弁言
二戰之後，世界各國上下整頓，更知航空飛行器對於未來戰爭的重要性，於是著意擴展航空飛行器的數量和種類，以謀求能夠立於“不敗之地”。期間直升機行業也得到了長足的發展，自伊格爾·西科斯基先生創造出真正的實用直升機以來，多種構型的直升機皆蓬勃發展，其中以共軸為主要佈局特色的直升機研製工作也是熱火朝天，多種型號的共軸直升機在此期間被研製出來。
圖——卡莫夫設計局的共軸直升機已成為該設計局的標誌
及至上世紀六十年代，蘇聯卡莫夫設計局已成功實現共軸直升機的量產，其後更是以此為特色，大力發展共軸直升機，可謂譽滿全球，提及共軸，必以卡莫夫設計局為尊。然而，說到底，卡莫夫的共軸直升機，其本質還是兩副常規旋翼部署在同一軸上，反向旋轉而已，該構型中，共軸反轉的目的主要還是以雙旋翼代替單旋翼帶尾槳，從而實現更緊湊、機動性更優等特點。
至於“前行槳葉”、“升力偏置”等概念，卻從未在這些共軸直升機中被認真考慮過，而西科斯基公司則想前人所未想，不僅用共軸取代了尾槳和尾梁，更輔以操縱性優異的剛性旋翼，打造出了“前行槳葉概念”旋翼這一傑出設計，終是在共軸直升機之路上比卡莫夫更進一步。
而配備“前行槳葉概念”旋翼技術的第一架直升機就是西科斯基公司的XH-59A技術演示驗證機，若是沒有該機的成功，必不會有之後名動全球的X2概念驗證機，更不會有此後的S-97 掠奪者 和如今SB>1型挑釁者複合式直升機。
本文就將向讀者朋友們介紹西科斯基XH-59A/S-69前行槳葉概念旋翼複合式演示驗證直升機的研製背景和歷程，與諸君共賞。
研製背景——群雄逐鹿，豈可無創新？
在上世紀六十年代中期，世界各國直升機行業的諸多公司都開始探索擴展直升機飛行速度包線的新技術。當時絕大多數公司的設想都是通過“複合式直升機”的設計來達成高速的需求，所謂“複合式”一般都是指在常規直升機的基礎上，加裝輔助的機翼和推進裝置來卸載高速飛行狀況下主旋翼的垂直升力和前進拉力。
起初，西科斯基公司也抱有類似的想法，在大獲成功的S-61/H-3（其軍用型號為大名鼎鼎的SH-3海王直升機）基礎上進行改裝，打造了S-61F/NH-3複合式高速直升機。但與此同時，西科斯基公司積極探索，想前人之所未想，基於“前行槳葉概念旋翼”（ABC； Advancing Blade Concept）打造了另一型高速型直升機。
對於常規直升機旋翼而言，由於旋翼始終處於週期性旋轉中，因此一側旋翼迎風而上，一側旋翼順風而下，迎風側被稱為“前行側”，而順風側則被稱為“後行側”，由於旋翼槳葉旋轉線速度會沿著槳葉半徑方向向外增大，因而後行側槳葉受到前飛來流和槳葉旋轉來流的影響，會形成一片“反流區”，在該區域內，局部氣流將從槳葉的幾何後緣吹向前緣，造成失速，導致後行側槳葉升力驟降，為了維持滾轉平衡，必須通過週期變距操縱使得前行側槳葉的升力也降低，因此影響到旋翼所產生的整體拉力。
圖——常規直升機前飛氣流分佈示意圖，圖中右側為前行側，左側為後行側，後行側“Reversed Flow”即為反流區，反流區面積會隨著前飛速度增大而增大
而隨著前飛速度增大，後行側反流區將增大，前行側升力不得不進一步操縱降低，從而限制了最大前飛速度。“前行槳葉概念”的提出，就是為了解決後行側槳葉失速的問題，通過上下剛性雙旋翼共軸反轉的設計，使得上下旋翼的前行側對稱分佈，從而互相平衡，不再需要考慮常規直升機中需要靠前行側來平衡後行側升力的問題。
同時，西科斯基還加裝了輔助推進裝置來提供更強勁的前飛推力，如此一來，旋翼不需要低頭來提供前飛的水平拉力分量，整個槳盤平面幾乎可與來流速度相切，大幅降低了高速前飛過程中的阻力。
圖——前行槳葉概念旋翼技術演示驗機XH-59A
但從理論技術而言，上世紀三十年代的直升機理論教材中就已經出現過前行槳葉的概念，但是理論歸理論，憑當時的生產製造工藝水準，是毫無可能實現結構強度滿足要求的“前行槳葉概念”旋翼的。前行槳葉概念旋翼是不存在揮舞鉸的，是以旋翼槳葉的剛度必須非常大才能夠承受升力中心從旋翼中心偏移出去帶來的彎矩。從這個角度上來講，相比於當時的直升機旋翼，前行槳葉概念旋翼更類似於一副較大的空氣螺旋槳。
圖——正如我前文所言，對於常規直升機而言，其後行側的升力必須完全依靠前行側來平衡，由此後行側升力的限制也約束了前行側升力的增加
圖——而對於ABC旋翼而言，由於槳盤兩側各有一個前行側和後行側，因此後行側升力不再需要前行側來平衡，所以後行側升力的限制不再約束前行側升力的增加
通過這一佈局設計，旋翼升力的增大將不會再受到前飛速度（或者高度）的限制，這一技術的實現，在直升機技術領域可謂是一次革命性突破。
圖——上圖是旋翼升力與速度關係圖，從圖中可以看出，隨著前飛速度的增大，常規直升機（下方曲線）升力難以維持，不到150節（約277.8千米/時），就幾乎下降了一半；而對於ABC旋翼來說，隨著前飛速度的增大，旋翼升力不僅不會下降，反而能夠緩步提升
圖——上圖是旋翼海拔高度與升力關係圖，從圖中可以看出，隨著海拔高度的增大，常規直升機（左側曲線）升力先緩慢下降最後快速下降；而ABC旋翼直升機的升力則先隨著高度增大緩慢增大，中間有一段快速增大的區域，最後到達一定高度之後，升力將趨於穩定，不在隨海拔增大而增大
剛性槳葉製造工藝的突破——愈挫愈勇，有志者事竟成
西科斯基在六十年代再回過頭來看三十年代的理論技術，認為前行槳葉概念的實際應用已經存在可行性了。於是他們專門組建了一支技術團隊，於1964年啟動了前行槳葉概念的“理論變為實際”工作。技術團隊針對旋翼系統、傳動系統和操縱系統進行了多輪設計迭代，隨後針對驗證飛行器的初步設計展開了細緻的研究。當時，西科斯基公司對這一概念的探索純粹出於“試驗”性質，並沒有任何具體的任務牽引。
很快，西科斯基的技術團隊發現整個項目工作中最難的地方就是如何實現旋翼槳葉的製造。當時，西科斯基的生產型旋翼槳葉翼梁都是通過等截面擠壓鋁型材製造的。ABC旋翼則要求翼梁的徑向和壁厚都要錐型設計，以承受升力偏置導致的巨大彎矩。相比於鋁型材，鈦型材更適合用於製造實用的ABC旋翼，因為它具備更大的強度和模量。
在此後的四年裡，西科斯基的技術團隊經歷了一段慘淡而艱苦的時光——他們在槳葉的製造工作上經歷了無數次似乎沒有盡頭的失敗。不過他們愈挫愈勇的精神最終帶來了回報——他們發明了一種17英尺6AL-4V擠壓鈦材的製造工藝，該工藝在內、外部兩側加工，以此製造徑向和壁厚都呈錐型擠壓件；然後將翼型管熱成型為橢圓形，並在陶瓷熱成型模具中完成扭轉成型。
通過反覆的試驗，西科斯基的技術團隊一致認為該製造工藝是相當可行的。儘管這項製造工作相當的繁瑣且成本高昂，但是西科斯基公司上下仍然非常振奮。試想一下，假如說ABC旋翼的生產製作不是如此令人望而卻步，反而相當簡單、人人可做的話，西科斯基又如何佔領技術高地呢？
圖——生產製造中的XH-59A
飛行測試——先抑後揚，絕知此事要躬行
1973年6月份，XH-59A完成了首飛，一切順利。然而，一個月之後，首架XH-59A技術演示驗證機卻在低速試飛中出現了故障。
原來技術團隊以往從未嘗試過剛度如此之高的旋翼系統，因此旋翼系統的“過高操縱功效”一直是他們關注的重點，最終他們設計的操縱系統增益非常低，以免出現“過於敏感”的操縱響應。
這一設計思路在懸停測試中表現非常良好，但是，當試飛院試圖從懸停轉換到前飛之時，問題就出現了，這架飛行器在轉換的那一瞬間立刻趨向於抬頭飛行。試飛員一次又一次地向前推杆來修正這一“自動響應”，可即便他已經把操縱桿推到了前推的限制位，XH-59A仍然保持抬頭。試飛員不得不放下總距回到地面。
保持抬頭狀態緊急著陸的XH-59A毫無意外地尾部首先著地了，然後整架飛行器發生了側滾，旋翼擊打到了地面上，整個旋翼系統瞬間被毀。萬幸的是，兩名試飛員都沒有受傷。
這一事故導致整個XH-59A項目延期了一年之久，直到事故的原因被確定。最終的評估報告認為，該機操縱系統的增益設計實在太低了，操縱範圍無法覆蓋整個飛行包線。第一架被毀的XH-59A原型機最終被重新修好了，但是後續僅用於風洞試驗，再也沒有重上藍天。
圖——1974年NASA埃姆斯中心的XH-59A風洞試驗
1974年11月，第二架XH-59A重新啟動了飛行測試。自此到1981年，XH-59A完成了大概170個小時的飛行測試。在此期間，美國海軍、空軍、NASA和美國陸軍一道向該項目提供了大量的財政支持。
從1975年7月份到1977年3月份進行的是直升機模式的飛行測試。該測試的飛行包線範圍達到了平飛速度156節（約180千米/時），俯衝速度186節（約214千米/時），飛行高度14000英尺（約4267米）。
從1978年4月份到1981年1月份進行了加入輔助推進裝置的飛行測試。在這段時間內，XH-59A幾乎完成了所有的技術指標。其最大平飛速度達到了240節（約444千米/時），使其成為第一架不需要加裝輔助機翼，僅通過前行槳葉概念技術就到達該速度的旋翼飛行器。測試中，XH-59A的操縱性和穩定性被認為是非常出色，它在全飛行包線的測試中都沒有假裝任何的輔助增穩裝置。
直升機行業方興未艾之時，發明家們多通過多旋翼/縱列式/橫列式等佈局來平衡反扭矩，唯獨伊格爾·西科斯基先生敢想敢做，發明了單旋翼帶尾槳的佈局，多年以來成為了常規直升機的標誌性佈局；多年後，大公司們多通過加裝輔助機翼來打造高速型複合式直升機，唯獨西科斯基公司想前人所未想，把前行槳葉概念旋翼落到實處，形成了獨具一格的剛性共軸高速型複合式直升機，並在共軸領域走到了世界前列，鑄就了大名鼎鼎的X2系列直升機，未來的複合式直升機標杆到底會不會仍由西科斯基引領呢？且拭目以待。
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