旋翼的选择

旋翼的选择

20世纪70年代的军用直升机工艺技术水平根本不可能满足陆军对于UTTAS在性能、可靠性和生存力方面的苛刻要求。新型直升机的设计方案不是通过在参数上按比例缩放现有直升机就能实现的。由于陆军要求在作战性能上进行重大改进，因此其技术团队鼓励UTTAS采用全新构型并对UTTAS所需的旋翼机技术进行新的研究，尽量采用全新结构和旋翼技术。无疑竞标者需要提出创新的设计方法和新技术，这就不可避免地会产生一定程度的风险。因此，数据论证的力度和对技术风险的评估成为衡量原型机和生产型机提案的关键性因素。

综合来看，陆军对于通用战术运输直升机的要求强烈地表明了旋翼和尾桨比其他任何系统都更需要利用新技术，由于旋翼一直是直升机的心脏和核心，这也无可厚非。旋翼系统产生力和力矩，但同时也是产生振动、噪声和需要维修的主要原因。因此，直升机由于其旋翼的独特特点，尤其是振动、机动灵敏性、噪声和维修负担，为人们所牢记。

西科斯基公司当时的旋翼技术特点是全铝桨叶、对称翼型、滑油润滑的铰接式桨毂，这离UTTAS的要求目标差得很远。UTTAS直升机需要非常先进的桨叶和桨毂设计才能满足技术要求。因此，有必要考虑新桨叶空气动力设计参数、新桨叶结构设计和材料以及从全铰接式到无铰链刚性旋翼的新旋翼桨毂概念。

问题在于如何在技术风险和技术利润之间取得适度平衡，并说服陆军相信天平两边是非常平衡的。在“黑鹰”40多年的服役过程中，累计飞行超600万航时，事实证明适度平衡的确得到了实现。

UTTAS以及后来“黑鹰”所采用的新旋翼技术或设计方法都未进行任何根本的改动，而且在日后H-60所有型号的长期服役过程中也都没有出现任何问题。新旋翼系统的性能表现符合预期计划，且应用到了西科斯基公司后来生产的所有型号中，直到25年之后被更新的技术所取代。下面主要讨论的是对“黑鹰”的成功贡献最大的旋翼革新，特别是钛合金旋翼桨叶、弹性旋翼桨毂、“十字交叉梁”尾桨以及斜置尾桨。

钛合金/复合材料旋翼桨叶

UTTAS旋翼桨叶的空气动力学特点是影响直升机性能最重要的因素。旋翼桨叶的这种结构特点为直升机提供了高可靠性和战斗生存能力。新旋翼桨叶独特的扭转分布、弯曲翼型、后掠式桨尖再加上钛合金大梁的结构特性，使得旋翼桨叶很好地满足了陆军最为关注的要求。它的空气动力学效率、结构完整性和弹伤容限是西科斯基公司之前生产的所有桨叶都无法与之相比的，甚至同时代其他直升机生产商所生产的桨叶也都无法与之匹敌。旋翼的效率用Q值（FM）来表示可达0.75，是已知的作战直升机上所取得过的最佳效率。从结构角度来讲，这种桨叶经验证疲劳负荷寿命是无限的、绝对耐腐蚀，弹伤容限可达23毫米炮弹打击。这些特性后来成为了世界标准。

旋翼桨叶的空气动力学设计

UTTAS的一个主要设计目标是尽可能提高飞行器的升力效率，这不单单是因为陆军对性能的苛刻要求，还因为空运所需的机体紧凑要求。这就必须对合适的桨叶空气动力学特征进行研究，使旋翼效率比当时正在生产中的旋翼效率提高5%～10%，以便将旋翼尽可能缩到最小。另外，西科斯基公司还采用了斜置尾桨的革新，进一步缩减了旋翼尺寸和重量。

可是，当时桨叶设计人员在风险和利润之间进退两难的困境还是对研究合适桨叶的工作造成了影响，西科斯基公司工程师皮特和鲍勃对这种困境进行了简洁的概述：

陆军对直升机旋翼的要求给设计人员提出了一个较大的挑战，要求提出旋翼桨叶必须在多种状态下工作。这些状态包括从“简单的”悬停到前飞时前行桨叶的不稳定跨声速流和后行桨叶的不稳定失速流。桨叶设计能否成功，取决于与这些工作状态有关的、彼此相互冲突的设计参数之间的适当平衡……悬停效率的提高在多大程度上能与高速度和机动性需求相兼容要取决于设计人员研发材料和气动弹性构造的能力，这将保证旋翼的前飞特性在可控范围内。

20世纪70年代初UTTAS项目开始时，西科斯基公司正着手发展所谓“第二代”旋翼。早期的旋翼桨叶一般采用对称翼型，主要是NACA0012，以保持较低的俯仰力矩，以便将操纵载荷和大梁的扭转角控制在较低水平。早期桨叶有一个6 度～8度的负扭转以提高悬停性能，但前飞载荷造成桨叶结构局限，以致扭转角度受到制约。由于铝合金大梁机械加工出来后是在扭力作用下扭转的，因此扭转是沿桨叶展向线性分布的。当时生产的旋翼桨叶是由挤压（成形）的铝合金大梁和胶合的铝合金桨叶后段件构成的，大梁后的翼型由后段件形成，而没有特别设计的桨尖罩。早期那些旋翼的悬停效率（Q值）在0.65～0.70之间。这一旋翼桨叶技术几乎应用到了西科斯基公司生产的所有直升机上，直到钛合金大梁、新翼型和后掠桨尖出现。

20世纪60年代末为陆军生产的CH-54B重型运输“飞行吊车”首次使用了西科斯基公司生产的Q值更高的旋翼。CH-54B首次采用了非线性扭转旋翼，和同时期的桨叶相比有较高的扭转。与CH-53桨叶-6度扭转相比，CH-54B的桨叶为-14度的等量线性扭转。由于扭转的增加，CH-54B旋翼的Q值最大达到0.73，与扭转较低的CH-53旋翼0.69的Q值相比大大提高了。然而由于较高的扭转极大增加了铝合金大梁的振动应力，CH-54B的航速受到了限制，仅为110节。但因为CH-54B的任务是运载大型外部载荷，速度低点儿陆军也是可以接受的。而在UTTAS项目中，高扭转虽然对垂直性能来说非常重要，但却不能以牺牲速度为代价，因为陆军要求其巡航速度要达到150节。因此，考虑到钛比铝的容许应变更大而且抗腐蚀性更强，最后UTTAS选择了钛合金大梁。

尽管CH-54B旋翼具有最大值为0.73的Q值，但当时采用的是六片桨叶。当CH-54B桨叶在特定的4桨叶旋翼桨毂上进行测试时，模拟UTTAS旋翼，其他因素不变，Q值下降到0.71。这远远低于UTTAS的预定值。Q值这一令人震惊的下降是因为桨叶减少造成的桨尖尾流不均或是4片桨叶每个桨尖之间的圆周距离比6桨叶旋翼的大。桨尖之间的距离增大使得桨尖处于前一片桨叶所产生的旋涡中的不同位置上。虽然要达到UTTAS旋翼既定的0.75的目标Q值是个高难度的挑战，但设计人员最终还是通过良好的工程研制使其得以实现。

西科斯基公司分配到UTTAS项目组的一位空气动力学家唐纳德·杰普森“对改进旋翼空气动力效率有着异乎寻常的热情”。杰普森和来自联合飞机研究实验室的杰克·兰德格雷伯一起集中所有精力了解涡流运转的性能效果，找到能够在前一片桨叶的桨尖涡流区域内有效工作的最佳桨尖几何形状。他采用全尺寸CH-53桨叶在旋转试验台上多次进行试验，用3桨叶、4桨叶、5桨叶、6桨叶旋翼对各种不同的桨尖设计进行评估。

通过试验，他发现可在桨尖区域形成一种独特的扭转形状，使桨叶迎角可以在90%的叶展范围内改变或下弯。UTTAS桨叶选择了这种由桨尖扭转构造和-18度的内侧线性扭转形成的-16.4度的等量线性扭转。从图中可以看出，叶展外侧4%上的扭转事实上都是朝相反的方向，且减小了几度等量的线性扭转。

杰普森研制这种独特的UTTAS桨叶形状被称做“贝塔”桨尖，其推理是由于桨尖经过前一个桨叶桨尖涡流轨迹的外侧而提高悬停性能。涡流干扰的有害作用也能降低，桨尖部分的升力得以增加。在前飞过程中，反向扭转会减小前行桨叶的桨尖负载荷，从而再度提高前飞效率。几年后，利用先进计算机编码证实了杰普森理论。高扭转和贝塔桨尖扭转构造为接近0.75的Q值做出了极大贡献，但0.75的目标还是没有实现。最后是利用另外两个空气动力学设计特点促成了这一目标，这两大设计特点是：弯曲翼型设计和后掠桨尖。

UTTAS旋翼桨叶全展长首次选用的翼型是由西科斯基公司设计的弯曲翼型SC-1095，目的是为了提高在各种使用条件下的性能。它从两个方面提高了悬停性能：一是因最大升力系数较高，产生升力较大；其次因其负俯仰力矩，增加了桨叶固有的负扭转。除上述固有扭转外还额外增加了大概1.5度的扭转，这就使Q值进一步得到提高。西科斯基公司首先将该翼型应用于CH-53D“改进型旋翼桨叶”（IRB）项目上。在IRB项目中，西科斯基研发出了生产钛合金大梁所需的制造技术。CH-53D装备了“改进型旋翼桨叶”，所有飞行状态下的性能都得到了重大提升，包括机动飞行，这使这种新型翼型成为UTTAS桨叶的必然选择。此外，新型桨叶翼型的旋转试验台和飞行测试也非常及时，因为“改进型旋翼桨叶”的首飞是在1971 年9月，正好是在陆军发布招标书的前4个月。

西科斯基公司利用桨叶叶展外侧5%段后掠20度再次提高Q值。后掠桨尖的特点来源于“黑鹰”同名试验型直升机，这一试验型直升机也是在UTTAS项目进程中开始飞行测试的。

这种试验型直升机被命名为S-67型，是使用公司S-61的动力部件制造的一种武装攻击直升机的原型机。原型机原计划用做备选，以替换1969年下马的洛克希德公司AH-56“夏安”攻击直升机项目。S-67的设计速度为180节，使用S-61现有的旋翼，利用短翼分担旋翼部分载荷。这一高性能直升机的设计团队由阿里斯蒂德斯·艾伯特带领，他是西科斯基公司一位最具竞争实力的设计者，整个项目则由肯尼斯·E.霍西负责（他后来成为UTTAS项目经理）。原型机只制造了一架，从批准之日起，设计、制造到飞行只用了一年时间。西科斯基公司将S-67命名为“黑鹰”（Blackhawk），碰巧，几年后，陆军将UTTAS也命名为“黑鹰”（Black Hawk）。而事实上，这一新型号的确在桨叶桨尖的几何形状上与早期的“黑鹰”有着继承关系。

考虑到前行桨叶马赫数较高造成的不利影响，S-67安装了后掠桨尖。桨尖后掠20度是为了避免出现分谐波振动轨迹（SMOT）现象，即桨尖在高马赫数时桨叶轨迹产生偏离的现象。后掠桨尖在S-67上起到了预期作用，此外它对UTTAS旋翼设计也具有重要意义。桨尖所产生的噪声降低了，且更重要的是桨尖产生的力生成绕桨叶弹性轴的力矩。由于后掠角造成载荷的偏移，这些力矩使桨叶扭转发生变化。UTTAS桨叶的这种扭转变化在悬停状态达到了约-1度，使Q值得到进一步提高。

高扭转对于悬停飞行状态的好处得到了公认。但在钛合金翼梁生产出来之前，必须对巡航飞行下的高扭转结构方面的问题（包括振动应力水平和气动弹性特性）进行调整。

由于铝合金大梁的疲劳强度或更精确地说是容许应变特性的原因，前飞过程中高扭转所产生的较高的振动应力限制了可在铝合金大梁上利用的扭转量。至于UTTAS桨叶，高扭转和高速飞行过程中所产生的高应力问题则因钛合金材料的使用不复存在。钛合金的振动容许应变特性比铝要高一倍，这样就可以允许在整个飞行包线内使用高扭转而不会造成任何疲劳损坏。“黑鹰”桨叶在飞行了2000万桨叶航时后仍未出现任何疲劳裂纹问题，这充分证明了钛合金是当时用作大梁材料的最佳选择。

UTTAS桨叶通过几个设计特点在争取悬停性能最大化的同时实现了在前飞中控制旋翼特性。钛合金大梁大大提高了容许应变量，可适应前飞过程中高扭转所造成的较大应力。有关大梁材料选择有两个重要问题。第一是扭转和速度对振动平面弯曲应力的影响以及对高应变材料的要求。

从容许应变的角度来看，钛、石墨和玻璃纤维都被认为是很好的备选材料。试验表明铝可以通过高扭转获得高Q值，或者通过低扭转实现高速度。而钛则能够同时满足这两个要求。由于平面应变约减少20%，较薄的SC-1095翼型使结构裕量得到进一步增加。

除了提供较高的容许应变外，钛还提供了更大的大梁扭转刚度，这非常重要。由于旋翼桨叶是高展弦比结构，受到由离心作用引起的扭转刚度较小，施加的扭转力矩如果控制不当将导致扭转响应较大，造成振动甚至是不稳定。UTTAS钛合金密封管大梁的高扭转刚度可防止出现这种不稳定状态。另外后掠桨尖在控制扭转响应和稳定前行方面非常有效。UTTAS首飞时的翼型从桨根到桨尖都是SC-1095。飞行测试项目初期，外侧翼型被改成SC-1094 R8。

“黑鹰”20度后掠桨尖源于西科斯基公司S-67“黑鹰”原型机。由于和桨叶扭转弹性轴相关的桨尖空气动力载荷的作用，使得这一桨尖形状可在悬停和巡航飞行过程中按增加效率的方向自动改变桨叶扭转

钛合金大梁的基本原理和难点

20世纪50年代末，西科斯基公司就开始使用钛作为旋翼和主减速器的部件材料，这主要归功于当时主管工程的副总裁哈里·T. 詹森。后来，美国直升机学会可靠性奖以詹森的名义命名，以表彰其在建立安全寿命和破损安全设计标准方面所做出的贡献。

詹森早就认为钛的特性非常适用于直升机旋翼和主减速器部件的振动载荷环境。他为了解钛的疲劳强度进行了开拓性研究，建立了数据库，实现了以高置信度从典型的钢部件向钛部件转换。钛极大地提高了疲劳寿命，减轻了零件重量，消除了腐蚀性，而这些通常都是造成钢和铝部件产生疲劳断裂的原因。

10年后，即20世纪60年代末，钛的属性被进一步应用到大梁上。西科斯基公司首次尝试将钛合金大梁用于前行桨叶概念（ABC）试验型共轴旋翼直升机上。紧随前行桨叶概念之后，也就是在UTTAS项目即将启动之前，随海军陆战队运输直升机CH-53D改进型旋翼桨叶的研发，钛应用于大梁的技术迅速成熟起来。

在钛的众多特性当中，与铰接式旋翼的大梁关系最密切的是钛的较高容许疲劳应变。这种特性的好处随设计巡航速度的增加而越加明显，钛较高的容许疲劳应变比我们更熟悉的容许疲劳应变更适用。相对其他特性，容许疲劳应变是更为重要的结构特性，这与产生桨叶振动应力的机制有关。前文曾提到过：

桨叶关键部位的振动曲率半径在平面方向对大梁的弯曲刚度很不敏感。因此，所有条件相同的情况下，铰接式旋翼桨叶是一个恒定的振动应变系统。这主要因为在确定桨叶弯曲运动中离心刚度起主导作用。

显而易见，有高容许应变的材料是大梁的首选材料。钛的容许疲劳应变是西科斯基公司早前的旋翼桨叶所采用的6061铝的两倍。这一特点加上它的高强度重量比和抗腐蚀性，使得西科斯基公司决定克服困难制造钛合金大梁桨叶。制造钛合金大梁的困难在于不但要制造一定数量用于试验的桨叶，而且还要研发批量生产的工艺，同时要重点控制工艺的可变性。

西科斯基公司在S-69高速前行桨叶共轴旋翼概念中首次采用钛合金桨叶大梁。大梁是由很长一整块钛挤压件通过机械加工而成，对于试验型桨叶来说尚可接受，但要进行量产，造价就太昂贵了

站在首片完成的IRB桨叶旁的是贝尔·保罗（左），他说服西科斯基公司和海军管理层相信这项新技术具有潜在利益；鲍勃·津科（中）成功指导了该项设计活动；莱斯·巴勒斯（右）指挥研制出适于制造钛合金大梁的加工工艺。这三位工程师因在研制钛合金/复合材料旋翼桨叶方面所做的杰出贡献获得了由联合飞机集团公司授予的乔治·米德金质奖章

钛合金大梁的制造技术

钛合金大梁旋翼桨叶极其重要，但要想实现性能和结构完整性的优势，必须在制造技术上取得重大进步，而且先进设计革新也同样需要先进的工艺和制造方案。要以现有方法制造质量高、费用合理的钛合金大梁，必须研制新工艺，以便能大规模生产。

到20世纪70年代初，上述工艺最终由西科斯基公司开发出来，并被应用于制造西科斯基公司S-65、S-70和S-76型直升机的钛合金旋翼桨叶。这些型号全部采用相同的基本工艺，共计制造了20000多片钛合金桨叶。

对钛合金大梁制造方法的研究是从1965年西科斯基公司设计前行桨叶概念共轴旋翼开始的。这一概念的理念就是通过使每副旋翼的前行桨叶分担更大的升力分量来延缓后行桨叶失速的限制，从而实现提速。这就要求一副旋翼的弯矩需通过另一个旋翼的弯矩来平衡，也就意味着需采用更像螺旋桨一样的刚性旋翼而不是直升机旋翼。另外还需缩短两旋翼间隔距离以降低阻力；因此，桨叶在平面方向的刚度必须很大。要在保证重量合理的情况下实现两副反转旋翼之间的近距离，只有钛的强度和模量都合适，因此钛是最佳的材料。作为一种全新的概念，前行桨叶概念直升机还存在许多技术难点，其中一个重要问题就是制造钛合金桨叶。

第一架前行桨叶概念试验机XH-59由西科斯基公司与美国几家政府机构共同出资研制。1970年在艾姆斯研究中心风洞进行了旋翼性能测试，1973年首飞。

XH-59试验机直径为12.2米的共轴旋翼桨叶是由5.18米长的6AL-4V钛挤压件机械加工而成，里外都经机械加工，形成锥形的直径和锥形壁厚的管。大梁管在热成形陶瓷模中经加热处理成椭圆形。最终制造出来的大梁翼型十分精密，扭转分布也非常准确，但机械加工的费用昂贵，钛的使用也非常浪费。这种热成形操作非常成功，其后所有钛合金大梁的制造都采用了这种方式。因此，寻找廉价的方法来制造预成形钛件，以便于对其进行热成形处理就成了接下来的目标。

用以实现这个目标的制造技术是在R&D项目期间为研发CH-53D的新型高性能改进型旋翼桨叶而研制出来的。改进型旋翼的性能目标包括将CH-53D运载能力提升到1588千克有效载荷，在总重量为17237千克的情况下，巡航速度达到180节，且不出现桨叶的疲劳损坏。选择钛作为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层在得到海军支持前，拨出R&D资金开始研制CH-53D直径为21.95米的旋翼。1971年9月，差不多就是在陆军授权制造UTTAS原型机项目的前一年，改进型旋翼桨叶（IRB）钛合金桨叶首飞。飞行评估结果表明，IRB桨叶空气动力和结构性能都比预期的还要好，在最大功率、总重量达到 19051千克时，大梁应力仍在钛的疲劳极限内。IRB这一突出的性能证明了其空气动力设计特点和钛的使用以及制造桨叶的加工工艺方式可行。结果，从IRB项目中得到的数据非常及时地向陆军证明了西科斯基公司的UTTAS设计特点和材料选择的正确性。IRB项目的成功主要归功于3位西科斯基公司的工程师——贝尔·保罗、鲍勃·津科、莱斯·巴勒斯，他们的成就得到了联合飞机集团公司的表彰。

改进型旋翼桨叶（IRB）项目尽管从名称来看很低调，但无论是在验证空气动力学革新所带来的好处，还是在研发和验证合格的制造工艺上都无疑是一次巨大的成功。CH-53D旋翼的桨叶要求钛合金大梁达到10.08米长，难点就在于要找到一种经济的方法来制造出这一长度并可随时将其热处理成所需形状和扭转的预成形件。最初是将每个重2449千克的挤压件机械加工成91千克，制造出8片原型机桨叶。与此同时，继续研究合理的加工工艺。在研制出适当的热变形加工工艺取得满意的晶粒微观结构后，这些大梁的挤压件也就得以成功地被挤压成10.08米长。尽管尚未考虑过量产这种桨叶，但由于几项制造工艺还处于探索中，因此这些挤压件对于快速制造试验桨叶来说非常必要。

当时曾尝试了三种方法来制造这种空心长钛管，第一种通过滚压工艺来轧制冷管并未获得成功，这是因为在初始滚压过程中会造成表面撕裂。第二种热管轧制的情况要稍好一些，但仍未能消除表面的一些皱皮和撕裂。第三种方法获得了成功，西科斯基公司所制造的所有钛合金大梁最终都采用了这种加工方法。这种加工工艺首先是使用12.19米长2000吨重的液压机冷成形退火钛薄板。

冷成形分阶段进行，最终形成一个开口管可随时进行等离子电弧焊。

这个C形断面管沿整个管长在一个制造密封管的焊道里夹紧并进行电弧焊。左侧第3张图为在受控大气下准备进行焊接的绞盘焊接机和开口管。

焊接好的管在加热陶瓷合模中再经高温蠕变处理成椭圆形，在这一过程中形成高扭转。左侧第4张图为嵌入焊接管的陶瓷模腔和布置在低应力区的焊接线的近景特写。在胶合蒙皮组件之前，要对大梁进行喷丸处理并通过皮卡汀尼工艺对表面进行预处理。

在对钛合金大梁制造加工工艺修改完善后，西科斯基公司采用这种工艺制造了S-70、CH-53D/E、S-76各型号数以千计的旋翼桨叶。

“黑鹰”旋翼桨叶的空气动力设计特点是能够满足陆军性能要求的关键，而其钛合金大梁则为这些特点提供了结构基础。在超过25年包括战斗行动在内的服役期内，桨叶飞行时数累积达到2000多万小时，钛合金材料桨叶满足了性能、疲劳寿命以及弹伤容限方面的各种要求。

西科斯基公司用2000吨的液压机将钛薄板冷成形为开口管

四个连续步骤将钛合金板冷加工成图最上面的开口管，随时可准备焊接成闭合形状

冷成形的开口管在惰性气体中进行电弧焊

这是在装填焊接管之前的加热陶瓷模。加热陶瓷模将圆形钛合金大梁管热加工成翼型形状同时形成扭转。内部气压使大梁在加热条件下不至塌皱

弹性旋翼桨毂

一般认为早期旋翼系统较复杂、可靠性差、维修率高且极易在战斗中受损，总体来说这种观点是正确的。早期大型多桨叶直升机所特有的那种全铰接式旋翼需要经常维护，翻修间隔时间短。旋翼通常是直升机主要的维修负担，所有旋翼的重大维修都不可避免地必须在后方维修基地进行。但弹性轴承技术在UTTAS旋翼桨毂的设计上所取得的突破改变了这种状况。这种设计不仅满足了低维修量和高可靠性要求，而且还获得了非常高的弹伤生存力和空中运输所需的紧凑性，且所有轴承和零部件都可以进行机上更换，不再需要进厂翻修。

西科斯基公司在选择UTTAS旋翼设计方案时，还考虑到了竞争对手可能提出的旋翼设计方法。公司估计波音·伏托尔公司的旋翼设计很可能会以德国MBB公司新近为BO-105直升机研制的刚性旋翼方案为基础。它强调了BO-105旋翼系统的优点，即高操纵功效和简洁性。刚性旋翼表面看上去似乎是绝好的候选，能够满足陆军最关键性的要求。刚性旋翼所固有的高操纵功效非常适合机动要求，而其紧凑性也有助于全面解决空中运输问题。另外，刚性旋翼使轴承不再需要润滑，这就为UTTAS提供了重要的维修优势。

尽管刚性旋翼方案表面上看来似乎很有吸引力，西科斯基公司却认为刚性旋翼从气动弹性和结构角度来讲在当时还没有足够的理论支撑。同时，西科斯基公司正与联合飞机研究实验室共同研制UTTAS无轴承“十字交叉梁”尾桨。在研制“十字交叉梁”尾桨过程中，对无轴承旋翼的气动弹性的稳定性和最佳材料的选取已研究透彻。但公司认为，对于UTTAS项目，将所取得的这种认识推广到对桨叶运动要求高很多、对飞行器振动影响很大的旋翼上风险还是很大。

西科斯基公司选择UTTAS旋翼设计方案的一个最重要因素是尺寸大小合适的弹性轴承技术出现了。这种技术有希望彻底解决一直以来由传统轴承的润滑所造成的铰接旋翼维修问题，同时能在一定程度上使设计更具灵活性。这是早期使用金属防磨轴承提供桨叶挥舞、摆振和变距自由度的铰接旋翼所无法实现的。

弹性轴承技术的这一突破来自于美国海军资助的项目，目的是对应用到直升机旋翼上的弹性轴承进行大规模验证。这个项目的成功明显为UTTAS的旋翼设计提出了令人瞩目的新型设计方案。1970年，仅在陆军发布UTTAS项目招标书的前两年，海军和西科斯基公司就开始为海军陆战队CH-53D直升机研制一项新型全铰接旋翼毂。这种新型旋翼毂以弹性轴承为基础，取代该直升机当时所采用的减磨轴承。

海军这个项目的目标是在提高可靠性的同时大大减少CH-53D旋翼的维修量，不需要任何润滑，以便彻底解决使用润滑油来润滑的轴承所固有的润滑油经常泄漏的问题。弹性旋翼经过广泛的试验台测试和转塔试验后，于1972年初在CH-53D上进行首飞，几乎正好是在工业界准备UTTAS提案的时候。

弹性轴承的设计非常成功，考虑了对CH-53D的37648千克力离心力作用的处理。西科斯基公司决定将这项技术应用到UTTAS上，其离心力为31751千克力，正好在验证值范围内。

为满足陆军对UTTAS机动性的要求，将旋翼的有效挥舞铰偏离旋转中心线38厘米，偏移量相当于旋翼半径的4.7%，用以产生达到直升机机动速率所需的操纵功效。改进所获得的机动能力满足了所有要求，且据飞行员反映其所提供的俯仰和滚转灵活度非常令人满意。

在选择了弹性轴承方法后，西科斯基公司把旋翼桨毂的设计工作重点集中到了在可靠性、维修性和弹伤容限方面取得更具实质性的改进上。根据空中运输降低旋翼高度的要求，公司对几个轴承的安装位置进行了研究，以便旋翼桨毂能够尽可能紧凑。除此之外还进而对弹性轴承的使用进行了创新，使得旋翼桨毂更像是螺旋桨桨毂。

CH-53D的弹性轴承旋翼中，单球面轴承提供所有桨叶运动，包括桨距变化、挥舞和摆振运动。桨距变化要求轴承的扭转变形最大，但是在UTTAS旋翼中，变距运动被两个弹性轴承（一个是球形，一个是圆柱形）分摊承受。球形轴承提供所有的桨叶挥舞和摆振运动，而球形轴承和圆柱形轴承加在一起就像两个串联的扭转弹簧提供所有的变距运动。

这种轴承构造非常独特。这种轴承为减小球形轴承的尺寸而排列，这样两个轴承就可以都安装在一个旋翼桨毂里，使旋翼桨毂更加紧凑，在空气动力学上更净形。右下图为“黑鹰”旋翼的主要部件，其状态与安装在直升机上一样。

这样设计还有利于防止轴承遭受弹击损伤，后来通过实弹射击试验还发现其对23毫米穿甲燃烧弹（API）的穿透承受能力也非常高。这种独特的设计表明弹性轴承概念使设计者在设计旋翼时有相当大的自由度，能够满足较传统直升机更多的设计要求。

对于UTTAS弹性轴承旋翼的发展历程，罗伯特·雷比基进行了描述。他叙述了研制过程中未预料到的技术和制造问题。我们知道隔离橡胶叠层的薄金属片无论是在设计还是材料方面都对轴承的寿命有着相当重要的影响。因为薄片的设计不仅影响薄片的应力，还会影响弹性材料的应力。西科斯基公司使用桨毂和轴承测试装置让整个旋翼组件承受一系列远大于实际飞行可能经受的外力和运动时，轴承出现了严重损坏，于是上述问题首次暴露。在使用这个装置进行测试的过程中，其中一个球形弹性轴承因薄片出现疲劳断裂而完全毁坏，幸运的是这发生在UTTAS原型机进行首飞之前。这次故障非常严重，差点威胁到西科斯基公司的UTTAS项目，因为公司将全部希望都倾注到了弹性旋翼上。通过良好的工程手段，最终查出故障是因在这个装置中模拟桨叶挥舞时振幅过高造成的，挥舞产生的薄片振动弯曲应力比最初使用的不锈钢合金能承受的弯曲应力要大很多。首飞时，采用疲劳强度更大的合金替代便彻底解决了这一问题。

UTTAS紧凑的螺旋桨形旋翼桨毂及内置弹性轴承。钛合金桨毂为弹性元件提供弹伤和环境保护

UTTAS桨毂锭子形组件，最左边为适应变距运动的黑色圆柱形轴承，再靠右是适应挥舞、摆振运动和变距运动的球形轴承

“黑鹰”旋翼桨毂的主要外部元件

独特的载荷条件也对弹性轴承的寿命影响很大，如静态地面条件。直升机停在飞行场地时，由于作用于轴承非承载边的流体静张力，静态下垂止动器载荷可使弹性体产生分离。同样，在轴承设计过程中还必须考虑到像SH-60“海鹰”桨叶自动折叠时的不对称载荷。另外还发现，载荷的地面条件，如桨叶起动停车载荷、起停的离心载荷、下垂止动器载荷都比早期预计重要得多。弹性轴承在直升机上的应用大大改进了旋翼桨毂的所有属性，尤其是在可靠性和维修性上，这两个方面最需要改进。事实上，橡胶轴承不需要任何形式的润滑，正好适合旋翼桨叶铰接这样的小振幅摆动，这样就使得弹性轴承非常适用于直升机。这样不但几乎不再需要进行维修，而且连更换弹性轴承都可以使用普通工具在野战场地进行。以往的润滑轴承旋翼更换故障轴承的唯一办法就是将整个旋翼卸下来运回修理厂进行彻底拆卸和翻修。但对“黑鹰”旋翼来说，简单故障或弹击损伤的轴承可以在野战场地进行机上更换。这样就通过减少所需的备用旋翼配件降低了保障费用，进一步提高了飞行器的可用性。

正确对待弹性轴承技术给直升机的可靠性和维修带来的重大好处，有助于了解以往金属轴承技术的故障模式和对润滑的依赖性。多桨叶铰接旋翼通常使用传统的防磨轴承提供桨叶挥舞、摆振和变距运动。这些轴承是用于连续旋转运动的，不太适用于以小振幅摆动运动为特点的直升机旋翼桨毂。但在弹性轴承产生之前，没有实用的方案可取代传统金属轴承。

滚珠和滚棒式轴承的根本问题在于必须以小角度来回旋转时的故障模式。在连续旋转过程中，其故障模式主要是由表面下振动剪力所造成的内外滚道开裂的疲劳。这一故障模式的轴承寿命的统计特征很容易理解并可预测。但是，在旋翼桨毂上使用时，主要的故障模式并不是表面疲劳，而是由氧化铁碎片在滚珠或滚棒到滚道的接触面上来回滚磨造成的表面磨损。这种故障模式被称为微振磨损腐蚀，由于造成磨损现象的变量很多，因此没有把握对这种轴承寿命进行预测。这些变量包括表面压力、润滑油种类、摆动运动的幅度和频率，以及其他因素。这些金属轴承的故障特点是滚道凹陷相对较深，与撞击磨损相近，经常会引起直升机振动，以及飞行操控不平稳。这些影响再加上延长轴承寿命所需的繁重维修都是早期旋翼系统的致命弱点。

直到20世纪60年代，直升机都使用润滑脂来润滑旋翼系统轴承，且每天都要加注润滑脂，以便清除摩擦腐蚀所产生的磨损的氧化铁。西科斯基公司生产的5桨叶H-37（S-56直升机）的旋翼上装有30多个注油嘴，这30多个注油嘴要求每天都用注油枪加注润滑脂，清除腐蚀碎片。这就意味着不仅要清空原来的润滑脂，还要继续注入新的润滑脂，直到只用了一天的微微泛红的润滑脂都清空并能看得到新的、干净的润滑脂为止。这种维修程序劳动量非常大。

20世纪60年代，西科斯基公司开始使用润滑油来润滑桨叶铰链轴承，不再需要每天都加注润滑脂，从而向前迈出了重大一步，但它要求对密封件进行研究，使其具有特殊属性和防霉属性以便延长密封寿命。而密封件和油罐漏油的问题从未得到彻底解决，甚至在维修方面所取得的进展也不大。最糟糕的是，当旋翼桨毂全速旋转漏油时，附近的设备和人员会立刻注意到。金属防磨轴承技术在直升机旋翼上的应用似乎已经达到了极限，目前正需要新的方法。

在20世纪60年代的后期，研制出了使用天然橡胶叠片和金属薄片制成的弹性轴承，并可应用于要求较小角度运动的操控上，这就为在直升机旋翼上的应用带来了希望。在那十年间，所有美国直升机大制造商都开始进行弹性轴承旋翼试验，但西科斯基公司通过CH-53D项目验证了在该技术上向前迈出的最重大一步。西科斯基公司联合罗德制造公司，通过大比例样机验证了弹性旋翼概念的可行性，且成功将该旋翼投入生产并进入机群作战服役，将旋翼技术向前推进了一大步。这项新技术使UTTAS项目及时受益，并应用于所有“黑鹰”改型及西科斯基公司其他型号上。

“十字交叉梁”无轴承式尾桨

“黑鹰”的“十字交叉梁”尾桨与以往西科斯基公司的设计惯例大相径庭，体现了先进复合材料的成功应用，大大减轻了旋翼重量、降低了复杂性、减少了维修。交叉梁的命名来自于使用两根大梁，每根大梁从一片桨叶桨尖到相对的一片桨叶桨尖是连通的。两根大梁以90度角互叠在一起。

这种结构使每片桨叶的离心载荷都被相对的桨叶反作用掉了，由此也减轻了尾桨桨毂的大载荷。该旋翼概念的主要革新在于利用纤维复合材料独特的结构特性，提供充分的扭转挠性，因而不再需要变距轴承。其设计难点在于，在直升机整个飞行包线中提供气动弹性稳定的尾桨，同时获得理想的扭转特性。

在UTTAS展开竞争之前，西科斯基公司的尾桨采用的是半铰接式，允许桨叶挥舞和变距运动，但在摆振平面上比较刚硬。传统的防磨轴承提供桨叶挥舞和桨叶变距运动，而且是典型的滚棒和滚珠式轴承。与早期的旋翼相似，所有轴承都要求使用滑油或滑脂来润滑，由此增加了尾桨的维修负担。但是，“十字交叉梁”尾桨完全不需要轴承，其简洁性也达到了一个更新的水平，从而大大提高了可靠性，且不再需要维修。同样，弹伤容限也得到了极大改进。西科斯基公司生产的S-61所采用的常规尾桨尺寸与“黑鹰”的尾桨大小相同，但是要重40%，且部件数量要多出一倍多。

“十字交叉梁”旋翼概念于20世纪60年代末源于联合飞机研究实验室，当时纤维复合材料的属性已为人们所了解。初创工作由M.C. 切尼在联合飞机研究实验室完成，切尼将纤维增强复合材料的各向异性属性应用于直升机旋翼上，构成了西科斯基公司“十字交叉梁”尾桨（XBR旋翼）的研发基础。比尔·诺伦和雷恩·弗诺蒂在美国直升机学会（AHS）论文中对西科斯基公司UTTAS尾桨的研制情况进行过阐述，文章强调了结构设计和气动弹性稳定性。

石墨环氧树脂复合材料在尾桨大梁上的应用取得了金属结构所无法实现的特性。石墨纤维的合理定向是优化大梁弹性品质的关键设计手段。尽管最初也考虑过使用硼纤维来制造大梁，但最终由于造价和实用性而选择了石墨。公司最初对石墨叠层的损伤容限性还有些担心，但通过使用稀松布防止大梁在操作中受损使这一问题得到了解决。

由于石墨在弯曲和扭转方面的容许疲劳应变与密度比都较玻璃纤维的高，且弯曲扭转刚度比也较高，因此最终选择了石墨而不是玻璃纤维。要将变距操纵载荷保持在最低水平，低扭转刚度是一个非常重要的参数。由于这些令人满意的比率，石墨制成的大梁比用玻璃纤维的大梁重量要轻得多。

除了取得与旋翼相匹配的较高尾桨Q值之外，确保整个尾桨拉力和飞行速度包线内的气动弹性稳定性是主要的设计要求。

可以通过很好地调整大梁的几何形状和纤维定向达到在桨叶变距角范围内合理布置并隔离桨叶自然频率。另外，覆盖大梁的翼型与大梁呈一定角度安装，也就是说，翼型的弦向轴和大梁的弦向轴并不重合。通过与大梁呈一定角度安装翼型，取得了在变距范围内的桨叶一阶摆振和挥舞弯曲振型之间的最大间距。

为了研发准确预测在整个飞行包线内稳定操作所需的分析技术，研发人员做了大量的工作。这些技术的精确度在UTTAS原型机首飞前通过一系列旋翼试验台、风洞、全尺寸尾桨飞行测试进行了验证。可靠预测“十字交叉梁”旋翼概念的性能和气动弹性特点的分析方法是由联合飞机研究实验室在美国国家航空航天局兰利研究中心及陆军的早期支持下研发出来的。这项工作包括广泛的小比例模型测试，以便有把握进行全尺寸稳定性测试。

1973年，西科斯基公司的UTTAS尾桨首次在独特的试验台上进行了全尺寸运转，通过进动旋翼模拟偏航飞行，通过向旋翼盘吹风模拟侧飞，速度为35节。在转塔测试中，通过模拟桨叶变距拉杆的弹击切断，成功验证了旋翼动力特性。将炸药捆在四根拉杆中的一根上，旋翼旋转时引爆，由此排除操纵系统对桨叶所有扭转的约束。测试证明桨叶性能良好，未出现不稳定或反应过度的趋势。测试在很多模拟飞行条件下重复进行，确保在整个飞行包线内反应稳定。

这些测试之后，安装了整个UTTAS尾部组件，包括尾斜梁、尾桨和尾减速器，并于首飞前在联合飞机研究实验室5.49米低速风洞内进行了大量试验。由于其旋翼、操纵系统和机身结构都完全代表了UTTAS直升机，因此被认为是终极建模。UTTAS首飞前进行的最后一项测试事实上是在西科斯基公司S-61直升机上进行的飞行测试。测试的结果进一步证明了“十字交叉梁”尾桨的性能和稳定性良好，并帮助确定了UTTAS原型机首飞的安全操作许可。

西科斯基公司重点关注分析性研发，加上全尺寸风洞和飞行测试，最终研制出的“十字交叉梁”尾桨成为公司历史上最稳定、性能最优异的尾桨。“黑鹰”数百万计的成功航时证明所有设计目标都实现了，且这项技术已成为了尾桨的最新设计标准。

“十字交叉梁”尾桨的主要部件及组装

斜置尾桨

“黑鹰”尾桨的安装是它最显著的设计特点之一，不单是尾桨轴向上倾斜20度，尾桨还安装在了尾斜梁右侧，典型的美国直升机一般都是安装在左侧。这两个特点旨在满足陆军的特殊要求，事实上两个特点也实现了预期的收益。另外，为补偿尾桨斜置拉力轴造成的偏航俯仰耦合，对飞行操纵系统进行了修改。

通过斜置拉力来生成额外升力不过是一个简单的物理问题。斜置尾桨与其说是一项技术成果，不如说是为了解决具体问题的一项聪明的设计革新。对于UTTAS来说，问题在于如何使直升机变得更小，以便空中运输时无需进行大的拆卸。斜置尾桨从两个方面实现了直升机结构更加紧凑：一是通过降低对旋翼所需的升力，由此缩小旋翼直径；其次是因为直升机重心可后移，由此与旋翼和尾桨的升力中心相重合而将机身前端缩短。但对于“黑鹰”来说，一个鲜为人知的好处是尾桨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。最终结果是在其他因素相同的情况下，对于相同的装机功率采用斜置尾桨产生的总升力比采用常规尾桨所产生的总升力大。这一点使其对于任何单旋翼直升机来说都是一项相当具有吸引力的设计方案。

向上倾斜20度，将尾桨所需的总体拉力增加了6.5%，这是倾斜角的余弦；而拉力的34%可用作升力，形成倾斜角的正弦。对于“黑鹰”来说，尾桨升力在悬停飞行状态下大约相当于181千克力，但产生尾桨升力只另需16千瓦的功率。这一升力功率比比旋翼的要大三倍，也就是说由于斜置尾桨对总升力的贡献，旋翼直径可缩减0.46～0.61米。这一缩减有助于在不牺牲直升机性能的情况下解决空中运输问题，而如果没有斜置尾桨对升力的贡献，缩减旋翼尺寸后就会造成直升机性能受损。

美国设计的直升机特点是旋翼一般呈逆时针旋转（从上往下看）。因此，尾桨一般都安置在垂直尾斜梁的左边，用推进式尾桨来抵消旋翼扭矩。目的是力图通过避免下洗流打在垂直尾梁上的相关损耗来提高尾桨效率。为了提高生存性，西科斯基公司将UTTAS尾桨装到了尾梁的右侧，成为牵引式尾桨。这种安装方式使得在弹击损伤可能造成尾桨从机身脱离的情况下的战斗生存性得到大幅提高。传统推进式尾桨在这种情况下可能会碰撞到尾梁或滚转到旋翼中。另外，采用牵引式安装，尾桨会飞离直升机，于是触碰到机身或旋翼的概率很小。由于牵引式构型的尾桨桨尖和地面之间的距离较大，还能够为部队和维修人员创造更加安全的环境。最后，UTTAS设计将斜置尾桨安装于尾斜梁右侧看上去也的确显得更好。考虑到这些实际利益，因垂直阻力造成的性能上的轻微损失也作为一项不错的折中被接受了。

斜置尾桨概念所需考虑的一个问题是进行尾桨输入时直升机的俯仰响应。偏航机动的脚蹬输入使尾桨拉力产生变化，并因此引起升力分量的变化，从而产生直升机的俯仰力矩。飞行测试已验证，将旋翼纵向周期变距与脚蹬运动相耦合就可轻松补偿这种俯仰力矩。可以很容易预测出抵消尾桨产生的升力力矩所需的旋翼纵向周期耦合量。

在UTTAS设计之前和过程中，通过将斜置尾桨装在西科斯基公司3种不同型号的直升机上试飞完成了对潜在风险问题的检验。首次测试于1969年12月在S-61R直升机上进行，飞行速度为115节，总重量为7711千克，推进式尾桨（左侧）向上倾斜20度。在这几次飞行测试中，还对混合偏航和纵向操纵机构以弥补直升机偏航俯仰轴耦合进行了验证。

第二次测试于1971年10月在CH-53A上进行，飞行速度达到150节，总重量达到15876千克，斜置尾桨同样安装于尾斜梁左侧，所有操纵耦合动力再一次得到精确修正。

1973年6月， 约在UTTAS首飞前一年，在S-58T直升机上对斜置尾桨进行了最后一次飞行评估。在S-58T上的验证首次按照UTTAS构型的牵引式（右侧）安装了向上倾斜20度的斜置尾桨。

最后这次评估证实了代表UTTAS尺寸部件的倾斜角和牵引式尾桨革新的可行性。在3架机上进行的飞行试验有效消除了UTTAS独特尾桨的安装风险。

斜置尾桨概念的价值在西科斯基公司的CH-53E重型运输直升机的所有型号以及所有“黑鹰”型号及其改型上都得到了验证，并为西科斯基公司新型设计所采用，且有可能成为未来单旋翼直升机的标准。西科斯基公司的戴维·S. 珍尼认识到了该概念的价值并首次将其优点应用到CH-53E上然后应用到UTTAS上。如果没有戴维具有说服力的技术论据，西科斯基公司对斜置尾桨的采用无疑将会被推迟。