H-59直升機

S-69是美國西科斯基飛機公司研製的前行槳葉方案(Advancing Blade Concept，ABC)旋翼研究機。S-69為公司編號，陸軍編號為XH-59A。這種布局具有兩副共軸式反向旋轉剛性旋翼，能承受最大橫滾力矩。隨著飛行速度的增加，每副旋翼的後行槳葉不斷卸載，升力逐漸轉移到前行槳葉一邊，因槳葉前行的動壓較高，能更有效地產生升力，從而避免了後行槳葉傳統的失速和隨之而來的性能、機動能力受到限制和旋翼載荷高的缺點。

基本介紹

• 中文名：H-59直升機
• 外文名：Sikorsky H-59
• 國家：美國
• 研發單位：西科斯基飛機公司
• 首飛時間：1973年7月26日
• 用途：前行槳葉方案旋翼研究機

編號

H-59直升機是美國西科斯基飛機公司研製的前行槳葉方案旋翼研究機，其公司編號為S-69，XH-59為美國陸軍編號，X代表該型為研究機。

發展歷程

傳統的旋翼受前行槳葉壓縮效應和前後行槳葉壓頭差的限制，影響了直升機高速性能的提高。為防止後行槳葉失速，並維持橫滾平衡，前行槳葉必須限制在一個較低的迎角範圍，這樣整個旋翼的性能必然下降。為避免前行槳葉的壓縮效應和後行槳葉失速，充分發揮前行槳葉的升力能力，於是就出現了前行槳葉方案布局。這種布局具有兩副共軸式反向旋轉剛性旋翼，能承受最大橫滾力矩。隨著飛行速度的增加，每副旋翼的後行槳葉不斷卸載，升力逐漸轉移到前行槳葉一邊，因槳葉前行的動壓較高，能更有效地產生升力，從而避免了後行槳葉傳統的失速和隨之而來的性能、機動能力受到限制和旋翼載荷高的缺點。

大約在40年前，格勞特(Glauert)就已提出前行槳葉方案旋翼系統，但由於當時的技術水平和條件的限制沒有重視這種系統的研究，然而它已為後來的研究奠定了基礎。西科斯基飛機公司從1964年開始研究這種旋翼系統，從1967年起進行了大量的風洞試驗，以後又進行了有關部件的工藝試驗及結構疲勞試驗。所有這些均為陸軍和西科斯基飛機公司簽訂設計製造研究機契約準備了必要的條件。

建造中的H-59

前行槳葉方案旋翼研究機計畫的目標是，在NASA艾姆斯研究中心用12.2米直徑的旋翼進行全尺寸風洞試驗之後，在飛行中評定前行槳葉方案旋翼系統的性能。研究分兩個階段：第一階段，飛機以純直升機形式進行試驗，第二階段，在該機兩側安裝輔助推進系統進行高速飛行試驗。

風洞試驗

1972年2月7日，西科斯基飛機公司與美國陸軍簽訂了一項設計、製造和試飛兩架研究機的契約，用以驗證前行槳葉方案旋翼的性能、操縱品質和機動能力，編號為XH-59A。

1973年7月26日，第一架研究機首次試飛。同年8月24日，XH-59A以46-56公里/小時和15米飛行高度進行低速低空飛行時，由於縱向操縱不當，機頭突然上仰，失去高度而墜毀。

1975年7月21日，經過大量改動後的第二架XH-59A開始試飛。從1975年到1977年8月的飛行試驗中，海平面平飛速度已達296公里/小時；3050米高度平飛速度290公里/小時；小角度俯衝速度達360.5公里/小時；側飛速度達74公里/小時；後飛速度達56公里/小時。這架XH-59A一度達到了487公里/小時的最大飛行速度和7770米升限。這是迄今世界上唯一不加裝附加機翼而能達到如此高的飛行速度的旋翼機，同時也是迄今世界上唯一不降低操縱、懸停和低速飛行性能而能達到上述性能的旋翼機。

1981年末，位於美國巴拉亞拉克堡的美國陸軍部試飛中心對XH-59A又進行了一系列試飛鑑定。隨後，又在各個主要軍事基地進行了一系列巡迴飛行表演，從而引起了各方面對XH-59A的關注。

試飛鑑定表明，前行槳葉方案驗證機技術可以滿足美國陸軍提出的輕型直升機計畫中輕型攻擊、偵察和通用任務要求。於是，美國陸軍一些官員提議為前行槳葉方案旋翼計畫投資，以便全面驗證和發展這項技術。

1982年，西科斯基飛機公司在XH-59A的基礎上發展了新的前行槳葉方案旋翼驗證機，編號為XH-59B。這架驗證機的機體、起落架和燃油系統與XH-59A通用，但裝有一副直徑為10.97米複合材料槳葉的先進無軸承旋翼系統。動力裝置採用兩台通用電氣公司的T700渦輪軸發動機。採用新型主減速器和旋翼控制系統。

設計特點

總體布局

XH-59A是驗證前行槳葉旋翼系統可能性和可行性的研究性直升機，有良好的機身氣動流線型，機身尾部的平尾兩端裝有垂尾，分別有升降舵和方向舵。設計過載範圍-0.5～+0.5(純直升機型)和-0.5～+2.0(加輔助推進裝置型)。

旋翼系統

2副共軸反向旋轉的剛性旋翼，每副旋翼有3片用單根整體鈦合金大梁、玻璃鋼蒙皮和蜂窩結構後緣組成的槳葉。為增強槳葉展向剛度，大梁中添加了硼纖維增強劑，大梁壁厚隨著槳葉半徑變化而變化，槳根處壁厚42.2毫米，槳尖處僅為1.9毫米。槳葉靜態撓度是槳葉半徑的0.2%。槳葉平面形狀的尖削比為2：1，翼剖面從20%半徑處的63(230)-224A過渡到62%半徑處的63(230)-213A翼型。接著過渡到72%半徑處的23012(64)翼型。從72%處直到槳尖止，保持23012(64)翼型不變。槳葉扭轉-10°(非線性)。槳葉通過套筒和滾柱軸承組件連線到槳轂上。每片槳葉重116.1千克。有大梁裂縫監測系統。槳葉沿用該公司目前生產中大量使用的鈦合金大梁，旋翼重量898千克，占總重的15%以上，若將來採用碳纖維複合材料做槳葉大梁和其他材料做槳轂時，能減輕重量227千克，旋翼系統則可能只占總重的11%左右。

為兼顧純直升機飛行狀態和帶輔助推進裝置狀態的性能，旋翼軸傾斜角為0°。上下旋翼槳葉間距132.1厘米。旋翼正常轉速310轉/分。旋翼預錐角為3°，預後擺角1.4°。槳尖設計速度198米/秒(純直升機型)和137米/秒(加輔助推進裝置型)。在100%旋翼轉速時，自轉下降速度為17.3米/秒。

機身結構

流線型全金屬半硬殼式圓形截面結構。通常固定翼飛機的全金屬懸臂樑結構的平尾，升降舵面積為平尾的25%；垂尾和方向舵安裝在乎尾的兩端，方向舵面積為垂尾的30%。

駕駛艙內坐2名駕駛員，每側有一艙門。進入機艙的艙門位於駕駛艙左舷後側。

可收放三點式起落架。前起落架有2個輪胎，向後收入機身，每個主起落架有1個輪胎，向內收入機身。

動力傳動系統

機身內裝1台總功率為1343千瓦PT6T-3/T-400渦軸發動機，其最大連續功率為1194千瓦，乾重288千克。輔助推進裝置為2台J60渦輪噴氣發動機，分別裝在機身兩側，每台推力1496千克，乾重212千克。燃油量916升。

傳動裝置設計功率為1119千瓦。

技術參數

H-59

幾何尺寸	旋翼直徑	10.97米
	尾槳直徑	2.01米
	機長	12.42米
	機高	3.94m
重量與載荷	最大起飛重量	5171千克
飛行性能	最大平飛速度	487千米/小時
	巡航速度	185千米/小時
	升限	7770米
	爬升率	6米/秒