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( 二 )
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 。
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