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(1)抑制机上大质量设备的冲击;
(2)提供合适的乘员缓冲系统;
(3)有效的紧急离机逃生出口:
(4)预防机体坠落后发生火灾。
抗撞设计的第一步,是尽可能吸收冲击能量。
陆军原要求UTTAS直升机起落架,需在机体以12.8米/秒垂直速度下坠时,吸收绝大多数冲击能量,不过YUH-60A在坠落测试中,未完全达到这个设计目标。
YUH-60A主起落架可通过58.4厘米的缓冲行程,为机体提供平均9g的减速。
起落架由上、下两支气体-液体避震缓冲支撑杆构成,在3米/秒降落速度下,仅由下支撑杆提供缓冲,上支撑杆的缓冲机构是锁住的;
当降落下沉速度超过3米/秒时,下支撑杆活塞行程被压缩到底后,会解开上支撑杆的避震缓冲机构,让上支撑杆吸收后续的冲击能量,这种两段式缓冲机制可承受18g的最大冲击负荷。
当遭遇超过起落架所能承受的10.6米/秒的下坠速度时,则由座椅与机体结构的缓冲、变形,来为乘员提供抗撞保护。
YUH-60A的座椅均具备抗撞缓冲功能。
正、副驾驶座椅底部都有30.4厘米行程的两段式缓冲支架,可承受14.5g的冲击负荷;
乘客座椅则是利用机舱顶部的绕线轮,用绳索与座椅背部的框架连接,吊接在机舱顶部,具有25.4厘米缓冲行程,可承受的冲击负荷上限也是14.5g。
YUH-60A的机体结构设计,则可在遭受坠落冲击时尽可能保持机舱完整,让乘员不致因机舱变形而受到伤害。
所有结构部件都由具备良好延展与能量吸收能力的铝合金制成,以便在遭受坠落冲击时吸收发动机等大质量组件的动能,让机舱结构的受损降到最低,而不是一味的提高结构负荷强度。
这些设计,可让YUH-60A以每秒11.6米/秒的下坠速度时,仍能确保85%的机舱空间。
为预防坠落冲击导致的火灾,须尽可能降低机载可燃性液体受冲击时的漏泄问题,并让液体可能的溢出区域远离火源。
为此YUH-60A的油箱采用MIL-T-27422B规范制造,可在满载或标准容量下承受从近20米高度下落的冲击,而不致发生泄漏。
供油管路则采用自封式的弹性软管制成,通过同样是自封式的断流阀与油箱连接,供油管路特地设置于机舱顶部,以避开在坠机时最容易受到冲击损害的机身侧面与底部。
降低易损性越战经验显示,多数直升机战损都是发动机、燃油与飞行控制系统遭弹道损伤所致,所以陆军要求UTTAS直升机的关键部件,要能抵御包括23毫米高爆燃烧弹在内的防空火力威胁。
但在显著减少战场易损性的同时,又不能带来过多重量增加,因此除提高弹道防护能力外,还须通过多种措施综合使用来达成,包括关键设备的冗余重复配置、结构掩护,以及飞行必要组件的分离布置等。
如UTTAS规格中要求2具发动机需彼此相隔1.5米,正副驾驶座椅也需相隔1.2米,就是基于关键系统重复与分离配置的原则,避免单一命中即造成整个系统失效。
YUH-60A的飞行控制系统设计,也尽可能分离正、副驾驶所用的控制缆线,即使其中一条缆线损坏也能维持控制。
针对只能单一配置的旋翼与传动系统,YUH-60A的齿轮箱采用内置润滑油管线,而且还具备30分钟无润滑油运作能力,并通过了陆军要求的60分钟无润滑连续操作测试。
此外,西科斯基还采用许多有助于改善易损性的新材料技术,如以电渣重融钢材制成的液压伺服组件、抗碎挡风玻璃与座舱结构以及主/尾旋翼叶片翼梁等。
降低可观测性是减少易损性的另一种方法,YUH-60A针对红外线特征、运转噪音、肉眼与雷达可视度同时下手。
在开发发动机排气红外线抑制套件的同时,通过翼尖后掠的主旋翼设计大幅降低翼尖速度,使运转噪音降低许多。
另外挡风玻璃具有降低反光的效果,而挡风玻璃涂层与座舱蒙皮设计也能略微减少雷达散射截面。
降低易损性的最后一点,是改善单发动机下的作业能力。
UTTAS直升机由于特别要求高温、高海拔作业性能,具有更大的动力余裕,同时也带来了比早期双发直升机更有效的单发动机操作能力。
弹道防护
改善弹道防护能力是最直接的提高生存性作法,在这方面YUH-60A的主旋翼叶片与尾衍结构,都拥有防护23毫米高爆弹的能力,主旋翼桨壳、尾旋翼叶片与尾旋翼传动轴也具弹道防护能力。
正、副驾驶座椅则采用陆军指定的陶瓷装甲板,与西科斯基早先用在海军CH-53D上的双硬度钢板相比,这种高硬度碳化硼陶瓷装甲板可节省30%以上重量。
高效率的旋翼叶片设计 旋翼系统是UTTAS计划中最具挑战性的技术领域之一,陆军在RFP中订出了相当苛刻的性能要求,但空运需求却又限制了可用的旋翼尺寸,所以要设法提高旋翼叶片升力,才能以较小的旋翼得到足够气动力性能。
最后,设计小组导入独特的Beta翼尖扭转结构、SC-1095翼剖面,以及沿用翼尖20度后掠等设计,得到升力系数较传统翼剖面高出10%~20%的全新旋翼构型。
在材质方面,西科斯基在UTTAS中选择钛合金作为翼梁材质,以在高扭转下承受前向飞行时所带来的更大应力负荷。
由钛合金板弯曲焊接而成的管状钛合金翼梁,强度比铝合金翼梁高2倍,并具更好的弹道防护性,可抵御23毫米高爆弹。
至于主旋翼桨壳则舍弃传统的全绞接式设计,改用西科斯基当年海军的CH-53D旋翼改进计划中研发的橡胶轴承。
桨壳支臂内含合成橡胶制成的球形弹性轴承,使叶片与桨壳构成柔性连接,叶片的变距、挥舞与摆震运动都是通过叶片根部弹性轴承的受压或剪切变形来实现,零件数大幅减少,构造也大幅简化,无须润滑,可减少维护时间。
由于位于桨壳支臂内的轴承能得到钛合金桨壳结构保护,弹道防护性也大幅提高。
尾旋翼部份,则采用源自联合飞机研究实验室的上下旋动式无轴承式设计,两片由石墨纤维翼梁结合玻璃纤维翼面构成的尾旋翼,利用两片钛合金夹板固定成十字形,相对于传统设计可减少87%零件数与30%重量。
最终构型成形
3架YUH-60A原型机在1974年10月到1975年3月间陆续投入试飞,但却暴露不少缺陷,须赶在交付给陆军测试前修正。
其中最严重的问题是机舱震动过大、重心过后导致姿态变换钝重迟滞。
以及阻力过大造成航速不足。
震动问题
为确保乘员的舒适与机载系统的可靠性,陆军要求UTTAS乘员舱震动标准是0.05g,仅相当于上一代机型的1/4。
但在初步试飞中,YUH-60A正、副驾驶座-的垂直方向震动等级分别达到0.2~0.5g与0.2~0.78g之间,远高于陆军要求。
西科斯基尝试了多种解决方案,最后把注意力转到旋翼安装高度方面。
抬高旋翼安装高度的构想,最初并非是针对改善震动问题,而是为解决初期试飞中发现的向前飞行阻力高于预期的问题。
西科斯基认为,较低的旋翼位置产生的干扰气流场,会增加向前飞行的阻力,当技术人员尝试提高旋翼位置时,却意外发现旋翼安装高度与旋翼震动间存在极大关联。
最后设计小组开发了一种两段式旋翼轴解决了问题,执行飞行任务时可在旋翼轴装上一段由钛合金锻造的旋翼轴延长器(套筒),使旋翼位置抬高38厘米;
空运时则可移除这个延长器,并解开4根变距控制杆,降低高度。
试验证明,这种设计可满足陆军订出的1.5小时空运整备时间要求,但重新安装延长器恢复飞行能力的作业需要13人/小时才能完成,高于陆军要求的5人/小时。
西科斯基在1975年5月17日进行了抬高旋翼构型的首次试飞,试飞员报告机体震动确实大幅减低,最后3架原型机都被修改为新构型。
不过前述减震方案虽然颇有成效,但仍无法把震动水平降到陆军要求范围。
分析显示,机舱结构对于旋翼震动的应仍然过大。
设计小组采取两种方式来改善这问题,一为在机舱顶部、传动系统前后各安装1组吸震器,二为在驾驶舱到货舱间的隔框底板上,增设石墨纤维条来强化结构。
到1976年初原型机交付给陆军的前几周,西科斯基才确认最终减震方案。
这些措施将振动水平降到0.1g以下,虽然这与陆军原始标准仍有差距,但这已经是在时间与成本限制下、且不付出过多重量代价所能得到的最佳结果,于是0.1g变成为新的量产标准。
重心过后 为提供足够的前向飞行稳定性,并减缓主旋翼下气流的影响,YUH-60A采用了面积高达5.6平方米的后掠式固定水平安定面,但却造成重心过后,以致紧急减速或起飞时,机头抬起角度过大妨碍到视野,而且从悬停状态转换成向前飞行也比较困难。
西科斯基曾尝试为YUH-60A改用S-61的水平安定面,但效果有限。
后来又尝试了z型尾翼构型,将面积缩小一半的水平安定面安置在垂直安定面顶端,却又发现面积过小以致稳定性不足。
当西科斯基正进行尾翼修改试验时,发生了一个插曲。
1975年2月底某天,波音?
伏托尔1架从该公司纽约卡尔佛顿试验场起飞的YUH-61A,突然飞临位于康乃狄克州史丹福的西科斯基测试场,投下一个包着一本《给笨驴钉上尾巴》儿童书的包裹,这个来自竞争对手的示威举动,却给西科斯基设计小组带来灵感。
他们仿效了YUH-61A的全动式水平安定面,以一组安置在尾衍末端的3.7平方米全动式水平安定面代替原始设计。
新尾翼的首次试飞在1975年3月13日进行,证实可解决原有问题,成为日后标准构型。
机动性与速度不足 陆军要求UTTAS直升机必须达到上拉爬升1.75g持续3秒、然后下推0.25g回到原有高度的机动性,以满足“地貌追沿飞行”经常需要的机动动作。
西科斯基一开始选择的SCl095翼剖面,虽具有较高的升力系数,但在试飞中却无法达到上拉爬升1.75g持续3秒的要求。
最后把主旋翼叶片50%~82%翼展段的翼剖面改为SC1094R8,不但能达到上拉爬升机动要求,还能将下推机动性扩展到0g,比陆军要求的0.25g更好。
初期试飞的另一问题是巡航速度比预期低20节,预期应能达到148~150节,但试飞员回报,到了125节就遇上瓶颈。
经一连串风洞试验后,设计小组发现原始设计的圆滑机背构型,在机身与尾衍过渡区域的上表面会产生气流剥离;
而通过新设计的机背构型,并略为提高T700发动机转速,成功使巡航速度恢复到147节。
黑鹰直升机诞生
经过近1年的厂商内部试飞后,波音?
伏托尔与西科斯基两家厂商各自累积了约550小时试飞时数,接着在1976年3月向陆军分别交付了3架YUH-61A与3架YUH-60A原型机,准备开始长达8个月的官方竞争试飞(GCT)程序。
除了由军方拨款建造、按合约交付给陆军的3架原型机外,两家厂商还各自保有1架自费建造的原型机,供内部研发以及向潜在民间用户展示之用。
按初始规则,规划GCT应在1976年1月开始,但因1架YUH-61A在1975年11月11日发生坠落迫降事故,虽然试飞员在抗撞设计保护下毫发无伤,但机尾却严重受损,以致波音?
伏托尔在1976年1月只能交付2架YUH-61A。
有人建议改以波音?
伏托尔自身拥有的那架原型机,替代受损的YUH-61A送交陆军测试,但按法律规定,UTTAS计划只能使用政府预算建造的原型机与相关设备,若要使用波音?
伏托尔拥有的机体,还需另外申请国会批准。
最后陆军决定等到波音?
伏托尔在1976年3月修复受损的YUH-61A后,再启动GCT。
在此之前,陆军则按既定时间表于1976年2月,向两家厂商发出关于量产提案的指示书,要求两家厂商在5月前递交正式的量产提案。
陆军在GCT阶段预定对两种机型分别进行790小时试飞,在3月中接收两家厂商的原型机后,将两款机型各3架原型机中的2架,空运到佐治亚州的班宁堡,另1架则送到加州爱德华空军基地。
在班宁堡的原型机经过短暂展示飞行后,便自行飞往阿拉巴马州洛克堡,展开为期3个月的发展测试(DT),包括基本飞行性能与功能试验,以及军方空地勤人员的训练。
结束洛克堡的DT作业后,两款UTTAS原型机又飞往肯塔基的坎贝尔堡,开始3个月的作战测试(0T),在日、夜与不同气象条件下,搭载完整的11人步兵班模拟实战环境中的空中突击任务。
在OT与DT进行的同时,被送到爱德华空军基地的那1架原型机,则在设于该基地的陆军工程飞行行动(AEFA)组织管理下,装上全套飞行遥测仪器,进行飞行性能、稳定性与控制系统方面的试验。
在开始试飞之前,两家厂商都先利用地面测试载具(GTV)完成发动机、传动系统与旋翼的功能测试,接下来GTV则被用于动力/推进系统的功能验证。
在生存性方面,两种机型都通过实际发生的事故,展现了抗坠毁设计的有效性。
YUH-61A的事故是发生在GCT之前的波音?
伏托尔内部试飞阶段,而YUH-60A的事故则是在坎贝尔堡进行的DT阶段发生。
1976年8月9日晚上11时,满载14名乘员的YUH-60A1号机由于飞行员发觉机体出现不寻常震动,紧急迫降在附近丛林深处。
隔天当陆军搜救队与西科斯基技术人员前往失事地点时,发现该机外观只有4片主旋翼与4片尾旋翼的蒙皮略有损伤,机体结构完好,发动机与齿轮箱也能正常运作,无漏油或其它会影响飞行的关键系统损伤。
于是技术人员在现场为该机更换了新的主旋翼与尾旋翼叶片,在事故发生后的第3天便让该机自行飞回基地,日后这架原型机也得到“凤凰”的绰号。
事件过后2周,UTTAS计划经理劳尔少将在8月23日致函西科斯基总裁特拜斯的信中说:
“尽管这是一起不幸的意外,我们仍从中学到许多。
实际看过坠落现场后,我必须说这是对于贵公司飞机坚固性的良好验证――只换了主旋翼与尾旋翼叶片就能飞回基地,显示结构非常完好。
”
在试飞进行时,两家厂商均在1976年5月交付了量产提案,陆军将依据GCT试飞结果与厂商量产提案,在11月决定竞标获胜者,并于12月签订量产合约。
经过为期半年的审查后,负责研发的陆军助理部长米勒在同年12月23日宣布,由西科斯基赢得生产工程阶段(PEP)与成熟阶段合约,同时也正式将UH-60命名为“黑鹰”。
1979年完成成熟阶段作业,首架UH-60A量产机则于1978年10月交付给陆军,并于1979年6月进入101空中突击师正式开始服役,就此展开了“黑鹰”直升机迄今30多年的漫长服役生涯。
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