弁言
“前行槳葉概念”（剛性共軸雙旋翼）是否真的能夠用於打造高速型直升機？
這是一個大膽且頗具創造力的想法，以共軸直升機為標誌的卡莫夫設計局不知道其答案，他們甚至從來沒考慮過這個問題，如果你有機會去問他們這個問題，他們可能會告訴你當時蘇聯人對於直升機的一貫回答：直升機為什麼要高速？高速那是飛機的事情。
圖——卡莫夫傳統共軸雙旋翼直升機
西科斯基也不知道，儘管他們反覆推演這一理論認為可行，但是當時的主流高速型直升機設計思路都是單旋翼加裝輔助機翼和推進裝置，根本沒有誰考慮過“前行槳葉概念”的高速型直升機，所以西科斯基公司只能自己來造一架能夠驗證這一想法的直升機。
於是，西科斯基S-69（XH-59A）複合式直升機誕生了。它算得上是一架獨一無二且做工精細的傑出飛行器，而其命運自誕生之日起就已註定：為測試“前行槳葉概念”而生。本文將詳細介紹XH-59A高速型複合式直升機的設計特點和技術參數，其中主要包括旋翼設計特點、機身和動力傳動系統、操縱系統等內容，與諸君共賞。
*注1：前行槳葉概念，Advancing Blade Concept，簡稱ABC，實際上是一種剛性共軸雙旋翼系統，因為共軸反轉的兩套旋翼系統，其前行側對稱分佈，因此從整體上來說，ABC旋翼槳盤兩側都是前行側，具體可以翻閱我上一篇文章《想前人所未想，西科斯基的高速共軸直升機何以勝過卡莫夫設計局？》。
*注2：S-69是西科斯基公司內部的生產代號，而XH-59A是美軍給定的代號，其中X開頭則是“技術/概念/原型驗證機”的意思。
圖——當年的ABC 概念飛行器的宣傳圖
XH-59A的設計特點
旋翼設計
起飛總重14500磅（大約6.5噸）和前飛速度達230節（約426千米/時）的複合式直升機在當時被一致認為最具有競爭力且能夠大幅擴展直升機任務潛力，為了達成這兩個目標，XH-59A的旋翼直徑被設計為40英尺（大約12米），並在1970年進行了風洞吹風試驗。
圖——圖中能角為清晰觀察到XH-59A的剛性雙旋翼系統，對比卡莫夫的共軸可以看出其間距顯著縮小
但是，到了1972年，當XH-59A的設計工作正式啟動的時候，美軍對武裝偵察/攻擊直升機的興趣展現出了濃厚的興趣，西科斯基公司從長遠發展的角度，也考慮開展一型輕巧敏捷的偵察直升機的設計工作（也就是S-73，後續我會另撰文介紹），為了節約成本和充分利用工廠資源，西科斯基最後決定將XH-59A的旋翼直徑減小為36英尺以保證通用性，但是槳葉的內部結構和製造工藝都保持與風洞試驗的模型旋翼一致——也就是無鉸式剛性旋翼，該旋翼沒有揮舞鉸和擺振鉸，但是在變距操縱上保留了傳統的堆疊式軸承。旋翼槳葉的預錐角為3°，雙旋翼間隔為30英尺（大約76公分）。
機身和動力、傳動系統
XH-59A機身截面形狀為圓形，座艙佈局為橫列式雙座佈局，座艙後方有一個小小的客艙，客艙裝載了大量的數據記錄、測試和分析裝備。由於XH-59A主要是一型技術驗證機，為了節約成本，西科斯基並沒有將旋翼系統和輔助推進裝置的傳動系統整合起來。旋翼系統的動力由兩臺P&WA PT-6發動機提供，輔助推力由兩臺J -60發動機提供（這兩臺發動機此前被用在西科斯基的S-61F複合式試驗直升機上）。其傳動系統採用的是一組簡易的複合式行星齒輪佈局來實現共軸反轉和高前進比轉換。
圖——未加裝輔助推力裝置，以直升機模式飛行的XH-59A
操縱系統
關於共軸旋翼設計的一項關注焦點是：如何設計飛行器的航向操縱系統（亦即左右轉向）。
眾所周知，共軸反轉雙旋翼的設計自動平衡了反扭矩因而不再需要尾槳，因此，偏航控制可以通過上下兩副旋翼之間的總距差動來實現：在上下旋翼分別處於某一恰當的總距狀態下，兩者之間扭矩相等，直升機航向平衡，通過總距差動，上下旋翼的總距差發生變化，意味著兩者的力矩不再相等，從而形成一個圍繞旋翼軸的扭轉力矩，使得直升機改變航向。
圖——傳統共軸雙旋翼操縱系統細節示意圖
上述操縱方法在傳統的共軸直升機——例如說卡莫夫系列共軸直升機——上得到了成功的應用和驗證，可謂相當成熟。但是這一思路卻不能簡單應用到XH-59A上。為什麼呢？
根本因為就是存在高速狀態。我在以往的文章中講過很多關於直升機理論前飛速度限制的原因，這裡就不再贅述，感興趣的讀者朋友可以往前翻閱，這裡簡單說：直升機高速飛行時候，旋翼的前進比要非常高（前進比=前飛速度/旋翼槳尖線速度），在高前進比狀態下，旋翼改變總距對於其拉力的影響與常規狀態不再相同。除此之外，更重要的是，XH-59A旋翼存在自轉狀態，也就是說，在超高速飛行的時候，其旋翼來流從槳盤下方吹向槳盤上方，旋翼的轉動更類似於“風車”，這時候總距操縱的響應甚至會與常規直升機相反——提總距反而降拉力。
圖——XH-59A的高度-速度飛行包線圖
因此，設計師為XH-59A的航向操縱系統設計了一種特殊的機制：旋翼轉速差動。也就是說在高速飛行的時候，XH-59A的飛行員就不再操縱總距差動了，如果想要航向轉彎，那就操縱旋翼轉速差動就行了。轉速差動系統是內置在XH-59A的主減速器中的，但是可惜的是，縱觀XH-59A的整個飛行測試過程，都未有實際應用過這一獨特機制。這又是為什麼呢？
因為設計師在設計過程中又發現了一種更適合高速狀態下航向操縱的系統：垂尾舵面操縱系統。總結來說就是：在懸停和超低速（小於40節）狀態，XH-59A的航向操縱是通過雙旋翼的總距差動來實現的，從40節到80節開始，總距差動逐漸淘汰，飛行員開始操縱XH-59A尾部H型垂尾後方的兩個舵面之間的差動來實現航向操縱，一般來說，氣流速度越大，舵面操縱效率越高，所以，在高速飛行狀態下，舵面的操縱功效是要遠勝於旋翼總距差動或者是轉速差動的。
圖——加裝J-60引擎的複合式XH-59A
兩種飛行模式
XH-59A設計了兩種飛行模式：不加裝輔助推力裝置J-60發動機的直升機飛行模式和加裝J-60發動機的複合式直升機飛行模式。隨著研製和測試工作的推進，設計師們最後發現，加裝兩臺J-60發動機之後，XH-59A的起飛總重嚴重超標，已經到了無法在無地效情況下懸停的程度，因此為了保證試飛工作的安全，加裝J-60之後，XH-59A就會採用快速側滾跳飛和短距滑跑降落的起降方式。
圖——XH-59A加裝輔助推力裝置之後需要採取側滾跳飛
總體佈局圖
圖——美國陸軍對XH-59A進行近地飛行測試的照片。美國陸軍最後對實戰飛行測試工作總結道：“XH-59A具備無與倫比的傑出操縱品質，這一品質幾乎與固定翼飛機不相上下。它能夠在複雜的地形和環境中穿梭自如，其敏捷性、穩定性和高速能力為陸軍提供了更多的戰術可能性，勢必會成為現代戰場關鍵力量。”
結語
XH-59A項目研發工作到1981年正式結束，後續就是美國陸軍進行的種種實戰測試工作。至此，西科斯基已經基本完成了對“前行槳葉概念”的驗證內容，XH-59A也達到了“無機翼飛行器”所能達到的空前前飛速度240節（約445千米/時）。
該項研發計劃體現出了西科斯基在高速型直升機研製方面的傑出實力。此外，還有個意外收穫是——剛性雙旋翼的傑出操縱品質表現和無尾槳的設計佈局在飛行員行業內收穫了絕佳的口碑，甚至當時許多飛行員都將其認為是“未來常規直升機的替代者”。
紅塵滾滾，白雲蒼狗。如今，XH-59A被安置在阿拉巴馬州的美國陸軍航空博物館中，靜靜看著西科斯基的X2、S-97乃至SB>1接連上天，想必也是老懷大慰吧。
世界上鮮有突如其來的成功，航空這一尖端行業更是如此，靜下心來，一步一個腳印，踏實前進才是真正的取勝之道，願與諸君共勉。
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