在2005年到2009年之间 ， 西科斯基公司协同美国海军航空系统司令部（NAVAIR） ， 针对CH-53K“种马王”重型直升机进行了一系列的缩比模型风洞试验 。 这一系列的试验包含了对“种马王”重型直升机主旋翼、机身、尾桨、尾翼等几乎所有部件的风洞测试内容 ， 从而为CH-53K重型直升机总体方案的优化设计工作奠定了基础 。 除此之外 ， 这些试验的数据还能够作为西科斯基公司所发展的一些理论分析模型的验证工具 ， 从而提升这些理论模型的置信度 ， 可谓一举多得 。

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图1正在进行空中加油测试的CH-53K重型直升机
在我之前的文章中 ， 我已经对这部分试验所设计的具体的缩比模型特点、采用的试验装置以及大致的试验步骤进行了介绍 。 在这篇文章中 ， 我将追随西科斯基公司设计师的脚步 ， 在此基础上进一步介绍CH-53K种马王直升机试验测试的部分结果 ， 并在此同时 ， 举例说明缩比模型的试验结果是如何为最终“种马王”重型直升机的全尺寸设计方案服务的 。 下面 ， 请看正文 。
悬停测试结果
孤立主旋翼测试
在所有的试验中 ， 首先进行的就是孤立旋翼测试工作 ， 该试验的主要目的是为了验证主旋翼是否具备足以将直升机机体和任务载荷提升起来的能力 。 CH-53K缩比模型的测试是在一系列拉力系数的变化范围之内（超过了指标要求的范围）进行的 ， 并且旋翼桨尖马赫数的变化范围也覆盖了指标的要求 。 测试人员在多个工作日内针对不同的旋翼总局进行了试验并进行了数据记录 ， 以此来确保能够获得足够的数据以降低最终测得的品质因子的结果误差 ， 西科斯基的测试小组认为这个误差最终被控制在了±0.005以内 。

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图2CH-53K重型直升机巨大的旋翼桨毂系统
下图比较了测试所得的CH-53KRR和CH-53E模型旋翼的拉力和扭矩系数在两种相对马赫数下的结果 ， 这些系数按照全尺寸飞行器的参数进行了无量纲化 。 从结果可以看出来 ， 在图表的右侧 ， 相同扭矩情况下 ， CH-53K旋翼能够比CH-53E旋翼多提供15%的升力 。

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图3CH-53KRR和CH-53E模型旋翼无量纲化拉力和扭矩系数对比图
而由于CH-53K直升机的传动系统能够提供更大的扭矩 ， 所以上述差异还会进一步拉大 。 下图对比了无量纲化的品质因子结果 。 从图中可以看出 ， 先进的CH-53K旋翼品质因子的峰值比CH-53E旋翼的峰值高出了10% ， 而在临界高拉力系数情况下 ， 其品质因子甚至高出了18% 。 此外 ， 从图中明显可以看出 ， 拉力的增加和马赫数的变化 ， 会改变旋翼的品质因子 ， CH-53E模型旋翼在达到峰值之后会存在衰减的情况 ， 而CH-53K模型旋翼则几乎不存在任何衰减的现象 。
主旋翼
在该试验中 ， 机身模型被安装在由动力驱动的主旋翼的下方 ， 试验团队以此来测试机身垂直增重、“拉力恢复”和垂直阻力等特性参数的数值 。

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图4CH-53KSDD模型旋翼和RR机身模型
下图展示了CH-53KRR模型旋翼对于机身的下洗作用（垂直增重效应） ， 其中加入了发动机和舷侧凸体的模型 。 从图中可以看出 ， 舷侧凸体和发动机所贡献的阻力不是线性增加的 ， 同样也可以看出由组合系统（发动机+舷侧凸体）贡献的阻力比两者单独贡献的阻力之和要小一些 。

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图5机身垂直增重效应随着桨叶载荷的变化曲线
桨叶载荷是按照悬停状态下模型旋翼的最大拉力来进行无量纲化的 。 机身垂直增重效应是按照基准机身的数值来进行无量纲化的 。 从图中可以看出 ， 机身的下洗作用完全是随着旋翼拉力的增大而减小的 。

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