生存至上

生存至上

早在YUH-60A原型机设计之初，便强调其在低威胁地面炮火环境下具有完全生存能力，在中、高威胁炮火环境下直升机有高弹伤容限，这在美军直升机研制中是第一次。另外，还设有专门保护装置以充分保证机组人员和乘员在坠机时的安全，这也是美军直升机中的首例。这些设计要求在20世纪70年代都是前所未闻的，它们反映了美国陆军在越南战场上的作战经验。也正是因为UTTAS项目体现了这些实战需求，才使得“黑鹰”能够经久不衰。下面主要介绍“黑鹰”首创且日后成为行业标准的生存性设计。通过这些创新设计，“黑鹰”在没有超重与增加成本的同时，满足了军方的生存性要求。

抗坠毁设计

在各种严重坠毁事故中，正因为有了结实机体的保护，使得“黑鹰”乘员的受伤率与死亡率较之以往直升机大为降低。通过对大量坠毁事故的调查，美国陆军发现许多“黑鹰”飞行员与乘员能够从看似毫无生还希望的事故中逃生，下面会列举几个这样的事例。这些记录充分验明了美国陆军《抗坠毁生存设计指南》（Crash Survival Design Guide）本身以及根据指南所做UTTAS设计创新的正确性。

20世纪70年代初，正当UTTAS直升机还在设计之中时，“抗坠毁”不过是新出现的设计要求，在诸多设计要求中并不是优先考虑的。依当时的传统设计观念看，飞行性能、机动性、控制全重等方面才是需要设计师格外关注的。然而，正因为“黑鹰”在小型事故中的优异表现，才使得陆军坚持初衷，从此将抗坠毁能力列为优先考虑的设计要求。更为重要的是，抗坠毁设计理念的大获成功引起了世界直升机使用者的全面关注，这保证了抗坠毁设计仍将成为军用及民用直升机设计中首先考虑的一点。以牺牲适当的重量和性能为代价换取可靠的生存能力，不但被军用直升机所遵守，也为民用直升机所采用。

在分析大量越南战争美军直升机事故后，陆军安全中心得出结论，认为适当的保护设计可以有效减少伤亡与直升机损伤。在20世纪60年代，位于弗吉尼亚州尤斯提斯堡的美国陆军空中机动研究与发展实验室（USAAMRDL）与美国飞行安全基金会的AvCIR（航空事故调查）专业组签订协议，以确定陆军飞行器使用环境，提出减少人员伤亡与飞行器损伤的设计方案和准则。根据这份协议，在深入研究飞行器坠毁事故，大量进行坠毁试验和设计研究的基础上，最终完成编号为USAAAMRDL TR 71-22的陆军技术研究报告《抗坠毁生存设计指南》。1972年陆军提出的UTTAS项目招标书中明确要求遵循该指南，也正是因为YUH-60A自始至终将该指南作为最重要的设计依据，才使得“黑鹰”的抗坠毁达到预期的水平。

为满足UTTAS计划要求而作的崭新设计已证明可以在花费适当费用和牺牲适当重量的代价下有效保护乘员。在当时的设计条件下，直升机动力裕度至少可以负担136千克的抗坠毁装置。随着今后不断改进，更轻的装置甚至可以提供更有效的保护。

当时，抗坠毁设计标准还不成熟，西科斯基公司认识到公司内部在此领域的能力不足，于是又邀请若干公认的专家加入设计团队。J.W.特恩博与S. H.罗伯逊是《抗坠毁生存设计指南》的主撰稿人，他们早在西科斯基公司与美国陆军签署原型机合同前就加入了UTTAS项目工作。在UH-60A项目后期，第三位抗坠毁设计先驱史丹利·P. 德斯加丁斯则在成功研制抗坠毁吸能座椅过程中发挥了关键作用。正因为有了上述三位专家的杰出贡献，“黑鹰”独一无二的抗坠毁能力经受住了漫长服役期内训练与作战中的重重考验。

在这三位先驱的有效指导下，西科斯基公司的工程师们对直升机抗坠毁设计有了全面的了解，这对于提升公司自身实力来说影响深远。其中西科斯基公司的高级结构工程师布赖恩·L.卡内尔日后成为“黑鹰”诸多抗坠毁设计特点中的核心人物。

为了既能保护乘员安全，又尽量不增加重量，所有的抗坠毁设计特点必须从直升机设计之初便考虑进去。

美国陆军对抗坠毁设计的具体要求是在95%的直升机事故中乘员应是可生存的。下面是对可生存性事故的一种定义：

（可生存性事故）是指通过座椅与安全带传递到乘员身上的力不超过人体在骤然加速时的承受极限，且乘员容身空间结实牢固，能够在经受坠落撞击的整个过程中为乘员提供足够的生存空间。

然而，生存性要求并不只限于控制作用力与保证生存空间。其他关键的生存性要求有：

① 保证大体积部件不脱离；

② 为乘员提供足够紧束装置；

③ 提供足够的紧急逃生措施；

④ 防止坠落后起火。

从1979年UH-60A正式开始服役起到1990年的11年间，在美国陆军发生的若干直升机事故中，以上提到的抗坠毁设计特点的真正好处为实践所证明，这在陆军医疗人员的记录中有大量记载。

UTTAS项目启动时就考虑在“黑鹰”上采用的抗坠毁设计特点

主起落架内的两级油液缓冲支柱可吸收大部分动能，以减少机上乘员所受过载，油液缓冲支柱将逐渐收缩直至机体着地

在尽可能长的距离上吸收坠机着地时的撞击能量是减少乘员所受瞬时过载的最主要方法。按照陆军要求，当“黑鹰”以12.8米/秒的垂直速度坠地时，特别设计的起落架须能吸收掉大部分能量。但在实际坠毁测试中，所设计的起落架并没有完全达到军方要求，其所能承受的最大坠地速度为11.58米/秒。在58.42厘米的制动距离内，起落架能使直升机以平均为9的过载减速。当“黑鹰”以10.67米/秒（640.08米/分）的垂直速度坠地时，起落架可阻止机体与地面接触。但若以更高的垂直速度坠地，机体与座椅的变形可以继续吸收能量以保护乘员。“黑鹰”起落架首创性地采用双重油液缓冲支柱吸收动能设计，一根支柱在另一根之上。接地速度小于3.05米/秒正常降落时，仅下方的支柱发挥作用。这期间上支柱由机械装置防止其起动。若接地速度大于3.05米/秒，下方支柱达到收缩极限后会解除对上方支柱的锁定，两者相继吸收坠地动能。在这两个阶段，起落架内的载荷限制阀能将机体所受过载控制在18以内。因为上下油气缓冲支柱是分开的，如果第一级支柱遭受作战损坏，第二级支柱同样可以被触发，为正常着陆发挥作用。

“黑鹰”抗坠毁设计总负责人布赖恩·卡内尔正在试验机舱内的士兵座椅上，这种座椅的动能吸收装置被固定于天花板上

正、副驾驶员座椅可下沉30厘米，将脊椎所受过载控制在可承受范围内，士兵座椅上的动能吸收装置也能起到相同效果

底部纵梁可在直升机带有前冲速度坠地时防止机头犁地

机身主隔框与顶梁可在直升机高垂直速度坠地时防止发动机、主减速器和旋翼穿透生存空间

“黑鹰”座椅可显著吸收作用于机组与士兵脊椎上的力，对保护坠机时机上人员安全意义重大。两名飞行员座椅含有双重支柱，可在30.48厘米的收缩距离内将飞行员所受过载控制在14.5以内，士兵座椅同样可在25.4厘米的收缩距离内将过载控制在14.5以内，这都归功于座椅后部连接于机舱天花板的缠线式能量吸收装置。

“黑鹰”的机体设计强调在坠机时大体积部件能够不脱离，为乘员充当保护罩，以11.58米/秒速度坠地后仍保留85%的生存空间，并在直升机带有较高前冲速度时限制载荷。“黑鹰”的底部纵梁一直延伸到机头下方形成原型上翘，这种设计可保证在机头先着地时而不犁地，并有助于直升机在地面滑行以防止速度骤减。

构成机舱的主隔框和头顶梁设计是为了支撑直升机顶部沉重的发动机、主减速器、旋翼和附件系统，并能同时承受过载20以内的前冲、下沉过载20、横向过载18。机构件都是铝合金的，它们具有高延展性，可在不增加过载的前提下有效吸收大质量部件的动能，同时最大限度地减少反弹力对结构的损坏和对乘员的伤害。

特别设计的供油系统可将坠机后油箱泄漏起火的可能性降至最低，使其他易燃液体系统在坠机时不泄漏，并使火源远离可能的燃料溢出区，以预防坠落后起火。军用技术要求（编号为MIL-T-27422B）对油箱的抗坠毁性能做出了明确规定，即注满水到正常容量从19.81米高处自由落下不能有任何泄漏。要达到这样严格的技术要求，需油箱制造商进行大量的研制工作。对同一油箱连续进行了6次坠落试验，每次试验油箱一角和连接油管处都出现轻微泄漏。每一次坠落试验结束，制造商都会对油箱做出设计和制造方面的修改。终于，第7次试验获得成功，这一次的油箱设计也被定为生产标准。

“黑鹰”上所有柔性油管均具有自封闭功能，由自封闭阀连接。油管布线完全避开了机身侧面与底部这些在坠机中受损最严重的部位。沙纳汉中校的研究报告显示，在服役后的前11年内没有一起“黑鹰”坠毁事故因为坠机后起火而导致人员伤亡。该报告称：“‘黑鹰’的燃油系统在坠机时表现突出，在几起事故中甚至经受住了18.3米/秒的垂直坠落速度，远远超出了当初的设计要求。”

从“黑鹰”系列直升机坠机事故中幸存下来的乘员都对该机的抗坠毁设计赞不绝口。一级准尉迈克尔·杜兰特的评价说出了大多数“黑鹰”乘员的肺腑之言。1995年在索马里的摩加迪沙，杜兰特乘坐的一架UH-60被火箭弹击落，他在这次事件后因《黑鹰坠落》一书而名声大噪。在若干年后的一次采访中，杜兰特说：“是‘黑鹰’的设计给了我第二次生命。”

通过下面照片中显示的若干“黑鹰”事故直升机损坏情况及幸存者对事故的描述，抗坠毁设计的巨大功效可见一斑。

1.事故编号36

时间：1994年4月某日8∶33。

机型：UH-60A。

事故后果：部分生还。

事故分类：双发功率损失。

事故经过：在美国西部山区进行的一次模拟战斗训练中，这架“黑鹰”在山脊狭窄处降落。再次起飞后，当准备越过这片崎岖突兀地形时，直升机双发功率突然失去，同时发动机低转速指示灯亮起，旋翼低转速警报响起。飞行员在直升机坠落于山坡前（35度～40度）曾试图将直升机拉起，坠落后直升机右侧着地，机头冲下。两名飞行员从驾驶室左侧门逃生，两名乘员从左侧机枪射击门逃生。

地形类型：该地为海拔1371米的山脊地带，直升机坠落处为35度坡面，地表为岩石和巨砾。

坠落速度：垂直于坡面方向为1.52米/秒，平行于坡面方向为16.76米/秒。初次撞击时机身与坡面成25度角，机头朝上且没有发生翻滚或摇首。撞击最终停止时机头冲下，机身与水平面成10度角。据估计惯性载荷较低。

损坏状况：直升机显著受损。第二次撞击时，直升机风挡与机头罩被撞碎，飞行员脚蹬下方受损严重。除右后部乘员座位脱落外，其余机上人员具备足够生存空间，因此事故后果被确定为部分生还。尾轮与主起落架从机体上脱落，旋翼4片桨叶碰到岩石后全部折断。机体由翻滚造成的损伤全部集中在右侧，驾驶舱与机舱右侧舱门均脱落。

坠落后起火：没有发生。

机上人员：4名。

受伤情况：2名飞行员受轻伤。一名飞行员在舱门脱落时被击中肩部，造成肩部肌肉扭伤。另一名飞行员因剧烈晃动导致后腰拉伤。乘员没受到安全威胁。

2. 事故编号37

时间：1994年7月某日21∶45。机型：MH-60L。

事故结果：部分生还。

事故类型：单发功率损失。

事故经过：某次夜航训练中，直升机在起飞离地76.2米时，机组人员听到发动机声音不正常，接着发出“砰”的一声响。他们根据声音判断为发动机异常，立即将油门操纵杆拉到慢车转速。旋翼转速随即下降到60%，直升机不断损失高度。飞行员试图将直升机拉起，并在坠地前将总距增至最大以起到缓冲作用。直升机以尾桨在下的姿态坠地并严重受损。

地形类型：该处为平坦的实弹射击区，地表密布火炮射击后留下的弹坑，零星散布着约1.52米高的灌木丛。

坠落速度：坠落地速为7.62米/秒，垂直速度为15.24米/秒。坠机时机头上扬10度，机身右倾5度，机体向左偏荡10度。垂直撞击过载约为25，纵侧向过载约为1.3。

由于采用了抗坠毁油箱、自封闭阀、吸入式供油系统，坠机后起火的可能性微乎其微

事故编号36：动力完全丧失后坠落于35度坡面，接地时水平地速为16.76米/秒，垂直速度为1.52米/秒，无油料泄漏或起火，乘员空间无严重变形。4名成员2名轻伤、2名无伤，旋翼残片显示坠地时转速低

事故编号37：坠地时水平地速为7.62米/秒，垂直速度为15.24米/秒，无油料泄漏或起火，成员空间无严重变形。3名乘员2名重伤，1名轻伤

损坏状况：直升机下降时机头上扬，导致尾轮与水平安定面先触地。撞击使尾锥在过渡段脱离，尾斜梁在靠近尾轮处与尾锥脱离。从接近尾轮处折断，主起落架同时脱离机身。尾桨叶片与两片主桨飞出后被打坏。因为机舱顶部塌陷，驾驶舱与机舱内的生存空间略有减小，然而舱内后置的“罗伯逊”副油箱起到了支撑机体后部机舱顶篷结构的作用。

坠落后起火：没有发生。

机上人员：3人。

受伤情况：2人重伤，1人轻伤。一名飞行员的脚部和手腕因分别与脚蹬和总距杆猛烈撞击而骨折。由于座椅朝前翻转，另一名飞行员的头部撞在驾驶杆上导致下巴骨折。机长因从射击员座位上被抛起导致臀部淤血。

3. 事故编号55

时间：1999年4月某日7∶04。

机型：UH-60L。

事故后果：无人幸免。

事故分类：操作不当。

事故经过：该机当时正进行野外昼间训练，速度80节，飞行高度距最高障碍物不超过15.24米。该机最后穿过22.86米高的树林坠毁于地面。

地形类型：地形平坦，分布有硬木树与松树。

坠机速度：坠落时水平速度为38.71米/秒，垂直速度为20.42米/秒。触地时机身几乎水平，没有发生偏荡。

损坏状况：机体断裂为4部分，无法为乘员提供任何保护与生存空间。机舱前部仍与驾驶舱相连，但已完全倾覆且左侧面压皱。主、尾桨所有桨叶均被打坏，所有起落架、尾减速器与主减速器全部脱离机身。

坠落后起火：两个主油箱与机身脱离，自封闭阀阻止了燃油泄漏与起火。

机上人员：5名。

受伤情况：5人重伤。一名飞行员脊椎骨折，另一名飞行员的脚踝因撞到脚蹬而骨折。机械师肋骨与小腿骨折。一名机组成员大腿骨折，另一名机组成员鼻子、上臂、小腿骨折，胯部脱臼。

4. 事故编号59

时间：2000年2月某日22∶10。

机型：UH-60L。

事故后果：部分生还。

事故分类：操作不当。

事故经过：该机在一次夜间训练中正处于起飞后上升阶段，突然直升机向左偏转，随即在坡地上坠落。一片主桨叶打到地面后飞出，其余桨叶发生弯折后击中了尾桨传动轴整流罩和机头，并刺穿驾驶舱与机舱顶。机体向左滚转200度，向左偏荡90度，静止后左侧面在下。

地形特点：该处为长满草的沙土坡地，坡度为3度。

坠地速度：坠落地速为17.98米/秒，垂直速度为8.23米/秒。坠地姿态为机头冲下约5度，机体向左滚转20度，机头无偏荡。估计坠地惯性过载向上为11，向后为5，侧向为2。

损坏程度：机头部分与机组乘员舱两侧被撕裂和严重压皱，仅有部分残片与机身相连。尾锥从过渡段处断裂，仅有若干金属片与电线相连。尾锥在尾起落架连接点处破裂了。左侧机舱门脱落并断裂为两半。右侧短翼和主起落架承阻梁、机轮和轮胎与机体脱开，缓冲支柱被压弯并在下连接处断开。尾起落架又断开，尾轮脱落并泄气。机体主隔框右侧损坏，机舱后部框架右侧压塌缩进几厘米。

坠落后起火：主油箱燃油没有泄漏，没有起火。

机上人员：7人。

受伤情况：2名重伤、5名轻伤。左侧副驾驶受伤严重，右腿多处复合型骨折。右侧飞行员仅受轻伤。机舱内坐在右侧机械师位置上的乘员受重伤，脊柱受损，右臂骨折，左肩脱臼。其余两名机组人员与两名乘员仅因碰撞受轻伤。

从上述案例及许多尚未叙述的“黑鹰”事故中可以看出，美国陆军为抗坠毁正确地规定了诸多设计要求和优先权。那些军方工程师、西科斯基公司的设计师，以及抗坠毁设计顾问们完全有资格以他们的革命性设计为荣，因为他们的设计挽救了许多乘员的生命，并使他们所受伤害的程度大为降低。他们为以后的军用直升机和民用直升机设计创立了新的设计标准和优先权。

事故编号55：坠地时水平速度为38.71米/秒，垂直速度20.42米/秒，机体断裂为4部分，无油料泄漏或起火，5名乘员全部重伤

事故编号59：夜间训练时坠地，接地时水平地速为17.98米/秒，垂直速度为8.23米/秒，无油料泄漏或起火。7名乘员2名重伤，5名轻伤

抗弹道武器设计

除抗坠毁设计要求外，UTTAS项目要求直升机在最初设计时就要考虑直升机在受到弹击威胁时的生存性。为抵御陆军列出的诸多武器威胁，设计师在“黑鹰”的设计过程之初运用了新的设计理念和机身材料。早在1972年，直升机面临的主要威胁还是小口径子弹与23毫米高爆燃烧弹，没有人意识到火箭助推式榴弹（RPG）给直升机造成的新威胁。

提高“黑鹰”战场生存性的关键设计特点

20世纪90年代初，人们发现“黑鹰”和其他军用直升机容易受到肩扛火箭助推式榴弹的攻击。因此，发展火箭助推式榴弹防护系统势在必行，但现行的防护战术多强调机动规避。

在没有大量超重的前提下，UTTAS设计成功使“黑鹰”在战场上的易损性大大降低。上图表示了“黑鹰”旨在显著改善在高危战场环境下生存力的最重要设计特点。它们说明，只要在直升机设计之初便充分考虑战场生存力，直升机的抗攻击能力便会有质的提升，同时还不会影响机体的流线型效果，各部件位置通过优化能够产生最好的隔离和结构保护效果。正是因为在设计之初采用了良好的设计做法，“黑鹰”在除飞行员座椅外没有加装任何装甲的情况下，仍然具备优异的抗弹击能力。

“黑鹰”各分系统的设计师统一由戴夫·范斯勒和斯坦·奥卡马组织培训。他们两人训练和大力鼓励设计师们采用独特设计方法在最小增加重量的条件下使“黑鹰”能最大程度地满足弹击要求。

分系统设计师们被鼓励对关键部件使用多余度、采用结构防护和隔离核心飞行部件。例如，为防止一发炮弹同时使多重系统受损，应尽量远地隔开它们，其中包括两台发动机被分开1.52米安置，且保护辅助动力组件和操纵系统线路。出于同样考虑，UTTAS驾驶舱中的机组人员座椅被分别安置在左右距中心线1.22米处。

下页图展示了“黑鹰”在旋翼与传动系统上运用的新技术如何同时改善了“黑鹰”的重要性能指标。图中右侧是“黑鹰”的旋翼和减速器部件，左侧则是20年前设计的西科斯基公司S-61直升机的旋翼和减速器部件。

现在对两者的动力传动、发动机—旋翼减速比率、直升机重量方面进行比较。

S-61的5片全铰接主桨叶含有传统的防摩擦轴承，润滑油由旋翼正上方的中央油壶供给。“黑鹰”的4片桨叶旋翼采用弹性轴承，不需润滑油。S-61的主减速器有4级减速装置，“黑鹰”则只有3级。在抗弹击方面，“黑鹰”上一项最主要的改进是减速器采用内嵌式供油线路，而S-61的减速器则使用外置油管和旋翼顶部的润滑油壶。

最重大的技术改进之一是“黑鹰”的减速器可在失去任何润滑油后继续工作30分钟，而为实现这一目标进行了诸多设计创新，包括运用特殊材料，改变轴承间隙，在关键轴承上设置油槽等。在一项测试中，美国陆军特别要求“黑鹰”以最大航程速度飞行60分钟，以验证减速器是否可以在失去润滑剂后继续工作30分钟。

使用合适的材料是提高“黑鹰”抗弹击能力的重要举措。如采用电渣重熔钢材制造液压伺服部件、防碎裂驾驶舱风挡玻璃、抗弹击轴承衬套材料、自封式供油系统，以及主桨叶和尾桨叶的大量材料。下列许多创新性专利设计使“黑鹰”的关键系统在受到弹击后仍然可以继续工作：

①带有冗余设计的飞行操纵直角摇臂，在受到弹击后，三个枢轴中的任意一个都可使系统正常运转；

②预加载的扇形摇臂弹簧，当操纵尾桨总距的联动钢缆断裂后，两根钢缆中的任意一根都能继续操纵尾桨；

③带有弹簧加压设计的尾桨伺服阀门，当飞行员不能对尾桨实行任何偏航操纵时，可将桨叶总距调至巡航时状态；

④先进的传动轴承与齿轮，使得直升机在所有润滑剂丧失后仍可持续飞行；

⑤坚固的桨叶、桨毂钛合金部件和弹性轴承经实弹试验与实战使用表明它们在受到弹击后仍可继续运转。

与上一代SH-3H直升机的主减速器和外置润滑油管相比，UH-60A的主减速器、内置润滑油管与弹性轴承旋翼在结构上要简单得多

最初的实验室测试证明，并不是所有UTTAS原型机使用的新技术都与最初设想一致。一个有关生存性的最显著的例子是计划在减速器中用润滑脂代替润滑油。西科斯基公司对UTTAS原型机项目提议用一种特别研制的润滑脂对中间和尾减速器进行润滑，以避免减速器外壳在战场上受损后润滑剂全部流失，同时也可以使战场维护更为简便。两个减速器都计划做成全寿命密封结构，这样连定期的润滑油面检查都不再需要。

然而在UTTAS项目的最初阶段，地面试验机运转中发现中间减速器温度过高。另外，几次发动机台架试车中发现齿轮硬度降低，原因不明，所以最终仍改为使用传统的润滑油。

降低被探测概率是提高直升机生存性的另一个重要方面。红外抑制系统的出损后的回避区域。因此，如果双发直升机在战斗中一台发动机停车，且刚好处于此回避区域，安全着陆几乎不可能。

UTTAS项目所要求发动机在高海拔、高温度条件下仍然具备高功率裕度，这大大减少了直升机高度速度包线中的回避区。回避区域仅为海拔30米以下，且速度约20节。这样双发直升机在单发停车后继续起飞或降落的概率很高。

UTTAS项目的供油系统设计强调高抗坠毁性与高抗弹击性，美国陆军的这两项要求实际互为补充。鉴于美国海军CH-53系列直升机采用发动机驱动式油泵吸入油料，且使用记录优良，UTTAS也要求使用吸入式供油系统。这种系统的最大优点是防止油管损坏后因油料喷溅而起火。“黑鹰”的所有油管均为自封闭式，这样可以防止油管遭弹击破损后吸入空气引起发动机熄火。油箱的自封闭功能可保证其被各种枪弹击中后油料不泄漏，而且油箱本身对火焰和液压冲击的承受性能就很好，还能承受23毫米或30毫米高爆燃烧弹（HEI）的打击。

UTTAS项目的飞行操纵系统设计强调最大限度地将主驾驶与副驾驶的操纵装置分开，只有在操纵装置混合传动机构处才连接在一起。驾驶舱甲板下方水平控制操纵拉杆下的塑料槽可防止其严重损坏时卡住机体结构件。

“黑鹰”尾桨塔柱内独有的预加载扇形摇臂可以使飞行员在其中一根操纵钢索被切断后仍能够完全操纵尾桨。仅剩的一根操纵钢索可在自动检测到钢索正常拉力消失后，通过弹簧加压的扇形摇臂既实现推的动作又实现拉的动作。

如果两根操纵钢索同时断裂，位于尾桨控制伺服系统中的定中弹簧会将伺服阀门放至合适位置，并将尾桨总距保持在巡航状态使直升机能够安全返航。

UTTAS项目中的飞行控制系统还使用了另一种创新设计以增强抗弹击能力，即三轴直角摇臂。

传统的飞行操纵直角摇臂包括输入机构、支轴、输出机构，弹击造成的损伤对该部分影响很大。尽管“黑鹰”上的直角摇臂数量众多，但由于它们体积较小，故易受攻击的重要区域大为缩小。H-60系列直升机上的三余度直角摇臂极大增强现降低了发动机的红外识别特征和排气可见性，大大降低了直升机的被探测概率。按照最初设想，红外抑制系统只在平飞速度达到80节以上时才发挥作用，但后来陆军要求在直升机悬停时红外抑制系统同样要发挥作用。通过重新设计抑制器，西科斯基公司才满足了军方这一要求。

通过将旋翼桨尖设计成后掠式，并将桨尖速度设定为213.36米/秒，“黑鹰”的旋翼噪声值比同代直升机都要低。驾驶舱风挡被设计成减少反光的形状，风挡与驾驶舱蒙皮增加了导电涂层以减小雷达反射截面积，这同样是为了降低直升机的被探测概率。

通过对越南战争中直升机战场受损情况进行分析，美国陆军发现发动机、供油系统与飞行操纵系统在遭受弹击后最容易导致坠机或迫降。在这一统计数字中，军方原本预计因发动机受损而导致坠机或迫降的绝大多数为单发直升机，尤其是动力不足的单发直升机。然而事实证明，双发直升机在一台发动机受损后的坠机概率极高，这是因为在东南亚高温气候条件下某些双发直升机的功率裕度相对较低。这样的结果是，直升机在作战地区降落时不得不处于高度速度曲线的“回避”区工作。

低功率裕度导致海拔152米以下且速度大于30节成为双发直升机一台发动机受了直升机抗小口径火力打击的能力。

CH-54（西科斯基公司编号S-64）双发单桨起重直升机，绰号“空中吊车”

正常飞行时的尾桨操纵扇形摇臂图

一根尾桨操纵钢索断裂后的扇形摇臂状况。飞行员在被告知后，可以用另外一根尾桨操纵钢索完全控制尾桨总距

预加载的尾桨操纵扇形摇臂可在一根尾桨操纵钢索被切断时继续操纵尾桨

一旦两根尾桨操纵钢索控制杆全部断裂，定中弹簧会起动集成式伺服系统，将尾桨总距调至合适值，以便直升机以巡航速度飞到安全降落区

乘员保护措施

早在UTTAS项目出炉之前，为保护乘员免受地面炮火攻击，同时提升直升机的抗坠毁性，相关创新性研究已开展多年。其中一项由西科斯基公司承担的合同便是为陆军CH-54运输直升机研制驾驶舱装甲、新型抗坠毁座椅。这些前期努力都为UTTAS项目所要求的乘员座椅打下了基础。

西科斯基公司为CH-54研制的第一种试验座椅，带有活动的侧面防护甲板，与后来按UTTAS项目研制的驾驶舱座椅类似，动能吸收设计理念也为后来UH-60的乘员座椅所采用。

Carborundum公司为CH-54“空中吊车”项目制造的陶瓷复合材料椅盆仅44.44千克/米2，而海军CH-53D直升机椅盆采用的双硬度钢为65.56千克/米2。椅盆重量的显著减轻使得UTTAS的机组成员座椅本身可以采用碳化硼材料。

UTTAS原型机和初期生产型“黑鹰”直升机上使用的吸能解决方法的发展充满了传奇色彩，因为它采用了民用商业技术来满足新的军用要求。被称为“Torshock”的动能吸收装置最初被加利福尼亚州高速公路局用作高速公路两侧的护栏，以防止粗心大意的司机撞断护栏。即使护栏被撞，维护人员只需将护栏扳回即可，不需更换“Torshock”动能吸收器。由ARA公司发明的“Torshock”动能吸收器十分简单，它由一个钢索卷环分开的两根管子组成。钢索直径决定所能吸收动能的量。当被应用到直升机座椅上时，钢索直径便决定所能承受过载的大小。

“黑鹰”的装甲座椅椅盆连接有6根“Torshock”支杆，坠机时可有效吸收来自上下前后左右6个方向的撞击过载。

稍后Simula股份有限公司（现属Armor Holdings股份有限公司）专门为UH-60设计了一种新乘员座椅。该座椅椅盆连接有4个支撑结构，全部装在两根竖直支撑管上。两根支撑管既能调节座椅高低，又能吸收撞击动能。在高速垂直坠机事故中，座椅沿支撑管向下移动，移动距离由两个倒置的能量衰减器控制。基于乘员的平均体重，座椅至少可在30厘米的移动范围内消去14.5的过载，驾驶室甲板内的凹腔允许座椅全程下沉。每个座椅均配备大腿束带和带有惯性卷筒的肩部保险带。所有的腿部系留带都为低弹性编织带，在系留带末端有一个单向旋转扣。整个束缚系统可以防止坠机时乘员在系留带内滑动，并可让乘员迅速解开从紧急出口逃生。

尽管UH-60座椅对不同弹道武器的承受力仍是保密的，但对乘员躯干的保护在陆军的技术要求中是首位的。具体规定了对-15度下半球的防护，由弧形整体椅盆和两侧活动护翼共同为乘员提供保护。根据陆军一位资深飞行员的评价，护翼形状在UTTAS原型机早期设计阶段做了改动。

1973年9月，美国陆军对UTTAS原型机木制全尺寸模型进行评审。项目总负责人利奥·特纳准将亲自坐在飞行员装甲座椅上，评价它的内部与外部视界。特纳准将手拿一把木锯，将两侧护翼各锯掉了一部分，直到感觉座椅在保护性能和视界上达到满意的统一，这成为飞行员座椅的最终形状。

独特的三轴直角摇臂被广泛应用在“黑鹰”操纵系统中。通过设置第二支撑点，即便三个枢轴中有一个被卡住，直角摇臂仍可正常运动

西科斯基公司工程师戴维·范斯勒正在试验带有护甲的抗坠毁乘员座椅实体模型，该项目属于20世纪60年代中期与陆军签订的CH-54直升机研制合同

Simula公司在1993年成为“黑鹰”机组乘员座椅的主供应商，为UH-60及其改型机生产的座椅累计超过4000个

“黑鹰”的机组乘员座椅由陆军作为政府特供装备交付给西科斯基公司，该座椅由Simula公司制造

对直升机的威胁

美国陆军UTTAS招标书强调“黑鹰”直升机在7.62毫米、12.7毫米和14.5毫米弹头攻击下生存的重要性。UTTAS招标书对“黑鹰”机身在7.62毫米弹头攻击下的易损区域做出了专门限定，对于威胁性更高的弹头，陆军招标书要求如下：直升机核心部件应能最大限度承受速度为488米/秒的12.7毫米穿甲燃烧弹攻击，以及速度为488米/秒的23毫米高爆燃烧弹攻击。另外，应将30毫米、37毫米、57 毫米高爆燃烧弹威胁的影响和近炸引信弹与导弹的爆炸气浪和破片的影响降至最小。

在20世纪70年代，能够预见的对UTTAS的主要威胁来自苏联ZSU-23-4“石勒喀河”23毫米防空装甲车。

ZSU-23-4装甲车能够自动捕获、跟踪低空飞行物，有效防空射程为2500米。装甲车的四联装机炮循环射速可达每分钟800～1000发，为了节约弹药，各炮管通常进行每次2～3发炮弹的点射，且高爆燃烧弹与穿甲燃烧弹的比例为3∶1。

因此，重点是放在降低“黑鹰”对23毫米炮弹的易受损性上。这主要靠部件多余度和部件分开放置来实现。在“黑鹰”设计初期，提高对23毫米炮弹的承受力主要通过改变机体结构，尤其是尾锥结构来实现。

西科斯基公司最初在位于马里兰州阿伯丁的国家弹道研究实验室对直升机尾锥做抗23毫米炮弹测试。当时仅能获得老式S-61直升机的尾锥，进行了许多次试验，许多尾锥被修复。最终证明，“浮动式结构”能够最大限度提升尾锥对23毫米炮弹的承受力。这种结构能最大限度地将主承载桁梁分散开，使尾锥对23毫米炮弹的承受力提高到90%，因此这种结构设计方法也被纳入UTTAS项目。

到现在为止，只有一起“黑鹰”被23毫米炮弹击伤的案例。在1983年的格林纳达行动中，一发23毫米炮弹从敞开的机舱门射入命中主减速器，直升机采取紧急迫降，后被美国陆军炸毁。同时，“黑鹰”还面临着火箭助推式榴弹（RPG）的威胁。1961年RPG-7开始装备苏军，这款武器也被世界各民兵组织和游击队大量使用，至少7个国家在生产。RPG-7是一种肩扛发射、前装弹式的反坦克/反步兵用榴弹发射器，各种体积较大并带有稳定翼的榴弹从直径40毫米的发射管射出。

RPG-7最大能发射85毫米反坦克弹。1994年10月在索马里摩加迪沙作战期间，两架美国陆军“黑鹰”被火箭助推式榴弹武器击落，但具体为何种尺寸弹头未知。两架直升机均被击中尾锥。

一架“黑鹰”在土耳其进行训练时被火箭助推式榴弹击中机身过渡段。在感觉到尾桨液压系统失灵后，飞行员采取了紧急迫降。机械师修复液压线路后，直升机返回基地。“黑鹰”在遭到RPG武器直接打击后仍能返回基地实属不易。但在面对其他小口径武器威胁时，“黑鹰”生还并无悬念。在1983年10月的格林纳达行动中，一架“黑鹰”在贴地飞行时被许多颗子弹击中。

据飞行员报告，在他贴地飞行执行补给支援任务过程中，飞越一个山脊时突然发现一大队敌人向他驾驶的直升机开火。虽被击中大腿，但他仍设法驾机返回基地。

事后检查显示机身至少有29处被击中，均由AK-47武器发射的7.62毫米弹头击中，所有击中射击全部来自机身下半球。右上图中复原的弹道显示地面小口径武器在射击时全部瞄准了驾驶舱。

20世纪70年代的苏联ZSU-23-4 23毫米防空装甲车

在1983年的格林纳达行动中，一架“黑鹰”被地面小口径武器击中29处的弹道

被RPG击中机身过渡段的“黑鹰”，但未造成严重的结构损伤，附近油箱也未损坏。经机械师就地维修后，这架“黑鹰”安全飞回基地

RPG-7对移动点目标的最大有效射程为300米。正常情况下，弹头在飞行4.5秒后会自爆，这段时间的飞行距离大约为920米，普遍认为弹头的命中率只有50%

生存性评价

虽然陆军对“黑鹰”进行实弹射击测试的结果仍是保密的，但从军方的实际作战记录可以得知，“黑鹰”完全达到了陆军于1972制定的生存力标准。大量使用经历证明，UH-60完全达到甚至很多情况下超过了陆军对安全性的要求，尤其在受到弹击损伤后至少能再坚持飞行 30分钟。能做到这一点的最重要因素是因为在UTTAS项目开始之初，对抗坠毁性和抗弹击性的要求便成为直升机设计步骤中的一环。

在“黑鹰”项目中首次在设计过程中对直升机生存性的要求与对性能、重量、可靠性及其他重要指标同样看作是优先考虑的因素。这一崭新理念催生了许多全新设计，并使生存性成为一个独立的设计领域。就“黑鹰”及其衍生机型来说，它们以重量和成本略微增加为代价，换得了前所未有的高生存性。对整个直升机工业来说，“黑鹰”的作战经历有助于为新的军用与民用直升机的生存性制定可达到的设计标准。