1.ch-53k“種馬王”重型直升機(jī)

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

2.ch53超級(jí)種馬直升機(jī)價(jià)格

作為新一代重型濕球溫度和干球溫度運(yùn)輸直升機(jī)，CH-53K的主要任務(wù)就是通過(guò)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(biāo)點(diǎn)遠(yuǎn)距離投運(yùn)美軍所需要運(yùn)送的地面車(chē)輛、燃料、食物、水和彈藥等裝備及物資，從而維持美國(guó)“遠(yuǎn)征部隊(duì)”的高度機(jī)動(dòng)性。

3.ch 53e超級(jí)種馬直升機(jī)

1966年，CH-53系列的第一型雙發(fā)直升機(jī)進(jìn)入美國(guó)海軍陸戰(zhàn)隊(duì)服役，也就是CH-53A“海上種馬”直升機(jī)；后來(lái)，性能更強(qiáng)的三發(fā)CH-53E“超級(jí)種馬”重型直升機(jī)于上世紀(jì)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(qiáng)大的發(fā)動(dòng)機(jī)/傳動(dòng)系統(tǒng)組合、更寬的機(jī)身、更大的總重和一個(gè)全新設(shè)計(jì)的主旋翼系統(tǒng)，從而實(shí)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。

4.ch53k超級(jí)種馬直升機(jī)參數(shù)

5.ch-53“超級(jí)種馬”直升機(jī)

圖 1 2008年時(shí)候通過(guò)初步評(píng)審的CH-53K設(shè)計(jì)方案圖，可以看到和最終的CH-53K設(shè)計(jì)基本一致在此前的文章中我已經(jīng)介紹過(guò)很多次，對(duì)于CH-53K重型直升機(jī)來(lái)說(shuō)，其最核心的設(shè)計(jì)目標(biāo)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(yùn)輸。

6.超種馬直升機(jī)ch54

美國(guó)海軍陸戰(zhàn)隊(duì)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(biāo)文件中對(duì)此做出了詳細(xì)規(guī)定，要求在這種情況下，CH-53K必須能夠在外部吊運(yùn)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(yùn)輸任務(wù)。

7.ch53超級(jí)種馬直升機(jī)參數(shù)

攝氏度=(華氏度?32)×59 從這個(gè)角度來(lái)說(shuō)，CH-53K主旋翼的性能對(duì)于達(dá)成美國(guó)海軍陸戰(zhàn)隊(duì)的要求而言就顯得至關(guān)重要了——這主要是因?yàn)橹餍碚贾鲗?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。

8.ch53k超級(jí)種馬直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)

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)

9.超級(jí)種馬王直升機(jī)載重多少

圖 2 CH-53K的核心關(guān)鍵性能指標(biāo)要求和CH-53E的對(duì)比為了完善CH-53K直升機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)、并證實(shí)該機(jī)的設(shè)計(jì)方案能夠滿(mǎn)足美國(guó)海軍陸戰(zhàn)隊(duì)所提出的性能要求，西科斯基公司和美國(guó)海軍航空系統(tǒng)司令部（NAVAIR；Naval Air Systems Command）在2005年到2009年期間進(jìn)行了一系列CH-53K縮比模型氣動(dòng)試驗(yàn)。

10.超級(jí)種馬直升機(jī)模型

試驗(yàn)的模型包括主旋翼、尾槳和機(jī)身等部件，其部件單獨(dú)試驗(yàn)和組合試驗(yàn)并分別對(duì)其單獨(dú)和組合狀態(tài)進(jìn)行了懸停和前飛的試驗(yàn)同時(shí)，為了給實(shí)驗(yàn)測(cè)試的結(jié)果提供一個(gè)參考基準(zhǔn)線(xiàn)，試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)也同時(shí)濕球溫度和干球溫度對(duì)CH-53E的縮比模型進(jìn)行了類(lèi)似的試驗(yàn)測(cè)試。

在進(jìn)行這些試驗(yàn)測(cè)試之前，西科斯基公司還預(yù)先在公司內(nèi)部進(jìn)行了一項(xiàng)先進(jìn)旋翼外形優(yōu)化設(shè)計(jì)“競(jìng)賽”和驗(yàn)證工作，公司內(nèi)部設(shè)計(jì)了多種具有先進(jìn)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(jìn)行了懸停測(cè)試和風(fēng)洞吹風(fēng)試驗(yàn)，綜合氣動(dòng)性能最優(yōu)的設(shè)計(jì)最終被放到了CH-53K的設(shè)計(jì)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(jìn)行CH-53K重型直升機(jī)縮比模型氣動(dòng)試驗(yàn)的目的、測(cè)試對(duì)象、試驗(yàn)設(shè)備和進(jìn)行步驟，并以典型的試驗(yàn)結(jié)果大致說(shuō)明縮比模型試驗(yàn)數(shù)據(jù)如何被用于支持CH-53K直升機(jī)的實(shí)際設(shè)計(jì)工作。

當(dāng)然，CH-53K的試驗(yàn)數(shù)據(jù)目前來(lái)說(shuō)還都是未公開(kāi)狀態(tài)，所以濕球溫度和干球溫度本文所涉及的所有試驗(yàn)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(jià)值 測(cè)試目標(biāo)

在進(jìn)行相應(yīng)的模型試驗(yàn)測(cè)試之前，項(xiàng)目團(tuán)隊(duì)首先明確的就是希望通過(guò)這種縮比模型得到哪些結(jié)果，這些實(shí)驗(yàn)?zāi)繕?biāo)列舉如下： 孤立旋翼懸停性能測(cè)試——在全升力系數(shù)和槳尖馬赫數(shù)的變化范圍內(nèi)，測(cè)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(jī)身垂向阻力——測(cè)量機(jī)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(cè)量結(jié)果需要包含整個(gè)機(jī)身的垂向阻力和各個(gè)單獨(dú)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(duì)主旋翼效率的影響以及主旋翼和尾翼對(duì)尾槳的干擾影響； 。

前飛旋翼性能——在整個(gè)穩(wěn)態(tài)飛行包線(xiàn)范濕球溫度和干球溫度圍內(nèi)測(cè)量主旋翼的升力、阻力和扭矩，并確定旋翼失速邊界； 機(jī)身氣動(dòng)特性和穩(wěn)定性——在主旋翼有動(dòng)力輸入和無(wú)動(dòng)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(cè)量單獨(dú)機(jī)身和尾翼的力和力矩。

并評(píng)估不同機(jī)身外形設(shè)計(jì)所產(chǎn)生的阻力水平的差異； 飛行動(dòng)力學(xué)和部件載荷——確定這些計(jì)算模型所需要的氣動(dòng)載荷； 前飛主旋翼-機(jī)身-尾翼的相互作用——評(píng)估主旋翼和機(jī)身對(duì)于尾翼定常和非定常氣動(dòng)及動(dòng)力學(xué)響應(yīng)的影響；

旋翼和操縱系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)載荷——測(cè)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(dòng)力學(xué)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(yàn)?zāi)Ｐ图霸囼?yàn)設(shè)施 模型主旋翼

圖 3 CH-53K直升濕球溫度和干球溫度機(jī)原型機(jī)的全尺寸旋翼外形展示測(cè)試團(tuán)隊(duì)按照1：0.14的比例打造了三副用于試驗(yàn)測(cè)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(cè)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(jì)是按照全尺寸旋翼的重量和剛度之間進(jìn)行折衷?xún)?yōu)化的，在模型槳葉層面實(shí)現(xiàn)了模型的結(jié)構(gòu)載荷、疲勞和動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性等特性的達(dá)標(biāo)。

圖 4 被用來(lái)進(jìn)行試驗(yàn)測(cè)試的三種模型旋翼在2005年到2006年之間，試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)測(cè)試了CH-53K RR型旋翼，其中RR就是Risk Reduction/“風(fēng)險(xiǎn)降低”版本的意思這種旋翼的特點(diǎn)就是其槳葉末端是預(yù)裝在測(cè)試臺(tái)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(jìn)的三維外形設(shè)計(jì)。

在2007年到2009年被測(cè)試的是CH-53K SDD型旋翼，其中SDD就是System Design and Development/“系統(tǒng)設(shè)計(jì)和研發(fā)”版本的意思這種旋翼更接近于CH-53K原型機(jī)的槳葉幾何外形，其翼型、槳葉扭轉(zhuǎn)分布、根切和實(shí)度都保持了與CH-53K量級(jí)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(yàn)臺(tái)架上CH-53E型旋翼本質(zhì)上就是CH-53E“超級(jí)種馬”重型直升機(jī)的等比例模型旋翼，這種旋翼存在的主要目的就是用來(lái)作為基準(zhǔn)參考數(shù)據(jù)，同時(shí)也是CH-53K縮比模型與全尺寸之間進(jìn)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(jì)和制造的，而CH-53E的旋翼模型則是由先進(jìn)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(cè)試工作是在西科斯基公司的基本模型試驗(yàn)臺(tái)（BMTR-2；Basic Model Test Rig）上進(jìn)行的。

相比于1代BMTR，2代BMTR采用了新的增強(qiáng)型四電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊、支撐臺(tái)柱和七槳葉旋翼頭BMTR-2可以使用三臺(tái)獨(dú)立的六向測(cè)力天平，分別可用于主旋翼、機(jī)身和尾翼除此之外，試驗(yàn)臺(tái)還配裝有一個(gè)主旋翼軸的旋轉(zhuǎn)測(cè)力天平，可用來(lái)測(cè)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(dá)2200磅模型旋翼的濕球溫度和干球溫度動(dòng)力系統(tǒng)是由一臺(tái)300馬力的電動(dòng)發(fā)電機(jī)組提供的 西科斯基模型測(cè)試車(chē)間（MTF；Sikorsky Model Test Facility）

尺寸為42英尺×59英尺×30英尺（寬、長(zhǎng)、高）。受測(cè)旋翼的安裝位置離地高度為3倍的旋翼半徑，同時(shí)，測(cè)試車(chē)間的外開(kāi)門(mén)打開(kāi)到8英尺寬，以此來(lái)減少旋翼尾跡的“再循環(huán)”效應(yīng)。 模型機(jī)身

圖 6 CH-53E模型機(jī)身的設(shè)計(jì)構(gòu)成元素測(cè)試團(tuán)隊(duì)圍繞西科斯基公司的“基礎(chǔ)模型測(cè)試臺(tái)”（BMTR-2；Basic Model Test Rig）設(shè)計(jì)了最早的模型機(jī)身，并以此為基礎(chǔ)，在2005年設(shè)計(jì)和制造了“風(fēng)險(xiǎn)降低”（RR；Risk Reduction）版本的機(jī)身幾何模型。

這種模型設(shè)計(jì)濕球溫度和干球溫度有多個(gè)可更換部件，使其可以隨著飛行器配置的更改而進(jìn)行更改除了測(cè)力天平2之外，機(jī)身上還布置有測(cè)量穩(wěn)定性和的動(dòng)態(tài)壓力的傳感器

圖 7 在波音V/STOL風(fēng)洞中的CH-53K RR型模型機(jī)身一套同比例縮放的CH-53E機(jī)身，連同其主旋翼系統(tǒng)，也一起被安裝到測(cè)試臺(tái)架上進(jìn)行了試驗(yàn)測(cè)試，其結(jié)果被用作CH-53K測(cè)試結(jié)果的基準(zhǔn)參考數(shù)據(jù)所有的模型機(jī)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(chē)間中的CH-53E模型機(jī)身由于一個(gè)按照馬赫數(shù)來(lái)縮比設(shè)計(jì)的旋翼頭不能夠同時(shí)滿(mǎn)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(yàn)團(tuán)隊(duì)研制了了個(gè)幾何精度更高的旋翼頭用于氣動(dòng)干擾的試驗(yàn)測(cè)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(xiàng)目組也以此為契機(jī)，啟動(dòng)了CH-53K原型機(jī)旋翼頭的全尺寸部件的設(shè)計(jì)工作

圖 9 縮比CH-53K RR型旋翼的旋翼頭這個(gè)旋翼頭采用了鋼結(jié)構(gòu)和SLS蒙皮其能夠在加裝或者沒(méi)有加裝槳葉根部件的情況下在1300RPM的高轉(zhuǎn)速下運(yùn)轉(zhuǎn)在試驗(yàn)測(cè)試的“無(wú)動(dòng)力”部分試驗(yàn)中，該旋翼頭沒(méi)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(jī)身，其旋翼頭附帶了槳葉根部件模型機(jī)身有很多可以更換的部件，包括發(fā)動(dòng)機(jī)、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(jī)身的尾槳部位還可以加裝一副帶有壓力傳感器的機(jī)翼，以此來(lái)測(cè)量非定常氣動(dòng)載荷。

上圖展示了一套模型CH-53E機(jī)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(jī)翼 模型尾槳試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)專(zhuān)門(mén)研制了一套用于懸停測(cè)試的具有動(dòng)力輸入的尾槳試驗(yàn)臺(tái)由于懸停試驗(yàn)的主要目的是為了評(píng)估氣動(dòng)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(jī)、相對(duì)位置、轉(zhuǎn)速和和拉力方面與真實(shí)尾槳進(jìn)行了縮比設(shè)計(jì)，但是其與CH-53E或者CH-53K本質(zhì)上是不滿(mǎn)足幾何外形相似原則的 試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)為尾槳設(shè)計(jì)了單獨(dú)的總距操縱系統(tǒng)、驅(qū)動(dòng)電機(jī)和六向測(cè)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(yàn)臺(tái)基礎(chǔ)上加裝的尾槳測(cè)試塔架，其中機(jī)身模型為CH-53E的儀表及數(shù)據(jù)獲取 試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)采用了一套廣泛的測(cè)量傳感器系統(tǒng)來(lái)測(cè)量旋翼和機(jī)身的載荷、旋翼的應(yīng)力、槳葉的運(yùn)動(dòng)和機(jī)身穩(wěn)態(tài)及非穩(wěn)態(tài)表面壓力。

下圖展示了一個(gè)簡(jiǎn)化的儀表和數(shù)據(jù)系統(tǒng)示意圖從圖中那個(gè)我們可以看看到一系列的風(fēng)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(shí)驗(yàn)中被應(yīng)用

圖 12 試驗(yàn)測(cè)量?jī)x器和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)示意圖通過(guò)測(cè)量位于機(jī)身頭部、客艙、主旋翼塔架、舷外凸體和尾部斜坡的靜壓來(lái)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(lái)監(jiān)測(cè)主旋翼、起落架輪轂或者機(jī)身可能激發(fā)的尾翼部位的振動(dòng)問(wèn)題。

下圖展示了試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)在平尾和垂尾上安裝的傳感器位置此外，加速度計(jì)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(cè)試執(zhí)行

圖 14 CH-53K RR型主旋翼、模型機(jī)身加尾槳在西科斯基MTF上進(jìn)行的測(cè)試工作與在風(fēng)洞中進(jìn)行的試驗(yàn)測(cè)試工作基本上都是類(lèi)似的在進(jìn)行測(cè)試安裝之前，試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)會(huì)進(jìn)行一次“飛行安全評(píng)估”（SOFR；Safety of Flight Review）例會(huì)，以此來(lái)確定測(cè)試模型的設(shè)計(jì)和分析是否得到了恰當(dāng)?shù)脑u(píng)估、制造工藝是否已達(dá)到最佳標(biāo)準(zhǔn)、測(cè)試的操作和程序是否滿(mǎn)足濕球溫度和干球溫度安全指標(biāo)等等。

設(shè)備的組裝和儀表/控制線(xiàn)路的安裝和布線(xiàn)以及數(shù)據(jù)系統(tǒng)的配置同步進(jìn)行在短時(shí)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(yùn)作，就立刻執(zhí)行儀表的負(fù)載檢測(cè)，從而驗(yàn)證儀表預(yù)校準(zhǔn)的準(zhǔn)確性，或者對(duì)有必要調(diào)整的地方進(jìn)行調(diào)整。

在進(jìn)行載荷檢查、組裝和模型最終進(jìn)行封裝之后，測(cè)試人員開(kāi)始進(jìn)行基本的運(yùn)轉(zhuǎn)測(cè)試，這階段將會(huì)進(jìn)行總重粗測(cè)、扭矩粗測(cè)和槳轂氣動(dòng)力粗測(cè)這些基本測(cè)試的目的一方面就是降低后續(xù)試驗(yàn)測(cè)試工作的風(fēng)險(xiǎn)（當(dāng)然這階段還沒(méi)有安裝主旋翼），另一方面則是讓試驗(yàn)場(chǎng)所的工作人員熟悉模型CH-53K的運(yùn)轉(zhuǎn)操作。

在粗測(cè)和檢驗(yàn)工作完成之后，工作人員會(huì)安裝主旋翼裝置，進(jìn)行布線(xiàn)檢查和負(fù)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(cè)試通常一系列的軌跡和平衡需要迭代操作才可滿(mǎn)足對(duì)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(jìn)行熱啟動(dòng)運(yùn)轉(zhuǎn)和懸停狀態(tài)檢查，以此來(lái)檢驗(yàn)?zāi)Ｐ拖到y(tǒng)和負(fù)載情況是否運(yùn)載在預(yù)期的范圍之內(nèi)。

相應(yīng)的風(fēng)洞測(cè)試只有在由再循環(huán)導(dǎo)致的動(dòng)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(chē)狀態(tài)的，而在熱啟動(dòng)階段完成之后，整個(gè)模型就會(huì)形成新的零點(diǎn)基準(zhǔn)狀態(tài)3 在零點(diǎn)調(diào)整完成之后，試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)就啟動(dòng)模型旋翼使其達(dá)到測(cè)試所需的轉(zhuǎn)速，以此來(lái)匹配實(shí)際的槳尖馬赫數(shù)要求。

對(duì)于懸停測(cè)試，工作人員將會(huì)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(dá)到某些物理限制，比如說(shuō)馬達(dá)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(kāi)始逐步采集數(shù)據(jù)工作人員還需要根據(jù)實(shí)際情況對(duì)總距增量進(jìn)行調(diào)整，以提供良好的曲線(xiàn)清晰度。

懸停數(shù)據(jù)的采集工作僅僅只在MTF之外的風(fēng)速足夠低（一般認(rèn)為至少要小于10節(jié)，1節(jié)≈1.852公里/時(shí)，下同），對(duì)總體數(shù)據(jù)置信度影響不大的時(shí)候才會(huì)進(jìn)行 在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中，隨著風(fēng)速的增大，旋翼拉力保持在較低水平的正值，旋翼槳盤(pán)則按照揮舞量和槳轂力矩進(jìn)行配平。

當(dāng)風(fēng)速達(dá)到試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)感興趣的數(shù)值時(shí)候，試驗(yàn)人員將會(huì)對(duì)模型CH-53K進(jìn)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(cè)試所需的范圍內(nèi)變化試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)還指出，在風(fēng)洞測(cè)試之間，工作人員或者相應(yīng)的監(jiān)測(cè)系統(tǒng)需要保持運(yùn)轉(zhuǎn)，從而使模型CH-5濕球溫度和干球溫度3K的測(cè)試不超出實(shí)際運(yùn)行限制。

對(duì)于旋翼性能測(cè)試，旋翼通常按照一階諧波揮舞最小化來(lái)進(jìn)行配平對(duì)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(jìn)行配平 下述圖表展示了西科斯基公司所進(jìn)行的一系列基本測(cè)試整個(gè)模型試驗(yàn)大致經(jīng)歷了900小時(shí)的風(fēng)洞吹風(fēng)測(cè)試和500小時(shí)的懸停測(cè)試，獲得了3000多個(gè)實(shí)驗(yàn)點(diǎn)的數(shù)據(jù)。

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

圖 15 模型試驗(yàn)測(cè)試工作時(shí)間表，其中H表示懸停試驗(yàn)，WT表示風(fēng)洞吹風(fēng)試驗(yàn)結(jié)語(yǔ)——邁向下一代重型直升機(jī)的第一步 “風(fēng)之積也不厚，則其負(fù)大翼也無(wú)力故九萬(wàn)里，則風(fēng)斯在下矣，而后乃今培風(fēng)；背負(fù)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(cè)試中的CH-53K原型機(jī)借《逍遙游》一段話(huà)來(lái)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(jī)的研制履歷中，模型測(cè)試階段好比就是上文中的這一陣“風(fēng)”，要想CH-53K原型機(jī)這種大目標(biāo)能夠得以實(shí)現(xiàn)，必須要積累足夠厚的風(fēng)；只有這陣風(fēng)足夠強(qiáng)了，能夠讓其“背負(fù)青天而莫之夭閼”了，那才能進(jìn)入下一步，才能“將圖南”。

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