许多其他设计更改也改善了性能的不足，如：

①增加起落架支柱短翼安装角（原型机从0 度增至7 度，生产型UH-60 从0度增加至14 度）；

②将后轮承阻梁从扁平形状改成环状；

③给机窗和舱门滑轨增加整流罩，改变FM 方位天线的形状，减小驾驶舱脚踏尺寸，使双线减振配重外形流线化，改变尾减速器整流罩形状；

④减小电子设备舱、液压舱和飞控舱降温冷却气流入口面积，将减速器的冷却漏斗形进气口改成屏幕口；

前3 架YUH-60A 原型机上的原始塔座形状。这种早期的UTTAS 构型仍然采用低位旋翼

由风洞试验最终形成的“黑鹰”旋翼塔座气流分离器形状

旋翼塔座重新设计之前与之后的气流分布图。气流分离器明显地减少了尾桨激励和机身废阻

图中一些构型的主要改进解决了主要问题，并成为“黑鹰”构型的一部分

⑤在大的旋翼塔座上部开口处增加环形边缘，引导气流离开塔座区域；

⑥在滑油冷却器鼓风机出气口增加整流罩，引导气流向后排出；

⑦在维护踏板上增加了一个带弹簧的盖子，还在机身过渡段增加了加油口盖。

另一种恢复巡航速度的方法是增加发动机可用功率。T700-GE-700 发动机在稍大的转速下工作时，每台发动机功率额外增大17 千瓦。这种功率增加可以很快通过主减速器高速模块的传动比使转速稍稍增大而得到利用，速度增加约1 节。这些设计更改结合在一起将产生废阻的当量面积减小到2.4米2，而且还消除了尾部摆动。鲍勃·费莱明、迪姆·库珀和吉姆·罗克对此工作给予特别帮助。戴维·克拉克在技术上也给予了大力支持。埃文·弗拉登柏格为气流分离器设计及其他改进工作做出了重要贡献。

为及时参加陆军的飞行评估，在3 架原型机上都采用了所有的设计更改。在规定的高温高原环境下，这种经过改进的气动构型的YUH-60A 任务巡航速度达到了147节。这比一年前遇到那堵“看不见的墙”时提高了近20 节。

陆军在1972年9月对西科斯基公司的方案的速度评估结果是148 节。1977年1月，陆军对生产型“黑鹰”速度的评估是147 节。这表明了对原型机构型所做的更改几乎完全弥补了初始较大的巡航速度不足的问题。

准备接受陆军评审

从原型机YUH-60A 到生产型UH-60A“黑鹰”经历了明显的设计更改。重要设计更改包括升高了的旋翼、全动式平尾、垂尾面积减小、形状改变后的旋翼塔座和经改进后的前滑动整流罩。

决定在将“黑鹰”交付给陆军之前解决所有的主要问题并修改原型机是西科斯基公司的一个主要战略思想，这为最终获得生产合同起到了很重要的作用。1973年底任命的西科斯基公司新执行总裁格里·托拜厄斯认为公司不能将这些主要的问题推迟到生产阶段再解决，而是应该在研制阶段就尽可能地去解决这些问题。这使得西科斯基公司的工程师们和制造人员几乎是日夜工作，不断地进行设计、制造以及测试试验硬件，直到解决方案得到验证。

联合技术集团公司（前身为联合飞机集团公司）的高级管理层，在困难的飞行研制阶段不断地对UTTAS 项目进行紧密的监管。联合技术公司执行总裁哈里·格雷特别希望能够亲自体验在振动、飞行品质和性能方面带来的改善。利用公司自己的S-70 他获得了这样的机会。为此，他对这架直升机进行了改造，使其和那3 架即将交付给陆军进行飞行竞争试验的原型机一样。

格雷与所有乘坐过这架S-70 的政府人员一样对直升机的飞行性能印象深刻，特别是在同首席UTTAS 飞行员约翰·迪克逊共同完成半滚倒转（split-S）动作之后更是如此。

YUH-60A 在所有方面的改进程度不亚于3年前的设计工作量。西科斯基公司已经能够满足合同要求，YUH-60A 已做好飞行试验准备，即将与波音·伏托尔公司的YUH-61A 竞争这份金额巨大的生产合同。