В середине 60-х годов появилась идея несущей системы, известная на Западе как ABC (Advancing Blade Concept - Концепция опережающей лопасти). Одним из недостатков традиционного вертолета является срыв потока на отступающей лопасти, появляющийся на больших скоростях. Именно эта причина является основной, ограничивающей скорость полета. Идея ABC подразумевает управление углом установки лопасти, при котором подъемная сила образуется только на движущихся против потока лопастях. Для устранения возникающего при этом опрокидывающего момента предполагается установка соосной системы, состоящей из двух винтов, вращающихся в противоположные стороны. Фирма Сикорского начала работы над этой концепцией в 1965 году. В 1972 году удалось убедить руководство армии США выделить 9,9 млн.долларов на разработку и постройку экспериментального вертолета ABC, получившего обозначение XH-59A.
По своей схеме вертолет Sikorsky S-69 (XH-59A) отличается от созданных ранее фирмой Сикорского, которая никогда не выпускала соосные вертолеты. Лопасти верхнего и нижнего несущего винта сдвинуты по фазе на 60% обеспечивая прохождение суммарной тяги через ось вращения. Крепление лопастей - жесткое, исключающее маховое движение на больших скоростях. Отсутствуют горизонтальные и вертикальные шарниры, ограничители свеса лопастей и демпферы. Изменение углов установки лопастей несущего винта в пределах 0-70" обеспечивается двумя автоматами перекоса. Верхний и нижний несущие винты не взаимозаменяемы из-за различной крутки лопастей. Во время полета расстояние между концами НВ 0,60 м слева и 1,2 м справа. Стабилизатор имеет рули высоты. Вертикальные кили закреплены на концах стабилизатора и имеют рули направления.
К 1960-м годам Сикорский считал, что технология продвинулась до такой степени, что стало возможным практическое применение этой концепции. Были подготовлены конструкции ротора, системы привода и органов управления, а также изучены предварительные проекты летательного аппарата. В то время усилия были направлены на разработку концепции, но без конкретной цели. Стало очевидно, что самой большой проблемой будет конструкция лопастей ротора. Лопасти несущих винтов производства Sikorsky в то время имели лонжероны, изготовленные из экструдированного алюминия постоянного сечения. Компания ABC требовала, чтобы лонжерон был коническим как по диаметру, так и по толщине стенки, чтобы выдерживать высокие изгибающие моменты, возникающие при перемещении подъемной силы ротора за осевую линию ротора. Также требовался титан, а не алюминий, чтобы получить прочность и модуль, необходимые для практической конструкции лопасти.
После ряда неудачных запусков в течение следующих четырех лет был разработан производственный метод, в котором использовалась 17-футовая экструзия титана 6AL-4V, которая подвергалась механической обработке как внутри, так и снаружи для получения конического диаметра и толщины стенки. Затем лонжеронным трубам придавали эллиптическую форму путем скручивания в керамических штампах для горячего формования. Это оказалось успешным, хотя это был сложный и дорогостоящий процесс, стоимость которого была бы непомерно высока, если бы ABC был конкурентоспособным для производственного проекта. Испытательный ротор диаметром 40 футов был изготовлен в 1970 году и испытан в аэродинамической трубе NASA Ames размером 40x80 футов. Это подтвердило основную концепцию перспективного винта и привело в 1972 году к контракту с армией США на проектирование, изготовление и летные испытания вертолета-демонстратора ABC, получившего обозначение XH-59A. Изготовлено два аппарата.
Первые испытания в июле 1973 года подтвердили принципиальную возможность реализации концепции ABC. Однако, через месяц вертолет на малой скорости на летном поле, потерял продольное управление и упал с высоты 9 м, и разбился. Команда разработчиков никогда раньше не имела дела с такой жесткой роторной системой. Было много опасений по поводу чрезвычайно высокой управляющей мощности, которую мог развивать ротор. В результате система управления была разработана с очень низким коэффициентом усиления, чтобы элементы управления не были слишком чувствительными. В начальных тестах зависания это, похоже, сработало. Однако, когда пилоты выходили из режима зависания, чтобы перейти к прямому полету, самолет имел тенденцию поднимать нос. Пилот вводил все больше и больше циклов вперед, чтобы противодействовать этому, пока ручка не оказалась на передней остановке, а вертолет все еще не двигался вверх. Пилот уменьшил коллектив, чтобы вернуть его на землю. Хвост первым коснулся земли, и вертолет перевернулся, пока лопасти не коснулись земли, роторная система была разрушена. Оба пилота не пострадали.
Это отбросило программу более чем на год, пока причина аварии не была установлена. Был сделан вывод, что коэффициент усиления системы управления был слишком низким, чтобы охватить все режимы полета. Вертолет №1 был реконструирован для испытаний в аэродинамической трубе, но не возвращен в состояние пригодное для полета. Летные испытания второго вертолета возобновились в ноябре 1974 года. В 1981 году была проведена обширная программа летных испытаний продолжительностью около 170 летных часов. В течение этого периода ВМС, ВВС и НАСА присоединились к армии для оказания финансовой поддержки. С июля 1975 года по март 1977 года конфигурация вертолета проходила испытания. Диапазон испытаний был расширен до горизонтального полета со скоростью 156 узлов, скоростью пикирования до 186 узлов и высотой до 14 000 футов.
Полеты на вспомогательных силовых установках выполнялись с апреля 1978 г. по январь 1981 г. Была установлена дополнительная силовая установка (2 двигателя ТРД J 60-Р-2, 1014,5 кВт х 2) для достижения скорости порядка 500 км/ч. Во время испытаний был получен КПД несущего винта равный 0,76. Для сравнения, КПД обычного винта порядка 0,75. Шум от винтов на 15 дБ меньше, чем у Bell AH-1, так как отсутствует хвостовой винт. Вертолет XH-59A выполнил практически все поставленные перед ним технические задачи. Была достигнута максимальная скорость горизонтального полета 240 узлов, что сделало этот вертолет первым винтокрылым аппаратом, достигшим этой скорости без использования вспомогательного крыла, что подтвердило основную концепцию движущихся лопастей. Стабильность и управляемость оказались на высоте. Весь режим полета был выполнен без какого-либо оборудования для искусственной стабилизации.
Экспериментальный вертолёт Sikorsky S-69 (XH-59A) был вертолетом с уникальной конструкцией, созданный исключительно как испытательный аппарат для роторной системы с продвинутой концепцией лопастей. Ротор диаметром 40 футов, который был испытан в аэродинамической трубе в 1970 году, был рассчитан на полную массу 14 500 фунтов и скорость 230 узлов, что в то время считалось размером с широким диапазоном возможностей для выполнения полетов. В 1972 году, когда была начата разработка XH-59A, Сикорский заинтересовался воздушной бронированной разведывательной машиной, или AARV, которая была меньшего размера (этот вертолет имел обозначение - Sikorsky S-73). Поэтому диаметр ротора был уменьшен до 36 футов. Конструкция лопастей была аналогична конструкции ротора в аэродинамической трубе. Петли в конструкции не было. Изменение шага производилось с помощью обычных подшипников качения. Лезвия были с конусом 3º. Между двумя роторами было расстояние 30 дюймов.
Планер имел круглое поперечное сечение, рассчитанное на экипаж из двух человек при расположении бок о бок, и с небольшой кабиной для экспериментального испытательного оборудования. Для снижения стоимости, система привода ротора и вспомогательная силовая установка не были объединены. Для привода роторов использовались два двигателя P&WA PT-6. В качестве вспомогательной силовой установки использовались два двигателя J-60 и их североамериканские гондолы Saberliner (которые ранее использовались на экспериментальном составном вертолете Sikorsky S-61F). В трансмиссии использовалась простая составная планетарная передача, обеспечивающая два выходных вала встречного вращения и высокое передаточное число.
Одна из проблем соосности несущего винта заключалась в том, как обеспечить контроль рыскания самолета. С роторами, вращающимися в противоположных направлениях, не требовалось хвостового винта для реакции на крутящий момент ротора. Управление рысканием могло быть просто достигнуто за счет использования дифференциального общего шага на двух роторах для создания момента рыскания на фюзеляже. В прошлом это успешно применялось на большинстве вертолетов соосной схемы. Проблема заключалась в том, что при малой подъемной силе или при отсутствии подъемной силы ротора результирующий момент рыскания отсутствовал. Хуже того, при авторотации управление рысканием меняло направление. Одной из уникальных особенностей коробки передач Sikorsky S-69 (XH-59A) была способность создавать дифференциальные обороты ротора, которые обеспечивали моменты рыскания, которые не менялись при авторотации. Несмотря на то, что эта функция была спроектирована для коробки передач, во время программы летных испытаний она не потребовалась.
Управление рысканием достигалось за счет использования дифференциального общего шага в режиме висения, которое прекращалось на скоростях от 40 до 80 узлов, а управление по рысканию обеспечивалось рулями направления. H-образное хвостовое оперение с рулями направления использовалось для более эффективного вывода вертикального оперения наружу. Вертолет был разработан для полетов с установленной вспомогательной двигательной установкой J-60 или без нее. По мере развития конструкции вес вертолета увеличивался до такой степени, что он не мог зависать с установленными J-60, поэтому испытания в режиме вспомогательной силовой установки требовали разбега со взлетной полосы. Sikorsky S-69 (XH-59A) показал отличную управляемость. Благодаря жестким роторам, отсутствию рулевого винта и использованию отдельной вспомогательной двигательной установки, органы управления были почти идеально ортогональными. Каждый управляющий вход обеспечивал желаемый управляющий отклик с небольшим посторонним откликом на других осях.
Армия США завершила свое официальное участие в программе в мае 1981 года оперативной оценкой вертолета XH-59A, в аннотации к заключительному отчету армии резюмируются следующие выводы:
«Характеристики управления полетом NOE показали, что XH-59A способен выполнять сложные, требовательные маневры, требуемые тактической средой NOE. Контурные летные характеристики показали, что XH-59A способен пересекать местность на высокой скорости (215 узлов) в контурном полете, что сокращает время реакции на цели и оборону противника. Концепция Advancing Blade продемонстрировала отличный потенциал для применения в тактических армейских вертолетах. Продемонстрированная маневренность, стабильность и повышенная скорость предоставят тактическим летным экипажам дополнительные возможности сражаться и побеждать на современном поле боя». Команда поставила самолету наивысшую оценку за характеристики управляемости при зависании вне земли (HOGE). В высокоскоростном полете «… XH-59A управлялся как вертолет с неподвижным крылом».
К 1981 году программа разработки XH-59A была завершена. Практика создания вертолета Sikorsky S-69 (XH-59A) доказала, что концепция ABC позволяет расширить диапазон скоростей полета вертолета. Однако, сравнительно большая масса вертолета, большие нагрузки на втулке несущего винта привели к тому, что Sikorsky S-69 (XH-59A) остался экспериментальным вертолетом, а его принципы пока не реализованы в серийных машинах. Проект Sikorsky S-69 (XH-59A) был последним, в котором принял участие основатель фирмы И.И.Сикорский. 26 октября 1972 года он скончался. Один экземпляр Sikorsky S-69 (XH-59A) в настоящее время хранится в Музее авиации армии США в Ft. Rucker, Alabama.
Технические характеристики Sikorsky S-69 (XH-59A)
Экипаж: 2
Длина: 12,42 м
Высота: 4,01 м
Полная масса: 5670 кг
Максимальный взлетный вес:
- 4990 кг с турбореактивными двигателями
- 4082 кг без турбореактивных двигателей
Силовая установка: 1 турбовальный двигатель Pratt & Whitney Canada PT6T-3 Turbo Twin Pac , 1825 л.с. (1361 кВт)
или 1500 л.с. (1119 кВт)
Силовая установка: 2 турбореактивных двигателя Pratt & Whitney J60-P-3A с тягой 3000 фунтов-силы (13 кН) каждый
Диаметр несущего винта: 2 х 310,97 м
Площадь несущего винта: 189,2 м2
Максимальная скорость:
- 487 км/ч с турбореактивными двигателями
- 289 км/ч без турбореактивных двигателей
Крейсерская скорость: 202 км/ч
Практический потолок:
- 7600 м с турбореактивными двигателями
- 4572 м без турбореактивных двигателей
Скорость подъема: 6,1 м/с на скорости 259 км/ч
