S-69是美國西科斯基飛機公司為美國陸軍研製的前行槳葉方案旋翼研究機，陸軍編號XH-59。1972年2月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XH-59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。1973年7月第1架研究機首次試飛，1975午7月改動後的第2架研究機XH-59A開始試飛。該機曾創造487公里/小時和7770米的速度和升限紀錄（無附加機翼直升機的）。1982年西科斯基公司在XH-59A的基礎上發展了新的前行槳葉方案旋翼驗證機，編號XH-59B。
基本介紹
- 中文名稱：S-69直升機
- 研製時間：1972年
- 國家：美國
- 研製單位：美國西科斯基飛機公司
- 美國陸軍編號：XH-59
- 首飛時間：19973年
發展沿革,技術特點,總體布局,旋翼系統,機身結構,動力裝置,傳動系統,技術數據,尺寸,面積,重量和載荷,性能,
發展沿革
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。
1972年2月美國陸軍空中機動研究發展試驗室和西科斯基公司簽訂契約，設計、製造和試飛兩架ABC旋翼研究機，用以驗證ABC旋翼的性能、操縱品質和機動能力。後因第一架XH-59A失事，契約又擴大到包括研究機的詳細設計修改和製造。到1979年，該計畫的投資約2550萬美元。
旋翼前行槳葉對氣流的壓縮及後行槳葉的失速，影響了直升譏性能的提高，後行槳葉失速還意味著槳葉的最大升力能力低。要維持橫滾平衡，前行槳葉的升力要限制在一個較低的數值範圍，達樣前行槳葉在無效迎角範圍工作，性能下降。為避免失速和可壓縮性的影響，並充分發揮前行槳葉升力能力，出現了前行槳葉方案旋翼(ABC旋翼)。這種旋翼有兩副共軸反轉的剛性旋翼，能承受最大的橫滾力矩。當速度增加時，每副旋翼的後行槳葉卸載，升力逐漸轉移到前行槳葉一邊，因槳葉前行時的動壓較高，能更有效地產生升力，從而避晃了後行槳葉傳統的失速及隨之而來的性能、機動能力受到限制和旋翼載荷高的缺點。
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。
第一架XH-59A於1973年7月以純直升機形式進行了首次試飛，同年8月因低速時周期操縱要求比早先分析的要大，在約56公里/小時，因縱向操縱不足而墜毀。失事後進行了一系列低速試驗和詳細研究，不少地方更改了設計並改進了操縱系統。這樣，計畫耽誤了兩年，用第二架XH-59A進行的試驗計畫於1975年7月才恢復。1977年3月完成純直升機形式試驗鑑定。原計畫在1977財政年度開始高速飛行試驗(裝兩台J60渦輪噴氣輔助推進發動機)，後改成低速，貼地飛行試驗。1977年7月，公司接受了由陸軍、海軍和NASA聯合資助的一筆350萬美元契約，用來進行高速飛行試驗。1978年中，在完成了1/5縮尺模型風洞試驗和初步鑑定之後，XH-59A由船運到西科斯基飛機公司的西棕櫚海灘試驗基地進行高速試驗。1980年2月6日試飛中，前飛速度達420公里/小時。
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。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。
技術特點
總體布局
XH-59A是驗證ABC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。
動力裝置
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。
傳動系統
傳動裝置設計功率為1119千瓦。
技術數據
尺寸
旋翼直徑 10．97米
旋翼槳葉尖削比 2：1
旋翼槳葉扭度(非線性) -10°
旋翼槳葉平均弦長 0.44米
旋翼實度(總) 12.7%
機長 12.62米
機身長 12.45米
機高 3.94米
橫向輪距 2.44米
平尾展長 4.72米
面積
平尾 5.57米
垂尾 2.79米
升降舵(占平尾的%) 25%
方向舵(占垂尾的%) 30%
重量和載荷
空重(純直升機狀態) 4086千克
(加輔助推進動力裝置) 5675千克
旋翼槳盤載荷
(純直升機狀態) 44千克力/米
(加輔助推進動力裝置) 61千克力/米
性能
最大設計平飛速度
(純直升機狀態) 315千米/小時
(帶輔助推進裝置) 555千米/小時
最大設計巡航速度 463千米/小時
爬升率(277千米/小時) 不小於25米/秒
有地效懸停升限
(純直升機狀態) 2042米
(帶輔助推進裝置) 183米
過載
(純直升機狀態) +2.5
(帶輔助推進裝置) +2.0
