旋翼的選擇

旋翼的選擇

20世紀(jì)70年代的軍用直升機(jī)工藝技術(shù)水平根本不可能滿足陸軍對(duì)于UTTAS在性能、可靠性和生存力方面的苛刻要求。新型直升機(jī)的設(shè)計(jì)方案不是通過(guò)在參數(shù)上按比例縮放現(xiàn)有直升機(jī)就能實(shí)現(xiàn)的。由于陸軍要求在作戰(zhàn)性能上進(jìn)行重大改進(jìn)，因此其技術(shù)團(tuán)隊(duì)鼓勵(lì)UTTAS采用全新構(gòu)型并對(duì)UTTAS所需的旋翼機(jī)技術(shù)進(jìn)行新的研究，盡量采用全新結(jié)構(gòu)和旋翼技術(shù)。無(wú)疑競(jìng)標(biāo)者需要提出創(chuàng)新的設(shè)計(jì)方法和新技術(shù)，這就不可避免地會(huì)產(chǎn)生一定程度的風(fēng)險(xiǎn)。因此，數(shù)據(jù)論證的力度和對(duì)技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)的評(píng)估成為衡量原型機(jī)和生產(chǎn)型機(jī)提案的關(guān)鍵性因素。

綜合來(lái)看，陸軍對(duì)于通用戰(zhàn)術(shù)運(yùn)輸直升機(jī)的要求強(qiáng)烈地表明了旋翼和尾槳比其他任何系統(tǒng)都更需要利用新技術(shù)，由于旋翼一直是直升機(jī)的心臟和核心，這也無(wú)可厚非。旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生力和力矩，但同時(shí)也是產(chǎn)生振動(dòng)、噪聲和需要維修的主要原因。因此，直升機(jī)由于其旋翼的獨(dú)特特點(diǎn)，尤其是振動(dòng)、機(jī)動(dòng)靈敏性、噪聲和維修負(fù)擔(dān)，為人們所牢記。

西科斯基公司當(dāng)時(shí)的旋翼技術(shù)特點(diǎn)是全鋁槳葉、對(duì)稱(chēng)翼型、滑油潤(rùn)滑的鉸接式槳轂，這離UTTAS的要求目標(biāo)差得很遠(yuǎn)。UTTAS直升機(jī)需要非常先進(jìn)的槳葉和槳轂設(shè)計(jì)才能滿足技術(shù)要求。因此，有必要考慮新槳葉空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)參數(shù)、新槳葉結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和材料以及從全鉸接式到無(wú)鉸鏈剛性旋翼的新旋翼槳轂概念。

問(wèn)題在于如何在技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)和技術(shù)利潤(rùn)之間取得適度平衡，并說(shuō)服陸軍相信天平兩邊是非常平衡的。在“黑鷹”40多年的服役過(guò)程中，累計(jì)飛行超600萬(wàn)航時(shí)，事實(shí)證明適度平衡的確得到了實(shí)現(xiàn)。

UTTAS以及后來(lái)“黑鷹”所采用的新旋翼技術(shù)或設(shè)計(jì)方法都未進(jìn)行任何根本的改動(dòng)，而且在日后H-60所有型號(hào)的長(zhǎng)期服役過(guò)程中也都沒(méi)有出現(xiàn)任何問(wèn)題。新旋翼系統(tǒng)的性能表現(xiàn)符合預(yù)期計(jì)劃，且應(yīng)用到了西科斯基公司后來(lái)生產(chǎn)的所有型號(hào)中，直到25年之后被更新的技術(shù)所取代。下面主要討論的是對(duì)“黑鷹”的成功貢獻(xiàn)最大的旋翼革新，特別是鈦合金旋翼槳葉、彈性旋翼槳轂、“十字交叉梁”尾槳以及斜置尾槳。

鈦合金/復(fù)合材料旋翼槳葉

UTTAS旋翼槳葉的空氣動(dòng)力學(xué)特點(diǎn)是影響直升機(jī)性能最重要的因素。旋翼槳葉的這種結(jié)構(gòu)特點(diǎn)為直升機(jī)提供了高可靠性和戰(zhàn)斗生存能力。新旋翼槳葉獨(dú)特的扭轉(zhuǎn)分布、彎曲翼型、后掠式槳尖再加上鈦合金大梁的結(jié)構(gòu)特性，使得旋翼槳葉很好地滿足了陸軍最為關(guān)注的要求。它的空氣動(dòng)力學(xué)效率、結(jié)構(gòu)完整性和彈傷容限是西科斯基公司之前生產(chǎn)的所有槳葉都無(wú)法與之相比的，甚至同時(shí)代其他直升機(jī)生產(chǎn)商所生產(chǎn)的槳葉也都無(wú)法與之匹敵。旋翼的效率用Q值（FM）來(lái)表示可達(dá)0.75，是已知的作戰(zhàn)直升機(jī)上所取得過(guò)的最佳效率。從結(jié)構(gòu)角度來(lái)講，這種槳葉經(jīng)驗(yàn)證疲勞負(fù)荷壽命是無(wú)限的、絕對(duì)耐腐蝕，彈傷容限可達(dá)23毫米炮彈打擊。這些特性后來(lái)成為了世界標(biāo)準(zhǔn)。

旋翼槳葉的空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)

UTTAS的一個(gè)主要設(shè)計(jì)目標(biāo)是盡可能提高飛行器的升力效率，這不單單是因?yàn)殛戃妼?duì)性能的苛刻要求，還因?yàn)榭者\(yùn)所需的機(jī)體緊湊要求。這就必須對(duì)合適的槳葉空氣動(dòng)力學(xué)特征進(jìn)行研究，使旋翼效率比當(dāng)時(shí)正在生產(chǎn)中的旋翼效率提高5%～10%，以便將旋翼盡可能縮到最小。另外，西科斯基公司還采用了斜置尾槳的革新，進(jìn)一步縮減了旋翼尺寸和重量。

可是，當(dāng)時(shí)槳葉設(shè)計(jì)人員在風(fēng)險(xiǎn)和利潤(rùn)之間進(jìn)退兩難的困境還是對(duì)研究合適槳葉的工作造成了影響，西科斯基公司工程師皮特和鮑勃對(duì)這種困境進(jìn)行了簡(jiǎn)潔的概述：

陸軍對(duì)直升機(jī)旋翼的要求給設(shè)計(jì)人員提出了一個(gè)較大的挑戰(zhàn)，要求提出旋翼槳葉必須在多種狀態(tài)下工作。這些狀態(tài)包括從“簡(jiǎn)單的”懸停到前飛時(shí)前行槳葉的不穩(wěn)定跨聲速流和后行槳葉的不穩(wěn)定失速流。槳葉設(shè)計(jì)能否成功，取決于與這些工作狀態(tài)有關(guān)的、彼此相互沖突的設(shè)計(jì)參數(shù)之間的適當(dāng)平衡……懸停效率的提高在多大程度上能與高速度和機(jī)動(dòng)性需求相兼容要取決于設(shè)計(jì)人員研發(fā)材料和氣動(dòng)彈性構(gòu)造的能力，這將保證旋翼的前飛特性在可控范圍內(nèi)。

20世紀(jì)70年代初UTTAS項(xiàng)目開(kāi)始時(shí)，西科斯基公司正著手發(fā)展所謂“第二代”旋翼。早期的旋翼槳葉一般采用對(duì)稱(chēng)翼型，主要是NACA0012，以保持較低的俯仰力矩，以便將操縱載荷和大梁的扭轉(zhuǎn)角控制在較低水平。早期槳葉有一個(gè)6 度～8度的負(fù)扭轉(zhuǎn)以提高懸停性能，但前飛載荷造成槳葉結(jié)構(gòu)局限，以致扭轉(zhuǎn)角度受到制約。由于鋁合金大梁機(jī)械加工出來(lái)后是在扭力作用下扭轉(zhuǎn)的，因此扭轉(zhuǎn)是沿槳葉展向線性分布的。當(dāng)時(shí)生產(chǎn)的旋翼槳葉是由擠壓（成形）的鋁合金大梁和膠合的鋁合金槳葉后段件構(gòu)成的，大梁后的翼型由后段件形成，而沒(méi)有特別設(shè)計(jì)的槳尖罩。早期那些旋翼的懸停效率（Q值）在0.65～0.70之間。這一旋翼槳葉技術(shù)幾乎應(yīng)用到了西科斯基公司生產(chǎn)的所有直升機(jī)上，直到鈦合金大梁、新翼型和后掠槳尖出現(xiàn)。

20世紀(jì)60年代末為陸軍生產(chǎn)的CH-54B重型運(yùn)輸“飛行吊車(chē)”首次使用了西科斯基公司生產(chǎn)的Q值更高的旋翼。CH-54B首次采用了非線性扭轉(zhuǎn)旋翼，和同時(shí)期的槳葉相比有較高的扭轉(zhuǎn)。與CH-53槳葉-6度扭轉(zhuǎn)相比，CH-54B的槳葉為-14度的等量線性扭轉(zhuǎn)。由于扭轉(zhuǎn)的增加，CH-54B旋翼的Q值最大達(dá)到0.73，與扭轉(zhuǎn)較低的CH-53旋翼0.69的Q值相比大大提高了。然而由于較高的扭轉(zhuǎn)極大增加了鋁合金大梁的振動(dòng)應(yīng)力，CH-54B的航速受到了限制，僅為110節(jié)。但因?yàn)镃H-54B的任務(wù)是運(yùn)載大型外部載荷，速度低點(diǎn)兒陸軍也是可以接受的。而在UTTAS項(xiàng)目中，高扭轉(zhuǎn)雖然對(duì)垂直性能來(lái)說(shuō)非常重要，但卻不能以犧牲速度為代價(jià)，因?yàn)殛戃娨笃溲埠剿俣纫_(dá)到150節(jié)。因此，考慮到鈦比鋁的容許應(yīng)變更大而且抗腐蝕性更強(qiáng)，最后UTTAS選擇了鈦合金大梁。

盡管CH-54B旋翼具有最大值為0.73的Q值，但當(dāng)時(shí)采用的是六片槳葉。當(dāng)CH-54B槳葉在特定的4槳葉旋翼槳轂上進(jìn)行測(cè)試時(shí)，模擬UTTAS旋翼，其他因素不變，Q值下降到0.71。這遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于UTTAS的預(yù)定值。Q值這一令人震驚的下降是因?yàn)闃~減少造成的槳尖尾流不均或是4片槳葉每個(gè)槳尖之間的圓周距離比6槳葉旋翼的大。槳尖之間的距離增大使得槳尖處于前一片槳葉所產(chǎn)生的旋渦中的不同位置上。雖然要達(dá)到UTTAS旋翼既定的0.75的目標(biāo)Q值是個(gè)高難度的挑戰(zhàn)，但設(shè)計(jì)人員最終還是通過(guò)良好的工程研制使其得以實(shí)現(xiàn)。

西科斯基公司分配到UTTAS項(xiàng)目組的一位空氣動(dòng)力學(xué)家唐納德·杰普森“對(duì)改進(jìn)旋翼空氣動(dòng)力效率有著異乎尋常的熱情”。杰普森和來(lái)自聯(lián)合飛機(jī)研究實(shí)驗(yàn)室的杰克·蘭德格雷伯一起集中所有精力了解渦流運(yùn)轉(zhuǎn)的性能效果，找到能夠在前一片槳葉的槳尖渦流區(qū)域內(nèi)有效工作的最佳槳尖幾何形狀。他采用全尺寸CH-53槳葉在旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)臺(tái)上多次進(jìn)行試驗(yàn)，用3槳葉、4槳葉、5槳葉、6槳葉旋翼對(duì)各種不同的槳尖設(shè)計(jì)進(jìn)行評(píng)估。

通過(guò)試驗(yàn)，他發(fā)現(xiàn)可在槳尖區(qū)域形成一種獨(dú)特的扭轉(zhuǎn)形狀，使槳葉迎角可以在90%的葉展范圍內(nèi)改變或下彎。UTTAS槳葉選擇了這種由槳尖扭轉(zhuǎn)構(gòu)造和-18度的內(nèi)側(cè)線性扭轉(zhuǎn)形成的-16.4度的等量線性扭轉(zhuǎn)。從圖中可以看出，葉展外側(cè)4%上的扭轉(zhuǎn)事實(shí)上都是朝相反的方向，且減小了幾度等量的線性扭轉(zhuǎn)。

杰普森研制這種獨(dú)特的UTTAS槳葉形狀被稱(chēng)做“貝塔”槳尖，其推理是由于槳尖經(jīng)過(guò)前一個(gè)槳葉槳尖渦流軌跡的外側(cè)而提高懸停性能。渦流干擾的有害作用也能降低，槳尖部分的升力得以增加。在前飛過(guò)程中，反向扭轉(zhuǎn)會(huì)減小前行槳葉的槳尖負(fù)載荷，從而再度提高前飛效率。幾年后，利用先進(jìn)計(jì)算機(jī)編碼證實(shí)了杰普森理論。高扭轉(zhuǎn)和貝塔槳尖扭轉(zhuǎn)構(gòu)造為接近0.75的Q值做出了極大貢獻(xiàn)，但0.75的目標(biāo)還是沒(méi)有實(shí)現(xiàn)。最后是利用另外兩個(gè)空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)特點(diǎn)促成了這一目標(biāo)，這兩大設(shè)計(jì)特點(diǎn)是：彎曲翼型設(shè)計(jì)和后掠槳尖。

UTTAS旋翼槳葉全展長(zhǎng)首次選用的翼型是由西科斯基公司設(shè)計(jì)的彎曲翼型SC-1095，目的是為了提高在各種使用條件下的性能。它從兩個(gè)方面提高了懸停性能：一是因最大升力系數(shù)較高，產(chǎn)生升力較大；其次因其負(fù)俯仰力矩，增加了槳葉固有的負(fù)扭轉(zhuǎn)。除上述固有扭轉(zhuǎn)外還額外增加了大概1.5度的扭轉(zhuǎn)，這就使Q值進(jìn)一步得到提高。西科斯基公司首先將該翼型應(yīng)用于CH-53D“改進(jìn)型旋翼槳葉”（IRB）項(xiàng)目上。在IRB項(xiàng)目中，西科斯基研發(fā)出了生產(chǎn)鈦合金大梁所需的制造技術(shù)。CH-53D裝備了“改進(jìn)型旋翼槳葉”，所有飛行狀態(tài)下的性能都得到了重大提升，包括機(jī)動(dòng)飛行，這使這種新型翼型成為UTTAS槳葉的必然選擇。此外，新型槳葉翼型的旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)臺(tái)和飛行測(cè)試也非常及時(shí)，因?yàn)椤案倪M(jìn)型旋翼槳葉”的首飛是在1971 年9月，正好是在陸軍發(fā)布招標(biāo)書(shū)的前4個(gè)月。

西科斯基公司利用槳葉葉展外側(cè)5%段后掠20度再次提高Q值。后掠槳尖的特點(diǎn)來(lái)源于“黑鷹”同名試驗(yàn)型直升機(jī)，這一試驗(yàn)型直升機(jī)也是在UTTAS項(xiàng)目進(jìn)程中開(kāi)始飛行測(cè)試的。

這種試驗(yàn)型直升機(jī)被命名為S-67型，是使用公司S-61的動(dòng)力部件制造的一種武裝攻擊直升機(jī)的原型機(jī)。原型機(jī)原計(jì)劃用做備選，以替換1969年下馬的洛克希德公司AH-56“夏安”攻擊直升機(jī)項(xiàng)目。S-67的設(shè)計(jì)速度為180節(jié)，使用S-61現(xiàn)有的旋翼，利用短翼分擔(dān)旋翼部分載荷。這一高性能直升機(jī)的設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)由阿里斯蒂德斯·艾伯特帶領(lǐng)，他是西科斯基公司一位最具競(jìng)爭(zhēng)實(shí)力的設(shè)計(jì)者，整個(gè)項(xiàng)目則由肯尼斯·E.霍西負(fù)責(zé)（他后來(lái)成為UTTAS項(xiàng)目經(jīng)理）。原型機(jī)只制造了一架，從批準(zhǔn)之日起，設(shè)計(jì)、制造到飛行只用了一年時(shí)間。西科斯基公司將S-67命名為“黑鷹”（Blackhawk），碰巧，幾年后，陸軍將UTTAS也命名為“黑鷹”（Black Hawk）。而事實(shí)上，這一新型號(hào)的確在槳葉槳尖的幾何形狀上與早期的“黑鷹”有著繼承關(guān)系。

考慮到前行槳葉馬赫數(shù)較高造成的不利影響，S-67安裝了后掠槳尖。槳尖后掠20度是為了避免出現(xiàn)分諧波振動(dòng)軌跡（SMOT）現(xiàn)象，即槳尖在高馬赫數(shù)時(shí)槳葉軌跡產(chǎn)生偏離的現(xiàn)象。后掠槳尖在S-67上起到了預(yù)期作用，此外它對(duì)UTTAS旋翼設(shè)計(jì)也具有重要意義。槳尖所產(chǎn)生的噪聲降低了，且更重要的是槳尖產(chǎn)生的力生成繞槳葉彈性軸的力矩。由于后掠角造成載荷的偏移，這些力矩使槳葉扭轉(zhuǎn)發(fā)生變化。UTTAS槳葉的這種扭轉(zhuǎn)變化在懸停狀態(tài)達(dá)到了約-1度，使Q值得到進(jìn)一步提高。

高扭轉(zhuǎn)對(duì)于懸停飛行狀態(tài)的好處得到了公認(rèn)。但在鈦合金翼梁生產(chǎn)出來(lái)之前，必須對(duì)巡航飛行下的高扭轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)方面的問(wèn)題（包括振動(dòng)應(yīng)力水平和氣動(dòng)彈性特性）進(jìn)行調(diào)整。

由于鋁合金大梁的疲勞強(qiáng)度或更精確地說(shuō)是容許應(yīng)變特性的原因，前飛過(guò)程中高扭轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的較高的振動(dòng)應(yīng)力限制了可在鋁合金大梁上利用的扭轉(zhuǎn)量。至于UTTAS槳葉，高扭轉(zhuǎn)和高速飛行過(guò)程中所產(chǎn)生的高應(yīng)力問(wèn)題則因鈦合金材料的使用不復(fù)存在。鈦合金的振動(dòng)容許應(yīng)變特性比鋁要高一倍，這樣就可以允許在整個(gè)飛行包線內(nèi)使用高扭轉(zhuǎn)而不會(huì)造成任何疲勞損壞?！昂邡棥睒~在飛行了2000萬(wàn)槳葉航時(shí)后仍未出現(xiàn)任何疲勞裂紋問(wèn)題，這充分證明了鈦合金是當(dāng)時(shí)用作大梁材料的最佳選擇。

UTTAS槳葉通過(guò)幾個(gè)設(shè)計(jì)特點(diǎn)在爭(zhēng)取懸停性能最大化的同時(shí)實(shí)現(xiàn)了在前飛中控制旋翼特性。鈦合金大梁大大提高了容許應(yīng)變量，可適應(yīng)前飛過(guò)程中高扭轉(zhuǎn)所造成的較大應(yīng)力。有關(guān)大梁材料選擇有兩個(gè)重要問(wèn)題。第一是扭轉(zhuǎn)和速度對(duì)振動(dòng)平面彎曲應(yīng)力的影響以及對(duì)高應(yīng)變材料的要求。

從容許應(yīng)變的角度來(lái)看，鈦、石墨和玻璃纖維都被認(rèn)為是很好的備選材料。試驗(yàn)表明鋁可以通過(guò)高扭轉(zhuǎn)獲得高Q值，或者通過(guò)低扭轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)高速度。而鈦則能夠同時(shí)滿足這兩個(gè)要求。由于平面應(yīng)變約減少20%，較薄的SC-1095翼型使結(jié)構(gòu)裕量得到進(jìn)一步增加。

除了提供較高的容許應(yīng)變外，鈦還提供了更大的大梁扭轉(zhuǎn)剛度，這非常重要。由于旋翼槳葉是高展弦比結(jié)構(gòu)，受到由離心作用引起的扭轉(zhuǎn)剛度較小，施加的扭轉(zhuǎn)力矩如果控制不當(dāng)將導(dǎo)致扭轉(zhuǎn)響應(yīng)較大，造成振動(dòng)甚至是不穩(wěn)定。UTTAS鈦合金密封管大梁的高扭轉(zhuǎn)剛度可防止出現(xiàn)這種不穩(wěn)定狀態(tài)。另外后掠槳尖在控制扭轉(zhuǎn)響應(yīng)和穩(wěn)定前行方面非常有效。UTTAS首飛時(shí)的翼型從槳根到槳尖都是SC-1095。飛行測(cè)試項(xiàng)目初期，外側(cè)翼型被改成SC-1094 R8。

“黑鷹”20度后掠槳尖源于西科斯基公司S-67“黑鷹”原型機(jī)。由于和槳葉扭轉(zhuǎn)彈性軸相關(guān)的槳尖空氣動(dòng)力載荷的作用，使得這一槳尖形狀可在懸停和巡航飛行過(guò)程中按增加效率的方向自動(dòng)改變槳葉扭轉(zhuǎn)

鈦合金大梁的基本原理和難點(diǎn)

20世紀(jì)50年代末，西科斯基公司就開(kāi)始使用鈦?zhàn)鳛樾砗椭鳒p速器的部件材料，這主要?dú)w功于當(dāng)時(shí)主管工程的副總裁哈里·T. 詹森。后來(lái)，美國(guó)直升機(jī)學(xué)會(huì)可靠性獎(jiǎng)以詹森的名義命名，以表彰其在建立安全壽命和破損安全設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)方面所做出的貢獻(xiàn)。

詹森早就認(rèn)為鈦的特性非常適用于直升機(jī)旋翼和主減速器部件的振動(dòng)載荷環(huán)境。他為了解鈦的疲勞強(qiáng)度進(jìn)行了開(kāi)拓性研究，建立了數(shù)據(jù)庫(kù)，實(shí)現(xiàn)了以高置信度從典型的鋼部件向鈦部件轉(zhuǎn)換。鈦極大地提高了疲勞壽命，減輕了零件重量，消除了腐蝕性，而這些通常都是造成鋼和鋁部件產(chǎn)生疲勞斷裂的原因。

10年后，即20世紀(jì)60年代末，鈦的屬性被進(jìn)一步應(yīng)用到大梁上。西科斯基公司首次嘗試將鈦合金大梁用于前行槳葉概念（ABC）試驗(yàn)型共軸旋翼直升機(jī)上。緊隨前行槳葉概念之后，也就是在UTTAS項(xiàng)目即將啟動(dòng)之前，隨海軍陸戰(zhàn)隊(duì)運(yùn)輸直升機(jī)CH-53D改進(jìn)型旋翼槳葉的研發(fā)，鈦應(yīng)用于大梁的技術(shù)迅速成熟起來(lái)。

在鈦的眾多特性當(dāng)中，與鉸接式旋翼的大梁關(guān)系最密切的是鈦的較高容許疲勞應(yīng)變。這種特性的好處隨設(shè)計(jì)巡航速度的增加而越加明顯，鈦較高的容許疲勞應(yīng)變比我們更熟悉的容許疲勞應(yīng)變更適用。相對(duì)其他特性，容許疲勞應(yīng)變是更為重要的結(jié)構(gòu)特性，這與產(chǎn)生槳葉振動(dòng)應(yīng)力的機(jī)制有關(guān)。前文曾提到過(guò)：

槳葉關(guān)鍵部位的振動(dòng)曲率半徑在平面方向?qū)Υ罅旱膹澢鷦偠群懿幻舾?。因此，所有條件相同的情況下，鉸接式旋翼槳葉是一個(gè)恒定的振動(dòng)應(yīng)變系統(tǒng)。這主要因?yàn)樵诖_定槳葉彎曲運(yùn)動(dòng)中離心剛度起主導(dǎo)作用。

顯而易見(jiàn)，有高容許應(yīng)變的材料是大梁的首選材料。鈦的容許疲勞應(yīng)變是西科斯基公司早前的旋翼槳葉所采用的6061鋁的兩倍。這一特點(diǎn)加上它的高強(qiáng)度重量比和抗腐蝕性，使得西科斯基公司決定克服困難制造鈦合金大梁槳葉。制造鈦合金大梁的困難在于不但要制造一定數(shù)量用于試驗(yàn)的槳葉，而且還要研發(fā)批量生產(chǎn)的工藝，同時(shí)要重點(diǎn)控制工藝的可變性。

西科斯基公司在S-69高速前行槳葉共軸旋翼概念中首次采用鈦合金槳葉大梁。大梁是由很長(zhǎng)一整塊鈦擠壓件通過(guò)機(jī)械加工而成，對(duì)于試驗(yàn)型槳葉來(lái)說(shuō)尚可接受，但要進(jìn)行量產(chǎn)，造價(jià)就太昂貴了

站在首片完成的IRB槳葉旁的是貝爾·保羅（左），他說(shuō)服西科斯基公司和海軍管理層相信這項(xiàng)新技術(shù)具有潛在利益；鮑勃·津科（中）成功指導(dǎo)了該項(xiàng)設(shè)計(jì)活動(dòng)；萊斯·巴勒斯（右）指揮研制出適于制造鈦合金大梁的加工工藝。這三位工程師因在研制鈦合金/復(fù)合材料旋翼槳葉方面所做的杰出貢獻(xiàn)獲得了由聯(lián)合飛機(jī)集團(tuán)公司授予的喬治·米德金質(zhì)獎(jiǎng)?wù)?/p>

鈦合金大梁的制造技術(shù)

鈦合金大梁旋翼槳葉極其重要，但要想實(shí)現(xiàn)性能和結(jié)構(gòu)完整性的優(yōu)勢(shì)，必須在制造技術(shù)上取得重大進(jìn)步，而且先進(jìn)設(shè)計(jì)革新也同樣需要先進(jìn)的工藝和制造方案。要以現(xiàn)有方法制造質(zhì)量高、費(fèi)用合理的鈦合金大梁，必須研制新工藝，以便能大規(guī)模生產(chǎn)。

到20世紀(jì)70年代初，上述工藝最終由西科斯基公司開(kāi)發(fā)出來(lái)，并被應(yīng)用于制造西科斯基公司S-65、S-70和S-76型直升機(jī)的鈦合金旋翼槳葉。這些型號(hào)全部采用相同的基本工藝，共計(jì)制造了20000多片鈦合金槳葉。

對(duì)鈦合金大梁制造方法的研究是從1965年西科斯基公司設(shè)計(jì)前行槳葉概念共軸旋翼開(kāi)始的。這一概念的理念就是通過(guò)使每副旋翼的前行槳葉分擔(dān)更大的升力分量來(lái)延緩后行槳葉失速的限制，從而實(shí)現(xiàn)提速。這就要求一副旋翼的彎矩需通過(guò)另一個(gè)旋翼的彎矩來(lái)平衡，也就意味著需采用更像螺旋槳一樣的剛性旋翼而不是直升機(jī)旋翼。另外還需縮短兩旋翼間隔距離以降低阻力；因此，槳葉在平面方向的剛度必須很大。要在保證重量合理的情況下實(shí)現(xiàn)兩副反轉(zhuǎn)旋翼之間的近距離，只有鈦的強(qiáng)度和模量都合適，因此鈦是最佳的材料。作為一種全新的概念，前行槳葉概念直升機(jī)還存在許多技術(shù)難點(diǎn)，其中一個(gè)重要問(wèn)題就是制造鈦合金槳葉。

第一架前行槳葉概念試驗(yàn)機(jī)XH-59由西科斯基公司與美國(guó)幾家政府機(jī)構(gòu)共同出資研制。1970年在艾姆斯研究中心風(fēng)洞進(jìn)行了旋翼性能測(cè)試，1973年首飛。

XH-59試驗(yàn)機(jī)直徑為12.2米的共軸旋翼槳葉是由5.18米長(zhǎng)的6AL-4V鈦擠壓件機(jī)械加工而成，里外都經(jīng)機(jī)械加工，形成錐形的直徑和錐形壁厚的管。大梁管在熱成形陶瓷模中經(jīng)加熱處理成橢圓形。最終制造出來(lái)的大梁翼型十分精密，扭轉(zhuǎn)分布也非常準(zhǔn)確，但機(jī)械加工的費(fèi)用昂貴，鈦的使用也非常浪費(fèi)。這種熱成形操作非常成功，其后所有鈦合金大梁的制造都采用了這種方式。因此，尋找廉價(jià)的方法來(lái)制造預(yù)成形鈦件，以便于對(duì)其進(jìn)行熱成形處理就成了接下來(lái)的目標(biāo)。

用以實(shí)現(xiàn)這個(gè)目標(biāo)的制造技術(shù)是在R&D項(xiàng)目期間為研發(fā)CH-53D的新型高性能改進(jìn)型旋翼槳葉而研制出來(lái)的。改進(jìn)型旋翼的性能目標(biāo)包括將CH-53D運(yùn)載能力提升到1588千克有效載荷，在總重量為17237千克的情況下，巡航速度達(dá)到180節(jié)，且不出現(xiàn)槳葉的疲勞損壞。選擇鈦?zhàn)鳛榇罅翰牧系睦碛缮衔囊烟岬健?970年5月，西科斯基公司的管理層在得到海軍支持前，撥出R&D資金開(kāi)始研制CH-53D直徑為21.95米的旋翼。1971年9月，差不多就是在陸軍授權(quán)制造UTTAS原型機(jī)項(xiàng)目的前一年，改進(jìn)型旋翼槳葉（IRB）鈦合金槳葉首飛。飛行評(píng)估結(jié)果表明，IRB槳葉空氣動(dòng)力和結(jié)構(gòu)性能都比預(yù)期的還要好，在最大功率、總重量達(dá)到 19051千克時(shí)，大梁應(yīng)力仍在鈦的疲勞極限內(nèi)。IRB這一突出的性能證明了其空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)特點(diǎn)和鈦的使用以及制造槳葉的加工工藝方式可行。結(jié)果，從IRB項(xiàng)目中得到的數(shù)據(jù)非常及時(shí)地向陸軍證明了西科斯基公司的UTTAS設(shè)計(jì)特點(diǎn)和材料選擇的正確性。IRB項(xiàng)目的成功主要?dú)w功于3位西科斯基公司的工程師——貝爾·保羅、鮑勃·津科、萊斯·巴勒斯，他們的成就得到了聯(lián)合飛機(jī)集團(tuán)公司的表彰。

改進(jìn)型旋翼槳葉（IRB）項(xiàng)目盡管從名稱(chēng)來(lái)看很低調(diào)，但無(wú)論是在驗(yàn)證空氣動(dòng)力學(xué)革新所帶來(lái)的好處，還是在研發(fā)和驗(yàn)證合格的制造工藝上都無(wú)疑是一次巨大的成功。CH-53D旋翼的槳葉要求鈦合金大梁達(dá)到10.08米長(zhǎng)，難點(diǎn)就在于要找到一種經(jīng)濟(jì)的方法來(lái)制造出這一長(zhǎng)度并可隨時(shí)將其熱處理成所需形狀和扭轉(zhuǎn)的預(yù)成形件。最初是將每個(gè)重2449千克的擠壓件機(jī)械加工成91千克，制造出8片原型機(jī)槳葉。與此同時(shí)，繼續(xù)研究合理的加工工藝。在研制出適當(dāng)?shù)臒嶙冃渭庸すに嚾〉脻M意的晶粒微觀結(jié)構(gòu)后，這些大梁的擠壓件也就得以成功地被擠壓成10.08米長(zhǎng)。盡管尚未考慮過(guò)量產(chǎn)這種槳葉，但由于幾項(xiàng)制造工藝還處于探索中，因此這些擠壓件對(duì)于快速制造試驗(yàn)槳葉來(lái)說(shuō)非常必要。

當(dāng)時(shí)曾嘗試了三種方法來(lái)制造這種空心長(zhǎng)鈦管，第一種通過(guò)滾壓工藝來(lái)軋制冷管并未獲得成功，這是因?yàn)樵诔跏紳L壓過(guò)程中會(huì)造成表面撕裂。第二種熱管軋制的情況要稍好一些，但仍未能消除表面的一些皺皮和撕裂。第三種方法獲得了成功，西科斯基公司所制造的所有鈦合金大梁最終都采用了這種加工方法。這種加工工藝首先是使用12.19米長(zhǎng)2000噸重的液壓機(jī)冷成形退火鈦薄板。

冷成形分階段進(jìn)行，最終形成一個(gè)開(kāi)口管可隨時(shí)進(jìn)行等離子電弧焊。

這個(gè)C形斷面管沿整個(gè)管長(zhǎng)在一個(gè)制造密封管的焊道里夾緊并進(jìn)行電弧焊。左側(cè)第3張圖為在受控大氣下準(zhǔn)備進(jìn)行焊接的絞盤(pán)焊接機(jī)和開(kāi)口管。

焊接好的管在加熱陶瓷合模中再經(jīng)高溫蠕變處理成橢圓形，在這一過(guò)程中形成高扭轉(zhuǎn)。左側(cè)第4張圖為嵌入焊接管的陶瓷模腔和布置在低應(yīng)力區(qū)的焊接線的近景特寫(xiě)。在膠合蒙皮組件之前，要對(duì)大梁進(jìn)行噴丸處理并通過(guò)皮卡汀尼工藝對(duì)表面進(jìn)行預(yù)處理。

在對(duì)鈦合金大梁制造加工工藝修改完善后，西科斯基公司采用這種工藝制造了S-70、CH-53D/E、S-76各型號(hào)數(shù)以千計(jì)的旋翼槳葉。

“黑鷹”旋翼槳葉的空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)特點(diǎn)是能夠滿足陸軍性能要求的關(guān)鍵，而其鈦合金大梁則為這些特點(diǎn)提供了結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)。在超過(guò)25年包括戰(zhàn)斗行動(dòng)在內(nèi)的服役期內(nèi)，槳葉飛行時(shí)數(shù)累積達(dá)到2000多萬(wàn)小時(shí)，鈦合金材料槳葉滿足了性能、疲勞壽命以及彈傷容限方面的各種要求。

西科斯基公司用2000噸的液壓機(jī)將鈦薄板冷成形為開(kāi)口管

四個(gè)連續(xù)步驟將鈦合金板冷加工成圖最上面的開(kāi)口管，隨時(shí)可準(zhǔn)備焊接成閉合形狀

冷成形的開(kāi)口管在惰性氣體中進(jìn)行電弧焊

這是在裝填焊接管之前的加熱陶瓷模。加熱陶瓷模將圓形鈦合金大梁管熱加工成翼型形狀同時(shí)形成扭轉(zhuǎn)。內(nèi)部氣壓使大梁在加熱條件下不至塌皺

彈性旋翼槳轂

一般認(rèn)為早期旋翼系統(tǒng)較復(fù)雜、可靠性差、維修率高且極易在戰(zhàn)斗中受損，總體來(lái)說(shuō)這種觀點(diǎn)是正確的。早期大型多槳葉直升機(jī)所特有的那種全鉸接式旋翼需要經(jīng)常維護(hù)，翻修間隔時(shí)間短。旋翼通常是直升機(jī)主要的維修負(fù)擔(dān)，所有旋翼的重大維修都不可避免地必須在后方維修基地進(jìn)行。但彈性軸承技術(shù)在UTTAS旋翼槳轂的設(shè)計(jì)上所取得的突破改變了這種狀況。這種設(shè)計(jì)不僅滿足了低維修量和高可靠性要求，而且還獲得了非常高的彈傷生存力和空中運(yùn)輸所需的緊湊性，且所有軸承和零部件都可以進(jìn)行機(jī)上更換，不再需要進(jìn)廠翻修。

西科斯基公司在選擇UTTAS旋翼設(shè)計(jì)方案時(shí)，還考慮到了競(jìng)爭(zhēng)對(duì)手可能提出的旋翼設(shè)計(jì)方法。公司估計(jì)波音·伏托爾公司的旋翼設(shè)計(jì)很可能會(huì)以德國(guó)MBB公司新近為BO-105直升機(jī)研制的剛性旋翼方案為基礎(chǔ)。它強(qiáng)調(diào)了BO-105旋翼系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)，即高操縱功效和簡(jiǎn)潔性。剛性旋翼表面看上去似乎是絕好的候選，能夠滿足陸軍最關(guān)鍵性的要求。剛性旋翼所固有的高操縱功效非常適合機(jī)動(dòng)要求，而其緊湊性也有助于全面解決空中運(yùn)輸問(wèn)題。另外，剛性旋翼使軸承不再需要潤(rùn)滑，這就為UTTAS提供了重要的維修優(yōu)勢(shì)。

盡管剛性旋翼方案表面上看來(lái)似乎很有吸引力，西科斯基公司卻認(rèn)為剛性旋翼從氣動(dòng)彈性和結(jié)構(gòu)角度來(lái)講在當(dāng)時(shí)還沒(méi)有足夠的理論支撐。同時(shí)，西科斯基公司正與聯(lián)合飛機(jī)研究實(shí)驗(yàn)室共同研制UTTAS無(wú)軸承“十字交叉梁”尾槳。在研制“十字交叉梁”尾槳過(guò)程中，對(duì)無(wú)軸承旋翼的氣動(dòng)彈性的穩(wěn)定性和最佳材料的選取已研究透徹。但公司認(rèn)為，對(duì)于UTTAS項(xiàng)目，將所取得的這種認(rèn)識(shí)推廣到對(duì)槳葉運(yùn)動(dòng)要求高很多、對(duì)飛行器振動(dòng)影響很大的旋翼上風(fēng)險(xiǎn)還是很大。

西科斯基公司選擇UTTAS旋翼設(shè)計(jì)方案的一個(gè)最重要因素是尺寸大小合適的彈性軸承技術(shù)出現(xiàn)了。這種技術(shù)有希望徹底解決一直以來(lái)由傳統(tǒng)軸承的潤(rùn)滑所造成的鉸接旋翼維修問(wèn)題，同時(shí)能在一定程度上使設(shè)計(jì)更具靈活性。這是早期使用金屬防磨軸承提供槳葉揮舞、擺振和變距自由度的鉸接旋翼所無(wú)法實(shí)現(xiàn)的。

彈性軸承技術(shù)的這一突破來(lái)自于美國(guó)海軍資助的項(xiàng)目，目的是對(duì)應(yīng)用到直升機(jī)旋翼上的彈性軸承進(jìn)行大規(guī)模驗(yàn)證。這個(gè)項(xiàng)目的成功明顯為UTTAS的旋翼設(shè)計(jì)提出了令人矚目的新型設(shè)計(jì)方案。1970年，僅在陸軍發(fā)布UTTAS項(xiàng)目招標(biāo)書(shū)的前兩年，海軍和西科斯基公司就開(kāi)始為海軍陸戰(zhàn)隊(duì)CH-53D直升機(jī)研制一項(xiàng)新型全鉸接旋翼轂。這種新型旋翼轂以彈性軸承為基礎(chǔ)，取代該直升機(jī)當(dāng)時(shí)所采用的減磨軸承。

海軍這個(gè)項(xiàng)目的目標(biāo)是在提高可靠性的同時(shí)大大減少CH-53D旋翼的維修量，不需要任何潤(rùn)滑，以便徹底解決使用潤(rùn)滑油來(lái)潤(rùn)滑的軸承所固有的潤(rùn)滑油經(jīng)常泄漏的問(wèn)題。彈性旋翼經(jīng)過(guò)廣泛的試驗(yàn)臺(tái)測(cè)試和轉(zhuǎn)塔試驗(yàn)后，于1972年初在CH-53D上進(jìn)行首飛，幾乎正好是在工業(yè)界準(zhǔn)備UTTAS提案的時(shí)候。

彈性軸承的設(shè)計(jì)非常成功，考慮了對(duì)CH-53D的37648千克力離心力作用的處理。西科斯基公司決定將這項(xiàng)技術(shù)應(yīng)用到UTTAS上，其離心力為31751千克力，正好在驗(yàn)證值范圍內(nèi)。

為滿足陸軍對(duì)UTTAS機(jī)動(dòng)性的要求，將旋翼的有效揮舞鉸偏離旋轉(zhuǎn)中心線38厘米，偏移量相當(dāng)于旋翼半徑的4.7%，用以產(chǎn)生達(dá)到直升機(jī)機(jī)動(dòng)速率所需的操縱功效。改進(jìn)所獲得的機(jī)動(dòng)能力滿足了所有要求，且據(jù)飛行員反映其所提供的俯仰和滾轉(zhuǎn)靈活度非常令人滿意。

在選擇了彈性軸承方法后，西科斯基公司把旋翼槳轂的設(shè)計(jì)工作重點(diǎn)集中到了在可靠性、維修性和彈傷容限方面取得更具實(shí)質(zhì)性的改進(jìn)上。根據(jù)空中運(yùn)輸降低旋翼高度的要求，公司對(duì)幾個(gè)軸承的安裝位置進(jìn)行了研究，以便旋翼槳轂?zāi)軌虮M可能緊湊。除此之外還進(jìn)而對(duì)彈性軸承的使用進(jìn)行了創(chuàng)新，使得旋翼槳轂更像是螺旋槳槳轂。

CH-53D的彈性軸承旋翼中，單球面軸承提供所有槳葉運(yùn)動(dòng)，包括槳距變化、揮舞和擺振運(yùn)動(dòng)。槳距變化要求軸承的扭轉(zhuǎn)變形最大，但是在UTTAS旋翼中，變距運(yùn)動(dòng)被兩個(gè)彈性軸承（一個(gè)是球形，一個(gè)是圓柱形）分?jǐn)偝惺堋Ｇ蛐屋S承提供所有的槳葉揮舞和擺振運(yùn)動(dòng)，而球形軸承和圓柱形軸承加在一起就像兩個(gè)串聯(lián)的扭轉(zhuǎn)彈簧提供所有的變距運(yùn)動(dòng)。

這種軸承構(gòu)造非常獨(dú)特。這種軸承為減小球形軸承的尺寸而排列，這樣兩個(gè)軸承就可以都安裝在一個(gè)旋翼槳轂里，使旋翼槳轂更加緊湊，在空氣動(dòng)力學(xué)上更凈形。右下圖為“黑鷹”旋翼的主要部件，其狀態(tài)與安裝在直升機(jī)上一樣。

這樣設(shè)計(jì)還有利于防止軸承遭受彈擊損傷，后來(lái)通過(guò)實(shí)彈射擊試驗(yàn)還發(fā)現(xiàn)其對(duì)23毫米穿甲燃燒彈（API）的穿透承受能力也非常高。這種獨(dú)特的設(shè)計(jì)表明彈性軸承概念使設(shè)計(jì)者在設(shè)計(jì)旋翼時(shí)有相當(dāng)大的自由度，能夠滿足較傳統(tǒng)直升機(jī)更多的設(shè)計(jì)要求。

對(duì)于UTTAS彈性軸承旋翼的發(fā)展歷程，羅伯特·雷比基進(jìn)行了描述。他敘述了研制過(guò)程中未預(yù)料到的技術(shù)和制造問(wèn)題。我們知道隔離橡膠疊層的薄金屬片無(wú)論是在設(shè)計(jì)還是材料方面都對(duì)軸承的壽命有著相當(dāng)重要的影響。因?yàn)楸∑脑O(shè)計(jì)不僅影響薄片的應(yīng)力，還會(huì)影響彈性材料的應(yīng)力。西科斯基公司使用槳轂和軸承測(cè)試裝置讓整個(gè)旋翼組件承受一系列遠(yuǎn)大于實(shí)際飛行可能經(jīng)受的外力和運(yùn)動(dòng)時(shí)，軸承出現(xiàn)了嚴(yán)重?fù)p壞，于是上述問(wèn)題首次暴露。在使用這個(gè)裝置進(jìn)行測(cè)試的過(guò)程中，其中一個(gè)球形彈性軸承因薄片出現(xiàn)疲勞斷裂而完全毀壞，幸運(yùn)的是這發(fā)生在UTTAS原型機(jī)進(jìn)行首飛之前。這次故障非常嚴(yán)重，差點(diǎn)威脅到西科斯基公司的UTTAS項(xiàng)目，因?yàn)楣緦⑷肯Ｍ純A注到了彈性旋翼上。通過(guò)良好的工程手段，最終查出故障是因在這個(gè)裝置中模擬槳葉揮舞時(shí)振幅過(guò)高造成的，揮舞產(chǎn)生的薄片振動(dòng)彎曲應(yīng)力比最初使用的不銹鋼合金能承受的彎曲應(yīng)力要大很多。首飛時(shí)，采用疲勞強(qiáng)度更大的合金替代便徹底解決了這一問(wèn)題。

UTTAS緊湊的螺旋槳形旋翼槳轂及內(nèi)置彈性軸承。鈦合金槳轂為彈性元件提供彈傷和環(huán)境保護(hù)

UTTAS槳轂錠子形組件，最左邊為適應(yīng)變距運(yùn)動(dòng)的黑色圓柱形軸承，再靠右是適應(yīng)揮舞、擺振運(yùn)動(dòng)和變距運(yùn)動(dòng)的球形軸承

“黑鷹”旋翼槳轂的主要外部元件

獨(dú)特的載荷條件也對(duì)彈性軸承的壽命影響很大，如靜態(tài)地面條件。直升機(jī)停在飛行場(chǎng)地時(shí)，由于作用于軸承非承載邊的流體靜張力，靜態(tài)下垂止動(dòng)器載荷可使彈性體產(chǎn)生分離。同樣，在軸承設(shè)計(jì)過(guò)程中還必須考慮到像SH-60“海鷹”槳葉自動(dòng)折疊時(shí)的不對(duì)稱(chēng)載荷。另外還發(fā)現(xiàn)，載荷的地面條件，如槳葉起動(dòng)停車(chē)載荷、起停的離心載荷、下垂止動(dòng)器載荷都比早期預(yù)計(jì)重要得多。彈性軸承在直升機(jī)上的應(yīng)用大大改進(jìn)了旋翼槳轂的所有屬性，尤其是在可靠性和維修性上，這兩個(gè)方面最需要改進(jìn)。事實(shí)上，橡膠軸承不需要任何形式的潤(rùn)滑，正好適合旋翼槳葉鉸接這樣的小振幅擺動(dòng)，這樣就使得彈性軸承非常適用于直升機(jī)。這樣不但幾乎不再需要進(jìn)行維修，而且連更換彈性軸承都可以使用普通工具在野戰(zhàn)場(chǎng)地進(jìn)行。以往的潤(rùn)滑軸承旋翼更換故障軸承的唯一辦法就是將整個(gè)旋翼卸下來(lái)運(yùn)回修理廠進(jìn)行徹底拆卸和翻修。但對(duì)“黑鷹”旋翼來(lái)說(shuō)，簡(jiǎn)單故障或彈擊損傷的軸承可以在野戰(zhàn)場(chǎng)地進(jìn)行機(jī)上更換。這樣就通過(guò)減少所需的備用旋翼配件降低了保障費(fèi)用，進(jìn)一步提高了飛行器的可用性。

正確對(duì)待彈性軸承技術(shù)給直升機(jī)的可靠性和維修帶來(lái)的重大好處，有助于了解以往金屬軸承技術(shù)的故障模式和對(duì)潤(rùn)滑的依賴(lài)性。多槳葉鉸接旋翼通常使用傳統(tǒng)的防磨軸承提供槳葉揮舞、擺振和變距運(yùn)動(dòng)。這些軸承是用于連續(xù)旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的，不太適用于以小振幅擺動(dòng)運(yùn)動(dòng)為特點(diǎn)的直升機(jī)旋翼槳轂。但在彈性軸承產(chǎn)生之前，沒(méi)有實(shí)用的方案可取代傳統(tǒng)金屬軸承。

滾珠和滾棒式軸承的根本問(wèn)題在于必須以小角度來(lái)回旋轉(zhuǎn)時(shí)的故障模式。在連續(xù)旋轉(zhuǎn)過(guò)程中，其故障模式主要是由表面下振動(dòng)剪力所造成的內(nèi)外滾道開(kāi)裂的疲勞。這一故障模式的軸承壽命的統(tǒng)計(jì)特征很容易理解并可預(yù)測(cè)。但是，在旋翼槳轂上使用時(shí)，主要的故障模式并不是表面疲勞，而是由氧化鐵碎片在滾珠或滾棒到滾道的接觸面上來(lái)回滾磨造成的表面磨損。這種故障模式被稱(chēng)為微振磨損腐蝕，由于造成磨損現(xiàn)象的變量很多，因此沒(méi)有把握對(duì)這種軸承壽命進(jìn)行預(yù)測(cè)。這些變量包括表面壓力、潤(rùn)滑油種類(lèi)、擺動(dòng)運(yùn)動(dòng)的幅度和頻率，以及其他因素。這些金屬軸承的故障特點(diǎn)是滾道凹陷相對(duì)較深，與撞擊磨損相近，經(jīng)常會(huì)引起直升機(jī)振動(dòng)，以及飛行操控不平穩(wěn)。這些影響再加上延長(zhǎng)軸承壽命所需的繁重維修都是早期旋翼系統(tǒng)的致命弱點(diǎn)。

直到20世紀(jì)60年代，直升機(jī)都使用潤(rùn)滑脂來(lái)潤(rùn)滑旋翼系統(tǒng)軸承，且每天都要加注潤(rùn)滑脂，以便清除摩擦腐蝕所產(chǎn)生的磨損的氧化鐵。西科斯基公司生產(chǎn)的5槳葉H-37（S-56直升機(jī)）的旋翼上裝有30多個(gè)注油嘴，這30多個(gè)注油嘴要求每天都用注油槍加注潤(rùn)滑脂，清除腐蝕碎片。這就意味著不僅要清空原來(lái)的潤(rùn)滑脂，還要繼續(xù)注入新的潤(rùn)滑脂，直到只用了一天的微微泛紅的潤(rùn)滑脂都清空并能看得到新的、干凈的潤(rùn)滑脂為止。這種維修程序勞動(dòng)量非常大。

20世紀(jì)60年代，西科斯基公司開(kāi)始使用潤(rùn)滑油來(lái)潤(rùn)滑槳葉鉸鏈軸承，不再需要每天都加注潤(rùn)滑脂，從而向前邁出了重大一步，但它要求對(duì)密封件進(jìn)行研究，使其具有特殊屬性和防霉屬性以便延長(zhǎng)密封壽命。而密封件和油罐漏油的問(wèn)題從未得到徹底解決，甚至在維修方面所取得的進(jìn)展也不大。最糟糕的是，當(dāng)旋翼槳轂全速旋轉(zhuǎn)漏油時(shí)，附近的設(shè)備和人員會(huì)立刻注意到。金屬防磨軸承技術(shù)在直升機(jī)旋翼上的應(yīng)用似乎已經(jīng)達(dá)到了極限，目前正需要新的方法。

在20世紀(jì)60年代的后期，研制出了使用天然橡膠疊片和金屬薄片制成的彈性軸承，并可應(yīng)用于要求較小角度運(yùn)動(dòng)的操控上，這就為在直升機(jī)旋翼上的應(yīng)用帶來(lái)了希望。在那十年間，所有美國(guó)直升機(jī)大制造商都開(kāi)始進(jìn)行彈性軸承旋翼試驗(yàn)，但西科斯基公司通過(guò)CH-53D項(xiàng)目驗(yàn)證了在該技術(shù)上向前邁出的最重大一步。西科斯基公司聯(lián)合羅德制造公司，通過(guò)大比例樣機(jī)驗(yàn)證了彈性旋翼概念的可行性，且成功將該旋翼投入生產(chǎn)并進(jìn)入機(jī)群作戰(zhàn)服役，將旋翼技術(shù)向前推進(jìn)了一大步。這項(xiàng)新技術(shù)使UTTAS項(xiàng)目及時(shí)受益，并應(yīng)用于所有“黑鷹”改型及西科斯基公司其他型號(hào)上。

“十字交叉梁”無(wú)軸承式尾槳

“黑鷹”的“十字交叉梁”尾槳與以往西科斯基公司的設(shè)計(jì)慣例大相徑庭，體現(xiàn)了先進(jìn)復(fù)合材料的成功應(yīng)用，大大減輕了旋翼重量、降低了復(fù)雜性、減少了維修。交叉梁的命名來(lái)自于使用兩根大梁，每根大梁從一片槳葉槳尖到相對(duì)的一片槳葉槳尖是連通的。兩根大梁以90度角互疊在一起。

這種結(jié)構(gòu)使每片槳葉的離心載荷都被相對(duì)的槳葉反作用掉了，由此也減輕了尾槳槳轂的大載荷。該旋翼概念的主要革新在于利用纖維復(fù)合材料獨(dú)特的結(jié)構(gòu)特性，提供充分的扭轉(zhuǎn)撓性，因而不再需要變距軸承。其設(shè)計(jì)難點(diǎn)在于，在直升機(jī)整個(gè)飛行包線中提供氣動(dòng)彈性穩(wěn)定的尾槳，同時(shí)獲得理想的扭轉(zhuǎn)特性。

在UTTAS展開(kāi)競(jìng)爭(zhēng)之前，西科斯基公司的尾槳采用的是半鉸接式，允許槳葉揮舞和變距運(yùn)動(dòng)，但在擺振平面上比較剛硬。傳統(tǒng)的防磨軸承提供槳葉揮舞和槳葉變距運(yùn)動(dòng)，而且是典型的滾棒和滾珠式軸承。與早期的旋翼相似，所有軸承都要求使用滑油或滑脂來(lái)潤(rùn)滑，由此增加了尾槳的維修負(fù)擔(dān)。但是，“十字交叉梁”尾槳完全不需要軸承，其簡(jiǎn)潔性也達(dá)到了一個(gè)更新的水平，從而大大提高了可靠性，且不再需要維修。同樣，彈傷容限也得到了極大改進(jìn)。西科斯基公司生產(chǎn)的S-61所采用的常規(guī)尾槳尺寸與“黑鷹”的尾槳大小相同，但是要重40%，且部件數(shù)量要多出一倍多。

“十字交叉梁”旋翼概念于20世紀(jì)60年代末源于聯(lián)合飛機(jī)研究實(shí)驗(yàn)室，當(dāng)時(shí)纖維復(fù)合材料的屬性已為人們所了解。初創(chuàng)工作由M.C. 切尼在聯(lián)合飛機(jī)研究實(shí)驗(yàn)室完成，切尼將纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的各向異性屬性應(yīng)用于直升機(jī)旋翼上，構(gòu)成了西科斯基公司“十字交叉梁”尾槳（XBR旋翼）的研發(fā)基礎(chǔ)。比爾·諾倫和雷恩·弗諾蒂在美國(guó)直升機(jī)學(xué)會(huì)（AHS）論文中對(duì)西科斯基公司UTTAS尾槳的研制情況進(jìn)行過(guò)闡述，文章強(qiáng)調(diào)了結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性。

石墨環(huán)氧樹(shù)脂復(fù)合材料在尾槳大梁上的應(yīng)用取得了金屬結(jié)構(gòu)所無(wú)法實(shí)現(xiàn)的特性。石墨纖維的合理定向是優(yōu)化大梁彈性品質(zhì)的關(guān)鍵設(shè)計(jì)手段。盡管最初也考慮過(guò)使用硼纖維來(lái)制造大梁，但最終由于造價(jià)和實(shí)用性而選擇了石墨。公司最初對(duì)石墨疊層的損傷容限性還有些擔(dān)心，但通過(guò)使用稀松布防止大梁在操作中受損使這一問(wèn)題得到了解決。

由于石墨在彎曲和扭轉(zhuǎn)方面的容許疲勞應(yīng)變與密度比都較玻璃纖維的高，且彎曲扭轉(zhuǎn)剛度比也較高，因此最終選擇了石墨而不是玻璃纖維。要將變距操縱載荷保持在最低水平，低扭轉(zhuǎn)剛度是一個(gè)非常重要的參數(shù)。由于這些令人滿意的比率，石墨制成的大梁比用玻璃纖維的大梁重量要輕得多。

除了取得與旋翼相匹配的較高尾槳Q值之外，確保整個(gè)尾槳拉力和飛行速度包線內(nèi)的氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性是主要的設(shè)計(jì)要求。

可以通過(guò)很好地調(diào)整大梁的幾何形狀和纖維定向達(dá)到在槳葉變距角范圍內(nèi)合理布置并隔離槳葉自然頻率。另外，覆蓋大梁的翼型與大梁呈一定角度安裝，也就是說(shuō)，翼型的弦向軸和大梁的弦向軸并不重合。通過(guò)與大梁呈一定角度安裝翼型，取得了在變距范圍內(nèi)的槳葉一階擺振和揮舞彎曲振型之間的最大間距。

為了研發(fā)準(zhǔn)確預(yù)測(cè)在整個(gè)飛行包線內(nèi)穩(wěn)定操作所需的分析技術(shù)，研發(fā)人員做了大量的工作。這些技術(shù)的精確度在UTTAS原型機(jī)首飛前通過(guò)一系列旋翼試驗(yàn)臺(tái)、風(fēng)洞、全尺寸尾槳飛行測(cè)試進(jìn)行了驗(yàn)證?？煽款A(yù)測(cè)“十字交叉梁”旋翼概念的性能和氣動(dòng)彈性特點(diǎn)的分析方法是由聯(lián)合飛機(jī)研究實(shí)驗(yàn)室在美國(guó)國(guó)家航空航天局蘭利研究中心及陸軍的早期支持下研發(fā)出來(lái)的。這項(xiàng)工作包括廣泛的小比例模型測(cè)試，以便有把握進(jìn)行全尺寸穩(wěn)定性測(cè)試。

1973年，西科斯基公司的UTTAS尾槳首次在獨(dú)特的試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行了全尺寸運(yùn)轉(zhuǎn)，通過(guò)進(jìn)動(dòng)旋翼模擬偏航飛行，通過(guò)向旋翼盤(pán)吹風(fēng)模擬側(cè)飛，速度為35節(jié)。在轉(zhuǎn)塔測(cè)試中，通過(guò)模擬槳葉變距拉桿的彈擊切斷，成功驗(yàn)證了旋翼動(dòng)力特性。將炸藥捆在四根拉桿中的一根上，旋翼旋轉(zhuǎn)時(shí)引爆，由此排除操縱系統(tǒng)對(duì)槳葉所有扭轉(zhuǎn)的約束。測(cè)試證明槳葉性能良好，未出現(xiàn)不穩(wěn)定或反應(yīng)過(guò)度的趨勢(shì)。測(cè)試在很多模擬飛行條件下重復(fù)進(jìn)行，確保在整個(gè)飛行包線內(nèi)反應(yīng)穩(wěn)定。

這些測(cè)試之后，安裝了整個(gè)UTTAS尾部組件，包括尾斜梁、尾槳和尾減速器，并于首飛前在聯(lián)合飛機(jī)研究實(shí)驗(yàn)室5.49米低速風(fēng)洞內(nèi)進(jìn)行了大量試驗(yàn)。由于其旋翼、操縱系統(tǒng)和機(jī)身結(jié)構(gòu)都完全代表了UTTAS直升機(jī)，因此被認(rèn)為是終極建模。UTTAS首飛前進(jìn)行的最后一項(xiàng)測(cè)試事實(shí)上是在西科斯基公司S-61直升機(jī)上進(jìn)行的飛行測(cè)試。測(cè)試的結(jié)果進(jìn)一步證明了“十字交叉梁”尾槳的性能和穩(wěn)定性良好，并幫助確定了UTTAS原型機(jī)首飛的安全操作許可。

西科斯基公司重點(diǎn)關(guān)注分析性研發(fā)，加上全尺寸風(fēng)洞和飛行測(cè)試，最終研制出的“十字交叉梁”尾槳成為公司歷史上最穩(wěn)定、性能最優(yōu)異的尾槳?！昂邡棥睌?shù)百萬(wàn)計(jì)的成功航時(shí)證明所有設(shè)計(jì)目標(biāo)都實(shí)現(xiàn)了，且這項(xiàng)技術(shù)已成為了尾槳的最新設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)。

“十字交叉梁”尾槳的主要部件及組裝

斜置尾槳

“黑鷹”尾槳的安裝是它最顯著的設(shè)計(jì)特點(diǎn)之一，不單是尾槳軸向上傾斜20度，尾槳還安裝在了尾斜梁右側(cè)，典型的美國(guó)直升機(jī)一般都是安裝在左側(cè)。這兩個(gè)特點(diǎn)旨在滿足陸軍的特殊要求，事實(shí)上兩個(gè)特點(diǎn)也實(shí)現(xiàn)了預(yù)期的收益。另外，為補(bǔ)償尾槳斜置拉力軸造成的偏航俯仰耦合，對(duì)飛行操縱系統(tǒng)進(jìn)行了修改。

通過(guò)斜置拉力來(lái)生成額外升力不過(guò)是一個(gè)簡(jiǎn)單的物理問(wèn)題。斜置尾槳與其說(shuō)是一項(xiàng)技術(shù)成果，不如說(shuō)是為了解決具體問(wèn)題的一項(xiàng)聰明的設(shè)計(jì)革新。對(duì)于UTTAS來(lái)說(shuō)，問(wèn)題在于如何使直升機(jī)變得更小，以便空中運(yùn)輸時(shí)無(wú)需進(jìn)行大的拆卸。斜置尾槳從兩個(gè)方面實(shí)現(xiàn)了直升機(jī)結(jié)構(gòu)更加緊湊：一是通過(guò)降低對(duì)旋翼所需的升力，由此縮小旋翼直徑；其次是因?yàn)橹鄙龣C(jī)重心可后移，由此與旋翼和尾槳的升力中心相重合而將機(jī)身前端縮短。但對(duì)于“黑鷹”來(lái)說(shuō)，一個(gè)鮮為人知的好處是尾槳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。最終結(jié)果是在其他因素相同的情況下，對(duì)于相同的裝機(jī)功率采用斜置尾槳產(chǎn)生的總升力比采用常規(guī)尾槳所產(chǎn)生的總升力大。這一點(diǎn)使其對(duì)于任何單旋翼直升機(jī)來(lái)說(shuō)都是一項(xiàng)相當(dāng)具有吸引力的設(shè)計(jì)方案。

向上傾斜20度，將尾槳所需的總體拉力增加了6.5%，這是傾斜角的余弦；而拉力的34%可用作升力，形成傾斜角的正弦。對(duì)于“黑鷹”來(lái)說(shuō)，尾槳升力在懸停飛行狀態(tài)下大約相當(dāng)于181千克力，但產(chǎn)生尾槳升力只另需16千瓦的功率。這一升力功率比比旋翼的要大三倍，也就是說(shuō)由于斜置尾槳對(duì)總升力的貢獻(xiàn)，旋翼直徑可縮減0.46～0.61米。這一縮減有助于在不犧牲直升機(jī)性能的情況下解決空中運(yùn)輸問(wèn)題，而如果沒(méi)有斜置尾槳對(duì)升力的貢獻(xiàn)，縮減旋翼尺寸后就會(huì)造成直升機(jī)性能受損。

美國(guó)設(shè)計(jì)的直升機(jī)特點(diǎn)是旋翼一般呈逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)（從上往下看）。因此，尾槳一般都安置在垂直尾斜梁的左邊，用推進(jìn)式尾槳來(lái)抵消旋翼扭矩。目的是力圖通過(guò)避免下洗流打在垂直尾梁上的相關(guān)損耗來(lái)提高尾槳效率。為了提高生存性，西科斯基公司將UTTAS尾槳裝到了尾梁的右側(cè)，成為牽引式尾槳。這種安裝方式使得在彈擊損傷可能造成尾槳從機(jī)身脫離的情況下的戰(zhàn)斗生存性得到大幅提高。傳統(tǒng)推進(jìn)式尾槳在這種情況下可能會(huì)碰撞到尾梁或滾轉(zhuǎn)到旋翼中。另外，采用牽引式安裝，尾槳會(huì)飛離直升機(jī)，于是觸碰到機(jī)身或旋翼的概率很小。由于牽引式構(gòu)型的尾槳槳尖和地面之間的距離較大，還能夠?yàn)椴筷?duì)和維修人員創(chuàng)造更加安全的環(huán)境。最后，UTTAS設(shè)計(jì)將斜置尾槳安裝于尾斜梁右側(cè)看上去也的確顯得更好?？紤]到這些實(shí)際利益，因垂直阻力造成的性能上的輕微損失也作為一項(xiàng)不錯(cuò)的折中被接受了。

斜置尾槳概念所需考慮的一個(gè)問(wèn)題是進(jìn)行尾槳輸入時(shí)直升機(jī)的俯仰響應(yīng)。偏航機(jī)動(dòng)的腳蹬輸入使尾槳拉力產(chǎn)生變化，并因此引起升力分量的變化，從而產(chǎn)生直升機(jī)的俯仰力矩。飛行測(cè)試已驗(yàn)證，將旋翼縱向周期變距與腳蹬運(yùn)動(dòng)相耦合就可輕松補(bǔ)償這種俯仰力矩。可以很容易預(yù)測(cè)出抵消尾槳產(chǎn)生的升力力矩所需的旋翼縱向周期耦合量。

在UTTAS設(shè)計(jì)之前和過(guò)程中，通過(guò)將斜置尾槳裝在西科斯基公司3種不同型號(hào)的直升機(jī)上試飛完成了對(duì)潛在風(fēng)險(xiǎn)問(wèn)題的檢驗(yàn)。首次測(cè)試于1969年12月在S-61R直升機(jī)上進(jìn)行，飛行速度為115節(jié)，總重量為7711千克，推進(jìn)式尾槳（左側(cè)）向上傾斜20度。在這幾次飛行測(cè)試中，還對(duì)混合偏航和縱向操縱機(jī)構(gòu)以彌補(bǔ)直升機(jī)偏航俯仰軸耦合進(jìn)行了驗(yàn)證。

第二次測(cè)試于1971年10月在CH-53A上進(jìn)行，飛行速度達(dá)到150節(jié)，總重量達(dá)到15876千克，斜置尾槳同樣安裝于尾斜梁左側(cè)，所有操縱耦合動(dòng)力再一次得到精確修正。

1973年6月， 約在UTTAS首飛前一年，在S-58T直升機(jī)上對(duì)斜置尾槳進(jìn)行了最后一次飛行評(píng)估。在S-58T上的驗(yàn)證首次按照UTTAS構(gòu)型的牽引式（右側(cè)）安裝了向上傾斜20度的斜置尾槳。

最后這次評(píng)估證實(shí)了代表UTTAS尺寸部件的傾斜角和牽引式尾槳革新的可行性。在3架機(jī)上進(jìn)行的飛行試驗(yàn)有效消除了UTTAS獨(dú)特尾槳的安裝風(fēng)險(xiǎn)。

斜置尾槳概念的價(jià)值在西科斯基公司的CH-53E重型運(yùn)輸直升機(jī)的所有型號(hào)以及所有“黑鷹”型號(hào)及其改型上都得到了驗(yàn)證，并為西科斯基公司新型設(shè)計(jì)所采用，且有可能成為未來(lái)單旋翼直升機(jī)的標(biāo)準(zhǔn)。西科斯基公司的戴維·S. 珍尼認(rèn)識(shí)到了該概念的價(jià)值并首次將其優(yōu)點(diǎn)應(yīng)用到CH-53E上然后應(yīng)用到UTTAS上。如果沒(méi)有戴維具有說(shuō)服力的技術(shù)論據(jù)，西科斯基公司對(duì)斜置尾槳的采用無(wú)疑將會(huì)被推遲。