以小見大，CH-53K模型試驗是如何為設計這巨無霸重型直升機服務的

在2005年到2009年之間，西科斯基公司協同美國海軍航空系統司令部（NAVAIR），針對CH-53K“種馬王”重型直升機進行了一系列的縮比模型風洞試驗。這一系列的試驗包含了對“種馬王”重型直升機主旋翼、機身、尾槳、尾翼等幾乎所有部件的風洞測試內容，從而為CH-53K重型直升機總體方案的優化設計工作奠定了基礎。除此之外，這些試驗的數據還能夠作為西科斯基公司所發展的一些理論分析模型的驗證工具，從而提升這些理論模型的置信度，可謂一舉多得。

圖 1 正在進行空中加油測試的CH-53K重型直升機

在我之前的文章中，我已經對這部分試驗所設計的具體的縮比模型特點、採用的試驗裝置以及大致的試驗步驟進行了介紹。在這篇文章中，我將追隨西科斯基公司設計師的腳步，在此基礎上進一步介紹CH-53K種馬王直升機試驗測試的部分結果，並在此同時，舉例説明縮比模型的試驗結果是如何為最終“種馬王”重型直升機的全尺寸設計方案服務的。下面，請看正文。

懸停測試結果

孤立主旋翼測試

在所有的試驗中，首先進行的就是孤立旋翼測試工作，該試驗的主要目的是為了驗證主旋翼是否具備足以將直升機機體和任務載荷提升起來的能力。CH-53K縮比模型的測試是在一系列拉力系數的變化範圍之內（超過了指標要求的範圍）進行的，並且旋翼槳尖馬赫數的變化範圍也覆蓋了指標的要求。測試人員在多個工作日內針對不同的旋翼總局進行了試驗並進行了數據記錄，以此來確保能夠獲得足夠的數據以降低最終測得的品質因子的結果誤差，西科斯基的測試小組認為這個誤差最終被控制在了±0.005以內。

圖 2 CH-53K重型直升機巨大的旋翼槳轂系統

下圖比較了測試所得的CH-53K RR和CH-53E模型旋翼的拉力和扭矩係數在兩種相對馬赫數下的結果，這些係數按照全尺寸飛行器的參數進行了無量綱化。從結果可以看出來，在圖表的右側，相同扭矩情況下，CH-53K旋翼能夠比CH-53E旋翼多提供15%的升力。

圖 3 CH-53K RR和CH-53E模型旋翼無量綱化拉力和扭矩係數對比圖

而由於CH-53K直升機的傳動系統能夠提供更大的扭矩，所以上述差異還會進一步拉大。下圖對比了無量綱化的品質因子結果。從圖中可以看出，先進的CH-53K旋翼品質因子的峯值比CH-53E旋翼的峯值高出了10%，而在臨界高拉力系數情況下，其品質因子甚至高出了18%。此外，從圖中明顯可以看出，拉力的增加和馬赫數的變化，會改變旋翼的品質因子，CH-53E模型旋翼在達到峯值之後會存在衰減的情況，而CH-53K模型旋翼則幾乎不存在任何衰減的現象。

主旋翼

在該試驗中，機身模型被安裝在由動力驅動的主旋翼的下方，試驗團隊以此來測試機身垂直增重、“拉力恢復”和垂直阻力等特性參數的數值。

圖 4 CH-53K SDD模型旋翼和RR機身模型

下圖展示了CH-53K RR模型旋翼對於機身的下洗作用（垂直增重效應），其中加入了發動機和舷側凸體的模型。從圖中可以看出，舷側凸體和發動機所貢獻的阻力不是線性增加的，同樣也可以看出由組合系統（發動機+舷側凸體）貢獻的阻力比兩者單獨貢獻的阻力之和要小一些。

圖 5 機身垂直增重效應隨着槳葉載荷的變化曲線

槳葉載荷是按照懸停狀態下模型旋翼的最大拉力來進行無量綱化的。機身垂直增重效應是按照基準機身的數值來進行無量綱化的。從圖中可以看出，機身的下洗作用完全是隨着旋翼拉力的增大而減小的。

下面這張圖片給出的就是機身的垂直增重效應和拉力恢復效應，兩者的組合是如何影響全機的垂向力的。在這張圖中，旋翼扭矩是保持不變的，但是由於機身的存在，形成了“類地面效應”，從而導致了旋翼拉力的增大，因此相當於抵消一了一部由於旋翼下洗而帶來的機身垂直增重效應。而最小化全機的垂向力對於最大化系統的懸停效率是相當重要的，而從初步模型試驗結果可以看出，在機身設計中，一些細小的改動以及額外的裝備和載荷的佈置都都會對這個結果有着顯著的影響。

圖 6 全機垂向力隨淨拉力變化曲線

CH-53K的設計就是基於這些模型測試的結果來進行的，而垂向力的測試結果也同時被用來更新飛行器的性能模型，而為了實現模型測試數據向全尺寸模型的對應，CH-53E的縮比模型及試飛數據之間的映射關係就幫了大忙，這一點在前文中已經介紹過了。

主旋翼

當然，對於CH-53K而言，完整的縮比模型試驗當然是不能少了尾槳的參與的，為此試驗團隊隨後開展的就是加入尾槳的縮比模型的量化數據分析。這部分試驗有一個難點就是不管是主旋翼對尾槳還是尾槳對主旋翼的影響（產生的附加力）相對於其本身所產生的力的量級來説都是極小的，有些數據甚至和“試驗誤差”的量級一致，所以如果模擬真實飛行狀態直接測試的話，其結果往往是不準確的。

所以試驗團隊採用了較為合理的控制變量法來進行相關數據的測量。舉個例子，為了測試尾槳對於主旋翼的影響，首先把主旋翼配平到所需要的拉力和扭矩，而尾槳則設置為零拉力。隨後開始逐漸增加尾槳的拉力，但是主旋翼的扭矩一直都保持不變，然後測量主旋翼的拉力的改變。下面這張圖就展示了這個例子的測試結果。

圖 7 主旋翼拉力系數隨尾槳/尾翼/機身所提供的反扭矩百分比變化散點圖

試驗中也測試了主旋翼和尾翼對於尾槳的氣動干擾影響。下面這張圖展示了單獨尾槳和“尾槳＋垂直尾翼”分別平衡反扭矩情況下各自所產生的側向力大小的對比。從圖中可以看出，完全配裝好的縮比模型在相同尾槳扭矩的情況下產生的側向力要更小一些。

圖 8單獨尾槳和完整配置產生的側向力大小對比圖

下圖展示的則是主旋翼對於尾槳的氣動干擾影響。其測試方法是在尾槳工作在恆定拉力的情況下，將主旋翼的拉力從零開始增大到一定的值，並在此過程中測量尾槳的品質因子。該測試針對不同的尾槳拉力系數情況進行了重複試驗，其中最值得關注的情況就是尾槳反扭矩和旋翼扭矩平衡的時候。不過考慮到尾槳產生的力的量級和主旋翼產生的力的量級相比確實很小，所以測試結果數據的離散度也比較高。

圖 9主旋翼對尾槳的氣動干擾影響

前飛試驗測試

CH-53K縮比模型的前飛測試是在2006~2007年間進行的。下圖展示了2006年CH-53K RR旋翼和機身的縮比模型配置，相比於早期的模型，這個配置裏面機身表面增加了許多凸體，並對座艙形狀進行了改進。在2007年的測試期間，試驗團隊對機身進行了進一步的修改，並且對SDD主旋翼進行了測試。

圖 10CH-53K RR模型旋翼和機身的測試配置

主旋翼性能測試

在主旋翼的性能測試中，試驗團隊對三種不同的主旋翼系統進行了一系列不同狀態下的試驗數據的蒐集，其中包括槳尖馬赫數、前進比和軸傾角。在該測試中，數據收集是在每個獨特的飛行狀態下進行的，每個飛行狀態對應一個給定的軸傾角，然後在進行風洞配平的情況下改變旋翼的總距角來記錄測試結果，測試結果包括旋翼升力數值以及對應的阻力和扭矩數值。

下面兩張圖展示了部分的測試結果，從測試結果可以看出，CH-53K SDD型旋翼的性能在中低拉力水平下是要高於CH-53K RR型旋翼，並且其性能在全飛行狀態下都要優於CH-53E的旋翼。

圖 11不同軸傾角情況下，模型旋翼的扭矩隨升力變化曲線

圖 12不同軸傾角情況下，旋翼等效升阻比隨升力變化曲線

主旋翼失速邊界測試

在此次試驗中，試驗團隊還針對不同前進比、軸傾角、旋翼拉力和旋翼槳尖速度的情況下測量了模型旋翼的槳葉操縱載荷。操縱載荷的測量是為了估算不同飛行狀態下的旋翼失速邊界。試驗團隊在不同的測試點下進行了多次的測量，以此來尋找有意義的旋翼失速指標和變化趨勢。在該測試科目中，旋翼依然是按照風洞配平條件進行配平，所以得到的失速邊界是靜態或者説準定常失速邊界。

槳葉的扭矩和操縱桿的載荷是通過應變計來測試的，這些應變計沿着旋翼展向和操縱連桿貼裝。CH-53K的七片槳葉中，有兩片槳葉是貼裝了扭矩應變計（沿槳葉展向總共貼了５片），其中33%半徑位置（第二片）的應變計的數據被用來表徵該槳葉的載荷數據。而所有的７個操縱連桿都貼裝有壓力應變計。

這些應變計都按照槳葉俯仰力矩的測量進行了校正。對於每種飛行狀態（前進比、旋翼軸傾角、槳尖馬赫數），旋翼都配平到給定的拉力值，然後測量扭矩或者操縱載荷。從這些測量的數據中，就可以得到旋翼的“最大”拉力極限，然後就可以據此來估算靜態失速邊界。

前飛機身測試

前飛過程中機身的風洞試驗主要有兩個目的。第一個目的就是，通過這些測試來積累機身部件的實驗數據，以此來修正用於任務性能計算分析的飛行器阻力計算模型。其中重點關注的機身部件主要有諸如舷側凸體、發動機和空中加油管等。第二個目的就是，這些阻力測試的結果需要被用到飛行器的設計權衡中去。

舉個例子來説，試驗團隊針對前起落架可收放、不可收放、加裝整流罩等多種構型配置進行了試驗，以此來評估其在整體阻力中的佔比，同時就可以考慮結構複雜性等問題來進行權衡設計。

圖 13不同配置的起落架阻力系數隨迎角變化曲線

還有一個例子就是“種馬王”直升機的尾斜坡擋板存在的必要性設計。如下圖所示，經過縮比模型尾斜坡不加裝和加裝短擋板的對比測試之後，研究人員發現加裝短擋板之後，機身的阻力下降了2.4%，這一結果為實際“種馬王”直升機的尾斜坡設計提供了重要的參考數據。

在機身的試驗測試中，研究人員還採用了表面流動可視化技術來進行設計分析。下圖展示的就是在主旋翼塔架表面用簇絨來實現流動可視化的測試，以此來識別表面渦的形成和分離的位置，從而輔助設計人員進行塔架外形的設計。

圖 14對主旋翼塔架表面採用簇絨來實現流動可視化

一點簡單的總結

縱觀全文，我們可以明確這樣一個觀點：縮比模型試驗的結果對於全尺寸實際型號飛行器的研製是有重要作用的。這個作用實際上可以從兩方面來説：

其一，縮比模型的試驗結論直接就能夠在全尺寸型號方案設計過程中起到指導作用，使得設計師們能夠更多地針對性地進行優化設計和利弊權衡；

其二，縮比模型的試驗數據能夠用於理論模型的驗證，從而確保應用在方案設計過程中的理論計算模型是具備足夠置信度的，從而提升整體方案設計的效率，縮短研發週期。

當然，在第二點上，還有一個值得關注的問題就是，由於縮比模型和全尺寸模型往往存在量級上的差異，所以有些物理特點會有差異。因此，經過縮比模型數據驗證的理論計算模型，其置信度還不能説是100%的。從西科斯基公司研發團隊採取的方法中，我們也可以看出，他們在對照組安排了已經有試飛數據的CH-53E重型直升機的縮比模型同步進行試驗，這樣做的好處就是：可以通過CH-53E縮比模型試驗數據與試飛數據之間的映射關係來修正理論計算模型，從而使得理論計算模型的置信度在全尺寸型號方面也有着較高的置信度。

圖 15 飛行中的CH-53E“超級種馬”重型直升機機隊

【來源：旋翼飛行器】

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