從上世紀五十年代末開始，洛克希德公司就使用CL-475型直升機來開發「剛性旋翼」（Rigid Rotor）的概念，加裝剛性旋翼的直升機被認為比鉸接式旋翼的直升機具有更好的操縱品質。CL-475型直升機的潛能激勵洛克希德公司進一步謀求在直升機領域的發展。為此，洛克希德公司向美國陸軍提交了一份用CL-475直升機來代替貝爾公司的OH-13「蘇族」直升機和希勒OH-23「渡鴉」直升機來作為軍用偵察直升機，但是並沒有得到積極回應。不過與此同時，1962年2月份，洛克希德公司的「模型186」（Lockheed Model 186）直升機——一種基於CL-475剛性旋翼直升機的新設計——卻被美國陸軍和海軍聯合項目選為獲勝者，由此揭開了本文的主角「XH-51系列剛性旋翼試驗直升機」的一系列研究測試的序幕，下面請看正文。
剛性旋翼初體驗——XH-51A試驗型直升機的特點
洛克希德公司的XH-51系列直升機對於美軍來說是極具價值的新技術試驗平臺，在該系列直升機中首次測試或者試驗改進的許多技術和系統後來都被納入後續的先進直升機設計中，尤其是大名鼎鼎的AH-56A「夏延」直升機，而XH-51A直升機本身也一直在美軍中承擔試驗任務，直到上世紀六十年代末才正式退役。
△大名鼎鼎的AH-56A「夏延」直升機正在進行實彈射擊測試
洛克希德「模型186」直升機是面向上世紀六十年代初，美國陸軍和海軍對高速、高機動性直升機提出的聯合需求而設計的。該機演示驗證了陀螺穩定的剛性旋翼系統（Gyro-Stabilized Rigid Rotor）所能為旋翼類飛行器帶來的出色的操縱品質。這種陀螺穩定系統通過萬向節連接在旋翼軸上，起到一種旋翼槳距伺服機構的作用，並能夠補償由於槳葉彎曲帶來的操縱反饋。 除了保持直升機的操縱品質之下，這種旋翼系統還消除了此前直升機上普遍存在的較大的振動問題，這些由於旋翼運動而產生的振動大大增加了飛行員駕駛直升機的挑戰性和疲勞程度。這種極具優越性的系統當然很快就吸引了美國軍方的注意力，尤其是洛克希德公司的設計師們指出這種新的旋翼系統除了有上述好處之外，更能提升直升機的最大空速的時候。
我在之前的很多文章中都寫到過，後行槳葉失速（Retreating-Blade Stall）的問題是直升機飛行速度理論限制的關鍵原因之一，與此對應，剛性旋翼系統由於不存在鉸鏈設計，因而能夠延緩後行槳葉失速邊界的到來。除此之外，由於剛性旋翼操縱響應滯後時間的明顯縮短，配備這種旋翼系統的直升機能夠完成更為複雜的機動或者特技動作，遠遠超過當時最常見的鉸接式旋翼直升機。六十年代初，洛克希德飛機公司（Lockheed Aircraft Company）打造了第一架配備無鉸式旋翼系統的「模型186」直升機，並在「蘭利跨音速動力學風洞」（Langley Transonic Dynamics Tunnel；TDT）進行了測試，這些準備工作都為XH-51試驗直升機的項目發展奠定了基礎。
△XH-51A直升機經常通過在空速管上或側邊掛載重物（比如一個人）來展示剛性旋翼的優秀操縱品質
1962年，美國海軍和陸軍共建的XH-51直升機項目小組向洛克希德公司訂購了兩架「模型186」直升機，其中第一架直升機在同年11月份完成了首次飛行測試。這架直升機被美國軍方定型為「XH-51A」，編號是61-51262，其飛行測試由美國海軍和陸軍的直升機飛行員共同完成。
△第一架XH-51A試驗直升機降落在美國驅逐艦「奧茲本」（DD-846）上
性能大突破——複合式XH-51A試驗直升機的誕生
在第一架XH-51A直升機初步展示剛性旋翼系統的潛能之後，隨之而來的第二架試驗機，也就是複合式構型版本的XH-51A，在性能提升方面給美軍飛行員留下了深刻的印象。這架編號61-51263的試驗直升機其改裝涉及內容包括增加了一個外掛安裝的普惠（Pratt&Whitney）J60噴氣式發動機、固定在機身下側的短機翼和一副尺寸增大的水平安定面以及其他一些細節方面的改動。
△被改裝成複合式構型的第二架XH-51A試驗直升機
複合式版本的XH-51A直升機採用了直徑35英尺、四槳葉陀螺操縱的剛性旋翼；其附加的短機翼則能夠在該機進行高速飛行的時候承擔升力，從而實現主旋翼拉力的卸載；上文提到的J60噴氣式發動機則安裝在左側機翼翼根部位，從而為全機提供高速飛行的升力；該機尾部則設計有水平安定面和垂直安定面，以及一副用於提供反扭矩和航向操縱的兩槳葉蹺蹺板式尾槳。洛克希德飛機公司的設計師們認為該機的短機翼只需要提供升力而不需要提供操縱面，所以並沒有為其設計副翼，他們認為XH-51A的剛性旋翼系統能夠在任何拉力狀態下通周期變距操縱為全機提供足夠的俯仰和滾轉力矩。
在複合式XH-51A直升機在高速狀態下飛行的時候，旋翼拉力卸載，此時如果發生主發動機失效的狀況，就有必要重新為旋翼加載拉力，從而保證平穩過渡到自轉狀態。由於此時機翼承擔著較大的升力，所以僅僅只通過增加旋翼的總距角是無法及時實現旋翼拉力加載的。為了克服複合式XH-51A直升機存在的這一問題，洛克希德公司的設計師們為該機的機翼設計了擾流板，並建立了一套應急程序——在飛行員發現主發動機出現故障的時候，通過擾流板的偏轉來卸載機翼的拉力，同時增加旋翼槳距角來加載旋翼的拉力，從而確保該機平穩過渡到自轉下滑狀態——這種創新的設計在飛行試驗中取得了令人滿意的效果。
△XH-51A試驗直升機的三視設計草圖
這架經過改造之後的複合式XH-51A直升機在1964年9月份進行了首次飛行測試，並在1967年6月份創造了時速487公裡的非官方直升機飛行速度世界紀錄。在旋翼拉力卸載的高速飛行中，後行槳葉失速對於直升機性能和操縱品質的影響幾乎可以忽略不計。這是因為後行槳葉時速僅僅只會發生在槳葉旋轉線速度較低的「反流區」，所以「反流區」主要位於旋翼槳盤後行側接近槳根的局部區域內。因此，對於這種旋翼系統來説，如果必須通過90°和270°方位角形成升力差來實現操縱力矩的話，那完全可以通過操縱改變來流速度較高的前行側的升力來實現。
在此之前，美國直升機界已經對複合直升機進行過一些探索，但是這些研究工作主要是針對複合式直升機在速度方面的增益和瞬態過載係數等特性的研究。儘管其中有些項目也取得了成功，但是其所觸及的範圍往往都限制在一定的航速範圍內。但是隨著對複合式直升機正式投入應用的迫切需求，設計人員越發希望能夠獲得在整個航速範圍內關於機動性和敏捷性的信息以及對應的動態載荷變化以及操縱特性的定量數據來幫助他們進行複合式直升機的設計工作。
△XH-51A直升機展示其剛性旋翼系統所帶來的出色機動性
按照編號DA 44-177-144C-150（2）的合同，洛克希德-加利福尼亞公司（Lockheed-California Company）於1965年5月份基於配備剛性旋翼系統的複合式XH-51A直升機進行了速度包線飛行拓展測試。該項目的目的主要就是研究這種複合式直升機的飛行特點，尤其是在200~230節的速度範圍內其飛行品質、性能、結構載荷、振動和機動性等方面的特點。洛克希德的飛行測試完成了該項目的要求，並證實了複合式XH-51A直升機的最大平飛速度可以達到236節（1節大概是1.852千米/時）。
不過遺憾的是，洛克希德公司的設計師始終無法把在XH-51A直升機上取得成功的技術應用到尺寸規模擴大5倍的AH-56A「夏延」直升機上，隨著尺寸規模的擴大，設計師碰上了始終無法解決的技術問題，這些技術難題主要集中在氣動彈性穩定性和結構動力學方面，並最終導致美國陸軍在1969年徹底取消了夏延直升機的投產計劃。
△保留在博物館中的XH-51A機身看著還挺新
在NASA手中「玩出」新花樣——先進技術的溫床XH-51N
1965年初，美國國家航空宇航局（NASA）得到了第三架XH-51試驗直升機，隨後對該機展開了一系列飛行測試，到了上世紀七十年代，這架試驗直升機還被運到英國皇家航空研究中心（RAE；Royal Aeronautical Establishment）進行飛行測試，這架試驗直升機被定型為「XH-51N」。NASA詳細測量了XH-51N直升機旋翼系統的揮舞變形和弦向變形，也記錄了旋翼軸和變距鉸的應變量，該機的操縱系統的幾個主要部件也都安裝了載荷和位移量記錄裝置。除此之外，研究人員還為該機配裝了加速度傳感器、速率陀螺儀和振動傳感器等多種測量儀器來對其進行全方面的數據記錄。
與其他4架被製造出來的XH-51系列試驗直升機不同，XH-51N採用的是早期的3槳葉旋翼系統，而其他的幾架直升機則都採用了4槳葉旋翼系統，其中包括按照美國陸軍要求進行飛行測試的複合式XH-51A直升機。
XH-51N試驗直升機採用了許多獨特的特性，除了無鉸式剛性旋翼之外，該機的一大特點就是在操縱系統中加入了一套機械陀螺儀，這樣一來飛行員就不是直接操縱旋翼，而是向陀螺儀提供力的輸入，然後，陀螺儀就會根據飛行員的輸入或者槳葉向前掃略的反饋為旋翼系統提供操縱輸入量。這套操縱系統是後來AH-56A「夏延」直升機使用的操縱系統的前身，其設計理念雖然是為了提升XH-51A直升機的操縱品質，但是「夏延」直升機的試飛過程中卻發現了一系列問題，這些問題嚴重限制了「夏延」直升機的發展。
△正在進行風洞試驗測試的XH-51試驗直升機
XH-51N直升機的另一個獨特特點就是採用了一套用來控制座艙振動的座艙隔離系統。該機在振動控制方面還採用了槳葉配重塊的設計，加裝的配重塊能夠調整旋翼槳葉的二階揮舞頻率，從而控制槳葉的振動水平。在對XH-51N直升機進行試驗性研究的時候，研究人員分別對該機在是否安裝座艙隔離系統和是否加裝槳葉配重塊的情況下進行了飛行測試，記錄了機動飛行過程中旋翼載荷以及動力學特性參數。測試結果發現在座艙隔離系統被固定並且槳葉配重塊被移除的情況下，座艙的振動水平較高。
研究人員發現該機和貝爾H-13直升機的旋翼系統相比，其槳葉的弦向彎曲和揮舞彎曲的幅度都要來得更大。而在機動飛行過程中，揮舞彎曲力矩和弦向彎曲力矩的數值都超過了測量所得的槳轂系統所能承受的最大值，在實驗過程中，旋翼系統的載荷是通過遙測技術實時監測的。研究人員認為這是無鉸式旋翼由於其等效揮舞鉸偏置量較高所帶來的固有問題，所以他們必須採用增加配重塊等一些不同的設計思路來解決振動過大的問題。
△貝爾的H-13「蘇族」直升機採用了兩片槳葉的半剛性旋翼，旋翼下方設計有和旋翼成直角的穩定杆
為了降低剛性旋翼系統的振動水平，研究人員在進行飛行試驗研究的過程中，為了降低XH-51N直升機槳葉振動載荷，還採用了另一種獨特的設計，也就是一種被稱為「Ogee」的弧線型槳尖設計，研究人員認為這種槳尖設計能夠降低槳尖渦的渦流強度，從而減小旋翼槳葉的槳渦幹擾，從而降低旋翼系統的振動水平。「Ogee」槳尖是由約翰·沃德設計出來的，然後研究人員在一個小尺寸的煙風洞中對「Ogee」槳尖和傳統的矩形槳尖進行了初步的對比測試分析。這些初步試驗表明，與傳統的矩形槳葉相比，採用「Ogee」槳尖設計的槳葉，其槳尖渦強度降低了高達40%，後來，隨著XH-51N試驗直升機項目的技術，研究人員還在NASA的蘭利研究中心以UH-1H型為平臺，對「Ogee」槳尖設計進行了全面的評估工作，當然這就是另外一個故事了。
△所謂「Ogee」槳尖，本質上就是一種弧線型設計的槳葉尖端
XH-51系列直升機的誕生可謂是洛克希德公司邁向直升機領域的初步嘗試，其前衛的「剛性旋翼」設計一方面為直升機旋翼技術的發展注入了新鮮的血液，一方面也由於「過於激進」，從而為AH-56A「夏延」直升機項目的最終落幕埋下了伏筆，而隨著「夏延」直升機項目的徹底取消，洛克希德公司的在直升機領域的步伐也就此止步。