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1971年中期，在粗略了解到陆军对性能和许多（最后决定构型的）关键属性的具体规定后，西科斯基公司初步制定了UITAS的设计方案。早期设计方案（包括前文所提到的共轴旋翼“前行桨叶概念”）以及发动机的各种安排方案、起落架、机舱设计、燃油系统位置以及其他各种设计方案得到了评估。最后随着招标书（RFP）发布日期日益临近，西科斯基公司的工作重点开始集中到从内部设计竞赛中挑选出的UITAS构型上。
事实上在1972年1月接到陆军的招标书之前，西科斯基公司就已经对入选的设计和技术方案进行了多方面改进，接到招标书后很快就敲定了构型.1972年3月向陆军提交了最终方案。
最初的设计方案是在公司内部设计竞赛之后于1971年8月12日确定的。随后，在陆军计划和要求发布时，公司对方案进行了两个大改动。首先是根据陆军的意思将采用的后驱动发动机改成前驱动，因为陆军计划只发展前驱动T700-GE-700发动机，而不是最初预计的双驱动方案。第二个重大改变是根据严格的空中运输要求将以往位置较高的旋翼平面降到非常低的位置上。YUH-60A原型机最初制造和试飞时旋翼位置离机身很近，但由于振动问题比较严重，在测试计划初期又将旋翼位置提高了。
早期设计中机身两侧各有两个向上卷开的机舱门，像车库门一样可收进机舱上方，方便人员出入，同时也为武器安装提供了更多选择。但这种货舱门独特的设计方法也受到了空中运输要求的影响，运输UTTAS的C-130飞机货舱的高度限制了UTTAS的机舱高度，机舱上方没有足够的空间来容纳打开后的舱门。
受陆军按成本设计（按1972年美元值计算）的目标影响，最初选择了三桨叶旋翼和双桨叶尾桨。根据预计的研究曲线，该目标以生产1107架直升机为基础计算，平均单机成本为60万美元，还不包括政府提供的设备。接到陆军招标书后，公司设计人员发现已设计方案的飞行性能和机动性离陆军预期还相差甚远。主要差距是在高温、高空条件下的垂直爬升率性能以及同样条件下的垂直载荷因数能力。
为了满足新的性能要求，西科斯基设计团队将旋翼直径从8月方案的15.49米增加到了15.85米，桨叶数增加到4片。更重要的是，旋翼和尾桨在空气动力学和结构特点方面都要进行很大改进。因为西科斯基公司设计人员发现即使利用当时最新的旋翼技术也不可能满足陆军的要求。
收到招标书后，主要工作就是研究合理的旋翼及尾桨的空气动力学和结构设计参数。这方面的工作对于西科斯基公司的设计方案取胜起到了至关重要的作用。最终设计出的UTTAS旋翼特点使这种旋翼成为西科斯基公司所设计过的旋翼中效率最高的一款。同时，这种旋翼的结构完整性也是最高的，自1978年首批UH-60A交付陆军以来这种桨叶的飞行时数超过了2000万小时。
因此，公司早期设计逐步发展成后来的UTTAS构型。设计人员首先对旋翼设计进行了改进，增加尺寸以满足所有性能要求。另外，由于陆军指出其计划发展的是只有前驱动的T700发动机，因此发动机被调整安装到了旋翼后面。两个油箱也就随之移到机舱舱壁后。这种修改后的构型成为西科斯基公司YUH-60A UTTAS的基本构型。为了满足陆军空中运输能力方面的要求，西科斯基公司在设计上做了很多折中协调。陆军这些要求迅速成为旋翼尺寸、位置以及机身结构设计的重要驱动力。空中运输要求对UTTAS设计的总体影响要比最初预计的大得多。
设计方案完全满足了陆军主要项目研制技术要求书（PIDS）中的所有要求，这是西科斯基公司获胜的一项关键性战略。很显然，陆军打算根据贝尔、波音·伏托尔和西科斯基公司提交的方案选出两家公司。事实上，陆军只要从这三家公司中淘汰一家即可，西科斯基公司打定主意不给陆军任何理由来否定其提交的设计方案。
西科斯基公司总裁韦斯利·库尔特已做出指示，任何一个不符合PIDS的设计改动都必须首先要经过提案组负责人批准，如果必要的话还要经过他本人批准。这一指令非常有效.1972年3月西科斯基公司提交UTTAS方案时，相对陆军的技术要求只做了5处小改动。这些改动主要针对特定倍频带范围内的旋翼声学特征而非整体的可察觉噪声水平，以及某些驾驶舱开关和断路器仪表板布置。5个改动都为陆军技术评估人员所接受。
UTTAS设计要求
在招标书的数百条技术要求中，下列四类对UTTAS设计的尺寸、形状、重量以及成本影响最大：
①高温和高空条件下的爬升率和机动载荷因数：
②用C-130运输机进行空中运输：
③机舱可容纳一个11人的步兵班，再加上机长/机枪手：
④战斗和坠机条件下的生存性。
尽管飞行性能、机动性、机舱载客量都是明显的影响因素，但后来越来越明显的是美国空军固定翼货运机空运UTTAS的要求对直升机的构型和尺寸产生的影响比预期的更大。这一要求非常重要，因为准备并将UTTAS装载到运输机上的规定耗时和工时数都非常低，以至于实际上不能做任何大的拆卸。这就意味着除了旋翼桨叶折叠外，旋翼和传动系统必须在空中运输过程中保持未拆动的原样，这与上一代直升机的空中运输不同，那时在空运之前对直升机进行部分拆卸是很平常的。
由于C-130货舱高度和长度都有限，因此在UTTAS的三种运输方式中，采用C-130运输机运输最为困难，尽管设计人员认为空运对UTTAS的构型限制最大，但它的确促成了一套高效的升力系统，这样旋翼直径就可以最大程度缩短，能够装进C-130了。这种高升力效率对性能方面的设计具有积极持久的效果。如果不是受C-130的限制，“黑鹰”直升机的机舱可能更大、通用性更强，但直升机的尺寸也将更大、重量更重、造价更昂贵。尽管UTTAS设计方案满足了陆军在空中运输方面的所有要求，但在早期试飞阶段却发现由于其旋翼位置较低（因C-130货舱高度只有2.74米）.造成了直升机严重振动。振动问题成了YUH-60A项目的一个潜在阻力，但这一问题最终也得到解决。 下面列举了陆军最重要的性能和机动性要求，所有要求都要在环境温度为35摄氏度的1219米高空条件下实现。
①搭载11名全副武装士兵（1197千克）.外加一名机长、两名飞行机组人员：
②续航时间为2.3小时，加20分钟的余油：
③垂直爬升率137～168米/分：
④使用功率不超过发动机中间额定功率的95%：
⑤巡航速度在145～175节：
⑥以35节的航速侧飞时，偏航速率为每秒1 5度：
⑦拉起载荷因数为1秒内达到1.75，并保持3秒：
⑧俯冲机动载荷因数为1秒内达到0.25，并保持2秒。
这些要求基本限定了旋翼直径和旋翼及尾桨桨叶面积.同时也影响了包括桨叶扭转、翼型和桨尖几何形状在内的旋翼桨叶空气动力学参数的选择。由于旋翼直径受C-130机舱尺寸的限制，因此不可能完全采用一般参数处理程序来优化旋翼设计，达到最佳重量和性能。另外，陆军规定性能只能按照可用中间额定功率的95%来计算，不能按照100%计算。留有5%的裕度是考虑到服役期间发动机磨损和因此造成的功率下降。UTTAS提案中每台发动机的中间额定功率为35摄氏度、1219米高空条件下846千瓦。
对旋翼尺寸和发动机功率方面的限制强有力地表明了设计方案必须达到旋翼、传动装置、发动机进气与排气口以及电子和液压动力系统的最大效率。从本质上来说，UTTAS设计所面对的挑战就是在给定的发动机功率下用直径最小的旋翼得到最大的升力，同时尽量将飞行器重量限制到最低。这样一来，西科斯基公司开始重点关注效率问题，使其旋翼升力效率达到了前所未有的高度。用于表示旋翼效率的术语是Q值。UTTAS旋翼和尾桨的Q值都达到了0.75，比上一代旋翼系统高出了大约5个点。
除了旋翼效率得到提高之外，通过将尾桨向上倾斜20度，以及将主减速器设计成只有三级减速，减少了功率损耗，飞行器总体的升力效率也得到提高。辅助动力系统的一些其他不是特别引人瞩目的设计革新对总体效率的提高也起到了进一步的促进作用。尽管功率和尺寸受限，但西科斯基公司的底线是垂直爬升率和巡航速度性能的额外裕度必须设计到公司的UTTAS方案中去。不管是否具有“可被C-130空中运输”的能力，将重点放在提高总体旋翼效率和减少功率损耗上，使得所有“黑鹰”的改进型号都获益良多，也反映了本来非常难以满足的空中运输要求所带来的积极结果。
至于没有列入前面关键要求的其他要求（比如实用升限和单台发动机性能）最后比原来要求的苛刻。唯一一个例外就是陆军对单台发动机的起飞要求，陆军要求一台发动机不工作时，直升机能在从轮胎底部开始算离地面1.52米的高度上做有地效悬停。陆军规定11名士兵的有效载荷可以卸去以便能够起飞，但油箱必须要加满油。该要求的目的是要明确UTTAS在其中一台发动机出现故障时仍然能够起飞并返回基地。西科斯基公司并没有增加旋翼尺寸来满足陆军要求，而是提议将悬停高度从1.52米降低到0.61米以便利用较强的地面效应，或者卸掉一些油料减轻飞行器重量。考虑到执行任务过程中飞到某一点一台发动机出现故障时一定已经消耗了一些油料，陆军最后采纳了西科斯基公司的建议，以不加满油料来计算有地效悬停高度。为了在低空飞行躲避障碍物时最大限度地避免暴露给敌地面火力，陆军提出了拉升和机头向下飞行路径的UTTAS机动。
陆军对于抗坠毁性和弹伤容限方面的生存性特殊要求也对西科斯基公司的UTTAS设计产生了很大影响。陆军在UTTAS技术要求中首次提出的这些特殊要求，影响了起落架布局、发动机和机组人员间距、油箱位置等设计。这个研究总体结构布局的出发点还是部队突击任务本身，这一主要任务要求确定了机舱的设计特点。比如人员间隔空间，满足规定进出时间的舱门大小，为防御性武器提供足够的射界、紧急逃生措施、可放6副担架的空间，以及其他设备要求。考虑到C-130货舱大小对UTTAS主减速器、旋翼和起落架设计的影响，必须及早确定机舱的结构高度和宽度。
1.机舱设计
11人步兵班和三个机组成员的座椅位置以及快速通道是机舱设计要考虑的重要事项。士兵的座椅有特殊的能量吸收特点，并且比以前的士兵座椅更宽，大约有0.56米。设计的重点是优化机舱尺寸、货舱门位置和大小、射手窗口位置以及士兵座椅的安排，要求能放置4～6副担架。在空间布局方面，陆军要求机舱内部高度要不低于1.37米，地板高度上的宽度至少达到2 08米，座椅高度上的机舱宽度要达到2.34米。机舱长度不小于2.74米，静止状态下机舱底部离地距离的最小值至少要达到0.41米。
机舱座椅布局和滑动门尺寸最后确定，可载11人步兵班，外加机长/炮手。为了支持设计工作，并验证能达到规定的士兵进出时间少于5秒，设计人员还特制了全尺寸的实体模型。这一模型有助于修改炮手的窗口布局以验证炮手是否能够活动自如，达到规定的射击角度。背负战斗装备的国家警卫部队参与研究机舱布局以及对进出时间进行验证，由熟悉直升机窗口架设M-60机枪的陆军士兵负责帮助验证机枪部署程序和射击角度。
投产初期，机舱座椅的安排得到进一步优化，可进行高密度兵力运输、医疗后送及救援。正如早期所设想的那样，如果不是要满足空中运输方面的要求，“黑鹰”的机舱本来可以更大一些。其性能裕度允许搭载更多的兵力，这一点很受赞赏，但大机舱会使机身重量和阻力随之增加导致性能降低。按设计来说，UH-60可以算是容积受限的直升机，而不是性能受限的直升机。由于机舱容积的利用程度主要取决于周边的温度和（或）海拔高度，因此西科斯基公司以前所有型号，实际上，全球范围内大多数直升机都是受性能方面的限制。所以，在高空和（或）高温环境下操作时，直升机一般都必须减少有效载荷或有用载荷。相反，“黑鹰”直升机能够在所有或最极端的周边环境条件下进行全有效载荷运输。事实上，陆军对在所有环境条件下都能实现整个步兵班的运输的要求是研制“黑鹰”的主要原因之一。 2.起落架设计
陆军规定UTTAS采用轮式起落架，而不采取UH-1的滑橇式起落架，但起落架的具体位置交由竞标者决定。由于起落架涉及很重要的结构和操作方面的问题，因此起落架样式的选择非常重要，必须尽早做出决定。西科斯基公司选择了后三点式设计，将主起落架置于重心之前，尾轮的位置尽量靠后。这一决定主要基于抗坠毁性能的考虑以及之前生产的H-34机型（S-58）的经验。
西科斯基公司设计人员认为后三点式布局非常适合陆军在无准备、坡地和崎岖地形进行的典型作战，同时从安全角度考虑也是最佳的。机头上扬着陆，尤其是单台发动机工作时的大瞬时增距和自转着陆过程中，特别是下坡着陆的情况下，由于后三点式能够保护尾桨和尾翼，因此安全性比前三点式高。另外，由于制动系统装在主轮当中，紧急制动时机头下垂的力矩负载会增加主轮上的载荷，从而降低了制动打滑的可能性。此外，后三点式使得尾桨处于离地面较高的上方，这样在崎岖、不平坦的地形滑行时会更安全。后三点式的抗坠毁性能更好，因为它排除了前三点式的前起落架刺入座舱的风险，以及其主起落架刺入机身油箱区域的可能性。
西科斯基公司在康涅狄格州斯特拉特福德飞行基地进行早期飞行测试期间.UTTAS后三点式布局的优点在进行机头上扬的重跌着陆时不经意间得到了引人注目的验证。在探究最大瞬时增距条件下的自转拓展测试中，西科斯基公司试飞员在一次降落触地过程中遭遇严重的风切变。根据事件过程中所拍到的影像资料分析表明，直升机当时正在以792米/分（13米/秒）的下降速度和70节的前飞速度降落。由于突风的缘故，降落速度在接地前的瞬时增距中并未减慢，结果造成尾轮以超出4.57/秒的设计限制速度触地（直升机机头上扬29度，该画面取自当时着陆时拍到的影像）。从影像中我们还可以看到，旋翼桨叶叶尖自始至终离尾部梁的距离都未小于1.83米，而且也没有打到机身任何一部分的危险。
这次事故中，直升机只是轻微损坏，尾轮爆胎，轮毂边缘变形，平尾后缘弯曲。机身和尾轮支柱没有任何损坏，而且第二天该机就恢复了飞行。如果直升机采用的是前三点式或滑橇式起落架，那么遭遇同样的撞击时，将很可能造成大面积的损毁，而且很有可能导致乘员伤亡。陆军长期使用UH-60系列机型的经验证实了后三点式设计的优点。
3.空中运输设计
由于要进行大量拆卸，通常包括拆旋翼、传动装置，因此使用固定翼运输机来远距离运输直升机一直都是一件耗时费力的事情。陆军希望其新型直升机在进行远距离部署时反应时间要足够快，因此把准备和将UTTAS装载到空军运输机上的实耗时间和工时规定得非常低。技术要求将时间定得很低，于是就不可能对直升机进行任何大的拆卸。这一设计挑战就是要找到最佳方式将所有桨叶和尾部安定面折叠起来，并将主起落架和尾部起落架收起，装进当时的运输机空间有限的货舱中。
C-130和C-141挑战难度尤其高，因为这两种型号的机舱高度都是2 74米，还要减去0.15米的间隙。对于C-130来说.UTTAS机身必须尽量缩短才能适应C-130从驾驶舱舱壁到装载跳板边上的机舱长度，这也是一大挑战。因此设计必须尽可能紧凑，这种设计带来的结果既有积极的一面也有消极的一面。
陆军规定了空中运输的实耗时间和工时要求：
①准备装载的实耗时间和工时为1.5小时和5个工时
②装载和卸载实耗时间为30分钟：
③飞行准备的实耗时间和工时分别为2小时和5个工时：
④C-1 30可运载1架UTTAS，C-141可运2架，C-5A可运6架。
UTTAS设计可允许手工折叠旋翼桨叶，尾桨桨叶可以转动角度对准规定位置。其尾斜梁和安定面都可以折叠，另外UTTAS折叠后在C-130装载跳板上拉进或拉出时，起落架能够进一步“下蹲”。
尽管陆军所要求的垂直爬升性能需要大直径旋翼，但西科斯基公司采用了两种方法满足了所需性能，而旋翼直径比之前进行的参数研究所显示的还要小。第一种方法就是采用新的空气动力学技术极大提高旋翼效率：第二种方法是通过使用向上倾斜的尾桨来改进传统的直升机布局。倾斜的尾桨有助于缩减旋翼直径，这是因为斜置拉力的升力分量降低了对旋翼升力的要求，这就使得旋翼可以较小。如果旋翼和斜置尾桨产生相同的升力增量，那么斜置尾桨产生升力增量所需的功率事实上比旋翼所需的要低得多。这一有益结果为提高升力效率进一步做出了贡献。
但是，尾桨升力分量最重要的好处是能够将升力中心稍微向后移到旋翼后，这就使得直升机的重心也能够随之后移。这样驾驶舱前端和机舱就能够再往后移几厘米从而缩短机身。前端缩短和尾斜梁折叠刚好使得UTTAS可以缩小到合适的尺寸装载到C-130机舱中。这样性能也没有受到任何损害，而事实上，由于机身垂直阻力降低加上尾桨升力分量的升力效率提高，其性能反而得到了提升。
虽然直升机长度的问题得到了解决，但将UTTAS装进C-130高度有限的机舱内比解决机舱长度限制的难度更大。由于选择不拆卸旋翼和主减速器，因此旋翼位置不得不尽量靠近机身，这就是“低旋翼”构型的由来。后来证明这种设计方案并不可行。
低旋翼是造成直升机振动的主要原因，要解决这一问题必须将旋翼提高0.38米。最初旋翼与机身的贴近程度从直观上看就不太合乎惯例。尤其是陆军对机动性和灵活性的要求也表明需要增加旋翼离机身的距离而不是缩小，以确保在猛烈的机动过程中桨尖到尾梁之间有足够大的间隔。
考虑到低旋翼位置时桨尖和地面之间要有足够间距，选择采用了0.38米的铰链偏置量（旋翼半径的4.75%）.以便提供足够的旋翼操纵功效，而又不造成过大的附加桨叶挥舞运动。尽管如此，设计人员、尤其是UTTAS飞行员始终对桨尖离地间隔感到担心，直到后来旋翼高度提高到一个直观看上去合适的位置，更重要的是，提高到了一个确实可行的位置上。 4.发动机选择
陆军深信UTTAS不仅应采用两台发动机，而且需要根据越南战争中的经验教训设计一款新型发动机。为满足未来战场的需要，发动机和机身都需要设计革新和新技术。20世纪60年代，工业界进行的陆军方案验证研究表明.UTTAS机身将需要1103千瓦级的双发动机来满足陆军严格的性能要求。此外，发动机还需要设计成能够在高温高空条件下高效运转，在战场上具有较高的生存能力，能够很方便地使用标准陆军工具箱进行战场维修。另外，还要求该新型发动机能够在沙尘环境和自然结冰条件下运转。
20世纪60年代中期，陆军开展了工业内竞争，旨在授权两项满足UTTAS性能和使用要求的发动机设计和验证合同。陆军从此次竞争中选择了通用电气和普惠公司制造验证的发动机。两种发动机构造相似，都有轴流式低压和离心式高压压缩机、一个冷却式轴流压气机驱动涡轮和一个前输出轴自由涡轮。
发动机验证和评估总体计划完成后，陆军选择了通用电气公司设计的T700-GE-700。该型发动机具有很多新颖的特性，包括沙尘环境下工作时所需的集成进气口粒子分离器，自冷却附件减速器和轴承润滑系统以及控制发动机性能的电控装置。它的特点是进行了很多改进以减少野战维修和提高使用外场可更换的发动机组件的可达性。
由通用电气公司比尔·克劳福德率领的T700团队研发的发动机成为1103～1838轴千瓦级别的世界标准。它杰出的性能和可靠性无疑帮助“黑鹰”及其改型取得了在通用直升机领域的相似地位。
5.动力装置设计
按照陆军在UTTAS招标书中对新型T700提出的技术要求，直升机设计的难点主要是将发动机和动力装置所有元件综合起来最大限度地考虑生存性和维修保养，并尽可能减少功率损耗。在西科斯基公司，这一重任就落在了年轻的动力装置工程师肯·罗森的肩上，他带领团队负责整个动力装置的安装设计，包括发动机进气口和排气口、发动机控制系统以及UTTAS带抗坠毁油箱的燃油系统。他的团队还负责研发发动机排气口红外抑制系统，最初的设计目的是要降低巡航时的红外特征信号，后又重新进行设计以实现悬停条件下的低红外辐射。罗森另外还负责旋翼除冰系统的研发，这项工作在陆军的人工和自然条件下的飞行测试中都得到了成功验证。
发动机进气装置采用了很多新的设计，尤其是空气动力学设计和防冰系统。具体来说，进气装置的设计目标是安装损耗约为1%.由此带来的功率损耗约为2%.温度增高不超过17.5摄氏度。通过将进气口表面从肾形（这种形状对于避开减速器输入组件和轴系来说很有必要）转换成发动机进气口粒子分离器前隔框的环形，使这些具有挑战性的数值得以实现。通过采用渐变横截面积形成持续的加速气流将局部分离减到最小，达到了空气动力压力恢复的最高值。另外，通过使用船艉形唇口表面将进气口与机体表面分离了大约0.05米。这样做是为了避免边界层气流或冰沿机身侧面流入进气口。使用1：5的动力模型对进气口压力的下降和畸变进行测评，测试结果表明进气装置非常成功。
在设计进气口防冰系统方面面临很多难题。特别是陆军不希望使用电热的加热元件，当时认为这种元件可靠性不高，因此重点就放在了完全使用发动机引气来防止进气口结冰。但由于通用电气公司已大量使用气体防止进气口粒子分离器表面大面积结冰，因此再要使用这一方式防冰就变得更加困难了。在低功率下降过程中，放气气压低、质量流量小，所获得的热能很少，使得这一设计的困难变得更加严重。
为了解决这一问题，设计人员进行了大量的加热和过冷水滴撞击分析。这一设计要求在水含量为1.0克/米3的结冰条件下保持金属表面最低温度为4.44摄氏度，周边温度为5.55摄氏度。因此，最后的设计结果是精心特制了一个对流热交换器，用一系列局部隔开铆钉将交换器内壁与进气口外表面隔开。这些铆钉就形成了热交换器间隙，利用铆钉高度不同来满足局部热交换流量要求。该系统还采取了在上文所提到的船艉式进气口前缘进行局部碰撞传热和当交换器气体通过局部控制缝隙排气时进行局部薄膜传热。这些缝隙控制气流分布，通过使用分布在进气口防冰控制阀处的控制孔来控制总质量流量。
虽然制造难度很大，但通过使用复合材料和橡胶材料把交换器壁设计成柔性的，对进气口的金属薄板形状不统一进行了弥补。热交换器的间隙由局部隔开铆钉来控制，且由于进气口引气输入管和对流间隙之间存在内部压差，所以可以保持间隙不变。该设计在首飞之前成功通过了美国国家航空航天局格伦结冰研究风洞测试和后来的飞行结冰测试。这种进气口设计在“黑鹰”及其改型的生产史上一直未改变过。
由于直升机作战和生存性方面的要求.UTTAS的燃油系统也成为设计上的一大难题。其目的是要研发一款能够使用任何燃料的抽吸式燃料系统，包括陆军高温日操作时会产生大量挥发性汽油蒸气的JP-4。燃料在低压和高温条件下产生的汽油蒸气很容易造成油泵的气穴现象，这是必须避免的。这种抽吸式燃油系统用分离机头连接两个抗坠毁燃料箱，并设计成在供油管内压力低于大气压时工作。西科斯基公司在CH-53直升机上率先使用了抽吸式燃油系统，该机型采用的是成功安装在发动机上的抽吸泵。但生产CH-53油泵的这家公司却拒绝参与UTTAS项目。结果采用了勉强合格的随发动机提供的燃油泵和直升机燃油系统。飞行研制阶段，在某些飞行和外界条件下产生了燃油泵气穴现象。
气穴现象主要是因为在直升机倾斜时实际上处于水平状态的燃油管部分蒸气气泡聚集而造成的。重新安置某些油管的位置会起一些作用，但不能确保完全解决问题。后来UTTAS项目在油箱中加装了燃油加力泵，这样就消除了气穴现象和发动机熄火的可能性。
6.传动系统设计
UTTAS将T700发动机与旋翼和尾桨系统综合在一起。出于对弹伤生存性的特殊考虑，发动机采用了宽间隔而液压电子动力系统则采用多余度驱动。UTTAS是首型从一开始就将战场生存性作为与飞行性能同等重要的要求进行设计的直升机。因此.T700发动机隔开了1.52米，安装了多个备用的液压泵和发电机。目的就是要防止一发炮弹打击造成发动机和辅助动力系统的瘫痪。 陆军要求所有部件和安装特征都按照最大限度降低功率损耗这一意图来选择。将功率损耗控制在低水平是一般的设计目标，但对于UTTAS的设计来说却是至关重要的，这是由于空中运输的要求。
以往的实践经验表明.UTTAS主减速器要获得约为75：1的总减速比需要四级齿轮传动装置。约翰·卡琳和他的减速器设计团队采用新的设计方法，仅用三级齿轮传动装置就实现了这一减速比。这不但减轻了减速器重量而且还将功率损耗降低了约0.5%。
一级齿轮减速装置按照外场可更换组件来设计，选择轴对称，使组件安装在左右两边都可以。两个可互换的组件都有内部滑油供油和回流装置以便在可能倒置安装的任何位置上都可工作。陆军对生存性的要求包括：传动系统在润滑油耗尽的情况下仍能够坚持工作至少30分钟，并要求对该能力进行60分钟的试验台测试加以验证。陆军规定减速器在滑油耗尽后仍能成功坚持工作60分钟，以便确保能够满足30分钟的安全飞行要求。为了满足这一要求，设计人员采用了独特的专利设计革新，包括特殊材料、轴承内余隙和重要部件周围的滑油密封，首次尝试就成功地通过了60分钟测试。
双发电机和液压泵扩增了第三级备用装置以提高安全性和战场生存力。安装涡轮作动的辅助动力装置（APU）用于T700发动机的气动起动，可在需要时提供备用的电力和液压动力。
APU驱动发电机为直升机的电气系统提供动力，而电气系统使电气驱动液压泵工作。这个泵被称为“第三次机会液压系统” （third chance hydraulicsystem）。主液压系统或副液压系统万一失去压力，它就自动开始工作。另外，它还允许在主发动机起动之前对飞行器的液压和飞行控制系统进行全面彻底的检查。
西科斯基公司提交的UTTAS设计方案的特点是，采用了最新研发的润滑脂来润滑尾部与中间减速器。使用润滑脂的目的是为了减少减速器外壳战损后造成润滑剂全部损失的可能性。外场维修同样也将从中受益。两个减速器都计划设计成永久性密封的组件，这样就不再需要进行滑油水平面的定期检查了。
陆军还特别规定MIL-G-83363（USAF）润滑脂为直升机减速器专用，并由西科斯基公司在S-61尾部和中间减速器上成功进行了试验台测试。但UTTAS测试计划的初期阶段，中间减速器在地面试车过程中出现了温度过高的情况。由于润滑脂自身的隔热性造成减速器的热传感器没有及时探测到这种情况。另外，在使用这种润滑脂的试验台进行研发测试过程中，还出现了几次原因不明的齿轮硬度受损。由此迫使设计人员决定马上恢复使用传统的润滑油。
当时将润滑脂应用到减速器上是兑现最初承诺的一项新技术，但是遇到了上述问题，且尚不明白问题产生的原因，不清楚是由润滑脂本身还是由减速器的设计所造成的。但幸运的是，在地面测试期间所遇到的这一严重问题在原型机首飞之前得到了修正。
陆军对西科斯基公司UTTAS提案的评估
陆军对行业提案的评估从1972年3月开始一直持续到8月，在这期间陆军针对数据和说明对三家竞争者提出了上百条要求。这些要求指的是错误、遗漏和缺陷，或如陆军所说的EOD （errors.omissions.deficiencies）。EOD的处理过程和与陆军就有关要求所进行的频繁磋商以及会议也帮助完善了UTTAS的设计。
西科斯基公司在陆军评估阶段对设计进行了很多修改，改进了设计提案。最重大的修改就是为了克服所有这些修改累加起来所造成的直升机增重。西科斯基公司将旋翼直径增加0.1米达到15.95米。后来，陆军在其工程飞行中心进行性能测试期间，又将旋翼直径增加到16.05米，以提高直升机性能。两次增加直径尺寸以保持性能裕度，后来证明这两次增加具有重要的竞争意义。陆军试验较大的旋翼直径为YUH-60A提供了比其竞争者所能提供的大得多的升力能力。初步工程设计（BED）阶段的UTTAS提案提交给了美国陆军航空兵系统司令部，随提案附带信件表达了公司和集团公司对取得项目成功的承诺。
承诺书大意：“我非常自信西科斯基公司的UTTAS团队有能力满足陆军的要求。我们对此次竞争准备的充分程度可以说是史无前例的。我们对要求了解全面，我们有技术，有经验。我们的UTTAS团队经过精心挑选组成，能够满足陆军各项要求。我推选肯尼斯·霍西作为副总裁以及UTTAS项目经理，因其曾成功领导过CH-54A.CH-54B和S-67“黑鹰”项目。这些机型目前仍保持着世界高度和速度方面的纪录。
我亲自参加了西科斯基公司的UTTAS工作，参与对陆军要求、初步设计响应、完善设计和系统协调长达几个月日复一日的分析。目前，在提案准备的最后阶段，我非常满意地发现我们的项目计划和我们最终的飞行器系统设计非常值得陆军进行资助，也无愧于西科斯基公司的优良传统。我们在维修性、可靠性、可用性以及后勤方面的专家工作得都非常出色。对安全性、人类生理心理因素以及生存性等重要领域都给予了充分的关注。总而言之，陆军完全可以对我们的设计进行量产，并可相信每架直升机都能够满足所有的预期，且采购和运营成本可能达到最低。
西科斯基公司在美国陆军飞行器项目中从未超出预定价格，我们为此感到自豪。在UTTAS项目中，西科斯基公司将继续这种成功。”
UTTAS提案的工作陈述包括大范围的地面和飞行测试活动，陆军认为这对确保原型机研制和政府评估期间的飞行安全来说非常必要。总测试大纲在适航性规范（AQS）中规定。该规范要求旋翼、动力装置和传动系统都符合军用合格标准。但是，陆军计划将所有系统和部件的完全鉴定工作延迟到下个阶段即成熟阶段进行，但这就只有被选中获得生产权的签约商才能参与这项工作。
适航性规范规定了三架飞行原型机的飞行测试任务、仪器设备、估计所需的飞行时数。同时还规定了两架非飞行原型机的测试计划，即地面试验机（GTV）和静力试验机（STA）。对适航性规范的内容和日程安排方面的磋商同对PIDS（主要产品发展规范）磋商一样激烈。对适航性规范的重点关注强调了陆军这样的论点，即签约商的测试数据将成为其最终选择过程的一个重要部分，并补充到陆军竞争测试（GCT）项目的数据中。最终商定的适航性规范和主要产品发展规范分别有575页和437页，构成了初步工程设计阶段合同的一部分。 在美国陆军航空兵系统司令部进行了几个月谈判磋商后.1972年8月，将合同授予了西科斯基公司和波音·伏托尔公司，指定这两家公司分别设计研发YUH-60A和YUH-61A两种原型机。西科斯基公司获得的合同价值为6190万美元，波音公司的合同价值大约为9100万美元（1972年美元价格）.两个合同都是”成本费用外加激励奖金”。贝尔公司双桨叶旋翼的提案据说花费接近1亿5000万美元。从合同价值的这种较大差异可以看出西科斯基公司“故意放着3000万美元不要”。公司采用价格优势战略，跟技术策略一样，就是不给陆军任何理由将西科斯基公司从这场竞争中淘汰出局。
联合飞机集团公司董事长和总裁向UTTAS项目组递交的承诺书大意：“资源选择和评估委员会UTTAS项目组，先生们：
西科斯基飞机公司有幸响应美国陆军DAAJ01-72-R-0254（P-40）号招标书，对此我们感到非常骄傲。西科斯基公司递交的这份UTTAS项目提案可以说是该分公司所完成的一份最佳设计。该设计从最开始就致力于满足陆军所要求的所有性能和作战需求。
在联合飞机集团公司科学咨询委员会顾问的协助下，我们对西科斯基公司的UTTAS项目工作定期进行检查。并首次将该项目纳入联合飞机集团公司每月的工作委员会会议日程，近期又纳入了公司工作和策略委员会会议的日常例会的日程。我们已投专款进行设计、制造、地面测试和飞行测试项目，对可用于备选UTTAS设计的技术改进进行演示。
我们已调配必要的资源和人才，保证打造一款先进的通用战术运输机系统，满足陆军要求，我们也具有充分的联合资源和技能来保证西科斯基飞机公司能满足所有这些要求。
我们全体人员承诺必将取得UTTAS的成功，此承诺将继续贯穿于我们参与项目的始终。”
由于对两家签约商来说，工作陈述和合同交付基本都是相同的，因此.3000万美元之差给陆军负责合同的官员带来了一个潜在的麻烦，他们尝试鼓励西科斯基公司提高出价，以便使相应的工作获得相符的定价。但西科斯基公司对其定价感到很满意，没有进行上调。陆军确实准备了大约3000万美元的内部储备来应对研制中可能出现的问题。因为考虑到首飞后可能出现的一些未能预见的技术问题，这一决定很明智。
在1972年9月11日陆军给西科斯基公司的合同授予报告中，陆军提到了对该公司提案的估算值。下表将陆军招标书的项目要求和陆军对西科斯基公司提交的UTTAS设计的评价进行了比较。该表显示了西科斯基公司的UTTAS设计对陆军在最关键的品质方面的要求的满足程度。
在报告结论部分，解释为何选中该公司研发其中一种UTTAS原型机时.UTTAS项目主任特纳准将表示，西科斯基公司最有可能成为原型机项目的唯一供应商。但是陆军希望该项目具有一定的竞争力，并认为这样的项目相对于独家研发来说即便按照较高的成本来计算也会获得最大价值。
事实上，最大价值的最终获得就在于在竞争的巨大压力下所研制的直升机一定比非竞争性采购的结果要好得多。在整整52个月的UTTAS项目设计/研发时间里，竞争的压力带来了创造性和及时的解决方案，同时也促使公司在主要的保障性要求的研发领域内进行投资。UTTAS项目中最大的一项投资就是制造了第四架公司所有的原型机，与陆军出资研发的原型机基本相同。其目的是促进技术改进，这些技术改进可能会运用到UTTAS项目中去。西科斯基公司和波音公司都决定出资制造自己的完全仪表飞行的UTTAS原型机，用于研发和销售表演。
很明显，陆军进行UTTAS竞争项目以及在真实样机性能基础上进行采购所产生的额外开支都是由政府来负担的。
（未完待续）
事实上在1972年1月接到陆军的招标书之前，西科斯基公司就已经对入选的设计和技术方案进行了多方面改进，接到招标书后很快就敲定了构型.1972年3月向陆军提交了最终方案。
最初的设计方案是在公司内部设计竞赛之后于1971年8月12日确定的。随后，在陆军计划和要求发布时，公司对方案进行了两个大改动。首先是根据陆军的意思将采用的后驱动发动机改成前驱动，因为陆军计划只发展前驱动T700-GE-700发动机，而不是最初预计的双驱动方案。第二个重大改变是根据严格的空中运输要求将以往位置较高的旋翼平面降到非常低的位置上。YUH-60A原型机最初制造和试飞时旋翼位置离机身很近，但由于振动问题比较严重，在测试计划初期又将旋翼位置提高了。
早期设计中机身两侧各有两个向上卷开的机舱门，像车库门一样可收进机舱上方，方便人员出入，同时也为武器安装提供了更多选择。但这种货舱门独特的设计方法也受到了空中运输要求的影响，运输UTTAS的C-130飞机货舱的高度限制了UTTAS的机舱高度，机舱上方没有足够的空间来容纳打开后的舱门。
受陆军按成本设计（按1972年美元值计算）的目标影响，最初选择了三桨叶旋翼和双桨叶尾桨。根据预计的研究曲线，该目标以生产1107架直升机为基础计算，平均单机成本为60万美元，还不包括政府提供的设备。接到陆军招标书后，公司设计人员发现已设计方案的飞行性能和机动性离陆军预期还相差甚远。主要差距是在高温、高空条件下的垂直爬升率性能以及同样条件下的垂直载荷因数能力。
为了满足新的性能要求，西科斯基设计团队将旋翼直径从8月方案的15.49米增加到了15.85米，桨叶数增加到4片。更重要的是，旋翼和尾桨在空气动力学和结构特点方面都要进行很大改进。因为西科斯基公司设计人员发现即使利用当时最新的旋翼技术也不可能满足陆军的要求。
收到招标书后，主要工作就是研究合理的旋翼及尾桨的空气动力学和结构设计参数。这方面的工作对于西科斯基公司的设计方案取胜起到了至关重要的作用。最终设计出的UTTAS旋翼特点使这种旋翼成为西科斯基公司所设计过的旋翼中效率最高的一款。同时，这种旋翼的结构完整性也是最高的，自1978年首批UH-60A交付陆军以来这种桨叶的飞行时数超过了2000万小时。
因此，公司早期设计逐步发展成后来的UTTAS构型。设计人员首先对旋翼设计进行了改进，增加尺寸以满足所有性能要求。另外，由于陆军指出其计划发展的是只有前驱动的T700发动机，因此发动机被调整安装到了旋翼后面。两个油箱也就随之移到机舱舱壁后。这种修改后的构型成为西科斯基公司YUH-60A UTTAS的基本构型。为了满足陆军空中运输能力方面的要求，西科斯基公司在设计上做了很多折中协调。陆军这些要求迅速成为旋翼尺寸、位置以及机身结构设计的重要驱动力。空中运输要求对UTTAS设计的总体影响要比最初预计的大得多。
设计方案完全满足了陆军主要项目研制技术要求书（PIDS）中的所有要求，这是西科斯基公司获胜的一项关键性战略。很显然，陆军打算根据贝尔、波音·伏托尔和西科斯基公司提交的方案选出两家公司。事实上，陆军只要从这三家公司中淘汰一家即可，西科斯基公司打定主意不给陆军任何理由来否定其提交的设计方案。
西科斯基公司总裁韦斯利·库尔特已做出指示，任何一个不符合PIDS的设计改动都必须首先要经过提案组负责人批准，如果必要的话还要经过他本人批准。这一指令非常有效.1972年3月西科斯基公司提交UTTAS方案时，相对陆军的技术要求只做了5处小改动。这些改动主要针对特定倍频带范围内的旋翼声学特征而非整体的可察觉噪声水平，以及某些驾驶舱开关和断路器仪表板布置。5个改动都为陆军技术评估人员所接受。
UTTAS设计要求
在招标书的数百条技术要求中，下列四类对UTTAS设计的尺寸、形状、重量以及成本影响最大：
①高温和高空条件下的爬升率和机动载荷因数：
②用C-130运输机进行空中运输：
③机舱可容纳一个11人的步兵班，再加上机长/机枪手：
④战斗和坠机条件下的生存性。
尽管飞行性能、机动性、机舱载客量都是明显的影响因素，但后来越来越明显的是美国空军固定翼货运机空运UTTAS的要求对直升机的构型和尺寸产生的影响比预期的更大。这一要求非常重要，因为准备并将UTTAS装载到运输机上的规定耗时和工时数都非常低，以至于实际上不能做任何大的拆卸。这就意味着除了旋翼桨叶折叠外，旋翼和传动系统必须在空中运输过程中保持未拆动的原样，这与上一代直升机的空中运输不同，那时在空运之前对直升机进行部分拆卸是很平常的。
由于C-130货舱高度和长度都有限，因此在UTTAS的三种运输方式中，采用C-130运输机运输最为困难，尽管设计人员认为空运对UTTAS的构型限制最大，但它的确促成了一套高效的升力系统，这样旋翼直径就可以最大程度缩短，能够装进C-130了。这种高升力效率对性能方面的设计具有积极持久的效果。如果不是受C-130的限制，“黑鹰”直升机的机舱可能更大、通用性更强，但直升机的尺寸也将更大、重量更重、造价更昂贵。尽管UTTAS设计方案满足了陆军在空中运输方面的所有要求，但在早期试飞阶段却发现由于其旋翼位置较低（因C-130货舱高度只有2.74米）.造成了直升机严重振动。振动问题成了YUH-60A项目的一个潜在阻力，但这一问题最终也得到解决。 下面列举了陆军最重要的性能和机动性要求，所有要求都要在环境温度为35摄氏度的1219米高空条件下实现。
①搭载11名全副武装士兵（1197千克）.外加一名机长、两名飞行机组人员：
②续航时间为2.3小时，加20分钟的余油：
③垂直爬升率137～168米/分：
④使用功率不超过发动机中间额定功率的95%：
⑤巡航速度在145～175节：
⑥以35节的航速侧飞时，偏航速率为每秒1 5度：
⑦拉起载荷因数为1秒内达到1.75，并保持3秒：
⑧俯冲机动载荷因数为1秒内达到0.25，并保持2秒。
这些要求基本限定了旋翼直径和旋翼及尾桨桨叶面积.同时也影响了包括桨叶扭转、翼型和桨尖几何形状在内的旋翼桨叶空气动力学参数的选择。由于旋翼直径受C-130机舱尺寸的限制，因此不可能完全采用一般参数处理程序来优化旋翼设计，达到最佳重量和性能。另外，陆军规定性能只能按照可用中间额定功率的95%来计算，不能按照100%计算。留有5%的裕度是考虑到服役期间发动机磨损和因此造成的功率下降。UTTAS提案中每台发动机的中间额定功率为35摄氏度、1219米高空条件下846千瓦。
对旋翼尺寸和发动机功率方面的限制强有力地表明了设计方案必须达到旋翼、传动装置、发动机进气与排气口以及电子和液压动力系统的最大效率。从本质上来说，UTTAS设计所面对的挑战就是在给定的发动机功率下用直径最小的旋翼得到最大的升力，同时尽量将飞行器重量限制到最低。这样一来，西科斯基公司开始重点关注效率问题，使其旋翼升力效率达到了前所未有的高度。用于表示旋翼效率的术语是Q值。UTTAS旋翼和尾桨的Q值都达到了0.75，比上一代旋翼系统高出了大约5个点。
除了旋翼效率得到提高之外，通过将尾桨向上倾斜20度，以及将主减速器设计成只有三级减速，减少了功率损耗，飞行器总体的升力效率也得到提高。辅助动力系统的一些其他不是特别引人瞩目的设计革新对总体效率的提高也起到了进一步的促进作用。尽管功率和尺寸受限，但西科斯基公司的底线是垂直爬升率和巡航速度性能的额外裕度必须设计到公司的UTTAS方案中去。不管是否具有“可被C-130空中运输”的能力，将重点放在提高总体旋翼效率和减少功率损耗上，使得所有“黑鹰”的改进型号都获益良多，也反映了本来非常难以满足的空中运输要求所带来的积极结果。
至于没有列入前面关键要求的其他要求（比如实用升限和单台发动机性能）最后比原来要求的苛刻。唯一一个例外就是陆军对单台发动机的起飞要求，陆军要求一台发动机不工作时，直升机能在从轮胎底部开始算离地面1.52米的高度上做有地效悬停。陆军规定11名士兵的有效载荷可以卸去以便能够起飞，但油箱必须要加满油。该要求的目的是要明确UTTAS在其中一台发动机出现故障时仍然能够起飞并返回基地。西科斯基公司并没有增加旋翼尺寸来满足陆军要求，而是提议将悬停高度从1.52米降低到0.61米以便利用较强的地面效应，或者卸掉一些油料减轻飞行器重量。考虑到执行任务过程中飞到某一点一台发动机出现故障时一定已经消耗了一些油料，陆军最后采纳了西科斯基公司的建议，以不加满油料来计算有地效悬停高度。为了在低空飞行躲避障碍物时最大限度地避免暴露给敌地面火力，陆军提出了拉升和机头向下飞行路径的UTTAS机动。
陆军对于抗坠毁性和弹伤容限方面的生存性特殊要求也对西科斯基公司的UTTAS设计产生了很大影响。陆军在UTTAS技术要求中首次提出的这些特殊要求，影响了起落架布局、发动机和机组人员间距、油箱位置等设计。这个研究总体结构布局的出发点还是部队突击任务本身，这一主要任务要求确定了机舱的设计特点。比如人员间隔空间，满足规定进出时间的舱门大小，为防御性武器提供足够的射界、紧急逃生措施、可放6副担架的空间，以及其他设备要求。考虑到C-130货舱大小对UTTAS主减速器、旋翼和起落架设计的影响，必须及早确定机舱的结构高度和宽度。
1.机舱设计
11人步兵班和三个机组成员的座椅位置以及快速通道是机舱设计要考虑的重要事项。士兵的座椅有特殊的能量吸收特点，并且比以前的士兵座椅更宽，大约有0.56米。设计的重点是优化机舱尺寸、货舱门位置和大小、射手窗口位置以及士兵座椅的安排，要求能放置4～6副担架。在空间布局方面，陆军要求机舱内部高度要不低于1.37米，地板高度上的宽度至少达到2 08米，座椅高度上的机舱宽度要达到2.34米。机舱长度不小于2.74米，静止状态下机舱底部离地距离的最小值至少要达到0.41米。
机舱座椅布局和滑动门尺寸最后确定，可载11人步兵班，外加机长/炮手。为了支持设计工作，并验证能达到规定的士兵进出时间少于5秒，设计人员还特制了全尺寸的实体模型。这一模型有助于修改炮手的窗口布局以验证炮手是否能够活动自如，达到规定的射击角度。背负战斗装备的国家警卫部队参与研究机舱布局以及对进出时间进行验证，由熟悉直升机窗口架设M-60机枪的陆军士兵负责帮助验证机枪部署程序和射击角度。
投产初期，机舱座椅的安排得到进一步优化，可进行高密度兵力运输、医疗后送及救援。正如早期所设想的那样，如果不是要满足空中运输方面的要求，“黑鹰”的机舱本来可以更大一些。其性能裕度允许搭载更多的兵力，这一点很受赞赏，但大机舱会使机身重量和阻力随之增加导致性能降低。按设计来说，UH-60可以算是容积受限的直升机，而不是性能受限的直升机。由于机舱容积的利用程度主要取决于周边的温度和（或）海拔高度，因此西科斯基公司以前所有型号，实际上，全球范围内大多数直升机都是受性能方面的限制。所以，在高空和（或）高温环境下操作时，直升机一般都必须减少有效载荷或有用载荷。相反，“黑鹰”直升机能够在所有或最极端的周边环境条件下进行全有效载荷运输。事实上，陆军对在所有环境条件下都能实现整个步兵班的运输的要求是研制“黑鹰”的主要原因之一。 2.起落架设计
陆军规定UTTAS采用轮式起落架，而不采取UH-1的滑橇式起落架，但起落架的具体位置交由竞标者决定。由于起落架涉及很重要的结构和操作方面的问题，因此起落架样式的选择非常重要，必须尽早做出决定。西科斯基公司选择了后三点式设计，将主起落架置于重心之前，尾轮的位置尽量靠后。这一决定主要基于抗坠毁性能的考虑以及之前生产的H-34机型（S-58）的经验。
西科斯基公司设计人员认为后三点式布局非常适合陆军在无准备、坡地和崎岖地形进行的典型作战，同时从安全角度考虑也是最佳的。机头上扬着陆，尤其是单台发动机工作时的大瞬时增距和自转着陆过程中，特别是下坡着陆的情况下，由于后三点式能够保护尾桨和尾翼，因此安全性比前三点式高。另外，由于制动系统装在主轮当中，紧急制动时机头下垂的力矩负载会增加主轮上的载荷，从而降低了制动打滑的可能性。此外，后三点式使得尾桨处于离地面较高的上方，这样在崎岖、不平坦的地形滑行时会更安全。后三点式的抗坠毁性能更好，因为它排除了前三点式的前起落架刺入座舱的风险，以及其主起落架刺入机身油箱区域的可能性。
西科斯基公司在康涅狄格州斯特拉特福德飞行基地进行早期飞行测试期间.UTTAS后三点式布局的优点在进行机头上扬的重跌着陆时不经意间得到了引人注目的验证。在探究最大瞬时增距条件下的自转拓展测试中，西科斯基公司试飞员在一次降落触地过程中遭遇严重的风切变。根据事件过程中所拍到的影像资料分析表明，直升机当时正在以792米/分（13米/秒）的下降速度和70节的前飞速度降落。由于突风的缘故，降落速度在接地前的瞬时增距中并未减慢，结果造成尾轮以超出4.57/秒的设计限制速度触地（直升机机头上扬29度，该画面取自当时着陆时拍到的影像）。从影像中我们还可以看到，旋翼桨叶叶尖自始至终离尾部梁的距离都未小于1.83米，而且也没有打到机身任何一部分的危险。
这次事故中，直升机只是轻微损坏，尾轮爆胎，轮毂边缘变形，平尾后缘弯曲。机身和尾轮支柱没有任何损坏，而且第二天该机就恢复了飞行。如果直升机采用的是前三点式或滑橇式起落架，那么遭遇同样的撞击时，将很可能造成大面积的损毁，而且很有可能导致乘员伤亡。陆军长期使用UH-60系列机型的经验证实了后三点式设计的优点。
3.空中运输设计
由于要进行大量拆卸，通常包括拆旋翼、传动装置，因此使用固定翼运输机来远距离运输直升机一直都是一件耗时费力的事情。陆军希望其新型直升机在进行远距离部署时反应时间要足够快，因此把准备和将UTTAS装载到空军运输机上的实耗时间和工时规定得非常低。技术要求将时间定得很低，于是就不可能对直升机进行任何大的拆卸。这一设计挑战就是要找到最佳方式将所有桨叶和尾部安定面折叠起来，并将主起落架和尾部起落架收起，装进当时的运输机空间有限的货舱中。
C-130和C-141挑战难度尤其高，因为这两种型号的机舱高度都是2 74米，还要减去0.15米的间隙。对于C-130来说.UTTAS机身必须尽量缩短才能适应C-130从驾驶舱舱壁到装载跳板边上的机舱长度，这也是一大挑战。因此设计必须尽可能紧凑，这种设计带来的结果既有积极的一面也有消极的一面。
陆军规定了空中运输的实耗时间和工时要求：
①准备装载的实耗时间和工时为1.5小时和5个工时
②装载和卸载实耗时间为30分钟：
③飞行准备的实耗时间和工时分别为2小时和5个工时：
④C-1 30可运载1架UTTAS，C-141可运2架，C-5A可运6架。
UTTAS设计可允许手工折叠旋翼桨叶，尾桨桨叶可以转动角度对准规定位置。其尾斜梁和安定面都可以折叠，另外UTTAS折叠后在C-130装载跳板上拉进或拉出时，起落架能够进一步“下蹲”。
尽管陆军所要求的垂直爬升性能需要大直径旋翼，但西科斯基公司采用了两种方法满足了所需性能，而旋翼直径比之前进行的参数研究所显示的还要小。第一种方法就是采用新的空气动力学技术极大提高旋翼效率：第二种方法是通过使用向上倾斜的尾桨来改进传统的直升机布局。倾斜的尾桨有助于缩减旋翼直径，这是因为斜置拉力的升力分量降低了对旋翼升力的要求，这就使得旋翼可以较小。如果旋翼和斜置尾桨产生相同的升力增量，那么斜置尾桨产生升力增量所需的功率事实上比旋翼所需的要低得多。这一有益结果为提高升力效率进一步做出了贡献。
但是，尾桨升力分量最重要的好处是能够将升力中心稍微向后移到旋翼后，这就使得直升机的重心也能够随之后移。这样驾驶舱前端和机舱就能够再往后移几厘米从而缩短机身。前端缩短和尾斜梁折叠刚好使得UTTAS可以缩小到合适的尺寸装载到C-130机舱中。这样性能也没有受到任何损害，而事实上，由于机身垂直阻力降低加上尾桨升力分量的升力效率提高，其性能反而得到了提升。
虽然直升机长度的问题得到了解决，但将UTTAS装进C-130高度有限的机舱内比解决机舱长度限制的难度更大。由于选择不拆卸旋翼和主减速器，因此旋翼位置不得不尽量靠近机身，这就是“低旋翼”构型的由来。后来证明这种设计方案并不可行。
低旋翼是造成直升机振动的主要原因，要解决这一问题必须将旋翼提高0.38米。最初旋翼与机身的贴近程度从直观上看就不太合乎惯例。尤其是陆军对机动性和灵活性的要求也表明需要增加旋翼离机身的距离而不是缩小，以确保在猛烈的机动过程中桨尖到尾梁之间有足够大的间隔。
考虑到低旋翼位置时桨尖和地面之间要有足够间距，选择采用了0.38米的铰链偏置量（旋翼半径的4.75%）.以便提供足够的旋翼操纵功效，而又不造成过大的附加桨叶挥舞运动。尽管如此，设计人员、尤其是UTTAS飞行员始终对桨尖离地间隔感到担心，直到后来旋翼高度提高到一个直观看上去合适的位置，更重要的是，提高到了一个确实可行的位置上。 4.发动机选择
陆军深信UTTAS不仅应采用两台发动机，而且需要根据越南战争中的经验教训设计一款新型发动机。为满足未来战场的需要，发动机和机身都需要设计革新和新技术。20世纪60年代，工业界进行的陆军方案验证研究表明.UTTAS机身将需要1103千瓦级的双发动机来满足陆军严格的性能要求。此外，发动机还需要设计成能够在高温高空条件下高效运转，在战场上具有较高的生存能力，能够很方便地使用标准陆军工具箱进行战场维修。另外，还要求该新型发动机能够在沙尘环境和自然结冰条件下运转。
20世纪60年代中期，陆军开展了工业内竞争，旨在授权两项满足UTTAS性能和使用要求的发动机设计和验证合同。陆军从此次竞争中选择了通用电气和普惠公司制造验证的发动机。两种发动机构造相似，都有轴流式低压和离心式高压压缩机、一个冷却式轴流压气机驱动涡轮和一个前输出轴自由涡轮。
发动机验证和评估总体计划完成后，陆军选择了通用电气公司设计的T700-GE-700。该型发动机具有很多新颖的特性，包括沙尘环境下工作时所需的集成进气口粒子分离器，自冷却附件减速器和轴承润滑系统以及控制发动机性能的电控装置。它的特点是进行了很多改进以减少野战维修和提高使用外场可更换的发动机组件的可达性。
由通用电气公司比尔·克劳福德率领的T700团队研发的发动机成为1103～1838轴千瓦级别的世界标准。它杰出的性能和可靠性无疑帮助“黑鹰”及其改型取得了在通用直升机领域的相似地位。
5.动力装置设计
按照陆军在UTTAS招标书中对新型T700提出的技术要求，直升机设计的难点主要是将发动机和动力装置所有元件综合起来最大限度地考虑生存性和维修保养，并尽可能减少功率损耗。在西科斯基公司，这一重任就落在了年轻的动力装置工程师肯·罗森的肩上，他带领团队负责整个动力装置的安装设计，包括发动机进气口和排气口、发动机控制系统以及UTTAS带抗坠毁油箱的燃油系统。他的团队还负责研发发动机排气口红外抑制系统，最初的设计目的是要降低巡航时的红外特征信号，后又重新进行设计以实现悬停条件下的低红外辐射。罗森另外还负责旋翼除冰系统的研发，这项工作在陆军的人工和自然条件下的飞行测试中都得到了成功验证。
发动机进气装置采用了很多新的设计，尤其是空气动力学设计和防冰系统。具体来说，进气装置的设计目标是安装损耗约为1%.由此带来的功率损耗约为2%.温度增高不超过17.5摄氏度。通过将进气口表面从肾形（这种形状对于避开减速器输入组件和轴系来说很有必要）转换成发动机进气口粒子分离器前隔框的环形，使这些具有挑战性的数值得以实现。通过采用渐变横截面积形成持续的加速气流将局部分离减到最小，达到了空气动力压力恢复的最高值。另外，通过使用船艉形唇口表面将进气口与机体表面分离了大约0.05米。这样做是为了避免边界层气流或冰沿机身侧面流入进气口。使用1：5的动力模型对进气口压力的下降和畸变进行测评，测试结果表明进气装置非常成功。
在设计进气口防冰系统方面面临很多难题。特别是陆军不希望使用电热的加热元件，当时认为这种元件可靠性不高，因此重点就放在了完全使用发动机引气来防止进气口结冰。但由于通用电气公司已大量使用气体防止进气口粒子分离器表面大面积结冰，因此再要使用这一方式防冰就变得更加困难了。在低功率下降过程中，放气气压低、质量流量小，所获得的热能很少，使得这一设计的困难变得更加严重。
为了解决这一问题，设计人员进行了大量的加热和过冷水滴撞击分析。这一设计要求在水含量为1.0克/米3的结冰条件下保持金属表面最低温度为4.44摄氏度，周边温度为5.55摄氏度。因此，最后的设计结果是精心特制了一个对流热交换器，用一系列局部隔开铆钉将交换器内壁与进气口外表面隔开。这些铆钉就形成了热交换器间隙，利用铆钉高度不同来满足局部热交换流量要求。该系统还采取了在上文所提到的船艉式进气口前缘进行局部碰撞传热和当交换器气体通过局部控制缝隙排气时进行局部薄膜传热。这些缝隙控制气流分布，通过使用分布在进气口防冰控制阀处的控制孔来控制总质量流量。
虽然制造难度很大，但通过使用复合材料和橡胶材料把交换器壁设计成柔性的，对进气口的金属薄板形状不统一进行了弥补。热交换器的间隙由局部隔开铆钉来控制，且由于进气口引气输入管和对流间隙之间存在内部压差，所以可以保持间隙不变。该设计在首飞之前成功通过了美国国家航空航天局格伦结冰研究风洞测试和后来的飞行结冰测试。这种进气口设计在“黑鹰”及其改型的生产史上一直未改变过。
由于直升机作战和生存性方面的要求.UTTAS的燃油系统也成为设计上的一大难题。其目的是要研发一款能够使用任何燃料的抽吸式燃料系统，包括陆军高温日操作时会产生大量挥发性汽油蒸气的JP-4。燃料在低压和高温条件下产生的汽油蒸气很容易造成油泵的气穴现象，这是必须避免的。这种抽吸式燃油系统用分离机头连接两个抗坠毁燃料箱，并设计成在供油管内压力低于大气压时工作。西科斯基公司在CH-53直升机上率先使用了抽吸式燃油系统，该机型采用的是成功安装在发动机上的抽吸泵。但生产CH-53油泵的这家公司却拒绝参与UTTAS项目。结果采用了勉强合格的随发动机提供的燃油泵和直升机燃油系统。飞行研制阶段，在某些飞行和外界条件下产生了燃油泵气穴现象。
气穴现象主要是因为在直升机倾斜时实际上处于水平状态的燃油管部分蒸气气泡聚集而造成的。重新安置某些油管的位置会起一些作用，但不能确保完全解决问题。后来UTTAS项目在油箱中加装了燃油加力泵，这样就消除了气穴现象和发动机熄火的可能性。
6.传动系统设计
UTTAS将T700发动机与旋翼和尾桨系统综合在一起。出于对弹伤生存性的特殊考虑，发动机采用了宽间隔而液压电子动力系统则采用多余度驱动。UTTAS是首型从一开始就将战场生存性作为与飞行性能同等重要的要求进行设计的直升机。因此.T700发动机隔开了1.52米，安装了多个备用的液压泵和发电机。目的就是要防止一发炮弹打击造成发动机和辅助动力系统的瘫痪。 陆军要求所有部件和安装特征都按照最大限度降低功率损耗这一意图来选择。将功率损耗控制在低水平是一般的设计目标，但对于UTTAS的设计来说却是至关重要的，这是由于空中运输的要求。
以往的实践经验表明.UTTAS主减速器要获得约为75：1的总减速比需要四级齿轮传动装置。约翰·卡琳和他的减速器设计团队采用新的设计方法，仅用三级齿轮传动装置就实现了这一减速比。这不但减轻了减速器重量而且还将功率损耗降低了约0.5%。
一级齿轮减速装置按照外场可更换组件来设计，选择轴对称，使组件安装在左右两边都可以。两个可互换的组件都有内部滑油供油和回流装置以便在可能倒置安装的任何位置上都可工作。陆军对生存性的要求包括：传动系统在润滑油耗尽的情况下仍能够坚持工作至少30分钟，并要求对该能力进行60分钟的试验台测试加以验证。陆军规定减速器在滑油耗尽后仍能成功坚持工作60分钟，以便确保能够满足30分钟的安全飞行要求。为了满足这一要求，设计人员采用了独特的专利设计革新，包括特殊材料、轴承内余隙和重要部件周围的滑油密封，首次尝试就成功地通过了60分钟测试。
双发电机和液压泵扩增了第三级备用装置以提高安全性和战场生存力。安装涡轮作动的辅助动力装置（APU）用于T700发动机的气动起动，可在需要时提供备用的电力和液压动力。
APU驱动发电机为直升机的电气系统提供动力，而电气系统使电气驱动液压泵工作。这个泵被称为“第三次机会液压系统” （third chance hydraulicsystem）。主液压系统或副液压系统万一失去压力，它就自动开始工作。另外，它还允许在主发动机起动之前对飞行器的液压和飞行控制系统进行全面彻底的检查。
西科斯基公司提交的UTTAS设计方案的特点是，采用了最新研发的润滑脂来润滑尾部与中间减速器。使用润滑脂的目的是为了减少减速器外壳战损后造成润滑剂全部损失的可能性。外场维修同样也将从中受益。两个减速器都计划设计成永久性密封的组件，这样就不再需要进行滑油水平面的定期检查了。
陆军还特别规定MIL-G-83363（USAF）润滑脂为直升机减速器专用，并由西科斯基公司在S-61尾部和中间减速器上成功进行了试验台测试。但UTTAS测试计划的初期阶段，中间减速器在地面试车过程中出现了温度过高的情况。由于润滑脂自身的隔热性造成减速器的热传感器没有及时探测到这种情况。另外，在使用这种润滑脂的试验台进行研发测试过程中，还出现了几次原因不明的齿轮硬度受损。由此迫使设计人员决定马上恢复使用传统的润滑油。
当时将润滑脂应用到减速器上是兑现最初承诺的一项新技术，但是遇到了上述问题，且尚不明白问题产生的原因，不清楚是由润滑脂本身还是由减速器的设计所造成的。但幸运的是，在地面测试期间所遇到的这一严重问题在原型机首飞之前得到了修正。
陆军对西科斯基公司UTTAS提案的评估
陆军对行业提案的评估从1972年3月开始一直持续到8月，在这期间陆军针对数据和说明对三家竞争者提出了上百条要求。这些要求指的是错误、遗漏和缺陷，或如陆军所说的EOD （errors.omissions.deficiencies）。EOD的处理过程和与陆军就有关要求所进行的频繁磋商以及会议也帮助完善了UTTAS的设计。
西科斯基公司在陆军评估阶段对设计进行了很多修改，改进了设计提案。最重大的修改就是为了克服所有这些修改累加起来所造成的直升机增重。西科斯基公司将旋翼直径增加0.1米达到15.95米。后来，陆军在其工程飞行中心进行性能测试期间，又将旋翼直径增加到16.05米，以提高直升机性能。两次增加直径尺寸以保持性能裕度，后来证明这两次增加具有重要的竞争意义。陆军试验较大的旋翼直径为YUH-60A提供了比其竞争者所能提供的大得多的升力能力。初步工程设计（BED）阶段的UTTAS提案提交给了美国陆军航空兵系统司令部，随提案附带信件表达了公司和集团公司对取得项目成功的承诺。
承诺书大意：“我非常自信西科斯基公司的UTTAS团队有能力满足陆军的要求。我们对此次竞争准备的充分程度可以说是史无前例的。我们对要求了解全面，我们有技术，有经验。我们的UTTAS团队经过精心挑选组成，能够满足陆军各项要求。我推选肯尼斯·霍西作为副总裁以及UTTAS项目经理，因其曾成功领导过CH-54A.CH-54B和S-67“黑鹰”项目。这些机型目前仍保持着世界高度和速度方面的纪录。
我亲自参加了西科斯基公司的UTTAS工作，参与对陆军要求、初步设计响应、完善设计和系统协调长达几个月日复一日的分析。目前，在提案准备的最后阶段，我非常满意地发现我们的项目计划和我们最终的飞行器系统设计非常值得陆军进行资助，也无愧于西科斯基公司的优良传统。我们在维修性、可靠性、可用性以及后勤方面的专家工作得都非常出色。对安全性、人类生理心理因素以及生存性等重要领域都给予了充分的关注。总而言之，陆军完全可以对我们的设计进行量产，并可相信每架直升机都能够满足所有的预期，且采购和运营成本可能达到最低。
西科斯基公司在美国陆军飞行器项目中从未超出预定价格，我们为此感到自豪。在UTTAS项目中，西科斯基公司将继续这种成功。”
UTTAS提案的工作陈述包括大范围的地面和飞行测试活动，陆军认为这对确保原型机研制和政府评估期间的飞行安全来说非常必要。总测试大纲在适航性规范（AQS）中规定。该规范要求旋翼、动力装置和传动系统都符合军用合格标准。但是，陆军计划将所有系统和部件的完全鉴定工作延迟到下个阶段即成熟阶段进行，但这就只有被选中获得生产权的签约商才能参与这项工作。
适航性规范规定了三架飞行原型机的飞行测试任务、仪器设备、估计所需的飞行时数。同时还规定了两架非飞行原型机的测试计划，即地面试验机（GTV）和静力试验机（STA）。对适航性规范的内容和日程安排方面的磋商同对PIDS（主要产品发展规范）磋商一样激烈。对适航性规范的重点关注强调了陆军这样的论点，即签约商的测试数据将成为其最终选择过程的一个重要部分，并补充到陆军竞争测试（GCT）项目的数据中。最终商定的适航性规范和主要产品发展规范分别有575页和437页，构成了初步工程设计阶段合同的一部分。 在美国陆军航空兵系统司令部进行了几个月谈判磋商后.1972年8月，将合同授予了西科斯基公司和波音·伏托尔公司，指定这两家公司分别设计研发YUH-60A和YUH-61A两种原型机。西科斯基公司获得的合同价值为6190万美元，波音公司的合同价值大约为9100万美元（1972年美元价格）.两个合同都是”成本费用外加激励奖金”。贝尔公司双桨叶旋翼的提案据说花费接近1亿5000万美元。从合同价值的这种较大差异可以看出西科斯基公司“故意放着3000万美元不要”。公司采用价格优势战略，跟技术策略一样，就是不给陆军任何理由将西科斯基公司从这场竞争中淘汰出局。
联合飞机集团公司董事长和总裁向UTTAS项目组递交的承诺书大意：“资源选择和评估委员会UTTAS项目组，先生们：
西科斯基飞机公司有幸响应美国陆军DAAJ01-72-R-0254（P-40）号招标书，对此我们感到非常骄傲。西科斯基公司递交的这份UTTAS项目提案可以说是该分公司所完成的一份最佳设计。该设计从最开始就致力于满足陆军所要求的所有性能和作战需求。
在联合飞机集团公司科学咨询委员会顾问的协助下，我们对西科斯基公司的UTTAS项目工作定期进行检查。并首次将该项目纳入联合飞机集团公司每月的工作委员会会议日程，近期又纳入了公司工作和策略委员会会议的日常例会的日程。我们已投专款进行设计、制造、地面测试和飞行测试项目，对可用于备选UTTAS设计的技术改进进行演示。
我们已调配必要的资源和人才，保证打造一款先进的通用战术运输机系统，满足陆军要求，我们也具有充分的联合资源和技能来保证西科斯基飞机公司能满足所有这些要求。
我们全体人员承诺必将取得UTTAS的成功，此承诺将继续贯穿于我们参与项目的始终。”
由于对两家签约商来说，工作陈述和合同交付基本都是相同的，因此.3000万美元之差给陆军负责合同的官员带来了一个潜在的麻烦，他们尝试鼓励西科斯基公司提高出价，以便使相应的工作获得相符的定价。但西科斯基公司对其定价感到很满意，没有进行上调。陆军确实准备了大约3000万美元的内部储备来应对研制中可能出现的问题。因为考虑到首飞后可能出现的一些未能预见的技术问题，这一决定很明智。
在1972年9月11日陆军给西科斯基公司的合同授予报告中，陆军提到了对该公司提案的估算值。下表将陆军招标书的项目要求和陆军对西科斯基公司提交的UTTAS设计的评价进行了比较。该表显示了西科斯基公司的UTTAS设计对陆军在最关键的品质方面的要求的满足程度。
在报告结论部分，解释为何选中该公司研发其中一种UTTAS原型机时.UTTAS项目主任特纳准将表示，西科斯基公司最有可能成为原型机项目的唯一供应商。但是陆军希望该项目具有一定的竞争力，并认为这样的项目相对于独家研发来说即便按照较高的成本来计算也会获得最大价值。
事实上，最大价值的最终获得就在于在竞争的巨大压力下所研制的直升机一定比非竞争性采购的结果要好得多。在整整52个月的UTTAS项目设计/研发时间里，竞争的压力带来了创造性和及时的解决方案，同时也促使公司在主要的保障性要求的研发领域内进行投资。UTTAS项目中最大的一项投资就是制造了第四架公司所有的原型机，与陆军出资研发的原型机基本相同。其目的是促进技术改进，这些技术改进可能会运用到UTTAS项目中去。西科斯基公司和波音公司都决定出资制造自己的完全仪表飞行的UTTAS原型机，用于研发和销售表演。
很明显，陆军进行UTTAS竞争项目以及在真实样机性能基础上进行采购所产生的额外开支都是由政府来负担的。
（未完待续）