以小见大，CH-53K模型试验是如何为设计这巨无霸重型直升机服务的
在2005年到2009年之间 ， 西科斯基公司协同美国海军航空系统司令部（NAVAIR） ， 针对CH-53K“种马王”重型直升机进行了一系列的缩比模型风洞试验 。 这一系列的试验包含了对“种马王”重型直升机主旋翼、机身、尾桨、尾翼等几乎所有部件的风洞测试内容 ， 从而为CH-53K重型直升机总体方案的优化设计工作奠定了基础 。 除此之外 ， 这些试验的数据还能够作为西科斯基公司所发展的一些理论分析模型的验证工具 ， 从而提升这些理论模型的置信度 ， 可谓一举多得 。
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图1正在进行空中加油测试的CH-53K重型直升机
在我之前的文章中 ， 我已经对这部分试验所设计的具体的缩比模型特点、采用的试验装置以及大致的试验步骤进行了介绍 。 在这篇文章中 ， 我将追随西科斯基公司设计师的脚步 ， 在此基础上进一步介绍CH-53K种马王直升机试验测试的部分结果 ， 并在此同时 ， 举例说明缩比模型的试验结果是如何为最终“种马王”重型直升机的全尺寸设计方案服务的 。 下面 ， 请看正文 。
悬停测试结果
孤立主旋翼测试
在所有的试验中 ， 首先进行的就是孤立旋翼测试工作 ， 该试验的主要目的是为了验证主旋翼是否具备足以将直升机机体和任务载荷提升起来的能力 。 CH-53K缩比模型的测试是在一系列拉力系数的变化范围之内（超过了指标要求的范围）进行的 ， 并且旋翼桨尖马赫数的变化范围也覆盖了指标的要求 。 测试人员在多个工作日内针对不同的旋翼总局进行了试验并进行了数据记录 ， 以此来确保能够获得足够的数据以降低最终测得的品质因子的结果误差 ， 西科斯基的测试小组认为这个误差最终被控制在了±0.005以内 。
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图2CH-53K重型直升机巨大的旋翼桨毂系统
下图比较了测试所得的CH-53KRR和CH-53E模型旋翼的拉力和扭矩系数在两种相对马赫数下的结果 ， 这些系数按照全尺寸飞行器的参数进行了无量纲化 。 从结果可以看出来 ， 在图表的右侧 ， 相同扭矩情况下 ， CH-53K旋翼能够比CH-53E旋翼多提供15%的升力 。
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图3CH-53KRR和CH-53E模型旋翼无量纲化拉力和扭矩系数对比图
而由于CH-53K直升机的传动系统能够提供更大的扭矩 ， 所以上述差异还会进一步拉大 。 下图对比了无量纲化的品质因子结果 。 从图中可以看出 ， 先进的CH-53K旋翼品质因子的峰值比CH-53E旋翼的峰值高出了10% ， 而在临界高拉力系数情况下 ， 其品质因子甚至高出了18% 。 此外 ， 从图中明显可以看出 ， 拉力的增加和马赫数的变化 ， 会改变旋翼的品质因子 ， CH-53E模型旋翼在达到峰值之后会存在衰减的情况 ， 而CH-53K模型旋翼则几乎不存在任何衰减的现象 。
主旋翼
在该试验中 ， 机身模型被安装在由动力驱动的主旋翼的下方 ， 试验团队以此来测试机身垂直增重、“拉力恢复”和垂直阻力等特性参数的数值 。
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图4CH-53KSDD模型旋翼和RR机身模型
下图展示了CH-53KRR模型旋翼对于机身的下洗作用（垂直增重效应） ， 其中加入了发动机和舷侧凸体的模型 。 从图中可以看出 ， 舷侧凸体和发动机所贡献的阻力不是线性增加的 ， 同样也可以看出由组合系统（发动机+舷侧凸体）贡献的阻力比两者单独贡献的阻力之和要小一些 。
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图5机身垂直增重效应随着桨叶载荷的变化曲线
桨叶载荷是按照悬停状态下模型旋翼的最大拉力来进行无量纲化的 。 机身垂直增重效应是按照基准机身的数值来进行无量纲化的 。 从图中可以看出 ， 机身的下洗作用完全是随着旋翼拉力的增大而减小的 。
下面这张图片给出的就是机身的垂直增重效应和拉力恢复效应 ， 两者的组合是如何影响全机的垂向力的 。 在这张图中 ， 旋翼扭矩是保持不变的 ， 但是由于机身的存在 ， 形成了“类地面效应” ， 从而导致了旋翼拉力的增大 ， 因此相当于抵消一了一部由于旋翼下洗而带来的机身垂直增重效应 。 而最小化全机的垂向力对于最大化系统的悬停效率是相当重要的 ， 而从初步模型试验结果可以看出 ， 在机身设计中 ， 一些细小的改动以及额外的装备和载荷的布置都都会对这个结果有着显著的影响 。
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图6全机垂向力随净拉力变化曲线
CH-53K的设计就是基于这些模型测试的结果来进行的 ， 而垂向力的测试结果也同时被用来更新飞行器的性能模型 ， 而为了实现模型测试数据向全尺寸模型的对应 ， CH-53E的缩比模型及试飞数据之间的映射关系就帮了大忙 ， 这一点在前文中已经介绍过了 。
主旋翼
当然 ， 对于CH-53K而言 ， 完整的缩比模型试验当然是不能少了尾桨的参与的 ， 为此试验团队随后开展的就是加入尾桨的缩比模型的量化数据分析 。 这部分试验有一个难点就是不管是主旋翼对尾桨还是尾桨对主旋翼的影响（产生的附加力）相对于其本身所产生的力的量级来说都是极小的 ， 有些数据甚至和“试验误差”的量级一致 ， 所以如果模拟真实飞行状态直接测试的话 ， 其结果往往是不准确的 。
所以试验团队采用了较为合理的控制变量法来进行相关数据的测量 。 举个例子 ， 为了测试尾桨对于主旋翼的影响 ， 首先把主旋翼配平到所需要的拉力和扭矩 ， 而尾桨则设置为零拉力 。 随后开始逐渐增加尾桨的拉力 ， 但是主旋翼的扭矩一直都保持不变 ， 然后测量主旋翼的拉力的改变 。 下面这张图就展示了这个例子的测试结果 。
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图7主旋翼拉力系数随尾桨/尾翼/机身所提供的反扭矩百分比变化散点图
试验中也测试了主旋翼和尾翼对于尾桨的气动干扰影响 。 下面这张图展示了单独尾桨和“尾桨＋垂直尾翼”分别平衡反扭矩情况下各自所产生的侧向力大小的对比 。 从图中可以看出 ， 完全配装好的缩比模型在相同尾桨扭矩的情况下产生的侧向力要更小一些 。
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图8单独尾桨和完整配置产生的侧向力大小对比图
下图展示的则是主旋翼对于尾桨的气动干扰影响 。 其测试方法是在尾桨工作在恒定拉力的情况下 ， 将主旋翼的拉力从零开始增大到一定的值 ， 并在此过程中测量尾桨的品质因子 。 该测试针对不同的尾桨拉力系数情况进行了重复试验 ， 其中最值得关注的情况就是尾桨反扭矩和旋翼扭矩平衡的时候 。 不过考虑到尾桨产生的力的量级和主旋翼产生的力的量级相比确实很小 ， 所以测试结果数据的离散度也比较高 。
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图9主旋翼对尾桨的气动干扰影响
前飞试验测试
CH-53K缩比模型的前飞测试是在2006~2007年间进行的 。 下图展示了2006年CH-53KRR旋翼和机身的缩比模型配置 ， 相比于早期的模型 ， 这个配置里面机身表面增加了许多凸体 ， 并对座舱形状进行了改进 。 在2007年的测试期间 ， 试验团队对机身进行了进一步的修改 ， 并且对SDD主旋翼进行了测试 。
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图10CH-53KRR模型旋翼和机身的测试配置
主旋翼性能测试
在主旋翼的性能测试中 ， 试验团队对三种不同的主旋翼系统进行了一系列不同状态下的试验数据的搜集 ， 其中包括桨尖马赫数、前进比和轴倾角 。 在该测试中 ， 数据收集是在每个独特的飞行状态下进行的 ， 每个飞行状态对应一个给定的轴倾角 ， 然后在进行风洞配平的情况下改变旋翼的总距角来记录测试结果 ， 测试结果包括旋翼升力数值以及对应的阻力和扭矩数值 。
下面两张图展示了部分的测试结果 ， 从测试结果可以看出 ， CH-53KSDD型旋翼的性能在中低拉力水平下是要高于CH-53KRR型旋翼 ， 并且其性能在全飞行状态下都要优于CH-53E的旋翼 。
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图11不同轴倾角情况下 ， 模型旋翼的扭矩随升力变化曲线
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图12不同轴倾角情况下 ， 旋翼等效升阻比随升力变化曲线
主旋翼失速边界测试
在此次试验中 ， 试验团队还针对不同前进比、轴倾角、旋翼拉力和旋翼桨尖速度的情况下测量了模型旋翼的桨叶操纵载荷 。 操纵载荷的测量是为了估算不同飞行状态下的旋翼失速边界 。 试验团队在不同的测试点下进行了多次的测量 ， 以此来寻找有意义的旋翼失速指标和变化趋势 。 在该测试科目中 ， 旋翼依然是按照风洞配平条件进行配平 ， 所以得到的失速边界是静态或者说准定常失速边界 。
桨叶的扭矩和操纵杆的载荷是通过应变计来测试的 ， 这些应变计沿着旋翼展向和操纵连杆贴装 。 CH-53K的七片桨叶中 ， 有两片桨叶是贴装了扭矩应变计（沿桨叶展向总共贴了５片） ， 其中33%半径位置（第二片）的应变计的数据被用来表征该桨叶的载荷数据 。 而所有的７个操纵连杆都贴装有压力应变计 。
这些应变计都按照桨叶俯仰力矩的测量进行了校正 。 对于每种飞行状态（前进比、旋翼轴倾角、桨尖马赫数） ， 旋翼都配平到给定的拉力值 ， 然后测量扭矩或者操纵载荷 。 从这些测量的数据中 ， 就可以得到旋翼的“最大”拉力极限 ， 然后就可以据此来估算静态失速边界 。
前飞机身测试
前飞过程中机身的风洞试验主要有两个目的 。 第一个目的就是 ， 通过这些测试来积累机身部件的实验数据 ， 以此来修正用于任务性能计算分析的飞行器阻力计算模型 。 其中重点关注的机身部件主要有诸如舷侧凸体、发动机和空中加油管等 。 第二个目的就是 ， 这些阻力测试的结果需要被用到飞行器的设计权衡中去 。
举个例子来说 ， 试验团队针对前起落架可收放、不可收放、加装整流罩等多种构型配置进行了试验 ， 以此来评估其在整体阻力中的占比 ， 同时就可以考虑结构复杂性等问题来进行权衡设计 。
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图13不同配置的起落架阻力系数随迎角变化曲线
还有一个例子就是“种马王”直升机的尾斜坡挡板存在的必要性设计 。 如下图所示 ， 经过缩比模型尾斜坡不加装和加装短挡板的对比测试之后 ， 研究人员发现加装短挡板之后 ， 机身的阻力下降了2.4% ， 这一结果为实际“种马王”直升机的尾斜坡设计提供了重要的参考数据 。
在机身的试验测试中 ， 研究人员还采用了表面流动可视化技术来进行设计分析 。 下图展示的就是在主旋翼塔架表面用簇绒来实现流动可视化的测试 ， 以此来识别表面涡的形成和分离的位置 ， 从而辅助设计人员进行塔架外形的设计 。
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图14对主旋翼塔架表面采用簇绒来实现流动可视化
一点简单的总结
纵观全文 ， 我们可以明确这样一个观点：缩比模型试验的结果对于全尺寸实际型号飞行器的研制是有重要作用的 。 这个作用实际上可以从两方面来说：
其一 ， 缩比模型的试验结论直接就能够在全尺寸型号方案设计过程中起到指导作用 ， 使得设计师们能够更多地针对性地进行优化设计和利弊权衡；
其二 ， 缩比模型的试验数据能够用于理论模型的验证 ， 从而确保应用在方案设计过程中的理论计算模型是具备足够置信度的 ， 从而提升整体方案设计的效率 ， 缩短研发周期 。
当然 ， 在第二点上 ， 还有一个值得关注的问题就是 ， 由于缩比模型和全尺寸模型往往存在量级上的差异 ， 所以有些物理特点会有差异 。 因此 ， 经过缩比模型数据验证的理论计算模型 ， 其置信度还不能说是100%的 。 从西科斯基公司研发团队采取的方法中 ， 我们也可以看出 ， 他们在对照组安排了已经有试飞数据的CH-53E重型直升机的缩比模型同步进行试验 ， 这样做的好处就是：可以通过CH-53E缩比模型试验数据与试飞数据之间的映射关系来修正理论计算模型 ， 从而使得理论计算模型的置信度在全尺寸型号方面也有着较高的置信度 。
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【以小见大，CH-53K模型试验是如何为设计这巨无霸重型直升机服务的】图15飞行中的CH-53E“超级种马”重型直升机机队
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