圖——卡莫夫設計局的共軸直升機已成為該設計局的標誌

及至上世紀六十年代，蘇聯卡莫夫設計局已成功實現共軸直升機的量產，其後更是以此為特色，大力發展共軸直升機，可謂譽滿全球，提及共軸，必以卡莫夫設計局為尊。然而，說到底，卡莫夫的共軸直升機，其本質還是兩副常規旋翼部署在同一軸上，反向旋轉而已，該構型中，共軸反轉的目的主要還是以雙旋翼代替單旋翼帶尾槳，從而實現更緊湊、機動性更優等特點。

至於「前行槳葉」、「升力偏置」等概念，卻從未在這些共軸直升機中被認真考慮過，而西科斯基公司則想前人所未想，不僅用共軸取代了尾槳和尾梁，更輔以操縱性優異的剛性旋翼，打造出了「前行槳葉概念」旋翼這一傑出設計，終是在共軸直升機之路上比卡莫夫更進一步。

而配備「前行槳葉概念」旋翼技術的第一架直升機就是西科斯基公司的XH-59A技術演示驗證機，若是沒有該機的成功，必不會有之後名動全球的X2概念驗證機，更不會有此後的S-97 掠奪者 和如今SB>1型挑釁者複合式直升機。

本文就將向讀者朋友們介紹西科斯基XH-59A/S-69前行槳葉概念旋翼複合式演示驗證直升機的研製背景和歷程，與諸君共賞。

研製背景——群雄逐鹿，豈可無創新？

在上世紀六十年代中期，世界各國直升機行業的諸多公司都開始探索擴展直升機飛行速度包線的新技術。當時絕大多數公司的設想都是通過「複合式直升機」的設計來達成高速的需求，所謂「複合式」一般都是指在常規直升機的基礎上，加裝輔助的機翼和推進裝置來卸載高速飛行狀況下主旋翼的垂直升力和前進拉力。

起初，西科斯基公司也抱有類似的想法，在大獲成功的S-61/H-3（其軍用型號為大名鼎鼎的SH-3海王直升機）基礎上進行改裝，打造了S-61F/NH-3複合式高速直升機。但與此同時，西科斯基公司積極探索，想前人之所未想，基於「前行槳葉概念旋翼」（ABC； Advancing Blade Concept）打造了另一型高速型直升機。

對於常規直升機旋翼而言，由於旋翼始終處於周期性旋轉中，因此一側旋翼迎風而上，一側旋翼順風而下，迎風側被稱為「前行側」，而順風側則被稱為「後行側」，由於旋翼槳葉旋轉線速度會沿著槳葉半徑方向向外增大，因而後行側槳葉受到前飛來流和槳葉旋轉來流的影響，會形成一片「反流區」，在該區域內，局部氣流將從槳葉的幾何後緣吹向前緣，造成失速，導致後行側槳葉升力驟降，為了維持滾轉平衡，必須通過周期變距操縱使得前行側槳葉的升力也降低，因此影響到旋翼所產生的整體拉力。

圖——常規直升機前飛氣流分布示意圖，圖中右側為前行側，左側為後行側，後行側「Reversed Flow」即為反流區，反流區面積會隨著前飛速度增大而增大

而隨著前飛速度增大，後行側反流區將增大，前行側升力不得不進一步操縱降低，從而限制了最大前飛速度。「前行槳葉概念」的提出，就是為了解決後行側槳葉失速的問題，通過上下剛性雙旋翼共軸反轉的設計，使得上下旋翼的前行側對稱分布，從而互相平衡，不再需要考慮常規直升機中需要前行側平衡後行側的問題。

同時，西科斯基還加裝了輔助推進裝置來提供更強勁的前飛推力，如此一來，旋翼不需要低頭來提供前飛的水平拉力分量，整個槳盤平面幾乎可與來流速度相切，大幅降低了高速前飛過程中的阻力。

圖——前行槳葉概念旋翼技術演示驗機XH-59A

但從理論技術而言，上世紀三十年代的直升機理論教材中就已經出現過前行槳葉的概念，但是理論歸理論，憑當時的生產製造工藝水準，是毫無可能實現結構強度滿足要求的「前行槳葉概念」旋翼的。前行槳葉概念旋翼是不存在揮舞鉸的，是以旋翼槳葉的剛度必須非常大才能夠承受升力中心從旋翼中心偏移出去帶來的彎矩。從這個角度上來講，相比於當時的直升機旋翼，前行槳葉概念旋翼更類似於一副較大的空氣螺旋槳。

圖——正如我前文所言，對於常規直升機而言，其後行側的升力必須完全依靠前行側來平衡，由此後行側升力的限制也約束了前行側升力的增加

圖——而對於ABC旋翼而言，由於槳盤兩側各有一個前行側和後行側，因此後行側升力不再需要前行側來平衡，所以後行側升力的限制不再約束前行側升力的增加

通過這一布局設計，旋翼升力的增大將不會再受到前飛速度（或者高度）的限制，這一技術的實現，在直升機技術領域可謂是一次革命性突破。

圖——上圖是旋翼升力與速度關係圖，從圖中可以看出，隨著前飛速度的增大，常規直升機（下方曲線）升力難以維持，不到150節（約277.8千米/時），就幾乎下降了一半；而對於ABC旋翼來說，隨著前飛速度的增大，旋翼升力不僅不會下降，反而能夠緩步提升

圖——上圖是旋翼海拔高度與升力關係圖，從圖中可以看出，隨著海拔高度的增大，常規直升機（左側曲線）升力先緩慢下降最後快速下降；而ABC旋翼直升機的升力則先隨著高度增大緩慢增大，中間有一段快速增大的區域，最後到達一定高度之後，升力將趨於穩定，不在隨海拔增大而增大

剛性槳葉製造工藝的突破——愈挫愈勇，有志者事竟成

西科斯基在六十年代再回過頭來看三十年代的理論技術，認為前行槳葉概念的實際應用已經存在可行性了。於是他們專門組建了一支技術團隊，於1964年啟動了前行槳葉概念的「理論變為實際」工作。技術團隊針對旋翼系統、傳動系統和操縱系統進行了多輪設計迭代，隨後針對驗證飛行器的初步設計展開了細緻的研究。當時，西科斯基公司對這一概念的探索純粹出於「試驗」性質，並沒有任何具體的任務牽引。

很快，西科斯基的技術團隊發現整個項目工作中最難的地方就是如何實現旋翼槳葉的製造。當時，西科斯基的生產型旋翼槳葉翼梁都是通過等截面擠壓鋁型材製造的。ABC旋翼則要求翼梁的徑向和壁厚都要錐型設計，以承受升力偏置導致的巨大彎矩。相比於鋁型材，鈦型材更適合用於製造實用的ABC旋翼，因為它具備更大的強度和模量。

在此後的四年里，西科斯基的技術團隊經歷了一段慘淡而艱苦的時光——他們在槳葉的製造工作上經歷了無數次似乎沒有盡頭的失敗。不過他們愈挫愈勇的精神最終帶來了回報——他們發明了一種17英尺6AL-4V擠壓鈦材的製造工藝，該工藝在內、外部兩側加工，以此製造徑向和壁厚都呈錐型擠壓件；然後將翼型管熱成型為橢圓形，並在陶瓷熱成型模具中完成扭轉成型。

通過反覆的試驗，西科斯基的技術團隊一致認為該製造工藝是相當可行的。儘管這項製造工作相當的繁瑣且成本高昂，但是西科斯基公司上下仍然非常振奮。試想一下，假如說ABC旋翼的生產製作不是如此令人望而卻步，反而相當簡單、人人可做的話，西科斯基又如何佔領技術高地呢？

圖——生產製造中的XH-59A

飛行測試——先抑後揚，絕知此事要躬行

1973年6月份，XH-59A完成了首飛，一切順利。然而，一個月之後，首架XH-59A技術演示驗證機卻在低速試飛中出現了故障。

原來技術團隊以往從未嘗試過剛度如此之高的旋翼系統，因此旋翼系統的「過高操縱功效」一直是他們關注的重點，最終他們設計的操縱系統增益非常低，以免出現「過於敏感」的操縱響應。

這一設計思路在懸停測試中表現非常良好，但是，當試飛院試圖從懸停轉換到前飛之時，問題就出現了，這架飛行器在轉換的那一瞬間立刻趨向於抬頭飛行。試飛員一次又一次地向前推桿來修正這一「自動響應」，可即便他已經把操縱桿推到了前推的限制位，XH-59A仍然保持抬頭。試飛員不得不放下總距回到地面。

保持抬頭狀態緊急著陸的XH-59A毫無意外地尾部首先著地了，然後整架飛行器發生了側滾，旋翼擊打到了地面上，整個旋翼系統瞬間被毀。萬幸的是，兩名試飛員都沒有受傷。

這一事故導致整個XH-59A項目延期了一年之久，直到事故的原因被確定。最終的評估報告認為，該機操縱系統的增益設計實在太低了，操縱範圍無法覆蓋整個飛行包線。第一架被毀的XH-59A原型機最終被重新修好了，但是後續僅用於風洞試驗，再也沒有重上藍天。

圖——1974年NASA埃姆斯中心的XH-59A風洞試驗

1974年11月，第二架XH-59A重新啟動了飛行測試。自此到1981年，XH-59A完成了大概170個小時的飛行測試。在此期間，美國海軍、空軍、NASA和美國陸軍一道向該項目提供了大量的財政支持。

從1975年7月份到1977年3月份進行的是直升機模式的飛行測試。該測試的飛行包線範圍達到了平飛速度156節（約180千米/時），俯衝速度186節（約214千米/時），飛行高度14000英尺（約4267米）。

從1978年4月份到1981年1月份進行了加入輔助推進裝置的飛行測試。在這段時間內，XH-59A幾乎完成了所有的技術指標。其最大平飛速度達到了240節（約444千米/時），使其成為第一架不需要加裝輔助機翼，僅通過前行槳葉概念技術就到達該速度的旋翼飛行器。測試中，XH-59A的操縱性和穩定性被認為是非常出色，它在全飛行包線的測試中都沒有假裝任何的輔助增穩裝置。

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直升機行業方興未艾之時，發明家們多通過多旋翼/縱列式/橫列式等布局來平衡反扭矩，唯獨伊格爾·西科斯基先生敢想敢做，發明了單旋翼帶尾槳的布局，多年以來成為了常規直升機的標誌性布局；多年後，大公司們多通過加裝輔助機翼來打造高速型複合式直升機，唯獨西科斯基公司想前人所未想，把前行槳葉概念旋翼落到實處，形成了獨具一格的剛性共軸高速型複合式直升機，並在共軸領域走到了世界前列，鑄就了大名鼎鼎的X2系列直升機，未來的複合式直升機標杆到底會不會仍由西科斯基引領呢？且拭目以待。

PART Ⅱ

弁言

「前行槳葉概念」（剛性共軸雙旋翼）是否真的能夠用於打造高速型直升機？

這是一個大膽且頗具創造力的想法，以共軸直升機為標誌的卡莫夫設計局不知道其答案，他們甚至從來沒考慮過這個問題，如果你有機會去問他們這個問題，他們可能會告訴你當時蘇聯人對於直升機的一貫回答：直升機為什麼要高速？高速那是飛機的事情。

圖——卡莫夫傳統共軸雙旋翼直升機

西科斯基也不知道，儘管他們反覆推演這一理論認為可行，但是當時的主流高速型直升機設計思路都是單旋翼加裝輔助機翼和推進裝置，根本沒有誰考慮過「前行槳葉概念」的高速型直升機，所以西科斯基公司只能自己來造一架能夠驗證這一想法的直升機。

於是，西科斯基S-69（XH-59A）複合式直升機誕生了。它算得上是一架獨一無二且做工精細的傑出飛行器，而其命運自誕生之日起就已註定：為測試「前行槳葉概念」而生。本文將詳細介紹XH-59A高速型複合式直升機的設計特點和技術參數，其中主要包括旋翼設計特點、機身和動力傳動系統、操縱系統等內容，與諸君共賞。

*注1：前行槳葉概念，Advancing Blade Concept，簡稱ABC，實際上是一種剛性共軸雙旋翼系統，因為共軸反轉的兩套旋翼系統，其前行側對稱分布，因此從整體上來說，ABC旋翼槳盤兩側都是前行側，具體可以翻閱我上一篇文章《想前人所未想，西科斯基的高速共軸直升機何以勝過卡莫夫設計局？》。

*注2：S-69是西科斯基公司內部的生產代號，而XH-59A是美軍給定的代號，其中X開頭則是「技術/概念/原型驗證機」的意思。

圖——當年的ABC 概念飛行器的宣傳圖

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XH-59A的設計特點

旋翼設計

起飛總重14500磅（大約6.5噸）和前飛速度達230節（約426千米/時）的複合式直升機在當時被一致認為最具有競爭力且能夠大幅擴展直升機任務潛力，為了達成這兩個目標，XH-59A的旋翼直徑被設計為40英尺（大約12米），並在1970年進行了風洞吹風試驗。

圖——圖中能角為清晰觀察到XH-59A的剛性雙旋翼系統，對比卡莫夫的共軸可以看出其間距顯著縮小

但是，到了1972年，當XH-59A的設計工作正式啟動的時候，美軍對武裝偵察/攻擊直升機展現出了濃厚的興趣，西科斯基公司從長遠發展的角度，也考慮開展一型輕巧敏捷的偵察直升機的設計工作（也就是S-73，後續我會另撰文介紹），為了節約成本和充分利用工廠資源，西科斯基最後決定將XH-59A的旋翼直徑減小為36英尺以保證通用性，但是槳葉的內部結構和製造工藝都保持與風洞試驗的模型旋翼一致——也就是無鉸式剛性旋翼，該旋翼沒有揮舞鉸和擺振鉸，但是在變距操縱上保留了傳統的堆疊式軸承。旋翼槳葉的預錐角為3°，雙旋翼間隔為30英尺（大約76公分）。

機身和動力、傳動系統

XH-59A機身截面形狀為圓形，座艙布局為橫列式雙座布局，座艙後方有一個小小的客艙，客艙裝載了大量的數據記錄、測試和分析裝備。由於XH-59A主要是一型技術驗證機，為了節約成本，西科斯基並沒有將旋翼系統和輔助推進裝置的傳動系統整合起來。旋翼系統的動力由兩台P&WA PT-6發動機提供，輔助推力由兩台J -60發動機提供（這兩台發動機此前被用在西科斯基的S-61F複合式試驗直升機上）。其傳動系統採用的是一組簡易的複合式行星齒輪布局來實現共軸反轉和高前進比轉換。

圖——未加裝輔助推力裝置，以直升機模式飛行的XH-59A

操縱系統

關於共軸旋翼設計的一項關注焦點是：如何設計飛行器的航向操縱系統（亦即左右轉向）。

眾所周知，共軸反轉雙旋翼的設計自動平衡了反扭矩因而不再需要尾槳，因此，偏航控制可以通過上下兩副旋翼之間的總距差動來實現：在上下旋翼分別處於某一恰當的總距狀態下，兩者之間扭矩相等，直升機航向平衡，通過總距差動，上下旋翼的總距差發生變化，意味著兩者的力矩不再相等，從而形成一個圍繞旋翼軸的扭轉力矩，使得直升機改變航向。

圖——傳統共軸雙旋翼操縱系統細節示意圖

上述操縱方法在傳統的共軸直升機——例如說卡莫夫系列共軸直升機——上得到了成功的應用和驗證，可謂相當成熟。但是這一思路卻不能簡單應用到XH-59A上。為什麼呢？

根本因為就是存在高速狀態。我在以往的文章中講過很多關於直升機理論前飛速度限制的原因，這裡就不再贅述，感興趣的讀者朋友可以往前翻閱，這裡簡單說：直升機高速飛行時候，旋翼的前進比要非常高（前進比=前飛速度/旋翼槳尖線速度），在高前進比狀態下，旋翼改變總距對於其拉力的影響與常規狀態不再相同。除此之外，更重要的是，XH-59A旋翼存在自轉狀態，也就是說，在超高速飛行的時候，其旋翼來流從槳盤下方吹向槳盤上方，旋翼的轉動更類似於「風車」，這時候總距操縱的響應甚至會與常規直升機相反——提總距反而降拉力。

圖——XH-59A的高度-速度飛行包線圖

因此，設計師為XH-59A的航向操縱系統設計了一種特殊的機制：旋翼轉速差動。也就是說在高速飛行的時候，XH-59A的飛行員就不再操縱總距差動了，如果想要航向轉彎，那就操縱旋翼轉速差動就行了。轉速差動系統是內置在XH-59A的主減速器中的，但是可惜的是，縱觀XH-59A的整個飛行測試過程，都未有實際應用過這一獨特機制。這又是為什麼呢？

因為設計師在設計過程中又發現了一種更適合高速狀態下航向操縱的系統：垂尾舵面操縱系統。總結來說就是：在懸停和超低速（小於40節）狀態，XH-59A的航向操縱是通過雙旋翼的總距差動來實現的，從40節到80節開始，總距差動逐漸淘汰，飛行員開始操縱XH-59A尾部H型垂尾後方的兩個舵面之間的差動來實現航向操縱，一般來說，氣流速度越大，舵面操縱效率越高，所以，在高速飛行狀態下，舵面的操縱功效是要遠勝於旋翼總距差動或者是轉速差動的。

圖——加裝J-60引擎的複合式XH-59A

兩種飛行模式

XH-59A設計了兩種飛行模式：不加裝輔助推力裝置J-60發動機的直升機飛行模式和加裝J-60發動機的複合式直升機飛行模式。隨著研製和測試工作的推進，設計師們最後發現，加裝兩台J-60發動機之後，XH-59A的起飛總重嚴重超標，已經到了無法在無地效情況下懸停的程度，因此為了保證試飛工作的安全，加裝J-60之後，XH-59A就會採用滑跑起飛（Rolling Takeoff：譯法如有問題請指教）的起飛方式。

圖——米-24採用Rolling Takeoff的方式完成起飛（其具體操縱是在地面滑跑的時候就操縱低頭，隨後加速滑跑實現起飛，一般用於高溫、高原或者過載情況下的起飛）

總體布局圖

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圖——美國陸軍對XH-59A進行近地飛行測試的照片。美國陸軍最後對實戰飛行測試工作總結道：「XH-59A具備無與倫比的傑出操縱品質，這一品質幾乎與固定翼飛機一致。它能夠在複雜的地形和環境中穿梭自如，其敏捷性、穩定性和高速能力為陸軍提供了更多的戰術可能性，勢必會成為現代戰場關鍵力量。」

結語

XH-59A項目研發工作到1981年正式結束，後續就是美國陸軍進行的種種實戰測試工作。至此，西科斯基已經基本完成了對「前行槳葉概念」的驗證內容，XH-59A也達到了「無機翼飛行器」所能達到的空前前飛速度240節（約445千米/時）。

該項研發計劃體現出了西科斯基在高速型直升機研製方面的傑出實力。此外，還有個意外收穫是——剛性雙旋翼的傑出操縱品質表現和無尾槳的設計布局在飛行員行業內收穫了絕佳的口碑，甚至當時許多飛行員都將其認為是「未來常規直升機的替代者」。

紅塵滾滾，白雲蒼狗。如今，XH-59A被安置在阿拉巴馬州的美國陸軍航空博物館中，靜靜看著西科斯基的X2、S-97乃至SB>1接連上天，想必也是老懷大慰吧。

世界上鮮有突如其來的成功，航空這一尖端行業更是如此，靜下心來，一步一個腳印，踏實前進才是真正的取勝之道，願與諸君共勉。

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