神马文学网追求速度的世界各国杂交直升机
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中国网 china.com.cn 时间： 2008-12-10发表评论>>
美国莱特兄弟获得有动力的、重于空气的、固定机翼的飞行方式不到24年，德国在1936年试验具有垂直飞行能力的并列旋翼Focke Fw 61，让全世界大吃一惊，并使得以前所有受限的垂直领域的飞行尝试逐渐衰落。
然而，它整体性能是适度的，特别备受关注的是前飞速度。甚至在艾戈尔.西科斯基公司将现在这种一个单个巨大主旋翼带一个小的反扭距尾桨的构造完美化后，同固定翼飞机对照直升机的速度仍然有限。尽管西科斯基的基本设计经历了时间的考验，并成为世界范围内的占统治地位的直升机（如今将近95％的直升机是这种结构），普遍使用的所有在役直升机经受着一个最主要的局限性：前飞速度未能超过200节（230英里/小时）。尽管直升机的影响巨大，西科斯基认识到这是直升机从开始就固有的速度限制，并预言直升机的速度永远无法与飞机相匹配。对大多数过去的事例来说他无疑是对的，特别是在一个如此称谓的术语——“纯”直升机领域。然而旋翼机飞行的速度追求驱使设计者考虑另外一种选项：复合直升机。
“复合直升机”的定义还处在公开讨论阶段（见工具条）。虽然许多人主张增加推进力最必要，此举将直升机置于“复合”范畴，其他人坚持认为仅仅需要增加升力，或是必须同时进行两样。焦点集中在如何称谓“推进复合”上，下面的章节提供有关不同的直升机一种宽泛的观点，这些带有某种辅助的推进装置（一个或更多个推进螺旋桨或是喷气引擎）的直升机曾飞过数年，这项调查也给出一个简要的回顾：不同的制造商选择不同的方法在保留直升机无以伦比的垂直飞行的优势同时解决增加前飞速度的问题。
“复合”并不意味着重复以前的历史，过去的70年中已经看到过超过两打不同的旋翼同螺旋桨或喷气发动机的组合方式。如今我们见到众多“复合直升机”的新概念，既能悬停又具有高速前飞能力。几年以后，我们将见到增加推进螺旋桨的西科斯基X2，带有尾喷管的匹而斯凯X-49A，还有喷气发动机的格隆兄弟“亚当”直升直降飞机，这些飞行器全部开始了飞行测试。此外，贝尔公司成功完成推进式反扭距系统（Propulsive Anti-Torque System，PATS）的地面测试，计划用于现已取消的“无人作战武装旋翼飞行器”（Unmanned Combat Armed Rotorcraft，UCAR）项目或是其他领域。加之，“复合浪潮”持续不断在高速旋翼飞机研究领域出现，不管是发起单位——美国陆军、国家航空航天管理局（NASA），或是国内资金支持，自然会因为增加机翼、推进螺旋桨或喷气发动机，在自重、载重和燃料消耗方面额外付出。因此设计者必须小心谨慎地考虑任务需求，决定最佳地设计解决方案。所以没有一架复合直升机曾达到量产规模，而将来也绝不会看到光明前景。
杂交机型浮现
人类的飞行追求导致多数飞行器的结构久经时间考验，每种结构与其他设计方法相比较都有它自身的优势和不利的地方，既要克服重力的“下拉”，又要“战胜”空气动力学阻力。飞行器展览有时也很难将他们安排在一个特殊的类别里。这一种类里一个很恰当的例子就是倾转旋翼机，它具有明显的常规固定翼飞机和直升机的双重特征。这种飞行器是无法简单的分类为“飞机”或是“直升机”的，它可能日益成为突出新技术显现或是作为一种飞行器继续发展。工具条显示，复合直升机可能包括也可能不包括某种增加载重的样式，比如固定机翼，这依赖于设计者希望达到的效果。当合身的机翼设计用来卸载主旋翼的高速飞行时大部分提供升力作用，同样，增加的推进装置也减轻主旋翼的大部分前飞负荷。不管包不包括机翼，复合直升机设计为了一个主要目的：使前飞速度高于那些常规旋翼机成为可能。“纯粹”的直升机有两个特别因素限制了前飞速度。一个是后行桨叶延迟效应，另一个是前行桨叶压缩效应。复合直升机能够减小或推迟关联这两个问题的消极因素发作，通过限制甚至降低主旋翼的转速，依靠辅助推进的方法使得飞机获得前飞速度。这种方式已通过减小供给给主旋翼的动力达到，度数由推进装置导致的前倾总量决定。同时，通过转移动力回馈给主旋翼使得垂直飞行性能被保留，可以像航空器一样减速或者进入盘旋。同时在增加前飞速度允许范围内，当对照它各自的固定翼与旋翼对照版本时，发现固有的设计结构通常使得带翼的复合直升机飞行性能效率低下。
尽管复合直升机需固有的额外付出，比如增加了重量和复杂性，设计者在试图应对速度方面的苛刻要求而又数次回归这种杂交结构。当某些实例通常是出于实验目的，这些努力多数是直接回应军事需求的。另外一些是受到创造一种城市间高速运输有效方法的指引。
大多数曾经飞行过的复合直升机起源于美国，但也有其他一些在法国、德国、俄罗斯和英国经过试验。第一架复合直升机建造于奥地利（当时是德国的一部分）。很快发生了第二次世界大战，德国航空工程师和科学家们热切地同其他世界各地的人分享他们的知识、专家技术和经验。结果很快随着战争，复合直升机成就出现在三个主要的同盟每个国家。虽然许多设计仅仅是纸上的构思，唯一比较小数量甚至制造出的来自飞行航线图画板，我们先简要的讨论一些他们中的每一类，以及设计他们的原国家。
德国
弗兰特纳（Flettner）
上世纪三十年代后期，全世界完全对航空着了迷，许多国家卷入努力设计全新的和创新性飞行器的浪潮之中，德国当然也不例外。特别是一个设计者——安东.弗兰特纳，将他的心血从造船转向航空，特别是旋翼飞行技术。自从1927年，他的公司－弗兰特纳股份有限公司，已经成为潜心开发了不少于四架飞行器，并设计了其中的两架。弗兰特纳试飞了这些与众不同的旋翼飞行器，其中的一架可能被认为是复合直升机的早期版本。这种飞行器，号称Fl 185，1936年飞向空中开始它的“处女航行”。（一种前述的设计，根据现存的有限信息推断：Fl 184也可以作为一种复合机型，但不清楚它是否具有悬停性能，或者仅仅是有动力的旋翼飞机）
不像同时代装有推进螺旋桨的自转旋翼飞机，这是一款真正的直升机，具有垂直起飞、降落和悬停性能。Fl 185最不同寻常的特征是克服三片39.3英尺长的主旋翼扭距的方法。它不使用尾桨，该机每一边安装了突出的侧梁，上面安装有可变倾角的推进螺旋桨。左舷的螺旋桨推力向后而右舷的螺旋桨推力向前，两个侧螺旋桨协调一致起对抗扭距的作用，并提供方向控制。在巡航飞行期间这两个螺旋桨同旋翼一起也提供一部分向前的推进力。机身类似旋翼飞机，前缘装有冷却风扇，为一台140马力的布兰莫Sh-14A放射状活塞发动机降温。发动机用来为旋翼提供动力，并通过一系列传动系统、离合器和驱动轴也给螺旋桨提供动力。
旋桨的叶片角度自动调节。这有效地保证了在所有飞行期间用来克服扭距正确的推力，而不需要飞行员的输入。Fl 185飞行中超常的稳定性极大地允许它不受阵风的影响。尽管Fl 185有许多积极的贡献，弗兰特纳却在1938年抛弃了这个设计，为了未来飞行器开发转而支持互相结合双旋翼，这种机型完全抛弃了克服扭距的设计方案。虽然二次世界大战期间缺乏德国人的航空记录，已有的大量数据也仅限制在弗兰特纳的设计内，特别是尊重他们实际的飞行性能，我们所得到的信息显示，Fl 185是存在争议的世界上第一架可以飞行的“复合”直升机。
弗兰特纳 Fl 185.使用在突出的梁上安装的两个推进螺旋桨飞行，它们用于克服扭距和获得前飞的动力。
Weiner Neustadt Flugzeugwerke，WNF
二次世界大战爆发，德国将每一盎司工业力量和优秀的工程技术用于设计高性能武器，特别是飞行器，下蛋一样出现了一些最新型的以前世界上从未见过的创新设计。韦纳.纽斯坦德.弗拉哥祖格沃克（Weiner Neustadt Flugzeugwerke，WNF）设计的Wn 342， 满足了空中侦察平台需要，并具有从德国海军U型潜艇和水面舰艇上起飞作战能力。虽然它的基本构造很简单，该机以新颖的带有三片桨叶的旋翼驱动，并在尾部装有小的喷气发动机。这些被称为“尾喷”的装置依靠一台阿古斯.阿斯411离心增压发动机驱动，通过中空的旋翼桨叶抽吸燃料－空气混合物，在桨叶末端点火，并排出热空气导致旋翼旋转。结果，此举使得Wn 342成为世界上第一架使用喷气推进装置的直升机。这是几名设计者的巨大成就，弗里德里希.沃.杜伯霍夫，是全面的信用保证。该机另一个独特的特征是：从压缩机排出高压空气也用来控制全部桨叶倾角。当压力不被应用的时候，旋翼桨叶保持自转角度。
在原型机建造之前，先建造了一系列用于验证概念的测试平台。多次成功的测试后，四架原型机建造出来了。1942年10月Wn 342 V1（沃沙奇－弗拉哥祖格用“V”表示“试验机”）在维也纳首次飞行。有了V1的示范，第二架原型机——V2也建造出来，试飞中发现 “尾喷”的燃料消耗非常高。这个发现导致了在V3中作出如此改变：限定仅在起飞、悬停和降落中使用“尾喷”。起飞后，Wn 342 V3通过两片桨叶的推进螺旋桨获得向前推力，这两台螺旋桨由安装在飞行员身后的140马力的Sh-14A放射状桨叶的活塞发动机驱动。在飞行员通过转换离合器将发动机功率供给推进器后，燃料流动停止，旋翼开始自转。在测试期间，V3产生了厉害的振动，并最终坠毁。毁坏的飞机被作为V4的机体重新建造，并改装了尾部部件。该机原定设计用来海上着舰限定了它必须设计简单并重量轻便。缺少尾桨或传动装置使得重量下降。一个固有的缺憾是尾喷产生的噪声，折衷方案的特性是它的作为观测平台的任务，并已开始服役。
在WNF Wn 342 V4使用的旋翼“尾喷”技术是当时非常先进的，二次世界大战后在美国进行了彻底试验。
上面提到的Wn 342的四个版本在开发过程中一共完成了测试飞行25小时。然而，在开发停止前这四架原型机没有一架前飞速度超过25～30英里/小时。因第二次世界大战临近，美国军队获得了Wn 342 V4并把它运回了美国，在俄亥俄州怀特.菲尔德进行了广泛测试。测试显示：飞行器的最大持久飞行时限仅有15分钟，这是尾喷的极高的燃料消耗率导致的，这被证实近似9倍于悬停时的常规动力直升机。这就是发生在1946年这架飞行器在怀特.菲尔德最后的记录。然后通用电器（General Electric，GE）把它改装为一个测试台，随后不久认为它无用而被拆毁。
韦纳.纽斯坦德.弗拉哥祖格沃克WNF 342的三个主要设计者每个人战后都迁离了居住地到其他国家。沃.杜伯霍夫，WNF 34首要的设计者，移民美国并为麦克唐纳飞行器有限公司开始工作。这个团队的另一名成员，阿古斯特.斯坦派重新回到英国，并在那里开始为菲尔利航空公司效力。这个团队的第三名成员，瑟朵尔.劳芬，前往法国并受雇于Sud-Ouest。数年后，这些公司都致力于更先进的尾喷推进和螺旋桨复合机型研究。
Vereinigte Flugtechnische Werke，VFW
Wn 342问世20多年后，德国再次试验复合直升机方案，这一次起初是为了民用和商业市场设计的。1963/54年一个福克-沃夫，威希和海因科的合并版本在佛瑞内特.佛拉格泰克尼斯奇.沃克（Vereinigte Flugtechnische Werke，VFW）公司诞生。该公司对各种各样的旋翼机进行了研究，包括复合直升机，早在1963年就开始了研究工作。他们的第一架试验设计是VFW H2。看上去很像典型的旋翼飞机，但H2实际上是直升机，因为它能垂直起飞和降落，并能够保持悬停。这架单座的飞行器计划是用来严格测试两片桨叶的旋翼和推进系统组成部分的。旋翼的推进力主要产生于一台鲍斯格空气压缩机，通过叶片输送压缩空气（凉的）并从叶片顶端喷出，以此迫使叶片旋转。然而，旋翼也安装了燃烧型的顶端喷气装置（类似以前曾在Wn 342上使用过的装置），这样旋翼可在悬停和垂直起飞时获得额外动力。一个推进螺旋桨装在飞行员身后，用一台72马力的麦考轮奇四缸两冲程水平推进引擎驱动。该引擎也驱使空气压缩，因此带动旋翼旋转。
在H2真正飞行测试之前，旋翼和控制系统已经过开始于1964年3月广泛实验评估。仅仅20小时的测试后，发现在高速旋转时桨叶出现振动，因此有必要并同其他修正一道增加桨叶的刚性。1965年早期测试结束时共运转了110小时。同年4月30日，H2首次飞向空中。而燃烧型的尖端喷气设计第一次飞行中并为使用，于是对H2来说起飞时必然滚转。H2成为空降型飞行器，并达到22英里/小时的时速。这次测试产生了尖端点火技术；然而，发现滚烫的尖端喷气装置产生了额外的噪声，于是放弃使用该装置，特别是自从证实旋翼就是一个相当大的噪声源，甚至在仅仅使用冷的喷气时。于是在飞行了36小时之后，测试项目在1966年9月完成。
尽管VFW H2类似典型的旋翼飞机，但它仍能够垂直起飞、降落，也可以悬停。
凭着H2研制过程中获得的大量数据，公司在1966年开始开发VFW H3。与H2不同，H3原计划成为一个带有附加座舱的复合直升机产品，主要用于行政运输。座舱里有单个飞行员座位和两个乘客座位。首次飞行计划在1968年，但开发遇到了暂停，一直到VFW从德国国防部得到资金支持重又继续，作为有可能成功为航空航天高海拔通用直升机。加下来这一年，VFW与荷兰佛科（Fokker）公司结合，一道进行行政运输用途开发，VFW-Fokker H3预想在几个其他用途产品，如农业飞行器或两座的双控制训练机（作为军备供应）研制后实现。H3另一个潜在的角色是空中救护直升机或搜索救援（Search and Rescue，SAR）直升机，安装扩大的座舱后用来运送医疗组和必需的设备，并附加一个救援绞盘。沿用H2技术，VFW-Fokker H3的旋翼采用压缩空气动力驱动，压缩空气顺着桨叶流经顶端时再喷出来，推动桨叶旋转。在H3上没有采用燃烧型的顶端喷气方式；仅仅是冷空气在压缩机作用下产生流动。垂直起飞后，H3靠两台七片扇叶的管装推进装置获得前飞，在机身后面左右两侧每侧装有一个。推动这些推进器的动力来自压缩空气，它逐渐增加从旋翼到推进器转移气体，使得前飞速度提高，在前飞中旋翼进入自转状态。整个系统设计减轻领航，低维护，有成本效益并减低噪声。没有传动系统、驱动轴、压力仪表、离合器和尾桨，当与同档次的传统直升机比较时期望这些使得这架飞行器更简洁并成本更低。
H3造了两架原型机，并且第三架已开始建造。每架机都装有370马力的艾利森C250-C18发动机。首架原型机－H3 E1（E代表埃特威克朗斯，意为“开发”或“研究”型）最初的飞行发生在1970年5月，在德国布兰蒙的VFW制造厂里。第二架原型机——H3 E2的首次飞行发生于8个月以后，换装一台470马力的大功率引擎。这架飞机也用于静态的振动试验。驱使旋翼以非常低的倾角到最大旋翼转速旋转起来后，大量的旋转能量储藏在旋转的桨叶里。飞行员逐渐增加桨叶倾角随后作出动态起飞动作，其时存藏在桨叶里的全部能量可用来提供最大比例的突破每分钟1,600英尺爬升。虽然储藏的能量在280英尺高度已完全被消耗，但最初从起飞开始的爬升率还是效果惊人。离开地面如此之快的能力为H3赢得了绰号——“赛跑者”。
两架原型机总共75％的飞行时间被记录下来。工艺部门讲，H3决不是真正的复合直升机，因为管型推进器以前从来没有安装到已取消的项目上。他们做了，然而，在地面进行十分彻底的试验却被停止了，起因是这些试验给“赛跑者”定了一个最大速度约186英里/小时的计划。 “赛跑者”大量并更有能力的版本设计方案研究在继续，直到VFW公司和Fokker公司在1980年相互承认取消分歧，并随后将VFW的设计吸收进梅塞斯米特-鲍尔考夫-布朗霍姆（MBB）中。
VFW H3为获得高速飞行使用一套管道喷气推进方式，它的跳跃起飞能力
英国
菲尔利（Fairey）
英国在开发复合直升机方面的努力实际上早在Wn 342问世前就已经着手，但是国家被迫推迟这个项目一直到二战后。其时在Cierva旋翼机公司工作的詹姆斯. A. J.班尼特，应皇家海军具有能在船上甲板行动能力的旋翼机的需要构思了一款复合直升机。战后，班尼特受雇菲而利航空有限公司领导旋翼机工作，并从1964年开始全面开发这个概念，他将该机命名为“旋翼式螺旋桨飞机”。两家原型机建成，第一架在1947年9月完工，三个月后进行首次飞行。在1947年12月7日举行的这次首飞，使得旋翼式螺旋桨飞机成为英国第一架飞向空中的复合直升机。
因该设计是作为一种既有直升机特征又有飞机特征的杂合飞行器，旋翼式螺旋桨飞机有着非常独特的外形。机身有大量树脂覆盖机鼻部位，为并排双座的机组成员提供了良好的可见度，同时机舱后部长椅型座位能宽敞地安置2～3名乘客。机身后部逐渐呈锥形收缩为一尖，其上安装有水平尾翼。水平尾翼末端两侧附有垂直安定面。作为一架直升机来说太多不同寻常的地方了，特别是在当时那个时期，具有一套从机身中部突出的翼，跨度达17英尺。右翼末端装有一个两片可变角度的桨叶的推进器，原设计用来克服扭距并提供额外的前飞推力。右翼推进器的重量是经过装在左边翼尖的一体成形水滴状燃料箱统筹规划的。三片桨叶的旋翼，直径51.7英尺，安装在改进的旋翼塔顶上，并由单台525马力的艾尔维斯.李尔尼兹生产的9缸放射状活塞发动机提供动力。这台发动机通过一个水平驱动轴也给右边机翼上的推进器提供动力。一套不可收放的轮式三点起落架只需要简单的地面处理。
到1948年夏，旋翼式螺旋桨飞机潜心于非常成功的飞行测试项目，证明速度明显比其他同时期的直升机更快。在1948年1月28日它因直线飞行的速度获得了国际直升机G级速度记录， 两套相反的运行规则测出的平均速度是124.3英里/小时；这是英国迄今第一架旋翼飞机记录。飞行测试小组从中得到灵感，决定翌年试验闭合回路速度记录。然而，这次尝试一悲剧结束。完成16个月的麻烦不断的飞行测试后，第一架原型机经受了尝试超越记录而飞行中的机械失效，并于1949年4月17日坠毁，两名机组成员全部遇难。结果，第二架原型机取消进行飞行测试，因调查悬而未决且未通过彻底的疲劳测试。调查最终断定：旋翼桨毂疲劳而导致坠毁。
“菲尔利”旋翼飞机，带有一个三片桨叶的主旋翼和一个拉力推进器，是在首架英国飞行的复合直升机。
螺旋桨式旋翼机经过广泛的改造后，现存的旋翼原型机被喷气式旋翼机取代。在1954年1月，飞行测试范围使用的新机型开始着手，并且第一架可以随意飞行机型在这个月底建造完成。虽然它仍保持了同原始机型一样的基本结构，但喷气式旋翼机仍集成了许多改进，包括在旋翼两片59英尺长的桨叶上增加顶端喷气装置。直径这么长的旋翼降低了25％的有效载荷。顶端喷气装置由燃料和压缩空气反馈，迫使其通过中空的旋翼桨叶中的管子流动，这样的设计理念同Wn 342相同。这架喷气式旋翼机已被确定为顶端喷气装置的测试平台，设计原意是作为大载荷可操作的运输机。发动机提高功率到550马力，并是一台劳斯莱斯离心压缩机为旋翼顶端喷气系统提供动力。附加一个新的旋翼，喷气式旋翼机安装了两台可变化角度的两片桨叶的推进螺旋桨，装在每个机翼的顶端，代替机翼顶端的单个推进螺旋桨和燃油箱。方向控制是通过操纵每个螺旋桨的不同角度来实现的。
虽然这些改良确定了喷气式旋翼机的高水平性能，但是这些改变对它来说也增加了重量提高了功率损耗。这个事实在1955年3月凸显，虽成功地转换到自转前飞状态， 但此时在这种模式下却因飞机动力不足难以维持原来的飞行高度。另外，从水平飞行向垂直下降转换时被证实有特别的危险，因为在顶端喷气能发挥作用前发动机动力必须转移给压缩机。在转换期间要将动力从螺旋桨分离，迫使飞机进入无动力自转状态，直到顶端喷气装置发挥作用。在这个节骨眼上，如果顶端喷气装置失效，飞行员也只能继续进入自转并找一个安全地点降落。
菲尔利喷气式旋翼机是一种原始旋翼机的改良版本，装有两台推动螺旋桨和一个大直径两片桨叶的顶端喷气旋翼，以此增加前飞速度。
到1956年为止，喷气式旋翼机已完成多种飞行测试，并有将近两百次转换到自转前飞状态。然而，在完成此种模式飞行时遇到了困难，未能保持该机型进行更深入研究。另外，英国经济也不景气，此时政府颁布不适宜的政策，极大的导致了这个概念的终结。幸运地是，这种类型地飞行器今日得以幸存，骄傲地“站在”英格兰考斯福德皇家空军基地附近的航空航天博物馆里展出。
菲而利航空忽略导致螺旋桨式旋翼机（Gyrodyne）和喷气式旋翼机（Jet Gyrodyne）终止更进一步发展的经济上和政治上困难，继续不遗余力追求成功。有效利用收集自先前两次努力的大量数据，菲而利开发出了旋翼式旋翼机（Rotodyne），世界上最大的复合直升机，同时也是世界上最大的真正旋翼机，等到期时开工建造，是一次全部开发新技术的尝试。旋翼式旋翼机为完成特殊的操作要求从头设计，而不是严格地作为一种试验性飞行器使用。旋翼式旋翼机的那时的性能是让人印象非常深刻的，可以运送40名乘客（未经证明）或大约11,000磅货物。成品型号计划运送能力更高，可能达到18,000磅或70名乘客。货物很容易地通过机身后部的一对蚌壳式舱门装载，并装卸机动车辆时可以直接把车开进去。
尽管起初的意向是作为一种商业的运输机，但螺旋桨式旋翼机潜在的多面手能力未引起从开始就卷入的英国军方的注意。旋翼式旋翼机的祖先因特征近似那些已见过的螺旋桨式旋翼机而被清楚地打上印记，而忽视了值得注目的大比例容量。驾驶员座舱的大量玻璃窗被保留，给两人机组提供了优良的能见度。58.6英尺长的机身有引以为豪的里舱空间——46英尺长，8英尺宽，6英尺高；表明了一个迹象：旋翼式旋翼机相当大的货物容量。为提供支撑飞行器和它高速巡航飞行的部分载荷的方式，一套两端跨度46.4英尺的机翼安装在机身中部高处。这副机翼每一端装有一台奈皮尔.伊兰德N.E l.3四片桨叶涡轮螺旋桨发动机，额定功率3,000马力，每台带有13英尺直径的四桨叶螺旋桨。每台发动机都装有辅助压缩机，它通过90英尺直径四片桨叶旋翼里压缩空气管道为旋翼顶端安装的压力喷气系统提供空气，这四桨叶旋翼安装在机身中部上面流线型平台顶端。该机的尾翼包括一个带有大的垂直终板的水平安定面。终板顶端等分的地方是可活动的，连接自动向下的尾撑，为下垂的机翼叶片提供一个适当的缓冲空间，防止当桨叶慢速旋转或安静时触及地面。这些终板的下半部分也装有舵，一套全可收回的轮式三点起落架支撑着地面上的旋翼机，前起落架缩回驾驶舱下面的空间，主起落架缩回发动机舱下半面空间里。
菲而利旋翼机作出承诺：引领城市间高速运输方式的“革命”。它的取消对英国航空航天工业来说是个巨大的失策。
优于原型的基本设计型使用1/6和1/15比例的模型进行了非常广泛的风洞测试。使用这些模型对全尺寸和机械复杂性设计认定是必需的，完成原型机测试后，飞行测试在1957年11月6日进行，原型机第一次飞行在怀特.沃尔瑟姆飞机场上空。三天后，飞行器在风速为23英里/小时阵风超过40英里/小时以前飞速度46英里/小时的速度飞行。
旋翼式旋翼机独特的设计允许它以直升机模式或旋翼机模式飞行，依赖水平和垂直速度。因利用近似设计使用顶端喷气系统，旋翼直接被顶端喷气机推动，允许像常规直升机一样垂直起飞。一旦达到足够的前飞速度，而且机翼能够产生升力，顶端喷气机熄灭，飞行器继续作为旋翼机飞行。到了减速阶段，顶端喷气系统再次点火，旋翼重新发挥作用，保证悬停和垂直降落能力。第一次从直升机模式到旋翼机模式完全转换发生于1958年4月10日，该架旋翼机在1959年1月5日在62英里的闭合回路类别中创下了旋翼机的世界速度记录——191英里/小时。测试继续进行，该旋翼机实例证实巡航速度达到186英里/小时，在有效载荷范围内航程近似450英里。 该机能够起飞的最大重量在测试阶段为32,998磅，虽然为军用结构作出的全重计划是60,053磅，比测试重量高得多。所有这些性能描述，甚至伴随着得高得多得乘客容量，都被铺就了见到在更大的成品飞机方面性能有重大增长的要求。
旋翼机设想以满足大量运输的要求并有垂直起飞和降落能力，预想执行多种任务。在国际民用领域，它能用来作为乘客运输机或货物运输机，利用西欧或是英国国内超过250英里远的主要城市间的直接路线。另外，美国的卡曼飞机公司也表达了对旋翼机作为城市间运输工具的浓厚兴趣，它同菲而利谈判并成为北美的合作伙伴。作为军用飞机，它能以空前的速度横穿整个战地范围内用于快速运送部队或装备，或是这两者的混合。飞行测试日益有利，英国政府发表一项命令，准备某时定购18架机——12架给皇家空军，6架用于民事行动。在旋翼机设想的这些角色任务重，仍然包含许多可以进行任务扩展的潜能。
然而，这些概念未能实现，旋翼机喧闹的噪声使得顶端喷气装置改变为低压设计成为必要，这就使得加大成品机的旋翼也成为必要。更高得多得有效载荷要求被潜在的商业和军事用户提出，抛出发动机性能近似幅度的增长要求，还有机身尺寸和机翼面积。最终的产品设计仍是本来的一个全新设计，这就要求一个全新的发动机开发项目。缺乏适当的政府和工业资源支持开发新型飞机和新型发动机，导致了1962年1月该项目官方资金的中止。
同时发生的英国政府部门1959年强行推开的航空工业的“经济合理化”最终导致了20多家英国飞机公司合并为三家保留下的公司：英国飞机公司、霍克.沙迪利固定翼飞机公司和威士兰公司，合并了菲而利的活动和与其他旋翼飞机公司。这次被迫的合并的确是中断项目经营的首因。缺乏一朝许诺的政府部门赞助，维斯兰取消了旋翼机项目。沙迪利，在建中的单个原型机随后被分解，大部分卖了废品。一些幸存的成分，一台纳皮尔.伊兰地发动机，一片旋翼桨叶，旋翼桅杆，一小块机身部件和几个顶端喷气机，在英格兰韦斯顿－修柏－麦尔地直升机博物馆展览。
挣得“赛跑者”绰号
法国
Sud-Ouest
就在菲而利沉浸在螺旋桨式旋翼机和喷气式旋翼机的测试的同时，英伦海峡对面的工程师正在进行他们自己的复合直升机研究。1950年代早期，法国的索希特国家航空技术公司——Sud-Ouest，另外叫作SNCASO（后来命名为Sud-Ouest），正忙着测试他们自主研发的顶端喷气复合机型。Sud-Ouest S.O. 1100 “羚羊”是一种结构紧凑的在机身后部带有管装推进装置的蛋形直升机。1948年首次试飞，因发现一大堆问题——包括无法接受的高燃料消耗，所以这种推进器设计方案被舍弃。S.O. 1110 “羚羊” II号和S.O. 1120 “羚羊” III号的原型机也使用顶端喷气装置，但是没有了用于增加前飞的辅助推进系统。
S.O. 1310 Farfadet再次使用顶端喷气设计，但上面装有一个拖拉机的推进器。1951年12月订立两家原型机合同，最初设想是作为一架技术验证机使用。Farfadet发生在1953年4月29日的首飞持续了大约20分钟，但仅仅作为一架单纯的直升机。这一年年底，Farfadet作出了一个成功的转变，并在1953年12月2日首次以复合直升机方式飞行。
最初的Sud-Ouest“羚羊”确定使用顶端喷气系统用于垂直和悬停飞行，使用推进螺旋桨用于高速前飞。但不幸的是，它在受限的悬停飞行外没有获得任何进展。
在许多外形中，Farfadet还是最接近常规的固定翼飞行器，只是上面装有直升机旋翼。该机的最新改型机身前端装有带两片6.2英尺直径的可变倾角桨叶的螺旋桨，由一台275马力的Turbomeca Artouste II汽油涡轮发动机驱动。驾驶舱为并排的两名机组成员座位提供了良好的可见度，飞行员座椅后有个隔厢，可用来装载货物，或是提供给多至三名乘客乘坐。在顶蓬玻璃窗的后上方是装有三片36.7英尺桨叶的直升机旋翼的塔。尽管动力提供方式不同，与其开发全新的旋翼系统，SNCASO不如选择使用在早前的S.O. 1120“羚羊”III号直升机上使用过的同样旋翼。顶端喷气系统是由一台275马力的Turbomeca Arrius I 汽油涡轮压缩机提供动力的。毫不吃惊的是，顶端喷气装置的燃料消耗量仍然非常高，于是他们只能限制使用垂直起飞、降落和悬停。一套从未清扫过的机翼从机身下伸出，翼展20.7英尺。在机翼和机头上面装有一套不可收放的轮式三点结构起落架。机身后部如同固定翼型机尾一样收缩成锥形，带有单个垂直安定面和一个低的装有水平尾翼。水平尾翼下的机尾末端喷口，每一面向外排气。这个喷口在低速下喷出高压的引擎压缩机废气用来控制方向，而在高速飞行时，这种机型靠舵来控制方向。
Sud-Ouest Farfadet使用高压喷气口和舵来控制方向，它是当时飞行非常稳定并易于操控的飞机。
Farfadet的飞行测试证实该机是稳定的、可操控的、并令人舒适的。前飞时，机翼提供了大多数升力，卸载旋翼大约2/3的载荷。Farfadet已证明的最大速度为165英里/小时。然而，在该速度下的测试导致了涡轮螺旋桨飞机和涡轮压缩机引擎灾难性的故障，迫使飞行员紧急情况只能自传着陆。结果第一架原型机撞地，发动机完全毁坏。第二架原型机完成，安装了一台360马力地涡轮晶体“阿瑞斯”II型汽油涡轮压缩机，用于提供悬停性能。地面测试期间，该机机尾被完全毁坏，同时新发动机因震荡而失效。该项目从头到尾始终在测试、开发，中间因采用汽油涡轮而被各种困难妨碍，作为一架原型机，需要持续不断地调整。Ariel III 终于成为世界上第一架带有涡轮发动机的直升机，而早期涡轮发动机的可靠性与活塞发动机相比要差很多。
更复杂的情况接踵而至，当该项目最初的资金耗尽的时候，额外资金却没获准许而是投降了作战直升机项目，特别是S.O. 1221“神灵”轻型通用/观测直升机（使用冷循环顶端喷气装置取代燃烧的燃气）。正在阿尔及利亚进行中的战争需要法国国防工业全部的关注，许多试验项目转入较低的优先地位。结果，深入研究终止，Farfadet项目取消。测试期间最重大的损失是这两架原型机既不能实际应用重修也未能有效保护他们。探索和研究继续在SNCASO的另一种复合直升机上延续，但是再没有一架达到实用阶段。
前苏联
卡莫夫（Kamov）
自从直升机发明以来，俄国人就成为历史上垂直起飞领域的坚定信徒。国家辽阔的疆域——曾是前苏联中枢的时候甚至更大——提出了特别的挑战，在找到一种高效的运输人员和物资的方式横贯辽阔的俄罗斯疆域。艾戈尔.西科斯基在世时多次描述说，俄罗斯曾“制造直升机”，提到直升机的成功影响时，用了“缩短”领土这个词。在苏联国内许多民族需要一种垂直重型运输能力，最初是军用，很快扩散到民用领域。1950年代早期为苏联的军事需求提供如此能力是坚定不移的，当时武装部队的领导人看到一种补充固定翼运输机不足的方法，并且在役的这种飞行器不必依赖跑道起飞降落。1951年卡莫夫实验设计局（Optyno-Konstruktorskoe Byuro，OKB）从事一项计划，实现采用里沙诺夫 Li-2型（北约命名为“出租车”）固定翼运输机（美国制道格拉斯DC-3的苏联版本）作为主要成分转换为使用共轴旋翼的复合直升机的要求。然而，就逼近在Li-2成品最后阶段时，却无意继续并且放弃开发。
为了取代它的位置，卡莫夫决定依据“Vintokryl”的理念或螺旋飞行器思想发明一种全新的飞行器。他们的概念1953年被提交到苏联空军和中央空气流体力学研究所（Tsentralniy Aerogidrodinamicheskiy Institut，TsAGI）鉴定。1954年6月11日，飞行器的开发指定名字为Ka-22，并获得苏联军方批准，卡莫夫得以继续他的研究。预计制造三架原型机。Ka-22不像苏联或世界上建造的任何一款飞行器。它有机身、机翼和尾翼，就像一架常规的固定翼飞机。它以常规方式快速起飞，并装有巨大的、四片桨叶的旋翼，直径73.8英尺，装在每一边机翼末端的发动机舱的顶部。这些发动机每个装有一台5,900马力的索勒维夫（Soloviev）TV-2VK型涡轮螺旋桨发动机驱动旋翼，也驱动一套四桨叶的推进器。为了装载和下载货物，驾驶舱下方机身前部有巨大的空间，并在右边装有铰链，机身前端可以打开，为了不妨碍运载的大型货物通过。
卡莫夫设计局的Ka-22 Vintrokryl在机身尺寸、速度和完全垂直起飞性能方面不像世界上任何一架曾见过的飞机。
1954年秋季第一架Ka-22的风洞试验测试报告在空气流体力学研究所（TsAGI）进行评估。四年后，有关使用改良的军用Mi-4直升机旋翼系统的测试完成。1958年年底，第一架Ka-22原型机交付卡莫夫试验设计局（OKB）飞行开发部使用。到次年三月为止，发动机测试、机体振动评估、燃油系统校准、控制系统改造，以及旋翼和螺旋桨的调整均已完成。1959年6月17日，Ka-22开始它第一次场内飞行，期间飞机经历勒严重的震颤。结果，作出几处修改和调整，包括替换旋翼桨叶，调整环流倾角控制单元和联接铰链，修正载重平衡，改变旋翼修正表和前倾角。Ka-22随后在1959年8月15日进行了它首次非场内悬停。不稳定和控制问题重又出现，飞行模拟器的建造成为必要，利用模拟器后来进行悬停飞行揭示：两幅旋翼需要相反方向旋转。
飞行包线逐渐扩展，螺旋桨仍在使用，前飞速度在慢慢提高。1959年10月11日，Ka-22向苏联空军司令官和苏联航空工业部部长作出示范。然后它在过去的六个月中经历了一系列的调整。在1960年4月这些调整后的首次飞行再次显示了严重的振动问题，这次问题的起源立即追向桨叶蒙皮，右舷旋翼其中一片桨叶的蒙皮试验中完全剥落下来了。这次轮到转向研究旋翼桨叶上顺旋翼方向的破裂问题了，测试了几种以不同材料制成的桨叶和气流断面类型，旋翼桨毂也进行了改良。
1961年7月9日在图斯诺（Tushino）举行的航空展览会Ka-22首次在公众面前登场，以它绝对大尺寸的机身和快速度给参展的人们留下深刻印象。北约（NATO）给起绰号为“铁环”，它是当时世界上最大的旋翼飞机。Ka-22在图斯诺露面三个月后，就创下了三项世界航空记录，其中包括以356 km/hr（221英里/小时）的速度飞越15-25 km的航程。“铁环”巨大的载重性能也给人留下深刻印象，示范具有一次运输16,485 kg（36,343 磅）的有效载荷到2,588 m（8,491英尺）高度。由于原装的汽油发动机太差的动力稳定性，他们换装了5,500马力的D-25VK型涡轮螺旋桨发动机，而替换下的发动机被安装到了新的军用Mi-6重型运输直升机上。这个改革导致了“铁环”被再次指定为Ka-22M型，并确定为将来的产品标准。1961年9月23日，Ka-22M首次试飞，达到了3,280英尺高度和124英里/小时的速度记录。
1962年2月，苏联空军和民用航空总局发起了一项联合飞行评估计划。这年夏天，决定运送两架Ka-22M飞机到莫斯科进行进一步测试。1962年8月28日早晨，就在这次运送飞行期间，其中一架飞机进入急剧的螺旋俯冲而坠毁，七名机组成员死亡。后来的事故调查将此次坠毁原因归结于右舷旋翼机械故障，飞行机组成员失去控制。后来，在飞机中考虑安装弹射座椅，但是此举从未执行。突发的事故导致了该计划两年的退步，同时对飞机改进了改进，三架同型机处在不同的建设阶段。
1964年，Ka-22M完成了初步的飞行开发计划，准备参加预定的军用/民用评估。然而，灾难再次降临，第二架Ka-22M在1964年7月16日机组试图从偶然的下降中恢复平飞时导致了更猛烈的机动，右舷发动机舱室断裂后，机组遭受毁灭性坠毁。随后的调查推断，这期事故的原因与两年前首次事故都是由相似的原因导致的。没有一架机是在适宜飞行的条件下，并且面对保留机身的大量修正，国家航空技术委员会表决终止Ka-22M的开发，引用该机极大的复杂性为例证，特别是发动机要同时给旋翼和螺旋桨推进器提供动力。这就暗示着这些应该在将来的重型运输直升机上吸取的教训。没有一丁点幸存的飞机部件保存下来。
尽管在Ka-22开发过程中遇到很多问题，但它仍能够示范了给人留下深刻印象的飞行性能，甚至以今天的标准来看，它已经达到一个比它同时代许多直升机快得多得前飞速度，同时伴随非常大的有效载荷能力。“铁环”的持久影响在后期的苏联设计方案中是显而易见的，不管是在建的还是未建的。军用Mi-12（北约绰号“信鸽”），出现在1960年代后期，保持了曾建出的最大的旋翼飞机，采用了近似Ka-22的旋翼结构，但取消了辅助的向前推进螺旋桨单元，单纯靠主旋翼实现推进和起飞。
美国
美国旋翼机公司（GCA）
美国旋翼机公司（GCA）组建于二战结束后，目的是生产比当时存在的任何一种性能更好的直升机。特别是，GCA正在寻求提高最大速度的途径，并试验了几种新颖的旋翼控制概念，包括用于控制飞行方向的旋翼顶端刹车控制系统。
他们的第一款设计方案，指定为GCA-2A，使用共轴式班迪克斯（Bendix）原型J 直升机，带有改良的旋翼系统和机身每一面附加的推进器。每个推进器由一台100马力的美国本土产发动机提供动力，安装在突出的舷外支架上。推进器可以独立操作用于偏航方向控制。直径48英尺的主旋翼由一台450马力的“普拉特”和“惠特尼”R-985型发动机提供动力。在巡航飞行阶段，桨叶的旋转倾角是值得关注的小于没有辅助推进器要求的角度。首次飞行在1949年11月底进行。
旋翼机GCA-2A是首架在美国上空飞行的复合直升机，它在标准的班迪克斯原型J直升机两侧增加了两台推进器。
GCA延续了多样化设计研究并试验了旋翼控制配置，但没有造过一架复合验证机。一个他们做过研究的概念是尾桨能作为克服悬停和低速度时反扭距的支点，高速度时又能提供拉力。命名为GCA-5，该设计包括一个三座的直升机带有四片刚性桨叶主旋翼和一个两片桨叶的尾桨。当前飞速度增加时，超过80％的发动机功率要转向尾桨，因它转动方向朝向后面，起着推进螺旋桨的作用。GCA-5有一个速度为155英里/小时并且航程为264英里的方案，但它绝没有超越概念阶段。GCA因它的便携式XRON轻型单座旋翼机和QH-50“雄蜂”反潜直升机（Drone Anti-Submarine Helicopter，DASH）而得名，后者军方到今天仍在使用。
麦克唐纳飞机公司
第一架飞在美国广阔上空的复合直升机是麦克唐纳的XV-1垂直起降飞机。是麦克唐纳飞机公司、美国陆军运输兵、和美国空军赖特开发中心联合研制的，XV-1是作为一款试验飞行器建造的，结合了直升机的垂直起飞与低速操作特性，和固定翼飞机的高速度和远航程特点。最初交付的机型指定名字为L-25，强调了它的联络角色，该机后来被指定为直升机暂时安排编号为H-35。然而，此机随后在1950年被改为XV-1，使它成为首架“V”系列的飞行器。
麦克唐纳的XV-1垂直起降飞机继承了许多Wn 342的相同特点，它们都是奥地利工程师弗里德里希.冯、杜柏霍夫设计的。
两架原型机中的第一架在1954年年初完工。象许多已经飞行过的复合直升机一样，XV-1是作为一种全新的飞行器来设计的，而不是作为现有设计的一种改良机型。因此，它依靠自身非常的气动性能断然采取非正统外形。大约三分之二圆柱型的机身是采用树脂玻璃材料成形加工的，为前后串列安置的两人机组席位提供了几乎无限度的可见度。也可以选择另一种安置：座舱中一名飞行员席位和在他身后的机舱内三名乘客席位。一套平直的翼（翼展26英尺）安装在机身上部，支撑两个向后的尾喷口，每个机翼同垂直的安定面链接，在中部有可活动的水平尾翼。装在机身后部并挨着两个尾喷口之间是一台两片6英尺直径桨叶推进器，动力由一台550马力的美国本土产R-975-19七缸放射状活塞发动机提供。31英尺直径的三片桨叶旋翼安装在流线型塔上部，虽然它后来降低了高度——仅仅为了高于推进器的弧——在飞行测试进步的结果。在地面的时候一套刚性不可收缩性金属刹车支撑着飞行器。为了减少重量并提高性能，XV-1一大部分采用铝来制造。
XV-1的悬停范围测试开始于1954年12月11日，但是顶端喷气旋翼推进系统开发中的困难将自由飞行推迟到7月14日。设计者根据第一架原型机试飞过程中得到的数据对第二架原型机进行了一些小的改进，这些改进后来也适用于第一家原型机。最突出的改变是在两个尾喷口末端增加一个小尾桨，用于改进方向控制（自从顶端喷气技术导致旋翼的反作用以来，再没有扭距需要抵消，因而没有“反扭距”尾桨同时也用于方向控制）。象以前的顶端喷气复合机一样，XV-1也依靠水平或垂直速度具有以直升机或旋翼飞机的飞行性能。然而，这不是自动的，它取决于飞行员依据空速的增加或下降调整旋翼桨叶的偏转角度。XV-1上的单台发动机不但要驱动推进螺旋桨，而且用于旋翼推进系统的顶端喷气装置的压缩机也由这台发动机提供动力。它们反馈给这套均衡复杂的管道系统推动高压空气通过中空的旋翼桨叶到每片旋翼顶端的燃烧室。在这儿，空气同燃料混合然后火花器点火产生喷射推力，以此使得旋翼以反时针方向旋转。使用两台压缩机的决定作出后，为了避免不受欢迎的重量代价最后导致使用两套传送装置代替：在直升机模式下，发动机动力直接供给压缩机，以驱动旋翼系统的顶端喷气装置。当转换到旋翼飞机模式下，发动机动力转向推进器上，而旋翼完全进入自转模式。
9个多月的以旋翼模式的飞行测试后，垂直起降飞机（convertiplane）在1955年4月29日诞生了，它得名自首次成功地完成从直升机模式到旋翼机模式地转换并再返回原来模式。1956年10月10日，第二架XV-1原型机创造了历史，它成为世界上第一架速度达到220英里/小时的旋翼飞行器，这得到了全球航空航天团体的直接关注。这种性能层次是有重大意义的，因为它意味着XV-1飞行速度已经比当时常规直升机速度记录快了44英里/小时。巡航速度极大地超过了138英里/小时，机翼提供了总体升力的85％强，同时剩余的15％的功率用于提供给旋翼桨叶产生自转。甚至当高速飞行时，机翼不必需要足够大的面积以提供所有必要的升力来保持XV-1在空中飞行，于是旋翼的自转对维持高度水平是必要的。垂直起降飞机的航程大约593英里，实用升限为19,800英尺，巡航速度138英里/小时，极限速度203英里/小时，XV-1证明了在旋翼飞行器性能超越同时代飞行器一个引人注目的飞跃……但不是永久。
尽管垂直起降飞机以实例证明了速度优势，但飞机的相关复杂性，特别是顶端喷气旋翼推进系统，抵消了最初超越机械传动直升机的优势。另外，明亮的闪光和顶端喷射装置产生的噪声在军事联络角色观察过程中是无法接受的，于是该飞行器确定实现。结果，XV-1项目在1957年被取消，两架原型机也再没飞过。今天，他们列为收藏品在两家美国最著名的博物馆里：一架在阿拉巴马州拉克堡陆军航空兵博物馆（the Army Aviation Museum,AAM），另一架在马里兰州休特兰国家航空与航天博物馆（the National Air & Space Museum,NASM），属于保罗.E.加博（Paul E. Garber）保存、修复和储藏（Preservation, Restoration, and Storage）设备。
皮尔斯凯飞行器公司
麦克唐纳并不是美国唯一的对高速旋翼飞行产生兴趣的飞机公司。认识到这一类飞行器的潜能，特别是在短程航空活动领域，位于宾戏法尼亚州费城的皮尔斯凯飞机公司依靠私人资金风险项目开始致力于高速直升机的研究。结果，知名的16H-1“探路者”问世，该机是一种五座的复合直升机，装有一台三片全铰接桨叶的主旋翼，旋翼直径41英尺；和唯一一台三片5.5英尺直径桨叶的管道推进器，组成所谓的“尾桨”。尾桨通过管道上四个垂直的叶片提供方向控制和克服反扭距。该机能够垂直离地升空，也能够象固定翼飞机一样实现滚转起飞，这意味着在它的有效载荷内增加行动总重。主旋翼和尾桨的动力都由一台550马力的加拿大联合飞机公司产PT6B-2涡轮轴发动机提供。该机有一副20英尺的翼展的固定翼装在最新型机身的下部两侧，每片机翼上都带有一套副翼和襟翼用于增加机动性。轮式起落架是后三点式构造，主起落架可以缩回机身下腹，而全操控的尾轮保持固定位置。
皮尔斯凯积极倡导它16H-1“探路者”上的尾桨作为辅助推进和反扭距控制的方式。
“探路者”在1962年1月21日进行首次飞行。此次飞行，也是首次少有的并发飞行，驾驶舱和机舱都没有围起来，机翼也不合适，起落架一直处于朝下位置。同年早秋，飞行测试取得进展程度足够将将座舱封闭，并且机翼适于在高速下测试飞行。测试期间，“探路者”达到总共185飞行小时，极限速度为170英里/小时。飞行测试的成功吸引了军方的注意，给予支持开发联合陆军/海军项目（joint Army/Navy program），联合资金支持改进型16H-1飞行示范，并把它作为正在研究中的“先进高速旋翼机技术”（advanced high-speed rotorcraft technology）的一部分。联合资金项目开始于1964年5月，目标是收集复合直升机飞行速度超过225英里/小时下的特征信息。为了达到这一步，皮尔斯凯斥资进行“探路者”的好几处改进，发动机换装为更强劲得多的1,250轴马力的通用电气产T58-GE-8涡轮轴发动机，安装一套新的驱动系统和推进器来吸收增加的动力，装有更大的44英尺直径的主旋翼，与在垂直短距起落H-21“消尼”/“驮马”直升机上使用过的完全一样。此外，机身加长，可以容纳8名乘客的铺位。这些广泛的改进证明了一个新的设计和新的命名，导致16H-1A“探路者二世”的诞生。
对皮尔斯凯“探路者”的广泛改进导致了16H-1A“探路者二世”的诞生，一种更快、更优雅的飞行器。
“探路者二世”的陆军/海军资助资金地面测试开始与1965年5月上旬，第一次悬停阈限测试发生在当年11月13日。两天后，首次全自由飞行发生于1965年11月15日。到1966年4月为止，“探路者二世”在陆/海军合同下已经飞行了超过40小时速度达到了225英里/小时，同时也示范了一种高度的可机动性。分别以32和35英里/小时的速度后飞和侧飞也进行了探索。正当1966年夏季“探路者二世”进入飞行测试计划的最后阶段，新的空气入口管适合用于提高功效，同时发动机被依然强劲得多的1,500轴马力的通用电气T58-GE-5涡轮轴发动机替换。尽管飞行器保留了“探路者二世”的名字，但公司决定改名为16H-1C。
同年项目结束后，陆军和海军已经收集了大量在复合直升机领域的研究数据，许多数据用于开发和测试其他的研究用飞行器，并为将来的努力留下了有用的资源。该机更高级的商业型号，暂时叫做“探路者三世”，列为开发计划，但在军方内部表现出的兴趣超过了深入商业开发并获得了优先权。今天，“探路者二世”仍保持存货，皮尔斯凯为了将来在高速复合直升机研究中使用，它直到今天仍继续是一个活跃的项目。
贝尔直升机公司
贝尔直升机公司位于德州沃斯堡，早期因有一款命名为“狂欢”的带有机翼的47号原型机，标志着开始进入提高旋翼飞行器速度性能的研究领域。1961年8月7日在与美国陆军签订合同随后做了大量广泛的工作。在美国陆军运输研究司令部（U.S. Army Transportation Research Command，TRECOM）高性能试验直升机合同的资助下，贝尔采用UH-1B的气动组成改进了YH-40直升机，该公司指定名称为533号原型机。这个项目的主要目标是评估多种旋翼系统和减小阻力的方法。最初的改进包括在机身后部增加玻璃纤维蜂窝状结构的空气动力学附件，改进的附件用于着陆时刹车，一个装在尾喷管上弧形的垂直安定面用于卸载尾桨的负荷，尾桨飞行时可倾动角度，装在突出的的桅杆上，桅杆从宽阔的，优美的机舱上部的流线型结构上伸出。1962年8月10日，该机进行首次飞行，机上装有标准的UH-1B上44英尺两片桨叶旋翼，另一套旋翼系统是在533号原型机上测试过的：万向接头式42英尺直径三片桨叶旋翼，一种能被安装到刚性桅杆或是通过万向节安装。控制系统已改进过，很好地适应卸载塔系统兵能适应两片桨叶和三片桨叶旋翼系统。实际水平飞行以标准2片桨叶旋翼空速达到150节（173英里/小时）
确定了阻力消减的基本益处后，美国陆军第二阶段资助地主要目的是研究辅助推力效果。贝尔使用两台920磅的本土产J69-T-9涡轮喷气发动机紧紧地装在机身两侧的发动机舱内进行推力测试。为该项目挑选的两片桨叶旋翼和标准UH-1B桨叶也替换到了试验机上。一副后掠机翼（翼展26.8英尺）装在了机身下部。这副机翼可在地面调整后掠角度，飞行中可以翘起。控制机翼倾斜角度的机械控制装置后来与总体控制系统相连，此举可以避免机翼升力过大，并照顾到自转时旋翼的每分钟转速控制问题。
贝尔533号原型机在1969年达到了难以置信的水平飞行速度——316英里/小时：多种复合材料的旋翼、机翼和喷气发动机，包括四片桨叶版本（上图），短翼顶端装有喷气发动机。
贝尔533原型机两片桨叶版本
在纯粹的直升机结构上进行探险性测试后，机翼被取消，涡轮喷气发动机被装上了。并在1963年10月21日以这种结构进行飞行测试。不久后在垂直安定面上尾桨的对面安装了附加的升降舵。自从标准的升降舵安装到来自喷气发动机的气流范围内后，空气动力学噪声增加。在1964年3月2日全部结构，包括机翼和装上了辅助喷气发动机的飞机进行首飞，水平飞行的实际空速达到214英里/小时，利用了最大辅助推力。合同测试项目在1964年4月全部完成。立即接着进行计划中测试项目，在贝尔直升机公司独立研究项目支持下，装上了两片桨叶旋翼，旋翼叶片顶端特意缩成锥形，此次使用最大辅助推力水平飞行实际速度达到222英里/小时。
为提供更大的推力，J69涡轮喷气发动机被拆下， 533号原型机换上了更强劲的1,700磅静态推力的J69-T-29涡轮喷气发动机，该款发动机同在瑞安BQM-34A“火蜂”靶机上使用的相同。这项推力的重大提升使得该架飞行器达到更高速度，成为历史上第一架速度突破200节（230英里/小时）的旋翼飞行器——1964年10月15日达到236英里/小时。六个月后，也就是1965年4月6日，它成为第一架水平飞行达到250英里/小时的飞行器。顺着更快的速度，试飞员驾着533号原型机示范了给人深刻印象的机动性，理性表演以60度倾角进行2G（加速度单位，与重力加速度的比值）转弯。1968年年初，美国陆军授予贝尔一项后续合同，目的是扩展飞行包线，得到更远的航程而替换下J69涡轮喷气发动机，换上更强劲的3,300磅推力的普兰特&惠特尼（Pratt & Whitney）公司产的JT12A-3涡轮喷气发动机。以前适用的机翼被移除，换上新的非后掠一对上面一尖装有发动机的机翼。另外，主旋翼的外形附件改变，纵向的控制系统完全变更，从标准的直升机环装控制向纯粹的固定翼升降控制类型转变。1969年4月15日，533原型机以这种结构达到难以置信的速度——316英里/小时（274.6节）。该项目最后的测试阶段包括替换下两片桨叶主旋翼，换上四片桨叶的柔性梁旋翼系统。
完成测试后，533原型机永久退役，持有收集到的庞大数量的数据，为将来可能用于复合直升机项目留下了宝贵的资料。今天，533原型机唯一的实体陈列在弗吉尼亚州伊优斯德堡美国陆军航空应用技术委员会（the U.S. Army’s Aviation Applied Technology Directorate，AATD）主楼外面。
卡曼飞行器公司
卡曼飞行器公司，位于美国康涅狄格的布鲁菲而德，对高速直升机的潜在能力做了相关研究，在1963年6月27日时TRECOM授予一份合同。公司推选使用改进型UH-2A“海妖”进行试验，该机是一款单台发动机（其时）的通用直升机，几年前进入美国海军服役。为了增大它当前涡轮轴发动机的功率，复合型“海妖”换上了单台2,500磅静态推力的通用电气YJ85涡轮喷气发动机，固定在机舱右侧附着的短而粗的塔架上。从外形上看，在此项目阶段在“海妖”上作出的仅有的其他构造和/或有性能有关的修正， 此举将水平安定面的前倾斜角上机鼻上方增加了3度，UH-2A的标准四片桨叶主旋翼被保留。
地面测试结束后接下来进行飞行测试，开始于1963年11月26日。当逐渐增大前飞速度时，复合型“海妖”达到了216英里/小时。采用UH-2A的标准可收回的轮式起落架，证明在消减阻力方面是有益的。甚至在装有辅助涡轮喷气发动机的飞行测试结束前，作出的计划飞机上要增加一对固定翼用于卸载主旋翼载荷，同时增加飞行器的机动性。该项目的这个阶段，在1964年6月发布，1964年9月将调查使用副翼控制滚转补充旋翼控制的不足，并评估带着涡轮喷气发动机下集体的平衡配重作用，飞行测试因改进机体为有翼构造而暂停。
接下来的5个多月，作出的改进是嫁接一对皇后山毛榉航空公司轻型行政运输飞行器的机翼，装到机体下部两侧，翼展35.25英尺。为了能安装机翼，拆除机身机头处后部燃料箱结构成为必要，这个邮箱通常有176加仑（约800升，译者注）的容量。虽然通过使用机翼内的燃料箱恢复了一些燃油容积，但全部在内的容积是80加仑（约363升），不够测试辅助涡轮喷气发动机期间使用。然而，对飞行测试用途来说这些油料已够充分使用。
一直带着在先前测试中固定下来的机翼和水平尾翼，改进为飞行中可变迎角，从向上16度到向下16度，这就允许飞行员操纵飞行器实现多样的攻击角度，因而获得在固定的空速下机翼宽阔的航程或旋翼载荷比例。该架飞行器以这种结构在1965年2月首次飞行，因此开始了该项目载荷增加阶段。高速飞行条件下，机翼有效卸载了主旋翼将近50％的载荷。机翼上全部保留了副翼的使用，它最初是作为导致拉力的消减和促进进入自传而使用的。然而，最后发现这是不必要的，因为飞行员报告说机翼不能妨碍自转。副翼是可用的，但被发现产生实际的拉力。完全成为测量升力的器具——机翼，被设计用于地面调整从0度到5度，导致机翼向上提供一个机鼻上举的飞行器高度和确定最适宜的飞行角。最后，在有翼结构下的复合型“海妖”得到225英里/小时，机动性能获得值得关注的增长。进行了70次飞行大约39.6飞行小时后，该项目的改进阶段在1965年4月28日完成。在此后某天，来自美国陆航器材实验室（the U.S. Army Aviation Materiel Laboratories，USAAVLABS）和海军航空测试中心（the Naval Air Test Center，NATC）的专业飞行员在1965年5月21日进行了定性飞行评估。
卡曼的UH-2复合型“海妖”在辅助涡轮喷气发动机（产自皇后山毛榉林航空公司）下高速飞行，两侧伸出的机翼卸载掉了主旋翼大部分载荷。
通过对飞行测试中达到的快速度和良好机动性商议后，陆军考虑到资助一台额外的二手涡轮喷气发动机装到复合型“海妖”上来拓展该机的全部速度潜能，但这从没有实现。由于现在的开放式货舱门的缘故，这样的改进必然需要另外的机身结构并对机身两侧进行高度加固。而且，确定这样额外的速度是没保证的，因为单发涡轮喷气发动机只足够满足这个项目的规定目标。复合型“海妖”最后确实是只作为研究机而从未作为成熟产品生产。全部测试项目异乎寻常的顺利，并几乎没有遇到什么困难。如此一来，它在收集大量复合直升机（仅仅推力复合或是推力与升力复合）的性能和限制数据取得了极大成功。最后，卡曼结束了该机严格作为并不是最理想化的使用主旋翼的复合直升机的管理。取而代之的是，另外使用多样控制界面的固定翼并复合了旋翼，极大地增强了机动性。测试项目结束时，复合型“海妖”进行了二次改进回到它的标准结构设计，并回归海军再次服役。
洛克希德飞机公司
位于加州柏班克德洛克希德——加利福尼亚公司是洛克希德飞行器公司的下级单位，作为传统上固定翼飞行器设计方面的“领军人物”，洛克希德在1950年代后期对先进直升机开发产生了兴趣。洛克希德在已获得联合陆军/海军研究项目的合同后，深入开发他们德刚性旋翼系统设计，并在1963年接受了另外一项来自TRECOM的合同，改进他们的验证机XH-51A为复合直升机。XH-51A本来就是多家公司的CL-595或原型机286，一款设计用来开发刚性旋翼优势的试验用直升机。刚性旋翼系统的关键特征是设计、结构和功能上绝对的简单。从维护观点来看有关少量的移动零件具有积极的品质。安装简便，旋翼系统排除了在多数常规旋翼上常见的挥舞和摆振，直接在旋翼桨毂上附上叶片，充分利用旋转的桨毂的回转效果，并因此平衡旋翼系统受力。一个回转环套在主旋翼桨毂下面，直接加固旋转斜盘，飞行员的控制装置与一套弹簧相连，弹簧直接顶在旋转斜盘上面，因此回转环迫使旋翼对飞行员的输入立即起作用。
这架飞行器本身的基本设计为如何建造复合直升机提供了很好的基础，又因为它是最新改型的，蝌蚪状的机身是用平头铆钉铆接的，着陆刹车装置直接平滑地缩回机身下部。为了将XH-51A创新成一架复合直升机，一套翼展16.9英尺地机翼安装在机身上，同时一台2,500磅静态推力的普拉特与惠特尼产J60-P-2涡轮喷气发动机装在机身左舷。一个容纳电池组和测试仪器的附加夹舱固定在右舷机翼顶端，平衡涡轮喷气发动机的重量。每边机翼都装有在紧急状态下高速度时辅助进入自传的装置。此外，水平尾翼和垂直尾翼表面都扩大了。因标准大小的XH-51A，机体有四片35英尺直径的刚性桨叶主旋翼和两片6英尺直径桨叶的尾桨，二者动力都由单台涡轮轴发动机提供。
XH-51A复合机没有使用涡轮喷气发动机的首次飞行发生于1964年9月21日。在接下来的几个月里它继续作为一款带有机翼的直升机飞行，以此评估不寻常的改进有关的操纵特性。1965年4月10日，涡轮喷气发动机首次点火，飞行器速度达到272英里/小时——当时任何旋翼机最快的速度。从悬停开始，它有能力在45秒内达到230英里/小时。辅助涡轮喷气发动机和短翼在前飞时可以部分卸载主旋翼的载荷，减小临界旋翼桨叶速度和桨叶倾角，允许该机比曾作为纯粹的直升机飞得快得多。随着飞行测试的进行，发现高速前飞速度下增加挡风玻璃的支撑以对抗遇到的强烈空气动力气压成为必要。1967年6月19日，XH-51A复合型创下了另一项（非官方）旋翼机记录——速度达到302.6英里/小时。高速飞行测试在各种高度、航程条件下进行，从几千英尺到极低高度、地形跟踪飞行。辅助涡轮喷气发动机和短翼给予XH-51A复合机非常近似固定翼飞机的飞行品质。然而，因为涡轮喷气发动机过快的燃料消耗率，在油箱用干之前该机仅能够维持它最大的速度大约20分钟。
从XH-51A复合型机得到的大量数据被直接应用到洛克希德公司正在开发中的高级军用复合直升机项目上，该机采用创新性的刚性旋翼系统（rigid rotor system），命名为AH-56A“夏延”（Cheyenne）。“夏延”是在陆军先进空中火力支援系统（the Army’s Advanced Aerial Fire Support System，AAFSS）项目下设计，并作为越南战争中为先进高速骑兵连输送直升机的护卫机使用，同时作为战场上部队的直接火力支援飞机。洛克希德在1965年9月接受挑选成为两家竞争对手（另一家是西科斯基）之一参与竞争AAFSS合同。洛克希德服从军方要求，以知名的CL-840两个月后宣布胜出。1966年3月23日，洛克希德获得合同生产10架工程开发用机身，陆军指定名称为AH-56A。
洛克希德小型XH-51A复合直升机使用小机翼和一台J60涡轮喷气发动机，在1967年达到了旋翼机的非官方速度记录：302.6英里/小时
1967年5月3日，该机大量生产，AH-56A被命名为“夏延”。同年9月21日，第二架原型机完成了该型机首次（非公开）试飞，12月12日，在加州范•纽斯机场该机向公众展示了为期13分钟的示范飞行。为达到很高的前飞速度，AH-56A伴有主旋翼和尾桨同时，装有一台汉密尔顿标准可变角度10英尺直径的三片桨叶推进螺旋桨， 有单台3,435轴马力的通用电气T64-GE-16涡轮轴发动机驱动。开发过程中，发动机功率也一直增加，最后达到4,275轴马力。伴随速度的不断增加，对飞行员来说推进器提供了独特的悬停选项。通过应用抵消正反推力，在悬停中他能操纵“夏延”以机头向上或向下10度姿态机动，并允许两人机组发射机翼上装载的武器攻入山谷或攻上山头。推进器也使得飞机在水平飞行中不需要机头上仰或下俯改变角度就能非常快速地加速或减速。同其他几款同时期的复合直升机对比，它的主旋翼在巡航飞机期间被一对机翼卸载掉了部分载荷，这对机翼翼展26.75英尺，同时也能用于运送大量军火增加载荷。它不同于适用于飞机类型的控制系统，所有的机动输入都必须通过主旋翼来完成。四片50.5英尺直径的刚性桨叶被紧密的安在XH-51A复合型主旋翼上，提供了更强大动力。刚性旋翼概念非常适合陆军，这让陆军感受到了明显的必要的稳定程度，适合于这款革命性的新武器平台。
强大的洛克希德AH-56A“夏延”攻击直升机比其他同时代任何一款复合直升机都接近成品量产。
洛克希德建造了十架发展中的原型机，全部完成了广泛的地面和飞行测试程序。飞行和包线范围测试非常完善，该机例行示范速度大约100英里/小时，明显快于当时在役的常规直升机。出于对“夏延”先进的武器系统性能和飞行性能的足够信心，陆军1968年1月最初的成品计划定购375架机。早在试飞阶段，飞行员就遇到贴近地面飞行时不稳定的问题，但这些问题最后被纠正。1968年3月，“夏延”已经示范了前飞速度195英里/小时，侧飞27.5英里/小时，后飞23英里/小时。高速飞行期间，机翼部分卸载了主旋翼载荷，发动机全部输出功率中大约300轴马力被转移到推进螺旋桨上，使得由它来提供大部分前飞的推力。
进行测试过程中，当飞行速度超过200英里/小时的时候，稳定性缺乏问题重又发现，致使试验了大量不同的材料的刚性主旋翼设计和不同结构，试图消除这阿问题。不幸的是，这些问题很难修正。在整个项目始终最麻烦的技术挑战是一种被称为“½ P 跳跃”的现象。这个问题由一个发生在主旋翼每转两转的低频谐振，导致桨叶严重的空气动力学压力。如果飞行员未能识别出来并不正确的处置，这种状况可能会导致严重的或可能产生恶性旋翼摆动。1969年3月12日沿加州海岸进行高速飞行测试期间，“½ P 跳跃”导致了主旋翼撞击机身将它切成两半，飞行员丧生。所有“夏延”被全部临时地面停飞接受悬而未决的调查。
此次事故，伴着大量财政和政治上的因素，导致陆军在1969年5月19日取消了部分产品合同，而距预定的成品原型机交付时间仅6个月。这次坠毁事件后6个月，“½ P 跳跃”在NASA艾姆斯研究中心的风洞试验期间再次遇到，第十架原型机被完全毁坏。尽管屡经挫折，为了实现对先进武装机的需求，陆军还是鼓励洛克希德继续开发AH-56A。
最后，夏延未能继续存在下去。政策的变化改变了陆军的准则，来自其他军兵种联合在一起的装备压力导致了“夏延”的消亡。洛克希德最后在1972年8月9日完全终止了该项目。反过来说，事实上旋翼系统的所有问题既没有解决到项目终止的时候也没有找到很好的解决方法。AH-56A达到的极限速度仍是不超过253英里/小时（220节）——甚至以今天的标准来看这也是一个相当令人印象深刻的速度。尽管被当作失败的案例，但“夏延”实际上在许多方面取得了成功，贡献了许多值得研究的教训和甚至推动了如今攻击直升机进步的先进技术。随着十架原型机结构和成品定单被搁置，“夏延”比其他任何复合直升机更接近大批量生产。不应当忘记的是，收集自复合直升机的大量宝贵数据通过洛克希德的努力继续证明直到今天这样的研究也是有益的。
认识到高速直升机在民用和军事领域潜在的有利市场，洛克希德也探索了大量民用复合直升机可能的设计方案。预想诸如高速运送30到90名乘客，航程在250英里以上的飞行器概念。然而，这些设计没有一款曾离开图板成为现实。不幸的夏延转让最后导致了洛克希德的旋翼飞行器设计受累。今天，两架现存的AH-56A实例在阿拉巴马州拉克堡的陆军航空兵博物馆（the Army Aviation Museum）能看到，同时每一架也在肯塔基州的坎贝尔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复合直升机和一架模型正等着复原……
西科斯基飞行器公司
西科斯基的重型改进型“海王”直升机，编号S-61F，采用拉力消减外形设计可进行高速飞行。
就在洛克希德进行XH-51A复合机型试飞期间，西科斯基的斯特拉福德飞行器公司（位于美国康涅狄戈）开始测试它自己的复合旋翼飞行器——S-61F。西科斯基提供部分资金，1964年在判定给联合陆军/海军研究合同支持下建造，试图速度达到230英里/小时，S-61F是一种由SH-3A“海王”反潜直升机高度改进并最优化设计，用于宽阔的阻力消减外形高速飞行研究使用。机身外壳是流线型一体成形的，圆型的机鼻，和改进的机腹，机舱两边很好稳定性的浮筒被拆除，可收放的轮式主起落架被重新安装在机身下部两边的改进结构内，用于支撑两台3,000磅静态推力的普拉特&惠特尼J60-P-2涡轮喷气发动机。尾喷管重新设计为更具锥状的外形，上面装有一个大幅面的垂直尾翼，其上包含飞机类型的舵。另外，一副巨大的带有升降舵的水平尾翼（利用塞斯纳T-37喷气教练机部分）固定在垂直尾翼中部。带有全跨度副翼大尺寸的170平方英尺机翼装在机身上部，翼展32英尺。建有一个新型六片桨叶旋翼桨毂，连接新型低柔性桨叶。
这架直升机出于研究目的设计以多种不同结构飞行，带有或不带有机翼；带有或不带有涡轮喷气发动机；带有五片或六片桨叶主旋翼；带有高柔性或低柔性桨叶。S-61F得到了军方的指定名称——NH-3A，并在1965年5月21日首次飞行，装有涡轮喷气发动机，五片桨叶主旋翼，配有低柔性桨叶。同年7月，它速度达到187英里/小时。在飞行测试进行过程中，发现由旋翼桨毂导致的紊乱气流产生尾部摇摆，迫使在旋翼桨毂顶端增加一个空气动力学的附件，或叫“便帽”。计划的下一阶段事关为了部分卸载主旋翼载荷并试图达到更高速度而增加机翼。虽然标准的五片桨叶主旋翼在最初的飞行测试中得以保留，但标准六片桨叶旋翼与低柔性桨叶也应测试。S-61F上没有综合的飞行控制系统，全跨度副翼能够向上或向下带着哔哔的声音转换角度。角度转化控制仪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调整。
S-61F的试飞取得了圆满成功，到1967年5月8日试飞结束时共进行了113次飞行，累计88.2飞行小时。最大速度达到了255英里/小时。1969年3月20日西科斯基在提出的最后报告中推荐，为了提高飞行器的速度性能应继续该项目深入改进计划。然而，这个选项不被军方采纳，该项目不久以后被停止。尽管S-61F极大的增加了复合直升机特性的可用信息，但因使用现货供应的部分和拥有非综合飞行控制系统的限制因素妨碍了达到全部直升机性能的进程。这个项目完成后，S-61F对高速直升机研究作出的最后贡献是，当早先机身换上火箭滑撬使用时，测试机用于评价机组撤出系统的性能并用于后来的西科斯基S-72上（下面详述）。
在S-61F进行飞行测试的同一时期，西科斯基为了支持他们对抗洛克希德的竞争简要的运行了另外一项设计计划，赢得了同陆军的“陆军先进空中火力支援系统”（AAFSS）合同。他们的建议，得名于S-66，但从未作为一个完整样本超越这个设计平台。无论如何，S-66得关键要素不是达到飞行测试状况。称作“旋翼螺桨飞机”的概念包括一个机体后部能转动90度的尾桨，可以作为推进螺旋桨起作用，并提供额外的前飞推力（近似15年前提出的GCA-5作用）
为测试这种概念，一架标准的SH-3A在1965年被改进为新型尾部，包括一个大尺寸的垂直尾翼，上面转悠一个飞机类型的舵用于方向控制。“旋翼螺桨飞机”是一款标准的SH-3A设计用于可旋转的尾桨，并在尾部末端的尽头上装有尾桨的机型。当以直升机方式达到大约80英里/小时的速度时，飞行员将用按钮控制转换。在这个关键点，方向控制由舵独自提供。当空速下降到80英里/小时以下时，飞行员将装置恢复成原来尾桨状结构。虽然测试版本可以手动操纵，但成品原型机还是自动运转速度随之或增或减。系统工作状态良好，提供了新的概念。然而，因洛克希德公司失去许多合同，西科斯基公司也停止了开发S-66，同时“旋翼螺桨飞机”概念也被放弃。
西科斯基的创新型旋翼螺旋桨飞机，测试中的S-61F，可以转换尾桨功能作为推进螺旋桨（上图）或是作为常规尾桨（下图）。该机被定购用于被提议的S-66攻击直升机使用。
1970年代早期，工程人员继续需求途径提高直升机的前飞速度。当时许多不同的制造商提出几个设计方案均被试验过，所有这些方案满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机上试行“前行桨叶概念”（Advancing Blade Concept，ABC），主旋翼系统由两层共轴反转旋翼构成，利用了“前行桨叶”的空气动力学升力潜能。尽管在外观上非常近似苏联制造商卡莫夫的经典设计，但西科斯基的方案在桨叶上有不同，它的桨叶是刚性固定在旋翼顶端的，而在“前行桨叶概念”旋翼系统中，后行区桨叶在高速飞行期间不在提供升力，而大部分载荷升力由旋翼前行侧桨叶提供，因而排除了通常与后行桨叶延迟相关联的升力下降。在所有的共轴设计方案中，因为共轴反转的三片桨叶旋翼克服了任何扭距，所以“前行桨叶概念”取消了尾桨， 西科斯基的努力在位于弗吉尼亚州的攸斯泰斯堡的美国陆军空中机动研究与开发实验室（the U.S. Army Air Mobility Research and Development Laboratory，USAAMRDL）授予的合同下得到了实现。
西科斯基称为S-69的飞机，陆军分派编号为XH-59A，并建造了两架验证机。该项目的主要目的是测试与评估“前行桨叶概念”的飞行性能。优于实际的飞行测试，一个40英尺直径的旋翼系统在NASA艾美斯研究中心成功地进行了风洞试验，虽然两架验证机上实际安装的是36英尺直径的旋翼。1973年7月26日首架XH-59A试飞。然而，紧接着下个月却发生了飞行事故，飞机严重损坏，并迫使一些设计方案改变，包括改进旋翼系统。损坏的飞机随后修复进行风洞试验。1975年7月21日飞行试验项目恢复，第二架原型机首次飞行。这架机继续成功地以直升机结构飞行了将近两年，例证了给人深刻印象的性能，水平飞行读读达到184英里/小时，低高度俯冲时速度达到224英里/小时。XH-59A圆滑的机身看起来更像常规的飞机而不象直升机，贡献出了它的高速性能，几乎没有诱导阻力产生，装有可回收的三点轮式起落架。尾部包含有一个水平尾翼，上装有两个终版垂直安定面和舵。除了提高前飞速度外，“前行桨叶概念”被发现在悬停时更有效率，并比常规的旋翼系统更好地减小噪声。
西科斯基的S-69利用了前行桨叶概念（ABC）的固有优势，排除了后行桨叶的升力不足现象。
1977年3月西科斯基在结束以单纯直升机结构的飞行测试后，准备在进行该机的复合结构测试，该项目获得陆军、海军、空军和国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）联合资助。该机作出的改进是在机身两侧增加两台3,000磅静态推力的普拉特&惠特尼J60-P-3A型涡轮喷气发动机。因“前行桨叶概念”旋翼系统已经提供了很好的机动性，附加的固定翼就没有考虑采用。1978年安装了辅助推进涡轮喷气发动机，同年后期完成了低速飞行测试。高速飞行测试开始于来年早期，在位于佛罗里达州的西棕榈海滩的美国技术局下属飞行开发测试中心进行。测试很圆满，1979年4月12日XH-59A平飞时速度达到235英里/小时。12个月后，该机在1980年4月21日飞行速度达到274英里/小时。到5月份，极限速度和载荷因素测试项目完成，但1980年6月1日在陆军/海军新的有效合同下测试继续进行，评估该机在增加高度和扩展重心的飞行包线范围内的性能。在此新合同下的实际飞行测试开始于1980年8月，最后，XH-59A的速度达到了难以置信的303英里/小时，是世界上第一架不依靠额外的机翼情况下达到如此快的速度的旋翼飞行器。
尽管XH-59A取得了令人印象深刻的成就，但验证机遭遇振动问题，还有让人不满意的重量和阻力问题。特别是共轴传动系统的重量和旋翼桨毂的阻力公认为多余。“前行桨叶概念”也经受了典型的问题：验证机使用四台发动机，给人以过度复杂的感觉。
在与NASA的合同支持下，第一架XH-59A被重新建造和改进，为了评估性能在艾美斯40英尺×80英尺风洞里并进行全尺寸风洞试验。1982年制定了计划，采用ABC验证技术开发新型设计方案，命名为XH-59B。这个版本合并了先进的无铰接36英尺直径的ABC旋翼系统同复合材料桨叶、新型的主变速箱、新型旋翼控制装置，同时保留了原来的机身外形、起落架、和“A”型燃料系统。动力由两台通用电气T700涡轮轴发动机提供。所有这一切中最显著的是完全重新设计的尾部，带有6.6英尺直径的管道推进螺旋桨。这个设计方案是应陆军评估综合推进系统的愿望而创造的，不同于“涡轮轴附加涡轮喷气发动机”的研究构型。开发和试飞XH-59B的建议递交到了陆军，但西科斯基拒绝分担成本（部分原因是公司资源过度紧张，因为当时正同时开发UH-60“黑鹰”、SH-60“海鹰”、CH-53E“超级种马”和民用型S-76）最后导致陆军未授予合同，于是，XH-59B从没有建造。
阿拉巴马州拉克堡的陆军领导人重新对ABC旋翼系统产生兴趣，是因为在轻型直升机实验项目（the Light Helicopter Experimental program，LHX）有潜在应用可能，特别是在项目早期的定义和概念开发阶段。可是，在LHX的空重上异常严格的限制导致了波音-西科斯基团队在警告和熟悉的一面产生差错，选择了更常规的直升机结构列为RAH-66“科曼齐”的开发，最后赢得了LHX的竞争。反过来说，ABC概念是它自己在研究和开发了20多年后取消的。然而，ABC概念现在正准备在当前西科斯基命名为X2（下面详述）的项目上经历复活。
自完成风洞测试后，首架XH-59A就日趋衰弱一直存放在NASA艾姆斯测试中心。第二架机被运回位于斯特拉福德的西科斯基主车间，最后移交给拉克堡的陆军航空兵博物馆（the Army Aviation Museum），在那儿一直保存到现在。
并不是所有的复合直升机设计出来后速度都能满足他们最初的目标。当NASA和美国陆军确定对高度研究飞行器的需求并进行广泛类型的旋翼系统和综合推进系统试验，贝尔直升机公司和西科斯基公司进入对旋翼系统试验机（Rotor Systems Research Aircraft，RSRA）的设计竞争。西科斯基赢得竞争后在1974年得到生产两架原型机的合同。因该机有潜在可能成为测试旋翼系统，而旋翼也可能太小难以支持机体，于是一款复合直升机成为首选的解决方案，并确保了飞行员和机组的安全。
西科斯基赢得了RSRA的设计公司指定名称S-72，1976年6月7日首次开始量产。原型机仍采用常规直升机外形，随后第二架原型机采用复合直升机外形。装有来自S-61上的五片桨叶主旋翼和尾桨。机身基本同以前版本一致，采用圆滑外形，在“尾拖”上带有可收放的轮式起落架，作为直升机版本，一个35平方英尺的“T型尾”被使用。而作为单纯的直升机，S-72在1976年10月12日首飞。它在1977年2月完成了首次飞行测试阶段21架次飞行后，接着飞往位于弗吉尼亚州的NASA沃勒普岛飞行中心接受额外的飞行测试，这个阶段完成后，随后在1979年2月11日飞往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旋翼系统研究机拥有独特的性能，既能作为单纯的直升机飞行，也能作为复合直升机飞行，或是作为固定翼飞机飞行。
S-72的复合版装有一对全尺寸机翼，翼展45英尺，机翼面积370平方英尺。每片机翼上装有全跨度的常规副翼和襟翼。机翼在飞行中可调整迎角——从－9度到＋15度。一副大尺寸的低置的88平方英尺的水平尾翼，带有连接在一起的升降舵，装在尾喷管上，大尺寸的直升机“T型尾”被17平方英尺的小尺寸取代。辅助推进装置由一对9,275磅静态推力的通用电气TF34-GE-400A涡扇发动机推动，装在机身两侧。这种发动机在洛克希德S-3“维京”反潜机上用过。1978年4月10日它完成首飞。作为第一架复合型的S-72直升机，也在沃勒普岛接受测试然后飞往蒙凡特.菲而德加入副本行列。
既能以单纯的直升机飞行，也能以复合直升机飞行，或者以固定翼飞机飞行，S-72在进行测试中提供了独特的机会，同时未能以现在实际飞行的飞机进行运输，或是进行风洞试验。旋翼系统的类型是经过对RSRA的仔细考虑的，同时评估包括了复合无轴承方式、可变形几何结构、万向接头式、关节式、无铰式、环流控制、反速率和喷气副翼系统。主传动系统装在一个特别的平衡设计装置上，为了能测试升力与旋翼系统扭距，并可以直接测量。速度刹车装在机翼上，可以实现非常精确的空速控制。飞行控制系统久经考验，提供了在所有轴上稳定的增加和修正能力。为了协调飞行员的控制输入传送送到旋翼控制装置和固定翼控制装置的量，在飞行中使用机械控制相位单元可完全实现对这些变量的控制。
西科斯基的S-72X，此处可见是以固定翼外形飞行，正确定测试创新型的“X型翼”，但从没有因此目的而利用。
S-72万一旋翼系统在测试期间出现紧急状况，机组能够靠安装点的爆炸性装药抛掉主旋翼桨叶，继续以固定翼飞机模式安全飞行。因此扩大了安全极限，每名机组成员都提供有斯坦利航空美国佬抽取系统，与安装在道格拉斯A-1“空中袭击者”攻击机上是同样类型。这是首次在操纵测试直升机上安装弹射系统。当弹射程序启动时，旋翼桨叶立即靠上面提到的爆炸装药抛掉，弹射火箭系统点火向上弹出，将座椅从飞机中拉出，通过一对绳索样的带子固定住每名机组成员的束缚系统，因此得名“美国佬”。S-72安装这套系统之前，它就在上面提到过的S-61F火箭助推座椅上进行过成功的测试。
直到1980年NASA和陆军都还在进行“旋翼系统研究机”（RSRA）的测试，当时MASA装作拥有这两种飞行器的“所有权”。四年后，西科斯基得到NASA和国防部高级研究计划局（the Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA）的合同，转变S-72的直升机版本为公司创新型“X翼”系统的论证机。“X翼”是作为“停转旋翼”系统的构思，四片桨叶主旋翼能用于象常规直升机一样垂直飞行，一旦达到足够的前飞速率后就在半空中停止转动，作为象“X形状”的固定翼飞行。此外，“X翼”采用了环流控制旋翼（circulation control rotor，CCR），依靠CCR旋翼从旋翼桨叶叶片后缘吹出压缩空气，桨叶的升力受到限制。非常刚性的旋翼省去了机翼，还是采用常规的驱动方式，但使用环流控制系统后改变了升力，使得所有四片机翼段构成“X”型，产生升力而旋转停止。
尽管“X翼”环流控制旋翼系统进行了广泛的地面测试，同时也是相当富有挑战的概念。但此处展示的西科斯基S-72X，虽具有知名的飞行能力和运行 “X型翼”旋翼，却从来没有离开过地面。
1987年12月2日，该机被指定名称为S-72X，开始了它作为单纯固定翼飞机的首次飞行，评估没有旋翼下的飞行特性。以这种外形，它最后达到了301英里/小时的平飞速度。据估计，当它以“X翼”形势将来测试时，可能在196英里/小时时旋翼停转，设计旋翼停转的极限速度为518英里/小时。该计划在1984年到1988年间曾被热忱追踪，尽管当时隐藏在这个概念后的巨大潜能尚未开发，由于缺乏必要的资金支持克服一些遇到的技术上的障碍，开发停止项目最终被取消。
RSRA为旋翼机协会提供了开展高速旋翼机研究的重大时机，但却从未实现。尽管这些设计方案久经考验：宽泛的随机仪器、久经考验的飞行控制系统、无意义的研究项目，同其他任何一款曾进行过测试的飞机。实际上，西科斯基积累了这些飞机更多的飞行时间，在确定耐飞性和飞行包线方面比NASA在旋翼机方面所作的研究多得多。两架S-72飞行器现在储藏在NASA颛登飞行测试中心，再没有让它们飞上蓝天的打算。
对速度的需求在继续延续……
获得明显的速度和性能方面的优势后，一个不可避免的问题出现：为什么复合直升机从来没有造出全尺寸的成品？尽管一些专家继续争论增加固定机翼的优势和不利，多数人还是赞同附加增加推力的一些外形后而提供的速度优势。实际上，全世界许多公司为了将来的应用仍在继续研究复合构造的益处，以及带有或不带有机翼。
贝尔直升机公司继续研究称作“推力反扭距系统”（the Propulsive Anti-Torque System，PATS）的创新型概念，最初是为现在已取消的“无人作战武装旋翼飞行器”（Unmanned Combat Armed Rotorcraft，UCAR）项目开发的。PATS由一个高压旁路推进系统组成，该系统装在直升机的涡轮引擎后方排气的圆锥状组合内，与现代直升机设计方案比较它提供反扭距作用，兼有向前推力作用。同先进的主旋翼技术结合，PATS设计可取代尾桨却不增加重量，后者通常与复合直升机相关联，提供了复合的有利方面。冷空气沿着旁路通过低压入口吸入，发动机前面有大体积的风扇，风扇发挥压缩机作用提高两倍压力推进气流进出压缩口，全面改善了发动机功效。当气流经过发动机时，同热的发动机废气混合。取消尾桨后不但对地面机组人员来说提供更高安全度，而且减低了噪声有益于在城市环境下的行动。此外，还可减低电磁和红外信号，这将意味这在军事领域应用PATS可增加生存性。
在取消UCAR项目下的PATS复合系统进行地面试验，该系统仍可能发现有用武之地。
匹尔塞凯公司充分利用它“探路者”系列的广泛研究成果，开发了新版本的尾环翼，称之为“矢量推力管道推进器”（the Vectored Thrust Ducted Propeller，VTDP）。VTDP不同于最初的尾环翼，它合并了在空气动力学和推力导向控制的重大改进。在陆军合同支持下，匹尔塞凯建造了5.5英尺直径的VTDP的原型，并通过了风洞测试，并实际验证了比使用最初的尾环翼提高了46％的悬停功效。该项成果后来被合并进装有VTDP的AH-1“眼镜蛇”和AH-64“阿帕奇”攻击直升机的复合版本实时计算机仿真模型里，期间飞行员认为这是对操纵品质的重大改进，并增加了80％的任务成功率。这些成功的测试导致陆军继续合同资助，建造一架全尺寸的VTDP用于地面测试，2000年10月完成建造。海军授予皮尔塞凯一份合同，用于在YSH-60F“海鹰”直升机上设计、制造、试飞VTDP，此项计划受到官方指定名称为X-49A，而且非正视地提到这个方案作为“速度鹰”。2004年陆军加入该项目并设想导致失败的情况。飞行验证项目的全部目标得到验证，在使用VTDP技术的速度、航程、高度、生存性、寿命周期成本都有潜在改进。使用VTDP和一副固定翼，部分卸载主旋翼载荷，该机型计划达到速度高于230英里/小时。正如该文所描述，X-49A已完成全部必须的资格测试，并进入最后的地面装配和试飞阶段。首飞预期在2007年年前。
2005年6月1日在美国直升机协会（American Helicopter Society，AHS）论坛61次会议上，西科斯基宣布开始一项计划并简要提及X2。当时一架技术验证机正出于2006年后期将要首次飞行的开发阶段中。利用在S-69/XH-59A得到的经验，西科斯基将重点转到高速和高机动性的X2上，该机继承了共轴ABC旋翼系统和推进尾桨。预期速度高达250节（288英里/小时），同时保留垂直飞行性能的积极特性。在不带有固定机翼降低悬停能力下，X2预期更好实现各项飞行性能。X2将采用一些切口技术，包括主动振动控制、先进飞行控制和新型旋翼叶片设计。在RAH-66“科曼齐”项目的经验基础上构思，合成材料旋翼和先进传输设计也被整合到一起。使用X2技术的几个方案以不同的重量分类，为了实现军民两用的角色和任务需求结构是预定的。计划装有线控飞行系统的X2在2005年11月首飞，使用德产斯韦茨333x型发动机作为替代，这标志这向着飞行验证机发展过程中的一个关键里程碑。为满足在座舱中控制需求，最终系统构造将主旋翼、推进尾桨和发动机整合在一起。
匹尔塞凯拥有最新型“尾环翼”概念，命名为“矢量推力管道推进器”，装在YSH-60F“海鹰”上，该机改名为X-49。
当今两家旋翼机（autogyro）研究与开发的顶级公司也在追赶先进复合直升机概念。卡特航空技术公司（Carter Aviation Technologies，CAT）和戈隆兄弟航空公司（Groen Brothers Aviation，GBA）联合公司在寻求扩展旋翼机的性能非常活跃的，并超越当前性能水平。此外他们在与陆军合同下致力于开发他们自己的慢速旋翼卡特旋翼技术验证机（CarterCopter Technology Demonstrator，CCTD），CAT也为将来称作“直升直降飞机”（Heliplane）的发展开发了一些自有资金方案，该款的通常设计规划让人回忆起旋翼式旋翼机（Rotodyne）。虽然不太象旋翼式旋翼机，这些方案上的主旋翼在起飞、悬停和降落过程中提供全部动力，而不是使用顶端喷气装置。在巡航飞行阶段，旋翼将明显慢下来，降低功率消耗并减小阻力，同时大部分升力由固定翼提供。向前的推力由推进螺旋桨提供。在此期间，GBA公司——以他们先进的“鹰”式4号旋翼机得名——2005年11月被授予同DARPA第一阶段的价值4千万合同，开发一种高速的、长航程的、概念验证的、垂直起飞降落飞行器，也称为“直升直降飞机”。这架飞行器瞄准提供速度和航程优势，改进两种常规直升机因素。GBA的“直升直降飞机”最后得到与旋翼式旋翼机同样的运转概念，使用顶端喷气驱动旋翼在起飞、悬停和降落期间旋转。高速前飞期间，旋翼将自转，升力转移到由固定翼提供，动力将由两台涡扇发动机提供。
在2005年美国直升机论坛上，西科斯基掀开面纱，公布了新型复合验证机X2计划，该机预计2006年年底前首飞。
西科斯基的X2旋翼技术能用于未来平台的广范领域，比如为陆军研制中的高速重型运输机
戈隆兄弟航空公司致力于具有垂直起降能力的“直升直降飞机”研制，该机巡航速度将达到400英里/小时
项目最初的两个阶段包括系统设计和风洞试验。当时，GBA团队——包括亚当飞机公司、威廉姆斯国际公司和乔治技术公司——计划在40个月的合同期结束时改进和试飞亚当飞机公司的A700商务喷气机为验证机。另外各种型号的复合直升机已经实际飞行了数年，还有难以计算的其他设计方案，这一切都在继续，冒着风险探究图样，作为设计者寻求途径提高直升机的速度。很少有曾实际飞行过的复合直升机从开始头脑中的原型到最后以成品建造出来，注意到这一点很重要。它们绝大部分是建造出来用作严格测试平台和研究机来收集数据，为了在将来的成品机中潜在利用这些数据。如今，计算机广阔的性能为设计者和工程技术人员提供了可用的强大能力，建模与仿真已经彻底摆脱了对原型机的依赖。然而，仅有一种途径能够证明某个概念和技术可以通过它本身硬件的实际飞行测试。复合直升机相对于单纯直升机来说，总是有有利和不利的一面。但是，发现的秘密恰恰说明了外形结构联合的正确，平衡每架飞行器必需的角色和任务。无论答案怎样，各种原型机的外形和尺寸将持续到飞上蓝天，或者为见证旋翼机在我们无限的高速旋翼机飞行追求中提供灵感。
作者简介：
雷.拉伯在美国空军服役近10年，现在他作为在俄亥俄州代顿的赖特-彼得森空军基地空军的承包商，并且是一名渴望飞行的狂热分子，摄影师，历史学家。
来源：《VERTIFLITE》杂志，总第52卷第2期
作者： 雷蒙德.罗伯
编译：知远/刺刀
美国莱特兄弟获得有动力的、重于空气的、固定机翼的飞行方式不到24年，德国在1936年试验具有垂直飞行能力的并列旋翼Focke Fw 61，让全世界大吃一惊，并使得以前所有受限的垂直领域的飞行尝试逐渐衰落。
然而，它整体性能是适度的，特别备受关注的是前飞速度。甚至在艾戈尔.西科斯基公司将现在这种一个单个巨大主旋翼带一个小的反扭距尾桨的构造完美化后，同固定翼飞机对照直升机的速度仍然有限。尽管西科斯基的基本设计经历了时间的考验，并成为世界范围内的占统治地位的直升机（如今将近95％的直升机是这种结构），普遍使用的所有在役直升机经受着一个最主要的局限性：前飞速度未能超过200节（230英里/小时）。尽管直升机的影响巨大，西科斯基认识到这是直升机从开始就固有的速度限制，并预言直升机的速度永远无法与飞机相匹配。对大多数过去的事例来说他无疑是对的，特别是在一个如此称谓的术语——“纯”直升机领域。然而旋翼机飞行的速度追求驱使设计者考虑另外一种选项：复合直升机。
“复合直升机”的定义还处在公开讨论阶段（见工具条）。虽然许多人主张增加推进力最必要，此举将直升机置于“复合”范畴，其他人坚持认为仅仅需要增加升力，或是必须同时进行两样。焦点集中在如何称谓“推进复合”上，下面的章节提供有关不同的直升机一种宽泛的观点，这些带有某种辅助的推进装置（一个或更多个推进螺旋桨或是喷气引擎）的直升机曾飞过数年，这项调查也给出一个简要的回顾：不同的制造商选择不同的方法在保留直升机无以伦比的垂直飞行的优势同时解决增加前飞速度的问题。
“复合”并不意味着重复以前的历史，过去的70年中已经看到过超过两打不同的旋翼同螺旋桨或喷气发动机的组合方式。如今我们见到众多“复合直升机”的新概念，既能悬停又具有高速前飞能力。几年以后，我们将见到增加推进螺旋桨的西科斯基X2，带有尾喷管的匹而斯凯X-49A，还有喷气发动机的格隆兄弟“亚当”直升直降飞机，这些飞行器全部开始了飞行测试。此外，贝尔公司成功完成推进式反扭距系统（Propulsive Anti-Torque System，PATS）的地面测试，计划用于现已取消的“无人作战武装旋翼飞行器”（Unmanned Combat Armed Rotorcraft，UCAR）项目或是其他领域。加之，“复合浪潮”持续不断在高速旋翼飞机研究领域出现，不管是发起单位——美国陆军、国家航空航天管理局（NASA），或是国内资金支持，自然会因为增加机翼、推进螺旋桨或喷气发动机，在自重、载重和燃料消耗方面额外付出。因此设计者必须小心谨慎地考虑任务需求，决定最佳地设计解决方案。所以没有一架复合直升机曾达到量产规模，而将来也绝不会看到光明前景。
杂交机型浮现
人类的飞行追求导致多数飞行器的结构久经时间考验，每种结构与其他设计方法相比较都有它自身的优势和不利的地方，既要克服重力的“下拉”，又要“战胜”空气动力学阻力。飞行器展览有时也很难将他们安排在一个特殊的类别里。这一种类里一个很恰当的例子就是倾转旋翼机，它具有明显的常规固定翼飞机和直升机的双重特征。这种飞行器是无法简单的分类为“飞机”或是“直升机”的，它可能日益成为突出新技术显现或是作为一种飞行器继续发展。工具条显示，复合直升机可能包括也可能不包括某种增加载重的样式，比如固定机翼，这依赖于设计者希望达到的效果。当合身的机翼设计用来卸载主旋翼的高速飞行时大部分提供升力作用，同样，增加的推进装置也减轻主旋翼的大部分前飞负荷。不管包不包括机翼，复合直升机设计为了一个主要目的：使前飞速度高于那些常规旋翼机成为可能。“纯粹”的直升机有两个特别因素限制了前飞速度。一个是后行桨叶延迟效应，另一个是前行桨叶压缩效应。复合直升机能够减小或推迟关联这两个问题的消极因素发作，通过限制甚至降低主旋翼的转速，依靠辅助推进的方法使得飞机获得前飞速度。这种方式已通过减小供给给主旋翼的动力达到，度数由推进装置导致的前倾总量决定。同时，通过转移动力回馈给主旋翼使得垂直飞行性能被保留，可以像航空器一样减速或者进入盘旋。同时在增加前飞速度允许范围内，当对照它各自的固定翼与旋翼对照版本时，发现固有的设计结构通常使得带翼的复合直升机飞行性能效率低下。
尽管复合直升机需固有的额外付出，比如增加了重量和复杂性，设计者在试图应对速度方面的苛刻要求而又数次回归这种杂交结构。当某些实例通常是出于实验目的，这些努力多数是直接回应军事需求的。另外一些是受到创造一种城市间高速运输有效方法的指引。
大多数曾经飞行过的复合直升机起源于美国，但也有其他一些在法国、德国、俄罗斯和英国经过试验。第一架复合直升机建造于奥地利（当时是德国的一部分）。很快发生了第二次世界大战，德国航空工程师和科学家们热切地同其他世界各地的人分享他们的知识、专家技术和经验。结果很快随着战争，复合直升机成就出现在三个主要的同盟每个国家。虽然许多设计仅仅是纸上的构思，唯一比较小数量甚至制造出的来自飞行航线图画板，我们先简要的讨论一些他们中的每一类，以及设计他们的原国家。
德国
弗兰特纳（Flettner）
上世纪三十年代后期，全世界完全对航空着了迷，许多国家卷入努力设计全新的和创新性飞行器的浪潮之中，德国当然也不例外。特别是一个设计者——安东.弗兰特纳，将他的心血从造船转向航空，特别是旋翼飞行技术。自从1927年，他的公司－弗兰特纳股份有限公司，已经成为潜心开发了不少于四架飞行器，并设计了其中的两架。弗兰特纳试飞了这些与众不同的旋翼飞行器，其中的一架可能被认为是复合直升机的早期版本。这种飞行器，号称Fl 185，1936年飞向空中开始它的“处女航行”。（一种前述的设计，根据现存的有限信息推断：Fl 184也可以作为一种复合机型，但不清楚它是否具有悬停性能，或者仅仅是有动力的旋翼飞机）
不像同时代装有推进螺旋桨的自转旋翼飞机，这是一款真正的直升机，具有垂直起飞、降落和悬停性能。Fl 185最不同寻常的特征是克服三片39.3英尺长的主旋翼扭距的方法。它不使用尾桨，该机每一边安装了突出的侧梁，上面安装有可变倾角的推进螺旋桨。左舷的螺旋桨推力向后而右舷的螺旋桨推力向前，两个侧螺旋桨协调一致起对抗扭距的作用，并提供方向控制。在巡航飞行期间这两个螺旋桨同旋翼一起也提供一部分向前的推进力。机身类似旋翼飞机，前缘装有冷却风扇，为一台140马力的布兰莫Sh-14A放射状活塞发动机降温。发动机用来为旋翼提供动力，并通过一系列传动系统、离合器和驱动轴也给螺旋桨提供动力。
旋桨的叶片角度自动调节。这有效地保证了在所有飞行期间用来克服扭距正确的推力，而不需要飞行员的输入。Fl 185飞行中超常的稳定性极大地允许它不受阵风的影响。尽管Fl 185有许多积极的贡献，弗兰特纳却在1938年抛弃了这个设计，为了未来飞行器开发转而支持互相结合双旋翼，这种机型完全抛弃了克服扭距的设计方案。虽然二次世界大战期间缺乏德国人的航空记录，已有的大量数据也仅限制在弗兰特纳的设计内，特别是尊重他们实际的飞行性能，我们所得到的信息显示，Fl 185是存在争议的世界上第一架可以飞行的“复合”直升机。
弗兰特纳 Fl 185.使用在突出的梁上安装的两个推进螺旋桨飞行，它们用于克服扭距和获得前飞的动力。
Weiner Neustadt Flugzeugwerke，WNF
二次世界大战爆发，德国将每一盎司工业力量和优秀的工程技术用于设计高性能武器，特别是飞行器，下蛋一样出现了一些最新型的以前世界上从未见过的创新设计。韦纳.纽斯坦德.弗拉哥祖格沃克（Weiner Neustadt Flugzeugwerke，WNF）设计的Wn 342， 满足了空中侦察平台需要，并具有从德国海军U型潜艇和水面舰艇上起飞作战能力。虽然它的基本构造很简单，该机以新颖的带有三片桨叶的旋翼驱动，并在尾部装有小的喷气发动机。这些被称为“尾喷”的装置依靠一台阿古斯.阿斯411离心增压发动机驱动，通过中空的旋翼桨叶抽吸燃料－空气混合物，在桨叶末端点火，并排出热空气导致旋翼旋转。结果，此举使得Wn 342成为世界上第一架使用喷气推进装置的直升机。这是几名设计者的巨大成就，弗里德里希.沃.杜伯霍夫，是全面的信用保证。该机另一个独特的特征是：从压缩机排出高压空气也用来控制全部桨叶倾角。当压力不被应用的时候，旋翼桨叶保持自转角度。
在原型机建造之前，先建造了一系列用于验证概念的测试平台。多次成功的测试后，四架原型机建造出来了。1942年10月Wn 342 V1（沃沙奇－弗拉哥祖格用“V”表示“试验机”）在维也纳首次飞行。有了V1的示范，第二架原型机——V2也建造出来，试飞中发现 “尾喷”的燃料消耗非常高。这个发现导致了在V3中作出如此改变：限定仅在起飞、悬停和降落中使用“尾喷”。起飞后，Wn 342 V3通过两片桨叶的推进螺旋桨获得向前推力，这两台螺旋桨由安装在飞行员身后的140马力的Sh-14A放射状桨叶的活塞发动机驱动。在飞行员通过转换离合器将发动机功率供给推进器后，燃料流动停止，旋翼开始自转。在测试期间，V3产生了厉害的振动，并最终坠毁。毁坏的飞机被作为V4的机体重新建造，并改装了尾部部件。该机原定设计用来海上着舰限定了它必须设计简单并重量轻便。缺少尾桨或传动装置使得重量下降。一个固有的缺憾是尾喷产生的噪声，折衷方案的特性是它的作为观测平台的任务，并已开始服役。
在WNF Wn 342 V4使用的旋翼“尾喷”技术是当时非常先进的，二次世界大战后在美国进行了彻底试验。
上面提到的Wn 342的四个版本在开发过程中一共完成了测试飞行25小时。然而，在开发停止前这四架原型机没有一架前飞速度超过25～30英里/小时。因第二次世界大战临近，美国军队获得了Wn 342 V4并把它运回了美国，在俄亥俄州怀特.菲尔德进行了广泛测试。测试显示：飞行器的最大持久飞行时限仅有15分钟，这是尾喷的极高的燃料消耗率导致的，这被证实近似9倍于悬停时的常规动力直升机。这就是发生在1946年这架飞行器在怀特.菲尔德最后的记录。然后通用电器（General Electric，GE）把它改装为一个测试台，随后不久认为它无用而被拆毁。
韦纳.纽斯坦德.弗拉哥祖格沃克WNF 342的三个主要设计者每个人战后都迁离了居住地到其他国家。沃.杜伯霍夫，WNF 34首要的设计者，移民美国并为麦克唐纳飞行器有限公司开始工作。这个团队的另一名成员，阿古斯特.斯坦派重新回到英国，并在那里开始为菲尔利航空公司效力。这个团队的第三名成员，瑟朵尔.劳芬，前往法国并受雇于Sud-Ouest。数年后，这些公司都致力于更先进的尾喷推进和螺旋桨复合机型研究。
Vereinigte Flugtechnische Werke，VFW
Wn 342问世20多年后，德国再次试验复合直升机方案，这一次起初是为了民用和商业市场设计的。1963/54年一个福克-沃夫，威希和海因科的合并版本在佛瑞内特.佛拉格泰克尼斯奇.沃克（Vereinigte Flugtechnische Werke，VFW）公司诞生。该公司对各种各样的旋翼机进行了研究，包括复合直升机，早在1963年就开始了研究工作。他们的第一架试验设计是VFW H2。看上去很像典型的旋翼飞机，但H2实际上是直升机，因为它能垂直起飞和降落，并能够保持悬停。这架单座的飞行器计划是用来严格测试两片桨叶的旋翼和推进系统组成部分的。旋翼的推进力主要产生于一台鲍斯格空气压缩机，通过叶片输送压缩空气（凉的）并从叶片顶端喷出，以此迫使叶片旋转。然而，旋翼也安装了燃烧型的顶端喷气装置（类似以前曾在Wn 342上使用过的装置），这样旋翼可在悬停和垂直起飞时获得额外动力。一个推进螺旋桨装在飞行员身后，用一台72马力的麦考轮奇四缸两冲程水平推进引擎驱动。该引擎也驱使空气压缩，因此带动旋翼旋转。
在H2真正飞行测试之前，旋翼和控制系统已经过开始于1964年3月广泛实验评估。仅仅20小时的测试后，发现在高速旋转时桨叶出现振动，因此有必要并同其他修正一道增加桨叶的刚性。1965年早期测试结束时共运转了110小时。同年4月30日，H2首次飞向空中。而燃烧型的尖端喷气设计第一次飞行中并为使用，于是对H2来说起飞时必然滚转。H2成为空降型飞行器，并达到22英里/小时的时速。这次测试产生了尖端点火技术；然而，发现滚烫的尖端喷气装置产生了额外的噪声，于是放弃使用该装置，特别是自从证实旋翼就是一个相当大的噪声源，甚至在仅仅使用冷的喷气时。于是在飞行了36小时之后，测试项目在1966年9月完成。
尽管VFW H2类似典型的旋翼飞机，但它仍能够垂直起飞、降落，也可以悬停。
凭着H2研制过程中获得的大量数据，公司在1966年开始开发VFW H3。与H2不同，H3原计划成为一个带有附加座舱的复合直升机产品，主要用于行政运输。座舱里有单个飞行员座位和两个乘客座位。首次飞行计划在1968年，但开发遇到了暂停，一直到VFW从德国国防部得到资金支持重又继续，作为有可能成功为航空航天高海拔通用直升机。加下来这一年，VFW与荷兰佛科（Fokker）公司结合，一道进行行政运输用途开发，VFW-Fokker H3预想在几个其他用途产品，如农业飞行器或两座的双控制训练机（作为军备供应）研制后实现。H3另一个潜在的角色是空中救护直升机或搜索救援（Search and Rescue，SAR）直升机，安装扩大的座舱后用来运送医疗组和必需的设备，并附加一个救援绞盘。沿用H2技术，VFW-Fokker H3的旋翼采用压缩空气动力驱动，压缩空气顺着桨叶流经顶端时再喷出来，推动桨叶旋转。在H3上没有采用燃烧型的顶端喷气方式；仅仅是冷空气在压缩机作用下产生流动。垂直起飞后，H3靠两台七片扇叶的管装推进装置获得前飞，在机身后面左右两侧每侧装有一个。推动这些推进器的动力来自压缩空气，它逐渐增加从旋翼到推进器转移气体，使得前飞速度提高，在前飞中旋翼进入自转状态。整个系统设计减轻领航，低维护，有成本效益并减低噪声。没有传动系统、驱动轴、压力仪表、离合器和尾桨，当与同档次的传统直升机比较时期望这些使得这架飞行器更简洁并成本更低。
H3造了两架原型机，并且第三架已开始建造。每架机都装有370马力的艾利森C250-C18发动机。首架原型机－H3 E1（E代表埃特威克朗斯，意为“开发”或“研究”型）最初的飞行发生在1970年5月，在德国布兰蒙的VFW制造厂里。第二架原型机——H3 E2的首次飞行发生于8个月以后，换装一台470马力的大功率引擎。这架飞机也用于静态的振动试验。驱使旋翼以非常低的倾角到最大旋翼转速旋转起来后，大量的旋转能量储藏在旋转的桨叶里。飞行员逐渐增加桨叶倾角随后作出动态起飞动作，其时存藏在桨叶里的全部能量可用来提供最大比例的突破每分钟1,600英尺爬升。虽然储藏的能量在280英尺高度已完全被消耗，但最初从起飞开始的爬升率还是效果惊人。离开地面如此之快的能力为H3赢得了绰号——“赛跑者”。
两架原型机总共75％的飞行时间被记录下来。工艺部门讲，H3决不是真正的复合直升机，因为管型推进器以前从来没有安装到已取消的项目上。他们做了，然而，在地面进行十分彻底的试验却被停止了，起因是这些试验给“赛跑者”定了一个最大速度约186英里/小时的计划。 “赛跑者”大量并更有能力的版本设计方案研究在继续，直到VFW公司和Fokker公司在1980年相互承认取消分歧，并随后将VFW的设计吸收进梅塞斯米特-鲍尔考夫-布朗霍姆（MBB）中。
VFW H3为获得高速飞行使用一套管道喷气推进方式，它的跳跃起飞能力
英国
菲尔利（Fairey）
英国在开发复合直升机方面的努力实际上早在Wn 342问世前就已经着手，但是国家被迫推迟这个项目一直到二战后。其时在Cierva旋翼机公司工作的詹姆斯. A. J.班尼特，应皇家海军具有能在船上甲板行动能力的旋翼机的需要构思了一款复合直升机。战后，班尼特受雇菲而利航空有限公司领导旋翼机工作，并从1964年开始全面开发这个概念，他将该机命名为“旋翼式螺旋桨飞机”。两家原型机建成，第一架在1947年9月完工，三个月后进行首次飞行。在1947年12月7日举行的这次首飞，使得旋翼式螺旋桨飞机成为英国第一架飞向空中的复合直升机。
因该设计是作为一种既有直升机特征又有飞机特征的杂合飞行器，旋翼式螺旋桨飞机有着非常独特的外形。机身有大量树脂覆盖机鼻部位，为并排双座的机组成员提供了良好的可见度，同时机舱后部长椅型座位能宽敞地安置2～3名乘客。机身后部逐渐呈锥形收缩为一尖，其上安装有水平尾翼。水平尾翼末端两侧附有垂直安定面。作为一架直升机来说太多不同寻常的地方了，特别是在当时那个时期，具有一套从机身中部突出的翼，跨度达17英尺。右翼末端装有一个两片可变角度的桨叶的推进器，原设计用来克服扭距并提供额外的前飞推力。右翼推进器的重量是经过装在左边翼尖的一体成形水滴状燃料箱统筹规划的。三片桨叶的旋翼，直径51.7英尺，安装在改进的旋翼塔顶上，并由单台525马力的艾尔维斯.李尔尼兹生产的9缸放射状活塞发动机提供动力。这台发动机通过一个水平驱动轴也给右边机翼上的推进器提供动力。一套不可收放的轮式三点起落架只需要简单的地面处理。
到1948年夏，旋翼式螺旋桨飞机潜心于非常成功的飞行测试项目，证明速度明显比其他同时期的直升机更快。在1948年1月28日它因直线飞行的速度获得了国际直升机G级速度记录， 两套相反的运行规则测出的平均速度是124.3英里/小时；这是英国迄今第一架旋翼飞机记录。飞行测试小组从中得到灵感，决定翌年试验闭合回路速度记录。然而，这次尝试一悲剧结束。完成16个月的麻烦不断的飞行测试后，第一架原型机经受了尝试超越记录而飞行中的机械失效，并于1949年4月17日坠毁，两名机组成员全部遇难。结果，第二架原型机取消进行飞行测试，因调查悬而未决且未通过彻底的疲劳测试。调查最终断定：旋翼桨毂疲劳而导致坠毁。
“菲尔利”旋翼飞机，带有一个三片桨叶的主旋翼和一个拉力推进器，是在首架英国飞行的复合直升机。
螺旋桨式旋翼机经过广泛的改造后，现存的旋翼原型机被喷气式旋翼机取代。在1954年1月，飞行测试范围使用的新机型开始着手，并且第一架可以随意飞行机型在这个月底建造完成。虽然它仍保持了同原始机型一样的基本结构，但喷气式旋翼机仍集成了许多改进，包括在旋翼两片59英尺长的桨叶上增加顶端喷气装置。直径这么长的旋翼降低了25％的有效载荷。顶端喷气装置由燃料和压缩空气反馈，迫使其通过中空的旋翼桨叶中的管子流动，这样的设计理念同Wn 342相同。这架喷气式旋翼机已被确定为顶端喷气装置的测试平台，设计原意是作为大载荷可操作的运输机。发动机提高功率到550马力，并是一台劳斯莱斯离心压缩机为旋翼顶端喷气系统提供动力。附加一个新的旋翼，喷气式旋翼机安装了两台可变化角度的两片桨叶的推进螺旋桨，装在每个机翼的顶端，代替机翼顶端的单个推进螺旋桨和燃油箱。方向控制是通过操纵每个螺旋桨的不同角度来实现的。
虽然这些改良确定了喷气式旋翼机的高水平性能，但是这些改变对它来说也增加了重量提高了功率损耗。这个事实在1955年3月凸显，虽成功地转换到自转前飞状态， 但此时在这种模式下却因飞机动力不足难以维持原来的飞行高度。另外，从水平飞行向垂直下降转换时被证实有特别的危险，因为在顶端喷气能发挥作用前发动机动力必须转移给压缩机。在转换期间要将动力从螺旋桨分离，迫使飞机进入无动力自转状态，直到顶端喷气装置发挥作用。在这个节骨眼上，如果顶端喷气装置失效，飞行员也只能继续进入自转并找一个安全地点降落。
菲尔利喷气式旋翼机是一种原始旋翼机的改良版本，装有两台推动螺旋桨和一个大直径两片桨叶的顶端喷气旋翼，以此增加前飞速度。
到1956年为止，喷气式旋翼机已完成多种飞行测试，并有将近两百次转换到自转前飞状态。然而，在完成此种模式飞行时遇到了困难，未能保持该机型进行更深入研究。另外，英国经济也不景气，此时政府颁布不适宜的政策，极大的导致了这个概念的终结。幸运地是，这种类型地飞行器今日得以幸存，骄傲地“站在”英格兰考斯福德皇家空军基地附近的航空航天博物馆里展出。
菲而利航空忽略导致螺旋桨式旋翼机（Gyrodyne）和喷气式旋翼机（Jet Gyrodyne）终止更进一步发展的经济上和政治上困难，继续不遗余力追求成功。有效利用收集自先前两次努力的大量数据，菲而利开发出了旋翼式旋翼机（Rotodyne），世界上最大的复合直升机，同时也是世界上最大的真正旋翼机，等到期时开工建造，是一次全部开发新技术的尝试。旋翼式旋翼机为完成特殊的操作要求从头设计，而不是严格地作为一种试验性飞行器使用。旋翼式旋翼机的那时的性能是让人印象非常深刻的，可以运送40名乘客（未经证明）或大约11,000磅货物。成品型号计划运送能力更高，可能达到18,000磅或70名乘客。货物很容易地通过机身后部的一对蚌壳式舱门装载，并装卸机动车辆时可以直接把车开进去。
尽管起初的意向是作为一种商业的运输机，但螺旋桨式旋翼机潜在的多面手能力未引起从开始就卷入的英国军方的注意。旋翼式旋翼机的祖先因特征近似那些已见过的螺旋桨式旋翼机而被清楚地打上印记，而忽视了值得注目的大比例容量。驾驶员座舱的大量玻璃窗被保留，给两人机组提供了优良的能见度。58.6英尺长的机身有引以为豪的里舱空间——46英尺长，8英尺宽，6英尺高；表明了一个迹象：旋翼式旋翼机相当大的货物容量。为提供支撑飞行器和它高速巡航飞行的部分载荷的方式，一套两端跨度46.4英尺的机翼安装在机身中部高处。这副机翼每一端装有一台奈皮尔.伊兰德N.E l.3四片桨叶涡轮螺旋桨发动机，额定功率3,000马力，每台带有13英尺直径的四桨叶螺旋桨。每台发动机都装有辅助压缩机，它通过90英尺直径四片桨叶旋翼里压缩空气管道为旋翼顶端安装的压力喷气系统提供空气，这四桨叶旋翼安装在机身中部上面流线型平台顶端。该机的尾翼包括一个带有大的垂直终板的水平安定面。终板顶端等分的地方是可活动的，连接自动向下的尾撑，为下垂的机翼叶片提供一个适当的缓冲空间，防止当桨叶慢速旋转或安静时触及地面。这些终板的下半部分也装有舵，一套全可收回的轮式三点起落架支撑着地面上的旋翼机，前起落架缩回驾驶舱下面的空间，主起落架缩回发动机舱下半面空间里。
菲而利旋翼机作出承诺：引领城市间高速运输方式的“革命”。它的取消对英国航空航天工业来说是个巨大的失策。
优于原型的基本设计型使用1/6和1/15比例的模型进行了非常广泛的风洞测试。使用这些模型对全尺寸和机械复杂性设计认定是必需的，完成原型机测试后，飞行测试在1957年11月6日进行，原型机第一次飞行在怀特.沃尔瑟姆飞机场上空。三天后，飞行器在风速为23英里/小时阵风超过40英里/小时以前飞速度46英里/小时的速度飞行。
旋翼式旋翼机独特的设计允许它以直升机模式或旋翼机模式飞行，依赖水平和垂直速度。因利用近似设计使用顶端喷气系统，旋翼直接被顶端喷气机推动，允许像常规直升机一样垂直起飞。一旦达到足够的前飞速度，而且机翼能够产生升力，顶端喷气机熄灭，飞行器继续作为旋翼机飞行。到了减速阶段，顶端喷气系统再次点火，旋翼重新发挥作用，保证悬停和垂直降落能力。第一次从直升机模式到旋翼机模式完全转换发生于1958年4月10日，该架旋翼机在1959年1月5日在62英里的闭合回路类别中创下了旋翼机的世界速度记录——191英里/小时。测试继续进行，该旋翼机实例证实巡航速度达到186英里/小时，在有效载荷范围内航程近似450英里。 该机能够起飞的最大重量在测试阶段为32,998磅，虽然为军用结构作出的全重计划是60,053磅，比测试重量高得多。所有这些性能描述，甚至伴随着得高得多得乘客容量，都被铺就了见到在更大的成品飞机方面性能有重大增长的要求。
旋翼机设想以满足大量运输的要求并有垂直起飞和降落能力，预想执行多种任务。在国际民用领域，它能用来作为乘客运输机或货物运输机，利用西欧或是英国国内超过250英里远的主要城市间的直接路线。另外，美国的卡曼飞机公司也表达了对旋翼机作为城市间运输工具的浓厚兴趣，它同菲而利谈判并成为北美的合作伙伴。作为军用飞机，它能以空前的速度横穿整个战地范围内用于快速运送部队或装备，或是这两者的混合。飞行测试日益有利，英国政府发表一项命令，准备某时定购18架机——12架给皇家空军，6架用于民事行动。在旋翼机设想的这些角色任务重，仍然包含许多可以进行任务扩展的潜能。
然而，这些概念未能实现，旋翼机喧闹的噪声使得顶端喷气装置改变为低压设计成为必要，这就使得加大成品机的旋翼也成为必要。更高得多得有效载荷要求被潜在的商业和军事用户提出，抛出发动机性能近似幅度的增长要求，还有机身尺寸和机翼面积。最终的产品设计仍是本来的一个全新设计，这就要求一个全新的发动机开发项目。缺乏适当的政府和工业资源支持开发新型飞机和新型发动机，导致了1962年1月该项目官方资金的中止。
同时发生的英国政府部门1959年强行推开的航空工业的“经济合理化”最终导致了20多家英国飞机公司合并为三家保留下的公司：英国飞机公司、霍克.沙迪利固定翼飞机公司和威士兰公司，合并了菲而利的活动和与其他旋翼飞机公司。这次被迫的合并的确是中断项目经营的首因。缺乏一朝许诺的政府部门赞助，维斯兰取消了旋翼机项目。沙迪利，在建中的单个原型机随后被分解，大部分卖了废品。一些幸存的成分，一台纳皮尔.伊兰地发动机，一片旋翼桨叶，旋翼桅杆，一小块机身部件和几个顶端喷气机，在英格兰韦斯顿－修柏－麦尔地直升机博物馆展览。
挣得“赛跑者”绰号
法国
Sud-Ouest
就在菲而利沉浸在螺旋桨式旋翼机和喷气式旋翼机的测试的同时，英伦海峡对面的工程师正在进行他们自己的复合直升机研究。1950年代早期，法国的索希特国家航空技术公司——Sud-Ouest，另外叫作SNCASO（后来命名为Sud-Ouest），正忙着测试他们自主研发的顶端喷气复合机型。Sud-Ouest S.O. 1100 “羚羊”是一种结构紧凑的在机身后部带有管装推进装置的蛋形直升机。1948年首次试飞，因发现一大堆问题——包括无法接受的高燃料消耗，所以这种推进器设计方案被舍弃。S.O. 1110 “羚羊” II号和S.O. 1120 “羚羊” III号的原型机也使用顶端喷气装置，但是没有了用于增加前飞的辅助推进系统。
S.O. 1310 Farfadet再次使用顶端喷气设计，但上面装有一个拖拉机的推进器。1951年12月订立两家原型机合同，最初设想是作为一架技术验证机使用。Farfadet发生在1953年4月29日的首飞持续了大约20分钟，但仅仅作为一架单纯的直升机。这一年年底，Farfadet作出了一个成功的转变，并在1953年12月2日首次以复合直升机方式飞行。
最初的Sud-Ouest“羚羊”确定使用顶端喷气系统用于垂直和悬停飞行，使用推进螺旋桨用于高速前飞。但不幸的是，它在受限的悬停飞行外没有获得任何进展。
在许多外形中，Farfadet还是最接近常规的固定翼飞行器，只是上面装有直升机旋翼。该机的最新改型机身前端装有带两片6.2英尺直径的可变倾角桨叶的螺旋桨，由一台275马力的Turbomeca Artouste II汽油涡轮发动机驱动。驾驶舱为并排的两名机组成员座位提供了良好的可见度，飞行员座椅后有个隔厢，可用来装载货物，或是提供给多至三名乘客乘坐。在顶蓬玻璃窗的后上方是装有三片36.7英尺桨叶的直升机旋翼的塔。尽管动力提供方式不同，与其开发全新的旋翼系统，SNCASO不如选择使用在早前的S.O. 1120“羚羊”III号直升机上使用过的同样旋翼。顶端喷气系统是由一台275马力的Turbomeca Arrius I 汽油涡轮压缩机提供动力的。毫不吃惊的是，顶端喷气装置的燃料消耗量仍然非常高，于是他们只能限制使用垂直起飞、降落和悬停。一套从未清扫过的机翼从机身下伸出，翼展20.7英尺。在机翼和机头上面装有一套不可收放的轮式三点结构起落架。机身后部如同固定翼型机尾一样收缩成锥形，带有单个垂直安定面和一个低的装有水平尾翼。水平尾翼下的机尾末端喷口，每一面向外排气。这个喷口在低速下喷出高压的引擎压缩机废气用来控制方向，而在高速飞行时，这种机型靠舵来控制方向。
Sud-Ouest Farfadet使用高压喷气口和舵来控制方向，它是当时飞行非常稳定并易于操控的飞机。
Farfadet的飞行测试证实该机是稳定的、可操控的、并令人舒适的。前飞时，机翼提供了大多数升力，卸载旋翼大约2/3的载荷。Farfadet已证明的最大速度为165英里/小时。然而，在该速度下的测试导致了涡轮螺旋桨飞机和涡轮压缩机引擎灾难性的故障，迫使飞行员紧急情况只能自传着陆。结果第一架原型机撞地，发动机完全毁坏。第二架原型机完成，安装了一台360马力地涡轮晶体“阿瑞斯”II型汽油涡轮压缩机，用于提供悬停性能。地面测试期间，该机机尾被完全毁坏，同时新发动机因震荡而失效。该项目从头到尾始终在测试、开发，中间因采用汽油涡轮而被各种困难妨碍，作为一架原型机，需要持续不断地调整。Ariel III 终于成为世界上第一架带有涡轮发动机的直升机，而早期涡轮发动机的可靠性与活塞发动机相比要差很多。
更复杂的情况接踵而至，当该项目最初的资金耗尽的时候，额外资金却没获准许而是投降了作战直升机项目，特别是S.O. 1221“神灵”轻型通用/观测直升机（使用冷循环顶端喷气装置取代燃烧的燃气）。正在阿尔及利亚进行中的战争需要法国国防工业全部的关注，许多试验项目转入较低的优先地位。结果，深入研究终止，Farfadet项目取消。测试期间最重大的损失是这两架原型机既不能实际应用重修也未能有效保护他们。探索和研究继续在SNCASO的另一种复合直升机上延续，但是再没有一架达到实用阶段。
前苏联
卡莫夫（Kamov）
自从直升机发明以来，俄国人就成为历史上垂直起飞领域的坚定信徒。国家辽阔的疆域——曾是前苏联中枢的时候甚至更大——提出了特别的挑战，在找到一种高效的运输人员和物资的方式横贯辽阔的俄罗斯疆域。艾戈尔.西科斯基在世时多次描述说，俄罗斯曾“制造直升机”，提到直升机的成功影响时，用了“缩短”领土这个词。在苏联国内许多民族需要一种垂直重型运输能力，最初是军用，很快扩散到民用领域。1950年代早期为苏联的军事需求提供如此能力是坚定不移的，当时武装部队的领导人看到一种补充固定翼运输机不足的方法，并且在役的这种飞行器不必依赖跑道起飞降落。1951年卡莫夫实验设计局（Optyno-Konstruktorskoe Byuro，OKB）从事一项计划，实现采用里沙诺夫 Li-2型（北约命名为“出租车”）固定翼运输机（美国制道格拉斯DC-3的苏联版本）作为主要成分转换为使用共轴旋翼的复合直升机的要求。然而，就逼近在Li-2成品最后阶段时，却无意继续并且放弃开发。
为了取代它的位置，卡莫夫决定依据“Vintokryl”的理念或螺旋飞行器思想发明一种全新的飞行器。他们的概念1953年被提交到苏联空军和中央空气流体力学研究所（Tsentralniy Aerogidrodinamicheskiy Institut，TsAGI）鉴定。1954年6月11日，飞行器的开发指定名字为Ka-22，并获得苏联军方批准，卡莫夫得以继续他的研究。预计制造三架原型机。Ka-22不像苏联或世界上建造的任何一款飞行器。它有机身、机翼和尾翼，就像一架常规的固定翼飞机。它以常规方式快速起飞，并装有巨大的、四片桨叶的旋翼，直径73.8英尺，装在每一边机翼末端的发动机舱的顶部。这些发动机每个装有一台5,900马力的索勒维夫（Soloviev）TV-2VK型涡轮螺旋桨发动机驱动旋翼，也驱动一套四桨叶的推进器。为了装载和下载货物，驾驶舱下方机身前部有巨大的空间，并在右边装有铰链，机身前端可以打开，为了不妨碍运载的大型货物通过。
卡莫夫设计局的Ka-22 Vintrokryl在机身尺寸、速度和完全垂直起飞性能方面不像世界上任何一架曾见过的飞机。
1954年秋季第一架Ka-22的风洞试验测试报告在空气流体力学研究所（TsAGI）进行评估。四年后，有关使用改良的军用Mi-4直升机旋翼系统的测试完成。1958年年底，第一架Ka-22原型机交付卡莫夫试验设计局（OKB）飞行开发部使用。到次年三月为止，发动机测试、机体振动评估、燃油系统校准、控制系统改造，以及旋翼和螺旋桨的调整均已完成。1959年6月17日，Ka-22开始它第一次场内飞行，期间飞机经历勒严重的震颤。结果，作出几处修改和调整，包括替换旋翼桨叶，调整环流倾角控制单元和联接铰链，修正载重平衡，改变旋翼修正表和前倾角。Ka-22随后在1959年8月15日进行了它首次非场内悬停。不稳定和控制问题重又出现，飞行模拟器的建造成为必要，利用模拟器后来进行悬停飞行揭示：两幅旋翼需要相反方向旋转。
飞行包线逐渐扩展，螺旋桨仍在使用，前飞速度在慢慢提高。1959年10月11日，Ka-22向苏联空军司令官和苏联航空工业部部长作出示范。然后它在过去的六个月中经历了一系列的调整。在1960年4月这些调整后的首次飞行再次显示了严重的振动问题，这次问题的起源立即追向桨叶蒙皮，右舷旋翼其中一片桨叶的蒙皮试验中完全剥落下来了。这次轮到转向研究旋翼桨叶上顺旋翼方向的破裂问题了，测试了几种以不同材料制成的桨叶和气流断面类型，旋翼桨毂也进行了改良。
1961年7月9日在图斯诺（Tushino）举行的航空展览会Ka-22首次在公众面前登场，以它绝对大尺寸的机身和快速度给参展的人们留下深刻印象。北约（NATO）给起绰号为“铁环”，它是当时世界上最大的旋翼飞机。Ka-22在图斯诺露面三个月后，就创下了三项世界航空记录，其中包括以356 km/hr（221英里/小时）的速度飞越15-25 km的航程。“铁环”巨大的载重性能也给人留下深刻印象，示范具有一次运输16,485 kg（36,343 磅）的有效载荷到2,588 m（8,491英尺）高度。由于原装的汽油发动机太差的动力稳定性，他们换装了5,500马力的D-25VK型涡轮螺旋桨发动机，而替换下的发动机被安装到了新的军用Mi-6重型运输直升机上。这个改革导致了“铁环”被再次指定为Ka-22M型，并确定为将来的产品标准。1961年9月23日，Ka-22M首次试飞，达到了3,280英尺高度和124英里/小时的速度记录。
1962年2月，苏联空军和民用航空总局发起了一项联合飞行评估计划。这年夏天，决定运送两架Ka-22M飞机到莫斯科进行进一步测试。1962年8月28日早晨，就在这次运送飞行期间，其中一架飞机进入急剧的螺旋俯冲而坠毁，七名机组成员死亡。后来的事故调查将此次坠毁原因归结于右舷旋翼机械故障，飞行机组成员失去控制。后来，在飞机中考虑安装弹射座椅，但是此举从未执行。突发的事故导致了该计划两年的退步，同时对飞机改进了改进，三架同型机处在不同的建设阶段。
1964年，Ka-22M完成了初步的飞行开发计划，准备参加预定的军用/民用评估。然而，灾难再次降临，第二架Ka-22M在1964年7月16日机组试图从偶然的下降中恢复平飞时导致了更猛烈的机动，右舷发动机舱室断裂后，机组遭受毁灭性坠毁。随后的调查推断，这期事故的原因与两年前首次事故都是由相似的原因导致的。没有一架机是在适宜飞行的条件下，并且面对保留机身的大量修正，国家航空技术委员会表决终止Ka-22M的开发，引用该机极大的复杂性为例证，特别是发动机要同时给旋翼和螺旋桨推进器提供动力。这就暗示着这些应该在将来的重型运输直升机上吸取的教训。没有一丁点幸存的飞机部件保存下来。
尽管在Ka-22开发过程中遇到很多问题，但它仍能够示范了给人留下深刻印象的飞行性能，甚至以今天的标准来看，它已经达到一个比它同时代许多直升机快得多得前飞速度，同时伴随非常大的有效载荷能力。“铁环”的持久影响在后期的苏联设计方案中是显而易见的，不管是在建的还是未建的。军用Mi-12（北约绰号“信鸽”），出现在1960年代后期，保持了曾建出的最大的旋翼飞机，采用了近似Ka-22的旋翼结构，但取消了辅助的向前推进螺旋桨单元，单纯靠主旋翼实现推进和起飞。
美国
美国旋翼机公司（GCA）
美国旋翼机公司（GCA）组建于二战结束后，目的是生产比当时存在的任何一种性能更好的直升机。特别是，GCA正在寻求提高最大速度的途径，并试验了几种新颖的旋翼控制概念，包括用于控制飞行方向的旋翼顶端刹车控制系统。
他们的第一款设计方案，指定为GCA-2A，使用共轴式班迪克斯（Bendix）原型J 直升机，带有改良的旋翼系统和机身每一面附加的推进器。每个推进器由一台100马力的美国本土产发动机提供动力，安装在突出的舷外支架上。推进器可以独立操作用于偏航方向控制。直径48英尺的主旋翼由一台450马力的“普拉特”和“惠特尼”R-985型发动机提供动力。在巡航飞行阶段，桨叶的旋转倾角是值得关注的小于没有辅助推进器要求的角度。首次飞行在1949年11月底进行。
旋翼机GCA-2A是首架在美国上空飞行的复合直升机，它在标准的班迪克斯原型J直升机两侧增加了两台推进器。
GCA延续了多样化设计研究并试验了旋翼控制配置，但没有造过一架复合验证机。一个他们做过研究的概念是尾桨能作为克服悬停和低速度时反扭距的支点，高速度时又能提供拉力。命名为GCA-5，该设计包括一个三座的直升机带有四片刚性桨叶主旋翼和一个两片桨叶的尾桨。当前飞速度增加时，超过80％的发动机功率要转向尾桨，因它转动方向朝向后面，起着推进螺旋桨的作用。GCA-5有一个速度为155英里/小时并且航程为264英里的方案，但它绝没有超越概念阶段。GCA因它的便携式XRON轻型单座旋翼机和QH-50“雄蜂”反潜直升机（Drone Anti-Submarine Helicopter，DASH）而得名，后者军方到今天仍在使用。
麦克唐纳飞机公司
第一架飞在美国广阔上空的复合直升机是麦克唐纳的XV-1垂直起降飞机。是麦克唐纳飞机公司、美国陆军运输兵、和美国空军赖特开发中心联合研制的，XV-1是作为一款试验飞行器建造的，结合了直升机的垂直起飞与低速操作特性，和固定翼飞机的高速度和远航程特点。最初交付的机型指定名字为L-25，强调了它的联络角色，该机后来被指定为直升机暂时安排编号为H-35。然而，此机随后在1950年被改为XV-1，使它成为首架“V”系列的飞行器。
麦克唐纳的XV-1垂直起降飞机继承了许多Wn 342的相同特点，它们都是奥地利工程师弗里德里希.冯、杜柏霍夫设计的。
两架原型机中的第一架在1954年年初完工。象许多已经飞行过的复合直升机一样，XV-1是作为一种全新的飞行器来设计的，而不是作为现有设计的一种改良机型。因此，它依靠自身非常的气动性能断然采取非正统外形。大约三分之二圆柱型的机身是采用树脂玻璃材料成形加工的，为前后串列安置的两人机组席位提供了几乎无限度的可见度。也可以选择另一种安置：座舱中一名飞行员席位和在他身后的机舱内三名乘客席位。一套平直的翼（翼展26英尺）安装在机身上部，支撑两个向后的尾喷口，每个机翼同垂直的安定面链接，在中部有可活动的水平尾翼。装在机身后部并挨着两个尾喷口之间是一台两片6英尺直径桨叶推进器，动力由一台550马力的美国本土产R-975-19七缸放射状活塞发动机提供。31英尺直径的三片桨叶旋翼安装在流线型塔上部，虽然它后来降低了高度——仅仅为了高于推进器的弧——在飞行测试进步的结果。在地面的时候一套刚性不可收缩性金属刹车支撑着飞行器。为了减少重量并提高性能，XV-1一大部分采用铝来制造。
XV-1的悬停范围测试开始于1954年12月11日，但是顶端喷气旋翼推进系统开发中的困难将自由飞行推迟到7月14日。设计者根据第一架原型机试飞过程中得到的数据对第二架原型机进行了一些小的改进，这些改进后来也适用于第一家原型机。最突出的改变是在两个尾喷口末端增加一个小尾桨，用于改进方向控制（自从顶端喷气技术导致旋翼的反作用以来，再没有扭距需要抵消，因而没有“反扭距”尾桨同时也用于方向控制）。象以前的顶端喷气复合机一样，XV-1也依靠水平或垂直速度具有以直升机或旋翼飞机的飞行性能。然而，这不是自动的，它取决于飞行员依据空速的增加或下降调整旋翼桨叶的偏转角度。XV-1上的单台发动机不但要驱动推进螺旋桨，而且用于旋翼推进系统的顶端喷气装置的压缩机也由这台发动机提供动力。它们反馈给这套均衡复杂的管道系统推动高压空气通过中空的旋翼桨叶到每片旋翼顶端的燃烧室。在这儿，空气同燃料混合然后火花器点火产生喷射推力，以此使得旋翼以反时针方向旋转。使用两台压缩机的决定作出后，为了避免不受欢迎的重量代价最后导致使用两套传送装置代替：在直升机模式下，发动机动力直接供给压缩机，以驱动旋翼系统的顶端喷气装置。当转换到旋翼飞机模式下，发动机动力转向推进器上，而旋翼完全进入自转模式。
9个多月的以旋翼模式的飞行测试后，垂直起降飞机（convertiplane）在1955年4月29日诞生了，它得名自首次成功地完成从直升机模式到旋翼机模式地转换并再返回原来模式。1956年10月10日，第二架XV-1原型机创造了历史，它成为世界上第一架速度达到220英里/小时的旋翼飞行器，这得到了全球航空航天团体的直接关注。这种性能层次是有重大意义的，因为它意味着XV-1飞行速度已经比当时常规直升机速度记录快了44英里/小时。巡航速度极大地超过了138英里/小时，机翼提供了总体升力的85％强，同时剩余的15％的功率用于提供给旋翼桨叶产生自转。甚至当高速飞行时，机翼不必需要足够大的面积以提供所有必要的升力来保持XV-1在空中飞行，于是旋翼的自转对维持高度水平是必要的。垂直起降飞机的航程大约593英里，实用升限为19,800英尺，巡航速度138英里/小时，极限速度203英里/小时，XV-1证明了在旋翼飞行器性能超越同时代飞行器一个引人注目的飞跃……但不是永久。
尽管垂直起降飞机以实例证明了速度优势，但飞机的相关复杂性，特别是顶端喷气旋翼推进系统，抵消了最初超越机械传动直升机的优势。另外，明亮的闪光和顶端喷射装置产生的噪声在军事联络角色观察过程中是无法接受的，于是该飞行器确定实现。结果，XV-1项目在1957年被取消，两架原型机也再没飞过。今天，他们列为收藏品在两家美国最著名的博物馆里：一架在阿拉巴马州拉克堡陆军航空兵博物馆（the Army Aviation Museum,AAM），另一架在马里兰州休特兰国家航空与航天博物馆（the National Air & Space Museum,NASM），属于保罗.E.加博（Paul E. Garber）保存、修复和储藏（Preservation, Restoration, and Storage）设备。
皮尔斯凯飞行器公司
麦克唐纳并不是美国唯一的对高速旋翼飞行产生兴趣的飞机公司。认识到这一类飞行器的潜能，特别是在短程航空活动领域，位于宾戏法尼亚州费城的皮尔斯凯飞机公司依靠私人资金风险项目开始致力于高速直升机的研究。结果，知名的16H-1“探路者”问世，该机是一种五座的复合直升机，装有一台三片全铰接桨叶的主旋翼，旋翼直径41英尺；和唯一一台三片5.5英尺直径桨叶的管道推进器，组成所谓的“尾桨”。尾桨通过管道上四个垂直的叶片提供方向控制和克服反扭距。该机能够垂直离地升空，也能够象固定翼飞机一样实现滚转起飞，这意味着在它的有效载荷内增加行动总重。主旋翼和尾桨的动力都由一台550马力的加拿大联合飞机公司产PT6B-2涡轮轴发动机提供。该机有一副20英尺的翼展的固定翼装在最新型机身的下部两侧，每片机翼上都带有一套副翼和襟翼用于增加机动性。轮式起落架是后三点式构造，主起落架可以缩回机身下腹，而全操控的尾轮保持固定位置。
皮尔斯凯积极倡导它16H-1“探路者”上的尾桨作为辅助推进和反扭距控制的方式。
“探路者”在1962年1月21日进行首次飞行。此次飞行，也是首次少有的并发飞行，驾驶舱和机舱都没有围起来，机翼也不合适，起落架一直处于朝下位置。同年早秋，飞行测试取得进展程度足够将将座舱封闭，并且机翼适于在高速下测试飞行。测试期间，“探路者”达到总共185飞行小时，极限速度为170英里/小时。飞行测试的成功吸引了军方的注意，给予支持开发联合陆军/海军项目（joint Army/Navy program），联合资金支持改进型16H-1飞行示范，并把它作为正在研究中的“先进高速旋翼机技术”（advanced high-speed rotorcraft technology）的一部分。联合资金项目开始于1964年5月，目标是收集复合直升机飞行速度超过225英里/小时下的特征信息。为了达到这一步，皮尔斯凯斥资进行“探路者”的好几处改进，发动机换装为更强劲得多的1,250轴马力的通用电气产T58-GE-8涡轮轴发动机，安装一套新的驱动系统和推进器来吸收增加的动力，装有更大的44英尺直径的主旋翼，与在垂直短距起落H-21“消尼”/“驮马”直升机上使用过的完全一样。此外，机身加长，可以容纳8名乘客的铺位。这些广泛的改进证明了一个新的设计和新的命名，导致16H-1A“探路者二世”的诞生。
对皮尔斯凯“探路者”的广泛改进导致了16H-1A“探路者二世”的诞生，一种更快、更优雅的飞行器。
“探路者二世”的陆军/海军资助资金地面测试开始与1965年5月上旬，第一次悬停阈限测试发生在当年11月13日。两天后，首次全自由飞行发生于1965年11月15日。到1966年4月为止，“探路者二世”在陆/海军合同下已经飞行了超过40小时速度达到了225英里/小时，同时也示范了一种高度的可机动性。分别以32和35英里/小时的速度后飞和侧飞也进行了探索。正当1966年夏季“探路者二世”进入飞行测试计划的最后阶段，新的空气入口管适合用于提高功效，同时发动机被依然强劲得多的1,500轴马力的通用电气T58-GE-5涡轮轴发动机替换。尽管飞行器保留了“探路者二世”的名字，但公司决定改名为16H-1C。
同年项目结束后，陆军和海军已经收集了大量在复合直升机领域的研究数据，许多数据用于开发和测试其他的研究用飞行器，并为将来的努力留下了有用的资源。该机更高级的商业型号，暂时叫做“探路者三世”，列为开发计划，但在军方内部表现出的兴趣超过了深入商业开发并获得了优先权。今天，“探路者二世”仍保持存货，皮尔斯凯为了将来在高速复合直升机研究中使用，它直到今天仍继续是一个活跃的项目。
贝尔直升机公司
贝尔直升机公司位于德州沃斯堡，早期因有一款命名为“狂欢”的带有机翼的47号原型机，标志着开始进入提高旋翼飞行器速度性能的研究领域。1961年8月7日在与美国陆军签订合同随后做了大量广泛的工作。在美国陆军运输研究司令部（U.S. Army Transportation Research Command，TRECOM）高性能试验直升机合同的资助下，贝尔采用UH-1B的气动组成改进了YH-40直升机，该公司指定名称为533号原型机。这个项目的主要目标是评估多种旋翼系统和减小阻力的方法。最初的改进包括在机身后部增加玻璃纤维蜂窝状结构的空气动力学附件，改进的附件用于着陆时刹车，一个装在尾喷管上弧形的垂直安定面用于卸载尾桨的负荷，尾桨飞行时可倾动角度，装在突出的的桅杆上，桅杆从宽阔的，优美的机舱上部的流线型结构上伸出。1962年8月10日，该机进行首次飞行，机上装有标准的UH-1B上44英尺两片桨叶旋翼，另一套旋翼系统是在533号原型机上测试过的：万向接头式42英尺直径三片桨叶旋翼，一种能被安装到刚性桅杆或是通过万向节安装。控制系统已改进过，很好地适应卸载塔系统兵能适应两片桨叶和三片桨叶旋翼系统。实际水平飞行以标准2片桨叶旋翼空速达到150节（173英里/小时）
确定了阻力消减的基本益处后，美国陆军第二阶段资助地主要目的是研究辅助推力效果。贝尔使用两台920磅的本土产J69-T-9涡轮喷气发动机紧紧地装在机身两侧的发动机舱内进行推力测试。为该项目挑选的两片桨叶旋翼和标准UH-1B桨叶也替换到了试验机上。一副后掠机翼（翼展26.8英尺）装在了机身下部。这副机翼可在地面调整后掠角度，飞行中可以翘起。控制机翼倾斜角度的机械控制装置后来与总体控制系统相连，此举可以避免机翼升力过大，并照顾到自转时旋翼的每分钟转速控制问题。
贝尔533号原型机在1969年达到了难以置信的水平飞行速度——316英里/小时：多种复合材料的旋翼、机翼和喷气发动机，包括四片桨叶版本（上图），短翼顶端装有喷气发动机。
贝尔533原型机两片桨叶版本
在纯粹的直升机结构上进行探险性测试后，机翼被取消，涡轮喷气发动机被装上了。并在1963年10月21日以这种结构进行飞行测试。不久后在垂直安定面上尾桨的对面安装了附加的升降舵。自从标准的升降舵安装到来自喷气发动机的气流范围内后，空气动力学噪声增加。在1964年3月2日全部结构，包括机翼和装上了辅助喷气发动机的飞机进行首飞，水平飞行的实际空速达到214英里/小时，利用了最大辅助推力。合同测试项目在1964年4月全部完成。立即接着进行计划中测试项目，在贝尔直升机公司独立研究项目支持下，装上了两片桨叶旋翼，旋翼叶片顶端特意缩成锥形，此次使用最大辅助推力水平飞行实际速度达到222英里/小时。
为提供更大的推力，J69涡轮喷气发动机被拆下， 533号原型机换上了更强劲的1,700磅静态推力的J69-T-29涡轮喷气发动机，该款发动机同在瑞安BQM-34A“火蜂”靶机上使用的相同。这项推力的重大提升使得该架飞行器达到更高速度，成为历史上第一架速度突破200节（230英里/小时）的旋翼飞行器——1964年10月15日达到236英里/小时。六个月后，也就是1965年4月6日，它成为第一架水平飞行达到250英里/小时的飞行器。顺着更快的速度，试飞员驾着533号原型机示范了给人深刻印象的机动性，理性表演以60度倾角进行2G（加速度单位，与重力加速度的比值）转弯。1968年年初，美国陆军授予贝尔一项后续合同，目的是扩展飞行包线，得到更远的航程而替换下J69涡轮喷气发动机，换上更强劲的3,300磅推力的普兰特&惠特尼（Pratt & Whitney）公司产的JT12A-3涡轮喷气发动机。以前适用的机翼被移除，换上新的非后掠一对上面一尖装有发动机的机翼。另外，主旋翼的外形附件改变，纵向的控制系统完全变更，从标准的直升机环装控制向纯粹的固定翼升降控制类型转变。1969年4月15日，533原型机以这种结构达到难以置信的速度——316英里/小时（274.6节）。该项目最后的测试阶段包括替换下两片桨叶主旋翼，换上四片桨叶的柔性梁旋翼系统。
完成测试后，533原型机永久退役，持有收集到的庞大数量的数据，为将来可能用于复合直升机项目留下了宝贵的资料。今天，533原型机唯一的实体陈列在弗吉尼亚州伊优斯德堡美国陆军航空应用技术委员会（the U.S. Army’s Aviation Applied Technology Directorate，AATD）主楼外面。
卡曼飞行器公司
卡曼飞行器公司，位于美国康涅狄格的布鲁菲而德，对高速直升机的潜在能力做了相关研究，在1963年6月27日时TRECOM授予一份合同。公司推选使用改进型UH-2A“海妖”进行试验，该机是一款单台发动机（其时）的通用直升机，几年前进入美国海军服役。为了增大它当前涡轮轴发动机的功率，复合型“海妖”换上了单台2,500磅静态推力的通用电气YJ85涡轮喷气发动机，固定在机舱右侧附着的短而粗的塔架上。从外形上看，在此项目阶段在“海妖”上作出的仅有的其他构造和/或有性能有关的修正， 此举将水平安定面的前倾斜角上机鼻上方增加了3度，UH-2A的标准四片桨叶主旋翼被保留。
地面测试结束后接下来进行飞行测试，开始于1963年11月26日。当逐渐增大前飞速度时，复合型“海妖”达到了216英里/小时。采用UH-2A的标准可收回的轮式起落架，证明在消减阻力方面是有益的。甚至在装有辅助涡轮喷气发动机的飞行测试结束前，作出的计划飞机上要增加一对固定翼用于卸载主旋翼载荷，同时增加飞行器的机动性。该项目的这个阶段，在1964年6月发布，1964年9月将调查使用副翼控制滚转补充旋翼控制的不足，并评估带着涡轮喷气发动机下集体的平衡配重作用，飞行测试因改进机体为有翼构造而暂停。
接下来的5个多月，作出的改进是嫁接一对皇后山毛榉航空公司轻型行政运输飞行器的机翼，装到机体下部两侧，翼展35.25英尺。为了能安装机翼，拆除机身机头处后部燃料箱结构成为必要，这个邮箱通常有176加仑（约800升，译者注）的容量。虽然通过使用机翼内的燃料箱恢复了一些燃油容积，但全部在内的容积是80加仑（约363升），不够测试辅助涡轮喷气发动机期间使用。然而，对飞行测试用途来说这些油料已够充分使用。
一直带着在先前测试中固定下来的机翼和水平尾翼，改进为飞行中可变迎角，从向上16度到向下16度，这就允许飞行员操纵飞行器实现多样的攻击角度，因而获得在固定的空速下机翼宽阔的航程或旋翼载荷比例。该架飞行器以这种结构在1965年2月首次飞行，因此开始了该项目载荷增加阶段。高速飞行条件下，机翼有效卸载了主旋翼将近50％的载荷。机翼上全部保留了副翼的使用，它最初是作为导致拉力的消减和促进进入自传而使用的。然而，最后发现这是不必要的，因为飞行员报告说机翼不能妨碍自转。副翼是可用的，但被发现产生实际的拉力。完全成为测量升力的器具——机翼，被设计用于地面调整从0度到5度，导致机翼向上提供一个机鼻上举的飞行器高度和确定最适宜的飞行角。最后，在有翼结构下的复合型“海妖”得到225英里/小时，机动性能获得值得关注的增长。进行了70次飞行大约39.6飞行小时后，该项目的改进阶段在1965年4月28日完成。在此后某天，来自美国陆航器材实验室（the U.S. Army Aviation Materiel Laboratories，USAAVLABS）和海军航空测试中心（the Naval Air Test Center，NATC）的专业飞行员在1965年5月21日进行了定性飞行评估。
卡曼的UH-2复合型“海妖”在辅助涡轮喷气发动机（产自皇后山毛榉林航空公司）下高速飞行，两侧伸出的机翼卸载掉了主旋翼大部分载荷。
通过对飞行测试中达到的快速度和良好机动性商议后，陆军考虑到资助一台额外的二手涡轮喷气发动机装到复合型“海妖”上来拓展该机的全部速度潜能，但这从没有实现。由于现在的开放式货舱门的缘故，这样的改进必然需要另外的机身结构并对机身两侧进行高度加固。而且，确定这样额外的速度是没保证的，因为单发涡轮喷气发动机只足够满足这个项目的规定目标。复合型“海妖”最后确实是只作为研究机而从未作为成熟产品生产。全部测试项目异乎寻常的顺利，并几乎没有遇到什么困难。如此一来，它在收集大量复合直升机（仅仅推力复合或是推力与升力复合）的性能和限制数据取得了极大成功。最后，卡曼结束了该机严格作为并不是最理想化的使用主旋翼的复合直升机的管理。取而代之的是，另外使用多样控制界面的固定翼并复合了旋翼，极大地增强了机动性。测试项目结束时，复合型“海妖”进行了二次改进回到它的标准结构设计，并回归海军再次服役。
洛克希德飞机公司
位于加州柏班克德洛克希德——加利福尼亚公司是洛克希德飞行器公司的下级单位，作为传统上固定翼飞行器设计方面的“领军人物”，洛克希德在1950年代后期对先进直升机开发产生了兴趣。洛克希德在已获得联合陆军/海军研究项目的合同后，深入开发他们德刚性旋翼系统设计，并在1963年接受了另外一项来自TRECOM的合同，改进他们的验证机XH-51A为复合直升机。XH-51A本来就是多家公司的CL-595或原型机286，一款设计用来开发刚性旋翼优势的试验用直升机。刚性旋翼系统的关键特征是设计、结构和功能上绝对的简单。从维护观点来看有关少量的移动零件具有积极的品质。安装简便，旋翼系统排除了在多数常规旋翼上常见的挥舞和摆振，直接在旋翼桨毂上附上叶片，充分利用旋转的桨毂的回转效果，并因此平衡旋翼系统受力。一个回转环套在主旋翼桨毂下面，直接加固旋转斜盘，飞行员的控制装置与一套弹簧相连，弹簧直接顶在旋转斜盘上面，因此回转环迫使旋翼对飞行员的输入立即起作用。
这架飞行器本身的基本设计为如何建造复合直升机提供了很好的基础，又因为它是最新改型的，蝌蚪状的机身是用平头铆钉铆接的，着陆刹车装置直接平滑地缩回机身下部。为了将XH-51A创新成一架复合直升机，一套翼展16.9英尺地机翼安装在机身上，同时一台2,500磅静态推力的普拉特与惠特尼产J60-P-2涡轮喷气发动机装在机身左舷。一个容纳电池组和测试仪器的附加夹舱固定在右舷机翼顶端，平衡涡轮喷气发动机的重量。每边机翼都装有在紧急状态下高速度时辅助进入自传的装置。此外，水平尾翼和垂直尾翼表面都扩大了。因标准大小的XH-51A，机体有四片35英尺直径的刚性桨叶主旋翼和两片6英尺直径桨叶的尾桨，二者动力都由单台涡轮轴发动机提供。
XH-51A复合机没有使用涡轮喷气发动机的首次飞行发生于1964年9月21日。在接下来的几个月里它继续作为一款带有机翼的直升机飞行，以此评估不寻常的改进有关的操纵特性。1965年4月10日，涡轮喷气发动机首次点火，飞行器速度达到272英里/小时——当时任何旋翼机最快的速度。从悬停开始，它有能力在45秒内达到230英里/小时。辅助涡轮喷气发动机和短翼在前飞时可以部分卸载主旋翼的载荷，减小临界旋翼桨叶速度和桨叶倾角，允许该机比曾作为纯粹的直升机飞得快得多。随着飞行测试的进行，发现高速前飞速度下增加挡风玻璃的支撑以对抗遇到的强烈空气动力气压成为必要。1967年6月19日，XH-51A复合型创下了另一项（非官方）旋翼机记录——速度达到302.6英里/小时。高速飞行测试在各种高度、航程条件下进行，从几千英尺到极低高度、地形跟踪飞行。辅助涡轮喷气发动机和短翼给予XH-51A复合机非常近似固定翼飞机的飞行品质。然而，因为涡轮喷气发动机过快的燃料消耗率，在油箱用干之前该机仅能够维持它最大的速度大约20分钟。
从XH-51A复合型机得到的大量数据被直接应用到洛克希德公司正在开发中的高级军用复合直升机项目上，该机采用创新性的刚性旋翼系统（rigid rotor system），命名为AH-56A“夏延”（Cheyenne）。“夏延”是在陆军先进空中火力支援系统（the Army’s Advanced Aerial Fire Support System，AAFSS）项目下设计，并作为越南战争中为先进高速骑兵连输送直升机的护卫机使用，同时作为战场上部队的直接火力支援飞机。洛克希德在1965年9月接受挑选成为两家竞争对手（另一家是西科斯基）之一参与竞争AAFSS合同。洛克希德服从军方要求，以知名的CL-840两个月后宣布胜出。1966年3月23日，洛克希德获得合同生产10架工程开发用机身，陆军指定名称为AH-56A。
洛克希德小型XH-51A复合直升机使用小机翼和一台J60涡轮喷气发动机，在1967年达到了旋翼机的非官方速度记录：302.6英里/小时
1967年5月3日，该机大量生产，AH-56A被命名为“夏延”。同年9月21日，第二架原型机完成了该型机首次（非公开）试飞，12月12日，在加州范•纽斯机场该机向公众展示了为期13分钟的示范飞行。为达到很高的前飞速度，AH-56A伴有主旋翼和尾桨同时，装有一台汉密尔顿标准可变角度10英尺直径的三片桨叶推进螺旋桨， 有单台3,435轴马力的通用电气T64-GE-16涡轮轴发动机驱动。开发过程中，发动机功率也一直增加，最后达到4,275轴马力。伴随速度的不断增加，对飞行员来说推进器提供了独特的悬停选项。通过应用抵消正反推力，在悬停中他能操纵“夏延”以机头向上或向下10度姿态机动，并允许两人机组发射机翼上装载的武器攻入山谷或攻上山头。推进器也使得飞机在水平飞行中不需要机头上仰或下俯改变角度就能非常快速地加速或减速。同其他几款同时期的复合直升机对比，它的主旋翼在巡航飞机期间被一对机翼卸载掉了部分载荷，这对机翼翼展26.75英尺，同时也能用于运送大量军火增加载荷。它不同于适用于飞机类型的控制系统，所有的机动输入都必须通过主旋翼来完成。四片50.5英尺直径的刚性桨叶被紧密的安在XH-51A复合型主旋翼上，提供了更强大动力。刚性旋翼概念非常适合陆军，这让陆军感受到了明显的必要的稳定程度，适合于这款革命性的新武器平台。
强大的洛克希德AH-56A“夏延”攻击直升机比其他同时代任何一款复合直升机都接近成品量产。
洛克希德建造了十架发展中的原型机，全部完成了广泛的地面和飞行测试程序。飞行和包线范围测试非常完善，该机例行示范速度大约100英里/小时，明显快于当时在役的常规直升机。出于对“夏延”先进的武器系统性能和飞行性能的足够信心，陆军1968年1月最初的成品计划定购375架机。早在试飞阶段，飞行员就遇到贴近地面飞行时不稳定的问题，但这些问题最后被纠正。1968年3月，“夏延”已经示范了前飞速度195英里/小时，侧飞27.5英里/小时，后飞23英里/小时。高速飞行期间，机翼部分卸载了主旋翼载荷，发动机全部输出功率中大约300轴马力被转移到推进螺旋桨上，使得由它来提供大部分前飞的推力。
进行测试过程中，当飞行速度超过200英里/小时的时候，稳定性缺乏问题重又发现，致使试验了大量不同的材料的刚性主旋翼设计和不同结构，试图消除这阿问题。不幸的是，这些问题很难修正。在整个项目始终最麻烦的技术挑战是一种被称为“½ P 跳跃”的现象。这个问题由一个发生在主旋翼每转两转的低频谐振，导致桨叶严重的空气动力学压力。如果飞行员未能识别出来并不正确的处置，这种状况可能会导致严重的或可能产生恶性旋翼摆动。1969年3月12日沿加州海岸进行高速飞行测试期间，“½ P 跳跃”导致了主旋翼撞击机身将它切成两半，飞行员丧生。所有“夏延”被全部临时地面停飞接受悬而未决的调查。
此次事故，伴着大量财政和政治上的因素，导致陆军在1969年5月19日取消了部分产品合同，而距预定的成品原型机交付时间仅6个月。这次坠毁事件后6个月，“½ P 跳跃”在NASA艾姆斯研究中心的风洞试验期间再次遇到，第十架原型机被完全毁坏。尽管屡经挫折，为了实现对先进武装机的需求，陆军还是鼓励洛克希德继续开发AH-56A。
最后，夏延未能继续存在下去。政策的变化改变了陆军的准则，来自其他军兵种联合在一起的装备压力导致了“夏延”的消亡。洛克希德最后在1972年8月9日完全终止了该项目。反过来说，事实上旋翼系统的所有问题既没有解决到项目终止的时候也没有找到很好的解决方法。AH-56A达到的极限速度仍是不超过253英里/小时（220节）——甚至以今天的标准来看这也是一个相当令人印象深刻的速度。尽管被当作失败的案例，但“夏延”实际上在许多方面取得了成功，贡献了许多值得研究的教训和甚至推动了如今攻击直升机进步的先进技术。随着十架原型机结构和成品定单被搁置，“夏延”比其他任何复合直升机更接近大批量生产。不应当忘记的是，收集自复合直升机的大量宝贵数据通过洛克希德的努力继续证明直到今天这样的研究也是有益的。
认识到高速直升机在民用和军事领域潜在的有利市场，洛克希德也探索了大量民用复合直升机可能的设计方案。预想诸如高速运送30到90名乘客，航程在250英里以上的飞行器概念。然而，这些设计没有一款曾离开图板成为现实。不幸的夏延转让最后导致了洛克希德的旋翼飞行器设计受累。今天，两架现存的AH-56A实例在阿拉巴马州拉克堡的陆军航空兵博物馆（the Army Aviation Museum）能看到，同时每一架也在肯塔基州的坎贝尔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复合直升机和一架模型正等着复原……
西科斯基飞行器公司
西科斯基的重型改进型“海王”直升机，编号S-61F，采用拉力消减外形设计可进行高速飞行。
就在洛克希德进行XH-51A复合机型试飞期间，西科斯基的斯特拉福德飞行器公司（位于美国康涅狄戈）开始测试它自己的复合旋翼飞行器——S-61F。西科斯基提供部分资金，1964年在判定给联合陆军/海军研究合同支持下建造，试图速度达到230英里/小时，S-61F是一种由SH-3A“海王”反潜直升机高度改进并最优化设计，用于宽阔的阻力消减外形高速飞行研究使用。机身外壳是流线型一体成形的，圆型的机鼻，和改进的机腹，机舱两边很好稳定性的浮筒被拆除，可收放的轮式主起落架被重新安装在机身下部两边的改进结构内，用于支撑两台3,000磅静态推力的普拉特&惠特尼J60-P-2涡轮喷气发动机。尾喷管重新设计为更具锥状的外形，上面装有一个大幅面的垂直尾翼，其上包含飞机类型的舵。另外，一副巨大的带有升降舵的水平尾翼（利用塞斯纳T-37喷气教练机部分）固定在垂直尾翼中部。带有全跨度副翼大尺寸的170平方英尺机翼装在机身上部，翼展32英尺。建有一个新型六片桨叶旋翼桨毂，连接新型低柔性桨叶。
这架直升机出于研究目的设计以多种不同结构飞行，带有或不带有机翼；带有或不带有涡轮喷气发动机；带有五片或六片桨叶主旋翼；带有高柔性或低柔性桨叶。S-61F得到了军方的指定名称——NH-3A，并在1965年5月21日首次飞行，装有涡轮喷气发动机，五片桨叶主旋翼，配有低柔性桨叶。同年7月，它速度达到187英里/小时。在飞行测试进行过程中，发现由旋翼桨毂导致的紊乱气流产生尾部摇摆，迫使在旋翼桨毂顶端增加一个空气动力学的附件，或叫“便帽”。计划的下一阶段事关为了部分卸载主旋翼载荷并试图达到更高速度而增加机翼。虽然标准的五片桨叶主旋翼在最初的飞行测试中得以保留，但标准六片桨叶旋翼与低柔性桨叶也应测试。S-61F上没有综合的飞行控制系统，全跨度副翼能够向上或向下带着哔哔的声音转换角度。角度转化控制仪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调整。
S-61F的试飞取得了圆满成功，到1967年5月8日试飞结束时共进行了113次飞行，累计88.2飞行小时。最大速度达到了255英里/小时。1969年3月20日西科斯基在提出的最后报告中推荐，为了提高飞行器的速度性能应继续该项目深入改进计划。然而，这个选项不被军方采纳，该项目不久以后被停止。尽管S-61F极大的增加了复合直升机特性的可用信息，但因使用现货供应的部分和拥有非综合飞行控制系统的限制因素妨碍了达到全部直升机性能的进程。这个项目完成后，S-61F对高速直升机研究作出的最后贡献是，当早先机身换上火箭滑撬使用时，测试机用于评价机组撤出系统的性能并用于后来的西科斯基S-72上（下面详述）。
在S-61F进行飞行测试的同一时期，西科斯基为了支持他们对抗洛克希德的竞争简要的运行了另外一项设计计划，赢得了同陆军的“陆军先进空中火力支援系统”（AAFSS）合同。他们的建议，得名于S-66，但从未作为一个完整样本超越这个设计平台。无论如何，S-66得关键要素不是达到飞行测试状况。称作“旋翼螺桨飞机”的概念包括一个机体后部能转动90度的尾桨，可以作为推进螺旋桨起作用，并提供额外的前飞推力（近似15年前提出的GCA-5作用）
为测试这种概念，一架标准的SH-3A在1965年被改进为新型尾部，包括一个大尺寸的垂直尾翼，上面转悠一个飞机类型的舵用于方向控制。“旋翼螺桨飞机”是一款标准的SH-3A设计用于可旋转的尾桨，并在尾部末端的尽头上装有尾桨的机型。当以直升机方式达到大约80英里/小时的速度时，飞行员将用按钮控制转换。在这个关键点，方向控制由舵独自提供。当空速下降到80英里/小时以下时，飞行员将装置恢复成原来尾桨状结构。虽然测试版本可以手动操纵，但成品原型机还是自动运转速度随之或增或减。系统工作状态良好，提供了新的概念。然而，因洛克希德公司失去许多合同，西科斯基公司也停止了开发S-66，同时“旋翼螺桨飞机”概念也被放弃。
西科斯基的创新型旋翼螺旋桨飞机，测试中的S-61F，可以转换尾桨功能作为推进螺旋桨（上图）或是作为常规尾桨（下图）。该机被定购用于被提议的S-66攻击直升机使用。
1970年代早期，工程人员继续需求途径提高直升机的前飞速度。当时许多不同的制造商提出几个设计方案均被试验过，所有这些方案满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机上试行“前行桨叶概念”（Advancing Blade Concept，ABC），主旋翼系统由两层共轴反转旋翼构成，利用了“前行桨叶”的空气动力学升力潜能。尽管在外观上非常近似苏联制造商卡莫夫的经典设计，但西科斯基的方案在桨叶上有不同，它的桨叶是刚性固定在旋翼顶端的，而在“前行桨叶概念”旋翼系统中，后行区桨叶在高速飞行期间不在提供升力，而大部分载荷升力由旋翼前行侧桨叶提供，因而排除了通常与后行桨叶延迟相关联的升力下降。在所有的共轴设计方案中，因为共轴反转的三片桨叶旋翼克服了任何扭距，所以“前行桨叶概念”取消了尾桨， 西科斯基的努力在位于弗吉尼亚州的攸斯泰斯堡的美国陆军空中机动研究与开发实验室（the U.S. Army Air Mobility Research and Development Laboratory，USAAMRDL）授予的合同下得到了实现。
西科斯基称为S-69的飞机，陆军分派编号为XH-59A，并建造了两架验证机。该项目的主要目的是测试与评估“前行桨叶概念”的飞行性能。优于实际的飞行测试，一个40英尺直径的旋翼系统在NASA艾美斯研究中心成功地进行了风洞试验，虽然两架验证机上实际安装的是36英尺直径的旋翼。1973年7月26日首架XH-59A试飞。然而，紧接着下个月却发生了飞行事故，飞机严重损坏，并迫使一些设计方案改变，包括改进旋翼系统。损坏的飞机随后修复进行风洞试验。1975年7月21日飞行试验项目恢复，第二架原型机首次飞行。这架机继续成功地以直升机结构飞行了将近两年，例证了给人深刻印象的性能，水平飞行读读达到184英里/小时，低高度俯冲时速度达到224英里/小时。XH-59A圆滑的机身看起来更像常规的飞机而不象直升机，贡献出了它的高速性能，几乎没有诱导阻力产生，装有可回收的三点轮式起落架。尾部包含有一个水平尾翼，上装有两个终版垂直安定面和舵。除了提高前飞速度外，“前行桨叶概念”被发现在悬停时更有效率，并比常规的旋翼系统更好地减小噪声。
西科斯基的S-69利用了前行桨叶概念（ABC）的固有优势，排除了后行桨叶的升力不足现象。
1977年3月西科斯基在结束以单纯直升机结构的飞行测试后，准备在进行该机的复合结构测试，该项目获得陆军、海军、空军和国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）联合资助。该机作出的改进是在机身两侧增加两台3,000磅静态推力的普拉特&惠特尼J60-P-3A型涡轮喷气发动机。因“前行桨叶概念”旋翼系统已经提供了很好的机动性，附加的固定翼就没有考虑采用。1978年安装了辅助推进涡轮喷气发动机，同年后期完成了低速飞行测试。高速飞行测试开始于来年早期，在位于佛罗里达州的西棕榈海滩的美国技术局下属飞行开发测试中心进行。测试很圆满，1979年4月12日XH-59A平飞时速度达到235英里/小时。12个月后，该机在1980年4月21日飞行速度达到274英里/小时。到5月份，极限速度和载荷因素测试项目完成，但1980年6月1日在陆军/海军新的有效合同下测试继续进行，评估该机在增加高度和扩展重心的飞行包线范围内的性能。在此新合同下的实际飞行测试开始于1980年8月，最后，XH-59A的速度达到了难以置信的303英里/小时，是世界上第一架不依靠额外的机翼情况下达到如此快的速度的旋翼飞行器。
尽管XH-59A取得了令人印象深刻的成就，但验证机遭遇振动问题，还有让人不满意的重量和阻力问题。特别是共轴传动系统的重量和旋翼桨毂的阻力公认为多余。“前行桨叶概念”也经受了典型的问题：验证机使用四台发动机，给人以过度复杂的感觉。
在与NASA的合同支持下，第一架XH-59A被重新建造和改进，为了评估性能在艾美斯40英尺×80英尺风洞里并进行全尺寸风洞试验。1982年制定了计划，采用ABC验证技术开发新型设计方案，命名为XH-59B。这个版本合并了先进的无铰接36英尺直径的ABC旋翼系统同复合材料桨叶、新型的主变速箱、新型旋翼控制装置，同时保留了原来的机身外形、起落架、和“A”型燃料系统。动力由两台通用电气T700涡轮轴发动机提供。所有这一切中最显著的是完全重新设计的尾部，带有6.6英尺直径的管道推进螺旋桨。这个设计方案是应陆军评估综合推进系统的愿望而创造的，不同于“涡轮轴附加涡轮喷气发动机”的研究构型。开发和试飞XH-59B的建议递交到了陆军，但西科斯基拒绝分担成本（部分原因是公司资源过度紧张，因为当时正同时开发UH-60“黑鹰”、SH-60“海鹰”、CH-53E“超级种马”和民用型S-76）最后导致陆军未授予合同，于是，XH-59B从没有建造。
阿拉巴马州拉克堡的陆军领导人重新对ABC旋翼系统产生兴趣，是因为在轻型直升机实验项目（the Light Helicopter Experimental program，LHX）有潜在应用可能，特别是在项目早期的定义和概念开发阶段。可是，在LHX的空重上异常严格的限制导致了波音-西科斯基团队在警告和熟悉的一面产生差错，选择了更常规的直升机结构列为RAH-66“科曼齐”的开发，最后赢得了LHX的竞争。反过来说，ABC概念是它自己在研究和开发了20多年后取消的。然而，ABC概念现在正准备在当前西科斯基命名为X2（下面详述）的项目上经历复活。
自完成风洞测试后，首架XH-59A就日趋衰弱一直存放在NASA艾姆斯测试中心。第二架机被运回位于斯特拉福德的西科斯基主车间，最后移交给拉克堡的陆军航空兵博物馆（the Army Aviation Museum），在那儿一直保存到现在。
并不是所有的复合直升机设计出来后速度都能满足他们最初的目标。当NASA和美国陆军确定对高度研究飞行器的需求并进行广泛类型的旋翼系统和综合推进系统试验，贝尔直升机公司和西科斯基公司进入对旋翼系统试验机（Rotor Systems Research Aircraft，RSRA）的设计竞争。西科斯基赢得竞争后在1974年得到生产两架原型机的合同。因该机有潜在可能成为测试旋翼系统，而旋翼也可能太小难以支持机体，于是一款复合直升机成为首选的解决方案，并确保了飞行员和机组的安全。
西科斯基赢得了RSRA的设计公司指定名称S-72，1976年6月7日首次开始量产。原型机仍采用常规直升机外形，随后第二架原型机采用复合直升机外形。装有来自S-61上的五片桨叶主旋翼和尾桨。机身基本同以前版本一致，采用圆滑外形，在“尾拖”上带有可收放的轮式起落架，作为直升机版本，一个35平方英尺的“T型尾”被使用。而作为单纯的直升机，S-72在1976年10月12日首飞。它在1977年2月完成了首次飞行测试阶段21架次飞行后，接着飞往位于弗吉尼亚州的NASA沃勒普岛飞行中心接受额外的飞行测试，这个阶段完成后，随后在1979年2月11日飞往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旋翼系统研究机拥有独特的性能，既能作为单纯的直升机飞行，也能作为复合直升机飞行，或是作为固定翼飞机飞行。
S-72的复合版装有一对全尺寸机翼，翼展45英尺，机翼面积370平方英尺。每片机翼上装有全跨度的常规副翼和襟翼。机翼在飞行中可调整迎角——从－9度到＋15度。一副大尺寸的低置的88平方英尺的水平尾翼，带有连接在一起的升降舵，装在尾喷管上，大尺寸的直升机“T型尾”被17平方英尺的小尺寸取代。辅助推进装置由一对9,275磅静态推力的通用电气TF34-GE-400A涡扇发动机推动，装在机身两侧。这种发动机在洛克希德S-3“维京”反潜机上用过。1978年4月10日它完成首飞。作为第一架复合型的S-72直升机，也在沃勒普岛接受测试然后飞往蒙凡特.菲而德加入副本行列。
既能以单纯的直升机飞行，也能以复合直升机飞行，或者以固定翼飞机飞行，S-72在进行测试中提供了独特的机会，同时未能以现在实际飞行的飞机进行运输，或是进行风洞试验。旋翼系统的类型是经过对RSRA的仔细考虑的，同时评估包括了复合无轴承方式、可变形几何结构、万向接头式、关节式、无铰式、环流控制、反速率和喷气副翼系统。主传动系统装在一个特别的平衡设计装置上，为了能测试升力与旋翼系统扭距，并可以直接测量。速度刹车装在机翼上，可以实现非常精确的空速控制。飞行控制系统久经考验，提供了在所有轴上稳定的增加和修正能力。为了协调飞行员的控制输入传送送到旋翼控制装置和固定翼控制装置的量，在飞行中使用机械控制相位单元可完全实现对这些变量的控制。
西科斯基的S-72X，此处可见是以固定翼外形飞行，正确定测试创新型的“X型翼”，但从没有因此目的而利用。
S-72万一旋翼系统在测试期间出现紧急状况，机组能够靠安装点的爆炸性装药抛掉主旋翼桨叶，继续以固定翼飞机模式安全飞行。因此扩大了安全极限，每名机组成员都提供有斯坦利航空美国佬抽取系统，与安装在道格拉斯A-1“空中袭击者”攻击机上是同样类型。这是首次在操纵测试直升机上安装弹射系统。当弹射程序启动时，旋翼桨叶立即靠上面提到的爆炸装药抛掉，弹射火箭系统点火向上弹出，将座椅从飞机中拉出，通过一对绳索样的带子固定住每名机组成员的束缚系统，因此得名“美国佬”。S-72安装这套系统之前，它就在上面提到过的S-61F火箭助推座椅上进行过成功的测试。
直到1980年NASA和陆军都还在进行“旋翼系统研究机”（RSRA）的测试，当时MASA装作拥有这两种飞行器的“所有权”。四年后，西科斯基得到NASA和国防部高级研究计划局（the Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA）的合同，转变S-72的直升机版本为公司创新型“X翼”系统的论证机。“X翼”是作为“停转旋翼”系统的构思，四片桨叶主旋翼能用于象常规直升机一样垂直飞行，一旦达到足够的前飞速率后就在半空中停止转动，作为象“X形状”的固定翼飞行。此外，“X翼”采用了环流控制旋翼（circulation control rotor，CCR），依靠CCR旋翼从旋翼桨叶叶片后缘吹出压缩空气，桨叶的升力受到限制。非常刚性的旋翼省去了机翼，还是采用常规的驱动方式，但使用环流控制系统后改变了升力，使得所有四片机翼段构成“X”型，产生升力而旋转停止。
尽管“X翼”环流控制旋翼系统进行了广泛的地面测试，同时也是相当富有挑战的概念。但此处展示的西科斯基S-72X，虽具有知名的飞行能力和运行 “X型翼”旋翼，却从来没有离开过地面。
1987年12月2日，该机被指定名称为S-72X，开始了它作为单纯固定翼飞机的首次飞行，评估没有旋翼下的飞行特性。以这种外形，它最后达到了301英里/小时的平飞速度。据估计，当它以“X翼”形势将来测试时，可能在196英里/小时时旋翼停转，设计旋翼停转的极限速度为518英里/小时。该计划在1984年到1988年间曾被热忱追踪，尽管当时隐藏在这个概念后的巨大潜能尚未开发，由于缺乏必要的资金支持克服一些遇到的技术上的障碍，开发停止项目最终被取消。
RSRA为旋翼机协会提供了开展高速旋翼机研究的重大时机，但却从未实现。尽管这些设计方案久经考验：宽泛的随机仪器、久经考验的飞行控制系统、无意义的研究项目，同其他任何一款曾进行过测试的飞机。实际上，西科斯基积累了这些飞机更多的飞行时间，在确定耐飞性和飞行包线方面比NASA在旋翼机方面所作的研究多得多。两架S-72飞行器现在储藏在NASA颛登飞行测试中心，再没有让它们飞上蓝天的打算。
对速度的需求在继续延续……
获得明显的速度和性能方面的优势后，一个不可避免的问题出现：为什么复合直升机从来没有造出全尺寸的成品？尽管一些专家继续争论增加固定机翼的优势和不利，多数人还是赞同附加增加推力的一些外形后而提供的速度优势。实际上，全世界许多公司为了将来的应用仍在继续研究复合构造的益处，以及带有或不带有机翼。
贝尔直升机公司继续研究称作“推力反扭距系统”（the Propulsive Anti-Torque System，PATS）的创新型概念，最初是为现在已取消的“无人作战武装旋翼飞行器”（Unmanned Combat Armed Rotorcraft，UCAR）项目开发的。PATS由一个高压旁路推进系统组成，该系统装在直升机的涡轮引擎后方排气的圆锥状组合内，与现代直升机设计方案比较它提供反扭距作用，兼有向前推力作用。同先进的主旋翼技术结合，PATS设计可取代尾桨却不增加重量，后者通常与复合直升机相关联，提供了复合的有利方面。冷空气沿着旁路通过低压入口吸入，发动机前面有大体积的风扇，风扇发挥压缩机作用提高两倍压力推进气流进出压缩口，全面改善了发动机功效。当气流经过发动机时，同热的发动机废气混合。取消尾桨后不但对地面机组人员来说提供更高安全度，而且减低了噪声有益于在城市环境下的行动。此外，还可减低电磁和红外信号，这将意味这在军事领域应用PATS可增加生存性。
在取消UCAR项目下的PATS复合系统进行地面试验，该系统仍可能发现有用武之地。
匹尔塞凯公司充分利用它“探路者”系列的广泛研究成果，开发了新版本的尾环翼，称之为“矢量推力管道推进器”（the Vectored Thrust Ducted Propeller，VTDP）。VTDP不同于最初的尾环翼，它合并了在空气动力学和推力导向控制的重大改进。在陆军合同支持下，匹尔塞凯建造了5.5英尺直径的VTDP的原型，并通过了风洞测试，并实际验证了比使用最初的尾环翼提高了46％的悬停功效。该项成果后来被合并进装有VTDP的AH-1“眼镜蛇”和AH-64“阿帕奇”攻击直升机的复合版本实时计算机仿真模型里，期间飞行员认为这是对操纵品质的重大改进，并增加了80％的任务成功率。这些成功的测试导致陆军继续合同资助，建造一架全尺寸的VTDP用于地面测试，2000年10月完成建造。海军授予皮尔塞凯一份合同，用于在YSH-60F“海鹰”直升机上设计、制造、试飞VTDP，此项计划受到官方指定名称为X-49A，而且非正视地提到这个方案作为“速度鹰”。2004年陆军加入该项目并设想导致失败的情况。飞行验证项目的全部目标得到验证，在使用VTDP技术的速度、航程、高度、生存性、寿命周期成本都有潜在改进。使用VTDP和一副固定翼，部分卸载主旋翼载荷，该机型计划达到速度高于230英里/小时。正如该文所描述，X-49A已完成全部必须的资格测试，并进入最后的地面装配和试飞阶段。首飞预期在2007年年前。
2005年6月1日在美国直升机协会（American Helicopter Society，AHS）论坛61次会议上，西科斯基宣布开始一项计划并简要提及X2。当时一架技术验证机正出于2006年后期将要首次飞行的开发阶段中。利用在S-69/XH-59A得到的经验，西科斯基将重点转到高速和高机动性的X2上，该机继承了共轴ABC旋翼系统和推进尾桨。预期速度高达250节（288英里/小时），同时保留垂直飞行性能的积极特性。在不带有固定机翼降低悬停能力下，X2预期更好实现各项飞行性能。X2将采用一些切口技术，包括主动振动控制、先进飞行控制和新型旋翼叶片设计。在RAH-66“科曼齐”项目的经验基础上构思，合成材料旋翼和先进传输设计也被整合到一起。使用X2技术的几个方案以不同的重量分类，为了实现军民两用的角色和任务需求结构是预定的。计划装有线控飞行系统的X2在2005年11月首飞，使用德产斯韦茨333x型发动机作为替代，这标志这向着飞行验证机发展过程中的一个关键里程碑。为满足在座舱中控制需求，最终系统构造将主旋翼、推进尾桨和发动机整合在一起。
匹尔塞凯拥有最新型“尾环翼”概念，命名为“矢量推力管道推进器”，装在YSH-60F“海鹰”上，该机改名为X-49。
当今两家旋翼机（autogyro）研究与开发的顶级公司也在追赶先进复合直升机概念。卡特航空技术公司（Carter Aviation Technologies，CAT）和戈隆兄弟航空公司（Groen Brothers Aviation，GBA）联合公司在寻求扩展旋翼机的性能非常活跃的，并超越当前性能水平。此外他们在与陆军合同下致力于开发他们自己的慢速旋翼卡特旋翼技术验证机（CarterCopter Technology Demonstrator，CCTD），CAT也为将来称作“直升直降飞机”（Heliplane）的发展开发了一些自有资金方案，该款的通常设计规划让人回忆起旋翼式旋翼机（Rotodyne）。虽然不太象旋翼式旋翼机，这些方案上的主旋翼在起飞、悬停和降落过程中提供全部动力，而不是使用顶端喷气装置。在巡航飞行阶段，旋翼将明显慢下来，降低功率消耗并减小阻力，同时大部分升力由固定翼提供。向前的推力由推进螺旋桨提供。在此期间，GBA公司——以他们先进的“鹰”式4号旋翼机得名——2005年11月被授予同DARPA第一阶段的价值4千万合同，开发一种高速的、长航程的、概念验证的、垂直起飞降落飞行器，也称为“直升直降飞机”。这架飞行器瞄准提供速度和航程优势，改进两种常规直升机因素。GBA的“直升直降飞机”最后得到与旋翼式旋翼机同样的运转概念，使用顶端喷气驱动旋翼在起飞、悬停和降落期间旋转。高速前飞期间，旋翼将自转，升力转移到由固定翼提供，动力将由两台涡扇发动机提供。
在2005年美国直升机论坛上，西科斯基掀开面纱，公布了新型复合验证机X2计划，该机预计2006年年底前首飞。
西科斯基的X2旋翼技术能用于未来平台的广范领域，比如为陆军研制中的高速重型运输机
戈隆兄弟航空公司致力于具有垂直起降能力的“直升直降飞机”研制，该机巡航速度将达到400英里/小时
项目最初的两个阶段包括系统设计和风洞试验。当时，GBA团队——包括亚当飞机公司、威廉姆斯国际公司和乔治技术公司——计划在40个月的合同期结束时改进和试飞亚当飞机公司的A700商务喷气机为验证机。另外各种型号的复合直升机已经实际飞行了数年，还有难以计算的其他设计方案，这一切都在继续，冒着风险探究图样，作为设计者寻求途径提高直升机的速度。很少有曾实际飞行过的复合直升机从开始头脑中的原型到最后以成品建造出来，注意到这一点很重要。它们绝大部分是建造出来用作严格测试平台和研究机来收集数据，为了在将来的成品机中潜在利用这些数据。如今，计算机广阔的性能为设计者和工程技术人员提供了可用的强大能力，建模与仿真已经彻底摆脱了对原型机的依赖。然而，仅有一种途径能够证明某个概念和技术可以通过它本身硬件的实际飞行测试。复合直升机相对于单纯直升机来说，总是有有利和不利的一面。但是，发现的秘密恰恰说明了外形结构联合的正确，平衡每架飞行器必需的角色和任务。无论答案怎样，各种原型机的外形和尺寸将持续到飞上蓝天，或者为见证旋翼机在我们无限的高速旋翼机飞行追求中提供灵感。
作者简介：
雷.拉伯在美国空军服役近10年，现在他作为在俄亥俄州代顿的赖特-彼得森空军基地空军的承包商，并且是一名渴望飞行的狂热分子，摄影师，历史学家。
来源：《VERTIFLITE》杂志，总第52卷第2期
作者： 雷蒙德.罗伯
编译：知远/刺刀