刚性旋翼早期探索，洛克希德公司直升机领域的尝试，XH-51试验机

从上世纪五十年代末开始，洛克希德公司就使用CL-475型直升机来开发“刚性旋翼”（Rigid Rotor）的概念，加装刚性旋翼的直升机被认为比铰接式旋翼的直升机具有更好的操纵品质。CL-475型直升机的潜能激励洛克希德公司进一步谋求在直升机领域的发展。为此，洛克希德公司向美国陆军提交了一份用CL-475直升机来代替贝尔公司的OH-13“苏族”直升机和希勒OH-23“渡鸦”直升机来作为军用侦察直升机，但是并没有得到积极回应。不过与此同时，1962年2月份，洛克希德公司的“模型186”（Lockheed Model 186）直升机——一种基于CL-475刚性旋翼直升机的新设计——却被美国陆军和海军联合项目选为获胜者，由此揭开了本文的主角“XH-51系列刚性旋翼试验直升机”的一系列研究测试的序幕，下面请看正文。

刚性旋翼初体验——XH-51A试验型直升机的特点

洛克希德公司的XH-51系列直升机对于美军来说是极具价值的新技术试验平台，在该系列直升机中首次测试或者试验改进的许多技术和系统后来都被纳入后续的先进直升机设计中，尤其是大名鼎鼎的AH-56A“夏延”直升机，而XH-51A直升机本身也一直在美军中承担试验任务，直到上世纪六十年代末才正式退役。

洛克希德“模型186”直升机是面向上世纪六十年代初，美国陆军和海军对高速、高机动性直升机提出的联合需求而设计的。该机演示验证了陀螺稳定的刚性旋翼系统（Gyro-Stabilized Rigid Rotor）所能为旋翼类飞行器带来的出色的操纵品质。这种陀螺稳定系统通过万向节连接在旋翼轴上，起到一种旋翼桨距伺服机构的作用，并能够补偿由于桨叶弯曲带来的操纵反馈。 除了保持直升机的操纵品质之下，这种旋翼系统还消除了此前直升机上普遍存在的较大的振动问题，这些由于旋翼运动而产生的振动大大增加了飞行员驾驶直升机的挑战性和疲劳程度。这种极具优越性的系统当然很快就吸引了美国军方的注意力，尤其是洛克希德公司的设计师们指出这种新的旋翼系统除了有上述好处之外，更能提升直升机的最大空速的时候。

我在之前的很多文章中都写到过，后行桨叶失速（Retreating-Blade Stall）的问题是直升机飞行速度理论限制的关键原因之一，与此对应，刚性旋翼系统由于不存在铰链设计，因而能够延缓后行桨叶失速边界的到来。除此之外，由于刚性旋翼操纵响应滞后时间的明显缩短，配备这种旋翼系统的直升机能够完成更为复杂的机动或者特技动作，远远超过当时最常见的铰接式旋翼直升机。六十年代初，洛克希德飞机公司（Lockheed Aircraft Company）打造了第一架配备无铰式旋翼系统的“模型186”直升机，并在“兰利跨音速动力学风洞”（Langley Transonic Dynamics Tunnel；TDT）进行了测试，这些准备工作都为XH-51试验直升机的项目发展奠定了基础。

1962年，美国海军和陆军共建的XH-51直升机项目小组向洛克希德公司订购了两架“模型186”直升机，其中第一架直升机在同年11月份完成了首次飞行测试。这架直升机被美国军方定型为“XH-51A”，编号是61-51262，其飞行测试由美国海军和陆军的直升机飞行员共同完成。

性能大突破——复合式XH-51A试验直升机的诞生

在第一架XH-51A直升机初步展示刚性旋翼系统的潜能之后，随之而来的第二架试验机，也就是复合式构型版本的XH-51A，在性能提升方面给美军飞行员留下了深刻的印象。这架编号61-51263的试验直升机其改装涉及内容包括增加了一个外挂安装的普惠（Pratt&Whitney）J60喷气式发动机、固定在机身下侧的短机翼和一副尺寸增大的水平安定面以及其他一些细节方面的改动。

复合式版本的XH-51A直升机采用了直径35英尺、四桨叶陀螺操纵的刚性旋翼；其附加的短机翼则能够在该机进行高速飞行的时候承担升力，从而实现主旋翼拉力的卸载；上文提到的J60喷气式发动机则安装在左侧机翼翼根部位，从而为全机提供高速飞行的升力；该机尾部则设计有水平安定面和垂直安定面，以及一副用于提供反扭矩和航向操纵的两桨叶跷跷板式尾桨。洛克希德飞机公司的设计师们认为该机的短机翼只需要提供升力而不需要提供操纵面，所以并没有为其设计副翼，他们认为XH-51A的刚性旋翼系统能够在任何拉力状态下通周期变距操纵为全机提供足够的俯仰和滚转力矩。

在复合式XH-51A直升机在高速状态下飞行的时候，旋翼拉力卸载，此时如果发生主发动机失效的状况，就有必要重新为旋翼加载拉力，从而保证平稳过渡到自转状态。由于此时机翼承担着较大的升力，所以仅仅只通过增加旋翼的总距角是无法及时实现旋翼拉力加载的。为了克服复合式XH-51A直升机存在的这一问题，洛克希德公司的设计师们为该机的机翼设计了扰流板，并建立了一套应急程序——在飞行员发现主发动机出现故障的时候，通过扰流板的偏转来卸载机翼的拉力，同时增加旋翼桨距角来加载旋翼的拉力，从而确保该机平稳过渡到自转下滑状态——这种创新的设计在飞行试验中取得了令人满意的效果。

这架经过改造之后的复合式XH-51A直升机在1964年9月份进行了首次飞行测试，并在1967年6月份创造了时速487公里的非官方直升机飞行速度世界纪录。在旋翼拉力卸载的高速飞行中，后行桨叶失速对于直升机性能和操纵品质的影响几乎可以忽略不计。这是因为后行桨叶时速仅仅只会发生在桨叶旋转线速度较低的“反流区”，所以“反流区”主要位于旋翼桨盘后行侧接近桨根的局部区域内。因此，对于这种旋翼系统来説，如果必须通过90°和270°方位角形成升力差来实现操纵力矩的话，那完全可以通过操纵改变来流速度较高的前行侧的升力来实现。

在此之前，美国直升机界已经对复合直升机进行过一些探索，但是这些研究工作主要是针对复合式直升机在速度方面的增益和瞬态过载系数等特性的研究。尽管其中有些项目也取得了成功，但是其所触及的范围往往都限制在一定的航速范围内。但是随着对复合式直升机正式投入应用的迫切需求，设计人员越发希望能够获得在整个航速范围内关于机动性和敏捷性的信息以及对应的动态载荷变化以及操纵特性的定量数据来帮助他们进行复合式直升机的设计工作。

按照编号DA 44-177-144C-150（2）的合同，洛克希德-加利福尼亚公司（Lockheed-California Company）于1965年5月份基于配备刚性旋翼系统的复合式XH-51A直升机进行了速度包线飞行拓展测试。该项目的目的主要就是研究这种复合式直升机的飞行特点，尤其是在200~230节的速度范围内其飞行品质、性能、结构载荷、振动和机动性等方面的特点。洛克希德的飞行测试完成了该项目的要求，并证实了复合式XH-51A直升机的最大平飞速度可以达到236节（1节大概是1.852千米/时）。

不过遗憾的是，洛克希德公司的设计师始终无法把在XH-51A直升机上取得成功的技术应用到尺寸规模扩大5倍的AH-56A“夏延”直升机上，随着尺寸规模的扩大，设计师碰上了始终无法解决的技术问题，这些技术难题主要集中在气动弹性稳定性和结构动力学方面，并最终导致美国陆军在1969年彻底取消了夏延直升机的投产计划。

在NASA手中“玩出”新花样——先进技术的温床XH-51N

1965年初，美国国家航空宇航局（NASA）得到了第三架XH-51试验直升机，随后对该机展开了一系列飞行测试，到了上世纪七十年代，这架试验直升机还被运到英国皇家航空研究中心（RAE；Royal Aeronautical Establishment）进行飞行测试，这架试验直升机被定型为“XH-51N”。NASA详细测量了XH-51N直升机旋翼系统的挥舞变形和弦向变形，也记录了旋翼轴和变距铰的应变量，该机的操纵系统的几个主要部件也都安装了载荷和位移量记录装置。除此之外，研究人员还为该机配装了加速度传感器、速率陀螺仪和振动传感器等多种测量仪器来对其进行全方面的数据记录。

与其他4架被制造出来的XH-51系列试验直升机不同，XH-51N采用的是早期的3桨叶旋翼系统，而其他的几架直升机则都采用了4桨叶旋翼系统，其中包括按照美国陆军要求进行飞行测试的复合式XH-51A直升机。

XH-51N试验直升机采用了许多独特的特性，除了无铰式刚性旋翼之外，该机的一大特点就是在操纵系统中加入了一套机械陀螺仪，这样一来飞行员就不是直接操纵旋翼，而是向陀螺仪提供力的输入，然后，陀螺仪就会根据飞行员的输入或者桨叶向前扫略的反馈为旋翼系统提供操纵输入量。这套操纵系统是后来AH-56A“夏延”直升机使用的操纵系统的前身，其设计理念虽然是为了提升XH-51A直升机的操纵品质，但是“夏延”直升机的试飞过程中却发现了一系列问题，这些问题严重限制了“夏延”直升机的发展。

XH-51N直升机的另一个独特特点就是采用了一套用来控制座舱振动的座舱隔离系统。该机在振动控制方面还采用了桨叶配重块的设计，加装的配重块能够调整旋翼桨叶的二阶挥舞频率，从而控制桨叶的振动水平。在对XH-51N直升机进行试验性研究的时候，研究人员分别对该机在是否安装座舱隔离系统和是否加装桨叶配重块的情况下进行了飞行测试，记录了机动飞行过程中旋翼载荷以及动力学特性参数。测试结果发现在座舱隔离系统被固定并且桨叶配重块被移除的情况下，座舱的振动水平较高。

研究人员发现该机和贝尔H-13直升机的旋翼系统相比，其桨叶的弦向弯曲和挥舞弯曲的幅度都要来得更大。而在机动飞行过程中，挥舞弯曲力矩和弦向弯曲力矩的数值都超过了测量所得的桨毂系统所能承受的最大值，在实验过程中，旋翼系统的载荷是通过遥测技术实时监测的。研究人员认为这是无铰式旋翼由于其等效挥舞铰偏置量较高所带来的固有问题，所以他们必须采用增加配重块等一些不同的设计思路来解决振动过大的问题。

为了降低刚性旋翼系统的振动水平，研究人员在进行飞行试验研究的过程中，为了降低XH-51N直升机桨叶振动载荷，还采用了另一种独特的设计，也就是一种被称为“Ogee”的弧线型桨尖设计，研究人员认为这种桨尖设计能够降低桨尖涡的涡流强度，从而减小旋翼桨叶的桨涡干扰，从而降低旋翼系统的振动水平。“Ogee”桨尖是由约翰·沃德设计出来的，然后研究人员在一个小尺寸的烟风洞中对“Ogee”桨尖和传统的矩形桨尖进行了初步的对比测试分析。这些初步试验表明，与传统的矩形桨叶相比，采用“Ogee”桨尖设计的桨叶，其桨尖涡强度降低了高达40%，后来，随着XH-51N试验直升机项目的技术，研究人员还在NASA的兰利研究中心以UH-1H型为平台，对“Ogee”桨尖设计进行了全面的评估工作，当然这就是另外一个故事了。

XH-51系列直升机的诞生可谓是洛克希德公司迈向直升机领域的初步尝试，其前卫的“刚性旋翼”设计一方面为直升机旋翼技术的发展注入了新鲜的血液，一方面也由于“过于激进”，从而为AH-56A“夏延”直升机项目的最终落幕埋下了伏笔，而随着“夏延”直升机项目的彻底取消，洛克希德公司的在直升机领域的步伐也就此止步。