1.ch-53k“種馬王”重型直升機

引言 CH-53K立足于美國海軍航空系統(tǒng)提出的“重型直升機換代”（HLR；Heavy Helicopter Replacement）計劃，其目的就是確保美國海軍陸戰(zhàn)隊在2025年之后仍然具備領(lǐng)先的兩棲重型運輸能力。

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作為新一代重型濕球溫度和干球溫度運輸直升機，CH-53K的主要任務(wù)就是通過內(nèi)部裝載或者外部掛載的方式，從海上基地（或者艦船）向目標點遠距離投運美軍所需要運送的地面車輛、燃料、食物、水和彈藥等裝備及物資，從而維持美國“遠征部隊”的高度機動性。

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1966年，CH-53系列的第一型雙發(fā)直升機進入美國海軍陸戰(zhàn)隊服役，也就是CH-53A“海上種馬”直升機；后來，性能更強的三發(fā)CH-53E“超級種馬”重型直升機于上世紀八十年代投入使用盡管在整體的外觀和布局上，CH-53K和CH-53E的相似度非常高，但是CH-53K采用了更強大的發(fā)動機/傳動系統(tǒng)組合、更寬的機身、更大的總重和一個全新設(shè)計的主旋翼系統(tǒng)，從而實現(xiàn)濕球溫度和干球溫度了在有效載荷、航程和飛行速度方面的顯著提升。

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圖 1 2008年時候通過初步評審的CH-53K設(shè)計方案圖，可以看到和最終的CH-53K設(shè)計基本一致在此前的文章中我已經(jīng)介紹過很多次，對于CH-53K重型直升機來說，其最核心的設(shè)計目標就是在所謂的“海軍高溫日?！保℉igh-hot Navy Day；本質(zhì)上是海拔高度3000英尺，91.5華氏度的環(huán)境，其中1英尺≈0.3048米，華氏度與攝氏度的轉(zhuǎn)換公式如公式[1]所示，下同）環(huán)境中完成重型貨物運輸。

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美國海軍陸戰(zhàn)隊在“關(guān)鍵性能參數(shù)”（KPP；Key Performa濕球溫度和干球溫度nce Parameters）的指標文件中對此做出了詳細規(guī)定，要求在這種情況下，CH-53K必須能夠在外部吊運27000磅（1磅≈0.453592公斤，下同）貨物在不加油的情況下完成半徑110海里（1海里≈1.852公里，下同）的運輸任務(wù)。

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攝氏度=(華氏度?32)×59 從這個角度來說，CH-53K主旋翼的性能對于達成美國海軍陸戰(zhàn)隊的要求而言就顯得至關(guān)重要了——這主要是因為主旋翼占主導(dǎo)的懸?？傊睾颓帮w效率等飛行性能參數(shù)決定了CH-53K到底能夠攜帶多少有效載荷。

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除此之外，在“海軍高溫日?！鼻闆r下，CH-53K還有其他的巡航速度要求濕球溫度和干球溫度和懸停效率要求，這些都與主旋翼息息相關(guān)

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圖 2 CH-53K的核心關(guān)鍵性能指標要求和CH-53E的對比為了完善CH-53K直升機的空氣動力學設(shè)計、并證實該機的設(shè)計方案能夠滿足美國海軍陸戰(zhàn)隊所提出的性能要求，西科斯基公司和美國海軍航空系統(tǒng)司令部（NAVAIR；Naval Air Systems Command）在2005年到2009年期間進行了一系列CH-53K縮比模型氣動試驗。

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試驗的模型包括主旋翼、尾槳和機身等部件，其部件單獨試驗和組合試驗并分別對其單獨和組合狀態(tài)進行了懸停和前飛的試驗同時，為了給實驗測試的結(jié)果提供一個參考基準線，試驗團隊也同時濕球溫度和干球溫度對CH-53E的縮比模型進行了類似的試驗測試。

在進行這些試驗測試之前，西科斯基公司還預(yù)先在公司內(nèi)部進行了一項先進旋翼外形優(yōu)化設(shè)計“競賽”和驗證工作，公司內(nèi)部設(shè)計了多種具有先進槳尖形狀的4槳葉和7槳葉模型旋翼，這些旋翼系統(tǒng)的縮比模型被進行了懸停測試和風洞吹風試驗，綜合氣動性能最優(yōu)的設(shè)計最終被放到了CH-53K的設(shè)計方案中。

背景故事講到這里就差不多了，本文將綜合介紹西科斯基進行CH-53K重型直升機縮比模型氣動試驗的目的、測試對象、試驗設(shè)備和進行步驟，并以典型的試驗結(jié)果大致說明縮比模型試驗數(shù)據(jù)如何被用于支持CH-53K直升機的實際設(shè)計工作。

當然，CH-53K的試驗數(shù)據(jù)目前來說還都是未公開狀態(tài)，所以濕球溫度和干球溫度本文所涉及的所有試驗數(shù)據(jù)都是西科斯基公司正則化之后的數(shù)據(jù)，僅具備有限的參考價值 測試目標

在進行相應(yīng)的模型試驗測試之前，項目團隊首先明確的就是希望通過這種縮比模型得到哪些結(jié)果，這些實驗?zāi)繕肆信e如下： 孤立旋翼懸停性能測試——在全升力系數(shù)和槳尖馬赫數(shù)的變化范圍內(nèi)，測量孤立旋翼的拉力系統(tǒng)、扭矩和品質(zhì)因子的變化；

懸停狀態(tài)下的機身垂向阻力——測量機身和尾翼的“垂直增重效應(yīng)”、“旋翼拉力恢復(fù)效應(yīng)“1和凈垂向阻力測量結(jié)果需要包含整個機身的垂向阻力和各個單獨部件的垂向阻力； 主旋翼-尾槳的干擾——在懸停情況下，研究尾槳對主旋翼效率的影響以及主旋翼和尾翼對尾槳的干擾影響； 。

前飛旋翼性能——在整個穩(wěn)態(tài)飛行包線范濕球溫度和干球溫度圍內(nèi)測量主旋翼的升力、阻力和扭矩，并確定旋翼失速邊界； 機身氣動特性和穩(wěn)定性——在主旋翼有動力輸入和無動力輸入的情況下，于全俯仰和偏航姿態(tài)角范圍內(nèi)，分別測量單獨機身和尾翼的力和力矩。

并評估不同機身外形設(shè)計所產(chǎn)生的阻力水平的差異； 飛行動力學和部件載荷——確定這些計算模型所需要的氣動載荷； 前飛主旋翼-機身-尾翼的相互作用——評估主旋翼和機身對于尾翼定常和非定常氣動及動力學響應(yīng)的影響；

旋翼和操縱系統(tǒng)的動力學載荷——測量旋翼和操縱系統(tǒng)的非定常載荷，由于縮比模型并不具備“完全表征能力”，所以這些動力學載荷的結(jié)果并不能直接轉(zhuǎn)化到全尺寸飛行器上去。 試驗?zāi)Ｐ图霸囼炘O(shè)施 模型主旋翼

圖 3 CH-53K直升濕球溫度和干球溫度機原型機的全尺寸旋翼外形展示測試團隊按照1：0.14的比例打造了三副用于試驗測試的復(fù)合材料模型旋翼，這些旋翼的直徑都是11英尺，槳葉片數(shù)為7片下圖展示了這些接受測試的旋翼槳葉幾何形狀的一些顯性特征，模型葉片的結(jié)構(gòu)設(shè)計是按照全尺寸旋翼的重量和剛度之間進行折衷優(yōu)化的，在模型槳葉層面實現(xiàn)了模型的結(jié)構(gòu)載荷、疲勞和動力學穩(wěn)定性等特性的達標。

圖 4 被用來進行試驗測試的三種模型旋翼在2005年到2006年之間，試驗團隊測試了CH-53K RR型旋翼，其中RR就是Risk Reduction/“風險降低”版本的意思這種旋翼的特點就是其槳葉末端是預(yù)裝在測試臺架內(nèi)部的，其槳根為鈦合金材質(zhì)，并配備有根部整流套筒，濕球溫度和干球溫度其槳尖也采用了先進的三維外形設(shè)計。

在2007年到2009年被測試的是CH-53K SDD型旋翼，其中SDD就是System Design and Development/“系統(tǒng)設(shè)計和研發(fā)”版本的意思這種旋翼更接近于CH-53K原型機的槳葉幾何外形，其翼型、槳葉扭轉(zhuǎn)分布、根切和實度都保持了與CH-53K量級一致。

圖 5 孤立的CH-53K SDD型旋翼被安裝在西科斯基BMTR-2試驗臺架上CH-53E型旋翼本質(zhì)上就是CH-53E“超級種馬”重型直升機的等比例模型旋翼，這種旋翼存在的主要目的就是用來作為基準參考數(shù)據(jù)，同時也是CH-53K縮比模型與全尺寸之間進行轉(zhuǎn)化的重要數(shù)據(jù)支撐。

CH-53K的模型濕球溫度和干球溫度旋翼是由西科斯基公司設(shè)計和制造的，而CH-53E的旋翼模型則是由先進技術(shù)公司（Advanced Technologies，Inc）按照西科斯基公司給定的技術(shù)規(guī)格要求制造的 旋翼的測試工作是在西科斯基公司的基本模型試驗臺（BMTR-2；Basic Model Test Rig）上進行的。

相比于1代BMTR，2代BMTR采用了新的增強型四電機驅(qū)動模塊、支撐臺柱和七槳葉旋翼頭BMTR-2可以使用三臺獨立的六向測力天平，分別可用于主旋翼、機身和尾翼除此之外，試驗臺還配裝有一個主旋翼軸的旋轉(zhuǎn)測力天平，可用來測量扭矩和剩余軸拉力。

這些模型旋翼最大可以消耗300馬力的輸入功率，其拉力可達2200磅模型旋翼的濕球溫度和干球溫度動力系統(tǒng)是由一臺300馬力的電動發(fā)電機組提供的 西科斯基模型測試車間（MTF；Sikorsky Model Test Facility）

尺寸為42英尺×59英尺×30英尺（寬、長、高）。受測旋翼的安裝位置離地高度為3倍的旋翼半徑，同時，測試車間的外開門打開到8英尺寬，以此來減少旋翼尾跡的“再循環(huán)”效應(yīng)。 模型機身

圖 6 CH-53E模型機身的設(shè)計構(gòu)成元素測試團隊圍繞西科斯基公司的“基礎(chǔ)模型測試臺”（BMTR-2；Basic Model Test Rig）設(shè)計了最早的模型機身，并以此為基礎(chǔ)，在2005年設(shè)計和制造了“風險降低”（RR；Risk Reduction）版本的機身幾何模型。

這種模型設(shè)計濕球溫度和干球溫度有多個可更換部件，使其可以隨著飛行器配置的更改而進行更改除了測力天平2之外，機身上還布置有測量穩(wěn)定性和的動態(tài)壓力的傳感器

圖 7 在波音V/STOL風洞中的CH-53K RR型模型機身一套同比例縮放的CH-53E機身，連同其主旋翼系統(tǒng)，也一起被安裝到測試臺架上進行了試驗測試，其結(jié)果被用作CH-53K測試結(jié)果的基準參考數(shù)據(jù)所有的模型機身都是采用了。

“選擇性激光燒結(jié)”（SLS；Selective Laser Sintering）型材組成，外表覆蓋有玻璃纖維蒙皮，并安裝在鋁和鋼框架上。

圖 8 在西科斯基MTF車間中的CH-53E模型機身由于一個按照馬赫數(shù)來縮比設(shè)計的旋翼頭不能夠同時滿足結(jié)構(gòu)裕度和幾何相濕球溫度和干球溫度似性的要求，為了試驗團隊研制了了個幾何精度更高的旋翼頭用于氣動干擾的試驗測試這種縮比模型的旋翼頭匹配的是CH-53K RR型旋翼的配置。

CH-53K項目組也以此為契機，啟動了CH-53K原型機旋翼頭的全尺寸部件的設(shè)計工作

圖 9 縮比CH-53K RR型旋翼的旋翼頭這個旋翼頭采用了鋼結(jié)構(gòu)和SLS蒙皮其能夠在加裝或者沒有加裝槳葉根部件的情況下在1300RPM的高轉(zhuǎn)速下運轉(zhuǎn)在試驗測試的“無動力”部分試驗中，該旋翼頭沒有配裝任何槳葉根部件，其旋轉(zhuǎn)速度為1200RPM。

圖 10 CH-53E模型機身，其旋翼頭附帶了槳葉根部件模型機身有很多可以更換的部件，包括發(fā)動機、舷側(cè)凸體、主旋翼塔架、尾部斜坡、操縱面濕球溫度和干球溫度、起落架、傳感器和其他凸起物體此外，模型機身的尾槳部位還可以加裝一副帶有壓力傳感器的機翼，以此來測量非定常氣動載荷。

上圖展示了一套模型CH-53E機身，及其旋翼頭帶有短的槳葉根部件，尾槳處安裝了帶有傳感器的機翼 模型尾槳試驗團隊專門研制了一套用于懸停測試的具有動力輸入的尾槳試驗臺由于懸停試驗的主要目的是為了評估氣動干擾的影響，而不是尾槳本身的性能。

所以模型尾槳只在直升機、相對位置、轉(zhuǎn)速和和拉力方面與真實尾槳進行了縮比設(shè)計，但是其與CH-53E或者CH-53K本質(zhì)上是不滿足幾何外形相似原則的 試驗團隊為尾槳設(shè)計了單獨的總距操縱系統(tǒng)、驅(qū)動電機和六向測力天平。

典型的模型尾槳工作狀態(tài)就是在5000RP濕球溫度和干球溫度M的轉(zhuǎn)速下，其拉力為50~200磅

圖 11 在BMTR-2旋翼試驗臺基礎(chǔ)上加裝的尾槳測試塔架，其中機身模型為CH-53E的儀表及數(shù)據(jù)獲取 試驗團隊采用了一套廣泛的測量傳感器系統(tǒng)來測量旋翼和機身的載荷、旋翼的應(yīng)力、槳葉的運動和機身穩(wěn)態(tài)及非穩(wěn)態(tài)表面壓力。

下圖展示了一個簡化的儀表和數(shù)據(jù)系統(tǒng)示意圖從圖中那個我們可以看看到一系列的風洞數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、模型飛行器控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)顯示和篩選程序在各種實驗中被應(yīng)用

圖 12 試驗測量儀器和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)示意圖通過測量位于機身頭部、客艙、主旋翼塔架、舷外凸體和尾部斜坡的靜壓來確定壓力和結(jié)構(gòu)載荷分布非定常壓力傳感器被安裝在飛行器的殼體上方主梁、尾部斜坡和頭部起落架輪艙位置濕球溫度和干球溫度，還有大量的壓力傳感器被布置在垂尾和平尾部位，這主要是用來監(jiān)測主旋翼、起落架輪轂或者機身可能激發(fā)的尾翼部位的振動問題。

下圖展示了試驗團隊在平尾和垂尾上安裝的傳感器位置此外，加速度計也被安裝在了尾翼上

圖 13 平尾和垂尾的傳感器布置位置示意圖測試執(zhí)行

圖 14 CH-53K RR型主旋翼、模型機身加尾槳在西科斯基MTF上進行的測試工作與在風洞中進行的試驗測試工作基本上都是類似的在進行測試安裝之前，試驗團隊會進行一次“飛行安全評估”（SOFR；Safety of Flight Review）例會，以此來確定測試模型的設(shè)計和分析是否得到了恰當?shù)脑u估、制造工藝是否已達到最佳標準、測試的操作和程序是否滿足濕球溫度和干球溫度安全指標等等。

設(shè)備的組裝和儀表/控制線路的安裝和布線以及數(shù)據(jù)系統(tǒng)的配置同步進行在短時間內(nèi)并行執(zhí)行從入口到裝置之間的檢查一旦硬件設(shè)備和數(shù)據(jù)系統(tǒng)能夠運作，就立刻執(zhí)行儀表的負載檢測，從而驗證儀表預(yù)校準的準確性，或者對有必要調(diào)整的地方進行調(diào)整。

在進行載荷檢查、組裝和模型最終進行封裝之后，測試人員開始進行基本的運轉(zhuǎn)測試，這階段將會進行總重粗測、扭矩粗測和槳轂氣動力粗測這些基本測試的目的一方面就是降低后續(xù)試驗測試工作的風險（當然這階段還沒有安裝主旋翼），另一方面則是讓試驗場所的工作人員熟悉模型CH-53K的運轉(zhuǎn)操作。

在粗測和檢驗工作完成之后，工作人員會安裝主旋翼裝置，進行布線檢查和負載檢查，隨后就是基礎(chǔ)的濕球溫度和干球溫度旋翼軌跡和1P平衡測試通常一系列的軌跡和平衡需要迭代操作才可滿足對應(yīng)的要求 隨著模型CH-53K的配置建立完成，隨后的數(shù)天將要日常進行熱啟動運轉(zhuǎn)和懸停狀態(tài)檢查，以此來檢驗?zāi)Ｐ拖到y(tǒng)和負載情況是否運載在預(yù)期的范圍之內(nèi)。

相應(yīng)的風洞測試只有在由再循環(huán)導(dǎo)致的動態(tài)特性被允許的程度下完成在此期間，模型旋翼系統(tǒng)是處于停車狀態(tài)的，而在熱啟動階段完成之后，整個模型就會形成新的零點基準狀態(tài)3 在零點調(diào)整完成之后，試驗團隊就啟動模型旋翼使其達到測試所需的轉(zhuǎn)速，以此來匹配實際的槳尖馬赫數(shù)要求。

對于懸停測試，工作人員將會調(diào)整相應(yīng)的總距數(shù)值，并隨著總距角度的增加（直到達到某些物理限制，比如說馬達溫度、軸扭矩上限或者槳葉載荷濕球溫度和干球溫度上限），從零拉力和低扭矩的情況下開始逐步采集數(shù)據(jù)工作人員還需要根據(jù)實際情況對總距增量進行調(diào)整，以提供良好的曲線清晰度。

懸停數(shù)據(jù)的采集工作僅僅只在MTF之外的風速足夠低（一般認為至少要小于10節(jié)，1節(jié)≈1.852公里/時，下同），對總體數(shù)據(jù)置信度影響不大的時候才會進行 在風洞實驗中，隨著風速的增大，旋翼拉力保持在較低水平的正值，旋翼槳盤則按照揮舞量和槳轂力矩進行配平。

當風速達到試驗團隊感興趣的數(shù)值時候，試驗人員將會對模型CH-53K進行一系列的輸入量調(diào)整，從而使其旋翼拉力和揮舞操縱導(dǎo)數(shù)在測試所需的范圍內(nèi)變化試驗團隊還指出，在風洞測試之間，工作人員或者相應(yīng)的監(jiān)測系統(tǒng)需要保持運轉(zhuǎn)，從而使模型CH-5濕球溫度和干球溫度3K的測試不超出實際運行限制。

對于旋翼性能測試，旋翼通常按照一階諧波揮舞最小化來進行配平對于特定的操縱品質(zhì)狀態(tài)的要求，則按照給定的揮舞數(shù)值或者槳轂力矩進行配平 下述圖表展示了西科斯基公司所進行的一系列基本測試整個模型試驗大致經(jīng)歷了900小時的風洞吹風測試和500小時的懸停測試，獲得了3000多個實驗點的數(shù)據(jù)。

這些數(shù)據(jù)在CH-53K原型機的設(shè)計和研制中發(fā)揮了巨大的的作用。

圖 15 模型試驗測試工作時間表，其中H表示懸停試驗，WT表示風洞吹風試驗結(jié)語——邁向下一代重型直升機的第一步 “風之積也不厚，則其負大翼也無力故九萬里，則風斯在下矣，而后乃今培風；背負青天，而莫之夭閼者，而后乃今將圖南。

”

圖 濕球溫度和干球溫度16 飛行測試中的CH-53K原型機借《逍遙游》一段話來形容西科斯基公司的努力可謂恰如其分，在CH-53K重型直升機的研制履歷中，模型測試階段好比就是上文中的這一陣“風”，要想CH-53K原型機這種大目標能夠得以實現(xiàn)，必須要積累足夠厚的風；只有這陣風足夠強了，能夠讓其“背負青天而莫之夭閼”了，那才能進入下一步，才能“將圖南”。

穩(wěn)步推進永遠是干實事的最佳選擇限于篇幅，本文主要介紹了CH-53K重型直升機進行模型測試的目的、模型的建立與試驗的大致步驟，而試驗有怎樣的結(jié)果，以及這些結(jié)果將會對CH-53K“種馬王”直升機原型機的研制提供怎樣的參考價值或者帶來怎樣的影響，同樣是值得關(guān)注的另一個重點，我會濕球溫度和干球溫度在后續(xù)相關(guān)內(nèi)容中繼續(xù)對相關(guān)內(nèi)容進行介紹，感興趣的歡迎持續(xù)關(guān)注。