旋翼飞行器|CH-53K模型试验是如何为设计这巨无霸重型直升机服务的，以小见大( 三 )
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：
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