引言
CH-53K立足於美國海軍航空系統提出的「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隊在2025年之後仍然具備領先的兩棲重型運輸能力。作為新一代重型運輸直升機，CH-53K的主要任務就是通過內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「遠徵部隊」的高度機動性。
1966年，CH-53系列的第一型雙發直升機進入美國海軍陸戰隊服役，也就是CH-53A「海上種馬」直升機；後來，性能更強的三發CH-53E「超級種馬」重型直升機於上世紀八十年代投入使用。儘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採用了更強大的發動機/傳動系統組合、更寬的機身、更大的總重和一個全新設計的主旋翼系統，從而實現了在有效載荷、航程和飛行速度方面的顯著提升。
圖 1 2008年時候通過初步評審的CH-53K設計方案圖，可以看到和最終的CH-53K設計基本一致
在此前的文章中我已經介紹過很多次，對於CH-53K重型直升機來說，其最核心的設計目標就是在所謂的「海軍高溫日常」（High-hot Navy Day；本質上是海拔高度3000英尺，91.5華氏度的環境，其中1英尺≈0.3048米，華氏度與攝氏度的轉換公式如公式[1]所示，下同）環境中完成重型貨物運輸。美國海軍陸戰隊在「關鍵性能參數」（KPP；Key Performance Parameters）的指標文件中對此做出了詳細規定，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海裡（1海裡≈1.852公裡，下同）的運輸任務。
從這個角度來說，CH-53K主旋翼的性能對於達成美國海軍陸戰隊的要求而言就顯得至關重要了——這主要是因為主旋翼佔主導的懸停總重和前飛效率等飛行性能參數決定了CH-53K到底能夠攜帶多少有效載荷。除此之外，在「海軍高溫日常」情況下，CH-53K還有其他的巡航速度要求和懸停效率要求，這些都與主旋翼息息相關。
圖 2 CH-53K的核心關鍵性能指標要求和CH-53E的對比
為了完善CH-53K直升機的空氣動力學設計、並證實該機的設計方案能夠滿足美國海軍陸戰隊所提出的性能要求，西科斯基公司和美國海軍航空系統司令部（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。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並分別對其單獨和組合狀態進行了懸停和前飛的試驗。同時，為了給實驗測試的結果提供一個參考基準線，試驗團隊也同時對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，西科斯基公司還預先在公司內部進行了一項先進旋翼外形優化設計「競賽」和驗證工作，公司內部設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，綜合氣動性能最優的設計最終被放到了CH-53K的設計方案中。
背景故事講到這裡就差不多了，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、試驗設備和進行步驟，並以典型的試驗結果大致說明縮比模型試驗數據如何被用於支持CH-53K直升機的實際設計工作。當然，CH-53K的試驗數據目前來說還都是未公開狀態，所以本文所涉及的所有試驗數據都是西科斯基公司正則化之後的數據，僅具備有限的參考價值。
測試目標
在進行相應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果，這些實驗目標列舉如下：
- 孤立旋翼懸停性能測試——在全升力係數和槳尖馬赫數的變化範圍內，測量孤立旋翼的拉力系統、扭矩和品質因子的變化；
- 懸停狀態下的機身垂向阻力——測量機身和尾翼的「垂直增重效應」、「旋翼拉力恢復效應」[1]和淨垂向阻力。測量結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-尾槳的幹擾——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幹擾影響；
- 前飛旋翼性能——在整個穩態飛行包線範圍內測量主旋翼的升力、阻力和扭矩，並確定旋翼失速邊界；
- 機身氣動特性和穩定性——在主旋翼有動力輸入和無動力輸入的情況下，於全俯仰和偏航姿態角範圍內，分別測量單獨機身和尾翼的力和力矩。並評估不同機身外形設計所產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於尾翼定常和非定常氣動及動力學響應的影響；
- 旋翼和操縱系統的動力學載荷——測量旋翼和操縱系統的非定常載荷，由於縮比模型並不具備「完全表徵能力」，所以這些動力學載荷的結果並不能直接轉化到全尺寸飛行器上去。
試驗模型及試驗設施
模型主旋翼
圖 3 CH-53K直升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於試驗測試的複合材料模型旋翼，這些旋翼的直徑都是11英尺，槳葉片數為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徵，模型葉片的結構設計是按照全尺寸旋翼的重量和剛度之間進行折衷優化的，在模型槳葉層面實現了模型的結構載荷、疲勞和動力學穩定性等特性的達標。
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裝在測試臺架內部的，其槳根為鈦合金材質，並配備有根部整流套筒，其槳尖也採用了先進的三維外形設計。
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/「系統設計和研發」版本的意思。這種旋翼更接近於CH-53K原型機的槳葉幾何外形，其翼型、槳葉扭轉分布、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據，同時也是CH-53K縮比模型與全尺寸之間進行轉化的重要數據支撐。
CH-53K的模型旋翼是由西科斯基公司設計和製造的，而CH-53E的旋翼模型則是由先進技術公司（Advanced Technologies，Inc）按照西科斯基公司給定的技術規格要求製造的。
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。相比於1代BMTR，2代BMTR採用了新的增強型四電機驅動模塊、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，分別可用於主旋翼、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測力天平，可用來測量扭矩和剩餘軸拉力 。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。模型旋翼的動力系統是由一臺300馬力的電動發電機組提供的。
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」效應。
模型機身
圖 6 CH-53E模型機身的設計構成元素
測試團隊圍繞西科斯基公司的「基礎模型測試臺」（BMTR-2；Basic Model Test Rig）設計了最早的模型機身，並以此為基礎，在2005年設計和製造了「風險降低」（RR；Risk Reduction）版本的機身幾何模型。這種模型設計有多個可更換部件，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定性和的動態壓力的傳感器。
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，也一起被安裝到測試臺架上進行了試驗測試，其結果被用作CH-53K測試結果的基準參考數據。所有的模型機身都是採用了「選擇性雷射燒結」（SLS；Selective Laser Sintering）型材組成，外表覆蓋有玻璃纖維蒙皮，並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
由於一個按照馬赫數來縮比設計的旋翼頭不能夠同時滿足結構裕度和幾何相似性的要求，為了試驗團隊研製了了個幾何精度更高的旋翼頭用於氣動幹擾的試驗測試。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計工作。
圖 9 縮比CH-53K RR型旋翼的旋翼頭
這個旋翼頭採用了鋼結構和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的高轉速下運轉。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，包括發動機、舷側凸體、主旋翼塔架、尾部斜坡、操縱面、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
試驗團隊專門研製了一套用於懸停測試的具有動力輸入的尾槳試驗臺。由於懸停試驗的主要目的是為了評估氣動幹擾的影響，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、轉速和和拉力方面與真實尾槳進行了縮比設計，但是其與CH-53E或者CH-53K本質上是不滿足幾何外形相似原則的。
試驗團隊為尾槳設計了單獨的總距操縱系統、驅動電機和六向測力天平。典型的模型尾槳工作狀態就是在5000RPM的轉速下，其拉力為50~200磅。
圖 11 在BMTR-2旋翼試驗臺基礎上加裝的尾槳測試塔架，其中機身模型為CH-53E的
儀表及數據獲取
試驗團隊採用了一套廣泛的測量傳感器系統來測量旋翼和機身的載荷、旋翼的應力、槳葉的運動和機身穩態及非穩態表面壓力。下圖展示了一個簡化的儀表和數據系統示意圖。從圖中那個我們可以看看到一系列的風洞數據採集系統、模型飛行器控制系統、數據顯示和篩選程序在各種實驗中被應用。
圖 12 試驗測量儀器和數據採集系統示意圖
通過測量位於機身頭部、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構載荷分布。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，還有大量的壓力傳感器被布置在垂尾和平尾部位，這主要是用來監測主旋翼、起落架輪轂或者機身可能激發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計和分析是否得到了恰當的評估、製造工藝是否以達到最佳標準、測試的操作和程序是否滿足安全指標等等。
設備的組裝和儀表/控制線路的安裝和布線以及數據系統的配置同步進行。在短時間內並行執行從入口到裝置之間的檢查。一旦硬體設備和數據系統能夠運作，就立刻執行儀表的負載檢測，從而驗證儀表預校準的準確性，或者對有必要調整的地方進行調整。
在進行載荷檢查、組裝和模型最終進行封裝之後，測試人員開始進行基本的運轉測試，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後續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的運轉操作。在粗測和檢驗工作完成之後，工作人員會安裝主旋翼裝置，進行布線檢查和負載檢查，隨後就是基礎的旋翼軌跡和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的要求。
隨著模型CH-53K的配置建立完成，隨後的數天將要日常進行熱啟動運轉和懸停狀態檢查，以此來檢驗模型系統和負載情況是否運載在預期的範圍之內。相應的風洞測試只有在由再循環導致的動態特性被允許的程度下完成。在此期間，模型旋翼系統是處於停車狀態的，而在熱啟動階段完成之後，整個模型就會形成新的零點基準狀態[3]。
在零點調整完成之後，試驗團隊就啟動模型旋翼使其達到測試所需的轉速，以此來匹配實際的槳尖馬赫數要求。對於懸停測試，工作人員將會調整相應的總距數值，並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上限），從零拉力和低扭矩的情況下開始逐步採集數據。工作人員還需要根據實際情況對總距增量進行調整，以提供良好的曲線清晰度。懸停數據的採集工作僅僅只在MTF之外的風速足夠低（一般認為至少要小於10節，1節≈1.852公裡/時，下同），對總體數據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值時候，試驗人員將會對模型CH-53K進行一系列的輸入量調整，從而使其旋翼拉力和揮舞操縱導數在測試所需的範圍內變化。試驗團隊還指出，在風洞測試之間，工作人員或者相應的監測系統需要保持運轉，從而使模型CH-53K的測試不超出實際運行限制。
對於旋翼性能測試，旋翼通常按照一階諧波揮舞最小化來進行配平。對於特定的操縱品質狀態的要求，則按照給定的揮舞數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多個實驗點的數據。
這些數據在CH-53K原型機的設計和研製中發揮了巨大的的作用。
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。故九萬裡，則風斯在下矣，而後乃今培風；背負青天，而莫之夭閼者，而後乃今將圖南。」
圖 16 飛行測試中的CH-53K原型機
借《逍遙遊》一段話來形容西科斯基公司的努力可謂恰如其分，在CH-53K重型直升機的研製履歷中，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，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」。
穩步推進永遠是幹實事的最佳選擇。限於篇幅，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，而試驗有怎樣的結果，以及這些結果將會對CH-53K「種馬王」直升機原型機的研製提供怎樣的參考價值或者帶來怎樣的影響，同樣是值得關注的另一個重點，我會在後續相關內容中繼續對相關內容進行介紹，感興趣的歡迎持續關注。
[1] Rotor Thrust Recovery，在Lesiman的《Principles of Helicopter Aerodynamics》中有介紹，指的是由於機身存在形成的類似於「地面效應」的情況，從而增大的旋翼的拉力，書中指出這種現象抵消了一部分機身的「垂直增重效應」
[2] Load Balance（Six-component load balance），開始還以為這是什麼應變片，後來對比尾槳部分內容才發現這東西指的應該就是測力天平你敢信