旋翼的選擇

旋翼的選擇

20世紀70年代的軍用直升機工藝技術水平根本不可能滿足陸軍對于UTTAS在性能、可靠性和生存力方面的苛刻要求。新型直升機的設計方案不是通過在參數上按比例縮放現有直升機就能實現的。由于陸軍要求在作戰性能上進行重大改進，因此其技術團隊鼓勵UTTAS采用全新構型并對UTTAS所需的旋翼機技術進行新的研究，盡量采用全新結構和旋翼技術。無疑競標者需要提出創新的設計方法和新技術，這就不可避免地會產生一定程度的風險。因此，數據論證的力度和對技術風險的評估成為衡量原型機和生產型機提案的關鍵性因素。

綜合來看，陸軍對于通用戰術運輸直升機的要求強烈地表明了旋翼和尾槳比其他任何系統都更需要利用新技術，由于旋翼一直是直升機的心臟和核心，這也無可厚非。旋翼系統產生力和力矩，但同時也是產生振動、噪聲和需要維修的主要原因。因此，直升機由于其旋翼的獨特特點，尤其是振動、機動靈敏性、噪聲和維修負擔，為人們所牢記。

西科斯基公司當時的旋翼技術特點是全鋁槳葉、對稱翼型、滑油潤滑的鉸接式槳轂，這離UTTAS的要求目標差得很遠。UTTAS直升機需要非常先進的槳葉和槳轂設計才能滿足技術要求。因此，有必要考慮新槳葉空氣動力設計參數、新槳葉結構設計和材料以及從全鉸接式到無鉸鏈剛性旋翼的新旋翼槳轂概念。

問題在于如何在技術風險和技術利潤之間取得適度平衡，并說服陸軍相信天平兩邊是非常平衡的。在“黑鷹”40多年的服役過程中，累計飛行超600萬航時，事實證明適度平衡的確得到了實現。

UTTAS以及后來“黑鷹”所采用的新旋翼技術或設計方法都未進行任何根本的改動，而且在日后H-60所有型號的長期服役過程中也都沒有出現任何問題。新旋翼系統的性能表現符合預期計劃，且應用到了西科斯基公司后來生產的所有型號中，直到25年之后被更新的技術所取代。下面主要討論的是對“黑鷹”的成功貢獻最大的旋翼革新，特別是鈦合金旋翼槳葉、彈性旋翼槳轂、“十字交叉梁”尾槳以及斜置尾槳。

鈦合金/復合材料旋翼槳葉

UTTAS旋翼槳葉的空氣動力學特點是影響直升機性能最重要的因素。旋翼槳葉的這種結構特點為直升機提供了高可靠性和戰斗生存能力。新旋翼槳葉獨特的扭轉分布、彎曲翼型、后掠式槳尖再加上鈦合金大梁的結構特性，使得旋翼槳葉很好地滿足了陸軍最為關注的要求。它的空氣動力學效率、結構完整性和彈傷容限是西科斯基公司之前生產的所有槳葉都無法與之相比的，甚至同時代其他直升機生產商所生產的槳葉也都無法與之匹敵。旋翼的效率用Q值（FM）來表示可達0.75，是已知的作戰直升機上所取得過的最佳效率。從結構角度來講，這種槳葉經驗證疲勞負荷壽命是無限的、絕對耐腐蝕，彈傷容限可達23毫米炮彈打擊。這些特性后來成為了世界標準。

旋翼槳葉的空氣動力學設計

UTTAS的一個主要設計目標是盡可能提高飛行器的升力效率，這不單單是因為陸軍對性能的苛刻要求，還因為空運所需的機體緊湊要求。這就必須對合適的槳葉空氣動力學特征進行研究，使旋翼效率比當時正在生產中的旋翼效率提高5%～10%，以便將旋翼盡可能縮到最小。另外，西科斯基公司還采用了斜置尾槳的革新，進一步縮減了旋翼尺寸和重量。

可是，當時槳葉設計人員在風險和利潤之間進退兩難的困境還是對研究合適槳葉的工作造成了影響，西科斯基公司工程師皮特和鮑勃對這種困境進行了簡潔的概述：

陸軍對直升機旋翼的要求給設計人員提出了一個較大的挑戰，要求提出旋翼槳葉必須在多種狀態下工作。這些狀態包括從“簡單的”懸停到前飛時前行槳葉的不穩定跨聲速流和后行槳葉的不穩定失速流。槳葉設計能否成功，取決于與這些工作狀態有關的、彼此相互沖突的設計參數之間的適當平衡……懸停效率的提高在多大程度上能與高速度和機動性需求相兼容要取決于設計人員研發材料和氣動彈性構造的能力，這將保證旋翼的前飛特性在可控范圍內。

20世紀70年代初UTTAS項目開始時，西科斯基公司正著手發展所謂“第二代”旋翼。早期的旋翼槳葉一般采用對稱翼型，主要是NACA0012，以保持較低的俯仰力矩，以便將操縱載荷和大梁的扭轉角控制在較低水平。早期槳葉有一個6 度～8度的負扭轉以提高懸停性能，但前飛載荷造成槳葉結構局限，以致扭轉角度受到制約。由于鋁合金大梁機械加工出來后是在扭力作用下扭轉的，因此扭轉是沿槳葉展向線性分布的。當時生產的旋翼槳葉是由擠壓（成形）的鋁合金大梁和膠合的鋁合金槳葉后段件構成的，大梁后的翼型由后段件形成，而沒有特別設計的槳尖罩。早期那些旋翼的懸停效率（Q值）在0.65～0.70之間。這一旋翼槳葉技術幾乎應用到了西科斯基公司生產的所有直升機上，直到鈦合金大梁、新翼型和后掠槳尖出現。

20世紀60年代末為陸軍生產的CH-54B重型運輸“飛行吊車”首次使用了西科斯基公司生產的Q值更高的旋翼。CH-54B首次采用了非線性扭轉旋翼，和同時期的槳葉相比有較高的扭轉。與CH-53槳葉-6度扭轉相比，CH-54B的槳葉為-14度的等量線性扭轉。由于扭轉的增加，CH-54B旋翼的Q值最大達到0.73，與扭轉較低的CH-53旋翼0.69的Q值相比大大提高了。然而由于較高的扭轉極大增加了鋁合金大梁的振動應力，CH-54B的航速受到了限制，僅為110節。但因為CH-54B的任務是運載大型外部載荷，速度低點兒陸軍也是可以接受的。而在UTTAS項目中，高扭轉雖然對垂直性能來說非常重要，但卻不能以犧牲速度為代價，因為陸軍要求其巡航速度要達到150節。因此，考慮到鈦比鋁的容許應變更大而且抗腐蝕性更強，最后UTTAS選擇了鈦合金大梁。

盡管CH-54B旋翼具有最大值為0.73的Q值，但當時采用的是六片槳葉。當CH-54B槳葉在特定的4槳葉旋翼槳轂上進行測試時，模擬UTTAS旋翼，其他因素不變，Q值下降到0.71。這遠遠低于UTTAS的預定值。Q值這一令人震驚的下降是因為槳葉減少造成的槳尖尾流不均或是4片槳葉每個槳尖之間的圓周距離比6槳葉旋翼的大。槳尖之間的距離增大使得槳尖處于前一片槳葉所產生的旋渦中的不同位置上。雖然要達到UTTAS旋翼既定的0.75的目標Q值是個高難度的挑戰，但設計人員最終還是通過良好的工程研制使其得以實現。

西科斯基公司分配到UTTAS項目組的一位空氣動力學家唐納德·杰普森“對改進旋翼空氣動力效率有著異乎尋常的熱情”。杰普森和來自聯合飛機研究實驗室的杰克·蘭德格雷伯一起集中所有精力了解渦流運轉的性能效果，找到能夠在前一片槳葉的槳尖渦流區域內有效工作的最佳槳尖幾何形狀。他采用全尺寸CH-53槳葉在旋轉試驗臺上多次進行試驗，用3槳葉、4槳葉、5槳葉、6槳葉旋翼對各種不同的槳尖設計進行評估。

通過試驗，他發現可在槳尖區域形成一種獨特的扭轉形狀，使槳葉迎角可以在90%的葉展范圍內改變或下彎。UTTAS槳葉選擇了這種由槳尖扭轉構造和-18度的內側線性扭轉形成的-16.4度的等量線性扭轉。從圖中可以看出，葉展外側4%上的扭轉事實上都是朝相反的方向，且減小了幾度等量的線性扭轉。

杰普森研制這種獨特的UTTAS槳葉形狀被稱做“貝塔”槳尖，其推理是由于槳尖經過前一個槳葉槳尖渦流軌跡的外側而提高懸停性能。渦流干擾的有害作用也能降低，槳尖部分的升力得以增加。在前飛過程中，反向扭轉會減小前行槳葉的槳尖負載荷，從而再度提高前飛效率。幾年后，利用先進計算機編碼證實了杰普森理論。高扭轉和貝塔槳尖扭轉構造為接近0.75的Q值做出了極大貢獻，但0.75的目標還是沒有實現。最后是利用另外兩個空氣動力學設計特點促成了這一目標，這兩大設計特點是：彎曲翼型設計和后掠槳尖。

UTTAS旋翼槳葉全展長首次選用的翼型是由西科斯基公司設計的彎曲翼型SC-1095，目的是為了提高在各種使用條件下的性能。它從兩個方面提高了懸停性能：一是因最大升力系數較高，產生升力較大；其次因其負俯仰力矩，增加了槳葉固有的負扭轉。除上述固有扭轉外還額外增加了大概1.5度的扭轉，這就使Q值進一步得到提高。西科斯基公司首先將該翼型應用于CH-53D“改進型旋翼槳葉”（IRB）項目上。在IRB項目中，西科斯基研發出了生產鈦合金大梁所需的制造技術。CH-53D裝備了“改進型旋翼槳葉”，所有飛行狀態下的性能都得到了重大提升，包括機動飛行，這使這種新型翼型成為UTTAS槳葉的必然選擇。此外，新型槳葉翼型的旋轉試驗臺和飛行測試也非常及時，因為“改進型旋翼槳葉”的首飛是在1971 年9月，正好是在陸軍發布招標書的前4個月。

西科斯基公司利用槳葉葉展外側5%段后掠20度再次提高Q值。后掠槳尖的特點來源于“黑鷹”同名試驗型直升機，這一試驗型直升機也是在UTTAS項目進程中開始飛行測試的。

這種試驗型直升機被命名為S-67型，是使用公司S-61的動力部件制造的一種武裝攻擊直升機的原型機。原型機原計劃用做備選，以替換1969年下馬的洛克希德公司AH-56“夏安”攻擊直升機項目。S-67的設計速度為180節，使用S-61現有的旋翼，利用短翼分擔旋翼部分載荷。這一高性能直升機的設計團隊由阿里斯蒂德斯·艾伯特帶領，他是西科斯基公司一位最具競爭實力的設計者，整個項目則由肯尼斯·E.霍西負責（他后來成為UTTAS項目經理）。原型機只制造了一架，從批準之日起，設計、制造到飛行只用了一年時間。西科斯基公司將S-67命名為“黑鷹”（Blackhawk），碰巧，幾年后，陸軍將UTTAS也命名為“黑鷹”（Black Hawk）。而事實上，這一新型號的確在槳葉槳尖的幾何形狀上與早期的“黑鷹”有著繼承關系。

考慮到前行槳葉馬赫數較高造成的不利影響，S-67安裝了后掠槳尖。槳尖后掠20度是為了避免出現分諧波振動軌跡（SMOT）現象，即槳尖在高馬赫數時槳葉軌跡產生偏離的現象。后掠槳尖在S-67上起到了預期作用，此外它對UTTAS旋翼設計也具有重要意義。槳尖所產生的噪聲降低了，且更重要的是槳尖產生的力生成繞槳葉彈性軸的力矩。由于后掠角造成載荷的偏移，這些力矩使槳葉扭轉發生變化。UTTAS槳葉的這種扭轉變化在懸停狀態達到了約-1度，使Q值得到進一步提高。

高扭轉對于懸停飛行狀態的好處得到了公認。但在鈦合金翼梁生產出來之前，必須對巡航飛行下的高扭轉結構方面的問題（包括振動應力水平和氣動彈性特性）進行調整。

由于鋁合金大梁的疲勞強度或更精確地說是容許應變特性的原因，前飛過程中高扭轉所產生的較高的振動應力限制了可在鋁合金大梁上利用的扭轉量。至于UTTAS槳葉，高扭轉和高速飛行過程中所產生的高應力問題則因鈦合金材料的使用不復存在。鈦合金的振動容許應變特性比鋁要高一倍，這樣就可以允許在整個飛行包線內使用高扭轉而不會造成任何疲勞損壞。“黑鷹”槳葉在飛行了2000萬槳葉航時后仍未出現任何疲勞裂紋問題，這充分證明了鈦合金是當時用作大梁材料的最佳選擇。

UTTAS槳葉通過幾個設計特點在爭取懸停性能最大化的同時實現了在前飛中控制旋翼特性。鈦合金大梁大大提高了容許應變量，可適應前飛過程中高扭轉所造成的較大應力。有關大梁材料選擇有兩個重要問題。第一是扭轉和速度對振動平面彎曲應力的影響以及對高應變材料的要求。

從容許應變的角度來看，鈦、石墨和玻璃纖維都被認為是很好的備選材料。試驗表明鋁可以通過高扭轉獲得高Q值，或者通過低扭轉實現高速度。而鈦則能夠同時滿足這兩個要求。由于平面應變約減少20%，較薄的SC-1095翼型使結構裕量得到進一步增加。

除了提供較高的容許應變外，鈦還提供了更大的大梁扭轉剛度，這非常重要。由于旋翼槳葉是高展弦比結構，受到由離心作用引起的扭轉剛度較小，施加的扭轉力矩如果控制不當將導致扭轉響應較大，造成振動甚至是不穩定。UTTAS鈦合金密封管大梁的高扭轉剛度可防止出現這種不穩定狀態。另外后掠槳尖在控制扭轉響應和穩定前行方面非常有效。UTTAS首飛時的翼型從槳根到槳尖都是SC-1095。飛行測試項目初期，外側翼型被改成SC-1094 R8。

“黑鷹”20度后掠槳尖源于西科斯基公司S-67“黑鷹”原型機。由于和槳葉扭轉彈性軸相關的槳尖空氣動力載荷的作用，使得這一槳尖形狀可在懸停和巡航飛行過程中按增加效率的方向自動改變槳葉扭轉

鈦合金大梁的基本原理和難點

20世紀50年代末，西科斯基公司就開始使用鈦作為旋翼和主減速器的部件材料，這主要歸功于當時主管工程的副總裁哈里·T. 詹森。后來，美國直升機學會可靠性獎以詹森的名義命名，以表彰其在建立安全壽命和破損安全設計標準方面所做出的貢獻。

詹森早就認為鈦的特性非常適用于直升機旋翼和主減速器部件的振動載荷環境。他為了解鈦的疲勞強度進行了開拓性研究，建立了數據庫，實現了以高置信度從典型的鋼部件向鈦部件轉換。鈦極大地提高了疲勞壽命，減輕了零件重量，消除了腐蝕性，而這些通常都是造成鋼和鋁部件產生疲勞斷裂的原因。

10年后，即20世紀60年代末，鈦的屬性被進一步應用到大梁上。西科斯基公司首次嘗試將鈦合金大梁用于前行槳葉概念（ABC）試驗型共軸旋翼直升機上。緊隨前行槳葉概念之后，也就是在UTTAS項目即將啟動之前，隨海軍陸戰隊運輸直升機CH-53D改進型旋翼槳葉的研發，鈦應用于大梁的技術迅速成熟起來。

在鈦的眾多特性當中，與鉸接式旋翼的大梁關系最密切的是鈦的較高容許疲勞應變。這種特性的好處隨設計巡航速度的增加而越加明顯，鈦較高的容許疲勞應變比我們更熟悉的容許疲勞應變更適用。相對其他特性，容許疲勞應變是更為重要的結構特性，這與產生槳葉振動應力的機制有關。前文曾提到過：

槳葉關鍵部位的振動曲率半徑在平面方向對大梁的彎曲剛度很不敏感。因此，所有條件相同的情況下，鉸接式旋翼槳葉是一個恒定的振動應變系統。這主要因為在確定槳葉彎曲運動中離心剛度起主導作用。

顯而易見，有高容許應變的材料是大梁的首選材料。鈦的容許疲勞應變是西科斯基公司早前的旋翼槳葉所采用的6061鋁的兩倍。這一特點加上它的高強度重量比和抗腐蝕性，使得西科斯基公司決定克服困難制造鈦合金大梁槳葉。制造鈦合金大梁的困難在于不但要制造一定數量用于試驗的槳葉，而且還要研發批量生產的工藝，同時要重點控制工藝的可變性。

西科斯基公司在S-69高速前行槳葉共軸旋翼概念中首次采用鈦合金槳葉大梁。大梁是由很長一整塊鈦擠壓件通過機械加工而成，對于試驗型槳葉來說尚可接受，但要進行量產，造價就太昂貴了

站在首片完成的IRB槳葉旁的是貝爾·保羅（左），他說服西科斯基公司和海軍管理層相信這項新技術具有潛在利益；鮑勃·津科（中）成功指導了該項設計活動；萊斯·巴勒斯（右）指揮研制出適于制造鈦合金大梁的加工工藝。這三位工程師因在研制鈦合金/復合材料旋翼槳葉方面所做的杰出貢獻獲得了由聯合飛機集團公司授予的喬治·米德金質獎章

鈦合金大梁的制造技術

鈦合金大梁旋翼槳葉極其重要，但要想實現性能和結構完整性的優勢，必須在制造技術上取得重大進步，而且先進設計革新也同樣需要先進的工藝和制造方案。要以現有方法制造質量高、費用合理的鈦合金大梁，必須研制新工藝，以便能大規模生產。

到20世紀70年代初，上述工藝最終由西科斯基公司開發出來，并被應用于制造西科斯基公司S-65、S-70和S-76型直升機的鈦合金旋翼槳葉。這些型號全部采用相同的基本工藝，共計制造了20000多片鈦合金槳葉。

對鈦合金大梁制造方法的研究是從1965年西科斯基公司設計前行槳葉概念共軸旋翼開始的。這一概念的理念就是通過使每副旋翼的前行槳葉分擔更大的升力分量來延緩后行槳葉失速的限制，從而實現提速。這就要求一副旋翼的彎矩需通過另一個旋翼的彎矩來平衡，也就意味著需采用更像螺旋槳一樣的剛性旋翼而不是直升機旋翼。另外還需縮短兩旋翼間隔距離以降低阻力；因此，槳葉在平面方向的剛度必須很大。要在保證重量合理的情況下實現兩副反轉旋翼之間的近距離，只有鈦的強度和模量都合適，因此鈦是最佳的材料。作為一種全新的概念，前行槳葉概念直升機還存在許多技術難點，其中一個重要問題就是制造鈦合金槳葉。

第一架前行槳葉概念試驗機XH-59由西科斯基公司與美國幾家政府機構共同出資研制。1970年在艾姆斯研究中心風洞進行了旋翼性能測試，1973年首飛。

XH-59試驗機直徑為12.2米的共軸旋翼槳葉是由5.18米長的6AL-4V鈦擠壓件機械加工而成，里外都經機械加工，形成錐形的直徑和錐形壁厚的管。大梁管在熱成形陶瓷模中經加熱處理成橢圓形。最終制造出來的大梁翼型十分精密，扭轉分布也非常準確，但機械加工的費用昂貴，鈦的使用也非常浪費。這種熱成形操作非常成功，其后所有鈦合金大梁的制造都采用了這種方式。因此，尋找廉價的方法來制造預成形鈦件，以便于對其進行熱成形處理就成了接下來的目標。

用以實現這個目標的制造技術是在R&D項目期間為研發CH-53D的新型高性能改進型旋翼槳葉而研制出來的。改進型旋翼的性能目標包括將CH-53D運載能力提升到1588千克有效載荷，在總重量為17237千克的情況下，巡航速度達到180節，且不出現槳葉的疲勞損壞。選擇鈦作為大梁材料的理由上文已提到。1970年5月，西科斯基公司的管理層在得到海軍支持前，撥出R&D資金開始研制CH-53D直徑為21.95米的旋翼。1971年9月，差不多就是在陸軍授權制造UTTAS原型機項目的前一年，改進型旋翼槳葉（IRB）鈦合金槳葉首飛。飛行評估結果表明，IRB槳葉空氣動力和結構性能都比預期的還要好，在最大功率、總重量達到 19051千克時，大梁應力仍在鈦的疲勞極限內。IRB這一突出的性能證明了其空氣動力設計特點和鈦的使用以及制造槳葉的加工工藝方式可行。結果，從IRB項目中得到的數據非常及時地向陸軍證明了西科斯基公司的UTTAS設計特點和材料選擇的正確性。IRB項目的成功主要歸功于3位西科斯基公司的工程師——貝爾·保羅、鮑勃·津科、萊斯·巴勒斯，他們的成就得到了聯合飛機集團公司的表彰。

改進型旋翼槳葉（IRB）項目盡管從名稱來看很低調，但無論是在驗證空氣動力學革新所帶來的好處，還是在研發和驗證合格的制造工藝上都無疑是一次巨大的成功。CH-53D旋翼的槳葉要求鈦合金大梁達到10.08米長，難點就在于要找到一種經濟的方法來制造出這一長度并可隨時將其熱處理成所需形狀和扭轉的預成形件。最初是將每個重2449千克的擠壓件機械加工成91千克，制造出8片原型機槳葉。與此同時，繼續研究合理的加工工藝。在研制出適當的熱變形加工工藝取得滿意的晶粒微觀結構后，這些大梁的擠壓件也就得以成功地被擠壓成10.08米長。盡管尚未考慮過量產這種槳葉，但由于幾項制造工藝還處于探索中，因此這些擠壓件對于快速制造試驗槳葉來說非常必要。

當時曾嘗試了三種方法來制造這種空心長鈦管，第一種通過滾壓工藝來軋制冷管并未獲得成功，這是因為在初始滾壓過程中會造成表面撕裂。第二種熱管軋制的情況要稍好一些，但仍未能消除表面的一些皺皮和撕裂。第三種方法獲得了成功，西科斯基公司所制造的所有鈦合金大梁最終都采用了這種加工方法。這種加工工藝首先是使用12.19米長2000噸重的液壓機冷成形退火鈦薄板。

冷成形分階段進行，最終形成一個開口管可隨時進行等離子電弧焊。

這個C形斷面管沿整個管長在一個制造密封管的焊道里夾緊并進行電弧焊。左側第3張圖為在受控大氣下準備進行焊接的絞盤焊接機和開口管。

焊接好的管在加熱陶瓷合模中再經高溫蠕變處理成橢圓形，在這一過程中形成高扭轉。左側第4張圖為嵌入焊接管的陶瓷模腔和布置在低應力區的焊接線的近景特寫。在膠合蒙皮組件之前，要對大梁進行噴丸處理并通過皮卡汀尼工藝對表面進行預處理。

在對鈦合金大梁制造加工工藝修改完善后，西科斯基公司采用這種工藝制造了S-70、CH-53D/E、S-76各型號數以千計的旋翼槳葉。

“黑鷹”旋翼槳葉的空氣動力設計特點是能夠滿足陸軍性能要求的關鍵，而其鈦合金大梁則為這些特點提供了結構基礎。在超過25年包括戰斗行動在內的服役期內，槳葉飛行時數累積達到2000多萬小時，鈦合金材料槳葉滿足了性能、疲勞壽命以及彈傷容限方面的各種要求。

西科斯基公司用2000噸的液壓機將鈦薄板冷成形為開口管

四個連續步驟將鈦合金板冷加工成圖最上面的開口管，隨時可準備焊接成閉合形狀

冷成形的開口管在惰性氣體中進行電弧焊

這是在裝填焊接管之前的加熱陶瓷模。加熱陶瓷模將圓形鈦合金大梁管熱加工成翼型形狀同時形成扭轉。內部氣壓使大梁在加熱條件下不至塌皺

彈性旋翼槳轂

一般認為早期旋翼系統較復雜、可靠性差、維修率高且極易在戰斗中受損，總體來說這種觀點是正確的。早期大型多槳葉直升機所特有的那種全鉸接式旋翼需要經常維護，翻修間隔時間短。旋翼通常是直升機主要的維修負擔，所有旋翼的重大維修都不可避免地必須在后方維修基地進行。但彈性軸承技術在UTTAS旋翼槳轂的設計上所取得的突破改變了這種狀況。這種設計不僅滿足了低維修量和高可靠性要求，而且還獲得了非常高的彈傷生存力和空中運輸所需的緊湊性，且所有軸承和零部件都可以進行機上更換，不再需要進廠翻修。

西科斯基公司在選擇UTTAS旋翼設計方案時，還考慮到了競爭對手可能提出的旋翼設計方法。公司估計波音·伏托爾公司的旋翼設計很可能會以德國MBB公司新近為BO-105直升機研制的剛性旋翼方案為基礎。它強調了BO-105旋翼系統的優點，即高操縱功效和簡潔性。剛性旋翼表面看上去似乎是絕好的候選，能夠滿足陸軍最關鍵性的要求。剛性旋翼所固有的高操縱功效非常適合機動要求，而其緊湊性也有助于全面解決空中運輸問題。另外，剛性旋翼使軸承不再需要潤滑，這就為UTTAS提供了重要的維修優勢。

盡管剛性旋翼方案表面上看來似乎很有吸引力，西科斯基公司卻認為剛性旋翼從氣動彈性和結構角度來講在當時還沒有足夠的理論支撐。同時，西科斯基公司正與聯合飛機研究實驗室共同研制UTTAS無軸承“十字交叉梁”尾槳。在研制“十字交叉梁”尾槳過程中，對無軸承旋翼的氣動彈性的穩定性和最佳材料的選取已研究透徹。但公司認為，對于UTTAS項目，將所取得的這種認識推廣到對槳葉運動要求高很多、對飛行器振動影響很大的旋翼上風險還是很大。

西科斯基公司選擇UTTAS旋翼設計方案的一個最重要因素是尺寸大小合適的彈性軸承技術出現了。這種技術有希望徹底解決一直以來由傳統軸承的潤滑所造成的鉸接旋翼維修問題，同時能在一定程度上使設計更具靈活性。這是早期使用金屬防磨軸承提供槳葉揮舞、擺振和變距自由度的鉸接旋翼所無法實現的。

彈性軸承技術的這一突破來自于美國海軍資助的項目，目的是對應用到直升機旋翼上的彈性軸承進行大規模驗證。這個項目的成功明顯為UTTAS的旋翼設計提出了令人矚目的新型設計方案。1970年，僅在陸軍發布UTTAS項目招標書的前兩年，海軍和西科斯基公司就開始為海軍陸戰隊CH-53D直升機研制一項新型全鉸接旋翼轂。這種新型旋翼轂以彈性軸承為基礎，取代該直升機當時所采用的減磨軸承。

海軍這個項目的目標是在提高可靠性的同時大大減少CH-53D旋翼的維修量，不需要任何潤滑，以便徹底解決使用潤滑油來潤滑的軸承所固有的潤滑油經常泄漏的問題。彈性旋翼經過廣泛的試驗臺測試和轉塔試驗后，于1972年初在CH-53D上進行首飛，幾乎正好是在工業界準備UTTAS提案的時候。

彈性軸承的設計非常成功，考慮了對CH-53D的37648千克力離心力作用的處理。西科斯基公司決定將這項技術應用到UTTAS上，其離心力為31751千克力，正好在驗證值范圍內。

為滿足陸軍對UTTAS機動性的要求，將旋翼的有效揮舞鉸偏離旋轉中心線38厘米，偏移量相當于旋翼半徑的4.7%，用以產生達到直升機機動速率所需的操縱功效。改進所獲得的機動能力滿足了所有要求，且據飛行員反映其所提供的俯仰和滾轉靈活度非常令人滿意。

在選擇了彈性軸承方法后，西科斯基公司把旋翼槳轂的設計工作重點集中到了在可靠性、維修性和彈傷容限方面取得更具實質性的改進上。根據空中運輸降低旋翼高度的要求，公司對幾個軸承的安裝位置進行了研究，以便旋翼槳轂能夠盡可能緊湊。除此之外還進而對彈性軸承的使用進行了創新，使得旋翼槳轂更像是螺旋槳槳轂。

CH-53D的彈性軸承旋翼中，單球面軸承提供所有槳葉運動，包括槳距變化、揮舞和擺振運動。槳距變化要求軸承的扭轉變形最大，但是在UTTAS旋翼中，變距運動被兩個彈性軸承（一個是球形，一個是圓柱形）分攤承受。球形軸承提供所有的槳葉揮舞和擺振運動，而球形軸承和圓柱形軸承加在一起就像兩個串聯的扭轉彈簧提供所有的變距運動。

這種軸承構造非常獨特。這種軸承為減小球形軸承的尺寸而排列，這樣兩個軸承就可以都安裝在一個旋翼槳轂里，使旋翼槳轂更加緊湊，在空氣動力學上更凈形。右下圖為“黑鷹”旋翼的主要部件，其狀態與安裝在直升機上一樣。

這樣設計還有利于防止軸承遭受彈擊損傷，后來通過實彈射擊試驗還發現其對23毫米穿甲燃燒彈（API）的穿透承受能力也非常高。這種獨特的設計表明彈性軸承概念使設計者在設計旋翼時有相當大的自由度，能夠滿足較傳統直升機更多的設計要求。

對于UTTAS彈性軸承旋翼的發展歷程，羅伯特·雷比基進行了描述。他敘述了研制過程中未預料到的技術和制造問題。我們知道隔離橡膠疊層的薄金屬片無論是在設計還是材料方面都對軸承的壽命有著相當重要的影響。因為薄片的設計不僅影響薄片的應力，還會影響彈性材料的應力。西科斯基公司使用槳轂和軸承測試裝置讓整個旋翼組件承受一系列遠大于實際飛行可能經受的外力和運動時，軸承出現了嚴重損壞，于是上述問題首次暴露。在使用這個裝置進行測試的過程中，其中一個球形彈性軸承因薄片出現疲勞斷裂而完全毀壞，幸運的是這發生在UTTAS原型機進行首飛之前。這次故障非常嚴重，差點威脅到西科斯基公司的UTTAS項目，因為公司將全部希望都傾注到了彈性旋翼上。通過良好的工程手段，最終查出故障是因在這個裝置中模擬槳葉揮舞時振幅過高造成的，揮舞產生的薄片振動彎曲應力比最初使用的不銹鋼合金能承受的彎曲應力要大很多。首飛時，采用疲勞強度更大的合金替代便徹底解決了這一問題。

UTTAS緊湊的螺旋槳形旋翼槳轂及內置彈性軸承。鈦合金槳轂為彈性元件提供彈傷和環境保護

UTTAS槳轂錠子形組件，最左邊為適應變距運動的黑色圓柱形軸承，再靠右是適應揮舞、擺振運動和變距運動的球形軸承

“黑鷹”旋翼槳轂的主要外部元件

獨特的載荷條件也對彈性軸承的壽命影響很大，如靜態地面條件。直升機停在飛行場地時，由于作用于軸承非承載邊的流體靜張力，靜態下垂止動器載荷可使彈性體產生分離。同樣，在軸承設計過程中還必須考慮到像SH-60“海鷹”槳葉自動折疊時的不對稱載荷。另外還發現，載荷的地面條件，如槳葉起動停車載荷、起停的離心載荷、下垂止動器載荷都比早期預計重要得多。彈性軸承在直升機上的應用大大改進了旋翼槳轂的所有屬性，尤其是在可靠性和維修性上，這兩個方面最需要改進。事實上，橡膠軸承不需要任何形式的潤滑，正好適合旋翼槳葉鉸接這樣的小振幅擺動，這樣就使得彈性軸承非常適用于直升機。這樣不但幾乎不再需要進行維修，而且連更換彈性軸承都可以使用普通工具在野戰場地進行。以往的潤滑軸承旋翼更換故障軸承的唯一辦法就是將整個旋翼卸下來運回修理廠進行徹底拆卸和翻修。但對“黑鷹”旋翼來說，簡單故障或彈擊損傷的軸承可以在野戰場地進行機上更換。這樣就通過減少所需的備用旋翼配件降低了保障費用，進一步提高了飛行器的可用性。

正確對待彈性軸承技術給直升機的可靠性和維修帶來的重大好處，有助于了解以往金屬軸承技術的故障模式和對潤滑的依賴性。多槳葉鉸接旋翼通常使用傳統的防磨軸承提供槳葉揮舞、擺振和變距運動。這些軸承是用于連續旋轉運動的，不太適用于以小振幅擺動運動為特點的直升機旋翼槳轂。但在彈性軸承產生之前，沒有實用的方案可取代傳統金屬軸承。

滾珠和滾棒式軸承的根本問題在于必須以小角度來回旋轉時的故障模式。在連續旋轉過程中，其故障模式主要是由表面下振動剪力所造成的內外滾道開裂的疲勞。這一故障模式的軸承壽命的統計特征很容易理解并可預測。但是，在旋翼槳轂上使用時，主要的故障模式并不是表面疲勞，而是由氧化鐵碎片在滾珠或滾棒到滾道的接觸面上來回滾磨造成的表面磨損。這種故障模式被稱為微振磨損腐蝕，由于造成磨損現象的變量很多，因此沒有把握對這種軸承壽命進行預測。這些變量包括表面壓力、潤滑油種類、擺動運動的幅度和頻率，以及其他因素。這些金屬軸承的故障特點是滾道凹陷相對較深，與撞擊磨損相近，經常會引起直升機振動，以及飛行操控不平穩。這些影響再加上延長軸承壽命所需的繁重維修都是早期旋翼系統的致命弱點。

直到20世紀60年代，直升機都使用潤滑脂來潤滑旋翼系統軸承，且每天都要加注潤滑脂，以便清除摩擦腐蝕所產生的磨損的氧化鐵。西科斯基公司生產的5槳葉H-37（S-56直升機）的旋翼上裝有30多個注油嘴，這30多個注油嘴要求每天都用注油槍加注潤滑脂，清除腐蝕碎片。這就意味著不僅要清空原來的潤滑脂，還要繼續注入新的潤滑脂，直到只用了一天的微微泛紅的潤滑脂都清空并能看得到新的、干凈的潤滑脂為止。這種維修程序勞動量非常大。

20世紀60年代，西科斯基公司開始使用潤滑油來潤滑槳葉鉸鏈軸承，不再需要每天都加注潤滑脂，從而向前邁出了重大一步，但它要求對密封件進行研究，使其具有特殊屬性和防霉屬性以便延長密封壽命。而密封件和油罐漏油的問題從未得到徹底解決，甚至在維修方面所取得的進展也不大。最糟糕的是，當旋翼槳轂全速旋轉漏油時，附近的設備和人員會立刻注意到。金屬防磨軸承技術在直升機旋翼上的應用似乎已經達到了極限，目前正需要新的方法。

在20世紀60年代的后期，研制出了使用天然橡膠疊片和金屬薄片制成的彈性軸承，并可應用于要求較小角度運動的操控上，這就為在直升機旋翼上的應用帶來了希望。在那十年間，所有美國直升機大制造商都開始進行彈性軸承旋翼試驗，但西科斯基公司通過CH-53D項目驗證了在該技術上向前邁出的最重大一步。西科斯基公司聯合羅德制造公司，通過大比例樣機驗證了彈性旋翼概念的可行性，且成功將該旋翼投入生產并進入機群作戰服役，將旋翼技術向前推進了一大步。這項新技術使UTTAS項目及時受益，并應用于所有“黑鷹”改型及西科斯基公司其他型號上。

“十字交叉梁”無軸承式尾槳

“黑鷹”的“十字交叉梁”尾槳與以往西科斯基公司的設計慣例大相徑庭，體現了先進復合材料的成功應用，大大減輕了旋翼重量、降低了復雜性、減少了維修。交叉梁的命名來自于使用兩根大梁，每根大梁從一片槳葉槳尖到相對的一片槳葉槳尖是連通的。兩根大梁以90度角互疊在一起。

這種結構使每片槳葉的離心載荷都被相對的槳葉反作用掉了，由此也減輕了尾槳槳轂的大載荷。該旋翼概念的主要革新在于利用纖維復合材料獨特的結構特性，提供充分的扭轉撓性，因而不再需要變距軸承。其設計難點在于，在直升機整個飛行包線中提供氣動彈性穩定的尾槳，同時獲得理想的扭轉特性。

在UTTAS展開競爭之前，西科斯基公司的尾槳采用的是半鉸接式，允許槳葉揮舞和變距運動，但在擺振平面上比較剛硬。傳統的防磨軸承提供槳葉揮舞和槳葉變距運動，而且是典型的滾棒和滾珠式軸承。與早期的旋翼相似，所有軸承都要求使用滑油或滑脂來潤滑，由此增加了尾槳的維修負擔。但是，“十字交叉梁”尾槳完全不需要軸承，其簡潔性也達到了一個更新的水平，從而大大提高了可靠性，且不再需要維修。同樣，彈傷容限也得到了極大改進。西科斯基公司生產的S-61所采用的常規尾槳尺寸與“黑鷹”的尾槳大小相同，但是要重40%，且部件數量要多出一倍多。

“十字交叉梁”旋翼概念于20世紀60年代末源于聯合飛機研究實驗室，當時纖維復合材料的屬性已為人們所了解。初創工作由M.C. 切尼在聯合飛機研究實驗室完成，切尼將纖維增強復合材料的各向異性屬性應用于直升機旋翼上，構成了西科斯基公司“十字交叉梁”尾槳（XBR旋翼）的研發基礎。比爾·諾倫和雷恩·弗諾蒂在美國直升機學會（AHS）論文中對西科斯基公司UTTAS尾槳的研制情況進行過闡述，文章強調了結構設計和氣動彈性穩定性。

石墨環氧樹脂復合材料在尾槳大梁上的應用取得了金屬結構所無法實現的特性。石墨纖維的合理定向是優化大梁彈性品質的關鍵設計手段。盡管最初也考慮過使用硼纖維來制造大梁，但最終由于造價和實用性而選擇了石墨。公司最初對石墨疊層的損傷容限性還有些擔心，但通過使用稀松布防止大梁在操作中受損使這一問題得到了解決。

由于石墨在彎曲和扭轉方面的容許疲勞應變與密度比都較玻璃纖維的高，且彎曲扭轉剛度比也較高，因此最終選擇了石墨而不是玻璃纖維。要將變距操縱載荷保持在最低水平，低扭轉剛度是一個非常重要的參數。由于這些令人滿意的比率，石墨制成的大梁比用玻璃纖維的大梁重量要輕得多。

除了取得與旋翼相匹配的較高尾槳Q值之外，確保整個尾槳拉力和飛行速度包線內的氣動彈性穩定性是主要的設計要求。

可以通過很好地調整大梁的幾何形狀和纖維定向達到在槳葉變距角范圍內合理布置并隔離槳葉自然頻率。另外，覆蓋大梁的翼型與大梁呈一定角度安裝，也就是說，翼型的弦向軸和大梁的弦向軸并不重合。通過與大梁呈一定角度安裝翼型，取得了在變距范圍內的槳葉一階擺振和揮舞彎曲振型之間的最大間距。

為了研發準確預測在整個飛行包線內穩定操作所需的分析技術，研發人員做了大量的工作。這些技術的精確度在UTTAS原型機首飛前通過一系列旋翼試驗臺、風洞、全尺寸尾槳飛行測試進行了驗證。可靠預測“十字交叉梁”旋翼概念的性能和氣動彈性特點的分析方法是由聯合飛機研究實驗室在美國國家航空航天局蘭利研究中心及陸軍的早期支持下研發出來的。這項工作包括廣泛的小比例模型測試，以便有把握進行全尺寸穩定性測試。

1973年，西科斯基公司的UTTAS尾槳首次在獨特的試驗臺上進行了全尺寸運轉，通過進動旋翼模擬偏航飛行，通過向旋翼盤吹風模擬側飛，速度為35節。在轉塔測試中，通過模擬槳葉變距拉桿的彈擊切斷，成功驗證了旋翼動力特性。將炸藥捆在四根拉桿中的一根上，旋翼旋轉時引爆，由此排除操縱系統對槳葉所有扭轉的約束。測試證明槳葉性能良好，未出現不穩定或反應過度的趨勢。測試在很多模擬飛行條件下重復進行，確保在整個飛行包線內反應穩定。

這些測試之后，安裝了整個UTTAS尾部組件，包括尾斜梁、尾槳和尾減速器，并于首飛前在聯合飛機研究實驗室5.49米低速風洞內進行了大量試驗。由于其旋翼、操縱系統和機身結構都完全代表了UTTAS直升機，因此被認為是終極建模。UTTAS首飛前進行的最后一項測試事實上是在西科斯基公司S-61直升機上進行的飛行測試。測試的結果進一步證明了“十字交叉梁”尾槳的性能和穩定性良好，并幫助確定了UTTAS原型機首飛的安全操作許可。

西科斯基公司重點關注分析性研發，加上全尺寸風洞和飛行測試，最終研制出的“十字交叉梁”尾槳成為公司歷史上最穩定、性能最優異的尾槳。“黑鷹”數百萬計的成功航時證明所有設計目標都實現了，且這項技術已成為了尾槳的最新設計標準。

“十字交叉梁”尾槳的主要部件及組裝

斜置尾槳

“黑鷹”尾槳的安裝是它最顯著的設計特點之一，不單是尾槳軸向上傾斜20度，尾槳還安裝在了尾斜梁右側，典型的美國直升機一般都是安裝在左側。這兩個特點旨在滿足陸軍的特殊要求，事實上兩個特點也實現了預期的收益。另外，為補償尾槳斜置拉力軸造成的偏航俯仰耦合，對飛行操縱系統進行了修改。

通過斜置拉力來生成額外升力不過是一個簡單的物理問題。斜置尾槳與其說是一項技術成果，不如說是為了解決具體問題的一項聰明的設計革新。對于UTTAS來說，問題在于如何使直升機變得更小，以便空中運輸時無需進行大的拆卸。斜置尾槳從兩個方面實現了直升機結構更加緊湊：一是通過降低對旋翼所需的升力，由此縮小旋翼直徑；其次是因為直升機重心可后移，由此與旋翼和尾槳的升力中心相重合而將機身前端縮短。但對于“黑鷹”來說，一個鮮為人知的好處是尾槳提供每千克力升力增量所需功率要少于旋翼提供每千克力升力所需的功率。最終結果是在其他因素相同的情況下，對于相同的裝機功率采用斜置尾槳產生的總升力比采用常規尾槳所產生的總升力大。這一點使其對于任何單旋翼直升機來說都是一項相當具有吸引力的設計方案。

向上傾斜20度，將尾槳所需的總體拉力增加了6.5%，這是傾斜角的余弦；而拉力的34%可用作升力，形成傾斜角的正弦。對于“黑鷹”來說，尾槳升力在懸停飛行狀態下大約相當于181千克力，但產生尾槳升力只另需16千瓦的功率。這一升力功率比比旋翼的要大三倍，也就是說由于斜置尾槳對總升力的貢獻，旋翼直徑可縮減0.46～0.61米。這一縮減有助于在不犧牲直升機性能的情況下解決空中運輸問題，而如果沒有斜置尾槳對升力的貢獻，縮減旋翼尺寸后就會造成直升機性能受損。

美國設計的直升機特點是旋翼一般呈逆時針旋轉（從上往下看）。因此，尾槳一般都安置在垂直尾斜梁的左邊，用推進式尾槳來抵消旋翼扭矩。目的是力圖通過避免下洗流打在垂直尾梁上的相關損耗來提高尾槳效率。為了提高生存性，西科斯基公司將UTTAS尾槳裝到了尾梁的右側，成為牽引式尾槳。這種安裝方式使得在彈擊損傷可能造成尾槳從機身脫離的情況下的戰斗生存性得到大幅提高。傳統推進式尾槳在這種情況下可能會碰撞到尾梁或滾轉到旋翼中。另外，采用牽引式安裝，尾槳會飛離直升機，于是觸碰到機身或旋翼的概率很小。由于牽引式構型的尾槳槳尖和地面之間的距離較大，還能夠為部隊和維修人員創造更加安全的環境。最后，UTTAS設計將斜置尾槳安裝于尾斜梁右側看上去也的確顯得更好。考慮到這些實際利益，因垂直阻力造成的性能上的輕微損失也作為一項不錯的折中被接受了。

斜置尾槳概念所需考慮的一個問題是進行尾槳輸入時直升機的俯仰響應。偏航機動的腳蹬輸入使尾槳拉力產生變化，并因此引起升力分量的變化，從而產生直升機的俯仰力矩。飛行測試已驗證，將旋翼縱向周期變距與腳蹬運動相耦合就可輕松補償這種俯仰力矩。可以很容易預測出抵消尾槳產生的升力力矩所需的旋翼縱向周期耦合量。

在UTTAS設計之前和過程中，通過將斜置尾槳裝在西科斯基公司3種不同型號的直升機上試飛完成了對潛在風險問題的檢驗。首次測試于1969年12月在S-61R直升機上進行，飛行速度為115節，總重量為7711千克，推進式尾槳（左側）向上傾斜20度。在這幾次飛行測試中，還對混合偏航和縱向操縱機構以彌補直升機偏航俯仰軸耦合進行了驗證。

第二次測試于1971年10月在CH-53A上進行，飛行速度達到150節，總重量達到15876千克，斜置尾槳同樣安裝于尾斜梁左側，所有操縱耦合動力再一次得到精確修正。

1973年6月， 約在UTTAS首飛前一年，在S-58T直升機上對斜置尾槳進行了最后一次飛行評估。在S-58T上的驗證首次按照UTTAS構型的牽引式（右側）安裝了向上傾斜20度的斜置尾槳。

最后這次評估證實了代表UTTAS尺寸部件的傾斜角和牽引式尾槳革新的可行性。在3架機上進行的飛行試驗有效消除了UTTAS獨特尾槳的安裝風險。

斜置尾槳概念的價值在西科斯基公司的CH-53E重型運輸直升機的所有型號以及所有“黑鷹”型號及其改型上都得到了驗證，并為西科斯基公司新型設計所采用，且有可能成為未來單旋翼直升機的標準。西科斯基公司的戴維·S. 珍尼認識到了該概念的價值并首次將其優點應用到CH-53E上然后應用到UTTAS上。如果沒有戴維具有說服力的技術論據，西科斯基公司對斜置尾槳的采用無疑將會被推遲。