背景
根據與美國陸軍應用技術實驗室USARTL（AVRADCOM）簽訂的合同，西科斯基飛機公司進行了“先進複合材料機身計劃”（ACAP），以展示先進複合材料的重量和成本節約潛力，最大限度地利用設計的直升機機身滿足嚴格的軍事需求。最初的初步設計研究合同由西科斯基，貝爾直升機，波音-伏托爾，休斯和卡曼於1979年9月至1980年5月間實施。在當時，複合材料的應用主要侷限於二級結構，如控制舵、整流罩和艙門，但沒有主要機身結構。在初步設計研究之後，貝爾直升機和西科斯基飛機公司獲得了兩項後續合同，用於設計、製造、測試和飛行技術驗證。西科斯基驗證機被命名為S-75，它是S-76商用直升機的衍生產品（見圖S75-1）。S-75使用了S-76的動力系統（發動機，旋翼，傳動裝置和飛行控制系統）。
圖S75-1，S-75源自於自S-76
為支持設計，進行了廣泛的次組件風險降低開發試驗，隨後製作了工具校樣樣機、靜力試驗樣機和飛行器。整個項目在5年內以2900萬美元的價格完成。
初步設計
初步設計研究開始於製造一架軍用S76直升機，基於當前技術發展水平的結構，占主導地位的還是用於主結構的金屬。圖S75-2展示了納入軍用基準的特徵。
然後合成了三種改型的初步設計，分別針對最大重量節省、低雷達可探測性和防彈生存能力進行了優化。然後創造了體現平衡優化所有屬性的最終概念。圖S75-3所示的風洞模型在聯合技術研究中心進行了測試，以評估成形機身和固定起落架的氣動效應。
圖S-75-2，軍用S-76的基準特徵
圖S75-3，S-75風洞模型
與軍用金屬基準直升機相比，主要計劃目標包括節省22％的重量，節省17％的製造成本，降低20％的運營成本。下面列出了其他屬性。
屬性 目標
總重 8470磅
主要任務 兩名全副武裝的士兵@2000英尺高度，95˚F，持續2.3小時
替代任務 6名士兵@海平面標準
防彈耐受性 儘量減少易受特定實心子彈和爆炸物燃燒威脅的薄弱部分
耐撞性 MIL-STD-1290
雷達截面積 從金屬基準減少15分貝
先進航空電子設備，目標鎖定系統 空間，重量和動力
概述
圖S75-4是S-75的三視圖，圖S75-5是縱剖面圖。圖S75-6展示了S-75於1984年8月16日在西科斯基西棕櫚灘飛行試驗中心首飛期間的懸停。西科斯基S-75比競爭對手貝爾D-292 ACAP直升機提前飛行了一年多。
圖S75-4，S-75三視圖
圖S75-5，S-75縱剖面圖
圖S75-6，S-75在西科斯基西棕櫚灘飛行試驗設施的首飛
機身的結構分解如圖S75-7所示。進行了廣泛的權衡，以優化機身各個部分的設計和製造過程。因此，機身由一系列新穎的設計概念和製造工藝組成。這些主要子組件的獨特特性將在後面的章節中討論。
圖S75-7，S-75機身結構分解圖
材料使用情況如圖S75-8所示。主要結構材料是石墨環氧樹脂，凱夫拉環氧樹脂，以及諾梅克斯和鋁蜂窩材料。環氧石墨呈單向編織形式，採用低流動性Narmco 5240樹脂體系。低流動性樹脂體系消除了與早期低粘度樹脂體系相關的難以滲漏的控制手段。其他材料包括尾部整流錐縱梁中的Rohacell®高性能硬質泡沫，支撐燃料箱的防彈泡沫，以及用於防雷擊的鋁網。機身重量的82%為複合材料。金屬部件僅限於耐火發動機艙板、防火牆、小配件、托架和五金製品。根據需要，可從西科斯基數據庫、供應商和專門的鑑定測試中獲得材料性能。
圖S75-9展示了正在評估的各種導電塗層系統的電氣性能。將導電塗料塗在外殼上，以進行雷擊防護。
圖S75-8，機身材料
圖S-75-9，導電塗層系統評估
雷達散射截面積縮減
初步設計被概念化，以探索減少雷達散射截面積的不同的方法，並確定重量、成本和性能、屬性。主要的設計考慮是機身整形和雷達吸波材料的使用。從這些研究中，選擇性特徵被納入最終的S-75設計中。它們包括機身整形，導電塗層透明，和選擇性地使用雷達吸波夾層結構。機身側面傾斜並塗上導電塗層，以使入射雷達波偏離發射接收機。雷達吸波材料應用僅限於主旋翼螺旋架的側面和垂直尾翼面。在飛行中的S-75的正面視圖中，傾斜的機身側面很明顯，如圖S75-10所示。
圖S75-10，S-75正視圖
時間表
圖S75-11展示了ACAP的5年開發時間表，從合同授予到最終交付飛行測試品給陸軍。該項目由西科斯基飛機公司管理，由大力神公司、鹽湖城公司和沃特公司作為主要分包商。大力神公司負責製造尾部整流錐，尾槳塔和水平尾翼。沃特公司在得克薩斯州達拉斯做了詳細設計，並對下機身進行了風險降低開發試驗。所有剩餘的主要子部件均由西科斯基飛機公司在其位於康涅狄格州布里奇波特的複合材料工廠製造。總裝和子系統集成在位於康涅狄格州斯特拉特福德的西科斯基開發製造中心進行。
西科斯基的主要人員包括; 吉姆·雷（項目經理），布魯斯·凱（工程經理），吉姆·麥克維卡（設計總監），赫伯·加布（結構），喬·奧澤斯基（營運經理），丹·拉克（製造工程），休·科爾尼（試驗），西德·格利（項目試飛員），傑克·特塞尼奧（機身設計），休·泰勒（M＆P）和約翰·米爾納（RCS分析）。陸軍的項目工程師是丹尼·古德。圖S75-12展示了在首次展示儀式上的一些ACAP團隊知名人士。
圖S75-11，ACAP開發計劃
ACAP團隊 (A–休·科爾尼，B-丹·拉克，C–布魯斯·凱，D–丹尼·古德，E–喬·奧澤斯基)
設計
西科斯基首次使用了一些專門的軟件程序來設計這架直升機。首先，也是最重要的，是使用西科斯基內部開發的計算機輔助交互設計系統(CAIDS)來進行詳細設計和製造規劃。這是CAD首次用於設計直升機及其相關工裝。以前的直升機是使用墨水在聚酯薄膜圖紙上設計的。圖S75-13中提供了一個圖表，展示了使用CAIDS執行的各種活動。按照今天的標準，這是一個原始的系統，但它代表了未來飛機設計方式的重大變化。除了學習如何使用新的CAD系統外，設計團隊還必須接受複合材料設計方面的培訓。這需要諸如材料，繪圖格式，分析方法和製造過程等基礎知識。設立了特別培訓課程，並傳播給設計團隊。
圖S75-13，西科斯基的CAIDS應用
為了滿足一些軍事需求，獲得並實施了新的軟件計劃。KRASH計劃被用來評估機身在各種碰撞條件下的性能。圖S75-14所示的KRASH模型模擬了飛機質量分佈、機體剛度、起落架能量吸收和機身破碎特性。
圖S75-14，S-75 KRASH模型
用物理基礎模型和HELISCAT計算機程序評估雷達信號特徵。該模型用於計算S-75的雷達散射截面。圖S-75-15展示了該模型。由於ACAP嚴格來說是一個機身研究計劃，因此分析僅針對機身，而忽略了旋翼，發動機和起落架的任何RCS貢獻。這是第一次考慮直升機的雷達散射截面。
圖S75-15，S-75的HELISCAT程序RCS模型
製造了三架S-75，一架工具校樣機身，一架靜力試驗樣機和一架飛行樣機。圖S75-16展示了總裝夾具中的工具校樣樣機。工具校樣樣機用於檢查工裝，然後破壞性地拆除選定區域以評估質量。拆卸檢驗包括從複合材料構件中切割部分，以檢查層壓板的質量是否存在諸如氣孔、空洞、脫層、纖維起皺等缺陷。還對標本進行了機械試驗，以比較“製造”的強度性能和設計容許值。然後對工具校樣樣機進行彈道試驗。圖S75-17展示了在弗吉尼亞州尤斯蒂斯堡的陸軍彈道試驗靶場內試驗之前的工具校樣樣機。
圖S75-16，總裝夾具中的S-75工具校樣樣機
圖S75-17，在弗吉尼亞州尤斯蒂斯堡的陸軍彈道試驗靶場內的S-75工具校樣樣機
為了驗證S-75機身的結構完整性，製造了一架全尺寸的靜力試驗樣機。由於複合材料具有高度的正交各向異性(定向)強度性能，結構測試對複合材料結構尤其重要，即使在今天也是如此。與平面性能相比，層間性能非常低，因此，在結構分析中未考慮的任何小的平面載荷都會產生極其虛弱的效果。試驗樣機經受了臨界飛行和著陸載荷環境。此外，還開發了專門的測試技術，以解決因長時間溫度/溼度暴露導致的材料環境退化問題。然後，這架靜力測試樣機在弗吉尼亞州蘭利的NASA碰撞試驗設施進行了受控碰撞試驗。測試結果將在本文後面討論。圖S75-18展示了在進行擋風玻璃壓力加載試驗之前，在靜力試驗設備中的機身。請注意這張照片中非常窄的擋風玻璃柱。擋風玻璃柱將在本文獨特的設計特色部分進行討論。
圖S75-18，S-75機身在靜力試驗設備中
風險降低開發試驗
在設計階段同時進行了廣泛的風險降低試驗。由於ACAP是一個技術驗證計劃，目的是表明複合材料的性能可與傳統金屬結構相當或優於傳統金屬結構，因此，風險降低開發試驗是開發和證實這些能力的關鍵步驟。其中一些試驗和驗證對於理解複合材料在嚴格的軍用條件下如何表現，開發滿足這些需求的技術以及最終驗證需求合規性是必要的。採用了一種構件試驗方法。測試範圍包括基礎材料鑑定取樣試驗，元件試驗，可生產性驗證，全尺寸次組件試驗，最後是飛機地面和飛行試驗。其中一些試驗是作為並行的西科斯基機身IR＆D計劃的一部分進行的。
圖S75-19。模擬燃料艙外殼防彈試驗
新的產品特點
如前所述，對機身的每個部分進行了分析，以滿足軍事規格要求，然後根據其獨特的幾何形狀、應用負載和接口要求，對機身的重量和製造成本進行了優化。逐步發展的是許多非常獨特、新穎的設計和以前從未使用過的製造工藝。下面的段落將討論機身的每一部分是如何設計和製造的，從機頭開始，一直到尾部。
機頭部分
機頭部分是不採用任何先進技術的例外。它只是一個手糊成型的複合材料結構，採用與其母型S-76相同類型的結構。圖S75-20展示了正在敷設的機頭部分。這種結構包含一個整體式頭錐框架，以及用於下座艙窗和設備艙門的模壓嵌入式後退。
圖S75-20，正在敷設機頭部分
擋風玻璃柱
為了給飛行機組提供無阻礙的能見度，擋風玻璃柱寬度不應超過2英寸，這是眼球之間的距離。任何寬度超過2英寸的東西都會形成一個加寬的錐形障礙物。為滿足這一要求，設計並製造了一種窄梯形拉擠石墨柱。拉擠是一種自動化製造工藝，在這種過程中，增強纖維被浸漬樹脂並通過模具拉出，，以提供切成一定長度的長條材料。它類似於金屬的擠壓過程。柱子不僅要承受擋風玻璃的壓力載荷，而且還要加載受壓以支撐機艙頂部。它的材料主要是單向石墨，在乙烯基酯樹脂中，與隨機纖維亞光層混合，以最大限度地減少單一材料的分裂。該擋風玻璃柱結構於1983年在德克薩斯州休斯頓舉行的塑料工業協會增強塑料/複合材料協會競賽中獲得了飛機/航空航天類別的最高獎項。圖5中展示了一段5英尺長拉擠成型的照片。
圖S75-21，拉擠擋風玻璃柱
下機身
下機身由縱梁，橫向加強框架和有加強肋的凱夫拉蒙皮組成，如圖S75-22所示。主要的功能性需求包括支撐前起落架，機組人員和乘客座椅，貨艙地板和貨物束縛。此外，該結構設計用於通過受控破碎來減弱碰撞能量。這一獨特功能的開發將在本節末尾進行描述。
圖S75-22，下機身結構佈置
蒙皮剪切載荷相對較低，因此，彎曲、斜拉應力設計方法提供了最低的重量。此外，由於凱夫拉和石墨具有相似的拉伸強度，而凱夫拉的密度較低，因此選擇凱夫拉作為首選材料。圖S75-23展示了下部蒙皮，帶有石墨帽，用於與蒙皮整體固化的橫樑，框架和縱桁。然後將複合材料縱桁粘合在石墨帽上。
圖S75-23，下部蒙皮
圖S75-24展示了縱向主樑的敷設。主樑的長度與客艙的長度相同，幷包含一個支撐前起落架的凸起加強部分。
圖S75-24，正在敷設主樑
吸能結構機身開發試驗
陸軍抗撞設計指南此前曾顯示，金屬直升機機身可以通過機身破碎來吸收墜毀能量。這種能力是常規金屬機身結構所固有的。在ACAP之前，人們擔心由於複合材料，特別是石墨纖維沒有屈服強度（線性應力應變至失效），它們無法吸收能量。因此，為了減輕這種擔憂，開發了幾種設計方法以實現能量吸收。然後進行了一系列測試，以量化這種能力。
圖S75-25展示了代表下機身結構的試樣。該圖展示了部件上下顛倒，包含相交的框架和橫樑，以及一段蒙皮。框架和橫樑的上部由高強度石墨環氧樹脂製成，而下部和蒙皮則是凱夫拉環氧樹脂。圖S75-26展示了下部的凱夫拉部分如何擠壓吸收能量，而上部石墨部分保持結構完整。然後將這些測試量化的能量吸收輸入KRASH程序，該程序用於評估系統在指定的組合或滾動、俯仰和下沉速度下的性能。
圖S75-25，下機身擠壓樣品
圖S75-26，擠壓試樣
圖S75-27展示了在負載作用下支撐前起落架的大梁結構的子組件試驗。在大梁下部以珠裝飾的凱夫拉裙邊部分很容易看到斜拉應力皺褶。
圖S75-27，前起落架支撐結構子組件試驗
客艙頂部
客艙頂部支撐主傳動裝置，發動機和飛機操縱系統。圖S75-28展示了完整的客艙頂部組件。縱梁包含主傳動裝置的附件，其將飛行載荷從旋翼系統傳遞到機身中。這是一種全黏合組裝，從未嘗試過的用於傳遞來自旋翼系統的高疲勞載荷的主要結構。
■圖S75-28，頂部結構組裝
圖S75-29展示了安裝框架和橫樑之前的頂部蒙皮。與下部蒙皮相似，彎曲結構用於輕負載蒙皮壁板。在這裡，蜂窩夾層結構蒙皮加強肋一目瞭然。在存在高剪切載荷的情況下，表皮是由石墨製成的，石墨是較暗的壁板。在蒙皮中央部分的一段蜂窩夾層結構，被用作安裝在主旋翼螺旋架內的飛行控制伺服系統和液壓設備的安裝基座。使用膠黏劑粘接來組裝頂部結構。使用圖S75-30中所示的夾具提供的機械壓力對黏合接頭施加壓力。加熱的方法是把整個單元放在烤箱裡。
圖S75-29，客艙頂部蒙皮
圖S75-30，頂部粘接夾具
通過子組件試驗驗證了機身的疲勞強度。圖S75-30展示了旋翼載荷如何施加於子組件頂部結構。頂部結構靜載荷加到設計極限載荷的128％。然後進行70,000次地-空-地（GAG）載荷循環，相當於10,000飛行小時。然後故意切斷其中一根主傳動裝置支撐梁，並施加額外的2,000個GAG循環。因為在疲勞循環期間沒有發生損傷擴展，隨後將樣品加載至失效。失效發生在設計極限載荷的160%，這比該條件要求的載荷高出60％。
圖S75-31，頂部子組件疲勞試驗
主起落架支撐結構
主起落架減震支柱和承託梁由石墨框架和石墨艙壁支撐。圖S75-32展示了模製成框架的加強點，圖S75-33和S75-34分別是一體式框架的一半和艙壁的照片。只是簡單地製造膠合層，然後將它們逐漸減少，以將載荷分配到結構中，代表了整個機身中最優雅的結構設計。
圖S75-32，主起落架支撐框架加強點
圖S75-33，主起落架支撐框架
圖S75-34，主起落架支撐隔板
裝配的凸耳還具有局部破碎能力。這是通過使用主要為+/-45˚的層壓材料結構實現的。此功能的主要目的是能夠容納有些變形的起落架附件，這樣，當起落架在嚴重的碰撞條件下撞擊時，它們不會過早地折斷。圖S75-35展示了從凸耳試樣試驗中獲得的變形。
圖S75-35，凸耳擠壓試樣
預懸掛艙門
艙門安裝問題一直是直升機長期存在的問題，導致漏水。為了解決這個問題，使用了類似於家用門上使用的預懸掛方法。艙門包圍結構由一體式模壓單元組成，該模壓單元包括與門框和蒙皮整體模壓的門側柱。模壓孔是剛性的，通過將柔性蒙皮固定到相鄰的機身框架，而將該單元連接到機身上。由於蒙皮是柔性的，並且開口在結構上與機身結構隔離，因此機身裝配公差不會影響艙門開口。在將其裝配到機身之前。，艙門也會預先安裝在其開口上。圖S75-36展示了預懸掛艙門組件（黃色凱夫拉）如何固定到駕駛艙門框架和後客艙艙壁上。在這張照片中同樣明顯的是安裝在黏合的蒙皮加勁肋（深色條紋）兩端的“雞緊固件”（chicken fasteners），以防止脫落。
圖S75-36，預懸掛貨艙門總成
後機身
後機身包含燃料槽、主起落架和發動機支撐結構。基本的外殼結構是蜂窩夾層結構，除了機身飛行和地面載荷外，還設計用來承受燃料壓力載荷。圖S75-37展示了裝配夾具中加載的一些主要結構部件。在這張照片中可以看到燃料槽緊鄰的艙壁，主起落架支撐框架和尾梁連接的環形框架。艙壁較輕的外側是以珠裝飾的凱夫拉，設計用於在側面碰撞條件下減弱能量。艙壁的下部用波紋結構製成。事實證明，這種波紋結構在承受燃料壓力載荷方面比蜂窩夾層結構更輕。波紋之間的凹槽也提供了裝滿滅火劑粉末的空間，以減輕燃燒威脅引起的火災。圖S75-38展示瞭如何使用短纖維增強泡沫塊來支撐燃料槽。泡沫塊避免了在燃料槽周圍的空隙（空間）中具有任何潛在的可燃氣體，並且消除了在外部夾層蒙皮和側面平坦的燃料槽之間增加結構部件的需要。
後機身夾層蒙皮被敷設在鋼製外殼模具中，如圖S75-39所示。鋼製外殼模具的使用取代了以前用於此類部件的傳統玻璃纖維環氧樹脂模具。鋼消除了與舊模具相關的熱膨脹差和洩漏問題。模具底部的可拆卸芯棒被用來形成外部容器的整體外殼。
圖S75-37，後機身主結構
圖S75-38，增強泡沫燃料槽支撐結構
圖S75-39。後機身蒙皮外殼模具
尾梁
到目前為止，尾梁是製造S-75最具挑戰性的部件。除了正常的結構和頻率佈局要求外，尾梁設計用於嚴格的高爆燃燒彈（HEI）和翻滾的防彈生存要求。如圖S75-40所示，通過融合可承受顯著損壞的大量冗餘的縱梁和框架來提供此能力。然而，為了在HEI威脅的內部爆炸中存活下來，緩解內部壓力的手段是必要的。這是通過在蒙皮上製造爆破補丁來實現的。一個網狀的雙倍條帶被敷設在上面，並延伸到與蒙皮共固化的框架和縱梁之上。然後將狹窄的凹槽切入蒙皮，直到雙倍層。因此，蒙皮只有通過與雙倍層接合的共固化結合劑連接到底層結構上。該接合處足以承受蒙皮剪切載荷，但在受到內部爆炸物爆炸的平面壓力載荷時會分離。在對工具校樣樣機進行全面防彈試驗之前，子組件試驗證明了這一概念的可行性。此外，尾梁的設計是為了在嚴重的碰撞中折斷，以減少起落架必須支撐的機身重量。
圖S75-40，單件纖維纏繞尾梁結構
滿足這些苛刻的尾梁功能要求是最容易的部分。製造尾梁才是最困難的部分。為了滿足苛刻的單位成本要求，尾梁被製造為單個共固化部件，採用自動纖維纏繞技術製造而成。纖維纏繞技術最終演變為纖維鋪放技術。這是第一次使用纖維纏繞來製造這種複雜性的主要結構。圖S75-41展示了在芯棒上裝配內部結構。框架和縱梁之間的部分是活塊，通過在熱壓罐中加熱零件時熔化的粘合劑固定到位。照片顯示一名工人在安裝可拆卸部分，這些部分在粘合劑凝固時用帶子暫時固定。圖S75-42展示了±45˚蒙皮纏繞在已放置在芯棒上的縱梁和框架上。
必須克服的一些問題包括：固化後從結構中取出芯棒，固化後工具質量的冷卻，擠壓縱梁上的蒙皮（圖S75-40中顯而易見），芯和縱梁/框架腹板之間的空隙和間隙，以及尾梁連接法蘭的分層。這些問題中的每一個都是依次解決的，隨後為靜力試驗和飛行樣機制造了優質零配件。最大的問題是，確保縱梁填充材料能夠保持對縱梁/框架腹板的壓力。最初使用蜂窩作為填充材料，但是後來改成了ROHACELL®泡沫，其可以通過預載安裝進空腔中。
圖S75-41，尾梁纖維纏繞芯棒
圖S75-42，尾梁的纖維纏繞蒙皮
機尾
機尾由安裝尾槳的垂直尾翼和水平尾翼組成。這兩個組件都是由尾梁的延伸部分支撐的。垂直尾翼主要的圓翼梁通過簡單的卡箍直接連接到蒙皮殼層結構上。這消除了對更復雜的隔艙壁結構拼接的需求。水平尾翼翼梁以類似的方式安裝在蒙皮上，但實際是通過彈性隔振器連接的。圖S75-43是一張展示了部件的子組件在靜力試驗的照片。
圖S75-43，機尾子組件靜力試驗
尾槳塔
尾槳塔的主要設計驅動因素是防彈生存性和低雷達截面。翻滾的子彈彈道威脅排除了使用常規的箱形梁主翼梁，因為對準翼梁或蒙皮的單發子彈可能會切斷兩個梁帽，完全喪失抗彎強度。垂直尾翼的幾何形狀太小，無法容納多個、非對齊的翼梁，以抵禦這種類型的威脅。解決方案是使用具有足夠恆定圓周厚度的圓形翼梁，以承受來自任何方向的彈道劃痕。通過在機尾子組件靜力試驗樣機上引入模擬彈道損傷，成功地證明了這種能力。圓形橫截面還憑藉其固有的圓周張力能力，還提供了一種抵抗HEI超壓的優良手段。簡單的形狀也提高了可生產性，因為它可以使用自動纖維纏繞設備很容易地敷設。纖維角度針對彎曲和扭轉進行了優化，其中包括使用一些非常規的低角度纖維架構，如圖S75-44所示。完整的翼梁如圖S75-45所示。注意大的加強孔，以允許尾槳驅動軸通過。
最後，圓形翼梁的佈置簡化了適應機翼形雷達吸波蜂窩夾層結構外蒙皮的能力。圖S75-46展示了這種佈置。
圖S75-44，纖維纏繞尾槳塔翼梁
圖S75-45，完整的尾槳翼梁
圖S75-46，尾槳塔蒙皮組件
水平尾翼
水平尾翼是一個相當簡單的三件式組件，由兩塊蒙皮和一個“M”形翼梁組成。“M”形翼梁消除了對肋條的需要，因為翼梁的中央“V”部分形成了連續的翼展方向桁架，其能夠對彎曲和扭轉載荷作出反應。如圖S75-47所示，將翼梁粘合到蒙皮上。蒙皮的後緣是以珠裝飾的，並且使蒙皮充分硬化以將空氣動力載荷傳遞到主翼梁而不需要肋條。圖S75-48展示了完整的尾翼。
圖S75-47，尾翼翼梁和蒙皮組件
圖S75-48，粘合尾翼組件
試驗與驗證
除了之前闡述的子組件試驗、拆卸、靜力試驗和彈道試驗之外，還進行了可靠性和可維護性驗證，全尺寸耐撞性試驗和飛行試驗。
可靠性和可維護性
複合材料結構消除了與腐蝕、緊固件相關的問題，提供了優良的疲勞強度，從而提高了結構的可靠性和可維護性。然而，易受衝擊損傷和可修復性是令人關切的問題。為了解決衝擊損傷，分析了潛在的風險，然後進行了衝擊試驗，以確定可減輕損傷的閾值材料層壓板構型。還進行了修復驗證，以展示如何修復小損傷。這通常是用溼鋪工藝完成的。然而，對於因撞毀或彈道衝擊造成的大規模損傷情況，開發了一種獨特的模塊化修復方法。由於機身是由大型共固化和粘合的部件製造的，拆卸和更換被認為過於繁重。模塊化修復方案是將大型部件分成較小的部分，由組合的複合材料修復帶固定。因此，如果在其中一個區域內發生大的損傷，受損的結構將沿著修復帶被切割，一個新的模塊將使用雙倍帶被機械地固定在組合修復帶上。基本上，沿著虛線切割。圖S75-49展示瞭如何切割大截面後機身，然後使用這種模塊化修復方法重新安裝。
圖S75-49，模塊化維修驗證
耐撞性
在弗吉尼亞州漢普頓的NASA蘭利衝擊動力學研究設施（IDRF）進行了全尺寸碰撞試驗。IRDF是一個240英尺高的龍門結構，用於進行輕型飛機和直升機的全尺寸碰撞試驗。圖S75-50展示了直升機被如何懸掛到龍門上，當釋放時，它以受控的速度和姿態搖擺到地面。
圖S75-50，NASA衝擊動力學研究設施
在該設施進行了兩次S-75碰撞試驗。第一次試驗是在靜力試驗樣機上進行的，下沉速度為38英尺/秒，具有10度的滾轉和俯仰。墜機被認為是可以存活的，客艙容積保持不變，即頂部沒有塌陷，駕駛艙和客艙內的模擬人沒有承受過大的減速力。隨後在1999年對飛行器進行了一次碰撞試驗，以收集更多數據並進行相關的碰撞分析。圖S75-51展示直升機撞擊地面，尾梁按預期折斷。
圖S75-51，S-75碰撞衝擊
飛行試驗
進行了一次相對較短的飛行試驗計劃，以證明基本的飛行特性。這是一次極限載荷測量、振動和操縱品質評估的試飛。圖S75-52展示了直升機飛越佛羅里達州西棕櫚灘。
圖S75-52，佛羅里達州西棕櫚灘的飛行試驗
成就/成績
達到或超過了所有ACAP技術要求和目標。下面總結了這些成績。
目標 目的 達成
減輕重量 22% 23%
節省費用 17% 20%
可靠性改進 20% 25%
彈道脆弱性 減至最少 極小
有效載荷 360磅 708磅
最大速度(Vh) 140節 141節
可負擔性是一個關鍵目標，降低製造成本主要通過減少零件和緊固件數量來實現。圖S75-53將複合材料機身的零件和緊固件計數與其金屬基準進行了比較。由此產生的人工和材料的單位制造成本，以1990年美元幣值表示，如圖S75-54所示。雖然材料成本確實增加了，但勞動力的減少抵消了這些成本的增加。
圖S75-53，零件和緊固件計數比較
圖S75-54，機身成本比較
後記
ACAP是一個非常成功的計劃。它表明複合材料可用於主要機身結構，可減輕重量，降低單位和壽命週期成本，並滿足所有軍事需求。開發了各種各樣的設計方法和製造工藝，可以應用於未來的應用。確定了複合材料的設計過程、程序和技術條件。同樣重要的是，創建了一個熟練的產品開發團隊。
為了充分認識到生產與常規金屬結構相比更具成本競爭力的複合材料結構的能力，在西科斯基旗下創建了一家新的商業企業。西科斯基複合材料產品部門的成立是為了向通用航空和其他航空航天製造商提供複合材料部件。這一業務後來發展成為聯合技術公司和陶氏公司的陶氏-UT子公司，隨後被出售給了今天還存在的吉凱恩航空結構（GKN Aerostructures）公司。ACAP的技術也為波音-西科斯基LHX團隊的計劃提供了信心，然後為RAH-66直升機製造了複合材料機身。
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