飛起來(lái)才是硬道理

謝爾蓋·西科斯基曾經(jīng)回憶法國(guó)飛行家費(fèi)迪南德·費(fèi)伯上尉在1909年對(duì)他父親伊戈?duì)枴の骺扑够f(shuō)的一句名言：“發(fā)明一種飛行機(jī)器算不得什么，制造它也并不是難事，讓它飛起來(lái)才是硬道理！”65年后，費(fèi)伯上尉敏銳的觀察印證了西科斯基公司UTTAS 項(xiàng)目的情況。雖然設(shè)計(jì)和制造第一架UTTAS 原型機(jī)已經(jīng)被認(rèn)為是取得了重大成功，但在這個(gè)過(guò)程中其實(shí)并未遭遇什么大的挫折與困難。當(dāng)飛行工作開(kāi)始時(shí)，一切都戲劇性地改變了，讓人始料未及。正如合同中所規(guī)定的和陸軍所希望的一樣，讓UTTAS 飛起來(lái)才是最重要的。試驗(yàn)—失敗—試驗(yàn)再到最終的成功是這型現(xiàn)代直升機(jī)設(shè)計(jì)和研制過(guò)程的典型寫照，但遠(yuǎn)不止如此。

在首次飛行后不久，UTTAS 項(xiàng)目就遭遇了令人沮喪的重大技術(shù)難題，技術(shù)人員無(wú)法立即找出問(wèn)題的原因。當(dāng)時(shí)最讓人擔(dān)心的問(wèn)題是在陸軍給定的屏蔽飛行期限內(nèi)不能及時(shí)地解決技術(shù)難題，這個(gè)問(wèn)題在研制期間困擾了公司長(zhǎng)達(dá)一年之久。第二個(gè)讓人困擾的問(wèn)題是如果更改設(shè)計(jì)，那么設(shè)計(jì)更改造成的重量、成本和作戰(zhàn)性能方面的損失會(huì)影響公司提供的UTTAS 生產(chǎn)項(xiàng)目的競(jìng)爭(zhēng)力。飛行研究階段是整個(gè)UTTAS項(xiàng)目研制過(guò)程中最困難的一個(gè)階段，而公司管理層和UTTAS 工作組中長(zhǎng)期存在的競(jìng)爭(zhēng)壓力則使情況越來(lái)越糟。

飛行研究階段與首飛前的設(shè)計(jì)和制造階段截然不同。當(dāng)計(jì)劃在合同規(guī)定日期前兩個(gè)月進(jìn)行首次飛行試驗(yàn)后，工作組加快了工程和制造工作進(jìn)度，滿足了所有重要時(shí)間節(jié)點(diǎn)要求，并且公司的成本/進(jìn)度監(jiān)控系統(tǒng)也顯示沒(méi)有出現(xiàn)問(wèn)題。在地面試驗(yàn)期間，直升機(jī)關(guān)鍵系統(tǒng)都運(yùn)轉(zhuǎn)良好。1974年10月，陸軍宣布YUH-60A 原型機(jī)可以開(kāi)始進(jìn)行飛行試驗(yàn)。當(dāng)時(shí)從各方面來(lái)看項(xiàng)目進(jìn)展得都很順利。國(guó)防部和國(guó)會(huì)對(duì)UTTAS 項(xiàng)目和陸軍購(gòu)買1000 多架生產(chǎn)型直升機(jī)非常支持。公司的士氣空前高漲，當(dāng)時(shí)陸軍的態(tài)度也非常積極。

1974年10月17日，在合同被授予26 個(gè)月后，UTTAS（編號(hào)21650）在西科斯基公司位于康涅狄格州斯特拉特福市的試飛場(chǎng)進(jìn)行首飛。另外兩架原型機(jī)（編號(hào)21651 和21652）分別在1975年1月和2月進(jìn)行了首飛

第一架YUH-60A 首飛的試飛員：迪克·賴特（左，西科斯基公司首席駕駛員）和約翰·迪克遜（右，UTTAS 項(xiàng)目首席試飛員）。二人承擔(dān)了整個(gè)飛行試驗(yàn)和研制項(xiàng)目的主要飛行包線擴(kuò)展和驗(yàn)證試飛工作

西科斯基公司YUH-60A 首飛一個(gè)月后，波音·伏托爾公司YUH-61A 在紐約長(zhǎng)島Calverton 的飛行試驗(yàn)場(chǎng)進(jìn)行了首飛

YUH-60A 的首飛具有特殊意義，因?yàn)檫@不僅是西科斯基公司許多年來(lái)為陸軍設(shè)計(jì)和制造的第一架直升機(jī)，而且比合同規(guī)定的時(shí)間提前了6周。此外，它比波音·伏托爾公司的YUH-61A 的首飛時(shí)間提前了4 周。項(xiàng)目的競(jìng)爭(zhēng)環(huán)境使得一點(diǎn)小小的成功就被大肆宣揚(yáng)。同樣地，后來(lái)不久遇到的問(wèn)題的嚴(yán)重性也被渲染放大。

YUH-60A 的前兩次飛行是在西科斯基公司位于康涅狄格州斯特拉特福市的試飛場(chǎng)進(jìn)行的，由西科斯基公司經(jīng)驗(yàn)豐富的飛行員迪克·賴特和約翰·迪克遜承擔(dān)試飛任務(wù)。首先進(jìn)行了地面滑行，接著對(duì)懸停和低速操縱協(xié)調(diào)性和響應(yīng)進(jìn)行了評(píng)估。所有遙測(cè)數(shù)據(jù)都顯示結(jié)果良好，飛行員的評(píng)價(jià)也是肯定的。輿論普遍認(rèn)為UTTAS飛行研究取得了良好開(kāi)端。這些對(duì)前兩次飛行的樂(lè)觀情緒對(duì)公司來(lái)說(shuō)是好消息，但后來(lái)的發(fā)展卻大相徑庭。

在首次飛行幾天后，飛行員被授權(quán)開(kāi)始“場(chǎng)外”飛行，開(kāi)始擴(kuò)展飛行包線。YUH-60A 直升機(jī)首次的高空遠(yuǎn)距離飛行表明：直升機(jī)工程很大程度上還只是一種藝術(shù)，而非科學(xué)。在這次飛行中，迪克遜和賴特遇到了4 個(gè)未預(yù)計(jì)到的嚴(yán)重問(wèn)題。

首先，最令人不安的是在駕駛艙出現(xiàn)的振動(dòng)過(guò)大問(wèn)題，駕駛艙的振動(dòng)大大超出了預(yù)計(jì)值和技術(shù)規(guī)范要求。第二大問(wèn)題是高速飛行時(shí)需用功率遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于計(jì)算值，這為直升機(jī)能否達(dá)到設(shè)計(jì)巡航速度/續(xù)航時(shí)間帶來(lái)了疑問(wèn)。飛行員還報(bào)告說(shuō)出現(xiàn)了令人煩惱的駕駛艙左右橫向振動(dòng)，他們將它描述為不可接受的尾部擺動(dòng)。除此之外，飛行員還發(fā)現(xiàn)當(dāng)進(jìn)行減速著陸操作時(shí)，YUH-60A 出現(xiàn)了明顯的機(jī)頭上揚(yáng)。這是一個(gè)關(guān)乎飛行安全的問(wèn)題，因?yàn)闄C(jī)頭上揚(yáng)會(huì)導(dǎo)致在減速著陸時(shí)無(wú)法看到著陸區(qū)。在這次只有1 小時(shí)的飛行中所出現(xiàn)的問(wèn)題后來(lái)花費(fèi)了近一年半的時(shí)間才解決。這些問(wèn)題給西科斯基公司對(duì)波音·伏托爾公司的YUH-61A 強(qiáng)有力的競(jìng)爭(zhēng)優(yōu)勢(shì)帶來(lái)了很大隱患。

伊戈?duì)枴の骺扑够?jīng)在對(duì)工程學(xué)學(xué)生的演講中講過(guò)：“在工作實(shí)踐中你們將不時(shí)地遇到事實(shí)與理論不相吻合的情況。在這種情況下，我衷心地勸告你們應(yīng)該尊重事實(shí)?！蔽骺扑够@一富有深遠(yuǎn)意義的勸告也許對(duì)于UTTAS 設(shè)計(jì)小組非常適用，他們深刻地體會(huì)到了預(yù)測(cè)與事實(shí)之間的巨大差別。在1976年3月陸軍接受原型機(jī)參與競(jìng)爭(zhēng)試驗(yàn)之前，尊重事實(shí)和尋找解決問(wèn)題的方法成了工程和管理人員的工作重心。

隨著對(duì)各個(gè)問(wèn)題產(chǎn)生原因的逐步了解，工作組進(jìn)行了設(shè)計(jì)更改并安裝了新硬件，但是許多重新設(shè)計(jì)都是不成功的。一些設(shè)計(jì)更改來(lái)自試驗(yàn)，一些來(lái)自風(fēng)洞測(cè)試，一些來(lái)自直覺(jué)猜想。每次成功的更改使得直升機(jī)逐步接近技術(shù)規(guī)范要求。通過(guò)這些更改，UTTAS 原型機(jī)逐步轉(zhuǎn)化到生產(chǎn)型設(shè)計(jì)，最終成為UH-60A“黑鷹”。

1976年初，在UTTAS 首次飛行近一年半后，在一架原型機(jī)上進(jìn)行了最終的設(shè)計(jì)更改試飛。接著將所有3 架YUH-60A原型機(jī)修改成相同的新構(gòu)型。在這一研制期間，陸軍既不鼓勵(lì)也沒(méi)有禁止設(shè)計(jì)更改，因?yàn)閮蓚€(gè)合同商都負(fù)有構(gòu)型管理的責(zé)任。陸軍人員曾對(duì)某些更改的范圍之大表示吃驚，但從未透露波音·伏托爾公司是否需要或打算進(jìn)行類似的重大更改。

重大問(wèn)題——振動(dòng)

陸軍要求乘員艙的振動(dòng)過(guò)載不得大于0.05，這幾乎只有越南戰(zhàn)爭(zhēng)期間直升機(jī)振動(dòng)水平的1/4。雖然這一目標(biāo)有些激進(jìn)，不過(guò)從乘員的舒適性和系統(tǒng)的可靠性方面考慮，這一目標(biāo)還是值得追求的。西科斯基公司達(dá)到0.05 的振動(dòng)過(guò)載水平的方法是基于使用公司經(jīng)過(guò)考驗(yàn)的雙線減振器——將其安裝在旋翼槳轂的激振力源頭處。

安裝在UTTAS 旋翼槳轂頂部的最初的自調(diào)雙線減振器。4 個(gè)配重塊擺振平面內(nèi)振動(dòng)產(chǎn)生的力用以抵消旋翼槳葉產(chǎn)生的擺振平面內(nèi)不均衡的力

雙線減振器被廣泛用在西科斯基公司的S-61 民用和軍用直升機(jī)上，其在減振方面的功效已有文獻(xiàn)報(bào)道。在UTTAS 設(shè)計(jì)階段，西科斯基公司認(rèn)為只要采用雙線減振器就能達(dá)到振動(dòng)能級(jí)，他們?cè)O(shè)想機(jī)體振動(dòng)模態(tài)的固有頻率能夠完全避開(kāi)旋翼激勵(lì)頻率。因此在UTTAS 首飛前的整個(gè)設(shè)計(jì)階段，雙線減振器是唯一的振動(dòng)控制硬件。不過(guò)這種方法很快就被改變了。

這里給出的載荷和振動(dòng)數(shù)據(jù)是1976年在UTTAS 原型機(jī)上測(cè)量得到的。由于還在不斷進(jìn)行改進(jìn)，此數(shù)值并不能代表生產(chǎn)型“黑鷹”直升機(jī)的數(shù)值。

在第三次飛行中，工作組首次意識(shí)到振動(dòng)問(wèn)題是一個(gè)嚴(yán)重問(wèn)題。兩名飛行員都經(jīng)歷了嚴(yán)重的每轉(zhuǎn)4 次（4P）振動(dòng)，并且超出了設(shè)計(jì)規(guī)范一個(gè)數(shù)量級(jí)。特別是垂直方向的振動(dòng)問(wèn)題更為嚴(yán)重，并且水平方向的振動(dòng)也超出了規(guī)范。

嚴(yán)重的駕駛艙振動(dòng)是一種極度的沖擊，工作組面臨的挑戰(zhàn)十分清楚。為解決這一問(wèn)題，公司花費(fèi)了1年多的時(shí)間，不過(guò)最終在陸軍開(kāi)始原型機(jī)競(jìng)爭(zhēng)測(cè)試之前達(dá)到了可接受的振動(dòng)環(huán)境。為實(shí)現(xiàn)減振目標(biāo)，付出了增加直升機(jī)重量的代價(jià)，但幸運(yùn)的是，直升機(jī)極佳的性能裕度使得這種代價(jià)是可承受的。在UTTAS 初步工程設(shè)計(jì)階段合同中，最終的減振解決方案包括抬高旋翼、加大雙線減振器、安裝4P 固定系統(tǒng)減振器、加強(qiáng)駕駛艙地板梁。每項(xiàng)設(shè)計(jì)改進(jìn)都是在試驗(yàn)數(shù)據(jù)證實(shí)其有效性后再逐步施加的。其他設(shè)計(jì)改進(jìn)因無(wú)法充分證明其效益而被放棄。

UTTAS 首飛時(shí)飛行員和副駕駛位置處的駕駛艙振動(dòng)，超過(guò)了規(guī)范限制一個(gè)數(shù)量級(jí)

設(shè)計(jì)更改前（低位旋翼）在早期的UTTAS 飛行試驗(yàn)中3P 槳葉垂向剪切載荷非常高

用減振繩系統(tǒng)懸掛起來(lái)的UTTAS 靜力試驗(yàn)機(jī)。施加了完整的旋翼頻率激勵(lì)，測(cè)量了駕駛艙和座艙不同位置處的響應(yīng)

對(duì)問(wèn)題的理解是從飛行實(shí)測(cè)槳葉作用在槳轂上的振動(dòng)載荷開(kāi)始的，這個(gè)振動(dòng)載荷被稱為槳根剪力。設(shè)計(jì)人員發(fā)現(xiàn)在所有飛行速度下3P 頻率下的槳根垂直剪切載荷都比在4P 頻率下的垂直剪切載荷大得多。出現(xiàn)3P 振動(dòng)問(wèn)題在預(yù)料之中，因?yàn)樾順~一階平面彎曲固有頻率接近3P，不過(guò)在UTTAS 測(cè)得的振動(dòng)量級(jí)遠(yuǎn)遠(yuǎn)超出了預(yù)期。還有其他因素導(dǎo)致這種大的槳葉3P 響應(yīng)，但并沒(méi)有立即找出問(wèn)題的原因。

與此同時(shí)，設(shè)計(jì)人員也獲得了旋翼飛行載荷數(shù)據(jù)。UTTAS 機(jī)體結(jié)構(gòu)實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)數(shù)據(jù)解釋了為什么會(huì)出現(xiàn)這樣嚴(yán)重的振動(dòng)問(wèn)題。

振動(dòng)試驗(yàn)是在UTTAS 靜力試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行的，試驗(yàn)機(jī)與飛行試驗(yàn)機(jī)結(jié)構(gòu)完全相同。通過(guò)安裝配重塊來(lái)模擬大質(zhì)量部件如發(fā)動(dòng)機(jī)、減速器和旋翼。整個(gè)機(jī)體組件用減振繩懸掛起來(lái)，對(duì)其施加代表旋翼激勵(lì)的激振力。

初始低位旋翼的縱向響應(yīng)（G/454 千克）說(shuō)明俯仰模態(tài)接近4P 激勵(lì)頻率

初始低位旋翼的橫向響應(yīng)表明主減速器滾轉(zhuǎn)模態(tài)固有頻率正好為4P，這是最糟糕的情況

在振動(dòng)試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)某些機(jī)體彎曲模態(tài)的固有頻率比預(yù)想的更接近旋翼4P 主激勵(lì)頻率，特別是在旋翼主減速器運(yùn)動(dòng)時(shí)更是如此。連接主減速器的機(jī)身中段的相對(duì)撓性完全影響了主減速器模態(tài)頻率。由于座艙兩側(cè)在主減速器正下方都有用于裝艙門的開(kāi)口，從而造成這部分機(jī)體結(jié)構(gòu)的撓性比要求的大。除了上述開(kāi)口之外，為了滿足空運(yùn)緊湊性要求，座艙頂部結(jié)構(gòu)相對(duì)較薄，這也進(jìn)一步加劇了機(jī)身?yè)闲?。機(jī)體振動(dòng)試驗(yàn)確定了主減速器所有3 個(gè)主要模態(tài)（垂直、俯仰和滾轉(zhuǎn)）都非常接近4P。

由于測(cè)得的3P 垂向剪力較大，因此這些接近4P 模態(tài)的影響特別明顯。旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)中的3P 垂向力感覺(jué)就像4 片槳葉旋翼中的固定系統(tǒng)的4P 滾轉(zhuǎn)和俯仰力矩。由于幾個(gè)主要機(jī)體模態(tài)非常接近，對(duì)YUH-60A 來(lái)說(shuō)這是非常棘手的問(wèn)題。這種模態(tài)的接近能夠在機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)階段通過(guò)及時(shí)分析預(yù)測(cè)和及時(shí)采取措施來(lái)避免。通過(guò)結(jié)構(gòu)重新設(shè)計(jì)來(lái)解調(diào)機(jī)體在工程上已不可能。不過(guò)最后還是通過(guò)一個(gè)計(jì)劃外的設(shè)計(jì)更改實(shí)現(xiàn)了機(jī)體的解調(diào)，即抬高旋翼的旋轉(zhuǎn)平面。

在研究機(jī)體動(dòng)力學(xué)的同時(shí)，還對(duì)4P雙線減振器進(jìn)行了設(shè)計(jì)更改以提高其效用。最有效的更改是把雙線減振器的臂長(zhǎng)加長(zhǎng)到兩倍，以便使其產(chǎn)生的力也翻倍。這種更改雖然有效，但還不足以提供平穩(wěn)的駕駛艙/座艙環(huán)境。隨著對(duì)減振方法研究的深入，對(duì)低旋翼位置產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)的檢查開(kāi)始轉(zhuǎn)向又一可能的根本原因。

旋翼位置的影響

旋翼位置問(wèn)題首次出現(xiàn)時(shí)，并沒(méi)有立即想到利用升高UTTAS 旋翼來(lái)修正振動(dòng)水平。實(shí)際上，這個(gè)方法的分析研究最初并非針對(duì)振動(dòng)問(wèn)題，而是為了解決UTTAS早期飛行中前飛功率超出預(yù)估值的問(wèn)題而進(jìn)行的。當(dāng)時(shí)認(rèn)為低位旋翼可能產(chǎn)生干擾氣流，從而增大前飛功率。這一結(jié)論雖然有些出人意料，但卻有助于搞清旋翼位置和高振動(dòng)葉根剪力之間的關(guān)系。

開(kāi)始并沒(méi)有把這些氣動(dòng)和振動(dòng)的研究聯(lián)系在一起，直到相關(guān)研究發(fā)現(xiàn)，機(jī)身湍流流場(chǎng)包含了強(qiáng)烈的3P 因素，這是完全沒(méi)有料想到的。當(dāng)把湍流流場(chǎng)與旋翼上測(cè)得的高3P 槳葉垂直剪力聯(lián)系在一起時(shí)，問(wèn)題才有了新的突破。利用新研發(fā)的計(jì)算機(jī)代碼分析發(fā)現(xiàn)，預(yù)測(cè)的機(jī)身氣流的確能導(dǎo)致大的振動(dòng)，而升高旋翼可以在很大程度上減小振動(dòng)。根據(jù)這一結(jié)果，西科斯基公司的氣動(dòng)專家提出利用升高旋翼的方法來(lái)同時(shí)解決兩個(gè)問(wèn)題，這些氣動(dòng)專家以鮑勃·莫菲特為首，他是第一位對(duì)與旋翼位置有關(guān)的高3P 激勵(lì)做出解釋的人。其他的關(guān)鍵人物有湯姆·希伊以及約翰·馬歇爾，前者的貢獻(xiàn)是開(kāi)發(fā)出能夠預(yù)測(cè)機(jī)身氣流流場(chǎng)的計(jì)算機(jī)代碼，后者則研發(fā)出了槳葉動(dòng)力學(xué)代碼。

升高旋翼的想法最初聽(tīng)起來(lái)很不可思議，但后來(lái)卻漸漸得到了公司高級(jí)技術(shù)工程師們的肯定，還得到了來(lái)自俄亥俄州州立大學(xué)教授兼西科斯基公司氣動(dòng)顧問(wèn)的赫里·漢克·維爾可夫的幫助。但是有人提出較高的旋翼位置將嚴(yán)重影響直升機(jī)被空運(yùn)的能力，而空運(yùn)能力明顯是陸軍優(yōu)先考慮的方面。

從市場(chǎng)的角度看，西科斯基公司最需要考慮的問(wèn)題是在本公司升高旋翼而波音公司的旋翼卻保持不變的情況下，公司的市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力是否會(huì)受到影響。公司制訂的UTTAS 方案強(qiáng)調(diào)了低位旋翼具有極好的空運(yùn)能力，而陸軍完全接受這種說(shuō)法，現(xiàn)在看來(lái)空運(yùn)能力會(huì)受到嚴(yán)重?fù)p害。為了將直升機(jī)裝進(jìn)C-130 運(yùn)輸機(jī)，采用高位旋翼之后就需要拆除槳葉、旋翼轂以及主減速器。拆除這些主要部件需要花費(fèi)的人力以及時(shí)間遠(yuǎn)比陸軍的規(guī)范中給定的要多得多。因此，采用高位旋翼是個(gè)艱難的決定，而且眾所周知波音公司的原型機(jī)仍采用初始的低位旋翼。另外，無(wú)法保證高位旋翼能大大減小振動(dòng)問(wèn)題，但卻肯定會(huì)增加直升機(jī)的重量和阻力。然而，公司不得不決定用高位旋翼進(jìn)行試驗(yàn)，因?yàn)闆](méi)有其他能減小振動(dòng)的可行方法。

最終，兩名西科斯基公司的旋翼設(shè)計(jì)師找到了解決高位旋翼帶來(lái)的潛在空運(yùn)能力問(wèn)題的辦法，這無(wú)疑為進(jìn)行后續(xù)試驗(yàn)鋪平了道路。唐納德·弗里斯（擁有42 項(xiàng)發(fā)明專利）與羅伯特·雷比基（擁有18項(xiàng)發(fā)明專利）共同發(fā)明了一種雙位旋翼系統(tǒng)，能同時(shí)滿足陸軍關(guān)于空運(yùn)能力的要求和減小振動(dòng)。他們的這一創(chuàng)舉采用的是一個(gè)新的可移動(dòng)裝置，稱為旋翼軸延伸器。這個(gè)延伸器在直升機(jī)飛行時(shí)可將旋翼平面升高38 厘米，但為了滿足空運(yùn)要求又可將旋翼位置降低。空運(yùn)時(shí)，延伸器會(huì)被拆下并放置在座艙中。當(dāng)直升機(jī)從空中運(yùn)輸機(jī)上卸下并準(zhǔn)備重新飛行時(shí)，重新安裝延伸器。這是旋翼設(shè)計(jì)上的創(chuàng)新之舉，它讓直升機(jī)得以在規(guī)定的1.5 小時(shí)之內(nèi)快速做好空運(yùn)準(zhǔn)備，但據(jù)陸軍方面驗(yàn)證，延伸器的重裝需要耗費(fèi)將近13 個(gè)工時(shí)，而不是規(guī)定的5 個(gè)工時(shí)。

有了這個(gè)打破空運(yùn)時(shí)旋翼高度限制的解決辦法，西科斯基公司總裁格里·托拜厄斯在工程副總裁比爾·保羅建議下決定盡快利用試驗(yàn)零部件在一架原型機(jī)上進(jìn)行提高旋翼位置的試驗(yàn)。這一決定同時(shí)也得到了聯(lián)合飛機(jī)集團(tuán)公司的首席執(zhí)行官哈里·格雷的批準(zhǔn)。分析表明將旋翼高度增加38 厘米左右能顯著減小3P 激勵(lì)。然而，這項(xiàng)試驗(yàn)必須由陸軍批準(zhǔn)，因?yàn)檫@與UTTAS最初合同中的構(gòu)型有很大出入，而且它還將影響直升機(jī)的總重和性能。

用螺栓連接2 個(gè)延伸器（升高了）的旋翼在原型機(jī)上正在接受早期飛行評(píng)估。旋翼軸上部中間的凸起是兩根延伸器的連接處。注意，當(dāng)時(shí)UTTAS 已經(jīng)安裝了全動(dòng)式平尾，并已于2 個(gè)月前進(jìn)行了首飛

在西科斯基公司決定進(jìn)行高位旋翼原型機(jī)試飛后的幾天內(nèi)，筆者向陸軍準(zhǔn)將杰里·勞爾, 同時(shí)也是UTTAS 項(xiàng)目的負(fù)責(zé)人介紹了基本情況，希望軍方能批準(zhǔn)進(jìn)行此次飛行評(píng)估。他的反應(yīng)是，高位旋翼的想法讓他感到意外，而且他也沒(méi)有想過(guò)這會(huì)對(duì)空運(yùn)能力造成如此大的影響，但他對(duì)此持中立態(tài)度不發(fā)表明確的意見(jiàn)：“那是你們的設(shè)計(jì)，你們應(yīng)該知道軍方最看重的是什么?！?/p>

勞爾準(zhǔn)將對(duì)這項(xiàng)設(shè)計(jì)更改的反應(yīng)與陸軍對(duì)所有承包方設(shè)計(jì)更改的反應(yīng)基本一致，在研制階段，陸軍關(guān)于構(gòu)型管理方面的態(tài)度一向是給予承包方充分的自由做出一些關(guān)鍵的設(shè)計(jì)決策，這些決策可能決定他們?cè)赨TTAS 項(xiàng)目競(jìng)爭(zhēng)中的成敗。陸軍不愿意在決策中起任何作用，因此，他們對(duì)高位旋翼的想法不置可否。由查理·克勞福德負(fù)責(zé)的陸軍飛行標(biāo)準(zhǔn)部研究了西科斯基公司的設(shè)計(jì)方法并制定了飛行前疲勞試驗(yàn)和功能性要求以保證飛行安全。

西科斯基公司很快利用另一個(gè)項(xiàng)目中剩余的鈦合金鍛件制造出了旋翼軸延伸器，試驗(yàn)件的疲勞強(qiáng)度通過(guò)向零件施加百萬(wàn)次過(guò)應(yīng)力循環(huán)來(lái)驗(yàn)證，這也是陸軍的飛行前要求之一。試驗(yàn)用延伸器由兩根帶凸緣的軸組成，這兩根軸是以現(xiàn)有的手工鍛件通過(guò)機(jī)械加工得到的，然后通過(guò)螺栓連接，從而將旋翼升高38 厘米。由于試驗(yàn)的緊迫性，只能使用現(xiàn)有的材料進(jìn)行制造而不是推遲試驗(yàn)等待得到尺寸精確的新鍛件。公司相信能獲得成功，并立即訂購(gòu)了足以制造3 架原型機(jī)以及1 架地面試驗(yàn)機(jī)的整體鍛件。

生產(chǎn)型“黑鷹”旋翼延伸器的正常位置?？者\(yùn)時(shí)，把這一部分拆除，并斷開(kāi)4 根操縱拉桿，從而降低旋翼高度。拆下的延伸器放置于座艙內(nèi)，但折疊的槳葉以及降低的旋翼轂還保留在直升機(jī)上

氣流偏轉(zhuǎn)向上進(jìn)入旋翼，引起槳葉迎角大幅改變，這增大了3P 槳根剪力

就在美國(guó)陸軍剛批準(zhǔn)安裝延伸器的直升機(jī)飛行的幾分鐘后，第一架安裝了延伸器的改型機(jī)于 1975年5月17日首飛。起飛后不久，飛行員就報(bào)告說(shuō)直升機(jī)的4P振動(dòng)水平顯著減小，與預(yù)測(cè)相符。

振動(dòng)的減小令人欣喜，但是尚未達(dá)到規(guī)范要求。然而，這時(shí)升高的旋翼成了整個(gè)振動(dòng)改進(jìn)項(xiàng)目的重中之重。西科斯基公司在全部3 架原型機(jī)上都安裝了這種新的旋翼系統(tǒng)。最初關(guān)于空運(yùn)能力會(huì)受影響的問(wèn)題通過(guò)這個(gè)創(chuàng)新設(shè)計(jì)得到了很好的解決。

初始低位置旋翼UTTAS 機(jī)身對(duì)槳葉迎角的影響分布

低位旋翼會(huì)產(chǎn)生較劇烈振動(dòng)的原因有：一是受從駕駛艙流入槳盤的上升氣流的影響，二是與主減速器/機(jī)身彎曲模態(tài)固有頻率有關(guān)。高位旋翼是最初減振工作的關(guān)鍵，它能在減小旋翼激勵(lì)的同時(shí)改變主減速器滾轉(zhuǎn)和俯仰模態(tài)。

這種局部氣流特別是從機(jī)頭流入的局部氣流會(huì)顯著改變槳葉局部迎角。研究表明，飛行速度在80 節(jié)時(shí)，這個(gè)迎角在30%槳葉半徑外大約改變6 度。

分析表明，如果增加從旋翼到座艙蓋頂部的距離，3P 垂直剪力會(huì)減小。如果3P 槳根垂直剪力減小，機(jī)身的實(shí)際4P 俯仰和滾轉(zhuǎn)激勵(lì)也會(huì)相應(yīng)減少，這一原理促使西科斯基公司做出了試飛高位旋翼直升機(jī)的決定。

隨著槳葉作用在旋翼轂的3P 載荷的顯著減小，固定系統(tǒng)的4P力矩也顯著減小，也就是主減速器和機(jī)身的4P 力矩減小。除激勵(lì)較小外，機(jī)身響應(yīng)會(huì)進(jìn)一步減小，這是因?yàn)樯咝碇?，主減速器俯仰和滾轉(zhuǎn)振動(dòng)模態(tài)遠(yuǎn)離了4P 激勵(lì)頻率。

在決定升高旋翼之前，為了將主減速器模態(tài)提高到4P 以上，設(shè)計(jì)人員曾經(jīng)作過(guò)多種嘗試對(duì)機(jī)身調(diào)諧進(jìn)行更改，如安裝部件來(lái)加強(qiáng)座艙結(jié)構(gòu)。但是正如前面所描述的，由于艙門開(kāi)口較大以及頂部結(jié)構(gòu)較薄，這些加強(qiáng)部件沒(méi)有讓主減速器基本模態(tài)頻率顯著增加。安裝了高位旋翼之后，會(huì)降低這些頻率，使其更加遠(yuǎn)離旋翼激勵(lì)頻率，因此，只需要對(duì)局部座艙進(jìn)行下述加強(qiáng)，而不需要進(jìn)行進(jìn)一步的結(jié)構(gòu)試驗(yàn)。

軸延伸長(zhǎng)度在兩種臨界模態(tài)中對(duì)固有頻率產(chǎn)生輕微的影響，這是很受歡迎的。

上洗流對(duì)旋翼的影響引起了槳葉迎角改變，在UTTAS 旋翼未升高時(shí)，標(biāo)示出駕駛艙上方兩個(gè)區(qū)域內(nèi)迎角的改變

高位旋翼能夠顯著減小槳根垂直剪力從而減小機(jī)身4P 激勵(lì)

高位旋翼使主減速器俯仰模態(tài)遠(yuǎn)離4P，這極大地減小了臨界4P 頻率時(shí)的縱向響應(yīng)

使主減速器滾轉(zhuǎn)模態(tài)更加遠(yuǎn)離4P，還能顯著減小旋翼橫向響應(yīng)

固定系統(tǒng)減振器和駕駛艙加強(qiáng)

雖然高位旋翼能顯著改善振動(dòng)水平，但還是高于規(guī)范要求的標(biāo)準(zhǔn)。盡管高位旋翼增加了撓性從而導(dǎo)致主減速器俯仰模態(tài)固有頻率遠(yuǎn)離4P，但座艙頂部結(jié)構(gòu)仍然表現(xiàn)出過(guò)大的響應(yīng)。利用這些數(shù)據(jù)，將雙線減振器效能提高一倍的動(dòng)力學(xué)工程師比爾·格溫建議安裝簡(jiǎn)單的彈簧—質(zhì)量減振器來(lái)降低仍然過(guò)大的機(jī)身響應(yīng)。對(duì)機(jī)身不同安裝位置進(jìn)行了評(píng)估，在座艙頂部區(qū)域有2 個(gè)4P 垂向減振器，分別位于主減速器的前方和后方。除了座艙頂部結(jié)構(gòu)仍有響應(yīng)之外，駕駛艙地板運(yùn)動(dòng)在機(jī)組成員站位上也產(chǎn)生了4P 問(wèn)題。格溫通過(guò)增加一個(gè)駕駛艙前部減振器進(jìn)行了試驗(yàn)并通過(guò)加強(qiáng)駕駛艙地板大梁使駕駛艙結(jié)構(gòu)響應(yīng)進(jìn)一步遠(yuǎn)離4P。

減振器和機(jī)頭加強(qiáng)成為振動(dòng)控制方案的一部分

座艙頂部安裝兩個(gè)4P 減振器可大幅降低座艙振動(dòng)水平

高位旋翼、4P 減振器以及機(jī)頭加強(qiáng)的綜合效應(yīng)，將駕駛艙振動(dòng)水平減小到接近0.05

UTTAS 座艙前部的駕駛艙是一種懸臂梁式結(jié)構(gòu)，由4 根下部縱梁從座艙后艙壁向前延伸到駕駛艙前部，目的是防止直升機(jī)墜毀時(shí)犁地。然而，這些懸臂梁會(huì)使由主減速器4P 俯仰模態(tài)激發(fā)的駕駛艙響應(yīng)在某些程度上與彈簧板類似，這種響應(yīng)使駕駛艙產(chǎn)生無(wú)法承受的垂直振動(dòng)。在駕駛艙—座艙過(guò)渡段，通過(guò)在梁緣條上粘貼石墨層來(lái)加強(qiáng)這些梁，能有效消除彈簧板效應(yīng)。

針對(duì)兩種不同的減振器配置測(cè)量了加強(qiáng)的駕駛艙大梁響應(yīng)，第一種配置是機(jī)頭有一個(gè)減振器，但沒(méi)有座艙頂部的兩個(gè)減振器；第二種配置是機(jī)頭沒(méi)有減振器，但座艙頂部有兩個(gè)減振器。

座艙頂部減振器加上駕駛艙加強(qiáng)進(jìn)一步顯著減小了駕駛艙機(jī)組成員站位的垂向振動(dòng)。進(jìn)一步的試驗(yàn)證實(shí)，座艙后方頂部減振器的作用對(duì)其增加的重量來(lái)說(shuō)是不值得的，因此在生產(chǎn)型UH-60A“黑鷹”副駕駛站位的減振組件中將其拆除。進(jìn)一步試驗(yàn)還證實(shí)，用石墨對(duì)縱梁進(jìn)行加強(qiáng)的方法成本偏高，只要適當(dāng)增加鋁合金縱梁的梁緣厚度就能達(dá)到相同的目的，只是重量會(huì)稍大一些。

1976年初，在預(yù)定的原型機(jī)交付日期的數(shù)周內(nèi)，最終確定了減振組件。駕駛艙振動(dòng)水平減小了幾乎一個(gè)數(shù)量級(jí)，接近規(guī)范中要求的0.05。不過(guò)，雖然有一個(gè)非常積極的減振計(jì)劃，但很顯然，要在整個(gè)速度范圍內(nèi)使用可接受的重量代價(jià)達(dá)到0.05的目標(biāo)是不可能的。能夠達(dá)到的振動(dòng)水平是平均值為0.1 或略低于這個(gè)值，陸軍飛行員認(rèn)為這個(gè)值是可以接受的。這個(gè)水平的振動(dòng)比同時(shí)代的直升機(jī)振動(dòng)水平低了一大半。受當(dāng)時(shí)振動(dòng)控制技術(shù)所限，也由于UTTAS 項(xiàng)目的資金以及時(shí)間安排的限制，沒(méi)有進(jìn)行進(jìn)一步的改進(jìn)，0.1 的振動(dòng)水平就成了UH-60A“黑鷹”生產(chǎn)規(guī)范的要求。

最終的改進(jìn)包括升高旋翼、增大雙線減振器、采用一個(gè)座艙頂部減振器以及局部駕駛艙加強(qiáng)，這些都被綜合應(yīng)用到了生產(chǎn)的第一架UH-60A 上。成功地把振動(dòng)水平降低到接近起初軍方的規(guī)定值，為產(chǎn)品贏得了競(jìng)爭(zhēng)力。

25年后，西科斯基公司采用了主動(dòng)振動(dòng)控制系統(tǒng)（AVCS），“黑鷹”直升機(jī)振動(dòng)控制系統(tǒng)才又有了一個(gè)重大變化。這種全新的AVCS 是西科斯基公司為S-92直升機(jī)所研制的，后來(lái)應(yīng)用到了UH-60M型號(hào)上。新技術(shù)的應(yīng)用以較低的總重代價(jià)進(jìn)一步減小了振動(dòng)水平。

合理的尾部設(shè)計(jì)

在1939年伊戈?duì)枴の骺扑够菊业狡銿S-300直升機(jī)合理的尾部設(shè)計(jì)以前，曾針對(duì)各種不同構(gòu)型進(jìn)行了大量試驗(yàn)飛行。自那時(shí)起，直升機(jī)垂尾和平尾的設(shè)計(jì)就一直是需要最終確定的構(gòu)型部分，UTTAS 項(xiàng)目也不例外。這表明仍然缺乏對(duì)旋翼尾流特性及其對(duì)尾面和尾槳影響的全面了解。在UTTAS 項(xiàng)目中，經(jīng)過(guò)漫長(zhǎng)的試驗(yàn)，最后決定將最初的固定平尾改為一種可變迎角電傳操縱的穩(wěn)定面。雖然這增加了機(jī)械與電子裝置的復(fù)雜性，但已證明這種穩(wěn)定面具有比預(yù)期好得多的操縱品質(zhì)，而且在很大程度上這種穩(wěn)定面成為UH-60 具有良好飛行品質(zhì)的一個(gè)重要因素。

UTTAS 尾部構(gòu)型的研究始于飛行研究階段的初期。在西科斯基公司飛行試驗(yàn)場(chǎng)外進(jìn)行的首次飛行中，從進(jìn)場(chǎng)到著陸，西科斯基公司UTTAS 項(xiàng)目試飛員遇到了大幅度的機(jī)頭上揚(yáng)，失去了駕駛艙前方的視野。后來(lái)發(fā)現(xiàn)在快速減速和中斷起飛過(guò)程中這種現(xiàn)象更加明顯，這顯然成了安全問(wèn)題。此外，當(dāng)直升機(jī)重心處于最靠后位置時(shí)，飛行員難以從懸停過(guò)渡到前飛。

在不成功的試圖減弱旋翼下洗撞擊的嘗試中采用的最初的UTTAS 大面積后掠平尾

在快速停止機(jī)動(dòng)中作用在固定平尾上的旋翼下洗引起大的抬頭力矩和不可接受的較高抬頭直升機(jī)姿態(tài)

安裝了S-61 的2 個(gè)小面積平尾并進(jìn)行了飛行試驗(yàn)，對(duì)抬頭姿態(tài)問(wèn)題的解決沒(méi)有什么好處。因此在機(jī)身上布有絲線以便觀察氣流特性

原因很快就找到了，主要是旋翼尾流對(duì)平尾的撞擊，其效應(yīng)通過(guò)大尺寸平尾而放大。原型機(jī)最初的平尾完全不成比例，面積達(dá)到5.57 米2，與類似尺寸的直升機(jī)相比這個(gè)面積是相當(dāng)大的。從直升機(jī)有后重心位置的觀點(diǎn)來(lái)看，大的平尾面積是為了提供良好的前飛穩(wěn)定性。這種后重心位置是有意為之，目的是通過(guò)利用斜置的尾槳升力分量，使重心處于旋翼之后，這樣就縮短了機(jī)頭與旋翼軸線之間的間距，從而滿足空運(yùn)要求。另一個(gè)獨(dú)有的特征是平尾具有明顯的平面后掠，以便盡可能避免這種旋翼下洗撞擊。

原先預(yù)測(cè)后掠平尾將較平穩(wěn)地置于旋翼尾流中，因此產(chǎn)生一種可接受的機(jī)體姿態(tài)，但事實(shí)再次證明并非如此，因而開(kāi)始對(duì)“合理”的平尾進(jìn)行長(zhǎng)期研究。

在發(fā)現(xiàn)這個(gè)問(wèn)題后的幾天內(nèi)，用卸去這種平尾的直升機(jī)進(jìn)行的一次飛行試驗(yàn)證實(shí)了這個(gè)推測(cè)的原因，于是制定了一項(xiàng)計(jì)劃來(lái)確定這種平尾的面積或位置或這兩者是否是問(wèn)題的所在。

在不帶平尾的飛行試驗(yàn)后的數(shù)周，利用生產(chǎn)型S-61 的2 個(gè)平尾制造了一種小面積平尾，并安裝在再往后30 厘米處，在1974年11月23日進(jìn)行了飛行試驗(yàn)，但問(wèn)題只有小小的改善。平尾面積仍然太大，而且后安裝位置沒(méi)有避開(kāi)旋翼尾流。

Z 形尾翼有助于減輕抬頭問(wèn)題，這表明低位平尾控制著姿態(tài)

Z 形尾翼的下位平尾被拆除，使抬頭姿態(tài)問(wèn)題有所改善，但不利于前飛穩(wěn)定性

為了評(píng)估平尾位置的影響，用相隔距離較大的尾段進(jìn)行了一次試驗(yàn)，也就是Z形尾翼，并在1975年2月11日進(jìn)行了首次飛行。雖然問(wèn)題有所改善，但對(duì)飛行員來(lái)說(shuō)，抬頭姿態(tài)仍是不可接受的。在Z 形尾翼試驗(yàn)后，仍然是在2月11日，公司立即進(jìn)行了另一次飛行，在這次飛行中尾翼的下位平尾被拆除。這樣，平尾總面積只有原來(lái)的一半，這種上位平尾對(duì)抬頭姿態(tài)具有非常明顯的改善，但相對(duì)較小的面積不能提供足夠的前飛穩(wěn)定性。

由一個(gè)支柱支撐的大面積上反角平尾，沒(méi)有完全恢復(fù)穩(wěn)定性

完全可控全動(dòng)式平尾的首飛在修正抬頭姿態(tài)和改善穩(wěn)定性方面獲得了成功

在進(jìn)行這些尾翼試驗(yàn)的時(shí)候，一架直升機(jī)意想不到地訪問(wèn)了位于康涅狄格州斯特拉特福德的西科斯基公司的試飛場(chǎng)。這是一架波音·伏托爾公司的YUH-61A 直升機(jī)原型機(jī)。它從紐約加爾維斯特的試驗(yàn)場(chǎng)出發(fā)，橫穿長(zhǎng)島海峽，向西科斯基公司UTTAS 小組做了一次特殊的拜訪。在與指揮塔聯(lián)系后，波音·伏托爾公司的直升機(jī)在試飛場(chǎng)進(jìn)行了低空通場(chǎng)飛行，并投下一個(gè)小的包裹，然后飛離。在一個(gè)精心包裝的包裹中，有一本彩色兒童書(shū)，書(shū)名為《給驢裝上尾巴》（Pin the tail on Donkey）。波音·伏托爾公司的彩色書(shū)對(duì)西科斯基公司探索合理尾部構(gòu)型的反復(fù)試驗(yàn)過(guò)程是一種恰當(dāng)?shù)淖⑨?。后?lái)，在找到最終解決方法后，UTTAS 的首席試飛員約翰·迪克遜也駕駛一架YUH-60A 在波音·伏托爾公司加爾維斯特試驗(yàn)場(chǎng)上空飛行。在精神斗爭(zhēng)方面，迪克遜利用這次機(jī)會(huì)投放了一個(gè)小包裹，作為一種友好的表示，但包內(nèi)之物并沒(méi)有波音·伏托爾公司贈(zèng)與的包裹那么精致。包內(nèi)之物更是可以在任何地方收集到，特別是在牲廄里隨處可見(jiàn)。

最后的固定平尾試驗(yàn)是在3月10日進(jìn)行的，當(dāng)時(shí)平尾采用了大面積和上反角。這個(gè)平尾用一個(gè)支柱支撐，因?yàn)槠涑叽巛^大，飛行情況比較好，但縱向穩(wěn)定性還不是完全可以接受的。

在這次為期4 個(gè)月的平尾試驗(yàn)中，公司開(kāi)始設(shè)計(jì)一種可變安裝角平尾，以便在不能找出固定平尾解決方法時(shí)作為一種備用構(gòu)型。這種可變安裝角平尾，也稱為全動(dòng)式平尾，最初只是想解決俯仰姿態(tài)問(wèn)題，通過(guò)自動(dòng)改變安裝角，在低速飛行中使旋翼下洗效應(yīng)最小。其面積從原來(lái)的5.57 米2減小為3.72 米2，但提供了良好的縱向穩(wěn)定性。在盧·科頓的領(lǐng)導(dǎo)下，全動(dòng)式平尾設(shè)計(jì)逐步推進(jìn)，操縱電子裝置的設(shè)計(jì)得到了雷·約翰遜與戴夫·韋爾澤拉的幫助，而機(jī)身設(shè)計(jì)得到了約翰·恰普科維奇的支持。隨著其控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的完成，這種平尾的好處越來(lái)越明顯了。特別是尾部不依賴飛行速度而產(chǎn)生氣動(dòng)力的能力可更好地調(diào)整整個(gè)飛行包線內(nèi)的操縱品質(zhì)。此外，配平姿態(tài)的能力有助于增大飛行速度。在最后的分析中發(fā)現(xiàn)，這種平尾改善了飛行品質(zhì)，以前的固定平尾是達(dá)不到這樣的飛行品質(zhì)的，即使固定平尾按計(jì)劃起作用。

這種平尾的首飛在1975年3月13日進(jìn)行，也就是在UTTAS 首飛后將近5 個(gè)月，這次試飛在各個(gè)方面都取得了成功。這立即成為一種基本設(shè)計(jì)，并在所有3 架原型機(jī)上進(jìn)行了改裝，利用電子精準(zhǔn)調(diào)整來(lái)獲得可能的飛行品質(zhì)和巡航速度方面的益處。

這種全動(dòng)式平尾設(shè)計(jì)采用了人工操控的第一代電傳操縱系統(tǒng)，與駕駛艙之間沒(méi)有機(jī)械操縱連接。兩個(gè)電動(dòng)螺旋作動(dòng)器串聯(lián)，并由兩組獨(dú)立的電子裝置控制，用于調(diào)節(jié)設(shè)定平尾安裝角。兩個(gè)作動(dòng)器安裝在尾支柱結(jié)構(gòu)上，共同改變平尾位置，對(duì)懸停和低速飛行來(lái)說(shuō)，安裝角可高達(dá)40 度，對(duì)某些巡航和機(jī)動(dòng)飛行而言，可低達(dá)-8度。此外，在高速自轉(zhuǎn)中，在完全前重心狀態(tài)，-8 度安裝角具有良好的操縱裕度。通過(guò)大幅度減小旋翼下洗力，大的抬頭安裝角在低速和懸停飛行中完全解決了直升機(jī) 姿態(tài)問(wèn)題。

一旦安裝了基本的傳感器/計(jì)算機(jī)/作動(dòng)器余度設(shè)備，全動(dòng)平尾可變安裝角還提供了改善操縱品質(zhì)的機(jī)會(huì)?？偩嗯c平尾安裝角結(jié)合用來(lái)減小向懸停過(guò)渡中的抬頭姿態(tài)，以及在低速飛行中改善機(jī)身姿態(tài)和飛行員視界。

除了空速和總距桿位置外，還有兩個(gè)輸入用來(lái)控制平尾安裝角。第三個(gè)輸入是直升機(jī)俯仰速率，幫助對(duì)總距—直升機(jī)俯仰運(yùn)動(dòng)進(jìn)行解耦，這耦合是單旋翼直升機(jī)共有的特征。俯仰速率耦合進(jìn)一步改善了直升機(jī)巡航飛行的阻尼特性，并在前飛中提供有利的機(jī)動(dòng)穩(wěn)定性。對(duì)平尾安裝角的第四個(gè)輸入是直升機(jī)橫向加速度。這個(gè)輸入減輕了尾槳上突風(fēng)引起的直升機(jī)俯仰擾動(dòng)，并且由于尾槳傾斜而產(chǎn)生俯仰力矩。

接近40 度的平尾抬頭安裝角在低速飛行中幾乎完全消除了旋翼下洗影響

平尾安裝角表示為指示空速和總距操縱桿位置的函數(shù)

直升機(jī)平飛俯仰姿態(tài)隨空速的變化

一次平尾評(píng)估飛行試驗(yàn)之后，UTTAS 首席試飛員約翰·迪克遜（右）向西科斯基公司總裁格里·托拜厄斯（中）與作者（左）匯報(bào)情況

控制平尾的所有部件仍然是一種雙失效—安全配置，帶有兩個(gè)獨(dú)立的子系統(tǒng)，包括電子裝置、作動(dòng)器、傳感器、故障監(jiān)控器、電源以及導(dǎo)線。如果2 個(gè)系統(tǒng)之間的差大于設(shè)定值而引起自動(dòng)斷開(kāi)，那么，飛行員可以通過(guò)轉(zhuǎn)動(dòng)駕駛艙控制面板上的開(kāi)關(guān)和周期變距桿上的旋轉(zhuǎn)開(kāi)關(guān)，人工控制平尾位置。這些開(kāi)關(guān)旁路掉所有電子裝置，并將26 伏電源直接與作動(dòng)器連接。

獲得合理的平尾設(shè)計(jì)是一個(gè)漫長(zhǎng)的過(guò)程，完全依賴于對(duì)各種構(gòu)型平尾進(jìn)行的飛行試驗(yàn)評(píng)估。這是一個(gè)令人沮喪的過(guò)程。不過(guò)，最后找到了一種設(shè)計(jì)方式，且目前為止各種“黑鷹”UH-60 改型直升機(jī)可不做改動(dòng)就能夠采用。這種全動(dòng)平尾解決方法全面提高了飛行品質(zhì)，是長(zhǎng)期以來(lái)探索UTTAS 合理平尾設(shè)計(jì)嘗試的結(jié)果。

實(shí)現(xiàn)“UTTAS 機(jī)動(dòng)”

西科斯基公司在改進(jìn)CH-53D 旋翼槳葉，采用曲面翼型之前，公司所有金屬槳葉基本上都是采用NASA0012 翼型。選擇對(duì)稱的0012 翼型是因?yàn)槠涓┭隽匦。兄跍p小操縱系統(tǒng)的載荷，因?yàn)樵缙跇~大梁材料的扭轉(zhuǎn)剛度比現(xiàn)有的低。此外，在使用液壓伺服機(jī)構(gòu)之前，手動(dòng)控制飛行操縱系統(tǒng)時(shí)，希望俯仰力矩較小。然而，在UTTAS 時(shí)期，新一代直升機(jī)需要更好的高速飛行性能。但是，大馬赫數(shù)情況下旋翼升力能力和阻力發(fā)散成為主要問(wèn)題，同時(shí)存在一些潛在的限制。在作戰(zhàn)中，需要迅猛地貼地飛行，因此，機(jī)動(dòng)能力的提高變得越來(lái)越重要。顯而易見(jiàn)，為了滿足新性能指標(biāo)和機(jī)動(dòng)性的要求，非常需要先進(jìn)的翼型。

在20 世紀(jì)60年代末期，西科斯基公司和聯(lián)合飛機(jī)研究實(shí)驗(yàn)室共同研制了一種新型的曲面大升力翼型，厚度為91/2%。其特性與要求的直升機(jī)性能很匹配。這種翼型代號(hào)為SC-1095，與早期的0012 翼型相比，前者最大升力系數(shù)增加了10%～20%，阻力發(fā)散馬赫數(shù)邊界增大了4%～7%。這種新的曲面翼型的俯仰力矩很低，從而受到了設(shè)計(jì)師的青睞。CH-53D 采用了SC-1095 翼型，飛行試驗(yàn)證明，直升機(jī)的性能得到了明顯改善。1971年9月，采用SC-1095 翼型、鈦合金槳葉大梁的CH-53D 進(jìn)行了首次飛行，使得起飛重量達(dá)到了17236 千克，速度達(dá)到180 節(jié)。因?yàn)镾C-1095 翼型完全滿足UTTAS 的性能要求，所以UTTAS 的旋翼槳葉和尾槳葉都選擇了這種翼型。

采用了SC-1095 翼型的旋翼和尾槳都表現(xiàn)出了很好的性能。然而，當(dāng)飛行包線試圖擴(kuò)大到要求的“UTTAS 機(jī)動(dòng)”時(shí)，實(shí)際情況又似乎與理論相矛盾。這種特殊的機(jī)動(dòng)動(dòng)作是貼地障礙規(guī)避飛行，要求至少以1.75 的過(guò)載拉起，以越過(guò)障礙，并保持這種過(guò)載3 秒，然后推桿到過(guò)載0.25，恢復(fù)到先前高度。這樣做的目的是在戰(zhàn)斗貼地飛行期間，盡可能減少直升機(jī)暴露在地面火力中的時(shí)間。當(dāng)西科斯基公司的飛行員第一次在模擬的高溫高原環(huán)境下飛這種機(jī)動(dòng)動(dòng)作時(shí)，他們無(wú)法保持1.75 的過(guò)載長(zhǎng)達(dá)3 秒。

最初認(rèn)為造成這種不足的原因可能是旋翼實(shí)度太小，這就意味著為了產(chǎn)生更大的升力，需要增加槳葉弦長(zhǎng)。而增加弦長(zhǎng)將會(huì)對(duì)槳葉工裝、槳葉重量和槳轂形式產(chǎn)生很大影響。幸運(yùn)的是，經(jīng)過(guò)西科斯基公司資深氣動(dòng)專家們深入的研究之后，發(fā)現(xiàn)了升力不足的原因，隨后研究出了一個(gè)很好的解決方案，幾天后 UTTAS 槳葉就采用了這個(gè)方案，并很快進(jìn)行了飛行試驗(yàn)，以重新評(píng)估過(guò)載1.75 的拉起和保持機(jī)動(dòng)。上述修改徹底解決了這個(gè)問(wèn)題并且代表了在激烈的生存競(jìng)爭(zhēng)下，由于人類求生本能而激發(fā)的創(chuàng)造能力所得到的“一流”解決方案。

UTTAS 旋翼的瞬態(tài)升力不足問(wèn)題是由兩個(gè)不相關(guān)的因素引起的。第一個(gè)與在聯(lián)合飛機(jī)研究實(shí)驗(yàn)室風(fēng)洞里測(cè)試新型SC-1095 翼型特性的方法有關(guān)。當(dāng)時(shí)測(cè)量翼型升力系數(shù)采用了二維插值法，研究人員對(duì)這種方法生成的數(shù)據(jù)是樂(lè)觀的。后來(lái)在飛行試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)載荷因數(shù)不足之后，在一個(gè)新的風(fēng)洞中再次進(jìn)行了試驗(yàn)，得出的數(shù)值很小，但是正確的，這就是這種翼型的最大升力系數(shù)。第二個(gè)因素與當(dāng)時(shí)使用的分析旋翼性能的方法有關(guān)。

“黑鷹”旋翼槳葉翼型展向變化和槳葉幾何尺寸

在UTTAS 時(shí)期，西科斯基公司的氣動(dòng)專家使用“定常入流”模型，但是，當(dāng)升力非常大時(shí)，模型不能精確地預(yù)測(cè)槳葉的失速區(qū)域。從這個(gè)時(shí)期開(kāi)始，越來(lái)越精確的“可變?nèi)肓鳌睖u流—尾跡旋翼模型表明旋翼槳葉初始的失速區(qū)在槳尖內(nèi)側(cè)接近85%葉展處。這就告訴設(shè)計(jì)者們?cè)跇馐賲^(qū)內(nèi)側(cè)應(yīng)采用大升力翼型，然后在某個(gè)展向位置終止這種翼型，確保在前行邊工作時(shí)壓縮性不成為問(wèn)題。如果在設(shè)計(jì)UTTAS 槳葉時(shí)就已經(jīng)知道這些則在槳葉外側(cè)會(huì)采用不同的翼型。通過(guò)公司優(yōu)秀的氣動(dòng)專家團(tuán)隊(duì)的共同努力，最終得到了這種解決方案。

除了這些計(jì)算方面的不足之外，影響旋翼機(jī)動(dòng)性能的另一個(gè)問(wèn)題是機(jī)身廢阻。在早期的飛行試驗(yàn)中，前飛需用功率大于預(yù)計(jì)的值，因?yàn)闄C(jī)身阻力大于早期風(fēng)洞試驗(yàn)的測(cè)試結(jié)果。阻力增加，則要求旋翼產(chǎn)生更大的推進(jìn)力，在高速拉起下，翼型升力問(wèn)題就更加突出。大家齊心解決減小阻力的問(wèn)題已大大降低了對(duì)機(jī)動(dòng)性的影響。然而，對(duì)翼型進(jìn)一步優(yōu)化是解決過(guò)載問(wèn)題的主要途徑。

當(dāng)出現(xiàn)機(jī)動(dòng)性問(wèn)題后，西科斯基公司組成工作小組尋找除調(diào)整旋翼槳葉大小以外可能的解決方案。工作小組由西科斯基公司的工程師埃文·弗拉登柏格、戴夫·克拉克、羅伯特·莫非特、鮑博·弗萊明、加里·德西蒙和公司顧問(wèn)兼俄亥俄州大學(xué)航空航天專業(yè)教授赫里·漢克·維爾可夫組成。通過(guò)審查大扭轉(zhuǎn)槳葉采用的新型可變?nèi)肓髂Ｐ驮缙诘慕Y(jié)果，小組成員意識(shí)到可在槳葉一定區(qū)域采用大升力翼型，在其他區(qū)域采用SC-1095 翼型。工作小組給SC-1095 翼型設(shè)計(jì)了附加的“下垂前緣”，以產(chǎn)生機(jī)動(dòng)飛行時(shí)所需的大升力系數(shù)。

UTTAS 合格鑒定試驗(yàn)期間驗(yàn)證的氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)包線

這種附加的下垂前緣的基本形狀是模仿NACA23012 翼型的，連接在SC-1095翼型的前緣。這種新的翼型稱為SC-1094R8，設(shè)計(jì)者很快在現(xiàn)有的UTTAS 槳葉上加裝了用輕質(zhì)木材和玻璃纖維制成的這種新翼型。在獲得有關(guān)這種新翼型的試驗(yàn)數(shù)據(jù)之前就對(duì)這些改進(jìn)過(guò)的槳葉進(jìn)行了飛行試驗(yàn)，而且首次飛行試驗(yàn)證實(shí)了工作小組的預(yù)測(cè)。從那時(shí)起，“下垂前緣”成為那個(gè)槳葉段的生產(chǎn)型翼型。

SC-1094R8 翼型的拉起過(guò)載符合陸軍要求的3 秒內(nèi)保持1.75，同時(shí)推桿機(jī)動(dòng)過(guò)載為0，這好于0.25 的要求。通過(guò)這種改進(jìn)設(shè)計(jì)，達(dá)到了陸軍的目標(biāo)，在低空飛行時(shí)，使直升機(jī)暴露在地面火力中的時(shí)間最短。

UTTAS 最終構(gòu)型的氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)包線達(dá)到了極限俯沖速度。通過(guò)采用有適當(dāng)鉸鏈偏移量的鉸接旋翼和合適的槳葉氣動(dòng)設(shè)計(jì)，有效提高了過(guò)載能力。在UTTAS項(xiàng)目期間開(kāi)發(fā)的旋翼槳葉的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和氣動(dòng)構(gòu)型成為“黑鷹”的生產(chǎn)標(biāo)準(zhǔn)，一直保持了25年多。直到2001年，UH-60M 型直升機(jī)引入先進(jìn)的復(fù)合材料和新研制的翼型、槳尖幾何形狀和平面形狀。

彌補(bǔ)速度的不足

早期的飛行測(cè)試反映出UTTAS 前飛速度嚴(yán)重不足，大約比規(guī)范低20 節(jié)。設(shè)計(jì)人員發(fā)現(xiàn)機(jī)身阻力比預(yù)期值高出很多，并且是隨速度增加而需要更大功率的主要原因。為解決速度不足，需要進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)。除了飛行性能問(wèn)題，飛行員還反映尾部激勵(lì)較大，比在有些飛行條件下許多直升機(jī)所遇到的典型尾部擺動(dòng)要糟糕得多。

幸運(yùn)的是，速度和尾部擺動(dòng)問(wèn)題都與機(jī)身構(gòu)型有關(guān)，而且，對(duì)旋翼塔座后部形狀進(jìn)行較大改動(dòng)能夠減小阻力并能很好地減小尾槳激勵(lì)。旋翼塔座形狀的改動(dòng)使得發(fā)動(dòng)機(jī)排氣口上下區(qū)域的氣流能夠更平滑地流動(dòng)，這樣一來(lái)便減少了氣流的分離和湍流。由塔座附近的分離氣流造成的尾槳以及大面積尾翼面抖振在下降飛行期間的大迎角姿態(tài)時(shí)特別嚴(yán)重。

貼地障礙規(guī)避飛行要求的過(guò)載1.75 拉起并保持3 秒

正如之前所說(shuō)的，西科斯基公司開(kāi)發(fā)的新型全動(dòng)平尾具備在不受機(jī)身姿態(tài)影響的情況下在尾部產(chǎn)生升力的能力。這樣便可更好地利用直升機(jī)上為解決抬頭姿態(tài)問(wèn)題而配備的計(jì)算機(jī)、作動(dòng)器和傳感器。因此，平尾成為尋求解決速度不足的另一個(gè)切入點(diǎn)，而且平尾能夠通過(guò)優(yōu)化前飛時(shí)的機(jī)身姿態(tài)從而使得廢阻最小。當(dāng)然，還應(yīng)該在機(jī)身設(shè)計(jì)上進(jìn)行更多的改進(jìn)來(lái)彌補(bǔ)速度的不足。

這種性能問(wèn)題讓人感到特別困擾，飛行員稱在大約以125 節(jié)的速度飛行時(shí)，直升機(jī)好像遇到一面看不見(jiàn)的墻，從遙測(cè)數(shù)據(jù)上分析，證實(shí)需要比預(yù)期大很多的功率才能夠使速度繼續(xù)增加。最初，設(shè)計(jì)人員懷疑問(wèn)題是旋翼槳葉和機(jī)身的氣動(dòng)設(shè)計(jì)引起的，但之后確定是機(jī)身引起的，重點(diǎn)是要減小阻力。將旋翼升高是為了幫助解決振動(dòng)問(wèn)題，但也影響到了前飛功率，只是影響不大。

在早期的研究以及再次準(zhǔn)備方案之前，對(duì)最初的UTTAS 設(shè)計(jì)進(jìn)行了1 ∶10縮比模型的風(fēng)洞試驗(yàn)。當(dāng)時(shí)估計(jì)產(chǎn)生廢阻的當(dāng)量面積剛超過(guò)2 米2，包括動(dòng)量損失和天線產(chǎn)生的阻力、泄漏以及其他各種影響。這導(dǎo)致預(yù)計(jì)在任務(wù)總重為7031 千克、1219 米高度、35 攝氏度條件下飛行時(shí)巡航速度為150 節(jié)。在方案評(píng)審期間，陸軍估計(jì)產(chǎn)生阻力的當(dāng)量面積大于2 米2，因此將巡航速度降低為148 節(jié)。另外，在1972年8月授予的合同中要求總重增加至7189 千克。

隨著重量的逐步增大，西科斯基公司為了保持“黑鷹”158 米/分的垂直爬升性能，將其旋翼直徑增加了10 厘米達(dá)到16.25 米。之后在飛行測(cè)試時(shí)加長(zhǎng)了槳尖罩，旋翼直徑長(zhǎng)度又增加了10 厘米，最終導(dǎo)致旋翼直徑達(dá)到16.35 米，所有生產(chǎn)型H-60（S-70）的旋翼直徑都沒(méi)有再改動(dòng)。最后一次旋翼直徑的增加是為了補(bǔ)償其他所有設(shè)計(jì)改進(jìn)而導(dǎo)致的空重增加。

在1973年進(jìn)行UTTAS 詳細(xì)設(shè)計(jì)時(shí)，西科斯基公司制造了一個(gè)1 ∶4 的風(fēng)洞模型來(lái)評(píng)估機(jī)身的氣動(dòng)特性和穩(wěn)定性。從UTC大型亞聲速風(fēng)洞得到的測(cè)試數(shù)據(jù)證實(shí)了產(chǎn)生阻力的當(dāng)量面積為陸軍所估計(jì)的2 米2。在這次試驗(yàn)中，更加確認(rèn)了機(jī)身姿態(tài)對(duì)廢阻有著顯著影響。特別是，起落架支柱短翼表現(xiàn)出非常不利的升力—阻力效應(yīng)，這也成為減小阻力的機(jī)會(huì)。為此，設(shè)計(jì)人員除了改變支柱短翼安裝角外，還進(jìn)行了許多能夠減小阻力的改進(jìn)，其中也包括了改變形狀后的旋翼塔座。那時(shí)候，由于UTTAS原型機(jī)的結(jié)構(gòu)很好，所以要避免較大的設(shè)計(jì)更改。然而，飛行測(cè)試暴露出功率問(wèn)題后不久，減小阻力的改進(jìn)項(xiàng)目表成了進(jìn)行性能恢復(fù)研究的工作清單。

風(fēng)洞模型

那時(shí)候至少可以這么說(shuō)，速度不足是重要的問(wèn)題。預(yù)測(cè)的速度范圍可高達(dá)150節(jié)，而實(shí)際的速度僅能達(dá)到120 節(jié)。根據(jù)實(shí)際性能計(jì)算的產(chǎn)生阻力總當(dāng)量面積約為3 米2，這包含外部?jī)x器的集電環(huán)的阻力。忽略儀器所帶來(lái)的阻力，產(chǎn)生廢阻的當(dāng)量面積略大于2.6 米2，明顯高于先前所有的預(yù)測(cè)。由于存在這些阻力，UTTAS 的速度離要求還差約20 節(jié)。采用原有的固定平尾，以高出預(yù)計(jì)的低頭姿態(tài)前飛時(shí)會(huì)產(chǎn)生較大的阻力，而低位旋翼可能使得問(wèn)題更加嚴(yán)重，因?yàn)閺鸟{駛艙區(qū)域有股強(qiáng)烈的上升氣流吹向旋翼。雖然這股強(qiáng)烈的上升氣流有可能是產(chǎn)生阻力的部分原因，但是它更是之前討論的振動(dòng)問(wèn)題的罪魁禍?zhǔn)?。?dāng)1975年5月對(duì)升高后的旋翼進(jìn)行測(cè)試時(shí)，測(cè)量數(shù)據(jù)表明對(duì)旋翼性能的影響很小，但旋翼軸延伸器部件確實(shí)增加了當(dāng)量阻力面積約0.09 米2。在減阻設(shè)計(jì)中必須補(bǔ)償這種阻力的增加。

部分風(fēng)洞測(cè)試是于1975年在那個(gè)1 ∶4 的模型上進(jìn)行的，關(guān)注的是改變旋翼塔座形狀、減少動(dòng)量損失、優(yōu)化支柱短翼安裝角，以及在早期試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)的其他能夠減小阻力的方法。這些工作的大部分都集中在改變發(fā)動(dòng)機(jī)排氣口之間、機(jī)身后過(guò)渡段之上的旋翼塔座的形狀上。

最終的旋翼塔座形狀和西科斯基公司的S-61 系列很相似，在那時(shí)稱之為“馬項(xiàng)圈”設(shè)計(jì)。旋翼塔座形狀的改變帶來(lái)了巨大的性能提升；然而，許多其他設(shè)計(jì)更改也改善了性能的不足，如：

①增加起落架支柱短翼安裝角（原型機(jī)從0 度增至7 度，生產(chǎn)型UH-60 從0度增加至14 度）；

②將后輪承阻梁從扁平形狀改成環(huán)狀；

③給機(jī)窗和艙門滑軌增加整流罩，改變FM 方位天線的形狀，減小駕駛艙腳踏尺寸，使雙線減振配重外形流線化，改變尾減速器整流罩形狀；

④減小電子設(shè)備艙、液壓艙和飛控艙降溫冷卻氣流入口面積，將減速器的冷卻漏斗形進(jìn)氣口改成屏幕口；

前3 架YUH-60A 原型機(jī)上的原始塔座形狀。這種早期的UTTAS 構(gòu)型仍然采用低位旋翼

由風(fēng)洞試驗(yàn)最終形成的“黑鷹”旋翼塔座氣流分離器形狀

旋翼塔座重新設(shè)計(jì)之前與之后的氣流分布圖。氣流分離器明顯地減少了尾槳激勵(lì)和機(jī)身廢阻

圖中一些構(gòu)型的主要改進(jìn)解決了主要問(wèn)題，并成為“黑鷹”構(gòu)型的一部分

⑤在大的旋翼塔座上部開(kāi)口處增加環(huán)形邊緣，引導(dǎo)氣流離開(kāi)塔座區(qū)域；

⑥在滑油冷卻器鼓風(fēng)機(jī)出氣口增加整流罩，引導(dǎo)氣流向后排出；

⑦在維護(hù)踏板上增加了一個(gè)帶彈簧的蓋子，還在機(jī)身過(guò)渡段增加了加油口蓋。

另一種恢復(fù)巡航速度的方法是增加發(fā)動(dòng)機(jī)可用功率。T700-GE-700 發(fā)動(dòng)機(jī)在稍大的轉(zhuǎn)速下工作時(shí)，每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)功率額外增大17 千瓦。這種功率增加可以很快通過(guò)主減速器高速模塊的傳動(dòng)比使轉(zhuǎn)速稍稍增大而得到利用，速度增加約1 節(jié)。這些設(shè)計(jì)更改結(jié)合在一起將產(chǎn)生廢阻的當(dāng)量面積減小到2.4米2，而且還消除了尾部擺動(dòng)。鮑勃·費(fèi)萊明、迪姆·庫(kù)珀和吉姆·羅克對(duì)此工作給予特別幫助。戴維·克拉克在技術(shù)上也給予了大力支持。埃文·弗拉登柏格為氣流分離器設(shè)計(jì)及其他改進(jìn)工作做出了重要貢獻(xiàn)。

為及時(shí)參加陸軍的飛行評(píng)估，在3 架原型機(jī)上都采用了所有的設(shè)計(jì)更改。在規(guī)定的高溫高原環(huán)境下，這種經(jīng)過(guò)改進(jìn)的氣動(dòng)構(gòu)型的YUH-60A 任務(wù)巡航速度達(dá)到了147節(jié)。這比一年前遇到那堵“看不見(jiàn)的墻”時(shí)提高了近20 節(jié)。

陸軍在1972年9月對(duì)西科斯基公司的方案的速度評(píng)估結(jié)果是148 節(jié)。1977年1月，陸軍對(duì)生產(chǎn)型“黑鷹”速度的評(píng)估是147 節(jié)。這表明了對(duì)原型機(jī)構(gòu)型所做的更改幾乎完全彌補(bǔ)了初始較大的巡航速度不足的問(wèn)題。

準(zhǔn)備接受陸軍評(píng)審

從原型機(jī)YUH-60A 到生產(chǎn)型UH-60A“黑鷹”經(jīng)歷了明顯的設(shè)計(jì)更改。重要設(shè)計(jì)更改包括升高了的旋翼、全動(dòng)式平尾、垂尾面積減小、形狀改變后的旋翼塔座和經(jīng)改進(jìn)后的前滑動(dòng)整流罩。

決定在將“黑鷹”交付給陸軍之前解決所有的主要問(wèn)題并修改原型機(jī)是西科斯基公司的一個(gè)主要戰(zhàn)略思想，這為最終獲得生產(chǎn)合同起到了很重要的作用。1973年底任命的西科斯基公司新執(zhí)行總裁格里·托拜厄斯認(rèn)為公司不能將這些主要的問(wèn)題推遲到生產(chǎn)階段再解決，而是應(yīng)該在研制階段就盡可能地去解決這些問(wèn)題。這使得西科斯基公司的工程師們和制造人員幾乎是日夜工作，不斷地進(jìn)行設(shè)計(jì)、制造以及測(cè)試試驗(yàn)硬件，直到解決方案得到驗(yàn)證。

聯(lián)合技術(shù)集團(tuán)公司（前身為聯(lián)合飛機(jī)集團(tuán)公司）的高級(jí)管理層，在困難的飛行研制階段不斷地對(duì)UTTAS 項(xiàng)目進(jìn)行緊密的監(jiān)管。聯(lián)合技術(shù)公司執(zhí)行總裁哈里·格雷特別希望能夠親自體驗(yàn)在振動(dòng)、飛行品質(zhì)和性能方面帶來(lái)的改善。利用公司自己的S-70 他獲得了這樣的機(jī)會(huì)。為此，他對(duì)這架直升機(jī)進(jìn)行了改造，使其和那3 架即將交付給陸軍進(jìn)行飛行競(jìng)爭(zhēng)試驗(yàn)的原型機(jī)一樣。

格雷與所有乘坐過(guò)這架S-70 的政府人員一樣對(duì)直升機(jī)的飛行性能印象深刻，特別是在同首席UTTAS 飛行員約翰·迪克遜共同完成半滾倒轉(zhuǎn)（split-S）動(dòng)作之后更是如此。

YUH-60A 在所有方面的改進(jìn)程度不亞于3年前的設(shè)計(jì)工作量。西科斯基公司已經(jīng)能夠滿足合同要求，YUH-60A 已做好飛行試驗(yàn)準(zhǔn)備，即將與波音·伏托爾公司的YUH-61A 競(jìng)爭(zhēng)這份金額巨大的生產(chǎn)合同。

1976年3月，聯(lián)合技術(shù)公司執(zhí)行總裁哈里·格雷駕駛著公司自己的帶試驗(yàn)標(biāo)志的S-70 直升機(jī)