旋翼的选择

旋翼的选择
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来源：《航空世界》2015年第10期
20世纪70年代的军用直升机工艺技术水平根本不可能满足陆军对于UTTAS在性能、可靠性和生存力方面的苛刻要求。

新型直升机的设计方案不是通过在参数上按比例缩放现有直升机就能实现的。

由于陆军要求在作战性能上进行重大改进，因此其技术团队鼓励UTTAS采用全新构型并对UTTAS所需的旋翼机技术进行新的研究，尽量采用全新结构和旋翼技术。

无疑竞标者需要提出创新的设计方法和新技术，这就不可避免地会产生一定程度的风险。

因此，数据论证的力度和对技术风险的评估成为衡量原型机和生产型机提案的关键性因素。

综合来看，陆军对于通用战术运输直升机的要求强烈地表明了旋翼和尾桨比其他任何系统都更需要利用新技术，由于旋翼一直是直升机的心脏和核心，这也无可厚非。

旋翼系统产生力和力矩，但同时也是产生振动、噪声和需要维修的主要原因。

因此，直升机由于其旋翼的独特特点，尤其是振动、机动灵敏性、噪声和维修负担，为人们所牢记。

西科斯基公司当时的旋翼技术特点是全铝桨叶、对称翼型、滑油润滑的铰接式桨毂，这离UTTAS的要求目标差得很远。

UTTAS直升机需要非常先进的桨叶和桨毂设计才能满足技术要求。

因此，有必要考虑新桨叶空气动力设计参数、新桨叶结构设计和材料以及从全铰接式到无铰链刚性旋翼的新旋翼桨毂概念。

问题在于如何在技术风险和技术利润之间取得适度平衡，并说服陆军相信天平两边是非常平衡的。

在“黑鹰”40多年的服役过程中，累计飞行超600万航时，事实证明适度平衡的确得到了实现。

UTTAS以及后来“黑鹰”所采用的新旋翼技术或设计方法都未进行任何根本的改动，而且在日后H-60所有型号的长期服役过程中也都没有出现任何问题。

新旋翼系统的性能表现符合预期计划，且应用到了西科斯基公司后来生产的所有型号中，直到25年之后被更新的技术所取代。

下面主要讨论的是对“黑鹰”的成功贡献最大的旋翼革新，特别是钛合金旋翼桨叶、弹性旋翼桨毂、“十字交叉梁”尾桨以及斜置尾桨。

钛合金/复合材料旋翼桨叶
UTTAS旋翼桨叶的空气动力学特点是影响直升机性能最重要的因素。

旋翼桨叶的这种结构特点为直升机提供了高可靠性和战斗生存能力。

新旋翼桨叶独特的扭转分布、弯曲翼型、后掠式桨尖再加上钛合金大梁的结构特性，使得旋翼桨叶很好地满足了陆军最为关注的要求。

它的空气动力学效率、结构完整性和弹伤容限是西科斯基公司之前生产的所有桨叶都无法与之相比的，甚至同时代其他直升机生产商所生产的桨叶也都无法与之匹敌。

旋翼的效率用Q值（FM）来表示可达0.75，是已知的作战直升机上所取得过的最佳效率。

从结构角度来讲，这种桨叶经验证疲劳负荷寿命是无限的、绝对耐腐蚀，弹伤容限可达23毫米炮弹打击。

这些特性后来成为了世界标准。

旋翼桨叶的空气动力学设计
UTTAS的一个主要设计目标是尽可能提高飞行器的升力效率，这不单单是因为陆军对性能的苛刻要求，还因为空运所需的机体紧凑要求。

这就必须对合适的桨叶空气动力学特征进行研究，使旋翼效率比当时正在生产中的旋翼效率提高5%～10%，以便将旋翼尽可能缩到最小。

另外，西科斯基公司还采用了斜置尾桨的革新，进一步缩减了旋翼尺寸和重量。

可是，当时桨叶设计人员在风险和利润之间进退两难的困境还是对研究合适桨叶的工作造成了影响，西科斯基公司工程师皮特和鲍勃对这种困境进行了简洁的概述：
陆军对直升机旋翼的要求给设计人员提出了一个较大的挑战，要求提出旋翼桨叶必须在多种状态下工作。

这些状态包括从“简单的”悬停到前飞时前行桨叶的不稳定跨声速流和后行桨叶的不稳定失速流。

桨叶设计能否成功，取决于与这些工作状态有关的、彼此相互冲突的设计参数之间的适当平衡……悬停效率的提高在多大程度上能与高速度和机动性需求相兼容要取决于设计人员研发材料和气动弹性构造的能力，这将保证旋翼的前飞特性在可控范围内。

20世纪70年代初UTTAS项目开始时，西科斯基公司正着手发展所谓“第二代”旋翼。

早期的旋翼桨叶一般采用对称翼型，主要是NACA0012，以保持较低的俯仰力矩，以便将操纵载荷和大梁的扭转角控制在较低水平。

早期桨叶有一个6 度～8度的负扭转以提高悬停性能，但前飞载荷造成桨叶结构局限，以致扭转角度受到制约。

由于铝合金大梁机械加工出来后是在扭力作用下扭转的，因此扭转是沿桨叶展向线性分布的。

当时生产的旋翼桨叶是由挤压（成形）的铝合金大梁和胶合的铝合金桨叶后段件构成的，大梁后的翼型由后段件形成，而没有特别设计的桨尖罩。

早期那些旋翼的悬停效率（Q值）在0.65～0.70之间。

这一旋翼桨叶技术几乎应用到了西科斯基公司生产的所有直升机上，直到钛合金大梁、新翼型和后掠桨尖出现。

20世纪60年代末为陆军生产的CH-54B重型运输“飞行吊车”首次使用了西科斯基公司生产的Q值更高的旋翼。

CH-54B首次采用了非线性扭转旋翼，和同时期的桨叶相比有较高的扭转。

与CH-53桨叶-6度扭转相比，CH-54B的桨叶为-14度的等量线性扭转。

由于扭转的增加，CH-54B旋翼的Q值最大达到0.73，与扭转较低的CH-53旋翼0.69的Q值相比大大提高了。

然而由于较高的扭转极大增加了铝合金大梁的振动应力，CH-54B的航速受到了限制，仅为110节。

但因为CH-54B的任务是运载大型外部载荷，速度低点儿陆军也是可以接受的。

而在UTTAS项目中，高扭转虽然对垂直性能来说非常重要，但却不能以牺牲速度为代价，因为陆军要求其巡航速度要达到150节。

因此，考虑到钛比铝的容许应变更大而且抗腐蚀性更强，最后UTTAS选择了钛合金大梁。

尽管CH-54B旋翼具有最大值为0.73的Q值，但当时采用的是六片桨叶。

当CH-54B桨叶在特定的4桨叶旋翼桨毂上进行测试时，模拟UTTAS旋翼，其他因素不变，Q值下降到
0.71。

这远远低于UTTAS的预定值。

Q值这一令人震惊的下降是因为桨叶减少造成的桨尖尾流不均或是4片桨叶每个桨尖之间的圆周距离比6桨叶旋翼的大。

桨尖之间的距离增大使得桨尖处于前一片桨叶所产生的旋涡中的不同位置上。

虽然要达到UTTAS旋翼既定的0.75的目标Q值是个高难度的挑战，但设计人员最终还是通过良好的工程研制使其得以实现。

西科斯基公司分配到UTTAS项目组的一位空气动力学家唐纳德·杰普森“对改进旋翼空气动力效率有着异乎寻常的热情”。

杰普森和来自联合飞机研究实验室的杰克·兰德格雷伯一起集中所有精力了解涡流运转的性能效果，找到能够在前一片桨叶的桨尖涡流区域内有效工作的最佳桨尖几何形状。

他采用全尺寸CH-53桨叶在旋转试验台上多次进行试验，用3桨叶、4桨叶、5桨叶、6桨叶旋翼对各种不同的桨尖设计进行评估。

通过试验，他发现可在桨尖区域形成一种独特的扭转形状，使桨叶迎角可以在90%的叶展范围内改变或下弯。

UTTAS桨叶选择了这种由桨尖扭转构造和-18度的内侧线性扭转形成的-16.4度的等量线性扭转。

从图中可以看出，叶展外侧4%上的扭转事实上都是朝相反的方向，且减小了几度等量的线性扭转。

杰普森研制这种独特的UTTAS桨叶形状被称做“贝塔”桨尖，其推理是由于桨尖经过前一个桨叶桨尖涡流轨迹的外侧而提高悬停性能。

涡流干扰的有害作用也能降低，桨尖部分的升力得以增加。

在前飞过程中，反向扭转会减小前行桨叶的桨尖负载荷，从而再度提高前飞效率。

几年后，利用先进计算机编码证实了杰普森理论。

高扭转和贝塔桨尖扭转构造为接近0.75的Q值做出了极大贡献，但0.75的目标还是没有实现。

最后是利用另外两个空气动力学设计特点促成了这一目标，这两大设计特点是：弯曲翼型设计和后掠桨尖。

UTTAS旋翼桨叶全展长首次选用的翼型是由西科斯基公司设计的弯曲翼型SC-1095，目的是为了提高在各种使用条件下的性能。

它从两个方面提高了悬停性能：一是因最大升力系数较高，产生升力较大；其次因其负俯仰力矩，增加了桨叶固有的负扭转。

除上述固有扭转外还额外增加了大概1.5度的扭转，这就使Q值进一步得到提高。

西科斯基公司首先将该翼型应用于CH-53D“改进型旋翼桨叶”（IRB）项目上。

在IRB项目中，西科斯基研发出了生产钛合金大梁所需的制造技术。

CH-53D装备了“改进型旋翼桨叶”，所有飞行状态下的性能都得到了重大提升，包括机动飞行，这使这种新型翼型成为UTTAS桨叶的必然选择。

此外，新型桨叶翼型的旋转试验台和飞行测试也非常及时，因为“改进型旋翼桨叶”的首飞是在1971 年9月，正好是在陆军发布招标书的前4个月。

西科斯基公司利用桨叶叶展外侧5%段后掠20度再次提高Q值。

后掠桨尖的特点来源于“黑鹰”同名试验型直升机，这一试验型直升机也是在UTTAS项目进程中开始飞行测试的。

这种试验型直升机被命名为S-67型，是使用公司S-61的动力部件制造的一种武装攻击直升机的原型机。

原型机原计划用做备选，以替换1969年下马的洛克希德公司AH-56“夏安”攻击直升机项目。

S-67的设计速度为180节，使用S-61现有的旋翼，利用短翼分担旋翼部分载荷。

这一高性能直升机的设计团队由阿里斯蒂德斯·艾伯特带领，他是西科斯基公司一位最具竞争实力的设计者，整个项目则由肯尼斯·E.霍西负责（他后来成为UTTAS项目经理）。

原型机只制造了一架，从批准之日起，设计、制造到飞行只用了一年时间。

西科斯基公司将S-67命名为“黑鹰”（Blackhawk），碰巧，几年后，陆军将UTTAS也命名为“黑鹰”（Black Hawk）。

而事实上，这一新型号的确在桨叶桨尖的几何形状上与早期的“黑鹰”有着继承关系。

考虑到前行桨叶马赫数较高造成的不利影响，S-67安装了后掠桨尖。

桨尖后掠20度是为了避免出现分谐波振动轨迹（SMOT）现象，即桨尖在高马赫数时桨叶轨迹产生偏离的现象。

后掠桨尖在S-67上起到了预期作用，此外它对UTTAS旋翼设计也具有重要意义。

桨尖所产生的噪声降低了，且更重要的是桨尖产生的力生成绕桨叶弹性轴的力矩。

由于后掠角造成载荷的偏移，这些力矩使桨叶扭转发生变化。

UTTAS桨叶的这种扭转变化在悬停状态达到了约-1度，使Q值得到进一步提高。

高扭转对于悬停飞行状态的好处得到了公认。

但在钛合金翼梁生产出来之前，必须对巡航飞行下的高扭转结构方面的问题（包括振动应力水平和气动弹性特性）进行调整。

由于铝合金大梁的疲劳强度或更精确地说是容许应变特性的原因，前飞过程中高扭转所产生的较高的振动应力限制了可在铝合金大梁上利用的扭转量。

至于UTTAS桨叶，高扭转和高速飞行过程中所产生的高应力问题则因钛合金材料的使用不复存在。

钛合金的振动容许应变特性比铝要高一倍，这样就可以允许在整个飞行包线内使用高扭转而不会造成任何疲劳损坏。

“黑鹰”桨叶在飞行了2000万桨叶航时后仍未出现任何疲劳裂纹问题，这充分证明了钛合金是当时用作大梁材料的最佳选择。

UTTAS桨叶通过几个设计特点在争取悬停性能最大化的同时实现了在前飞中控制旋翼特性。

钛合金大梁大大提高了容许应变量，可适应前飞过程中高扭转所造成的较大应力。

有关大梁材料选择有两个重要问题。

第一是扭转和速度对振动平面弯曲应力的影响以及对高应变材料的要求。

从容许应变的角度来看，钛、石墨和玻璃纤维都被认为是很好的备选材料。

试验表明铝可以通过高扭转获得高Q值，或者通过低扭转实现高速度。

而钛则能够同时满足这两个要求。

由于平面应变约减少20%，较薄的SC-1095翼型使结构裕量得到进一步增加。

除了提供较高的容许应变外，钛还提供了更大的大梁扭转刚度，这非常重要。

由于旋翼桨叶是高展弦比结构，受到由离心作用引起的扭转刚度较小，施加的扭转力矩如果控制不当将导致扭转响应较大，造成振动甚至是不稳定。

UTTAS钛合金密封管大梁的高扭转刚度可防止出现这种不稳定状态。

另外后掠桨尖在控制扭转响应和稳定前行方面非常有效。

UTTAS首飞时的翼型从桨根到桨尖都是SC-1095。

飞行测试项目初期，外侧翼型被改成SC-1094 R8。

钛合金大梁的基本原理和难点
20世纪50年代末，西科斯基公司就开始使用钛作为旋翼和主减速器的部件材料，这主要归功于当时主管工程的副总裁哈里·T. 詹森。

后来，美国直升机学会可靠性奖以詹森的名义命名，以表彰其在建立安全寿命和破损安全设计标准方面所做出的贡献。

詹森早就认为钛的特性非常适用于直升机旋翼和主减速器部件的振动载荷环境。

他为了解钛的疲劳强度进行了开拓性研究，建立了数据库，实现了以高置信度从典型的钢部件向钛部件
转换。

钛极大地提高了疲劳寿命，减轻了零件重量，消除了腐蚀性，而这些通常都是造成钢和铝部件产生疲劳断裂的原因。

10年后，即20世纪60年代末，钛的属性被进一步应用到大梁上。

西科斯基公司首次尝试将钛合金大梁用于前行桨叶概念（ABC）试验型共轴旋翼直升机上。

紧随前行桨叶概念之后，也就是在UTTAS项目即将启动之前，随海军陆战队运输直升机CH-53D改进型旋翼桨叶的研发，钛应用于大梁的技术迅速成熟起来。

在钛的众多特性当中，与铰接式旋翼的大梁关系最密切的是钛的较高容许疲劳应变。

这种特性的好处随设计巡航速度的增加而越加明显，钛较高的容许疲劳应变比我们更熟悉的容许疲劳应变更适用。

相对其他特性，容许疲劳应变是更为重要的结构特性，这与产生桨叶振动应力的机制有关。

前文曾提到过：
桨叶关键部位的振动曲率半径在平面方向对大梁的弯曲刚度很不敏感。

因此，所有条件相同的情况下，铰接式旋翼桨叶是一个恒定的振动应变系统。

这主要因为在确定桨叶弯曲运动中离心刚度起主导作用。

显而易见，有高容许应变的材料是大梁的首选材料。

钛的容许疲劳应变是西科斯基公司早前的旋翼桨叶所采用的6061铝的两倍。

这一特点加上它的高强度重量比和抗腐蚀性，使得西科斯基公司决定克服困难制造钛合金大梁桨叶。

制造钛合金大梁的困难在于不但要制造一定数量用于试验的桨叶，而且还要研发批量生产的工艺，同时要重点控制工艺的可变性。

钛合金大梁的制造技术
钛合金大梁旋翼桨叶极其重要，但要想实现性能和结构完整性的优势，必须在制造技术上取得重大进步，而且先进设计革新也同样需要先进的工艺和制造方案。

要以现有方法制造质量高、费用合理的钛合金大梁，必须研制新工艺，以便能大规模生产。

到20世纪70年代初，上述工艺最终由西科斯基公司开发出来，并被应用于制造西科斯基公司S-65、S-70和S-76型直升机的钛合金旋翼桨叶。

这些型号全部采用相同的基本工艺，共计制造了20000多片钛合金桨叶。

对钛合金大梁制造方法的研究是从1965年西科斯基公司设计前行桨叶概念共轴旋翼开始的。

这一概念的理念就是通过使每副旋翼的前行桨叶分担更大的升力分量来延缓后行桨叶失速的限制，从而实现提速。

这就要求一副旋翼的弯矩需通过另一个旋翼的弯矩来平衡，也就意味着需采用更像螺旋桨一样的刚性旋翼而不是直升机旋翼。

另外还需缩短两旋翼间隔距离以降低阻力；因此，桨叶在平面方向的刚度必须很大。

要在保证重量合理的情况下实现两副反转旋翼之间的近距离，只有钛的强度和模量都合适，因此钛是最佳的材料。

作为一种全新的概念，前行桨叶概念直升机还存在许多技术难点，其中一个重要问题就是制造钛合金桨叶。

第一架前行桨叶概念试验机XH-59由西科斯基公司与美国几家政府机构共同出资研制。

1970年在艾姆斯研究中心风洞进行了旋翼性能测试，1973年首飞。

XH-59试验机直径为12.2米的共轴旋翼桨叶是由5.18米长的6AL-4V钛挤压件机械加工而成，里外都经机械加工，形成锥形的直径和锥形壁厚的管。

大梁管在热成形陶瓷模中经加热处理成椭圆形。

最终制造出来的大梁翼型十分精密，扭转分布也非常准确，但机械加工的费用昂贵，钛的使用也非常浪费。

这种热成形操作非常成功，其后所有钛合金大梁的制造都采用了这种方式。

因此，寻找廉价的方法来制造预成形钛件，以便于对其进行热成形处理就成了接下来的目标。

用以实现这个目标的制造技术是在R&D项目期间为研发CH-53D的新型高性能改进型旋翼桨叶而研制出来的。

改进型旋翼的性能目标包括将CH-53D运载能力提升到1588千克有效载荷，在总重量为17237千克的情况下，巡航速度达到180节，且不出现桨叶的疲劳损坏。

选择钛作为大梁材料的理由上文已提到。

1970年5月，西科斯基公司的管理层在得到海军支持前，拨出R&D资金开始研制CH-53D直径为21.95米的旋翼。

1971年9月，差不多就是在陆军授权制造UTTAS原型机项目的前一年，改进型旋翼桨叶（IRB）钛合金桨叶首飞。

飞行评估结果表明，IRB桨叶空气动力和结构性能都比预期的还要好，在最大功率、总重量达到19051千克时，大梁应力仍在钛的疲劳极限内。

IRB这一突出的性能证明了其空气动力设计特点和钛的使用以及制造桨叶的加工工艺方式可行。

结果，从IRB项目中得到的数据非常及时地向陆军证明了西科斯基公司的UTTAS设计特点和材料选择的正确性。

IRB项目的成功主要归功于3位西科斯基公司的工程师——贝尔·保罗、鲍勃·津科、莱斯·巴勒斯，他们的成就得到了联合飞机集团公司的表彰。

改进型旋翼桨叶（IRB）项目尽管从名称来看很低调，但无论是在验证空气动力学革新所带来的好处，还是在研发和验证合格的制造工艺上都无疑是一次巨大的成功。

CH-53D旋翼的桨叶要求钛合金大梁达到10.08米长，难点就在于要找到一种经济的方法来制造出这一长度并可随时将其热处理成所需形状和扭转的预成形件。

最初是将每个重2449千克的挤压件机械加工成91千克，制造出8片原型机桨叶。

与此同时，继续研究合理的加工工艺。

在研制出适当的热变形加工工艺取得满意的晶粒微观结构后，这些大梁的挤压件也就得以成功地被挤压成10.08米长。

尽管尚未考虑过量产这种桨叶，但由于几项制造工艺还处于探索中，因此这些挤压件对于快速制造试验桨叶来说非常必要。

当时曾尝试了三种方法来制造这种空心长钛管，第一种通过滚压工艺来轧制冷管并未获得成功，这是因为在初始滚压过程中会造成表面撕裂。

第二种热管轧制的情况要稍好一些，但仍未能消除表面的一些皱皮和撕裂。

第三种方法获得了成功，西科斯基公司所制造的所有钛合金大梁最终都采用了这种加工方法。

这种加工工艺首先是使用12.19米长2000吨重的液压机冷成形退火钛薄板。

冷成形分阶段进行，最终形成一个开口管可随时进行等离子电弧焊。

这个C形断面管沿整个管长在一个制造密封管的焊道里夹紧并进行电弧焊。

左侧第3张图为在受控大气下准备进行焊接的绞盘焊接机和开口管。

焊接好的管在加热陶瓷合模中再经高温蠕变处理成椭圆形，在这一过程中形成高扭转。

左侧第4张图为嵌入焊接管的陶瓷模腔和布置在低应力区的焊接线的近景特写。

在胶合蒙皮组件之前，要对大梁进行喷丸处理并通过皮卡汀尼工艺对表面进行预处理。

在对钛合金大梁制造加工工艺修改完善后，西科斯基公司采用这种工艺制造了S-70、CH-53D/E、S-76各型号数以千计的旋翼桨叶。

“黑鹰”旋翼桨叶的空气动力设计特点是能够满足陆军性能要求的关键，而其钛合金大梁则为这些特点提供了结构基础。

在超过25年包括战斗行动在内的服役期内，桨叶飞行时数累积达到2000多万小时，钛合金材料桨叶满足了性能、疲劳寿命以及弹伤容限方面的各种要求。

弹性旋翼桨毂
一般认为早期旋翼系统较复杂、可靠性差、维修率高且极易在战斗中受损，总体来说这种观点是正确的。

早期大型多桨叶直升机所特有的那种全铰接式旋翼需要经常维护，翻修间隔时间短。

旋翼通常是直升机主要的维修负担，所有旋翼的重大维修都不可避免地必须在后方维修基地进行。

但弹性轴承技术在UTTAS旋翼桨毂的设计上所取得的突破改变了这种状况。

这种设计不仅满足了低维修量和高可靠性要求，而且还获得了非常高的弹伤生存力和空中运输所需的紧凑性，且所有轴承和零部件都可以进行机上更换，不再需要进厂翻修。

西科斯基公司在选择UTTAS旋翼设计方案时，还考虑到了竞争对手可能提出的旋翼设计方法。

公司估计波音·伏托尔公司的旋翼设计很可能会以德国MBB公司新近为BO-105直升机研制的刚性旋翼方案为基础。

它强调了BO-105旋翼系统的优点，即高操纵功效和简洁性。

刚性旋翼表面看上去似乎是绝好的候选，能够满足陆军最关键性的要求。

刚性旋翼所固有的高操纵功效非常适合机动要求，而其紧凑性也有助于全面解决空中运输问题。

另外，刚性旋翼使轴承不再需要润滑，这就为UTTAS提供了重要的维修优势。

尽管刚性旋翼方案表面上看来似乎很有吸引力，西科斯基公司却认为刚性旋翼从气动弹性和结构角度来讲在当时还没有足够的理论支撑。

同时，西科斯基公司正与联合飞机研究实验室共同研制UTTAS无轴承“十字交叉梁”尾桨。

在研制“十字交叉梁”尾桨过程中，对无轴承旋翼的气动弹性的稳定性和最佳材料的选取已研究透彻。

但公司认为，对于UTTAS项目，将所取得的这种认识推广到对桨叶运动要求高很多、对飞行器振动影响很大的旋翼上风险还是很大。

西科斯基公司选择UTTAS旋翼设计方案的一个最重要因素是尺寸大小合适的弹性轴承技术出现了。

这种技术有希望彻底解决一直以来由传统轴承的润滑所造成的铰接旋翼维修问题，同时能在一定程度上使设计更具灵活性。

这是早期使用金属防磨轴承提供桨叶挥舞、摆振和变距自由度的铰接旋翼所无法实现的。