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20世纪70年代的军用直升机工艺技术水平根本不可能满足陆军对于UTTAS在性能、可靠性和生存力方面的苛刻要求。新型直升机的设计方案不是通过在参数上按比例缩放现有直升机就能实现的。由于陆军要求在作战性能上进行重大改进，因此其技术团队鼓励UTTAS采用全新构型并对UTTAS所需的旋翼机技术进行新的研究，尽量采用全新结构和旋翼技术。无疑竞标者需要提出创新的设计方法和新技术，这就不可避免地会产生一定程度的风险。因此，数据论证的力度和对技术风险的评估成为衡量原型机和生产型机提案的关键性因素。
综合来看，陆军对于通用战术运输直升机的要求强烈地表明了旋翼和尾桨比其他任何系统都更需要利用新技术，由于旋翼一直是直升机的心脏和核心，这也无可厚非。旋翼系统产生力和力矩，但同时也是产生振动、噪声和需要维修的主要原因。因此，直升机由于其旋翼的独特特点，尤其是振动、机动灵敏性、噪声和维修负担，为人们所牢记。
西科斯基公司当时的旋翼技术特点是全铝桨叶、对称翼型、滑油润滑的铰接式桨毂，这离UTTAS的要求目标差得很远。UTTAS直升机需要非常先进的桨叶和桨毂设计才能满足技术要求。因此，有必要考虑新桨叶空气动力设计参数、新桨叶结构设计和材料以及从全铰接式到无铰链刚性旋翼的新旋翼桨毂概念。
问题在于如何在技术风险和技术利润之间取得适度平衡，并说服陆军相信天平两边是非常平衡的。在“黑鹰”40多年的服役过程中，累计飞行超600万航时，事实证明适度平衡的确得到了实现。
UTTAS以及后来“黑鹰”所采用的新旋翼技术或设计方法都未进行任何根本的改动，而且在日后H-60所有型号的长期服役过程中也都没有出现任何问题。新旋翼系统的性能表现符合预期计划，且应用到了西科斯基公司后来生产的所有型号中，直到25年之后被更新的技术所取代。下面主要讨论的是对“黑鹰”的成功贡献最大的旋翼革新，特别是钛合金旋翼桨叶、弹性旋翼桨毂、“十字交叉梁”尾桨以及斜置尾桨。
钛合金/复合材料旋翼桨叶
UTTAS旋翼桨叶的空气动力学特点是影响直升机性能最重要的因素。旋翼桨叶的这种结构特点为直升机提供了高可靠性和战斗生存能力。新旋翼桨叶独特的扭转分布、弯曲翼型、后掠式桨尖再加上钛合金大梁的结构特性，使得旋翼桨叶很好地满足了陆军最为关注的要求。它的空气动力学效率、结构完整性和弹伤容限是西科斯基公司之前生产的所有桨叶都无法与之相比的，甚至同时代其他直升机生产商所生产的桨叶也都无法与之匹敌。旋翼的效率用Q值（FM）来表示可达0.75，是已知的作战直升机上所取得过的最佳效率。从结构角度来讲，这种桨叶经验证疲劳负荷寿命是无限的、绝对耐腐蚀，弹伤容限可达23毫米炮弹打击。这些特性后来成为了世界标准。
旋翼桨叶的空气动力学设计
UTTAS的一个主要设计目标是尽可能提高飞行器的升力效率，这不单单是因为陆军对性能的苛刻要求，还因为空运所需的机体紧凑要求。这就必须对合适的桨叶空气动力学特征进行研究，使旋翼效率比当时正在生产中的旋翼效率提高5%～10%，以便将旋翼尽可能缩到最小。另外，西科斯基公司还采用了斜置尾桨的革新，进一步缩减了旋翼尺寸和重量。
可是，当时桨叶设计人员在风险和利润之间进退两难的困境还是对研究合适桨叶的工作造成了影响，西科斯基公司工程师皮特和鲍勃对这种困境进行了简洁的概述：
陆军对直升机旋翼的要求给设计人员提出了一个较大的挑战，要求提出旋翼桨叶必须在多种状态下工作。这些状态包括从“简单的”悬停到前飞时前行桨叶的不稳定跨声速流和后行桨叶的不稳定失速流。桨叶设计能否成功，取决于与这些工作状态有关的、彼此相互冲突的设计参数之间的适当平衡……悬停效率的提高在多大程度上能与高速度和机动性需求相兼容要取决于设计人员研发材料和气动弹性构造的能力，这将保证旋翼的前飞特性在可控范围内。
20世纪70年代初UTTAS项目开始时，西科斯基公司正着手发展所谓“第二代”旋翼。早期的旋翼桨叶一般采用对称翼型，主要是NACA0012，以保持较低的俯仰力矩，以便将操纵载荷和大梁的扭转角控制在较低水平。早期桨叶有一个6 度～8度的负扭转以提高悬停性能，但前飞载荷造成桨叶结构局限，以致扭转角度受到制约。由于铝合金大梁机械加工出来后是在扭力作用下扭转的，因此扭转是沿桨叶展向线性分布的。当时生产的旋翼桨叶是由挤压（成形）的铝合金大梁和胶合的铝合金桨叶后段件构成的，大梁后的翼型由后段件形成，而没有特别设计的桨尖罩。早期那些旋翼的悬停效率（Q值）在0.65～0.70之间。这一旋翼桨叶技术几乎应用到了西科斯基公司生产的所有直升机上，直到钛合金大梁、新翼型和后掠桨尖出现。
20世纪60年代末为陆军生产的CH-54B重型运输“飞行吊车”首次使用了西科斯基公司生产的Q值更高的旋翼。CH-54B首次采用了非线性扭转旋翼，和同时期的桨叶相比有较高的扭转。与CH-53桨叶-6度扭转相比，CH-54B的桨叶为-14度的等量线性扭转。由于扭转的增加，CH-54B旋翼的Q值最大达到0.73，与扭转较低的CH-53旋翼0.69的Q值相比大大提高了。然而由于较高的扭转极大增加了铝合金大梁的振动应力，CH-54B的航速受到了限制，仅为110节。但因为CH-54B的任务是运载大型外部载荷，速度低点儿陆军也是可以接受的。而在UTTAS项目中，高扭转虽然对垂直性能来说非常重要，但却不能以牺牲速度为代价，因为陆军要求其巡航速度要达到150节。因此，考虑到钛比铝的容许应变更大而且抗腐蚀性更强，最后UTTAS选择了钛合金大梁。
尽管CH-54B旋翼具有最大值为0.73的Q值，但当时采用的是六片桨叶。当CH-54B桨叶在特定的4桨叶旋翼桨毂上进行测试时，模拟UTTAS旋翼，其他因素不变，Q值下降到0.71。这远远低于UTTAS的预定值。Q值这一令人震惊的下降是因为桨叶减少造成的桨尖尾流不均或是4片桨叶每个桨尖之间的圆周距离比6桨叶旋翼的大。桨尖之间的距离增大使得桨尖处于前一片桨叶所产生的旋涡中的不同位置上。虽然要达到UTTAS旋翼既定的0.75的目标Q值是个高难度的挑战，但设计人员最终还是通过良好的工程研制使其得以实现。