[科普中国]-S-69直升机

发展沿革

S-69是美国西科斯基飞机公司研制的前行桨叶方案(Advancing Blade Concept=ABC)旋翼研究机。S-69为公司编号，陆军编号为XH-59A。

1972年2月美国陆军空中机动研究发展试验室和西科斯基公司签订合同，设计、制造和试飞两架ABC旋翼研究机，用以验证ABC旋翼的性能、操纵品质和机动能力。后因第一架XH-59A失事，合同又扩大到包括研究机的详细设计修改和制造。到1979年，该计划的投资约2550万美元。2

旋翼前行桨叶对气流的压缩及后行桨叶的失速，影响了直升讥性能的提高，后行桨叶失速还意味着桨叶的最大升力能力低。要维持横滚平衡，前行桨叶的升力要限制在一个较低的数值范围，达样前行桨叶在无效迎角范围工作，性能下降。为避免失速和可压缩性的影响，并充分发挥前行桨叶升力能力，出现了前行桨叶方案旋翼(ABC旋翼)。这种旋翼有两副共轴反转的刚性旋翼，能承受最大的横滚力矩。当速度增加时，每副旋翼的后行桨叶卸载，升力逐渐转移到前行桨叶一边，因桨叶前行时的动压较高，能更有效地产生升力，从而避晃了后行桨叶传统的失速及随之而来的性能、机动能力受到限制和旋翼载荷高的缺点。2

前行桨叶方案旋翼研究机计划的目标是，在NASA艾姆斯研究中心用12.2米直径的旋翼进行全尺寸风洞试验之后，在飞行中评定前行桨叶方案旋翼系统的性能。研究分两个阶段：第一阶段，飞机以纯直升机形式进行试验，第二阶段，在该机两侧安装辅助推进系统进行高速飞行试验。

第一架XH-59A于1973年7月以纯直升机形式进行了首次试飞，同年8月因低速时周期操纵要求比早先分析的要大，在约56公里/小时，因纵向操纵不足而坠毁。失事后进行了一系列低速试验和详细研究，不少地方更改了设计并改进了操纵系统。这样，计划耽误了两年，用第二架XH-59A进行的试验计划于1975年7月才恢复。1977年3月完成纯直升机形式试验鉴定。原计划在1977财政年度开始高速飞行试验(装两台J60涡轮喷气辅助推进发动机)，后改成低速，贴地飞行试验。1977年7月，公司接受了由陆军、海军和NASA联合资助的一笔350万美元合同，用来进行高速飞行试验。1978年中，在完成了1/5缩尺模型风洞试验和初步鉴定之后，XH-59A由船运到西科斯基飞机公司的西棕榈海滩试验基地进行高速试验。1980年2月6日试飞中，前飞速度达420公里/小时。2

大约在40年前，格劳特(Glauert)就已提出前行桨叶方案旋翼系统，但由于当时的技术水平和条件的限制没有重视这种系统的研究，然而它已为后来的研究奠定了基础。西科斯基飞机公司从1964年开始研究这种旋翼系统，从1967年起进行了大量的风洞试验，以后又进行了有关部件的工艺试验及结构疲劳试验。所有这些均为陆军和西科斯基飞机公司签订设计制造研究机合同准备了必要的条件。从1975年到1977年8月的飞行试验中，海平面平飞速度已达296公里/小时；3050米高度平飞速度290公里/小时；小角度俯冲速度达360.5公里/小时；侧飞速度达74公里/小时；后飞速度达56公里/小时。2

技术特点总体布局XH-59A是验证ABC旋翼系统可能性和可行性的研究性直升机，有良好的机身气动流线型，机身尾部的平尾两端装有垂尾，分别有升降舵和方向舵。设计过载范围-0.5～+0.5(纯直升机型)和-0.5～+2.0(加辅助推进装置型)。

旋翼系统2副共轴反向旋转的刚性旋翼，每副旋翼有3片用单根整体钛合金大梁、玻璃钢蒙皮和蜂窝结构后缘组成的桨叶。为增强桨叶展向刚度，大梁中添加了硼纤维增强剂，大梁壁厚随着桨叶半径变化而变化，桨根处壁厚42.2毫米，桨尖处仅为1.9毫米。桨叶静态挠度是桨叶半径的0.2%。桨叶平面形状的尖削比为2：1，翼剖面从20%半径处的63(230)-224A过渡到62%半径处的63(230)-213A翼型。接着过渡到72%半径处的23012(64)翼型。从72%处直到桨尖止，保持23012(64)翼型不变。桨叶扭转-10°(非线性)。桨叶通过套筒和滚柱轴承组件连接到桨毂上。每片桨叶重116.1千克。有大梁裂缝监测系统。桨叶沿用该公司目前生产中大量使用的钛合金大梁，旋翼重量898千克，占总重的15%以上，若将来采用碳纤维复合材料做桨叶大梁和其他材料做桨毂时，能减轻重量227千克，旋翼系统则可能只占总重的11%左右。3

为兼顾纯直升机飞行状态和带辅助推进装置状态的性能，旋翼轴倾斜角为0°。上下旋翼桨叶间距132.1厘米。旋翼正常转速310转/分。旋翼预锥角为3°，预后摆角1.4°。桨尖设计速度198米/秒(纯直升机型)和137米/秒(加辅助推进装置型)。在100%旋翼转速时，自转下降速度为17.3米/秒。

机身结构流线型全金属半硬壳式圆形截面结构。通常固定翼飞机的全金属悬臂梁结构的平尾，升降舵面积为平尾的25%；垂尾和方向舵安装在乎尾的两端，方向舵面积为垂尾的30%。3

驾驶舱内坐2名驾驶员，每侧有一舱门。进入机舱的舱门位于驾驶舱左舷后侧。

可收放三点式起落架。前起落架有2个轮胎，向后收入机身，每个主起落架有1个轮胎，向内收入机身。

动力装置与传动系统机身内装1台总功率为1343千瓦PT6T-3/T-400涡轴发动机，其最大连续功率为1194千瓦，干重288千克。辅助推进装置为2台J60涡轮喷气发动机，分别装在机身两侧，每台推力1496千克，干重212千克。燃油量916升。

传动装置设计功率为1119千瓦。3

技术数据尺寸旋翼直径 10．97米

旋翼桨叶尖削比 2：1

旋翼桨叶扭度(非线性) -10°

旋翼桨叶平均弦长 0.44米

旋翼实度(总) 12.7%

机长 12.62米

机身长 12.45米

机高 3.94米

横向轮距 2.44米

平尾展长 4.72米3

面积平尾 5.57米2

垂尾 2.79米2

升降舵(占平尾的%) 25%

方向舵(占垂尾的%) 30%

重量和载荷空重(纯直升机状态) 4086千克

(加辅助推进动力装置) 5675千克

旋翼桨盘载荷

(纯直升机状态) 44千克力/米2

(加辅助推进动力装置) 61千克力/米2

性能最大设计平飞速度

(纯直升机状态) 315千米/小时

(带辅助推进装置) 555千米/小时

最大设计巡航速度 463千米/小时

爬升率(277千米/小时) 不小于25米/秒

有地效悬停升限

(纯直升机状态) 2042米

(带辅助推进装置) 183米

过载

(纯直升机状态) +2.5

(带辅助推进装置) +2.03