直18型直升机技术参数（迈向下一代重型直升机第一步）
直18型直升机技术参数（迈向下一代重型直升机第一步）图 2 CH-53K的核心关键性能指标要求和CH-53E的对比 在此前的文章中我已经介绍过很多次，对于CH-53K重型直升机来说，其最核心的设计目标就是在所谓的“海军高温日常”（High-hot Navy Day；本质上是海拔高度3000英尺，91.5华氏度的环境，其中1英尺≈0.3048米，华氏度与摄氏度的转换公式如公式[1]所示，下同）环境中完成重型货物运输。美国海军陆战队在“关键性能参数”（KPP；Key Performance Parameters）的指标文件中对此做出了详细规定，要求在这种情况下，CH-53K必须能够在外部吊运27000磅（1磅≈0.453592公斤，下同）货物在不加油的情况下完成半径110海里（1海里≈1.852公里，下同）的运输任务。 摄氏度=(华氏度−32)×59 从这个角度来说，CH-53K主旋翼的性能对于达成美国海军陆战队的要求而言就显得至关重要了——
引言CH-53K立足于美国海军航空系统提出的“重型直升机换代”（HLR；Heavy Helicopter Replacement）计划，其目的就是确保美国海军陆战队在2025年之后仍然具备领先的两栖重型运输能力。作为新一代重型运输直升机，CH-53K的主要任务就是通过内部装载或者外部挂载的方式，从海上基地（或者舰船）向目标点远距离投运美军所需要运送的地面车辆、燃料、食物、水和弹药等装备及物资，从而维持美国“远征部队”的高度机动性。
1966年，CH-53系列的第一型双发直升机进入美国海军陆战队服役，也就是CH-53A“海上种马”直升机；后来，性能更强的三发CH-53E“超级种马”重型直升机于上世纪八十年代投入使用。尽管在整体的外观和布局上，CH-53K和CH-53E的相似度非常高，但是CH-53K采用了更强大的发动机/传动系统组合、更宽的机身、更大的总重和一个全新设计的主旋翼系统，从而实现了在有效载荷、航程和飞行速度方面的显著提升。
图 1 2008年时候通过初步评审的CH-53K设计方案图，可以看到和最终的CH-53K设计基本一致
在此前的文章中我已经介绍过很多次，对于CH-53K重型直升机来说，其最核心的设计目标就是在所谓的“海军高温日常”（High-hot Navy Day；本质上是海拔高度3000英尺，91.5华氏度的环境，其中1英尺≈0.3048米，华氏度与摄氏度的转换公式如公式[1]所示，下同）环境中完成重型货物运输。美国海军陆战队在“关键性能参数”（KPP；Key Performance Parameters）的指标文件中对此做出了详细规定，要求在这种情况下，CH-53K必须能够在外部吊运27000磅（1磅≈0.453592公斤，下同）货物在不加油的情况下完成半径110海里（1海里≈1.852公里，下同）的运输任务。
摄氏度=(华氏度−32)×59
从这个角度来说，CH-53K主旋翼的性能对于达成美国海军陆战队的要求而言就显得至关重要了——这主要是因为主旋翼占主导的悬停总重和前飞效率等飞行性能参数决定了CH-53K到底能够携带多少有效载荷。除此之外，在“海军高温日常”情况下，CH-53K还有其他的巡航速度要求和悬停效率要求，这些都与主旋翼息息相关。
图 2 CH-53K的核心关键性能指标要求和CH-53E的对比
为了完善CH-53K直升机的空气动力学设计、并证实该机的设计方案能够满足美国海军陆战队所提出的性能要求，西科斯基公司和美国海军航空系统司令部（NAVAIR；Naval Air Systems Command）在2005年到2009年期间进行了一系列CH-53K缩比模型气动试验。试验的模型包括主旋翼、尾桨和机身等部件，其部件单独试验和组合试验并分别对其单独和组合状态进行了悬停和前飞的试验。同时，为了给实验测试的结果提供一个参考基准线，试验团队也同时对CH-53E的缩比模型进行了类似的试验测试。
在进行这些试验测试之前，西科斯基公司还预先在公司内部进行了一项先进旋翼外形优化设计“竞赛”和验证工作，公司内部设计了多种具有先进桨尖形状的4桨叶和7桨叶模型旋翼，这些旋翼系统的缩比模型被进行了悬停测试和风洞吹风试验，综合气动性能最优的设计最终被放到了CH-53K的设计方案中。
背景故事讲到这里就差不多了，本文将综合介绍西科斯基进行CH-53K重型直升机缩比模型气动试验的目的、测试对象、试验设备和进行步骤，并以典型的试验结果大致说明缩比模型试验数据如何被用于支持CH-53K直升机的实际设计工作。当然，CH-53K的试验数据目前来说还都是未公开状态，所以本文所涉及的所有试验数据都是西科斯基公司正则化之后的数据，仅具备有限的参考价值。
测试目标
在进行相应的模型试验测试之前，项目团队首先明确的就是希望通过这种缩比模型得到哪些结果，这些实验目标列举如下：
- 孤立旋翼悬停性能测试——在全升力系数和桨尖马赫数的变化范围内，测量孤立旋翼的拉力系统、扭矩和品质因子的变化；
- 悬停状态下的机身垂向阻力——测量机身和尾翼的“垂直增重效应”、“旋翼拉力恢复效应“1和净垂向阻力。测量结果需要包含整个机身的垂向阻力和各个单独部件的垂向阻力；
- 主旋翼-尾桨的干扰——在悬停情况下，研究尾桨对主旋翼效率的影响以及主旋翼和尾翼对尾桨的干扰影响；
- 前飞旋翼性能——在整个稳态飞行包线范围内测量主旋翼的升力、阻力和扭矩，并确定旋翼失速边界；
- 机身气动特性和稳定性——在主旋翼有动力输入和无动力输入的情况下，于全俯仰和偏航姿态角范围内，分别测量单独机身和尾翼的力和力矩。并评估不同机身外形设计所产生的阻力水平的差异；
- 飞行动力学和部件载荷——确定这些计算模型所需要的气动载荷；
- 前飞主旋翼-机身-尾翼的相互作用——评估主旋翼和机身对于尾翼定常和非定常气动及动力学响应的影响；
- 旋翼和操纵系统的动力学载荷——测量旋翼和操纵系统的非定常载荷，由于缩比模型并不具备“完全表征能力”，所以这些动力学载荷的结果并不能直接转化到全尺寸飞行器上去。
模型主旋翼
图 3 CH-53K直升机原型机的全尺寸旋翼外形展示
测试团队按照1：0.14的比例打造了三副用于试验测试的复合材料模型旋翼，这些旋翼的直径都是11英尺，桨叶片数为7片。下图展示了这些接受测试的旋翼桨叶几何形状的一些显性特征，模型叶片的结构设计是按照全尺寸旋翼的重量和刚度之间进行折衷优化的，在模型桨叶层面实现了模型的结构载荷、疲劳和动力学稳定性等特性的达标。
图 4 被用来进行试验测试的三种模型旋翼
在2005年到2006年之间，试验团队测试了CH-53K RR型旋翼，其中RR就是Risk Reduction/“风险降低”版本的意思。这种旋翼的特点就是其桨叶末端是预装在测试台架内部的，其桨根为钛合金材质，并配备有根部整流套筒，其桨尖也采用了先进的三维外形设计。
在2007年到2009年被测试的是CH-53K SDD型旋翼，其中SDD就是System Design and Development/“系统设计和研发”版本的意思。这种旋翼更接近于CH-53K原型机的桨叶几何外形，其翼型、桨叶扭转分布、根切和实度都保持了与CH-53K量级一致。
图 5 孤立的CH-53K SDD型旋翼被安装在西科斯基BMTR-2试验台架上
CH-53E型旋翼本质上就是CH-53E“超级种马”重型直升机的等比例模型旋翼，这种旋翼存在的主要目的就是用来作为基准参考数据，同时也是CH-53K缩比模型与全尺寸之间进行转化的重要数据支撑。
CH-53K的模型旋翼是由西科斯基公司设计和制造的，而CH-53E的旋翼模型则是由先进技术公司（Advanced Technologies，Inc）按照西科斯基公司给定的技术规格要求制造的。
旋翼的测试工作是在西科斯基公司的基本模型试验台（BMTR-2；Basic Model Test Rig）上进行的。相比于1代BMTR，2代BMTR采用了新的增强型四电机驱动模块、支撑台柱和七桨叶旋翼头。BMTR-2可以使用三立的六向测力天平，分别可用于主旋翼、机身和尾翼。除此之外，试验台还配装有一个主旋翼轴的旋转测力天平，可用来测量扭矩和剩余轴拉力。这些模型旋翼最大可以消耗300马力的输入功率，其拉力可达2200磅。模型旋翼的动力系统是由一台300马力的电动发电机组提供的。
西科斯基模型测试车间（MTF；Sikorsky Model Test Facility）尺寸为42英尺×59英尺×30英尺（宽、长、高）。受测旋翼的安装位置离地高度为3倍的旋翼半径，同时，测试车间的外开门打开到8英尺宽，以此来减少旋翼尾迹的“再循环”效应。
模型机身
图 6 CH-53E模型机身的设计构成元素
测试团队围绕西科斯基公司的“基础模型测试台”（BMTR-2；Basic Model Test Rig）设计了最早的模型机身，并以此为基础，在2005年设计和制造了“风险降低”（RR；Risk Reduction）版本的机身几何模型。这种模型设计有多个可更换部件，使其可以随着飞行器配置的更改而进行更改。除了测力天平2之外，机身上还布置有测量稳定性和的动态压力的传感器。
图 7 在波音V/STOL风洞中的CH-53K RR型模型机身
一套同比例缩放的CH-53E机身，连同其主旋翼系统，也一起被安装到测试台架上进行了试验测试，其结果被用作CH-53K测试结果的基准参考数据。所有的模型机身都是采用了“选择性激光烧结”（SLS；Selective Laser Sintering）型材组成，外表覆盖有玻璃纤维蒙皮，并安装在铝和钢框架上。
图 8 在西科斯基MTF车间中的CH-53E模型机身
由于一个按照马赫数来缩比设计的旋翼头不能够同时满足结构裕度和几何相似性的要求，为了试验团队研制了了个几何精度更高的旋翼头用于气动干扰的试验测试。这种缩比模型的旋翼头匹配的是CH-53K RR型旋翼的配置。CH-53K项目组也以此为契机，启动了CH-53K原型机旋翼头的全尺寸部件的设计工作。
图 9 缩比CH-53K RR型旋翼的旋翼头
这个旋翼头采用了钢结构和SLS蒙皮。其能够在加装或者没有加装桨叶根部件的情况下在1300RPM的高转速下运转。在试验测试的“无动力”部分试验中，该旋翼头没有配装任何桨叶根部件，其旋转速度为1200RPM。
图 10 CH-53E模型机身，其旋翼头附带了桨叶根部件
模型机身有很多可以更换的部件，包括发动机、舷侧凸体、主旋翼塔架、尾部斜坡、操纵面、起落架、传感器和其他凸起物体。此外，模型机身的尾桨部位还可以加装一副带有压力传感器的机翼，以此来测量非定常气动载荷。上图展示了一套模型CH-53E机身，及其旋翼头带有短的桨叶根部件，尾桨处安装了带有传感器的机翼。
模型尾桨
试验团队专门研制了一套用于悬停测试的具有动力输入的尾桨试验台。由于悬停试验的主要目的是为了评估气动干扰的影响，而不是尾桨本身的性能。所以模型尾桨只在直升机、相对位置、转速和和拉力方面与真实尾桨进行了缩比设计，但是其与CH-53E或者CH-53K本质上是不满足几何外形相似原则的。
试验团队为尾桨设计了单独的总距操纵系统、驱动电机和六向测力天平。典型的模型尾桨工作状态就是在5000RPM的转速下，其拉力为50~200磅。
图 11 在BMTR-2旋翼试验台基础上加装的尾桨测试塔架，其中机身模型为CH-53E的
仪表及数据获取试验团队采用了一套广泛的测量传感器系统来测量旋翼和机身的载荷、旋翼的应力、桨叶的运动和机身稳态及非稳态表面压力。下图展示了一个简化的仪表和数据系统示意图。从图中那个我们可以看看到一系列的风洞数据采集系统、模型飞行器控制系统、数据显示和筛选程序在各种实验中被应用。
图 12 试验测量仪器和数据采集系统示意图
通过测量位于机身头部、客舱、主旋翼塔架、舷外凸体和尾部斜坡的静压来确定压力和结构载荷分布。非定常压力传感器被安装在飞行器的壳体上方主梁、尾部斜坡和头部起落架轮舱位置，还有大量的压力传感器被布置在垂尾和平尾部位，这主要是用来监测主旋翼、起落架轮毂或者机身可能激发的尾翼部位的振动问题。下图展示了试验团队在平尾和垂尾上安装的传感器位置。此外，加速度计也被安装在了尾翼上。
图 13 平尾和垂尾的传感器布置位置示意图
测试执行
图 14 CH-53K RR型主旋翼、模型机身加尾桨
在西科斯基MTF上进行的测试工作与在风洞中进行的试验测试工作基本上都是类似的。在进行测试安装之前，试验团队会进行一次“飞行安全评估”（SOFR；Safety of Flight Review）例会，以此来确定测试模型的设计和分析是否得到了恰当的评估、制造工艺是否已达到最佳标准、测试的操作和程序是否满足安全指标等等。
设备的组装和仪表/控制线路的安装和布线以及数据系统的配置同步进行。在短时间内并行执行从入口到装置之间的检查。一旦硬件设备和数据系统能够运作，就立刻执行仪表的负载检测，从而验证仪表预校准的准确性，或者对有必要调整的地方进行调整。
在进行载荷检查、组装和模型最终进行封装之后，测试人员开始进行基本的运转测试，这阶段将会进行总重粗测、扭矩粗测和桨毂气动力粗测。这些基本测试的目的一方面就是降低后续试验测试工作的风险（当然这阶段还没有安装主旋翼），另一方面则是让试验场所的工作人员熟悉模型CH-53K的运转操作。在粗测和检验工作完成之后，工作人员会安装主旋翼装置，进行布线检查和负载检查，随后就是基础的旋翼轨迹和1P平衡测试。通常一系列的轨迹和平衡需要迭代操作才可满足对应的要求。
随着模型CH-53K的配置建立完成，随后的数天将要日常进行热启动运转和悬停状态检查，以此来检验模型系统和负载情况是否运载在预期的范围之内。相应的风洞测试只有在由再循环导致的动态特性被允许的程度下完成。在此期间，模型旋翼系统是处于停车状态的，而在热启动阶段完成之后，整个模型就会形成新的零点基准状态3。
在零点调整完成之后，试验团队就启动模型旋翼使其达到测试所需的转速，以此来匹配实际的桨尖马赫数要求。对于悬停测试，工作人员将会调整相应的总距数值，并随着总距角度的增加（直到达到某些物理限制，比如说马达温度、轴扭矩上限或者桨叶载荷上限），从零拉力和低扭矩的情况下开始逐步采集数据。工作人员还需要根据实际情况对总距增量进行调整，以提供良好的曲线清晰度。悬停数据的采集工作仅仅只在MTF之外的风速足够低（一般认为至少要小于10节，1节≈1.852公里/时，下同），对总体数据置信度影响不大的时候才会进行。
在风洞实验中，随着风速的增大，旋翼拉力保持在较低水平的正值，旋翼桨盘则按照挥舞量和桨毂力矩进行配平。当风速达到试验团队感兴趣的数值时候，试验人员将会对模型CH-53K进行一系列的输入量调整，从而使其旋翼拉力和挥舞操纵导数在测试所需的范围内变化。试验团队还指出，在风洞测试之间，工作人员或者相应的监测系统需要保持运转，从而使模型CH-53K的测试不超出实际运行限制。
对于旋翼性能测试，旋翼通常按照一阶谐波挥舞最小化来进行配平。对于特定的操纵品质状态的要求，则按照给定的挥舞数值或者桨毂力矩进行配平。
下述图表展示了西科斯基公司所进行的一系列基本测试。整个模型试验大致经历了900小时的风洞吹风测试和500小时的悬停测试，获得了3000多个实验点的数据。
这些数据在CH-53K原型机的设计和研制中发挥了巨大的的作用。
图 15 模型试验测试工作时间表，其中H表示悬停试验，WT表示风洞吹风试验
结语——迈向下一代重型直升机的第一步“风之积也不厚，则其负大翼也无力。故九万里，则风斯在下矣，而后乃今培风；背负青天，而莫之夭阏者，而后乃今将图南。”
图 16 飞行测试中的CH-53K原型机
借《逍遥游》一段话来形容西科斯基公司的努力可谓恰如其分，在CH-53K重型直升机的研制履历中，模型测试阶段好比就是上文中的这一阵“风”，要想CH-53K原型机这种大目标能够得以实现，必须要积累足够厚的风；只有这阵风足够强了，能够让其“背负青天而莫之夭阏”了，那才能进入下一步，才能“将图南”。
稳步推进永远是干实事的最佳选择。限于篇幅，本文主要介绍了CH-53K重型直升机进行模型测试的目的、模型的建立与试验的大致步骤，而试验有怎样的结果，以及这些结果将会对CH-53K“种马王”直升机原型机的研制提供怎样的参考价值或者带来怎样的影响，同样是值得关注的另一个重点，我会在后续相关内容中继续对相关内容进行介绍，感兴趣的欢迎持续关注。
