各国直升机三

    卡曼的uh-2复合型“海妖”在辅助涡轮喷气发动机（产自皇后山毛榉林航空公司）下高速飞行，两侧伸出的机翼卸载掉了主旋翼大部分载荷。

    通过对飞行测试中达到的快速度和良好机动性商议后，陆军考虑到资助一台额外的二手涡轮喷气发动机装到复合型“海妖”上来拓展该机的全部速度潜能，但这从没有实现。由于现在的开放式货舱门的缘故，这样的改进必然需要另外的机身结构并对机身两侧进行高度加固。而且，确定这样额外的速度是没保证的，因为单发涡轮喷气发动机只足够满足这个项目的规定目标。复合型“海妖”最后确实是只作为研究机而从未作为成熟产品生产。全部测试项目异乎寻常的顺利，并几乎没有遇到什么困难。如此一来，它在收集大量复合直升机（仅仅推力复合或是推力与升力复合）的性能和限制数据取得了极大成功。最后，卡曼结束了该机严格作为并不是最理想化的使用主旋翼的复合直升机的管理。取而代之的是，另外使用多样控制界面的固定翼并复合了旋翼，极大地增强了机动性。测试项目结束时，复合型“海妖”进行了二次改进回到它的标准结构设计，并回归海军再次服役。

    洛克希德飞机公司

    位于加州柏班克德洛克希德——加利福尼亚公司是洛克希德飞行器公司的下级单位，作为传统上固定翼飞行器设计方面的“领军人物”洛克希德在1950年代后期对先进直升机开发产生了兴趣。洛克希德在已获得联合陆军/海军研究项目的合同后，深入开发他们德刚性旋翼系统设计，并在1963年接受了另外一项来自tre的合同，改进他们的验证机xh-51a为复合直升机。xh-51a本来就是多家公司的cl-595或原型机286，一款设计用来开发刚性旋翼优势的试验用直升机。刚性旋翼系统的关键特征是设计、结构和功能上绝对的简单。从维护观点来看有关少量的移动零件具有积极的品质。安装简便，旋翼系统排除了在多数常规旋翼上常见的挥舞和摆振，直接在旋翼桨毂上附上叶片，充分利用旋转的桨毂的回转效果，并因此平衡旋翼系统受力。一个回转环套在主旋翼桨毂下面，直接加固旋转斜盘，飞行员的控制装置与一套弹簧相连，弹簧直接顶在旋转斜盘上面，因此回转环迫使旋翼对飞行员的输入立即起作用。

    这架飞行器本身的基本设计为如何建造复合直升机提供了很好的基础，又因为它是最新改型的，蝌蚪状的机身是用平头铆钉铆接的，着陆刹车装置直接平滑地缩回机身下部。为了将xh-51a创新成一架复合直升机，一套翼展16。9英尺地机翼安装在机身上，同时一台2，500磅静态推力的普拉特与惠特尼产j60-p-2涡轮喷气发动机装在机身左舷。一个容纳电池组和测试仪器的附加夹舱固定在右舷机翼顶端，平衡涡轮喷气发动机的重量。每边机翼都装有在紧急状态下高速度时辅助进入自传的装置。此外，水平尾翼和垂直尾翼表面都扩大了。因标准大小的xh-51a，机体有四片35英尺直径的刚性桨叶主旋翼和两片6英尺直径桨叶的尾桨，二者动力都由单台涡轮轴发动机提供。

    xh-51a复合机没有使用涡轮喷气发动机的首次飞行发生于1964年9月21日。在接下来的几个月里它继续作为一款带有机翼的直升机飞行，以此评估不寻常的改进有关的操纵特性。1965年4月10日，涡轮喷气发动机首次点火，飞行器速度达到272英里/小时——当时任何旋翼机最快的速度。从悬停开始，它有能力在45秒内达到230英里/小时。辅助涡轮喷气发动机和短翼在前飞时可以部分卸载主旋翼的载荷，减小临界旋翼桨叶速度和桨叶倾角，允许该机比曾作为纯粹的直升机飞得快得多。随着飞行测试的进行，发现高速前飞速度下增加挡风玻璃的支撑以对抗遇到的强烈空气动力气压成为必要。1967年6月19日，xh-51a复合型创下了另一项（非官方）旋翼机记录——速度达到302。6英里/小时。高速飞行测试在各种高度、航程条件下进行，从几千英尺到极低高度、地形跟踪飞行。辅助涡轮喷气发动机和短翼给予xh-51a复合机非常近似固定翼飞机的飞行品质。然而，因为涡轮喷气发动机过快的燃料消耗率，在油箱用干之前该机仅能够维持它最大的速度大约20分钟。

    从xh-51a复合型机得到的大量数据被直接应用到洛克希德公司正在开发中的高级军用复合直升机项目上，该机采用创新性的刚性旋翼系统（rigidrotorsystem），命名为ah-56a“夏延”（cheyenne）。“夏延”是在陆军先进空中火力支援系统（thearmy’sadvancedaerialfiresupportsystem，aafss）项目下设计，并作为越南战争中为先进高速骑兵连输送直升机的护卫机使用，同时作为战场上部队的直接火力支援飞机。洛克希德在1965年9月接受挑选成为两家竞争对手（另一家是西科斯基）之一参与竞争aafss合同。洛克希德服从军方要求，以知名的cl-840两个月后宣布胜出。1966年3月23日，洛克希德获得合同生产10架工程开发用机身，陆军指定名称为ah-56a。

    洛克希德小型xh-51a复合直升机使用小机翼和一台j60涡轮喷气发动机，在1967年达到了旋翼机的非官方速度记录：302。6英里/小时

    1967年5月3日，该机大量生产，ah-56a被命名为“夏延”同年9月21日，第二架原型机完成了该型机首次（非公开）试飞，12月12日，在加州范？纽斯机场该机向公众展示了为期13分钟的示范飞行。为达到很高的前飞速度，ah-56a伴有主旋翼和尾桨同时，装有一台汉密尔顿标准可变角度10英尺直径的三片桨叶推进螺旋桨，有单台3，435轴马力的通用电气t64-ge-16涡轮轴发动机驱动。开发过程中，发动机功率也一直增加，最后达到4，275轴马力。伴随速度的不断增加，对飞行员来说推进器提供了独特的悬停选项。通过应用抵消正反推力，在悬停中他能操纵“夏延”以机头向上或向下10度姿态机动，并允许两人机组发射机翼上装载的武器攻入山谷或攻上山头。推进器也使得飞机在水平飞行中不需要机头上仰或下俯改变角度就能非常快速地加速或减速。同其他几款同时期的复合直升机对比，它的主旋翼在巡航飞机期间被一对机翼卸载掉了部分载荷，这对机翼翼展26。75英尺，同时也能用于运送大量军火增加载荷。它不同于适用于飞机类型的控制系统，所有的机动输入都必须通过主旋翼来完成。四片50。5英尺直径的刚性桨叶被紧密的安在xh-51a复合型主旋翼上，提供了更强大动力。刚性旋翼概念非常适合陆军，这让陆军感受到了明显的必要的稳定程度，适合于这款革命性的新武器平台。

    强大的洛克希德ah-56a“夏延”攻击直升机比其他同时代任何一款复合直升机都接近成品量产。

    洛克希德建造了十架发展中的原型机，全部完成了广泛的地面和飞行测试程序。飞行和包线范围测试非常完善，该机例行示范速度大约100英里/小时，明显快于当时在役的常规直升机。出于对“夏延”先进的武器系统性能和飞行性能的足够信心，陆军1968年1月最初的成品计划定购375架机。早在试飞阶段，飞行员就遇到贴近地面飞行时不稳定的问题，但这些问题最后被纠正。1968年3月“夏延”已经示范了前飞速度195英里/小时，侧飞27。5英里/小时，后飞23英里/小时。高速飞行期间，机翼部分卸载了主旋翼载荷，发动机全部输出功率中大约300轴马力被转移到推进螺旋桨上，使得由它来提供大部分前飞的推力。

    进行测试过程中，当飞行速度超过200英里/小时的时候，稳定性缺乏问题重又发现，致使试验了大量不同的材料的刚性主旋翼设计和不同结构，试图消除这阿问题。不幸的是，这些问题很难修正。在整个项目始终最麻烦的技术挑战是一种被称为“½p跳跃”的现象。这个问题由一个发生在主旋翼每转两转的低频谐振，导致桨叶严重的空气动力学压力。如果飞行员未能识别出来并不正确的处置，这种状况可能会导致严重的或可能产生恶性旋翼摆动。1969年3月12日沿加州海岸进行高速飞行测试期间“½p跳跃”导致了主旋翼撞击机身将它切成两半，飞行员丧生。所有“夏延”被全部临时地面停飞接受悬而未决的调查。

    此次事故，伴着大量财政和政治上的因素，导致陆军在1969年5月19日取消了部分产品合同，而距预定的成品原型机交付时间仅6个月。这次坠毁事件后6个月“½p跳跃”在nasa艾姆斯研究中心的风洞试验期间再次遇到，第十架原型机被完全毁坏。尽管屡经挫折，为了实现对先进武装机的需求，陆军还是鼓励洛克希德继续开发ah-56a。

    最后，夏延未能继续存在下去。政策的变化改变了陆军的准则，来自其他军兵种联合在一起的装备压力导致了“夏延”的消亡。洛克希德最后在1972年8月9日完全终止了该项目。反过来说，事实上旋翼系统的所有问题既没有解决到项目终止的时候也没有找到很好的解决方法。ah-56a达到的极限速度仍是不超过253英里/小时（220节）——甚至以今天的标准来看这也是一个相当令人印象深刻的速度。尽管被当作失败的案例，但“夏延”实际上在许多方面取得了成功，贡献了许多值得研究的教训和甚至推动了如今攻击直升机进步的先进技术。随着十架原型机结构和成品定单被搁置“夏延”比其他任何复合直升机更接近大批量生产。不应当忘记的是，收集自复合直升机的大量宝贵数据通过洛克希德的努力继续证明直到今天这样的研究也是有益的。

    认识到高速直升机在民用和军事领域潜在的有利市场，洛克希德也探索了大量民用复合直升机可能的设计方案。预想诸如高速运送30到90名乘客，航程在250英里以上的飞行器概念。然而，这些设计没有一款曾离开图板成为现实。不幸的夏延转让最后导致了洛克希德的旋翼飞行器设计受累。今天，两架现存的ah-56a实例在阿拉巴马州拉克堡的陆军航空兵博物馆（thearmya。viationmuseum）能看到，同时每一架也在肯塔基州的坎贝尔堡和路易斯安娜州的波克堡展出。收藏在拉克堡的休眠中的唯一一架xh-51a复合直升机和一架模型正等着复原

    在保存良知的前提下，要成功就要与众不同。

    西科斯基的重型改进型“海王”直升机，编号s-61f，采用拉力消减外形设计可进行高速飞行。

    就在洛克希德进行xh-51a复合机型试飞期间，西科斯基的斯特拉福德飞行器公司（位于美国康涅狄戈）开始测试它自己的复合旋翼飞行器——s-61f。西科斯基提供部分资金，1964年在判定给联合陆军/海军研究合同支持下建造，试图速度达到230英里/小时，s-61f是一种由sh-3a“海王”反潜直升机高度改进并最优化设计，用于宽阔的阻力消减外形高速飞行研究使用。机身外壳是流线型一体成形的，圆型的机鼻，和改进的机腹，机舱两边很好稳定性的浮筒被拆除，可收放的轮式主起落架被重新安装在机身下部两边的改进结构内，用于支撑两台3，000磅静态推力的普拉特&惠特尼j60-p-2涡轮喷气发动机。尾喷管重新设计为更具锥状的外形，上面装有一个大幅面的垂直尾翼，其上包含飞机类型的舵。另外，一副巨大的带有升降舵的水平尾翼（利用塞斯纳t-37喷气教练机部分）固定在垂直尾翼中部。带有全跨度副翼大尺寸的170平方英尺机翼装在机身上部，翼展32英尺。建有一个新型六片桨叶旋翼桨毂，连接新型低柔性桨叶。

    这架直升机出于研究目的设计以多种不同结构飞行，带有或不带有机翼；带有或不带有涡轮喷气发动机；带有五片或六片桨叶主旋翼；带有高柔性或低柔性桨叶。s-61f得到了军方的指定名称——nh-3a，并在1965年5月21日首次飞行，装有涡轮喷气发动机，五片桨叶主旋翼，配有低柔性桨叶。同年7月，它速度达到187英里/小时。在飞行测试进行过程中，发现由旋翼桨毂导致的紊乱气流产生尾部摇摆，迫使在旋翼桨毂顶端增加一个空气动力学的附件，或叫“便帽”计划的下一阶段事关为了部分卸载主旋翼载荷并试图达到更高速度而增加机翼。虽然标准的五片桨叶主旋翼在最初的飞行测试中得以保留，但标准六片桨叶旋翼与低柔性桨叶也应测试。s-61f上没有综合的飞行控制系统，全跨度副翼能够向上或向下带着哔哔的声音转换角度。角度转化控制仪也能用于升降舵和方向舵的控制。水平尾翼的迎角只能在地面调整。

    s-61f的试飞取得了圆满成功，到1967年5月8日试飞结束时共进行了113次飞行，累计88。2飞行小时。最大速度达到了255英里/小时。1969年3月20日西科斯基在提出的最后报告中推荐，为了提高飞行器的速度性能应继续该项目深入改进计划。然而，这个选项不被军方采纳，该项目不久以后被停止。尽管s-61f极大的增加了复合直升机特性的可用信息，但因使用现货供应的部分和拥有非综合飞行控制系统的限制因素妨碍了达到全部直升机性能的进程。这个项目完成后，s-61f对高速直升机研究作出的最后贡献是，当早先机身换上火箭滑撬使用时，测试机用于评价机组撤出系统的性能并用于后来的西科斯基s-72上（下面详述）。

    在s-61f进行飞行测试的同一时期，西科斯基为了支持他们对抗洛克希德的竞争简要的运行了另外一项设计计划，赢得了同陆军的“陆军先进空中火力支援系统”（aafss）合同。他们的建议，得名于s-66，但从未作为一个完整样本超越这个设计平台。无论如何，s-66得关键要素不是达到飞行测试状况。称作“旋翼螺桨飞机”的概念包括一个机体后部能转动90度的尾桨，可以作为推进螺旋桨起作用，并提供额外的前飞推力（近似15年前提出的gca-5作用）

    为测试这种概念，一架标准的sh-3a在1965年被改进为新型尾部，包括一个大尺寸的垂直尾翼，上面转悠一个飞机类型的舵用于方向控制。“旋翼螺桨飞机”是一款标准的sh-3a设计用于可旋转的尾桨，并在尾部末端的尽头上装有尾桨的机型。当以直升机方式达到大约80英里/小时的速度时，飞行员将用按钮控制转换。在这个关键点，方向控制由舵独自提供。当空速下降到80英里/小时以下时，飞行员将装置恢复成原来尾桨状结构。虽然测试版本可以手动操纵，但成品原型机还是自动运转速度随之或增或减。系统工作状态良好，提供了新的概念。然而，因洛克希德公司失去许多合同，西科斯基公司也停止了开发s-66，同时“旋翼螺桨飞机”概念也被放弃。

    西科斯基的创新型旋翼螺旋桨飞机，测试中的s-61f，可以转换尾桨功能作为推进螺旋桨（上图）或是作为常规尾桨（下图）。该机被定购用于被提议的s-66攻击直升机使用。

    1970年代早期，工程人员继续需求途径提高直升机的前飞速度。当时许多不同的制造商提出几个设计方案均被试验过，所有这些方案满足了不同程度的成功。1972年2月，西科斯基宣布正致力于在一架研究机上试行“前行桨叶概念”（advancingbladeconcept，abc），主旋翼系统由两层共轴反转旋翼构成，利用了“前行桨叶”的空气动力学升力潜能。尽管在外观上非常近似苏联制造商卡莫夫的经典设计，但西科斯基的方案在桨叶上有不同，它的桨叶是刚性固定在旋翼顶端的，而在“前行桨叶概念”旋翼系统中，后行区桨叶在高速飞行期间不在提供升力，而大部分载荷升力由旋翼前行侧桨叶提供，因而排除了通常与后行桨叶延迟相关联的升力下降。在所有的共轴设计方案中，因为共轴反转的三片桨叶旋翼克服了任何扭距，所以“前行桨叶概念”取消了尾桨，西科斯基的努力在位于弗吉尼亚州的攸斯泰斯堡的美国陆军空中机动研究与开发实验室（theu。s。armyairmobilityresearchanddevelopmentlaboratory，usaamrdl）授予的合同下得到了实现。

    西科斯基称为s-69的飞机，陆军分派编号为xh-59a，并建造了两架验证机。该项目的主要目的是测试与评估“前行桨叶概念”的飞行性能。优于实际的飞行测试，一个40英尺直径的旋翼系统在nasa艾美斯研究中心成功地进行了风洞试验，虽然两架验证机上实际安装的是36英尺直径的旋翼。1973年7月26日首架xh-59a试飞。然而，紧接着下个月却发生了飞行事故，飞机严重损坏，并迫使一些设计方案改变，包括改进旋翼系统。损坏的飞机随后修复进行风洞试验。1975年7月21日飞行试验项目恢复，第二架原型机首次飞行。这架机继续成功地以直升机结构飞行了将近两年，例证了给人深刻印象的性能，水平飞行读读达到184英里/小时，低高度俯冲时速度达到224英里/小时。xh-59a圆滑的机身看起来更像常规的飞机而不象直升机，贡献出了它的高速性能，几乎没有诱导阻力产生，装有可回收的三点轮式起落架。尾部包含有一个水平尾翼，上装有两个终版垂直安定面和舵。除了提高前飞速度外“前行桨叶概念”被发现在悬停时更有效率，并比常规的旋翼系统更好地减小噪声。

    西科斯基的s-69利用了前行桨叶概念（abc）的固有优势，排除了后行桨叶的升力不足现象。

    1977年3月西科斯基在结束以单纯直升机结构的飞行测试后，准备在进行该机的复合结构测试，该项目获得陆军、海军、空军和国家航空航天局（nationalaeronauticsandspaceadminist... -->>
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