生存至上

生存至上

早在YUH-60A原型機設計之初，便強調其在低威脅地面炮火環境下具有完全生存能力，在中、高威脅炮火環境下直升機有高彈傷容限，這在美軍直升機研制中是第一次。另外，還設有專門保護裝置以充分保證機組人員和乘員在墜機時的安全，這也是美軍直升機中的首例。這些設計要求在20世紀70年代都是前所未聞的，它們反映了美國陸軍在越南戰場上的作戰經驗。也正是因為UTTAS項目體現了這些實戰需求，才使得“黑鷹”能夠經久不衰。下面主要介紹“黑鷹”首創且日后成為行業標準的生存性設計。通過這些創新設計，“黑鷹”在沒有超重與增加成本的同時，滿足了軍方的生存性要求。

抗墜毀設計

在各種嚴重墜毀事故中，正因為有了結實機體的保護，使得“黑鷹”乘員的受傷率與死亡率較之以往直升機大為降低。通過對大量墜毀事故的調查，美國陸軍發現許多“黑鷹”飛行員與乘員能夠從看似毫無生還希望的事故中逃生，下面會列舉幾個這樣的事例。這些記錄充分驗明了美國陸軍《抗墜毀生存設計指南》（Crash Survival Design Guide）本身以及根據指南所做UTTAS設計創新的正確性。

20世紀70年代初，正當UTTAS直升機還在設計之中時，“抗墜毀”不過是新出現的設計要求，在諸多設計要求中并不是優先考慮的。依當時的傳統設計觀念看，飛行性能、機動性、控制全重等方面才是需要設計師格外關注的。然而，正因為“黑鷹”在小型事故中的優異表現，才使得陸軍堅持初衷，從此將抗墜毀能力列為優先考慮的設計要求。更為重要的是，抗墜毀設計理念的大獲成功引起了世界直升機使用者的全面關注，這保證了抗墜毀設計仍將成為軍用及民用直升機設計中首先考慮的一點。以犧牲適當的重量和性能為代價換取可靠的生存能力，不但被軍用直升機所遵守，也為民用直升機所采用。

在分析大量越南戰爭美軍直升機事故后，陸軍安全中心得出結論，認為適當的保護設計可以有效減少傷亡與直升機損傷。在20世紀60年代，位于弗吉尼亞州尤斯提斯堡的美國陸軍空中機動研究與發展實驗室（USAAMRDL）與美國飛行安全基金會的AvCIR（航空事故調查）專業組簽訂協議，以確定陸軍飛行器使用環境，提出減少人員傷亡與飛行器損傷的設計方案和準則。根據這份協議，在深入研究飛行器墜毀事故，大量進行墜毀試驗和設計研究的基礎上，最終完成編號為USAAAMRDL TR 71-22的陸軍技術研究報告《抗墜毀生存設計指南》。1972年陸軍提出的UTTAS項目招標書中明確要求遵循該指南，也正是因為YUH-60A自始至終將該指南作為最重要的設計依據，才使得“黑鷹”的抗墜毀達到預期的水平。

為滿足UTTAS計劃要求而作的嶄新設計已證明可以在花費適當費用和犧牲適當重量的代價下有效保護乘員。在當時的設計條件下，直升機動力裕度至少可以負擔136千克的抗墜毀裝置。隨著今后不斷改進，更輕的裝置甚至可以提供更有效的保護。

當時，抗墜毀設計標準還不成熟，西科斯基公司認識到公司內部在此領域的能力不足，于是又邀請若干公認的專家加入設計團隊。J.W.特恩博與S. H.羅伯遜是《抗墜毀生存設計指南》的主撰稿人，他們早在西科斯基公司與美國陸軍簽署原型機合同前就加入了UTTAS項目工作。在UH-60A項目后期，第三位抗墜毀設計先驅史丹利·P. 德斯加丁斯則在成功研制抗墜毀吸能座椅過程中發揮了關鍵作用。正因為有了上述三位專家的杰出貢獻，“黑鷹”獨一無二的抗墜毀能力經受住了漫長服役期內訓練與作戰中的重重考驗。

在這三位先驅的有效指導下，西科斯基公司的工程師們對直升機抗墜毀設計有了全面的了解，這對于提升公司自身實力來說影響深遠。其中西科斯基公司的高級結構工程師布賴恩·L.卡內爾日后成為“黑鷹”諸多抗墜毀設計特點中的核心人物。

為了既能保護乘員安全，又盡量不增加重量，所有的抗墜毀設計特點必須從直升機設計之初便考慮進去。

美國陸軍對抗墜毀設計的具體要求是在95%的直升機事故中乘員應是可生存的。下面是對可生存性事故的一種定義：

（可生存性事故）是指通過座椅與安全帶傳遞到乘員身上的力不超過人體在驟然加速時的承受極限，且乘員容身空間結實牢固，能夠在經受墜落撞擊的整個過程中為乘員提供足夠的生存空間。

然而，生存性要求并不只限于控制作用力與保證生存空間。其他關鍵的生存性要求有：

① 保證大體積部件不脫離；

② 為乘員提供足夠緊束裝置；

③ 提供足夠的緊急逃生措施；

④ 防止墜落后起火。

從1979年UH-60A正式開始服役起到1990年的11年間，在美國陸軍發生的若干直升機事故中，以上提到的抗墜毀設計特點的真正好處為實踐所證明，這在陸軍醫療人員的記錄中有大量記載。

UTTAS項目啟動時就考慮在“黑鷹”上采用的抗墜毀設計特點

主起落架內的兩級油液緩沖支柱可吸收大部分動能，以減少機上乘員所受過載，油液緩沖支柱將逐漸收縮直至機體著地

在盡可能長的距離上吸收墜機著地時的撞擊能量是減少乘員所受瞬時過載的最主要方法。按照陸軍要求，當“黑鷹”以12.8米/秒的垂直速度墜地時，特別設計的起落架須能吸收掉大部分能量。但在實際墜毀測試中，所設計的起落架并沒有完全達到軍方要求，其所能承受的最大墜地速度為11.58米/秒。在58.42厘米的制動距離內，起落架能使直升機以平均為9的過載減速。當“黑鷹”以10.67米/秒（640.08米/分）的垂直速度墜地時，起落架可阻止機體與地面接觸。但若以更高的垂直速度墜地，機體與座椅的變形可以繼續吸收能量以保護乘員。“黑鷹”起落架首創性地采用雙重油液緩沖支柱吸收動能設計，一根支柱在另一根之上。接地速度小于3.05米/秒正常降落時，僅下方的支柱發揮作用。這期間上支柱由機械裝置防止其起動。若接地速度大于3.05米/秒，下方支柱達到收縮極限后會解除對上方支柱的鎖定，兩者相繼吸收墜地動能。在這兩個階段，起落架內的載荷限制閥能將機體所受過載控制在18以內。因為上下油氣緩沖支柱是分開的，如果第一級支柱遭受作戰損壞，第二級支柱同樣可以被觸發，為正常著陸發揮作用。

“黑鷹”抗墜毀設計總負責人布賴恩·卡內爾正在試驗機艙內的士兵座椅上，這種座椅的動能吸收裝置被固定于天花板上

正、副駕駛員座椅可下沉30厘米，將脊椎所受過載控制在可承受范圍內，士兵座椅上的動能吸收裝置也能起到相同效果

底部縱梁可在直升機帶有前沖速度墜地時防止機頭犁地

機身主隔框與頂梁可在直升機高垂直速度墜地時防止發動機、主減速器和旋翼穿透生存空間

“黑鷹”座椅可顯著吸收作用于機組與士兵脊椎上的力，對保護墜機時機上人員安全意義重大。兩名飛行員座椅含有雙重支柱，可在30.48厘米的收縮距離內將飛行員所受過載控制在14.5以內，士兵座椅同樣可在25.4厘米的收縮距離內將過載控制在14.5以內，這都歸功于座椅后部連接于機艙天花板的纏線式能量吸收裝置。

“黑鷹”的機體設計強調在墜機時大體積部件能夠不脫離，為乘員充當保護罩，以11.58米/秒速度墜地后仍保留85%的生存空間，并在直升機帶有較高前沖速度時限制載荷。“黑鷹”的底部縱梁一直延伸到機頭下方形成原型上翹，這種設計可保證在機頭先著地時而不犁地，并有助于直升機在地面滑行以防止速度驟減。

構成機艙的主隔框和頭頂梁設計是為了支撐直升機頂部沉重的發動機、主減速器、旋翼和附件系統，并能同時承受過載20以內的前沖、下沉過載20、橫向過載18。機構件都是鋁合金的，它們具有高延展性，可在不增加過載的前提下有效吸收大質量部件的動能，同時最大限度地減少反彈力對結構的損壞和對乘員的傷害。

特別設計的供油系統可將墜機后油箱泄漏起火的可能性降至最低，使其他易燃液體系統在墜機時不泄漏，并使火源遠離可能的燃料溢出區，以預防墜落后起火。軍用技術要求（編號為MIL-T-27422B）對油箱的抗墜毀性能做出了明確規定，即注滿水到正常容量從19.81米高處自由落下不能有任何泄漏。要達到這樣嚴格的技術要求，需油箱制造商進行大量的研制工作。對同一油箱連續進行了6次墜落試驗，每次試驗油箱一角和連接油管處都出現輕微泄漏。每一次墜落試驗結束，制造商都會對油箱做出設計和制造方面的修改。終于，第7次試驗獲得成功，這一次的油箱設計也被定為生產標準。

“黑鷹”上所有柔性油管均具有自封閉功能，由自封閉閥連接。油管布線完全避開了機身側面與底部這些在墜機中受損最嚴重的部位。沙納漢中校的研究報告顯示，在服役后的前11年內沒有一起“黑鷹”墜毀事故因為墜機后起火而導致人員傷亡。該報告稱：“‘黑鷹’的燃油系統在墜機時表現突出，在幾起事故中甚至經受住了18.3米/秒的垂直墜落速度，遠遠超出了當初的設計要求。”

從“黑鷹”系列直升機墜機事故中幸存下來的乘員都對該機的抗墜毀設計贊不絕口。一級準尉邁克爾·杜蘭特的評價說出了大多數“黑鷹”乘員的肺腑之言。1995年在索馬里的摩加迪沙，杜蘭特乘坐的一架UH-60被火箭彈擊落，他在這次事件后因《黑鷹墜落》一書而名聲大噪。在若干年后的一次采訪中，杜蘭特說：“是‘黑鷹’的設計給了我第二次生命。”

通過下面照片中顯示的若干“黑鷹”事故直升機損壞情況及幸存者對事故的描述，抗墜毀設計的巨大功效可見一斑。

1.事故編號36

時間：1994年4月某日8∶33。

機型：UH-60A。

事故后果：部分生還。

事故分類：雙發功率損失。

事故經過：在美國西部山區進行的一次模擬戰斗訓練中，這架“黑鷹”在山脊狹窄處降落。再次起飛后，當準備越過這片崎嶇突兀地形時，直升機雙發功率突然失去，同時發動機低轉速指示燈亮起，旋翼低轉速警報響起。飛行員在直升機墜落于山坡前（35度～40度）曾試圖將直升機拉起，墜落后直升機右側著地，機頭沖下。兩名飛行員從駕駛室左側門逃生，兩名乘員從左側機槍射擊門逃生。

地形類型：該地為海拔1371米的山脊地帶，直升機墜落處為35度坡面，地表為巖石和巨礫。

墜落速度：垂直于坡面方向為1.52米/秒，平行于坡面方向為16.76米/秒。初次撞擊時機身與坡面成25度角，機頭朝上且沒有發生翻滾或搖首。撞擊最終停止時機頭沖下，機身與水平面成10度角。據估計慣性載荷較低。

損壞狀況：直升機顯著受損。第二次撞擊時，直升機風擋與機頭罩被撞碎，飛行員腳蹬下方受損嚴重。除右后部乘員座位脫落外，其余機上人員具備足夠生存空間，因此事故后果被確定為部分生還。尾輪與主起落架從機體上脫落，旋翼4片槳葉碰到巖石后全部折斷。機體由翻滾造成的損傷全部集中在右側，駕駛艙與機艙右側艙門均脫落。

墜落后起火：沒有發生。

機上人員：4名。

受傷情況：2名飛行員受輕傷。一名飛行員在艙門脫落時被擊中肩部，造成肩部肌肉扭傷。另一名飛行員因劇烈晃動導致后腰拉傷。乘員沒受到安全威脅。

2. 事故編號37

時間：1994年7月某日21∶45。機型：MH-60L。

事故結果：部分生還。

事故類型：單發功率損失。

事故經過：某次夜航訓練中，直升機在起飛離地76.2米時，機組人員聽到發動機聲音不正常，接著發出“砰”的一聲響。他們根據聲音判斷為發動機異常，立即將油門操縱桿拉到慢車轉速。旋翼轉速隨即下降到60%，直升機不斷損失高度。飛行員試圖將直升機拉起，并在墜地前將總距增至最大以起到緩沖作用。直升機以尾槳在下的姿態墜地并嚴重受損。

地形類型：該處為平坦的實彈射擊區，地表密布火炮射擊后留下的彈坑，零星散布著約1.52米高的灌木叢。

墜落速度：墜落地速為7.62米/秒，垂直速度為15.24米/秒。墜機時機頭上揚10度，機身右傾5度，機體向左偏蕩10度。垂直撞擊過載約為25，縱側向過載約為1.3。

由于采用了抗墜毀油箱、自封閉閥、吸入式供油系統，墜機后起火的可能性微乎其微

事故編號36：動力完全喪失后墜落于35度坡面，接地時水平地速為16.76米/秒，垂直速度為1.52米/秒，無油料泄漏或起火，乘員空間無嚴重變形。4名成員2名輕傷、2名無傷，旋翼殘片顯示墜地時轉速低

事故編號37：墜地時水平地速為7.62米/秒，垂直速度為15.24米/秒，無油料泄漏或起火，成員空間無嚴重變形。3名乘員2名重傷，1名輕傷

損壞狀況：直升機下降時機頭上揚，導致尾輪與水平安定面先觸地。撞擊使尾錐在過渡段脫離，尾斜梁在靠近尾輪處與尾錐脫離。從接近尾輪處折斷，主起落架同時脫離機身。尾槳葉片與兩片主槳飛出后被打壞。因為機艙頂部塌陷，駕駛艙與機艙內的生存空間略有減小，然而艙內后置的“羅伯遜”副油箱起到了支撐機體后部機艙頂篷結構的作用。

墜落后起火：沒有發生。

機上人員：3人。

受傷情況：2人重傷，1人輕傷。一名飛行員的腳部和手腕因分別與腳蹬和總距桿猛烈撞擊而骨折。由于座椅朝前翻轉，另一名飛行員的頭部撞在駕駛桿上導致下巴骨折。機長因從射擊員座位上被拋起導致臀部淤血。

3. 事故編號55

時間：1999年4月某日7∶04。

機型：UH-60L。

事故后果：無人幸免。

事故分類：操作不當。

事故經過：該機當時正進行野外晝間訓練，速度80節，飛行高度距最高障礙物不超過15.24米。該機最后穿過22.86米高的樹林墜毀于地面。

地形類型：地形平坦，分布有硬木樹與松樹。

墜機速度：墜落時水平速度為38.71米/秒，垂直速度為20.42米/秒。觸地時機身幾乎水平，沒有發生偏蕩。

損壞狀況：機體斷裂為4部分，無法為乘員提供任何保護與生存空間。機艙前部仍與駕駛艙相連，但已完全傾覆且左側面壓皺。主、尾槳所有槳葉均被打壞，所有起落架、尾減速器與主減速器全部脫離機身。

墜落后起火：兩個主油箱與機身脫離，自封閉閥阻止了燃油泄漏與起火。

機上人員：5名。

受傷情況：5人重傷。一名飛行員脊椎骨折，另一名飛行員的腳踝因撞到腳蹬而骨折。機械師肋骨與小腿骨折。一名機組成員大腿骨折，另一名機組成員鼻子、上臂、小腿骨折，胯部脫臼。

4. 事故編號59

時間：2000年2月某日22∶10。

機型：UH-60L。

事故后果：部分生還。

事故分類：操作不當。

事故經過：該機在一次夜間訓練中正處于起飛后上升階段，突然直升機向左偏轉，隨即在坡地上墜落。一片主槳葉打到地面后飛出，其余槳葉發生彎折后擊中了尾槳傳動軸整流罩和機頭，并刺穿駕駛艙與機艙頂。機體向左滾轉200度，向左偏蕩90度，靜止后左側面在下。

地形特點：該處為長滿草的沙土坡地，坡度為3度。

墜地速度：墜落地速為17.98米/秒，垂直速度為8.23米/秒。墜地姿態為機頭沖下約5度，機體向左滾轉20度，機頭無偏蕩。估計墜地慣性過載向上為11，向后為5，側向為2。

損壞程度：機頭部分與機組乘員艙兩側被撕裂和嚴重壓皺，僅有部分殘片與機身相連。尾錐從過渡段處斷裂，僅有若干金屬片與電線相連。尾錐在尾起落架連接點處破裂了。左側機艙門脫落并斷裂為兩半。右側短翼和主起落架承阻梁、機輪和輪胎與機體脫開，緩沖支柱被壓彎并在下連接處斷開。尾起落架又斷開，尾輪脫落并泄氣。機體主隔框右側損壞，機艙后部框架右側壓塌縮進幾厘米。

墜落后起火：主油箱燃油沒有泄漏，沒有起火。

機上人員：7人。

受傷情況：2名重傷、5名輕傷。左側副駕駛受傷嚴重，右腿多處復合型骨折。右側飛行員僅受輕傷。機艙內坐在右側機械師位置上的乘員受重傷，脊柱受損，右臂骨折，左肩脫臼。其余兩名機組人員與兩名乘員僅因碰撞受輕傷。

從上述案例及許多尚未敘述的“黑鷹”事故中可以看出，美國陸軍為抗墜毀正確地規定了諸多設計要求和優先權。那些軍方工程師、西科斯基公司的設計師，以及抗墜毀設計顧問們完全有資格以他們的革命性設計為榮，因為他們的設計挽救了許多乘員的生命，并使他們所受傷害的程度大為降低。他們為以后的軍用直升機和民用直升機設計創立了新的設計標準和優先權。

事故編號55：墜地時水平速度為38.71米/秒，垂直速度20.42米/秒，機體斷裂為4部分，無油料泄漏或起火，5名乘員全部重傷

事故編號59：夜間訓練時墜地，接地時水平地速為17.98米/秒，垂直速度為8.23米/秒，無油料泄漏或起火。7名乘員2名重傷，5名輕傷

抗彈道武器設計

除抗墜毀設計要求外，UTTAS項目要求直升機在最初設計時就要考慮直升機在受到彈擊威脅時的生存性。為抵御陸軍列出的諸多武器威脅，設計師在“黑鷹”的設計過程之初運用了新的設計理念和機身材料。早在1972年，直升機面臨的主要威脅還是小口徑子彈與23毫米高爆燃燒彈，沒有人意識到火箭助推式榴彈（RPG）給直升機造成的新威脅。

提高“黑鷹”戰場生存性的關鍵設計特點

20世紀90年代初，人們發現“黑鷹”和其他軍用直升機容易受到肩扛火箭助推式榴彈的攻擊。因此，發展火箭助推式榴彈防護系統勢在必行，但現行的防護戰術多強調機動規避。

在沒有大量超重的前提下，UTTAS設計成功使“黑鷹”在戰場上的易損性大大降低。上圖表示了“黑鷹”旨在顯著改善在高危戰場環境下生存力的最重要設計特點。它們說明，只要在直升機設計之初便充分考慮戰場生存力，直升機的抗攻擊能力便會有質的提升，同時還不會影響機體的流線型效果，各部件位置通過優化能夠產生最好的隔離和結構保護效果。正是因為在設計之初采用了良好的設計做法，“黑鷹”在除飛行員座椅外沒有加裝任何裝甲的情況下，仍然具備優異的抗彈擊能力。

“黑鷹”各分系統的設計師統一由戴夫·范斯勒和斯坦·奧卡馬組織培訓。他們兩人訓練和大力鼓勵設計師們采用獨特設計方法在最小增加重量的條件下使“黑鷹”能最大程度地滿足彈擊要求。

分系統設計師們被鼓勵對關鍵部件使用多余度、采用結構防護和隔離核心飛行部件。例如，為防止一發炮彈同時使多重系統受損，應盡量遠地隔開它們，其中包括兩臺發動機被分開1.52米安置，且保護輔助動力組件和操縱系統線路。出于同樣考慮，UTTAS駕駛艙中的機組人員座椅被分別安置在左右距中心線1.22米處。

下頁圖展示了“黑鷹”在旋翼與傳動系統上運用的新技術如何同時改善了“黑鷹”的重要性能指標。圖中右側是“黑鷹”的旋翼和減速器部件，左側則是20年前設計的西科斯基公司S-61直升機的旋翼和減速器部件。

現在對兩者的動力傳動、發動機—旋翼減速比率、直升機重量方面進行比較。

S-61的5片全鉸接主槳葉含有傳統的防摩擦軸承，潤滑油由旋翼正上方的中央油壺供給。“黑鷹”的4片槳葉旋翼采用彈性軸承，不需潤滑油。S-61的主減速器有4級減速裝置，“黑鷹”則只有3級。在抗彈擊方面，“黑鷹”上一項最主要的改進是減速器采用內嵌式供油線路，而S-61的減速器則使用外置油管和旋翼頂部的潤滑油壺。

最重大的技術改進之一是“黑鷹”的減速器可在失去任何潤滑油后繼續工作30分鐘，而為實現這一目標進行了諸多設計創新，包括運用特殊材料，改變軸承間隙，在關鍵軸承上設置油槽等。在一項測試中，美國陸軍特別要求“黑鷹”以最大航程速度飛行60分鐘，以驗證減速器是否可以在失去潤滑劑后繼續工作30分鐘。

使用合適的材料是提高“黑鷹”抗彈擊能力的重要舉措。如采用電渣重熔鋼材制造液壓伺服部件、防碎裂駕駛艙風擋玻璃、抗彈擊軸承襯套材料、自封式供油系統，以及主槳葉和尾槳葉的大量材料。下列許多創新性專利設計使“黑鷹”的關鍵系統在受到彈擊后仍然可以繼續工作：

①帶有冗余設計的飛行操縱直角搖臂，在受到彈擊后，三個樞軸中的任意一個都可使系統正常運轉；

②預加載的扇形搖臂彈簧，當操縱尾槳總距的聯動鋼纜斷裂后，兩根鋼纜中的任意一根都能繼續操縱尾槳；

③帶有彈簧加壓設計的尾槳伺服閥門，當飛行員不能對尾槳實行任何偏航操縱時，可將槳葉總距調至巡航時狀態；

④先進的傳動軸承與齒輪，使得直升機在所有潤滑劑喪失后仍可持續飛行；

⑤堅固的槳葉、槳轂鈦合金部件和彈性軸承經實彈試驗與實戰使用表明它們在受到彈擊后仍可繼續運轉。

與上一代SH-3H直升機的主減速器和外置潤滑油管相比，UH-60A的主減速器、內置潤滑油管與彈性軸承旋翼在結構上要簡單得多

最初的實驗室測試證明，并不是所有UTTAS原型機使用的新技術都與最初設想一致。一個有關生存性的最顯著的例子是計劃在減速器中用潤滑脂代替潤滑油。西科斯基公司對UTTAS原型機項目提議用一種特別研制的潤滑脂對中間和尾減速器進行潤滑，以避免減速器外殼在戰場上受損后潤滑劑全部流失，同時也可以使戰場維護更為簡便。兩個減速器都計劃做成全壽命密封結構，這樣連定期的潤滑油面檢查都不再需要。

然而在UTTAS項目的最初階段，地面試驗機運轉中發現中間減速器溫度過高。另外，幾次發動機臺架試車中發現齒輪硬度降低，原因不明，所以最終仍改為使用傳統的潤滑油。

降低被探測概率是提高直升機生存性的另一個重要方面。紅外抑制系統的出損后的回避區域。因此，如果雙發直升機在戰斗中一臺發動機停車，且剛好處于此回避區域，安全著陸幾乎不可能。

UTTAS項目所要求發動機在高海拔、高溫度條件下仍然具備高功率裕度，這大大減少了直升機高度速度包線中的回避區。回避區域僅為海拔30米以下，且速度約20節。這樣雙發直升機在單發停車后繼續起飛或降落的概率很高。

UTTAS項目的供油系統設計強調高抗墜毀性與高抗彈擊性，美國陸軍的這兩項要求實際互為補充。鑒于美國海軍CH-53系列直升機采用發動機驅動式油泵吸入油料，且使用記錄優良，UTTAS也要求使用吸入式供油系統。這種系統的最大優點是防止油管損壞后因油料噴濺而起火。“黑鷹”的所有油管均為自封閉式，這樣可以防止油管遭彈擊破損后吸入空氣引起發動機熄火。油箱的自封閉功能可保證其被各種槍彈擊中后油料不泄漏，而且油箱本身對火焰和液壓沖擊的承受性能就很好，還能承受23毫米或30毫米高爆燃燒彈（HEI）的打擊。

UTTAS項目的飛行操縱系統設計強調最大限度地將主駕駛與副駕駛的操縱裝置分開，只有在操縱裝置混合傳動機構處才連接在一起。駕駛艙甲板下方水平控制操縱拉桿下的塑料槽可防止其嚴重損壞時卡住機體結構件。

“黑鷹”尾槳塔柱內獨有的預加載扇形搖臂可以使飛行員在其中一根操縱鋼索被切斷后仍能夠完全操縱尾槳。僅剩的一根操縱鋼索可在自動檢測到鋼索正常拉力消失后，通過彈簧加壓的扇形搖臂既實現推的動作又實現拉的動作。

如果兩根操縱鋼索同時斷裂，位于尾槳控制伺服系統中的定中彈簧會將伺服閥門放至合適位置，并將尾槳總距保持在巡航狀態使直升機能夠安全返航。

UTTAS項目中的飛行控制系統還使用了另一種創新設計以增強抗彈擊能力，即三軸直角搖臂。

傳統的飛行操縱直角搖臂包括輸入機構、支軸、輸出機構，彈擊造成的損傷對該部分影響很大。盡管“黑鷹”上的直角搖臂數量眾多，但由于它們體積較小，故易受攻擊的重要區域大為縮小。H-60系列直升機上的三余度直角搖臂極大增強現降低了發動機的紅外識別特征和排氣可見性，大大降低了直升機的被探測概率。按照最初設想，紅外抑制系統只在平飛速度達到80節以上時才發揮作用，但后來陸軍要求在直升機懸停時紅外抑制系統同樣要發揮作用。通過重新設計抑制器，西科斯基公司才滿足了軍方這一要求。

通過將旋翼槳尖設計成后掠式，并將槳尖速度設定為213.36米/秒，“黑鷹”的旋翼噪聲值比同代直升機都要低。駕駛艙風擋被設計成減少反光的形狀，風擋與駕駛艙蒙皮增加了導電涂層以減小雷達反射截面積，這同樣是為了降低直升機的被探測概率。

通過對越南戰爭中直升機戰場受損情況進行分析，美國陸軍發現發動機、供油系統與飛行操縱系統在遭受彈擊后最容易導致墜機或迫降。在這一統計數字中，軍方原本預計因發動機受損而導致墜機或迫降的絕大多數為單發直升機，尤其是動力不足的單發直升機。然而事實證明，雙發直升機在一臺發動機受損后的墜機概率極高，這是因為在東南亞高溫氣候條件下某些雙發直升機的功率裕度相對較低。這樣的結果是，直升機在作戰地區降落時不得不處于高度速度曲線的“回避”區工作。

低功率裕度導致海拔152米以下且速度大于30節成為雙發直升機一臺發動機受了直升機抗小口徑火力打擊的能力。

CH-54（西科斯基公司編號S-64）雙發單槳起重直升機，綽號“空中吊車”

正常飛行時的尾槳操縱扇形搖臂圖

一根尾槳操縱鋼索斷裂后的扇形搖臂狀況。飛行員在被告知后，可以用另外一根尾槳操縱鋼索完全控制尾槳總距

預加載的尾槳操縱扇形搖臂可在一根尾槳操縱鋼索被切斷時繼續操縱尾槳

一旦兩根尾槳操縱鋼索控制桿全部斷裂，定中彈簧會起動集成式伺服系統，將尾槳總距調至合適值，以便直升機以巡航速度飛到安全降落區

乘員保護措施

早在UTTAS項目出爐之前，為保護乘員免受地面炮火攻擊，同時提升直升機的抗墜毀性，相關創新性研究已開展多年。其中一項由西科斯基公司承擔的合同便是為陸軍CH-54運輸直升機研制駕駛艙裝甲、新型抗墜毀座椅。這些前期努力都為UTTAS項目所要求的乘員座椅打下了基礎。

西科斯基公司為CH-54研制的第一種試驗座椅，帶有活動的側面防護甲板，與后來按UTTAS項目研制的駕駛艙座椅類似，動能吸收設計理念也為后來UH-60的乘員座椅所采用。

Carborundum公司為CH-54“空中吊車”項目制造的陶瓷復合材料椅盆僅44.44千克/米2，而海軍CH-53D直升機椅盆采用的雙硬度鋼為65.56千克/米2。椅盆重量的顯著減輕使得UTTAS的機組成員座椅本身可以采用碳化硼材料。

UTTAS原型機和初期生產型“黑鷹”直升機上使用的吸能解決方法的發展充滿了傳奇色彩，因為它采用了民用商業技術來滿足新的軍用要求。被稱為“Torshock”的動能吸收裝置最初被加利福尼亞州高速公路局用作高速公路兩側的護欄，以防止粗心大意的司機撞斷護欄。即使護欄被撞，維護人員只需將護欄扳回即可，不需更換“Torshock”動能吸收器。由ARA公司發明的“Torshock”動能吸收器十分簡單，它由一個鋼索卷環分開的兩根管子組成。鋼索直徑決定所能吸收動能的量。當被應用到直升機座椅上時，鋼索直徑便決定所能承受過載的大小。

“黑鷹”的裝甲座椅椅盆連接有6根“Torshock”支桿，墜機時可有效吸收來自上下前后左右6個方向的撞擊過載。

稍后Simula股份有限公司（現屬Armor Holdings股份有限公司）專門為UH-60設計了一種新乘員座椅。該座椅椅盆連接有4個支撐結構，全部裝在兩根豎直支撐管上。兩根支撐管既能調節座椅高低，又能吸收撞擊動能。在高速垂直墜機事故中，座椅沿支撐管向下移動，移動距離由兩個倒置的能量衰減器控制。基于乘員的平均體重，座椅至少可在30厘米的移動范圍內消去14.5的過載，駕駛室甲板內的凹腔允許座椅全程下沉。每個座椅均配備大腿束帶和帶有慣性卷筒的肩部保險帶。所有的腿部系留帶都為低彈性編織帶，在系留帶末端有一個單向旋轉扣。整個束縛系統可以防止墜機時乘員在系留帶內滑動，并可讓乘員迅速解開從緊急出口逃生。

盡管UH-60座椅對不同彈道武器的承受力仍是保密的，但對乘員軀干的保護在陸軍的技術要求中是首位的。具體規定了對-15度下半球的防護，由弧形整體椅盆和兩側活動護翼共同為乘員提供保護。根據陸軍一位資深飛行員的評價，護翼形狀在UTTAS原型機早期設計階段做了改動。

1973年9月，美國陸軍對UTTAS原型機木制全尺寸模型進行評審。項目總負責人利奧·特納準將親自坐在飛行員裝甲座椅上，評價它的內部與外部視界。特納準將手拿一把木鋸，將兩側護翼各鋸掉了一部分，直到感覺座椅在保護性能和視界上達到滿意的統一，這成為飛行員座椅的最終形狀。

獨特的三軸直角搖臂被廣泛應用在“黑鷹”操縱系統中。通過設置第二支撐點，即便三個樞軸中有一個被卡住，直角搖臂仍可正常運動

西科斯基公司工程師戴維·范斯勒正在試驗帶有護甲的抗墜毀乘員座椅實體模型，該項目屬于20世紀60年代中期與陸軍簽訂的CH-54直升機研制合同

Simula公司在1993年成為“黑鷹”機組乘員座椅的主供應商，為UH-60及其改型機生產的座椅累計超過4000個

“黑鷹”的機組乘員座椅由陸軍作為政府特供裝備交付給西科斯基公司，該座椅由Simula公司制造

對直升機的威脅

美國陸軍UTTAS招標書強調“黑鷹”直升機在7.62毫米、12.7毫米和14.5毫米彈頭攻擊下生存的重要性。UTTAS招標書對“黑鷹”機身在7.62毫米彈頭攻擊下的易損區域做出了專門限定，對于威脅性更高的彈頭，陸軍招標書要求如下：直升機核心部件應能最大限度承受速度為488米/秒的12.7毫米穿甲燃燒彈攻擊，以及速度為488米/秒的23毫米高爆燃燒彈攻擊。另外，應將30毫米、37毫米、57 毫米高爆燃燒彈威脅的影響和近炸引信彈與導彈的爆炸氣浪和破片的影響降至最小。

在20世紀70年代，能夠預見的對UTTAS的主要威脅來自蘇聯ZSU-23-4“石勒喀河”23毫米防空裝甲車。

ZSU-23-4裝甲車能夠自動捕獲、跟蹤低空飛行物，有效防空射程為2500米。裝甲車的四聯裝機炮循環射速可達每分鐘800～1000發，為了節約彈藥，各炮管通常進行每次2～3發炮彈的點射，且高爆燃燒彈與穿甲燃燒彈的比例為3∶1。

因此，重點是放在降低“黑鷹”對23毫米炮彈的易受損性上。這主要靠部件多余度和部件分開放置來實現。在“黑鷹”設計初期，提高對23毫米炮彈的承受力主要通過改變機體結構，尤其是尾錐結構來實現。

西科斯基公司最初在位于馬里蘭州阿伯丁的國家彈道研究實驗室對直升機尾錐做抗23毫米炮彈測試。當時僅能獲得老式S-61直升機的尾錐，進行了許多次試驗，許多尾錐被修復。最終證明，“浮動式結構”能夠最大限度提升尾錐對23毫米炮彈的承受力。這種結構能最大限度地將主承載桁梁分散開，使尾錐對23毫米炮彈的承受力提高到90%，因此這種結構設計方法也被納入UTTAS項目。

到現在為止，只有一起“黑鷹”被23毫米炮彈擊傷的案例。在1983年的格林納達行動中，一發23毫米炮彈從敞開的機艙門射入命中主減速器，直升機采取緊急迫降，后被美國陸軍炸毀。同時，“黑鷹”還面臨著火箭助推式榴彈（RPG）的威脅。1961年RPG-7開始裝備蘇軍，這款武器也被世界各民兵組織和游擊隊大量使用，至少7個國家在生產。RPG-7是一種肩扛發射、前裝彈式的反坦克/反步兵用榴彈發射器，各種體積較大并帶有穩定翼的榴彈從直徑40毫米的發射管射出。

RPG-7最大能發射85毫米反坦克彈。1994年10月在索馬里摩加迪沙作戰期間，兩架美國陸軍“黑鷹”被火箭助推式榴彈武器擊落，但具體為何種尺寸彈頭未知。兩架直升機均被擊中尾錐。

一架“黑鷹”在土耳其進行訓練時被火箭助推式榴彈擊中機身過渡段。在感覺到尾槳液壓系統失靈后，飛行員采取了緊急迫降。機械師修復液壓線路后，直升機返回基地。“黑鷹”在遭到RPG武器直接打擊后仍能返回基地實屬不易。但在面對其他小口徑武器威脅時，“黑鷹”生還并無懸念。在1983年10月的格林納達行動中，一架“黑鷹”在貼地飛行時被許多顆子彈擊中。

據飛行員報告，在他貼地飛行執行補給支援任務過程中，飛越一個山脊時突然發現一大隊敵人向他駕駛的直升機開火。雖被擊中大腿，但他仍設法駕機返回基地。

事后檢查顯示機身至少有29處被擊中，均由AK-47武器發射的7.62毫米彈頭擊中，所有擊中射擊全部來自機身下半球。右上圖中復原的彈道顯示地面小口徑武器在射擊時全部瞄準了駕駛艙。

20世紀70年代的蘇聯ZSU-23-4 23毫米防空裝甲車

在1983年的格林納達行動中，一架“黑鷹”被地面小口徑武器擊中29處的彈道

被RPG擊中機身過渡段的“黑鷹”，但未造成嚴重的結構損傷，附近油箱也未損壞。經機械師就地維修后，這架“黑鷹”安全飛回基地

RPG-7對移動點目標的最大有效射程為300米。正常情況下，彈頭在飛行4.5秒后會自爆，這段時間的飛行距離大約為920米，普遍認為彈頭的命中率只有50%

生存性評價

雖然陸軍對“黑鷹”進行實彈射擊測試的結果仍是保密的，但從軍方的實際作戰記錄可以得知，“黑鷹”完全達到了陸軍于1972制定的生存力標準。大量使用經歷證明，UH-60完全達到甚至很多情況下超過了陸軍對安全性的要求，尤其在受到彈擊損傷后至少能再堅持飛行 30分鐘。能做到這一點的最重要因素是因為在UTTAS項目開始之初，對抗墜毀性和抗彈擊性的要求便成為直升機設計步驟中的一環。

在“黑鷹”項目中首次在設計過程中對直升機生存性的要求與對性能、重量、可靠性及其他重要指標同樣看作是優先考慮的因素。這一嶄新理念催生了許多全新設計，并使生存性成為一個獨立的設計領域。就“黑鷹”及其衍生機型來說，它們以重量和成本略微增加為代價，換得了前所未有的高生存性。對整個直升機工業來說，“黑鷹”的作戰經歷有助于為新的軍用與民用直升機的生存性制定可達到的設計標準。