中國網 china.com.cn 時間： 2008-12-10
發表評論>>美國萊特兄弟獲得有動力的、重于空氣的、固定機翼的飛行方式不到24年，德國在1936年試驗具有垂直飛行能力的并列旋翼Focke Fw 61，讓全世界大吃一驚，并使得以前所有受限的垂直領域的飛行嘗試逐漸衰落。
然而，它整體性能是適度的，特別備受關注的是前飛速度。甚至在艾戈爾.西科斯基公司將現在這種一個單個巨大主旋翼帶一個小的反扭距尾槳的構造完美化后，同固定翼飛機對照直升機的速度仍然有限。盡管西科斯基的基本設計經歷了時間的考驗，并成為世界范圍內的占統治地位的直升機（如今將近95％的直升機是這種結構），普遍使用的所有在役直升機經受著一個最主要的局限性：前飛速度未能超過200節（230英里/小時）。盡管直升機的影響巨大，西科斯基認識到這是直升機從開始就固有的速度限制，并預言直升機的速度永遠無法與飛機相匹配。對大多數過去的事例來說他無疑是對的，特別是在一個如此稱謂的術語——“純”直升機領域。然而旋翼機飛行的速度追求驅使設計者考慮另外一種選項：復合直升機。
“復合直升機”的定義還處在公開討論階段（見工具條）。雖然許多人主張增加推進力最必要，此舉將直升機置于“復合”范疇，其他人堅持認為僅僅需要增加升力，或是必須同時進行兩樣。焦點集中在如何稱謂“推進復合”上，下面的章節提供有關不同的直升機一種寬泛的觀點，這些帶有某種輔助的推進裝置（一個或更多個推進螺旋槳或是噴氣引擎）的直升機曾飛過數年，這項調查也給出一個簡要的回顧：不同的制造商選擇不同的方法在保留直升機無以倫比的垂直飛行的優勢同時解決增加前飛速度的問題。
“復合”并不意味著重復以前的歷史，過去的70年中已經看到過超過兩打不同的旋翼同螺旋槳或噴氣發動機的組合方式。如今我們見到眾多“復合直升機”的新概念，既能懸停又具有高速前飛能力。幾年以后，我們將見到增加推進螺旋槳的西科斯基X2，帶有尾噴管的匹而斯凱X-49A，還有噴氣發動機的格隆兄弟“亞當”直升直降飛機，這些飛行器全部開始了飛行測試。此外，貝爾公司成功完成推進式反扭距系統（Propulsive Anti-Torque System，PATS）的地面測試，計劃用于現已取消的“無人作戰武裝旋翼飛行器”（Unmanned Combat Armed Rotorcraft，UCAR）項目或是其他領域。加之，“復合浪潮”持續不斷在高速旋翼飛機研究領域出現，不管是發起單位——美國陸軍、國家航空航天管理局（NASA），或是國內資金支持，自然會因為增加機翼、推進螺旋槳或噴氣發動機，在自重、載重和燃料消耗方面額外付出。因此設計者必須小心謹慎地考慮任務需求，決定最佳地設計解決方案。所以沒有一架復合直升機曾達到量產規模，而將來也絕不會看到光明前景。
雜交機型浮現
人類的飛行追求導致多數飛行器的結構久經時間考驗，每種結構與其他設計方法相比較都有它自身的優勢和不利的地方，既要克服重力的“下拉”，又要“戰勝”空氣動力學阻力。飛行器展覽有時也很難將他們安排在一個特殊的類別里。這一種類里一個很恰當的例子就是傾轉旋翼機，它具有明顯的常規固定翼飛機和直升機的雙重特征。這種飛行器是無法簡單的分類為“飛機”或是“直升機”的，它可能日益成為突出新技術顯現或是作為一種飛行器繼續發展。工具條顯示，復合直升機可能包括也可能不包括某種增加載重的樣式，比如固定機翼，這依賴于設計者希望達到的效果。當合身的機翼設計用來卸載主旋翼的高速飛行時大部分提供升力作用，同樣，增加的推進裝置也減輕主旋翼的大部分前飛負荷。不管包不包括機翼，復合直升機設計為了一個主要目的：使前飛速度高于那些常規旋翼機成為可能。“純粹”的直升機有兩個特別因素限制了前飛速度。一個是后行槳葉延遲效應，另一個是前行槳葉壓縮效應。復合直升機能夠減小或推遲關聯這兩個問題的消極因素發作，通過限制甚至降低主旋翼的轉速，依靠輔助推進的方法使得飛機獲得前飛速度。這種方式已通過減小供給給主旋翼的動力達到，度數由推進裝置導致的前傾總量決定。同時，通過轉移動力回饋給主旋翼使得垂直飛行性能被保留，可以像航空器一樣減速或者進入盤旋。同時在增加前飛速度允許范圍內，當對照它各自的固定翼與旋翼對照版本時，發現固有的設計結構通常使得帶翼的復合直升機飛行性能效率低下。
盡管復合直升機需固有的額外付出，比如增加了重量和復雜性，設計者在試圖應對速度方面的苛刻要求而又數次回歸這種雜交結構。當某些實例通常是出于實驗目的，這些努力多數是直接回應
軍事需求的。另外一些是受到創造一種城市間高速運輸有效方法的指引。
大多數曾經飛行過的復合直升機起源于美國，但也有其他一些在法國、德國、俄羅斯和英國經過試驗。第一架復合直升機建造于奧地利（當時是德國的一部分）。很快發生了第二次世界大戰，德國航空工程師和科學家們熱切地同其他世界各地的人分享他們的知識、專家技術和經驗。結果很快隨著戰爭，復合直升機成就出現在三個主要的同盟每個國家。雖然許多設計僅僅是紙上的構思，唯一比較小數量甚至制造出的來自飛行航線圖畫板，我們先簡要的討論一些他們中的每一類，以及設計他們的原國家。
德國
弗蘭特納（Flettner）
上世紀三十年代后期，全世界完全對航空著了迷，許多國家卷入努力設計全新的和創新性飛行器的浪潮之中，德國當然也不例外。特別是一個設計者——安東.弗蘭特納，將他的心血從造船轉向航空，特別是旋翼飛行技術。自從1927年，他的公司－弗蘭特納股份有限公司，已經成為潛心開發了不少于四架飛行器，并設計了其中的兩架。弗蘭特納試飛了這些與眾不同的旋翼飛行器，其中的一架可能被認為是復合直升機的早期版本。這種飛行器，號稱Fl 185，1936年飛向空中開始它的“處女航行”。（一種前述的設計，根據現存的有限信息推斷：Fl 184也可以作為一種復合機型，但不清楚它是否具有懸停性能，或者僅僅是有動力的旋翼飛機）
不像同時代裝有推進螺旋槳的自轉旋翼飛機，這是一款真正的直升機，具有垂直起飛、降落和懸停性能。Fl 185最不同尋常的特征是克服三片39.3英尺長的主旋翼扭距的方法。它不使用尾槳，該機每一邊安裝了突出的側梁，上面安裝有可變傾角的推進螺旋槳。左舷的螺旋槳推力向后而右舷的螺旋槳推力向前，兩個側螺旋槳協調一致起對抗扭距的作用，并提供方向控制。在巡航飛行期間這兩個螺旋槳同旋翼一起也提供一部分向前的推進力。機身類似旋翼飛機，前緣裝有冷卻風扇，為一臺140馬力的布蘭莫Sh-14A放射狀活塞發動機降溫。發動機用來為旋翼提供動力，并通過一系列傳動系統、離合器和驅動軸也給螺旋槳提供動力。
旋槳的葉片角度自動調節。這有效地保證了在所有飛行期間用來克服扭距正確的推力，而不需要飛行員的輸入。Fl 185飛行中超常的穩定性極大地允許它不受陣風的影響。盡管Fl 185有許多積極的貢獻，弗蘭特納卻在1938年拋棄了這個設計，為了未來飛行器開發轉而支持互相結合雙旋翼，這種機型完全拋棄了克服扭距的設計方案。雖然二次世界大戰期間缺乏德國人的航空記錄，已有的大量數據也僅限制在弗蘭特納的設計內，特別是尊重他們實際的飛行性能，我們所得到的信息顯示，Fl 185是存在爭議的世界上第一架可以飛行的“復合”直升機。
弗蘭特納 Fl 185.使用在突出的梁上安裝的兩個推進螺旋槳飛行，它們用于克服扭距和獲得前飛的動力。
Weiner Neustadt Flugzeugwerke，WNF
二次世界大戰爆發，德國將每一盎司工業力量和優秀的工程技術用于設計高性能
武器，特別是飛行器，下蛋一樣出現了一些最新型的以前世界上從未見過的創新設計。韋納.紐斯坦德.弗拉哥祖格沃克（Weiner Neustadt Flugzeugwerke，WNF）設計的Wn 342， 滿足了空中偵察平臺需要，并具有從德國海軍U型潛艇和水面艦艇上起飛作戰能力。雖然它的基本構造很簡單，該機以新穎的帶有三片槳葉的旋翼驅動，并在尾部裝有小的噴氣發動機。這些被稱為“尾噴”的裝置依靠一臺阿古斯.阿斯411離心增壓發動機驅動，通過中空的旋翼槳葉抽吸燃料－空氣混合物，在槳葉末端點火，并排出熱空氣導致旋翼旋轉。結果，此舉使得Wn 342成為世界上第一架使用噴氣推進裝置的直升機。這是幾名設計者的巨大成就，弗里德里希.沃.杜伯霍夫，是全面的信用保證。該機另一個獨特的特征是：從壓縮機排出高壓空氣也用來控制全部槳葉傾角。當壓力不被應用的時候，旋翼槳葉保持自轉角度。
在原型機建造之前，先建造了一系列用于驗證概念的測試平臺。多次成功的測試后，四架原型機建造出來了。1942年10月Wn 342 V1（沃沙奇－弗拉哥祖格用“V”表示“試驗機”）在維也納首次飛行。有了V1的示范，第二架原型機——V2也建造出來，試飛中發現 “尾噴”的燃料消耗非常高。這個發現導致了在V3中作出如此改變：限定僅在起飛、懸停和降落中使用“尾噴”。起飛后，Wn 342 V3通過兩片槳葉的推進螺旋槳獲得向前推力，這兩臺螺旋槳由安裝在飛行員身后的140馬力的Sh-14A放射狀槳葉的活塞發動機驅動。在飛行員通過轉換離合器將發動機功率供給推進器后，燃料流動停止，旋翼開始自轉。在測試期間，V3產生了厲害的振動，并最終墜毀。毀壞的飛機被作為V4的機體重新建造，并改裝了尾部部件。該機原定設計用來海上著艦限定了它必須設計簡單并重量輕便。缺少尾槳或傳動裝置使得重量下降。一個固有的缺憾是尾噴產生的噪聲，折衷方案的特性是它的作為觀測平臺的任務，并已開始服役。
在WNF Wn 342 V4使用的旋翼“尾噴”技術是當時非常先進的，二次世界大戰后在美國進行了徹底試驗。
上面提到的Wn 342的四個版本在開發過程中一共完成了測試飛行25小時。然而，在開發停止前這四架原型機沒有一架前飛速度超過25～30英里/小時。因第二次世界大戰臨近，美國軍隊獲得了Wn 342 V4并把它運回了美國，在俄亥俄州懷特.菲爾德進行了廣泛測試。測試顯示：飛行器的最大持久飛行時限僅有15分鐘，這是尾噴的極高的燃料消耗率導致的，這被證實近似9倍于懸停時的常規動力直升機。這就是發生在1946年這架飛行器在懷特.菲爾德最后的記錄。然后通用電器（General Electric，GE）把它改裝為一個測試臺，隨后不久認為它無用而被拆毀。
韋納.紐斯坦德.弗拉哥祖格沃克WNF 342的三個主要設計者每個人戰后都遷離了居住地到其他國家。沃.杜伯霍夫，WNF 34首要的設計者，移民美國并為麥克唐納飛行器有限公司開始工作。這個團隊的另一名成員，阿古斯特.斯坦派重新回到英國，并在那里開始為菲爾利航空公司效力。這個團隊的第三名成員，瑟朵爾.勞芬，前往法國并受雇于Sud-Ouest。數年后，這些公司都致力于更先進的尾噴推進和螺旋槳復合機型研究。
Vereinigte Flugtechnische Werke，VFW
Wn 342問世20多年后，德國再次試驗復合直升機方案，這一次起初是為了民用和商業市場設計的。1963/54年一個福克-沃夫，威希和海因科的合并版本在佛瑞內特.佛拉格泰克尼斯奇.沃克（Vereinigte Flugtechnische Werke，VFW）公司誕生。該公司對各種各樣的旋翼機進行了研究，包括復合直升機，早在1963年就開始了研究工作。他們的第一架試驗設計是VFW H2。看上去很像典型的旋翼飛機，但H2實際上是直升機，因為它能垂直起飛和降落，并能夠保持懸停。這架單座的飛行器計劃是用來嚴格測試兩片槳葉的旋翼和推進系統組成部分的。旋翼的推進力主要產生于一臺鮑斯格空氣壓縮機，通過葉片輸送壓縮空氣（涼的）并從葉片頂端噴出，以此迫使葉片旋轉。然而，旋翼也安裝了燃燒型的頂端噴氣裝置（類似以前曾在Wn 342上使用過的裝置），這樣旋翼可在懸停和垂直起飛時獲得額外動力。一個推進螺旋槳裝在飛行員身后，用一臺72馬力的麥考輪奇四缸兩沖程水平推進引擎驅動。該引擎也驅使空氣壓縮，因此帶動旋翼旋轉。
在H2真正飛行測試之前，旋翼和控制系統已經過開始于1964年3月廣泛實驗評估。僅僅20小時的測試后，發現在高速旋轉時槳葉出現振動，因此有必要并同其他修正一道增加槳葉的剛性。1965年早期測試結束時共運轉了110小時。同年4月30日，H2首次飛向空中。而燃燒型的尖端噴氣設計第一次飛行中并為使用，于是對H2來說起飛時必然滾轉。H2成為空降型飛行器，并達到22英里/小時的時速。這次測試產生了尖端點火技術；然而，發現滾燙的尖端噴氣裝置產生了額外的噪聲，于是放棄使用該裝置，特別是自從證實旋翼就是一個相當大的噪聲源，甚至在僅僅使用冷的噴氣時。于是在飛行了36小時之后，測試項目在1966年9月完成。
盡管VFW H2類似典型的旋翼飛機，但它仍能夠垂直起飛、降落，也可以懸停。
憑著H2研制過程中獲得的大量數據，公司在1966年開始開發VFW H3。與H2不同，H3原計劃成為一個帶有附加座艙的復合直升機產品，主要用于行政運輸。座艙里有單個飛行員座位和兩個乘客座位。首次飛行計劃在1968年，但開發遇到了暫停，一直到VFW從德國國防部得到資金支持重又繼續，作為有可能成功為航空航天高海拔通用直升機。加下來這一年，VFW與荷蘭佛科（Fokker）公司結合，一道進行行政運輸用途開發，VFW-Fokker H3預想在幾個其他用途產品，如農業飛行器或兩座的雙控制訓練機（作為軍備供應）研制后實現。H3另一個潛在的角色是空中救護直升機或搜索救援（Search and Rescue，SAR）直升機，安裝擴大的座艙后用來運送醫療組和必需的設備，并附加一個救援絞盤。沿用H2技術，VFW-Fokker H3的旋翼采用壓縮空氣動力驅動，壓縮空氣順著槳葉流經頂端時再噴出來，推動槳葉旋轉。在H3上沒有采用燃燒型的頂端噴氣方式；僅僅是冷空氣在壓縮機作用下產生流動。垂直起飛后，H3靠兩臺七片扇葉的管裝推進裝置獲得前飛，在機身后面左右兩側每側裝有一個。推動這些推進器的動力來自壓縮空氣，它逐漸增加從旋翼到推進器轉移氣體，使得前飛速度提高，在前飛中旋翼進入自轉狀態。整個系統設計減輕領航，低維護，有成本效益并減低噪聲。沒有傳動系統、驅動軸、壓力儀表、離合器和尾槳，當與同檔次的傳統直升機比較時期望這些使得這架飛行器更簡潔并成本更低。
H3造了兩架原型機，并且第三架已開始建造。每架機都裝有370馬力的艾利森C250-C18發動機。首架原型機－H3 E1（E代表埃特威克朗斯，意為“開發”或“研究”型）最初的飛行發生在1970年5月，在德國布蘭蒙的VFW制造廠里。第二架原型機——H3 E2的首次飛行發生于8個月以后，換裝一臺470馬力的大功率引擎。這架飛機也用于靜態的振動試驗。驅使旋翼以非常低的傾角到最大旋翼轉速旋轉起來后，大量的旋轉能量儲藏在旋轉的槳葉里。飛行員逐漸增加槳葉傾角隨后作出動態起飛動作，其時存藏在槳葉里的全部能量可用來提供最大比例的突破每分鐘1,600英尺爬升。雖然儲藏的能量在280英尺高度已完全被消耗，但最初從起飛開始的爬升率還是效果驚人。離開地面如此之快的能力為H3贏得了綽號——“賽跑者”。
兩架原型機總共75％的飛行時間被記錄下來。工藝部門講，H3決不是真正的復合直升機，因為管型推進器以前從來沒有安裝到已取消的項目上。他們做了，然而，在地面進行十分徹底的試驗卻被停止了，起因是這些試驗給“賽跑者”定了一個最大速度約186英里/小時的計劃。 “賽跑者”大量并更有能力的版本設計方案研究在繼續，直到VFW公司和Fokker公司在1980年相互承認取消分歧，并隨后將VFW的設計吸收進梅塞斯米特-鮑爾考夫-布朗霍姆（MBB）中。
VFW H3為獲得高速飛行使用一套管道噴氣推進方式，它的跳躍起飛能力
英國
菲爾利（Fairey）
英國在開發復合直升機方面的努力實際上早在Wn 342問世前就已經著手，但是國家被迫推遲這個項目一直到二戰后。其時在Cierva旋翼機公司工作的詹姆斯. A. J.班尼特，應皇家海軍具有能在船上甲板行動能力的旋翼機的需要構思了一款復合直升機。戰后，班尼特受雇菲而利航空有限公司領導旋翼機工作，并從1964年開始全面開發這個概念，他將該機命名為“旋翼式螺旋槳飛機”。兩家原型機建成，第一架在1947年9月完工，三個月后進行首次飛行。在1947年12月7日舉行的這次首飛，使得旋翼式螺旋槳飛機成為英國第一架飛向空中的復合直升機。
因該設計是作為一種既有直升機特征又有飛機特征的雜合飛行器，旋翼式螺旋槳飛機有著非常獨特的外形。機身有大量樹脂覆蓋機鼻部位，為并排雙座的機組成員提供了良好的可見度，同時機艙后部長椅型座位能寬敞地安置2～3名乘客。機身后部逐漸呈錐形收縮為一尖，其上安裝有水平尾翼。水平尾翼末端兩側附有垂直安定面。作為一架直升機來說太多不同尋常的地方了，特別是在當時那個時期，具有一套從機身中部突出的翼，跨度達17英尺。右翼末端裝有一個兩片可變角度的槳葉的推進器，原設計用來克服扭距并提供額外的前飛推力。右翼推進器的重量是經過裝在左邊翼尖的一體成形水滴狀燃料箱統籌規劃的。三片槳葉的旋翼，直徑51.7英尺，安裝在改進的旋翼塔頂上，并由單臺525馬力的艾爾維斯.李爾尼茲生產的9缸放射狀活塞發動機提供動力。這臺發動機通過一個水平驅動軸也給右邊機翼上的推進器提供動力。一套不可收放的輪式三點起落架只需要簡單的地面處理。
到1948年夏，旋翼式螺旋槳飛機潛心于非常成功的飛行測試項目，證明速度明顯比其他同時期的直升機更快。在1948年1月28日它因直線飛行的速度獲得了國際直升機G級速度記錄， 兩套相反的運行規則測出的平均速度是124.3英里/小時；這是英國迄今第一架旋翼飛機記錄。飛行測試小組從中得到靈感，決定翌年試驗閉合回路速度記錄。然而，這次嘗試一悲劇結束。完成16個月的麻煩不斷的飛行測試后，第一架原型機經受了嘗試超越記錄而飛行中的機械失效，并于1949年4月17日墜毀，兩名機組成員全部遇難。結果，第二架原型機取消進行飛行測試，因調查懸而未決且未通過徹底的疲勞測試。調查最終斷定：旋翼槳轂疲勞而導致墜毀。
“菲爾利”旋翼飛機，帶有一個三片槳葉的主旋翼和一個拉力推進器，是在首架英國飛行的復合直升機。
螺旋槳式旋翼機經過廣泛的改造后，現存的旋翼原型機被噴氣式旋翼機取代。在1954年1月，飛行測試范圍使用的新機型開始著手，并且第一架可以隨意飛行機型在這個月底建造完成。雖然它仍保持了同原始機型一樣的基本結構，但噴氣式旋翼機仍集成了許多改進，包括在旋翼兩片59英尺長的槳葉上增加頂端噴氣裝置。直徑這么長的旋翼降低了25％的有效載荷。頂端噴氣裝置由燃料和壓縮空氣反饋，迫使其通過中空的旋翼槳葉中的管子流動，這樣的設計理念同Wn 342相同。這架噴氣式旋翼機已被確定為頂端噴氣裝置的測試平臺，設計原意是作為大載荷可操作的運輸機。發動機提高功率到550馬力，并是一臺勞斯萊斯離心壓縮機為旋翼頂端噴氣系統提供動力。附加一個新的旋翼，噴氣式旋翼機安裝了兩臺可變化角度的兩片槳葉的推進螺旋槳，裝在每個機翼的頂端，代替機翼頂端的單個推進螺旋槳和燃油箱。方向控制是通過操縱每個螺旋槳的不同角度來實現的。
雖然這些改良確定了噴氣式旋翼機的高水平性能，但是這些改變對它來說也增加了重量提高了功率損耗。這個事實在1955年3月凸顯，雖成功地轉換到自轉前飛狀態， 但此時在這種模式下卻因飛機動力不足難以維持原來的飛行高度。另外，從水平飛行向垂直下降轉換時被證實有特別的危險，因為在頂端噴氣能發揮作用前發動機動力必須轉移給壓縮機。在轉換期間要將動力從螺旋槳分離，迫使飛機進入無動力自轉狀態，直到頂端噴氣裝置發揮作用。在這個節骨眼上，如果頂端噴氣裝置失效，飛行員也只能繼續進入自轉并找一個安全地點降落。
菲爾利噴氣式旋翼機是一種原始旋翼機的改良版本，裝有兩臺推動螺旋槳和一個大直徑兩片槳葉的頂端噴氣旋翼，以此增加前飛速度。
到1956年為止，噴氣式旋翼機已完成多種飛行測試，并有將近兩百次轉換到自轉前飛狀態。然而，在完成此種模式飛行時遇到了困難，未能保持該機型進行更深入研究。另外，英國經濟也不景氣，此時政府頒布不適宜的政策，極大的導致了這個概念的終結。幸運地是，這種類型地飛行器今日得以幸存，驕傲地“站在”英格蘭考斯福德皇家空軍基地附近的航空航天博物館里展出。
菲而利航空忽略導致螺旋槳式旋翼機（Gyrodyne）和噴氣式旋翼機（Jet Gyrodyne）終止更進一步發展的經濟上和政治上困難，繼續不遺余力追求成功。有效利用收集自先前兩次努力的大量數據，菲而利開發出了旋翼式旋翼機（Rotodyne），世界上最大的復合直升機，同時也是世界上最大的真正旋翼機，等到期時開工建造，是一次全部開發新技術的嘗試。旋翼式旋翼機為完成特殊的操作要求從頭設計，而不是嚴格地作為一種試驗性飛行器使用。旋翼式旋翼機的那時的性能是讓人印象非常深刻的，可以運送40名乘客（未經證明）或大約11,000磅貨物。成品型號計劃運送能力更高，可能達到18,000磅或70名乘客。貨物很容易地通過機身后部的一對蚌殼式艙門裝載，并裝卸機動車輛時可以直接把車開進去。
盡管起初的意向是作為一種商業的運輸機，但螺旋槳式旋翼機潛在的多面手能力未引起從開始就卷入的英國軍方的注意。旋翼式旋翼機的祖先因特征近似那些已見過的螺旋槳式旋翼機而被清楚地打上印記，而忽視了值得注目的大比例容量。駕駛員座艙的大量玻璃窗被保留，給兩人機組提供了優良的能見度。58.6英尺長的機身有引以為豪的里艙空間——46英尺長，8英尺寬，6英尺高；表明了一個跡象：旋翼式旋翼機相當大的貨物容量。為提供支撐飛行器和它高速巡航飛行的部分載荷的方式，一套兩端跨度46.4英尺的機翼安裝在機身中部高處。這副機翼每一端裝有一臺奈皮爾.伊蘭德N.E l.3四片槳葉渦輪螺旋槳發動機，額定功率3,000馬力，每臺帶有13英尺直徑的四槳葉螺旋槳。每臺發動機都裝有輔助壓縮機，它通過90英尺直徑四片槳葉旋翼里壓縮空氣管道為旋翼頂端安裝的壓力噴氣系統提供空氣，這四槳葉旋翼安裝在機身中部上面流線型平臺頂端。該機的尾翼包括一個帶有大的垂直終板的水平安定面。終板頂端等分的地方是可活動的，連接自動向下的尾撐，為下垂的機翼葉片提供一個適當的緩沖空間，防止當槳葉慢速旋轉或安靜時觸及地面。這些終板的下半部分也裝有舵，一套全可收回的輪式三點起落架支撐著地面上的旋翼機，前起落架縮回駕駛艙下面的空間，主起落架縮回發動機艙下半面空間里。
菲而利旋翼機作出承諾：引領城市間高速運輸方式的“革命”。它的取消對英國航空航天工業來說是個巨大的失策。
優于原型的基本設計型使用1/6和1/15比例的模型進行了非常廣泛的風洞測試。使用這些模型對全尺寸和機械復雜性設計認定是必需的，完成原型機測試后，飛行測試在1957年11月6日進行，原型機第一次飛行在懷特.沃爾瑟姆飛機場上空。三天后，飛行器在風速為23英里/小時陣風超過40英里/小時以前飛速度46英里/小時的速度飛行。
旋翼式旋翼機獨特的設計允許它以直升機模式或旋翼機模式飛行，依賴水平和垂直速度。因利用近似設計使用頂端噴氣系統，旋翼直接被頂端噴氣機推動，允許像常規直升機一樣垂直起飛。一旦達到足夠的前飛速度，而且機翼能夠產生升力，頂端噴氣機熄滅，飛行器繼續作為旋翼機飛行。到了減速階段，頂端噴氣系統再次點火，旋翼重新發揮作用，保證懸停和垂直降落能力。第一次從直升機模式到旋翼機模式完全轉換發生于1958年4月10日，該架旋翼機在1959年1月5日在62英里的閉合回路類別中創下了旋翼機的世界速度記錄——191英里/小時。測試繼續進行，該旋翼機實例證實巡航速度達到186英里/小時，在有效載荷范圍內航程近似450英里。 該機能夠起飛的最大重量在測試階段為32,998磅，雖然為軍用結構作出的全重計劃是60,053磅，比測試重量高得多。所有這些性能描述，甚至伴隨著得高得多得乘客容量，都被鋪就了見到在更大的成品飛機方面性能有重大增長的要求。
旋翼機設想以滿足大量運輸的要求并有垂直起飛和降落能力，預想執行多種任務。在國際民用領域，它能用來作為乘客運輸機或貨物運輸機，利用西歐或是英國國內超過250英里遠的主要城市間的直接路線。另外，美國的卡曼飛機公司也表達了對旋翼機作為城市間運輸工具的濃厚興趣，它同菲而利談判并成為北美的合作伙伴。作為軍用飛機，它能以空前的速度橫穿整個戰地范圍內用于快速運送部隊或裝備，或是這兩者的混合。飛行測試日益有利，英國政府發表一項命令，準備某時定購18架機——12架給皇家空軍，6架用于民事行動。在旋翼機設想的這些角色任務重，仍然包含許多可以進行任務擴展的潛能。
然而，這些概念未能實現，旋翼機喧鬧的噪聲使得頂端噴氣裝置改變為低壓設計成為必要，這就使得加大成品機的旋翼也成為必要。更高得多得有效載荷要求被潛在的商業和
軍事用戶提出，拋出發動機性能近似幅度的增長要求，還有機身尺寸和機翼面積。最終的產品設計仍是本來的一個全新設計，這就要求一個全新的發動機開發項目。缺乏適當的政府和工業資源支持開發新型飛機和新型發動機，導致了1962年1月該項目官方資金的中止。
同時發生的英國政府部門1959年強行推開的航空工業的“經濟合理化”最終導致了20多家英國飛機公司合并為三家保留下的公司：英國飛機公司、霍克.沙迪利固定翼飛機公司和威士蘭公司，合并了菲而利的活動和與其他旋翼飛機公司。這次被迫的合并的確是中斷項目經營的首因。缺乏一朝許諾的政府部門贊助，維斯蘭取消了旋翼機項目。沙迪利，在建中的單個原型機隨后被分解，大部分賣了廢品。一些幸存的成分，一臺納皮爾.伊蘭地發動機，一片旋翼槳葉，旋翼桅桿，一小塊機身部件和幾個頂端噴氣機，在英格蘭韋斯頓－修柏－麥爾地直升機博物館展覽。
掙得“賽跑者”綽號
法國
Sud-Ouest
就在菲而利沉浸在螺旋槳式旋翼機和噴氣式旋翼機的測試的同時，英倫海峽對面的工程師正在進行他們自己的復合直升機研究。1950年代早期，法國的索希特國家航空技術公司——Sud-Ouest，另外叫作SNCASO（后來命名為Sud-Ouest），正忙著測試他們自主研發的頂端噴氣復合機型。Sud-Ouest S.O. 1100 “羚羊”是一種結構緊湊的在機身后部帶有管裝推進裝置的蛋形直升機。1948年首次試飛，因發現一大堆問題——包括無法接受的高燃料消耗，所以這種推進器設計方案被舍棄。S.O. 1110 “羚羊” II號和S.O. 1120 “羚羊” III號的原型機也使用頂端噴氣裝置，但是沒有了用于增加前飛的輔助推進系統。
S.O. 1310 Farfadet再次使用頂端噴氣設計，但上面裝有一個拖拉機的推進器。1951年12月訂立兩家原型機合同，最初設想是作為一架技術驗證機使用。Farfadet發生在1953年4月29日的首飛持續了大約20分鐘，但僅僅作為一架單純的直升機。這一年年底，Farfadet作出了一個成功的轉變，并在1953年12月2日首次以復合直升機方式飛行。
最初的Sud-Ouest“羚羊”確定使用頂端噴氣系統用于垂直和懸停飛行，使用推進螺旋槳用于高速前飛。但不幸的是，它在受限的懸停飛行外沒有獲得任何進展。
在許多外形中，Farfadet還是最接近常規的固定翼飛行器，只是上面裝有直升機旋翼。該機的最新改型機身前端裝有帶兩片6.2英尺直徑的可變傾角槳葉的螺旋槳，由一臺275馬力的Turbomeca Artouste II汽油渦輪發動機驅動。駕駛艙為并排的兩名機組成員座位提供了良好的可見度，飛行員座椅后有個隔廂，可用來裝載貨物，或是提供給多至三名乘客乘坐。在頂蓬玻璃窗的后上方是裝有三片36.7英尺槳葉的直升機旋翼的塔。盡管動力提供方式不同，與其開發全新的旋翼系統，SNCASO不如選擇使用在早前的S.O. 1120“羚羊”III號直升機上使用過的同樣旋翼。頂端噴氣系統是由一臺275馬力的Turbomeca Arrius I 汽油渦輪壓縮機提供動力的。毫不吃驚的是，頂端噴氣裝置的燃料消耗量仍然非常高，于是他們只能限制使用垂直起飛、降落和懸停。一套從未清掃過的機翼從機身下伸出，翼展20.7英尺。在機翼和機頭上面裝有一套不可收放的輪式三點結構起落架。機身后部如同固定翼型機尾一樣收縮成錐形，帶有單個垂直安定面和一個低的裝有水平尾翼。水平尾翼下的機尾末端噴口，每一面向外排氣。這個噴口在低速下噴出高壓的引擎壓縮機廢氣用來控制方向，而在高速飛行時，這種機型靠舵來控制方向。
Sud-Ouest Farfadet使用高壓噴氣口和舵來控制方向，它是當時飛行非常穩定并易于操控的飛機。
Farfadet的飛行測試證實該機是穩定的、可操控的、并令人舒適的。前飛時，機翼提供了大多數升力，卸載旋翼大約2/3的載荷。Farfadet已證明的最大速度為165英里/小時。然而，在該速度下的測試導致了渦輪螺旋槳飛機和渦輪壓縮機引擎災難性的故障，迫使飛行員緊急情況只能自傳著陸。結果第一架原型機撞地，發動機完全毀壞。第二架原型機完成，安裝了一臺360馬力地渦輪晶體“阿瑞斯”II型汽油渦輪壓縮機，用于提供懸停性能。地面測試期間，該機機尾被完全毀壞，同時新發動機因震蕩而失效。該項目從頭到尾始終在測試、開發，中間因采用汽油渦輪而被各種困難妨礙，作為一架原型機，需要持續不斷地調整。Ariel III 終于成為世界上第一架帶有渦輪發動機的直升機，而早期渦輪發動機的可靠性與活塞發動機相比要差很多。
更復雜的情況接踵而至，當該項目最初的資金耗盡的時候，額外資金卻沒獲準許而是投降了作戰直升機項目，特別是S.O. 1221“神靈”輕型通用/觀測直升機（使用冷循環頂端噴氣裝置取代燃燒的燃氣）。正在阿爾及利亞進行中的戰爭需要法國國防工業全部的關注，許多試驗項目轉入較低的優先地位。結果，深入研究終止，Farfadet項目取消。測試期間最重大的損失是這兩架原型機既不能實際應用重修也未能有效保護他們。探索和研究繼續在SNCASO的另一種復合直升機上延續，但是再沒有一架達到實用階段。
前蘇聯
卡莫夫（Kamov）
自從直升機發明以來，俄國人就成為歷史上垂直起飛領域的堅定信徒。國家遼闊的疆域——曾是前蘇聯中樞的時候甚至更大——提出了特別的挑戰，在找到一種高效的運輸人員和物資的方式橫貫遼闊的俄羅斯疆域。艾戈爾.西科斯基在世時多次描述說，俄羅斯曾“制造直升機”，提到直升機的成功影響時，用了“縮短”領土這個詞。在蘇聯國內許多民族需要一種垂直重型運輸能力，最初是軍用，很快擴散到民用領域。1950年代早期為蘇聯的
軍事需求提供如此能力是堅定不移的，當時武裝部隊的領導人看到一種補充固定翼運輸機不足的方法，并且在役的這種飛行器不必依賴跑道起飛降落。1951年卡莫夫實驗設計局（Optyno-Konstruktorskoe Byuro，OKB）從事一項計劃，實現采用里沙諾夫 Li-2型（北約命名為“出租車”）固定翼運輸機（美國制道格拉斯DC-3的蘇聯版本）作為主要成分轉換為使用共軸旋翼的復合直升機的要求。然而，就逼近在Li-2成品最后階段時，卻無意繼續并且放棄開發。
為了取代它的位置，卡莫夫決定依據“Vintokryl”的理念或螺旋飛行器思想發明一種全新的飛行器。他們的概念1953年被提交到蘇聯空軍和中央空氣流體力學研究所（Tsentralniy Aerogidrodinamicheskiy Institut，TsAGI）鑒定。1954年6月11日，飛行器的開發指定名字為Ka-22，并獲得蘇聯軍方批準，卡莫夫得以繼續他的研究。預計制造三架原型機。Ka-22不像蘇聯或世界上建造的任何一款飛行器。它有機身、機翼和尾翼，就像一架常規的固定翼飛機。它以常規方式快速起飛，并裝有巨大的、四片槳葉的旋翼，直徑73.8英尺，裝在每一邊機翼末端的發動機艙的頂部。這些發動機每個裝有一臺5,900馬力的索勒維夫（Soloviev）TV-2VK型渦輪螺旋槳發動機驅動旋翼，也驅動一套四槳葉的推進器。為了裝載和下載貨物，駕駛艙下方機身前部有巨大的空間，并在右邊裝有鉸鏈，機身前端可以打開，為了不妨礙運載的大型貨物通過。
卡莫夫設計局的Ka-22 Vintrokryl在機身尺寸、速度和完全垂直起飛性能方面不像世界上任何一架曾見過的飛機。
1954年秋季第一架Ka-22的風洞試驗測試報告在空氣流體力學研究所（TsAGI）進行評估。四年后，有關使用改良的軍用Mi-4直升機旋翼系統的測試完成。1958年年底，第一架Ka-22原型機交付卡莫夫試驗設計局（OKB）飛行開發部使用。到次年三月為止，發動機測試、機體振動評估、燃油系統校準、控制系統改造，以及旋翼和螺旋槳的調整均已完成。1959年6月17日，Ka-22開始它第一次場內飛行，期間飛機經歷勒嚴重的震顫。結果，作出幾處修改和調整，包括替換旋翼槳葉，調整環流傾角控制單元和聯接鉸鏈，修正載重平衡，改變旋翼修正表和前傾角。Ka-22隨后在1959年8月15日進行了它首次非場內懸停。不穩定和控制問題重又出現，飛行模擬器的建造成為必要，利用模擬器后來進行懸停飛行揭示：兩幅旋翼需要相反方向旋轉。
飛行包線逐漸擴展，螺旋槳仍在使用，前飛速度在慢慢提高。1959年10月11日，Ka-22向蘇聯空軍司令官和蘇聯航空工業部部長作出示范。然后它在過去的六個月中經歷了一系列的調整。在1960年4月這些調整后的首次飛行再次顯示了嚴重的振動問題，這次問題的起源立即追向槳葉蒙皮，右舷旋翼其中一片槳葉的蒙皮試驗中完全剝落下來了。這次輪到轉向研究旋翼槳葉上順旋翼方向的破裂問題了，測試了幾種以不同材料制成的槳葉和氣流斷面類型，旋翼槳轂也進行了改良。
1961年7月9日在圖斯諾（Tushino）舉行的航空展覽會Ka-22首次在公眾面前登場，以它絕對大尺寸的機身和快速度給參展的人們留下深刻印象。北約（NATO）給起綽號為“鐵環”，它是當時世界上最大的旋翼飛機。Ka-22在圖斯諾露面三個月后，就創下了三項世界航空記錄，其中包括以356 km/hr（221英里/小時）的速度飛越15-25 km的航程。“鐵環”巨大的載重性能也給人留下深刻印象，示范具有一次運輸16,485 kg（36,343 磅）的有效載荷到2,588 m（8,491英尺）高度。由于原裝的汽油發動機太差的動力穩定性，他們換裝了5,500馬力的D-25VK型渦輪螺旋槳發動機，而替換下的發動機被安裝到了新的軍用Mi-6重型運輸直升機上。這個改革導致了“鐵環”被再次指定為Ka-22M型，并確定為將來的產品標準。1961年9月23日，Ka-22M首次試飛，達到了3,280英尺高度和124英里/小時的速度記錄。
1962年2月，蘇聯空軍和民用航空總局發起了一項聯合飛行評估計劃。這年夏天，決定運送兩架Ka-22M飛機到莫斯科進行進一步測試。1962年8月28日早晨，就在這次運送飛行期間，其中一架飛機進入急劇的螺旋俯沖而墜毀，七名機組成員死亡。后來的事故調查將此次墜毀原因歸結于右舷旋翼機械故障，飛行機組成員失去控制。后來，在飛機中考慮安裝彈射座椅，但是此舉從未執行。突發的事故導致了該計劃兩年的退步，同時對飛機改進了改進，三架同型機處在不同的建設階段。
1964年，Ka-22M完成了初步的飛行開發計劃，準備參加預定的軍用/民用評估。然而，災難再次降臨，第二架Ka-22M在1964年7月16日機組試圖從偶然的下降中恢復平飛時導致了更猛烈的機動，右舷發動機艙室斷裂后，機組遭受毀滅性墜毀。隨后的調查推斷，這期事故的原因與兩年前首次事故都是由相似的原因導致的。沒有一架機是在適宜飛行的條件下，并且面對保留機身的大量修正，國家航空技術委員會表決終止Ka-22M的開發，引用該機極大的復雜性為例證，特別是發動機要同時給旋翼和螺旋槳推進器提供動力。這就暗示著這些應該在將來的重型運輸直升機上吸取的教訓。沒有一丁點幸存的飛機部件保存下來。
盡管在Ka-22開發過程中遇到很多問題，但它仍能夠示范了給人留下深刻印象的飛行性能，甚至以今天的標準來看，它已經達到一個比它同時代許多直升機快得多得前飛速度，同時伴隨非常大的有效載荷能力。“鐵環”的持久影響在后期的蘇聯設計方案中是顯而易見的，不管是在建的還是未建的。軍用Mi-12（北約綽號“信鴿”），出現在1960年代后期，保持了曾建出的最大的旋翼飛機，采用了近似Ka-22的旋翼結構，但取消了輔助的向前推進螺旋槳單元，單純靠主旋翼實現推進和起飛。
美國
美國旋翼機公司（GCA）
美國旋翼機公司（GCA）組建于二戰結束后，目的是生產比當時存在的任何一種性能更好的直升機。特別是，GCA正在尋求提高最大速度的途徑，并試驗了幾種新穎的旋翼控制概念，包括用于控制飛行方向的旋翼頂端剎車控制系統。
他們的第一款設計方案，指定為GCA-2A，使用共軸式班迪克斯（Bendix）原型J 直升機，帶有改良的旋翼系統和機身每一面附加的推進器。每個推進器由一臺100馬力的美國本土產發動機提供動力，安裝在突出的舷外支架上。推進器可以獨立操作用于偏航方向控制。直徑48英尺的主旋翼由一臺450馬力的“普拉特”和“惠特尼”R-985型發動機提供動力。在巡航飛行階段，槳葉的旋轉傾角是值得關注的小于沒有輔助推進器要求的角度。首次飛行在1949年11月底進行。
旋翼機GCA-2A是首架在美國上空飛行的復合直升機，它在標準的班迪克斯原型J直升機兩側增加了兩臺推進器。
GCA延續了多樣化設計研究并試驗了旋翼控制配置，但沒有造過一架復合驗證機。一個他們做過研究的概念是尾槳能作為克服懸停和低速度時反扭距的支點，高速度時又能提供拉力。命名為GCA-5，該設計包括一個三座的直升機帶有四片剛性槳葉主旋翼和一個兩片槳葉的尾槳。當前飛速度增加時，超過80％的發動機功率要轉向尾槳，因它轉動方向朝向后面，起著推進螺旋槳的作用。GCA-5有一個速度為155英里/小時并且航程為264英里的方案，但它絕沒有超越概念階段。GCA因它的便攜式XRON輕型單座旋翼機和QH-50“雄蜂”反潛直升機（Drone Anti-Submarine Helicopter，DASH）而得名，后者軍方到今天仍在使用。
麥克唐納飛機公司
第一架飛在美國廣闊上空的復合直升機是麥克唐納的XV-1垂直起降飛機。是麥克唐納飛機公司、美國陸軍運輸兵、和美國空軍賴特開發中心聯合研制的，XV-1是作為一款試驗飛行器建造的，結合了直升機的垂直起飛與低速操作特性，和固定翼飛機的高速度和遠航程特點。最初交付的機型指定名字為L-25，強調了它的聯絡角色，該機后來被指定為直升機暫時安排編號為H-35。然而，此機隨后在1950年被改為XV-1，使它成為首架“V”系列的飛行器。
麥克唐納的XV-1垂直起降飛機繼承了許多Wn 342的相同特點，它們都是奧地利工程師弗里德里希.馮、杜柏霍夫設計的。
兩架原型機中的第一架在1954年年初完工。象許多已經飛行過的復合直升機一樣，XV-1是作為一種全新的飛行器來設計的，而不是作為現有設計的一種改良機型。因此，它依靠自身非常的氣動性能斷然采取非正統外形。大約三分之二圓柱型的機身是采用樹脂玻璃材料成形加工的，為前后串列安置的兩人機組席位提供了幾乎無限度的可見度。也可以選擇另一種安置：座艙中一名飛行員席位和在他身后的機艙內三名乘客席位。一套平直的翼（翼展26英尺）安裝在機身上部，支撐兩個向后的尾噴口，每個機翼同垂直的安定面鏈接，在中部有可活動的水平尾翼。裝在機身后部并挨著兩個尾噴口之間是一臺兩片6英尺直徑槳葉推進器，動力由一臺550馬力的美國本土產R-975-19七缸放射狀活塞發動機提供。31英尺直徑的三片槳葉旋翼安裝在流線型塔上部，雖然它后來降低了高度——僅僅為了高于推進器的弧——在飛行測試進步的結果。在地面的時候一套剛性不可收縮性金屬剎車支撐著飛行器。為了減少重量并提高性能，XV-1一大部分采用鋁來制造。
XV-1的懸停范圍測試開始于1954年12月11日，但是頂端噴氣旋翼推進系統開發中的困難將自由飛行推遲到7月14日。設計者根據第一架原型機試飛過程中得到的數據對第二架原型機進行了一些小的改進，這些改進后來也適用于第一家原型機。最突出的改變是在兩個尾噴口末端增加一個小尾槳，用于改進方向控制（自從頂端噴氣技術導致旋翼的反作用以來，再沒有扭距需要抵消，因而沒有“反扭距”尾槳同時也用于方向控制）。象以前的頂端噴氣復合機一樣，XV-1也依靠水平或垂直速度具有以直升機或旋翼飛機的飛行性能。然而，這不是自動的，它取決于飛行員依據空速的增加或下降調整旋翼槳葉的偏轉角度。XV-1上的單臺發動機不但要驅動推進螺旋槳，而且用于旋翼推進系統的頂端噴氣裝置的壓縮機也由這臺發動機提供動力。它們反饋給這套均衡復雜的管道系統推動高壓空氣通過中空的旋翼槳葉到每片旋翼頂端的燃燒室。在這兒，空氣同燃料混合然后火花器點火產生噴射推力，以此使得旋翼以反時針方向旋轉。使用兩臺壓縮機的決定作出后，為了避免不受歡迎的重量代價最后導致使用兩套傳送裝置代替：在直升機模式下，發動機動力直接供給壓縮機，以驅動旋翼系統的頂端噴氣裝置。當轉換到旋翼飛機模式下，發動機動力轉向推進器上，而旋翼完全進入自轉模式。
9個多月的以旋翼模式的飛行測試后，垂直起降飛機（convertiplane）在1955年4月29日誕生了，它得名自首次成功地完成從直升機模式到旋翼機模式地轉換并再返回原來模式。1956年10月10日，第二架XV-1原型機創造了歷史，它成為世界上第一架速度達到220英里/小時的旋翼飛行器，這得到了全球航空航天團體的直接關注。這種性能層次是有重大意義的，因為它意味著XV-1飛行速度已經比當時常規直升機速度記錄快了44英里/小時。巡航速度極大地超過了138英里/小時，機翼提供了總體升力的85％強，同時剩余的15％的功率用于提供給旋翼槳葉產生自轉。甚至當高速飛行時，機翼不必需要足夠大的面積以提供所有必要的升力來保持XV-1在空中飛行，于是旋翼的自轉對維持高度水平是必要的。垂直起降飛機的航程大約593英里，實用升限為19,800英尺，巡航速度138英里/小時，極限速度203英里/小時，XV-1證明了在旋翼飛行器性能超越同時代飛行器一個引人注目的飛躍……但不是永久。
盡管垂直起降飛機以實例證明了速度優勢，但飛機的相關復雜性，特別是頂端噴氣旋翼推進系統，抵消了最初超越機械傳動直升機的優勢。另外，明亮的閃光和頂端噴射裝置產生的噪聲在
軍事聯絡角色觀察過程中是無法接受的，于是該飛行器確定實現。結果，XV-1項目在1957年被取消，兩架原型機也再沒飛過。今天，他們列為收藏品在兩家美國最著名的博物館里：一架在阿拉巴馬州拉克堡陸軍航空兵博物館（the Army Aviation Museum,AAM），另一架在馬里蘭州休特蘭國家航空與航天博物館（the National Air & Space Museum,NASM），屬于保羅.E.加博（Paul E. Garber）保存、修復和儲藏（Preservation, Restoration, and Storage）設備。
皮爾斯凱飛行器公司
麥克唐納并不是美國唯一的對高速旋翼飛行產生興趣的飛機公司。認識到這一類飛行器的潛能，特別是在短程航空活動領域，位于賓戲法尼亞州費城的皮爾斯凱飛機公司依靠私人資金風險項目開始致力于高速直升機的研究。結果，知名的16H-1“探路者”問世，該機是一種五座的復合直升機，裝有一臺三片全鉸接槳葉的主旋翼，旋翼直徑41英尺；和唯一一臺三片5.5英尺直徑槳葉的管道推進器，組成所謂的“尾槳”。尾槳通過管道上四個垂直的葉片提供方向控制和克服反扭距。該機能夠垂直離地升空，也能夠象固定翼飛機一樣實現滾轉起飛，這意味著在它的有效載荷內增加行動總重。主旋翼和尾槳的動力都由一臺550馬力的加拿大聯合飛機公司產PT6B-2渦輪軸發動機提供。該機有一副20英尺的翼展的固定翼裝在最新型機身的下部兩側，每片機翼上都帶有一套副翼和襟翼用于增加機動性。輪式起落架是后三點式構造，主起落架可以縮回機身下腹，而全操控的尾輪保持固定位置。
皮爾斯凱積極倡導它16H-1“探路者”上的尾槳作為輔助推進和反扭距控制的方式。
“探路者”在1962年1月21日進行首次飛行。此次飛行，也是首次少有的并發飛行，駕駛艙和機艙都沒有圍起來，機翼也不合適，起落架一直處于朝下位置。同年早秋，飛行測試取得進展程度足夠將將座艙封閉，并且機翼適于在高速下測試飛行。測試期間，“探路者”達到總共185飛行小時，極限速度為170英里/小時。飛行測試的成功吸引了軍方的注意，給予支持開發聯合陸軍/海軍項目（joint Army/Navy program），聯合資金支持改進型16H-1飛行示范，并把它作為正在研究中的“先進高速旋翼機技術”（advanced high-speed rotorcraft technology）的一部分。聯合資金項目開始于1964年5月，目標是收集復合直升機飛行速度超過225英里/小時下的特征信息。為了達到這一步，皮爾斯凱斥資進行“探路者”的好幾處改進，發動機換裝為更強勁得多的1,250軸馬力的通用電氣產T58-GE-8渦輪軸發動機，安裝一套新的驅動系統和推進器來吸收增加的動力，裝有更大的44英尺直徑的主旋翼，與在垂直短距起落H-21“消尼”/“馱馬”直升機上使用過的完全一樣。此外，機身加長，可以容納8名乘客的鋪位。這些廣泛的改進證明了一個新的設計和新的命名，導致16H-1A“探路者二世”的誕生。
對皮爾斯凱“探路者”的廣泛改進導致了16H-1A“探路者二世”的誕生，一種更快、更優雅的飛行器。
“探路者二世”的陸軍/海軍資助資金地面測試開始與1965年5月上旬，第一次懸停閾限測試發生在當年11月13日。兩天后，首次全自由飛行發生于1965年11月15日。到1966年4月為止，“探路者二世”在陸/海軍合同下已經飛行了超過40小時速度達到了225英里/小時，同時也示范了一種高度的可機動性。分別以32和35英里/小時的速度后飛和側飛也進行了探索。正當1966年夏季“探路者二世”進入飛行測試計劃的最后階段，新的空氣入口管適合用于提高功效，同時發動機被依然強勁得多的1,500軸馬力的通用電氣T58-GE-5渦輪軸發動機替換。盡管飛行器保留了“探路者二世”的名字，但公司決定改名為16H-1C。
同年項目結束后，陸軍和海軍已經收集了大量在復合直升機領域的研究數據，許多數據用于開發和測試其他的研究用飛行器，并為將來的努力留下了有用的資源。該機更高級的商業型號，暫時叫做“探路者三世”，列為開發計劃，但在軍方內部表現出的興趣超過了深入商業開發并獲得了優先權。今天，“探路者二世”仍保持存貨，皮爾斯凱為了將來在高速復合直升機研究中使用，它直到今天仍繼續是一個活躍的項目。
貝爾直升機公司
貝爾直升機公司位于德州沃斯堡，早期因有一款命名為“狂歡”的帶有機翼的47號原型機，標志著開始進入提高旋翼飛行器速度性能的研究領域。1961年8月7日在與美國陸軍簽訂合同隨后做了大量廣泛的工作。在美國陸軍運輸研究司令部（U.S. Army Transportation Research Command，TRECOM）高性能試驗直升機合同的資助下，貝爾采用UH-1B的氣動組成改進了YH-40直升機，該公司指定名稱為533號原型機。這個項目的主要目標是評估多種旋翼系統和減小阻力的方法。最初的改進包括在機身后部增加玻璃纖維蜂窩狀結構的空氣動力學附件，改進的附件用于著陸時剎車，一個裝在尾噴管上弧形的垂直安定面用于卸載尾槳的負荷，尾槳飛行時可傾動角度，裝在突出的的桅桿上，桅桿從寬闊的，優美的機艙上部的流線型結構上伸出。1962年8月10日，該機進行首次飛行，機上裝有標準的UH-1B上44英尺兩片槳葉旋翼，另一套旋翼系統是在533號原型機上測試過的：萬向接頭式42英尺直徑三片槳葉旋翼，一種能被安裝到剛性桅桿或是通過萬向節安裝。控制系統已改進過，很好地適應卸載塔系統兵能適應兩片槳葉和三片槳葉旋翼系統。實際水平飛行以標準2片槳葉旋翼空速達到150節（173英里/小時）
確定了阻力消減的基本益處后，美國陸軍第二階段資助地主要目的是研究輔助推力效果。貝爾使用兩臺920磅的本土產J69-T-9渦輪噴氣發動機緊緊地裝在機身兩側的發動機艙內進行推力測試。為該項目挑選的兩片槳葉旋翼和標準UH-1B槳葉也替換到了試驗機上。一副后掠機翼（翼展26.8英尺）裝在了機身下部。這副機翼可在地面調整后掠角度，飛行中可以翹起。控制機翼傾斜角度的機械控制裝置后來與總體控制系統相連，此舉可以避免機翼升力過大，并照顧到自轉時旋翼的每分鐘轉速控制問題。
貝爾533號原型機在1969年達到了難以置信的水平飛行速度——316英里/小時：多種復合材料的旋翼、機翼和噴氣發動機，包括四片槳葉版本（上圖），短翼頂端裝有噴氣發動機。
貝爾533原型機兩片槳葉版本
在純粹的直升機結構上進行探險性測試后，機翼被取消，渦輪噴氣發動機被裝上了。并在1963年10月21日以這種結構進行飛行測試。不久后在垂直安定面上尾槳的對面安裝了附加的升降舵。自從標準的升降舵安裝到來自噴氣發動機的氣流范圍內后，空氣動力學噪聲增加。在1964年3月2日全部結構，包括機翼和裝上了輔助噴氣發動機的飛機進行首飛，水平飛行的實際空速達到214英里/小時，利用了最大輔助推力。合同測試項目在1964年4月全部完成。立即接著進行計劃中測試項目，在貝爾直升機公司獨立研究項目支持下，裝上了兩片槳葉旋翼，旋翼葉片頂端特意縮成錐形，此次使用最大輔助推力水平飛行實際速度達到222英里/小時。
為提供更大的推力，J69渦輪噴氣發動機被拆下， 533號原型機換上了更強勁的1,700磅靜態推力的J69-T-29渦輪噴氣發動機，該款發動機同在瑞安BQM-34A“火蜂”靶機上使用的相同。這項推力的重大提升使得該架飛行器達到更高速度，成為歷史上第一架速度突破200節（230英里/小時）的旋翼飛行器——1964年10月15日達到236英里/小時。六個月后，也就是1965年4月6日，它成為第一架水平飛行達到250英里/小時的飛行器。順著更快的速度，試飛員駕著533號原型機示范了給人深刻印象的機動性，理性表演以60度傾角進行2G（加速度單位，與重力加速度的比值）轉彎。1968年年初，美國陸軍授予貝爾一項后續合同，目的是擴展飛行包線，得到更遠的航程而替換下J69渦輪噴氣發動機，換上更強勁的3,300磅推力的普蘭特&惠特尼（Pratt & Whitney）公司產的JT12A-3渦輪噴氣發動機。以前適用的機翼被移除，換上新的非后掠一對上面一尖裝有發動機的機翼。另外，主旋翼的外形附件改變，縱向的控制系統完全變更，從標準的直升機環裝控制向純粹的固定翼升降控制類型轉變。1969年4月15日，533原型機以這種結構達到難以置信的速度——316英里/小時（274.6節）。該項目最后的測試階段包括替換下兩片槳葉主旋翼，換上四片槳葉的柔性梁旋翼系統。
完成測試后，533原型機永久退役，持有收集到的龐大數量的數據，為將來可能用于復合直升機項目留下了寶貴的資料。今天，533原型機唯一的實體陳列在弗吉尼亞州伊優斯德堡美國陸軍航空應用技術委員會（the U.S. Army’s Aviation Applied Technology Directorate，AATD）主樓外面。
卡曼飛行器公司
卡曼飛行器公司，位于美國康涅狄格的布魯菲而德，對高速直升機的潛在能力做了相關研究，在1963年6月27日時TRECOM授予一份合同。公司推選使用改進型UH-2A“海妖”進行試驗，該機是一款單臺發動機（其時）的通用直升機，幾年前進入美國海軍服役。為了增大它當前渦輪軸發動機的功率，復合型“海妖”換上了單臺2,500磅靜態推力的通用電氣YJ85渦輪噴氣發動機，固定在機艙右側附著的短而粗的塔架上。從外形上看，在此項目階段在“海妖”上作出的僅有的其他構造和/或有性能有關的修正， 此舉將水平安定面的前傾斜角上機鼻上方增加了3度，UH-2A的標準四片槳葉主旋翼被保留。
地面測試結束后接下來進行飛行測試，開始于1963年11月26日。當逐漸增大前飛速度時，復合型“海妖”達到了216英里/小時。采用UH-2A的標準可收回的輪式起落架，證明在消減阻力方面是有益的。甚至在裝有輔助渦輪噴氣發動機的飛行測試結束前，作出的計劃飛機上要增加一對固定翼用于卸載主旋翼載荷，同時增加飛行器的機動性。該項目的這個階段，在1964年6月發布，1964年9月將調查使用副翼控制滾轉補充旋翼控制的不足，并評估帶著渦輪噴氣發動機下集體的平衡配重作用，飛行測試因改進機體為有翼構造而暫停。
接下來的5個多月，作出的改進是嫁接一對皇后山毛櫸航空公司輕型行政運輸飛行器的機翼，裝到機體下部兩側，翼展35.25英尺。為了能安裝機翼，拆除機身機頭處后部燃料箱結構成為必要，這個郵箱通常有176加侖（約800升，譯者注）的容量。雖然通過使用機翼內的燃料箱恢復了一些燃油容積，但全部在內的容積是80加侖（約363升），不夠測試輔助渦輪噴氣發動機期間使用。然而，對飛行測試用途來說這些油料已夠充分使用。
一直帶著在先前測試中固定下來的機翼和水平尾翼，改進為飛行中可變迎角，從向上16度到向下16度，這就允許飛行員操縱飛行器實現多樣的攻擊角度，因而獲得在固定的空速下機翼寬闊的航程或旋翼載荷比例。該架飛行器以這種結構在1965年2月首次飛行，因此開始了該項目載荷增加階段。高速飛行條件下，機翼有效卸載了主旋翼將近50％的載荷。機翼上全部保留了副翼的使用，它最初是作為導致拉力的消減和促進進入自傳而使用的。然而，最后發現這是不必要的，因為飛行員報告說機翼不能妨礙自轉。副翼是可用的，但被發現產生實際的拉力。完全成為測量升力的器具——機翼，被設計用于地面調整從0度到5度，導致機翼向上提供一個機鼻上舉的飛行器高度和確定最適宜的飛行角。最后，在有翼結構下的復合型“海妖”得到225英里/小時，機動性能獲得值得關注的增長。進行了70次飛行大約39.6飛行小時后，該項目的改進階段在1965年4月28日完成。在此后某天，來自美國陸航器材實驗室（the U.S. Army Aviation Materiel Laboratories，USAAVLABS）和海軍航空測試中心（the Naval Air Test Center，NATC）的專業飛行員在1965年5月21日進行了定性飛行評估。
卡曼的UH-2復合型“海妖”在輔助渦輪噴氣發動機（產自皇后山毛櫸林航空公司）下高速飛行，兩側伸出的機翼卸載掉了主旋翼大部分載荷。
通過對飛行測試中達到的快速度和良好機動性商議后，陸軍考慮到資助一臺額外的二手渦輪噴氣發動機裝到復合型“海妖”上來拓展該機的全部速度潛能，但這從沒有實現。由于現在的開放式貨艙門的緣故，這樣的改進必然需要另外的機身結構并對機身兩側進行高度加固。而且，確定這樣額外的速度是沒保證的，因為單發渦輪噴氣發動機只足夠滿足這個項目的規定目標。復合型“海妖”最后確實是只作為研究機而從未作為成熟產品生產。全部測試項目異乎尋常的順利，并幾乎沒有遇到什么困難。如此一來，它在收集大量復合直升機（僅僅推力復合或是推力與升力復合）的性能和限制數據取得了極大成功。最后，卡曼結束了該機嚴格作為并不是最理想化的使用主旋翼的復合直升機的管理。取而代之的是，另外使用多樣控制界面的固定翼并復合了旋翼，極大地增強了機動性。測試項目結束時，復合型“海妖”進行了二次改進回到它的標準結構設計，并回歸海軍再次服役。
洛克希德飛機公司
位于加州柏班克德洛克希德——加利福尼亞公司是洛克希德飛行器公司的下級單位，作為傳統上固定翼飛行器設計方面的“領軍人物”，洛克希德在1950年代后期對先進直升機開發產生了興趣。洛克希德在已獲得聯合陸軍/海軍研究項目的合同后，深入開發他們德剛性旋翼系統設計，并在1963年接受了另外一項來自TRECOM的合同，改進他們的驗證機XH-51A為復合直升機。XH-51A本來就是多家公司的CL-595或原型機286，一款設計用來開發剛性旋翼優勢的試驗用直升機。剛性旋翼系統的關鍵特征是設計、結構和功能上絕對的簡單。從維護觀點來看有關少量的移動零件具有積極的品質。安裝簡便，旋翼系統排除了在多數常規旋翼上常見的揮舞和擺振，直接在旋翼槳轂上附上葉片，充分利用旋轉的槳轂的回轉效果，并因此平衡旋翼系統受力。一個回轉環套在主旋翼槳轂下面，直接加固旋轉斜盤，飛行員的控制裝置與一套彈簧相連，彈簧直接頂在旋轉斜盤上面，因此回轉環迫使旋翼對飛行員的輸入立即起作用。
這架飛行器本身的基本設計為如何建造復合直升機提供了很好的基礎，又因為它是最新改型的，蝌蚪狀的機身是用平頭鉚釘鉚接的，著陸剎車裝置直接平滑地縮回機身下部。為了將XH-51A創新成一架復合直升機，一套翼展16.9英尺地機翼安裝在機身上，同時一臺2,500磅靜態推力的普拉特與惠特尼產J60-P-2渦輪噴氣發動機裝在機身左舷。一個容納電池組和測試儀器的附加夾艙固定在右舷機翼頂端，平衡渦輪噴氣發動機的重量。每邊機翼都裝有在緊急狀態下高速度時輔助進入自傳的裝置。此外，水平尾翼和垂直尾翼表面都擴大了。因標準大小的XH-51A，機體有四片35英尺直徑的剛性槳葉主旋翼和兩片6英尺直徑槳葉的尾槳，二者動力都由單臺渦輪軸發動機提供。
XH-51A復合機沒有使用渦輪噴氣發動機的首次飛行發生于1964年9月21日。在接下來的幾個月里它繼續作為一款帶有機翼的直升機飛行，以此評估不尋常的改進有關的操縱特性。1965年4月10日，渦輪噴氣發動機首次點火，飛行器速度達到272英里/小時——當時任何旋翼機最快的速度。從懸停開始，它有能力在45秒內達到230英里/小時。輔助渦輪噴氣發動機和短翼在前飛時可以部分卸載主旋翼的載荷，減小臨界旋翼槳葉速度和槳葉傾角，允許該機比曾作為純粹的直升機飛得快得多。隨著飛行測試的進行，發現高速前飛速度下增加擋風玻璃的支撐以對抗遇到的強烈空氣動力氣壓成為必要。1967年6月19日，XH-51A復合型創下了另一項（非官方）旋翼機記錄——速度達到302.6英里/小時。高速飛行測試在各種高度、航程條件下進行，從幾千英尺到極低高度、地形跟蹤飛行。輔助渦輪噴氣發動機和短翼給予XH-51A復合機非常近似固定翼飛機的飛行品質。然而，因為渦輪噴氣發動機過快的燃料消耗率，在油箱用干之前該機僅能夠維持它最大的速度大約20分鐘。
從XH-51A復合型機得到的大量數據被直接應用到洛克希德公司正在開發中的高級軍用復合直升機項目上，該機采用創新性的剛性旋翼系統（rigid rotor system），命名為AH-56A“夏延”（Cheyenne）。“夏延”是在陸軍先進空中火力支援系統（the Army’s Advanced Aerial Fire Support System，AAFSS）項目下設計，并作為越南戰爭中為先進高速騎兵連輸送直升機的護衛機使用，同時作為戰場上部隊的直接火力支援飛機。洛克希德在1965年9月接受挑選成為兩家競爭對手（另一家是西科斯基）之一參與競爭AAFSS合同。洛克希德服從軍方要求，以知名的CL-840兩個月后宣布勝出。1966年3月23日，洛克希德獲得合同生產10架工程開發用機身，陸軍指定名稱為AH-56A。
洛克希德小型XH-51A復合直升機使用小機翼和一臺J60渦輪噴氣發動機，在1967年達到了旋翼機的非官方速度記錄：302.6英里/小時
1967年5月3日，該機大量生產，AH-56A被命名為“夏延”。同年9月21日，第二架原型機完成了該型機首次（非公開）試飛，12月12日，在加州范•紐斯機場該機向公眾展示了為期13分鐘的示范飛行。為達到很高的前飛速度，AH-56A伴有主旋翼和尾槳同時，裝有一臺漢密爾頓標準可變角度10英尺直徑的三片槳葉推進螺旋槳， 有單臺3,435軸馬力的通用電氣T64-GE-16渦輪軸發動機驅動。開發過程中，發動機功率也一直增加，最后達到4,275軸馬力。伴隨速度的不斷增加，對飛行員來說推進器提供了獨特的懸停選項。通過應用抵消正反推力，在懸停中他能操縱“夏延”以機頭向上或向下10度姿態機動，并允許兩人機組發射機翼上裝載的
武器攻入山谷或攻上山頭。推進器也使得飛機在水平飛行中不需要機頭上仰或下俯改變角度就能非常快速地加速或減速。同其他幾款同時期的復合直升機對比，它的主旋翼在巡航飛機期間被一對機翼卸載掉了部分載荷，這對機翼翼展26.75英尺，同時也能用于運送大量軍火增加載荷。它不同于適用于飛機類型的控制系統，所有的機動輸入都必須通過主旋翼來完成。四片50.5英尺直徑的剛性槳葉被緊密的安在XH-51A復合型主旋翼上，提供了更強大動力。剛性旋翼概念非常適合陸軍，這讓陸軍感受到了明顯的必要的穩定程度，適合于這款革命性的新武器平臺。
強大的洛克希德AH-56A“夏延”攻擊直升機比其他同時代任何一款復合直升機都接近成品量產。
洛克希德建造了十架發展中的原型機，全部完成了廣泛的地面和飛行測試程序。飛行和包線范圍測試非常完善，該機例行示范速度大約100英里/小時，明顯快于當時在役的常規直升機。出于對“夏延”先進的武器系統性能和飛行性能的足夠信心，陸軍1968年1月最初的成品計劃定購375架機。早在試飛階段，飛行員就遇到貼近地面飛行時不穩定的問題，但這些問題最后被糾正。1968年3月，“夏延”已經示范了前飛速度195英里/小時，側飛27.5英里/小時，后飛23英里/小時。高速飛行期間，機翼部分卸載了主旋翼載荷，發動機全部輸出功率中大約300軸馬力被轉移到推進螺旋槳上，使得由它來提供大部分前飛的推力。
進行測試過程中，當飛行速度超過200英里/小時的時候，穩定性缺乏問題重又發現，致使試驗了大量不同的材料的剛性主旋翼設計和不同結構，試圖消除這阿問題。不幸的是，這些問題很難修正。在整個項目始終最麻煩的技術挑戰是一種被稱為“½ P 跳躍”的現象。這個問題由一個發生在主旋翼每轉兩轉的低頻諧振，導致槳葉嚴重的空氣動力學壓力。如果飛行員未能識別出來并不正確的處置，這種狀況可能會導致嚴重的或可能產生惡性旋翼擺動。1969年3月12日沿加州海岸進行高速飛行測試期間，“½ P 跳躍”導致了主旋翼撞擊機身將它切成兩半，飛行員喪生。所有“夏延”被全部臨時地面停飛接受懸而未決的調查。
此次事故，伴著大量財政和政治上的因素，導致陸軍在1969年5月19日取消了部分產品合同，而距預定的成品原型機交付時間僅6個月。這次墜毀事件后6個月，“½ P 跳躍”在NASA艾姆斯研究中心的風洞試驗期間再次遇到，第十架原型機被完全毀壞。盡管屢經挫折，為了實現對先進武裝機的需求，陸軍還是鼓勵洛克希德繼續開發AH-56A。
最后，夏延未能繼續存在下去。政策的變化改變了陸軍的準則，來自其他軍兵種聯合在一起的裝備壓力導致了“夏延”的消亡。洛克希德最后在1972年8月9日完全終止了該項目。反過來說，事實上旋翼系統的所有問題既沒有解決到項目終止的時候也沒有找到很好的解決方法。AH-56A達到的極限速度仍是不超過253英里/小時（220節）——甚至以今天的標準來看這也是一個相當令人印象深刻的速度。盡管被當作失敗的案例，但“夏延”實際上在許多方面取得了成功，貢獻了許多值得研究的教訓和甚至推動了如今攻擊直升機進步的先進技術。隨著十架原型機結構和成品定單被擱置，“夏延”比其他任何復合直升機更接近大批量生產。不應當忘記的是，收集自復合直升機的大量寶貴數據通過洛克希德的努力繼續證明直到今天這樣的研究也是有益的。
認識到高速直升機在民用和
軍事領域潛在的有利市場，洛克希德也探索了大量民用復合直升機可能的設計方案。預想諸如高速運送30到90名乘客，航程在250英里以上的飛行器概念。然而，這些設計沒有一款曾離開圖板成為現實。不幸的夏延轉讓最后導致了洛克希德的旋翼飛行器設計受累。今天，兩架現存的AH-56A實例在阿拉巴馬州拉克堡的陸軍航空兵博物館（the Army Aviation Museum）能看到，同時每一架也在肯塔基州的坎貝爾堡和路易斯安娜州的波克堡展出。收藏在拉克堡的休眠中的唯一一架XH-51A復合直升機和一架模型正等著復原……
西科斯基飛行器公司
西科斯基的重型改進型“海王”直升機，編號S-61F，采用拉力消減外形設計可進行高速飛行。
就在洛克希德進行XH-51A復合機型試飛期間，西科斯基的斯特拉福德飛行器公司（位于美國康涅狄戈）開始測試它自己的復合旋翼飛行器——S-61F。西科斯基提供部分資金，1964年在判定給聯合陸軍/海軍研究合同支持下建造，試圖速度達到230英里/小時，S-61F是一種由SH-3A“海王”反潛直升機高度改進并最優化設計，用于寬闊的阻力消減外形高速飛行研究使用。機身外殼是流線型一體成形的，圓型的機鼻，和改進的機腹，機艙兩邊很好穩定性的浮筒被拆除，可收放的輪式主起落架被重新安裝在機身下部兩邊的改進結構內，用于支撐兩臺3,000磅靜態推力的普拉特&惠特尼J60-P-2渦輪噴氣發動機。尾噴管重新設計為更具錐狀的外形，上面裝有一個大幅面的垂直尾翼，其上包含飛機類型的舵。另外，一副巨大的帶有升降舵的水平尾翼（利用塞斯納T-37噴氣教練機部分）固定在垂直尾翼中部。帶有全跨度副翼大尺寸的170平方英尺機翼裝在機身上部，翼展32英尺。建有一個新型六片槳葉旋翼槳轂，連接新型低柔性槳葉。
這架直升機出于研究目的設計以多種不同結構飛行，帶有或不帶有機翼；帶有或不帶有渦輪噴氣發動機；帶有五片或六片槳葉主旋翼；帶有高柔性或低柔性槳葉。S-61F得到了軍方的指定名稱——NH-3A，并在1965年5月21日首次飛行，裝有渦輪噴氣發動機，五片槳葉主旋翼，配有低柔性槳葉。同年7月，它速度達到187英里/小時。在飛行測試進行過程中，發現由旋翼槳轂導致的紊亂氣流產生尾部搖擺，迫使在旋翼槳轂頂端增加一個空氣動力學的附件，或叫“便帽”。計劃的下一階段事關為了部分卸載主旋翼載荷并試圖達到更高速度而增加機翼。雖然標準的五片槳葉主旋翼在最初的飛行測試中得以保留，但標準六片槳葉旋翼與低柔性槳葉也應測試。S-61F上沒有綜合的飛行控制系統，全跨度副翼能夠向上或向下帶著嗶嗶的聲音轉換角度。角度轉化控制儀也能用于升降舵和方向舵的控制。水平尾翼的迎角只能在地面調整。
S-61F的試飛取得了圓滿成功，到1967年5月8日試飛結束時共進行了113次飛行，累計88.2飛行小時。最大速度達到了255英里/小時。1969年3月20日西科斯基在提出的最后報告中推薦，為了提高飛行器的速度性能應繼續該項目深入改進計劃。然而，這個選項不被軍方采納，該項目不久以后被停止。盡管S-61F極大的增加了復合直升機特性的可用信息，但因使用現貨供應的部分和擁有非綜合飛行控制系統的限制因素妨礙了達到全部直升機性能的進程。這個項目完成后，S-61F對高速直升機研究作出的最后貢獻是，當早先機身換上火箭滑撬使用時，測試機用于評價機組撤出系統的性能并用于后來的西科斯基S-72上（下面詳述）。
在S-61F進行飛行測試的同一時期，西科斯基為了支持他們對抗洛克希德的競爭簡要的運行了另外一項設計計劃，贏得了同陸軍的“陸軍先進空中火力支援系統”（AAFSS）合同。他們的建議，得名于S-66，但從未作為一個完整樣本超越這個設計平臺。無論如何，S-66得關鍵要素不是達到飛行測試狀況。稱作“旋翼螺槳飛機”的概念包括一個機體后部能轉動90度的尾槳，可以作為推進螺旋槳起作用，并提供額外的前飛推力（近似15年前提出的GCA-5作用）
為測試這種概念，一架標準的SH-3A在1965年被改進為新型尾部，包括一個大尺寸的垂直尾翼，上面轉悠一個飛機類型的舵用于方向控制。“旋翼螺槳飛機”是一款標準的SH-3A設計用于可旋轉的尾槳，并在尾部末端的盡頭上裝有尾槳的機型。當以直升機方式達到大約80英里/小時的速度時，飛行員將用按鈕控制轉換。在這個關鍵點，方向控制由舵獨自提供。當空速下降到80英里/小時以下時，飛行員將裝置恢復成原來尾槳狀結構。雖然測試版本可以手動操縱，但成品原型機還是自動運轉速度隨之或增或減。系統工作狀態良好，提供了新的概念。然而，因洛克希德公司失去許多合同，西科斯基公司也停止了開發S-66，同時“旋翼螺槳飛機”概念也被放棄。
西科斯基的創新型旋翼螺旋槳飛機，測試中的S-61F，可以轉換尾槳功能作為推進螺旋槳（上圖）或是作為常規尾槳（下圖）。該機被定購用于被提議的S-66攻擊直升機使用。
1970年代早期，工程人員繼續需求途徑提高直升機的前飛速度。當時許多不同的制造商提出幾個設計方案均被試驗過，所有這些方案滿足了不同程度的成功。1972年2月，西科斯基宣布正致力于在一架研究機上試行“前行槳葉概念”（Advancing Blade Concept，ABC），主旋翼系統由兩層共軸反轉旋翼構成，利用了“前行槳葉”的空氣動力學升力潛能。盡管在外觀上非常近似蘇聯制造商卡莫夫的經典設計，但西科斯基的方案在槳葉上有不同，它的槳葉是剛性固定在旋翼頂端的，而在“前行槳葉概念”旋翼系統中，后行區槳葉在高速飛行期間不在提供升力，而大部分載荷升力由旋翼前行側槳葉提供，因而排除了通常與后行槳葉延遲相關聯的升力下降。在所有的共軸設計方案中，因為共軸反轉的三片槳葉旋翼克服了任何扭距，所以“前行槳葉概念”取消了尾槳， 西科斯基的努力在位于弗吉尼亞州的攸斯泰斯堡的美國陸軍空中機動研究與開發實驗室（the U.S. Army Air Mobility Research and Development Laboratory，USAAMRDL）授予的合同下得到了實現。
西科斯基稱為S-69的飛機，陸軍分派編號為XH-59A，并建造了兩架驗證機。該項目的主要目的是測試與評估“前行槳葉概念”的飛行性能。優于實際的飛行測試，一個40英尺直徑的旋翼系統在NASA艾美斯研究中心成功地進行了風洞試驗，雖然兩架驗證機上實際安裝的是36英尺直徑的旋翼。1973年7月26日首架XH-59A試飛。然而，緊接著下個月卻發生了飛行事故，飛機嚴重損壞，并迫使一些設計方案改變，包括改進旋翼系統。損壞的飛機隨后修復進行風洞試驗。1975年7月21日飛行試驗項目恢復，第二架原型機首次飛行。這架機繼續成功地以直升機結構飛行了將近兩年，例證了給人深刻印象的性能，水平飛行讀讀達到184英里/小時，低高度俯沖時速度達到224英里/小時。XH-59A圓滑的機身看起來更像常規的飛機而不象直升機，貢獻出了它的高速性能，幾乎沒有誘導阻力產生，裝有可回收的三點輪式起落架。尾部包含有一個水平尾翼，上裝有兩個終版垂直安定面和舵。除了提高前飛速度外，“前行槳葉概念”被發現在懸停時更有效率，并比常規的旋翼系統更好地減小噪聲。
西科斯基的S-69利用了前行槳葉概念（ABC）的固有優勢，排除了后行槳葉的升力不足現象。
1977年3月西科斯基在結束以單純直升機結構的飛行測試后，準備在進行該機的復合結構測試，該項目獲得陸軍、海軍、空軍和國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）聯合資助。該機作出的改進是在機身兩側增加兩臺3,000磅靜態推力的普拉特&惠特尼J60-P-3A型渦輪噴氣發動機。因“前行槳葉概念”旋翼系統已經提供了很好的機動性，附加的固定翼就沒有考慮采用。1978年安裝了輔助推進渦輪噴氣發動機，同年后期完成了低速飛行測試。高速飛行測試開始于來年早期，在位于佛羅里達州的西棕櫚海灘的美國技術局下屬飛行開發測試中心進行。測試很圓滿，1979年4月12日XH-59A平飛時速度達到235英里/小時。12個月后，該機在1980年4月21日飛行速度達到274英里/小時。到5月份，極限速度和載荷因素測試項目完成，但1980年6月1日在陸軍/海軍新的有效合同下測試繼續進行，評估該機在增加高度和擴展重心的飛行包線范圍內的性能。在此新合同下的實際飛行測試開始于1980年8月，最后，XH-59A的速度達到了難以置信的303英里/小時，是世界上第一架不依靠額外的機翼情況下達到如此快的速度的旋翼飛行器。
盡管XH-59A取得了令人印象深刻的成就，但驗證機遭遇振動問題，還有讓人不滿意的重量和阻力問題。特別是共軸傳動系統的重量和旋翼槳轂的阻力公認為多余。“前行槳葉概念”也經受了典型的問題：驗證機使用四臺發動機，給人以過度復雜的感覺。
在與NASA的合同支持下，第一架XH-59A被重新建造和改進，為了評估性能在艾美斯40英尺×80英尺風洞里并進行全尺寸風洞試驗。1982年制定了計劃，采用ABC驗證技術開發新型設計方案，命名為XH-59B。這個版本合并了先進的無鉸接36英尺直徑的ABC旋翼系統同復合材料槳葉、新型的主變速箱、新型旋翼控制裝置，同時保留了原來的機身外形、起落架、和“A”型燃料系統。動力由兩臺通用電氣T700渦輪軸發動機提供。所有這一切中最顯著的是完全重新設計的尾部，帶有6.6英尺直徑的管道推進螺旋槳。這個設計方案是應陸軍評估綜合推進系統的愿望而創造的，不同于“渦輪軸附加渦輪噴氣發動機”的研究構型。開發和試飛XH-59B的建議遞交到了陸軍，但西科斯基拒絕分擔成本（部分原因是公司資源過度緊張，因為當時正同時開發UH-60“黑鷹”、SH-60“海鷹”、CH-53E“超級種馬”和民用型S-76）最后導致陸軍未授予合同，于是，XH-59B從沒有建造。
阿拉巴馬州拉克堡的陸軍領導人重新對ABC旋翼系統產生興趣，是因為在輕型直升機實驗項目（the Light Helicopter Experimental program，LHX）有潛在應用可能，特別是在項目早期的定義和概念開發階段。可是，在LHX的空重上異常嚴格的限制導致了波音-西科斯基團隊在警告和熟悉的一面產生差錯，選擇了更常規的直升機結構列為RAH-66“科曼齊”的開發，最后贏得了LHX的競爭。反過來說，ABC概念是它自己在研究和開發了20多年后取消的。然而，ABC概念現在正準備在當前西科斯基命名為X2（下面詳述）的項目上經歷復活。
自完成風洞測試后，首架XH-59A就日趨衰弱一直存放在NASA艾姆斯測試中心。第二架機被運回位于斯特拉福德的西科斯基主車間，最后移交給拉克堡的陸軍航空兵博物館（the Army Aviation Museum），在那兒一直保存到現在。
并不是所有的復合直升機設計出來后速度都能滿足他們最初的目標。當NASA和美國陸軍確定對高度研究飛行器的需求并進行廣泛類型的旋翼系統和綜合推進系統試驗，貝爾直升機公司和西科斯基公司進入對旋翼系統試驗機（Rotor Systems Research Aircraft，RSRA）的設計競爭。西科斯基贏得競爭后在1974年得到生產兩架原型機的合同。因該機有潛在可能成為測試旋翼系統，而旋翼也可能太小難以支持機體，于是一款復合直升機成為首選的解決方案，并確保了飛行員和機組的安全。
西科斯基贏得了RSRA的設計公司指定名稱S-72，1976年6月7日首次開始量產。原型機仍采用常規直升機外形，隨后第二架原型機采用復合直升機外形。裝有來自S-61上的五片槳葉主旋翼和尾槳。機身基本同以前版本一致，采用圓滑外形，在“尾拖”上帶有可收放的輪式起落架，作為直升機版本，一個35平方英尺的“T型尾”被使用。而作為單純的直升機，S-72在1976年10月12日首飛。它在1977年2月完成了首次飛行測試階段21架次飛行后，接著飛往位于弗吉尼亞州的NASA沃勒普島飛行中心接受額外的飛行測試，這個階段完成后，隨后在1979年2月11日飛往NASA艾姆斯研究中心（位于加州蒙凡特.菲而德）。
西科斯基的S-72旋翼系統研究機擁有獨特的性能，既能作為單純的直升機飛行，也能作為復合直升機飛行，或是作為固定翼飛機飛行。
S-72的復合版裝有一對全尺寸機翼，翼展45英尺，機翼面積370平方英尺。每片機翼上裝有全跨度的常規副翼和襟翼。機翼在飛行中可調整迎角——從－9度到＋15度。一副大尺寸的低置的88平方英尺的水平尾翼，帶有連接在一起的升降舵，裝在尾噴管上，大尺寸的直升機“T型尾”被17平方英尺的小尺寸取代。輔助推進裝置由一對9,275磅靜態推力的通用電氣TF34-GE-400A渦扇發動機推動，裝在機身兩側。這種發動機在洛克希德S-3“維京”反潛機上用過。1978年4月10日它完成首飛。作為第一架復合型的S-72直升機，也在沃勒普島接受測試然后飛往蒙凡特.菲而德加入副本行列。
既能以單純的直升機飛行，也能以復合直升機飛行，或者以固定翼飛機飛行，S-72在進行測試中提供了獨特的機會，同時未能以現在實際飛行的飛機進行運輸，或是進行風洞試驗。旋翼系統的類型是經過對RSRA的仔細考慮的，同時評估包括了復合無軸承方式、可變形幾何結構、萬向接頭式、關節式、無鉸式、環流控制、反速率和噴氣副翼系統。主傳動系統裝在一個特別的平衡設計裝置上，為了能測試升力與旋翼系統扭距，并可以直接測量。速度剎車裝在機翼上，可以實現非常精確的空速控制。飛行控制系統久經考驗，提供了在所有軸上穩定的增加和修正能力。為了協調飛行員的控制輸入傳送送到旋翼控制裝置和固定翼控制裝置的量，在飛行中使用機械控制相位單元可完全實現對這些變量的控制。
西科斯基的S-72X，此處可見是以固定翼外形飛行，正確定測試創新型的“X型翼”，但從沒有因此目的而利用。
S-72萬一旋翼系統在測試期間出現緊急狀況，機組能夠靠安裝點的爆炸性裝藥拋掉主旋翼槳葉，繼續以固定翼飛機模式安全飛行。因此擴大了安全極限，每名機組成員都提供有斯坦利航空美國佬抽取系統，與安裝在道格拉斯A-1“空中襲擊者”攻擊機上是同樣類型。這是首次在操縱測試直升機上安裝彈射系統。當彈射程序啟動時，旋翼槳葉立即靠上面提到的爆炸裝藥拋掉，彈射火箭系統點火向上彈出，將座椅從飛機中拉出，通過一對繩索樣的帶子固定住每名機組成員的束縛系統，因此得名“美國佬”。S-72安裝這套系統之前，它就在上面提到過的S-61F火箭助推座椅上進行過成功的測試。
直到1980年NASA和陸軍都還在進行“旋翼系統研究機”（RSRA）的測試，當時MASA裝作擁有這兩種飛行器的“所有權”。四年后，西科斯基得到NASA和國防部高級研究計劃局（the Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA）的合同，轉變S-72的直升機版本為公司創新型“X翼”系統的論證機。“X翼”是作為“停轉旋翼”系統的構思，四片槳葉主旋翼能用于象常規直升機一樣垂直飛行，一旦達到足夠的前飛速率后就在半空中停止轉動，作為象“X形狀”的固定翼飛行。此外，“X翼”采用了環流控制旋翼（circulation control rotor，CCR），依靠CCR旋翼從旋翼槳葉葉片后緣吹出壓縮空氣，槳葉的升力受到限制。非常剛性的旋翼省去了機翼，還是采用常規的驅動方式，但使用環流控制系統后改變了升力，使得所有四片機翼段構成“X”型，產生升力而旋轉停止。
盡管“X翼”環流控制旋翼系統進行了廣泛的地面測試，同時也是相當富有挑戰的概念。但此處展示的西科斯基S-72X，雖具有知名的飛行能力和運行 “X型翼”旋翼，卻從來沒有離開過地面。
1987年12月2日，該機被指定名稱為S-72X，開始了它作為單純固定翼飛機的首次飛行，評估沒有旋翼下的飛行特性。以這種外形，它最后達到了301英里/小時的平飛速度。據估計，當它以“X翼”形勢將來測試時，可能在196英里/小時時旋翼停轉，設計旋翼停轉的極限速度為518英里/小時。該計劃在1984年到1988年間曾被熱忱追蹤，盡管當時隱藏在這個概念后的巨大潛能尚未開發，由于缺乏必要的資金支持克服一些遇到的技術上的障礙，開發停止項目最終被取消。
RSRA為旋翼機協會提供了開展高速旋翼機研究的重大時機，但卻從未實現。盡管這些設計方案久經考驗：寬泛的隨機儀器、久經考驗的飛行控制系統、無意義的研究項目，同其他任何一款曾進行過測試的飛機。實際上，西科斯基積累了這些飛機更多的飛行時間，在確定耐飛性和飛行包線方面比NASA在旋翼機方面所作的研究多得多。兩架S-72飛行器現在儲藏在NASA顓登飛行測試中心，再沒有讓它們飛上藍天的打算。
對速度的需求在繼續延續……
獲得明顯的速度和性能方面的優勢后，一個不可避免的問題出現：為什么復合直升機從來沒有造出全尺寸的成品？盡管一些專家繼續爭論增加固定機翼的優勢和不利，多數人還是贊同附加增加推力的一些外形后而提供的速度優勢。實際上，全世界許多公司為了將來的應用仍在繼續研究復合構造的益處，以及帶有或不帶有機翼。
貝爾直升機公司繼續研究稱作“推力反扭距系統”（the Propulsive Anti-Torque System，PATS）的創新型概念，最初是為現在已取消的“無人作戰武裝旋翼飛行器”（Unmanned Combat Armed Rotorcraft，UCAR）項目開發的。PATS由一個高壓旁路推進系統組成，該系統裝在直升機的渦輪引擎后方排氣的圓錐狀組合內，與現代直升機設計方案比較它提供反扭距作用，兼有向前推力作用。同先進的主旋翼技術結合，PATS設計可取代尾槳卻不增加重量，后者通常與復合直升機相關聯，提供了復合的有利方面。冷空氣沿著旁路通過低壓入口吸入，發動機前面有大體積的風扇，風扇發揮壓縮機作用提高兩倍壓力推進氣流進出壓縮口，全面改善了發動機功效。當氣流經過發動機時，同熱的發動機廢氣混合。取消尾槳后不但對地面機組人員來說提供更高安全度，而且減低了噪聲有益于在城市環境下的行動。此外，還可減低電磁和紅外信號，這將意味這在
軍事領域應用PATS可增加生存性。
在取消UCAR項目下的PATS復合系統進行地面試驗，該系統仍可能發現有用武之地。
匹爾塞凱公司充分利用它“探路者”系列的廣泛研究成果，開發了新版本的尾環翼，稱之為“矢量推力管道推進器”（the Vectored Thrust Ducted Propeller，VTDP）。VTDP不同于最初的尾環翼，它合并了在空氣動力學和推力導向控制的重大改進。在陸軍合同支持下，匹爾塞凱建造了5.5英尺直徑的VTDP的原型，并通過了風洞測試，并實際驗證了比使用最初的尾環翼提高了46％的懸停功效。該項成果后來被合并進裝有VTDP的AH-1“眼鏡蛇”和AH-64“阿帕奇”攻擊直升機的復合版本實時計算機仿真模型里，期間飛行員認為這是對操縱品質的重大改進，并增加了80％的任務成功率。這些成功的測試導致陸軍繼續合同資助，建造一架全尺寸的VTDP用于地面測試，2000年10月完成建造。海軍授予皮爾塞凱一份合同，用于在YSH-60F“海鷹”直升機上設計、制造、試飛VTDP，此項計劃受到官方指定名稱為X-49A，而且非正視地提到這個方案作為“速度鷹”。2004年陸軍加入該項目并設想導致失敗的情況。飛行驗證項目的全部目標得到驗證，在使用VTDP技術的速度、航程、高度、生存性、壽命周期成本都有潛在改進。使用VTDP和一副固定翼，部分卸載主旋翼載荷，該機型計劃達到速度高于230英里/小時。正如該文所描述，X-49A已完成全部必須的資格測試，并進入最后的地面裝配和試飛階段。首飛預期在2007年年前。
2005年6月1日在美國直升機協會（American Helicopter Society，AHS）論壇61次會議上，西科斯基宣布開始一項計劃并簡要提及X2。當時一架技術驗證機正出于2006年后期將要首次飛行的開發階段中。利用在S-69/XH-59A得到的經驗，西科斯基將重點轉到高速和高機動性的X2上，該機繼承了共軸ABC旋翼系統和推進尾槳。預期速度高達250節（288英里/小時），同時保留垂直飛行性能的積極特性。在不帶有固定機翼降低懸停能力下，X2預期更好實現各項飛行性能。X2將采用一些切口技術，包括主動振動控制、先進飛行控制和新型旋翼葉片設計。在RAH-66“科曼齊”項目的經驗基礎上構思，合成材料旋翼和先進傳輸設計也被整合到一起。使用X2技術的幾個方案以不同的重量分類，為了實現軍民兩用的角色和任務需求結構是預定的。計劃裝有線控飛行系統的X2在2005年11月首飛，使用德產斯韋茨333x型發動機作為替代，這標志這向著飛行驗證機發展過程中的一個關鍵里程碑。為滿足在座艙中控制需求，最終系統構造將主旋翼、推進尾槳和發動機整合在一起。
匹爾塞凱擁有最新型“尾環翼”概念，命名為“矢量推力管道推進器”，裝在YSH-60F“海鷹”上，該機改名為X-49。
當今兩家旋翼機（autogyro）研究與開發的頂級公司也在追趕先進復合直升機概念。卡特航空技術公司（Carter Aviation Technologies，CAT）和戈隆兄弟航空公司（Groen Brothers Aviation，GBA）聯合公司在尋求擴展旋翼機的性能非常活躍的，并超越當前性能水平。此外他們在與陸軍合同下致力于開發他們自己的慢速旋翼卡特旋翼技術驗證機（CarterCopter Technology Demonstrator，CCTD），CAT也為將來稱作“直升直降飛機”（Heliplane）的發展開發了一些自有資金方案，該款的通常設計規劃讓人回憶起旋翼式旋翼機（Rotodyne）。雖然不太象旋翼式旋翼機，這些方案上的主旋翼在起飛、懸停和降落過程中提供全部動力，而不是使用頂端噴氣裝置。在巡航飛行階段，旋翼將明顯慢下來，降低功率消耗并減小阻力，同時大部分升力由固定翼提供。向前的推力由推進螺旋槳提供。在此期間，GBA公司——以他們先進的“鷹”式4號旋翼機得名——2005年11月被授予同DARPA第一階段的價值4千萬合同，開發一種高速的、長航程的、概念驗證的、垂直起飛降落飛行器，也稱為“直升直降飛機”。這架飛行器瞄準提供速度和航程優勢，改進兩種常規直升機因素。GBA的“直升直降飛機”最后得到與旋翼式旋翼機同樣的運轉概念，使用頂端噴氣驅動旋翼在起飛、懸停和降落期間旋轉。高速前飛期間，旋翼將自轉，升力轉移到由固定翼提供，動力將由兩臺渦扇發動機提供。
在2005年美國直升機論壇上，西科斯基掀開面紗，公布了新型復合驗證機X2計劃，該機預計2006年年底前首飛。
西科斯基的X2旋翼技術能用于未來平臺的廣范領域，比如為陸軍研制中的高速重型運輸機
戈隆兄弟航空公司致力于具有垂直起降能力的“直升直降飛機”研制，該機巡航速度將達到400英里/小時
項目最初的兩個階段包括系統設計和風洞試驗。當時，GBA團隊——包括亞當飛機公司、威廉姆斯國際公司和喬治技術公司——計劃在40個月的合同期結束時改進和試飛亞當飛機公司的A700商務噴氣機為驗證機。另外各種型號的復合直升機已經實際飛行了數年，還有難以計算的其他設計方案，這一切都在繼續，冒著風險探究圖樣，作為設計者尋求途徑提高直升機的速度。很少有曾實際飛行過的復合直升機從開始頭腦中的原型到最后以成品建造出來，注意到這一點很重要。它們絕大部分是建造出來用作嚴格測試平臺和研究機來收集數據，為了在將來的成品機中潛在利用這些數據。如今，計算機廣闊的性能為設計者和工程技術人員提供了可用的強大能力，建模與仿真已經徹底擺脫了對原型機的依賴。然而，僅有一種途徑能夠證明某個概念和技術可以通過它本身硬件的實際飛行測試。復合直升機相對于單純直升機來說，總是有有利和不利的一面。但是，發現的秘密恰恰說明了外形結構聯合的正確，平衡每架飛行器必需的角色和任務。無論答案怎樣，各種原型機的外形和尺寸將持續到飛上藍天，或者為見證旋翼機在我們無限的高速旋翼機飛行追求中提供靈感。
作者簡介：
雷.拉伯在美國空軍服役近10年，現在他作為在俄亥俄州代頓的賴特-彼得森空軍基地空軍的承包商，并且是一名渴望飛行的狂熱分子，攝影師，歷史學家。
來源：《VERTIFLITE》雜志，總第52卷第2期
作者： 雷蒙德.羅伯
編譯：知遠/刺刀
