CN116803845A - 用于飞行器发动机中的推力确定的方法和设备 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种方法，该方法针对发动机在地面上对总体发动机推力和可能的其它发动机操作参数进行静态评估。评估的结果被用于产生精确地模拟发动机性能的相关分析模型。一旦地面上的测试完成并确定了相关模型，发动机就被放置在飞行器上并在飞行中进行测试。发动机的推力可以至少部分地使用相关模型来确定，并且将该确定的推力与所需推力进行比较。

Description

用于飞行器发动机中的推力确定的方法和设备

相关申请的交叉引用

本申请要求以下的权益：2022年3月23日提交的美国临时申请63/322，689，其内容通过引用整体并入本文。

技术领域

这些教导总体上涉及飞行器发动机，更具体地，涉及为飞行器发动机进行的推力确定。

背景技术

飞行器发动机具有与其操作相关的各种参数。这些参数之一是推力。推力通常被定义为用于使飞行器移动通过空气的力的大小。需要一定量的推力以使飞行器在不同的操作状态下安全地操作。例如，可能需要一定量的推力以允许飞行器在飞行期间起飞或巡航。在各方面，使用各种参数来计算推力，所述各种参数由部署在飞行器处的传感器来测量，例如发动机轴速和发动机扭矩。推力与功率高度相关，并且功率等于扭矩乘以轴速。

附图说明

在以下详细描述中，特别是当结合附图研究时，通过提供用于确定飞行器发动机的推力的方法和设备，至少部分地满足了各种需要。在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本说明书的各个方面的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：

图1包括根据这些教导的各种实施例配置的流程图；

图2包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图3A包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图3B包括根据这些教导的各种实施例配置的流程图和示图；

图4包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图6包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图7包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图8A包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图8B包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图8C包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图8D包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图9A包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图9B包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图9C包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图9D包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图9E包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图9F包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图10包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图11包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图12A包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图12B包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图12C包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图12D包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图12E包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图12F包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图12G包括根据这些教导的各种实施例配置的图；和

图12H包括根据这些教导的各种实施例配置的图。

附图中的元件是为了简单和清楚而示出的，并且没有必要按比例绘制。例如，附图中的一些元件的尺寸和/或相对位置可以相对于其它元件被夸大，以帮助提高对本教导的各种实施例的理解。此外，在商业上可行的实施例中有用或必要的常见但被充分理解的元件通常不被描绘，以便于本教导的这些各种实施例的较少受阻碍的视图。某些动作和/或步骤可以以特定的发生顺序来描述或描绘，而本领域技术人员将理解，这种关于顺序的特异性实际上不是必需的。

具体实施方式

本方法提供了直接对地面上的总体发动机推力进行静态评估并且在飞行期间将评估结果连接或关联到发动机的预计翼上推力的过程。有利地，本文提供的方法允许为飞行器开发推力等级，并且这些等级可用于评估飞行器发动机性能。本文描述的方法可以使用校准模型来微调发动机中的发动机控制硬件和/或软件，这些发动机在发动机离开制造设备之前被制造。这些方法也可以用于已经部署的发动机，例如作为发动机软件更新。本文提供的方法也可应用于各种发动机类型和配置，并可由各种发动机类型和配置利用，包括非管道式飞行器发动机。

在各方面，本方法利用用于确定飞行器上的推力的分析模型。该分析模型是一种相关的，高度精确的模型，最初通过分析形成，但是在地面测试期间根据一个或多个修改量来修改其内部结构。通过在发动机以全功率操作时执行的地面测试程序来确定修改量，并且其中发动机在实际飞行条件，飞行类似条件或尽可能接近飞行的条件下进行测试，并且其中在各方面，发动机是非管道式飞行器发动机。地面测试在全功率发动机操作期间直接测量扭矩和推力。该分析模型还预测或计算扭矩和推力。基于模型预测值或计算值与测量值之间的差异，确定或选择修改量。

本文所提供的方法允许在地面上测试的飞行器发动机结构(例如，发动机的未安装的静态推力测试，其中发动机安装在测试台中或测试台处，该测试台在结构上固定到地面或搁置在地面上)测量推力和风扇/推进器扭矩(例如，其中测试使用使得硬件能够模拟飞行速度的测试)和计算出的发动机飞行中推力之间进行直接相关。该相关性用于校准和/或提高计算出的飞行中推力的精确度。地面测试硬件的各种配置可用于模拟测试环境中的飞行中推力，且本文提供的方法不限于任何特定类型的测试或地面硬件配置。

另外，本文描述的过程允许在生产环境中成功地进行全发动机测试。特别地，在这些示例中，测试仅在地面上进行，并且在客户运输之前跟踪和/或校准由每个发动机产生的推力。该过程允许在飞行之前验证发动机性能，并且提供了一种在客户运输之前一致地测试每个生产发动机以验证推力水平的方法。

本文所述的特定方法特别适用于非管道式飞行器发动机。涡轮风扇发动机以中央燃气轮机核心驱动旁通风扇的原理操作，旁通风扇位于风扇管道和发动机核心之间的径向位置。另一方面，非管道式推进系统以旁通风扇不位于风扇管道内的原理操作。与位于风扇管道内的旁通风扇相比，风扇管道的移除允许使用能够作用于更大体积的空气的更大的风扇叶片。非管道式推进系统相对于管道式涡轮风扇发动机可以具有改进的推进效率。

一般来说，涡轮风扇发动机利用管道式排气流产生100％的推力。在示例中，非管道式飞行器发动机利用(非管道式)风扇叶片产生大约80％的推力并且利用管道式排气流产生大约20％的推力。涡轮风扇测试测量推力，而不是地面测试上的扭矩。涡轮风扇不需要专门的测试硬件来模拟进入发动机的空气流，因为它们已经被管道输送，并且通常被测试以测量进入发动机入口的气流。

涡轮螺旋桨发动机具有推进器，该推进器通常利用其推进器叶片提供约95％的所需推力，而利用排气流提供仅5％的所需推力。涡轮螺旋桨发动机通常在较慢的飞行速度范围内操作，一般说来，发动机的推进器布置和发电部分由不同的源制造。涡轮螺旋桨发动机的测试不测量推力并且仅测量地面上的扭矩。涡轮风扇，涡轮螺旋桨和非管道式飞行器发动机通常还可以包括发动机传感器，以测量可变几何形状的系统位置、压力、温度、燃料流量和轴速。

应当理解，术语“风扇叶片”和“推进器”在此用于描述用于引导空气通过或围绕飞行器发动机的叶片、元件、部件或仪器。应当理解，这些术语在本说明书中是可互换的。

与上述方法相反，本文提供的方法提供了对以全功率运行的非管道式飞行器发动机的地面测试，在模拟飞行中条件、近飞行条件或尽可能接近飞行条件下直接测量推力和扭矩，以利用修改量调节分析模型，从而创建相关模型。相关模型可用于飞行器上，以预测推力和扭矩。替代地，相关模型可以作为独立模型设置在地面上。换句话说，相关模型可以在飞行器上(例如，在便携式电子装置中)或者在地面上(例如，在地面上的个人计算机或膝上型计算机)。与先前使用的方法相比，预测的推力和扭矩具有改进的精度。所提出的测试程序经由模型校准模拟在地面测试期间收集的飞行中测量的推力(或尽可能地模拟为接近飞行推力)和扭矩来提高精度。

进行实际的飞行中测试，并使用实际的飞行器和发动机传感器测量值作为地面测试推力和扭矩校准模型的输入，获得预测的推力和扭矩。例如，可以利用预测的推力和扭矩来与所需的推力和扭矩进行比较。然后可以对发动机的部件进行适当的发动机功率、推力和几何形状可变的系统位置控制调节。

本文所用的术语和表述具有与上述技术领域的技术人员的这类术语和表述所符合的普通技术含义，除非本文另外阐述了不同的具体含义。本文中使用的词语“或”应被解释为具有析取结构而不是合取结构，除非另有具体说明。术语“联接”、“固定”、“附接到”等是指直接联接、固定或附接，以及通过一个或多个中间部件或特征间接联接、固定或附接，除非本文另有说明。

单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数引用，除非上下文另有明确规定。

在整个说明书和权利要求书中使用的近似语言被用于修改任何可允许地变化而不导致与其相关的基本功能的变化的定量表示。因此，由一个或多个术语(例如“大约”、“近似”和“基本上”)修饰的值不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于测量该值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在百分之10的余量内。

在对以下详细描述进行全面的回顾和研究后，前述和其它益处将变得更加清楚。

现在参考图1，描述了用于飞行器发动机中的推力校准的方法的一个示例。

在步骤102，执行用于特定飞行器发动机(例如，涡轮螺旋桨飞行器发动机)的比例模型测试和分析。在各方面，可建立发动机的小(例如，在发动机尺寸和/或发动机性能特性方面实际发动机尺寸的10％)模型并将其用于该测试。不同的分析(例如，软件)工具、模拟工具或测试程序也可用于确定或模拟具有特定设计(例如，一定尺寸或节距的推进器或风扇叶片)的发动机的性能结果。例如，可以使用具有计算流体动力学(CFD)能力的市售软件工具。例如，可以使用Ansys，Incorporated生产的CFX软件工具。

在一个具体示例中，对于施加到发动机的推进器(或风扇叶片)的特定动力、推进器(或风扇叶片)的特定俯仰角度和/或其它参数，分析工具确定推进器(或风扇叶片)将提供多少推力以及具有特定发动机设计和构造的发动机的效率。在其它方面中，分析工具、比例模型测试和/或全比例发动机测试可考虑由测试硬件(例如，将模拟飞行速度)、测试台或其它测试装置产生的配置或效果。分析工具也可以与比例模型测试结果结合使用，以将比例模型测试结果转换为全比例特性。

在另一个特定示例中，建立发动机的比例模型(其尺寸小于实际发动机的尺寸，例如实际尺寸的10％)。对于施加到发动机的比例模型的推进器(或风扇叶片)的特定功率、比例模型的推进器的特定俯仰角度和/或其它参数，可以进行发动机的比例模型的参数的测量(例如推力)。分析工具(例如，CFX分析工具)确定推进器将提供多少推力(例如，通过使用各种方程，其中测量的参数是方程的输入)和由比例模型表示的全比例发动机的效率。换句话说，可以在比例模型处测量比例模型结果(比例模型推力)，并且使用分析工具将这些结果投影到全比例发动机上可以看到的结果中(例如，在比例模型上测量的比例模型推力被投影到全比例发动机上可以看到的全比例推力)。

比例模型测试的结果用于创建或定义表示全比例发动机在各种配置中的性能的分析模型，包括安装在飞行器上以及在地面级测试单元或具有相关测试硬件的露天测试设施中。分析模型可以被表示或定义为电子文件(具有包括性能结果的信息)，包括一个或多个方程(例如，描述发动机性能或推力确定)，发动机性能或运行参数，和/或与发动机如何操作相关的其他元件，发动机尺寸，效率或其它特性。

在其它示例中，分析模型是已经使用过去的发动机数据训练的机器学习模型(例如，神经网络)。这些分析模型可以用于预测模式，以利用节气门设置和飞行条件的基本边界条件来投影发动机性能。分析模型也可用于数据简化或合成模式，使用辅助仪器来更好地确定部件和总体性能水平。

在步骤104，为要测试的特定飞行器发动机上的一个或多个发动机控制扭矩传感器确定扭矩偏移。在该步骤中，一个或多个发动机控制扭矩传感器被校准以确保它们提供高度或极其精确的测量值。应当理解，该步骤允许如下所述的更精确的确定，但是在一些示例中，不需要校准扭矩传感器，并且可以省略该步骤。应当理解，正被校准的扭矩传感器(本文中称为“发动机控制扭矩传感器”)不同于没有设置在发动机中的其它扭矩传感器(本文中称为“精密扭矩计”)，但是在地面测试中使用该扭矩传感器来校准发动机控制扭矩传感器。

现在描述校准发动机控制扭矩传感器的一种方法。非管道式飞行器发动机在没有其风扇叶片或推进器的情况下运行。通过移除风扇叶片或推进器，它们将吸收的动力可以被引导出发动机变速箱前方的轴而到达精确的扭矩计和载荷吸收装置，例如水制动器。精密扭矩计测量通常由风扇叶片或推进器消耗的非管道式飞行器发动机的扭矩或功率。在进行精确扭矩测量之后，来自无推进器的非管道式飞行器发动机的动力可以被吸收到诸如水制动的装置中。如已知的，功率＝扭矩*速度，因此可以利用扭矩测量值与速度测量值以确定功率。

发动机上或发动机处的发动机控制扭矩传感器测量发动机的扭矩。发动机控制扭矩传感器的读数根据精密扭矩计进行调节。例如，如果发动机控制扭矩传感器测量5000单位的力(例如，牛顿米或磅英尺)，并且精密扭矩计测量5005单位的力(例如，牛顿米或磅英尺)，则可以调节发动机控制扭矩传感器的测量结果。在该特定示例中，可以将偏移值5(表示精确扭矩计测量和发动机测量之间的差值)添加到发动机控制扭矩传感器的测量结果中以实现校准。值5也可以表示为百分比差值，并添加到所有其它扭矩读数中以获得校准的扭矩读数。由于精确扭矩计是比发动机控制扭矩传感器更精确的传感器，所以发动机控制扭矩传感器将向其测量的测量值添加差值(例如，百分比差值)以获得校准值，从而获得更精确的读数。

在第二示例中，构造了保持发动机控制扭矩传感器的安装件(rig)或其它设备或结构。在该第二示例中，发动机控制扭矩传感器从发动机完全移除和/或从未被置于发动机中(例如，发动机正被建造)。高精度测量装置(例如，精密扭矩计)连接到安装件(例如，连接到其轴上)以测量扭矩。然后，安装件中的发动机控制扭矩传感器的值可以与用如前例中的高精度测量装置(精密扭矩计)测量的扭矩值相关。然后，安装件中的发动机控制扭矩传感器可以与全比例发动机集成在一起。在各方面，每个发动机将具有扭矩传感器，这需要使用该方法校准精密扭矩计。

在第三示例中，如果风扇叶片或推进器未被移除，则可以不需要精密扭矩计和水制动器来测量扭矩和吸收载荷。在这种情况下，将依靠推进器来提取载荷，并且可以将精确的扭矩计定位在推进器和飞行器发动机内的齿轮箱之间。以这种方式，精确的扭矩计可以定位在风扇叶片或推进器和发动机的齿轮箱之间。发动机控制扭矩传感器可以如上所述在其它两个示例中进行校准。

需要高精度飞行中推力预测的每个发动机将具有发动机控制扭矩传感器，其需要使用这三种方法中的一种来校准精密扭矩计。然而，如上所述，也可以省略该步骤，并依赖于未校准的发动机控制扭矩传感器的精度。

在步骤106，发动机在模拟飞行中速度测试环境中(或在地面上尽可能接近飞行条件的条件下)在地面上(不参与飞行器上的飞行操作)，并且目标是确定发动机在推力确定中或影响推力确定的任何残余误差和/或未考虑的发动机行为(无论这些行为的源是什么)。对于给定的一组参数，发动机运行(例如，在全功率下)并且测量风扇/推进器扭矩和总体发动机推力(例如，使用适当的传感器)。各个管道发动机排气流可以被分析地预测或测量以评估它们的推力贡献。可以使用其它仪器来测量或验证推进器的全比例操作。也可进行机舱泄漏和排气管道面积测量。

可以利用各种地面测试结构来促进地面测试。在一个实例中，进行地面测试，其中发动机悬挂在地面上方的结构上，该结构包括测量发动机操作产生的轴向力(推力)的仪器。在另一个示例中，在具有壁的设备中测试发动机。该壁具有尺寸近似为发动机推进器直径的孔或开口。进行地面测试，其中发动机几乎平齐地放置在该壁上。在其它示例中，测试硬件(例如，本文中如关于图8A-D至图12A-H所描述的)可用于将施加到发动机的空气加速到接近在实际飞行条件(例如，飞行器以0.1至0.35马赫数的速度向前移动)期间将存在的空气的速度。更具体地并且在一些示例中，进入推进器或风扇的空气接近对应于运载器条件(例如，飞行器飞行条件，例如起飞)的流速和方向。

将推力和风扇/推进器扭矩的实际测量值与分析模型预测的推力和扭矩进行比较。在各方面，所述差值可以被认为是误差，并且被用于创建一个或多个修改量，以校准模型推力和/或平衡推力和扭矩的误差。在各方面，修改量是应用于分析模型的部件、结构、方程或元素的一个或多个算术运算符、运算、值或构造。修改量可以采取以下形式：一个或多个标量值(例如，用于修改或缩放分析模型的任何部件、结构、方程或元素)、一个或多个加法器值(例如，与分析模型的任何部件、结构、方程或元素相加的值)、一个或多个乘法器(例如，与分析模型的任何部件、结构、方程或元素相乘的值)、标量值的一个或多个曲线或表、加法器或乘法器的一个或多个曲线或表或它们的任意组合。对于直接推力测量是不实际的飞行中的情况，修改量被用于调节推力值并且在一些方面是数值偏移值。较高值的修改量可以指示较高的误差量(较高的校正)，而较低值的修改量可以指示较低的误差量(较低的校正)。修改量被结合到分析模型中，被包括到分析模型中，被应用到分析模型中，和/或由分析模型以某种方式表示，以形成发动机的相关模型。

可以确定多个修改量，并可应用于飞行器的不同操作条件或状态。例如，可以针对起飞条件计算一个修改量(或修改量组)，针对空转条件计算另一个修改量(或修改量组)，以及针对巡航条件计算另一个修改量(或修改量组)。当使用时，多个修改量(或多个修改量组)被结合到模型中，被包括到模型中，被应用到模型中，和/或由模型以某种方式表示，以形成发动机的相关模型。

在步骤108，飞行器发动机安装在飞行器上。在这种情况下，将飞行器发动机放在飞行器上并进行测试(例如，在实际的飞行中操作期间进行测试)。飞行中操作可以包括在地面上的滑行操作、飞行器起飞、飞行器着陆和飞行器巡航操作(以及这些操作的组合)，以提及几个示例。

在这些实际飞行操作期间，飞行器发动机是非管道式飞行器发动机并产生推力。在一个示例中，推力＝推力X+推力Y+推力Z，其中X、Y和Z是来自发动机的排气或空气流，并且推力是由非管道式飞行器发动机产生的总推力。在各方面，X流中的推力(推力X)是使用或根据相关模型建模的推进器或风扇推力，其包括，并入或考虑在地面测试期间获得的修改量。利用相关模型对X流中的推力进行预测。推力Y和推力Z是来自发动机中的其它“流”的推力(例如，推力Y可以来自流过发动机核心的空气流，而推力Z来自围绕核心但仍在发动机中的“第三”流)。Y和Z流中的推力可以使用来自其它飞行器和发动机传感器的读数来计算，以确定这些流中的推力。

在各方面，飞行器和发动机上的传感器在机上测试期间获得测量值。飞行器和发动机压力传感器可以测量压力。飞行器和发动机温度传感器可以测量温度。发动机轴速传感器可以测量发动机轴速。校准的发动机推进器或发动机控制扭矩传感器(已经根据步骤104的过程校准)测量高度精确的扭矩。这些可应用于相关模型或与相关模型一起使用，以获得如上所述的调节或校准的推力(例如，前例中的“推力”)。在一个示例中，使用测量到的飞行条件，由相关模型(例如，分析映射图)计算推进器的推力贡献，推进器rpm、推进器俯仰角度、推进器出口导向轮叶(OGV)角度(可应用于一些非管道式飞行器发动机的风扇)、扭矩连同模型中的校准修改量一起施加到计算的推力(例如，作为加法、减去、乘法器和/或除法器)，以确定调节后的计算推力。在一些方面，贯穿发动机的压力和温度传感器与已知的喷嘴系数一起使用，以投射发动机中的推进喷嘴的推力贡献。

一旦确定了飞行器发动机的总校准推力，就可以将其与飞行器制造商或操作员所需的等级或需求进行比较。例如，总校准推力可以是5000单位推力(例如，牛顿或磅)，但是可能需要6000单位推力。因此，可以检查飞行器或发动机中选定的设备、零件或部件，并对这些装置进行调节，从而向上调节推力。在各方面，推力单位是磅力单位(英制单位)或牛顿单位(公制单位)。

还可以理解，该方法也可以应用于生产环境。例如，测试仅在地面上进行，如关于步骤106所述，并且在客户运输之前跟踪和/或校准由每个发动机产生的推力。该过程允许在飞行之前验证发动机性能，并且提供了一种在客户运输之前一致地测试每个生产发动机以验证推力水平的方法。

更具体地，一种用于非管道式飞行器发动机的生产测试的方法包括获得非管道式飞行器发动机的相关分析模型(例如，利用图1的步骤106获得)。非管道式飞行器发动机包括发动机控制扭矩传感器。在地面测试期间，非管道式飞行器发动机以全功率操作。全功率是在飞行器起飞时所需的发动机功率。使用测试硬件来测试非管道式飞行器发动机，所述测试硬件在地面测试期间模拟非管道式飞行器发动机的至少一些飞行类似或操作条件。

在地面测试期间测量非管道式飞行器发动机的推力以获得测量的推力。在地面测试期间使用发动机控制扭矩传感器测量非管道式飞行器发动机的扭矩，以获得测量的扭矩。

使用相关分析模型获得非管道式飞行器发动机的预测扭矩和预测推力。将测量的扭矩与预测的扭矩进行比较，并且将测量的推力与预测的推力进行比较，以获得比较结果。基于比较结果，选择性地调节用于发动机的控制软件。这种调节可以包括手动或自动打开和关闭开关，这些开关控制或影响全发动机数字发动机控制(FADEC)装置(是与发动机一起设置，用于控制飞行器发动机的发动机操作的装置)的操作。在一些特定方面，通过具有推拉式引脚的可编程插头来进行选择，FADEC装置上运行的FADEC控制软件解析所述推拉式引脚以将发动机推力调谐到准确的目标水平。FADEC装置实现用于发动机的控制软件。

在各方面，FADEC装置是控制发动机操作的计算机或其它处理装置。例如，发动机正时，设置推进器或风扇叶片的角度，何时打开或关闭发动机阀，以及多少燃料进入发动机的燃烧器，可以由FADEC装置控制以实现精确的起飞推力。

在一个示例中，预测的(目标和校准的以及预期的推力值)是100个单位(例如，牛顿)，但是实际的测量值是99个单位。FADEC装置(使用例如由用户手动或自动设置的开关或引脚设置)的设置由FADEC装置(其连接到开关或引脚)读取，以设置，改变或修改发动机的推力设置。在一个示例中，将引脚设置成一个特定的组合可能导致或多或少地打开非管道式飞行器发动机的阀。在进一步的方面，已经提前确定哪些引脚或开关(或开关的组合)要投掷，设置和/或调节以获得特定的推力。引脚或开关的设置由FADEC读取，并且FADEC相应地调节其操作以校准全功率推力。

现在参考图2，用于执行发动机地面测试的系统200的一个示例包括测试硬件202，飞行器发动机204、控制器206、存储器208和存储在存储器208中的模型210。发动机控制扭矩传感器205(例如，在一些示例中，其已经根据步骤104的过程进行了校准)和其它发动机传感器207(例如，压力、速度或温度、燃料流量和可变系统设置位置)联接到控制器206和飞行器发动机204。在一个示例中，图2的系统用于执行由图1的步骤106描述的测试。此外，图2的系统和设置是一个示例。下面将关于图9A-9F描述特别适用于非管道式发动机的附加装置的一个示例。应当理解，控制器206、存储器208和模型210可以一起结合到单个电子装置中，例如个人计算机、膝上型计算机、智能电话或其它类似的装置。这种电子装置可以设置在地面测试的位置或某个其它位置。

测试硬件202可以包括在测试期间支持飞行器发动机204和/或模拟飞行器发动机204的飞行调节的测试台、装置、结构和/或其它物理元件。例如，这些结构和装置使得飞行器发动机204能够产生空气流，该空气流以飞行中速度、其它飞行中条件(例如，温度或压力，以提及两个示例)或尽可能接近飞行中条件的条件，冲击或围绕飞行器发动机204流动。在示例中，飞行器发动机204和测试硬件202产生0.1至0.35马赫数的空速，其中马赫数是声速。

在一个示例中，使用测试设置，其中当飞行器发动机204以全功率操作时，飞行器发动机204悬挂在地面上方，并且传感器围绕飞行器发动机204定位。如所提及的以及在各方面，飞行器发动机204是非管道式飞行器发动机，其中需要附加的测试硬件来适当和充分地模拟施加到非管道式飞行器发动机上并围绕其流动的飞行中空速(或尽可能接近飞行中的速度)。在一些示例中，该附加测试硬件包括围绕飞行器发动机204前部的管道、罩或封壳，其中罩提供允许飞行器发动机204吸入空气(在朝向飞行器发动机204的运动中)的结构，并且当空气接近飞行器发动机204时，空气的速度通常增加，使得当空气撞击或到达飞行器发动机204时，空气以飞行中或接近飞行中速度(例如，0.1马赫数至0.35马赫数)移动。

在其它方面，测试硬件204在地面测试期间使空气的速度和方向能够与在飞行中操作期间(例如，当飞行器以0.1至0.35马赫数向前移动时)将撞击发动机的空气的速度和方向相同或相似。以下关于图8A-D、9、10、11和12A-H描述了附加测试硬件的示例。在另一个示例中，工业强度风扇(布置成风扇组)可用于产生当其撞击或到达飞行器发动机204时以飞行中速度移动的空气。

测试硬件202可由控制器206控制或部分由控制器206控制。例如，当测试硬件202用于在测试期间(或尽可能接近飞行速度)产生飞行中空气流速时，控制器206可控制或操作产生适当测试条件的机构(例如，风扇、管道或其它结构)。在其它示例中，测试硬件202不需要由控制器206激活和/或控制。

飞行器发动机204是非管道式飞行器发动机，使得发动机的风扇叶片不被罩或封壳包围或覆盖，而是暴露于外部环境。下面将关于图6描述非管道式飞行器发动机的一个示例，并且关于图7描述另一个示例。

存储器208是任何类型的电子存储器存储装置。存储器208(以及本文所述的任何存储器装置)可包括易失性存储器元件(例如，随机存取存储器(RAM)、例如动态RAM(DRAM)、静态RAM(SRAM)、同步动态RAM(SDRAM)、视频RAM(VRAM)等)和/或非易失性存储器元件(例如，只读存储器(ROM)、硬盘驱动器、磁带、CD-ROM等)中的任何一者或组合。此外，存储器可以包括电子、磁、光和/或其它类型的存储介质。存储器208还可以具有分布式体系结构，其中各种部件彼此远离，但是可以由控制器206访问。

模型210被存储在存储器208中。模型210可以以任何格式实现，并且可以包括描述飞行器发动机204的推力或其它操作特性的信息。在示例中，模型210是电子文件并且包括关于测试结果的信息。在其它示例中，模型210可以包括用于计算推力的方程。在其它示例中，模型210可以是机器学习模型(例如，神经网络)。模型210可以被构建到控制器206中。

如上所述，控制器206、存储器208和模型210可以设置在独立的电子装置中。替代地，控制器206、存储器208和模型210可以设置在直接联接到或联接在飞行器发动机204的装置上。控制器206联接到存储器208和测试硬件202。应当理解，这里使用的术语“控制器”广泛地指具有处理器、存储器和可编程输入/输出外围设备的任何微控制器、计算机或基于处理器的装置，其通常被设计成管理其它部件和装置的操作。进一步应理解，包括常见的附属设备，包括存储器、用于与其它部件和装置通信的收发器等。这些体系结构选择在本领域中是公知和理解的，在这里不需要进一步的描述。控制器206可以被配置(例如，通过使用存储在存储器中的相应编程，如本领域技术人员将很好理解的那样)以执行本文描述的一个或多个步骤、动作和/或功能。控制器206可以包括存储器，该存储器包括实现本文描述的任何功能的计算机指令。

应当理解，本文提供的控制器(例如，控制器206)可以实现本文描述的各种功能。就硬件体系结构而言，这样的控制器可以包括但不限于处理器、存储器、以及经由本地接口通信联接的一个或多个输入和/或输出(I/O)装置接口。本地接口可以包括，例如但不限于，一个或多个总线和/或其它有线或无线连接。控制器206可以是用于执行软件，特别是存储在存储器中的软件的硬件装置。控制器206可以是定制的或市场上可买到的处理器、中央处理单元(CPU)、与计算装置相关联的几个处理器中的辅助处理器、基于半导体的微处理器(以微芯片或芯片组的形式)或通常用于执行软件指令的任何装置。

控制器206可以以硬件和软件的任意组合(例如，利用由控制器206执行的软件)来实现本文描述的功能。软件可以存储在任何存储器装置中，并且可以包括一个或多个单独的程序，其中每个程序包括用于实现本文描述的功能的可执行指令的有序列表。当被构造为源程序时，程序经由编译器、汇编器、解释器等被翻译，编译器、汇编器、解释器等可以或可以不被包括在存储器中。

应当理解，本文描述的方法的至少一些部分可以至少部分地实现为存储在计算机介质(例如，如上所述的计算机存储器)上的计算机指令，并且这些指令可以在诸如微处理器的控制器上执行。然而，如上所述，这些方法可以实现为电子硬件和/或软件的任何组合。

在地面测试期间的操作中，飞行器发动机204定位在地面测试台上并进行测试。地面测试的一个目标是确定飞行器发动机204中的任何残余误差或未考虑的行为(无论源是什么)。对于给定的一组参数，飞行器发动机204运行(例如，在全功率下)，并且使用发动机控制扭矩传感器205和其它发动机传感器207测量扭矩和推力。例如，其它发动机传感器207可以包括压力、温度、轴速，并且容积燃料计可以用于评估由其它气流或由飞行器发动机204产生的排气流产生的核心推力和其它推力。

当执行地面测试时，测试发动机可以在露天中(外部)的地面上进行，或者在室内设置的封闭测试单元上进行。如上所述，在另一个示例中，飞行器发动机204的发动机测试设备包括具有壁的结构。该壁具有孔或开口。飞行器发动机204邻近壁中的孔或开口放置，并且进行测试。在该示例中，不使用特殊设备。替代地，如本文别处所述，也可使用专门设计的硬件。

在各方面，使用冗余传感器209(例如应变计)直接测量飞行器发动机204的推力。环境传感器211测量环境参数以完全校正推力并考虑环境条件。环境参数可以包括风向、风速、环境温度、环境压力、湿度、推进器前方的发动机压力和发动机排气压力。

在地面测试期间，飞行器发动机204以全功率运行。“全功率”是指发动机在海平面飞行速度条件下运行额定功率水平，产生用于起飞、最大连续和最大爬升的最大净推力。

将感测到的读数(通过由控制器206执行的数据简化分析程序)与模型210预测的推力和扭矩进行比较。该差值可以被认为是误差，并且可以被控制器206用于创建一个或多个修改量(或其它调节因子)，上述修改量(或其它调节因子)在分析模型中被用于精确地计算推力。控制器206还可以基于飞行器的操作状态来计算或确定多个修改量。例如，可以针对起飞条件计算一个修改量，针对空转条件计算另一个修改量，以及针对巡航条件计算另一个修改量。修改量被结合到模型210中以形成飞行器发动机204的相关模型。在完成地面测试之后，如关于图3所描述的那样执行机上(例如，飞行中)测试。

在一个示例中，模型将扭矩建模为扭矩＝f1(E，F，G)，其中E是燃烧器压力，F是燃烧器温度，G是燃料流。在另一个示例中，模型将推力建模为推力＝f2(A，B，C，D)，其中A是推进器入口压力，B是推进器轴速，C是风扇叶片的推进器叶片俯仰角度，而D是风扇导向轮叶角度。f1和f2是数学函数(可以是方程、方程组或其它构造)，当应用输入值(例如，A，B，C，D，E，F和G)时，该数学函数产生结果(在f1的情况下为扭矩，在f2的情况下为推力)。所使用的精确方程、方程组取决于被测试的发动机的性质。

因此，控制器206可以使用模型210，以使用测量的参数A，B，C，D，E，F和G计算预测的扭矩和预测的推力，并将这些参数应用于函数f1和f2。然后直接从发动机测量扭矩和推力(通过在飞行器发动机204处或在飞行器发动机204中的适当传感器或测量装置)，并通过控制器206与预测的推力和扭矩进行比较。

在各方面，手动(或在一些示例中，自动)过程用于确定或决定是否对模型的测量的A，B，C，D，E，F或G分量应用修改量(以及修改量的值)。该确定可以基于先前的经验或历史数据、可靠性以及测量A，B，C，D，E，F和G值的传感器的已知精度。例如，对于具有不准确值，特定类型的传感器可能是已知的，因此可以添加修改量来调节从这种类型的传感器接收的值，从而解决和补偿这些不准确。在这个示例中，可以基于已知的不精确量来选择修改量的值。

如果该过程是手动过程，则可以在用户接口(例如，计算机或智能电话)处向用户或操作员呈现比较结果。然后，用户或操作员可以确定是否将一个或多个修改量应用于模型，更具体地，应用于模型的测量的A，B，C，D，E，F或G分量。如果该过程是自动的，则控制器206可以分析比较的结果，并确定是否将一个或多个修改量应用于模型的测量的A，B，C，D，E，F或G分量。

现在参考图3A，描述了用于执行机上(例如，飞行中)测试的系统300的一个示例。飞行器发动机302(例如，非管道式飞行器发动机)定位在飞行器304上(例如，飞行器的机翼305上)。控制器306联接到存储器308和飞行器发动机302(以及飞行器发动机302上的传感器)。存储器308包括相关模型310。控制器306和存储器308可以是已经存在于飞行器304上的装置，或者可以仅临时安装在飞行器304上用于机上测试。在其它示例中，控制器306和存储器308可以被结合到可以在飞行器304上携带的测试装置(例如，膝上型计算机或智能电话)中。在各方面，控制器306、存储器308和相关模型310包括数据缩减工具。数值推进系统模拟(NPSS)软件是可以使用的数据缩减工具的一个示例。

控制器306、存储器308和相关模型310可以设置在诸如个人计算机、膝上型计算机或智能电话的电子装置中。该装置可以在飞行器304中，或者可替代地在地面上。

飞行器304是任何类型的飞行器。在一些方面，飞行器发动机302是非管道式飞行器发动机，使得旁通风扇不被封闭在机舱或风扇管道内。下面将关于图6和图7描述非管道式飞行器发动机的示例。

存储器308是任何类型的电子存储器存储装置。相关模型310包括或包含修改量，并且可以从关于图2描述的过程获得。

在该机上测试期间，控制器306利用相关模型310来计算推力。来自飞行器发动机302上的传感器的读数可以被发送到控制器306，在那里可以计算推力。

在一个示例中，飞行器发动机302产生或具有三个产生推力的空气流或排气流。推力X是使用相关模型建模的推进器推力，该相关模型包括在地面测试期间获得的修改量。推力Y可以来自流过发动机核心的空气流，而推力Z来自围绕机核心但仍在发动机内的“第三”流。总校准推力是推力＝推力X+推力Y+推力Z。在各方面，X流中的推力由控制器306使用相关模型310计算。可以由控制器306使用来自其它飞行器和发动机传感器的读数来计算推力Y和推力Z，以确定由这些其它流产生的推力。然后，控制器306可以对推力分量求和，以获得总校准推力。

一旦确定了总校准推力，就可以将其与飞行器制造商或操作员所需的等级或需求进行比较。例如，总校准推力可以低于飞行器304的额定推力。因此，可以检查飞行器304或飞行器发动机302中的选定设备、零件或部件，并且对这些装置进行调节，从而调节由飞行器发动机302向飞行器304提供的推力(例如，增加推力)。

现在参考图3B，描述了用于测试生产发动机的方法的一个示例。

在步骤350，(例如，使用与图1的步骤106相关联的过程获得的)非管道式飞行器发动机的相关分析模型。非管道式飞行器发动机包括发动机控制扭矩传感器。在地面测试期间，非管道式飞行器发动机以全功率运行。全功率是在飞行器起飞时所需的发动机功率。使用测试硬件来测试非管道式飞行器发动机，所述测试硬件在地面测试期间模拟非管道式飞行器发动机的至少一些飞行类似或操作条件。

正在制造生产非管道式飞行器发动机370。生产非管道式飞行器发动机370包括设置在生产非管道式飞行器发动机370处的FADEC装置372，其控制生产非管道式飞行器发动机370的操作。引脚或开关374联接到FADEC装置372。插脚或开关374的设置由FADEC装置372读取或感测。

FADEC装置372实现用于生产非管道式飞行器发动机370的控制软件。引脚或开关374的设置调节或控制控制软件的操作。在各方面，FADEC装置372是控制发动机操作的计算机或其它处理装置。例如，发动机正时、设置推进器或风扇叶片的角度、何时打开或关闭发动机阀、以及多少燃料进入生产非管道式飞行器发动机370的燃烧器，可以由FADEC装置372控制。

在步骤352，在地面测试期间直接测量生产非管道式飞行器发动机370的推力，以获得测量的推力。在地面测试期间使用生产非管道式飞行器发动机370的发动机控制扭矩传感器测量生产非管道式飞行器发动机370的扭矩，以获得测量的扭矩。测量值可如本文别处所述获得。

在步骤354，使用相关分析模型获得生产非管道式飞行器发动机370的预测扭矩和预测推力。在步骤356，将测量的扭矩与预测的扭矩进行比较，并且将测量的推力与预测的推力进行比较，以获得比较结果。步骤354和356可以由个人计算机、膝上型计算机、智能电话或类似的电子装置执行。

在步骤358并且基于比较结果，选择性地调节用于生产非管道式飞行器发动机的控制软件。该调节可以包括手动或自动打开和关闭控制或影响FADEC装置372的操作的引脚或开关374。图3B的过程可以在所有或仅选定的生产发动机组上执行。

现在参考图4，描述了相关模型402的一个示例。相关模型402可以是以下形式：电子文件(例如，包括数据、等式等)、一个或多个方程，和/或可以是具有各种层、权重和其它结构的机器学习模型(例如，神经网络)，以提及几个示例。

相关模型402可以对已经进行地面测试(例如，使用关于图2描述的过程)的飞行器发动机(例如，未引导的飞行器发动机)的性能进行建模。在一个示例中，相关模型402是包括修改量404和发动机性能特性406的电子文件。在另一个示例中，相关模型402是接收某些输入并产生推力作为输出的结构(例如，诸如神经网络的机器学习模型)。在这种情况下，机器学习模型可以至少部分地根据修改量404和发动机性能特性406来训练，以产生校准推力(或可能的其它参数)。

如上所述，相关模型402包括或包含修改量404。在一个示例中，根据关于图1的步骤106所描述的方法和关于图2所描述的方法来确定修改量404。

可以基于飞行器的操作状态和结合到相关模型402中的所有这些修改量404来计算各种修改量。例如，可以针对起飞条件计算一个修改量，针对空转条件计算另一个修改量，以及针对巡航条件计算另一个修改量。修改量404被结合到相关模型402中以形成描述发动机性能的相关模型。

修改量404也可以与模型所代表的特定传感器相关或相关联。例如，一个修改量(例如，加法器)可以与速度传感器相关联。当与速度传感器相关联时，相关模型402将指示从该传感器获得的速度读数应当通过将加法器的值与这些读数相加来使它们的读数由加法器修改。

在另一个示例中，不直接修改测量值。调节分析发动机行为的其它部分以使相关模型402与测量值一起校准。例如，如果最初通过相关模型402将推力建模为推力＝A+B(其中A和B是传感器测量值)，则可以将建模的推力调节为推力＝(A+B)/M(其中A和B是传感器测量值，M是数值修改量)。

相关模型402还包括或包含发动机性能特性406。对于施加到风扇叶片或推进器的特定动力，推进器的特定俯仰角度和/或其它参数，发动机性能特性406描述了推进器将提供多少推力以及发动机的效率。

现在参考图5，描述了实现飞行器发动机的飞行器测试阶段的一个示例。在一个示例中，图5的方法实现图1的步骤108。

在步骤502，获得来自飞行器发动机中或飞行器发动机处的传感器的传感器读数。飞行器发动机处的压力传感器可以测量压力。飞行器发动机处的温度传感器可以测量温度。飞行器发动机处的发动机轴速传感器可以测量发动机速度。飞行器发动机处的校准发动机控制扭矩传感器测量高度精确的扭矩。如上所述，压力传感器、发动机轴速传感器和校准发动机控制扭矩传感器部署在飞行器发动机中或飞行器发动机处。

在步骤504，将传感器读数与相关模型一起应用和/或利用，以获得，计算或确定飞行器的推力。在一个示例中，可以测量功率、rpm、角度和扭矩以确定推力。推力确定可以由在被测试的飞行器中或飞行器上的个人计算机、膝上型计算机或智能电话处部署的控制器来执行。在另一个示例中，控制器可以部署在地面上(不在飞行器中)的装置(例如，个人计算机、膝上型计算机或智能电话)处，并且无线通信系统可以将传感器的读数传送到地面上装置中的控制器。

在步骤506，所确定的推力可以用于各种目的。可以将所确定的推力与所需推力进行比较。例如，可以由飞行器发动机制造商提供所需推力等级，并且这可以与所确定的推力进行比较。

然后，可以对发动机进行调节，已知上述过程已经被用于产生高度精确的推力计算。例如，可以基于比较结果来检查，维护，监测，更换和/或调节不同的发动机部件，以增加(或减小)发动机的推力。在某些情况下，检查，维护，监测，修理和/或调节在各方面修改发动机的操作，并且在一个实例中将发动机的操作特性(例如推力)带到所需值。在一个示例中，可以调节FADEC装置控制调度。

现在参考图6，描述了在这些方法中使用的发动机的一个示例。关于图6的发动机所描述的技术涉及一种非管道式推进系统，特别是包围推进系统的一个或多个外壳的外表面的形状，对于所述推进系统，外壳可以包括旋转器、毂和/或机舱。应当理解，图6的发动机结构是一个示例，其它示例也是可能的。

涡轮风扇发动机以中央燃气涡轮核心驱动旁通风扇的原理操作，风扇位于风扇管道和发动机核心之间的径向位置。非管道式推进系统改为以旁通风扇位于发动机机舱外部的原理操作。这允许使用能够作用于比用于涡轮风扇发动机的更大体积的空气的更大的风扇叶片，从而相对于传统发动机设计提高了推进效率。

非管道式推进系统可以采用推进器系统的形式，如用在宽范围的飞行器上，例如无线电控制的模型飞行器、无人机、活塞发动机螺旋桨飞行器、涡轮螺旋桨区域飞行器和大型涡轮螺旋桨军用运输车。另一种类型的非管道式推进系统，有时称为“开式转子”，由两个叶片组件组成，一个在向前位置，一个在向后位置，其中，它们中的至少一个围绕轴线旋转，以将动力传递到产生推力的推进流。这种两叶片组件系统提供了一些优点，但也提供了一些挑战，并且远不如单叶片排系统常用。如本文所使用的，术语“推进器”可以指非管道式推进系统的单叶片组件或由两个叶片组件组成的非管道式推进系统的前叶片组件。术语“风扇”可以指非管道式推进系统的推进器或两个叶片组件。

在图6中，提供了燃气涡轮发动机的示意性横截面图，并且这种类型的发动机可用于任何方法中，或作为本文所述的任何发动机。特别地，图6提供了一种具有转子组件的发动机，该转子组件具有单级非管道式转子叶片。以这种方式，转子组件在这里可以被称为“非管道式风扇”，或者整个发动机600可以被称为“非管道式飞行器发动机”。此外，图6的发动机包括从压缩机区段延伸到涡轮机上的转子组件流动路径的第三流，这将在下面更详细地解释。

作为参考，发动机600限定轴向方向A、径向方向R和周向方向C。此外，发动机600限定沿着轴向方向A延伸的轴向中心线或纵向轴线612。通常，轴向方向A平行于纵向轴线612延伸，径向方向R在垂直于轴向方向A的方向上从纵向轴线612向外和向内延伸，并且周向方向围绕纵向轴线612延伸三百六十度(360°)。发动机600例如沿着轴向方向A在前端614和后端616之间延伸。

发动机600包括涡轮机620和位于其上游的转子组件(也称为风扇区段650)。通常，涡轮机620按串联流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。特别地，如图6所示，涡轮机620包括限定环形核心入口624的核心罩622。核心罩622还至少部分地封闭低压系统和高压系统。例如，所示的核心罩622至少部分地封闭和支撑增压器或低压(“LP”)压缩机626，用于对通过环形核心入口624进入涡轮机620的空气加压。高压(“HP”)多级轴流式压缩机628接收来自LP压缩机626的压缩空气并进一步增加空气压力。加压空气流向下游流到燃烧区段的燃烧室630，在那里燃料被喷射到加压空气流中并被点燃以升高加压空气的温度和能量水平。

应当理解，如本文所使用的，术语“高/低速”和“高/低压”可互换地用于高压/高速系统和低压/低速系统。进一步，应当理解，术语“高”和“低”在相同的上下文中用于区分两个系统，并且并不意味着暗示任何绝对速度和/或压力值。

高能燃烧产物从燃烧器630向下游流到高压涡轮632。高压涡轮632通过高压轴636驱动HP压缩机628。在这点上，高压涡轮632与HP压缩机628驱动地联接。然后，高能燃烧产物流到低压涡轮634。低压涡轮634通过低压轴638驱动LP压缩机626和风扇区段650的部件。在这点上，低压涡轮634与LP压缩机626和风扇区段650的部件驱动地联接。在该示例实施例中，LP轴638与HP轴636同轴。在驱动每个涡轮632、634之后，燃烧产物通过涡轮机排气喷嘴640离开涡轮机620。

因此，涡轮机620限定了在环形核心入口624和涡轮机排气喷嘴640之间延伸的工作气体流动路径或核心管道642。核心管道642是沿着径向R大致位于核心罩622内侧的环形管道。核心管道642(例如，通过涡轮机620的工作气体流动路径)可以被称为第二流。

风扇区段650包括风扇652，在该示例实施例中，风扇652是初级风扇。对于图6所示的实施例，风扇652是开式转子或非管道式风扇。如图所示，风扇652包括风扇叶片654的阵列(图6中仅示出一个)。风扇叶片654是可旋转的，例如围绕纵向轴线612旋转。如上所述，风扇652经由LP轴638与低压涡轮634驱动地联接。对于图6所示的实施例，风扇652经由减速齿轮箱655与LP轴638联接，例如，在间接驱动或齿轮驱动配置中。

此外，风扇叶片654可以围绕纵向轴线612以相等的间隔布置。每个叶片654具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。

此外，每个叶片654限定中心叶片轴线656。对于该实施例，风扇652的每个叶片654可围绕它们各自的中心叶片轴线656旋转，例如彼此一致地旋转。设置一个或多个致动器658以便于这种旋转，因此可用于改变叶片654围绕其各自的中心叶片轴线656的节距。

风扇区段650进一步包括风扇导向轮叶阵列660，该风扇导向轮叶阵列660包括围绕纵向轴线612设置的风扇导向轮叶662(图6中仅示出一个)。对于该实施例，风扇导向轮叶662不能绕纵向轴线612旋转。每个风扇导向轮叶662具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。如图6所示，风扇导向轮叶662可以是无护罩的，或者，可替代地，可以由例如沿着径向方向R从风扇导向轮叶662的尖端向外隔开或者联接到风扇导向轮叶662上的环形护罩来护罩。

每个风扇导向轮叶662限定中心叶片轴线664。对于该实施例，风扇导向轮叶阵列660的每个风扇导向轮叶662可围绕它们各自的中心叶片轴线664旋转，例如彼此一致地旋转。设置一个或多个致动器666以便于这种旋转，因此可用于改变风扇导向轮叶662围绕其各自的中心叶片轴线664的节距。然而，在其它实施例中，每个风扇导向轮叶662可以是固定的或者不能围绕其中心叶片轴线664俯仰。风扇导向轮叶662安装到风扇罩670。

如图6所示，除了非管道式风扇652之外，在风扇652的后方包括管道式风扇684，使得发动机600包括管道式风扇和非管道式风扇，这两个风扇都用于通过空气的运动产生推力，而不通过涡轮机620的至少一部分(例如，对于所示的实施例，不通过HP压缩机628和燃烧区段)。管道风扇可围绕与风扇叶片654相同的轴线旋转。对于所示的实施例，管道式风扇684由低压涡轮634(例如，联接到LP轴638)驱动。在所示的实施例中，如上所述，风扇652可被称为初级风扇，而管道式风扇684可被称为次级风扇。应当理解，这些术语“初级”和“次级”是方便的术语，并不意味着任何特定的重要性、功率等。

管道式风扇684包括多个风扇叶片(在图6中未单独标记)。管道式风扇684的风扇叶片可以围绕纵向轴线612以相等的间隔布置。管道式风扇684的每个叶片具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。

风扇罩670环状地包围核心罩622的至少一部分，并且通常沿着径向方向R定位在核心罩622的至少一部分的外侧。具体地，风扇罩670的下游区段在核心罩622的前部分上延伸，以限定风扇流动路径或风扇管道672。根据这一方面，风扇流动路径或风扇管道672可被理解为形成发动机600的第三流的至少一部分。

进入的空气可以通过风扇管道入口676通过风扇管道672进入，并且可以通过风扇排气喷嘴678离开，以产生推进推力。风扇管道672是环形管道，通常沿着径向方向R位于核心管道642的外侧。风扇罩670和核心罩622连接在一起，并由多个基本上径向延伸、周向间隔开的固定支柱674(图6中仅示出一个)支撑。固定支柱674每个都可以形成空气动力学轮廓以引导空气由此流动。除了固定支柱674之外，还可以使用其它支柱来连接和支撑风扇罩670和/或核心罩622。在许多实施例中，风扇管道672和核心管道642可以在核心罩622的相对侧(例如，相对的径向侧)至少部分地共同延伸(通常轴向地)。例如，风扇管道672和核心管道642可以各自直接从核心罩622的前缘644延伸，并且可以在核心罩的相对径向侧部分地共同轴向延伸。

发动机600还限定或包括进气管道680。入口管道680在发动机入口682和核心入口624/风扇管道入口676之间延伸。发动机入口682通常限定在风扇罩670的前端并且沿着轴向方向A定位在风扇652和风扇导向轮叶阵列660之间。入口管道680是环形管道，其沿着径向方向R定位在风扇罩670的内侧。沿着入口管道680向下游流动的空气通过核心罩622的分流器或前缘644被分流到(不必是均匀地)核心管道642和风扇管道672中。入口管680沿着径向方向R比核心管道642宽。入口管道680沿着径向方向R也比风扇管道672宽。

在发动机600以操作条件操作期间，发动机600产生总推力FnTotal。操作条件可以是发动机600在标准日操作条件期间以额定速度的操作。总推力是第一流推力Fn1S(例如，由风扇罩670和核心罩622上由风扇652产生的气流产生的初级风扇推力)、第三流推力Fn3S(例如，由通过风扇管道672、通过风扇排气喷嘴678流出、至少部分由管道风扇684产生的气流产生的推力)以及第二流推力Fn2S(例如，由通过核心管道642、通过涡轮机排气喷嘴640离开的气流产生的推力)的总和。

值得注意的是，对于所示的实施例，发动机600包括一个或多个特征以提高第三流推力Fn3S的效率。特别地，发动机600进一步包括定位在进气管道680中在管道式风扇684上游和发动机入口682下游的入口导向轮叶686的阵列。入口导向轮叶686的阵列围绕纵向轴线612布置。对于该实施例，风扇入口导向轮叶686不能绕纵向轴线612旋转。每个入口导向轮叶686限定中心叶片轴线(为了清楚起见未标出)，并且可围绕它们各自的中心叶片轴线旋转，例如彼此一致地旋转。设置一个或多个致动器668以便于这种旋转，因此可用于改变入口导向轮叶686围绕其各自的中心叶片轴线的节距。然而，在其它实施例中，每个入口导向轮叶686可以是固定的或不能围绕其中心叶片轴线俯仰。

进一步，位于管道风扇684下游和风扇管道入口676上游，发动机600包括出口导向轮叶690的阵列。如同入口导向轮叶686的阵列一样，出口导向轮叶690的阵列不能围绕纵向轴线612旋转。然而，对于所示的实施例，与入口导向轮叶686的阵列不同，出口导向轮叶690的阵列被配置为固定节距的出口导向轮叶。

进一步，应当理解，对于所示的实施例，风扇管道672的风扇排气喷嘴678进一步被配置为可变几何形状的排气喷嘴。以这种方式，发动机600包括一个或多个致动器692，用于调节可变几何形状的排气喷嘴。例如，可变几何形状排气喷嘴可以被配置为改变总横截面面积(例如，在垂直于纵轴612的平面内的喷嘴面积)，以调节基于一个或多个发动机操作条件(例如，通过风扇管道672的气流的温度、压力、质量流速等)而产生的推力的量。也可以采用固定几何形状的排气喷嘴。

位于管道式风扇684上游的入口导向轮叶686的阵列、位于管道式风扇684下游的出口导向轮叶690的阵列和排气喷嘴678的组合可以导致在一个或多个发动机操作条件期间更有效地产生第三流推力Fn3S。进一步，通过在入口导向轮叶686和排气喷嘴678的几何形状中引入可变性，发动机600能够在相对宽的发动机操作条件阵列(包括起飞和爬升(其中通常需要最大总发动机推力FnTotal)以及巡航(其中通常需要总发动机推力FnTotal的较少量)上产生更有效的第三流推力Fn3S。

仍然参考图6，通过风扇管道672的空气可以比在涡轮机620中使用的一种或多种流体相对较冷(例如，较低的温度)。以这种方式，一个或多个热交换器699可以定位成与风扇管道672热连通。例如，一个或多个热交换器699可以设置在风扇管道672内，并用于利用通过风扇管道672的空气冷却来自核心发动机的一种或多种流体，作为从流体(例如，压缩机排出的空气、油或燃料)中除去热量的资源。

在图6中示出了各种传感器。在地面和/或飞行中测试期间利用来自这些传感器的测量值，如本文别处所述。这些传感器联接到控制器(例如，控制器206或控制器306)。

例如，发动机控制扭矩传感器602联接到LP轴638以测量扭矩。在通过风扇排气喷嘴678的出口处，部署第一压力传感器604(测量总压力)、第二压力传感器606(测量静态压力)和第一温度传感器608(测量总温度)。在涡轮机排气喷嘴640处，部署第三压力传感器610(测量总压力)和第二温度传感器613(测量总温度)。在发动机入口682处，部署第四压力传感器615(测量总压力)、第五压力传感器617(测量静态压力)和第三温度传感器618(测量总温度)。应当理解，可以在其它位置部署其它传感器，并且这些传感器可以是所描述的类型或其它类型。

现在参考图7，描述了可以在这些方法中使用的发动机的另一个示例。图7示出了非管道式推力产生系统710的示例性实施例的正横截面视图。应当理解，图7的发动机结构是一个示例，其它示例也是可能的。

如图7可以看出，非管道式推力产生系统710采用开式转子推进系统的形式，并具有旋转风扇叶片组件720，其被描绘为推进器组件，该推进器组件包括围绕非管道式推力产生系统710的中心纵向轴线711的翼型叶片721的阵列。翼型叶片721通常围绕中心纵向轴线711以等间距的关系布置，并且每个翼型叶片721具有根部723和尖端724以及限定在它们之间的跨度。轴线722从以轴线722为中心的根部723向外延伸。非管道式推力产生系统710包括具有气体发生器740和低压涡轮750的燃气涡轮发动机。左手或右手发动机结构可以通过将721、731的翼型镜像到低压涡轮750内来实现。作为替代，可选的换向齿轮箱(位于低压涡轮750中或其后面，或者与动力齿轮箱760相结合或相关联)允许使用普通的气体发生器和低压涡轮来顺时针或逆时针旋转风扇叶片，即，根据需要提供左手或右手配置，以便提供对于某些飞行器安装可能期望的一对相反旋转的发动机组件。在图7所示的实施例中，非管道式推力产生系统710还包括整体驱动装置(动力齿轮箱760)，该整体驱动装置可包括用于降低推进器组件相对于低压涡轮750的转速的齿轮组。

在示例性实施例中，非管道式推力产生系统710还包括非旋转固定元件730，该非旋转固定元件730包括也围绕中心纵向轴线711设置的轮叶731的阵列，并且每个轮叶731具有根部733和尖端734以及限定在它们之间的跨度。这些轮叶可以布置成使得它们不都与旋转组件等距，并且可以可选地包括远离中心纵向轴线711的环形护罩或管道，或者可以是无护罩的。这些轮叶安装到固定框架并且不相对于中心纵向轴线711旋转，但是可以包括用于调节它们相对于它们的轴线790和/或相对于翼型叶片721的取向的机构。为了参考的目的，图7还描述了用箭头F表示的向前方向，其依次限定了系统的前部分和后部分。如图7所示，旋转元件(在这种情况下，风扇叶片组件720)在“拉出器”配置中位于气体发生器740的前方，而排气口780位于非旋转固定元件730的后方。除了降噪益处之外，通过将固定叶片731联接到形成环形环或一个或多个周向扇区(即，形成连接两个或多个轮叶731(例如，形成双联的成对轮叶)的环形环的部分的部段)的组件中，管道为固定轮叶731的振动响应和结构完整性提供益处。管道可以允许轮叶的节距根据需要变化。

由所公开的风扇概念产生的噪声的重要的(可能甚至是主要的)部分与由上游叶片排产生的尾流和湍流之间的相互作用以及其在下游叶片排表面上的加速和冲击相关联。通过在固定轮叶上引入用作护罩的部分管道，可以屏蔽在轮叶表面处产生的噪声，以有效地在远场中产生阴影区，从而减少总体烦恼。随着管道轴向长度的增加，通过管道的声辐射的效率进一步受到声截止现象的影响，该现象可以用于传统飞行器发动机，以限制辐射到远场中的声音。此外，护罩的引入允许了集成声学处理的机会，因为对于传统飞行器发动机当前所做的是在声音反射或以其它方式与衬套相互作用时衰减声音。通过在护罩的内侧和固定轮叶的上游和下游的毂表面上引入声学处理表面，从固定轮叶发出的声波的多次反射可以被充分地衰减。

在操作中，旋转的翼型叶片721由低压涡轮经由齿轮箱760驱动，使得它们围绕中心纵向轴线711旋转并产生推力，以在向前方向F上推动非管道式推力产生系统710，并因此推动与其相关联的飞行器。

理想的是，叶片721的组和轮叶731的组中的一组或两组包括变距机构，使得叶片可相对于变距旋转轴线独立地或相互结合地旋转。这种变距可用于在各种操作条件下改变推力和/或旋流效应，包括提供在某些操作条件下(例如在飞行器着陆时)有用的推力反向特征。

轮叶731的尺寸、形状和结构被设计成赋予流体反作用旋流，使得在两排叶片后方的下游方向上，流体具有大大降低的旋流程度，这转化为提高的诱导效率水平。轮叶731可以具有比翼型叶片721更短的跨度，如图7所示，例如翼型叶片721的跨度的50％，或者可以根据需要具有更长的跨度或与翼型叶片721相同的跨度。如图7所示，轮叶731可以附接到与推进系统相关的飞行器结构上，或者联接到诸如机翼、吊架或机身之类的另一个飞行器结构上。固定元件的轮叶731的数量可以少于或多于旋转元件的翼型叶片721的数量，或者与旋转元件的翼型叶片721的数量相同，并且通常多于两个，或者多于四个。

在图7所示的实施例中，环形360度入口770位于风扇叶片组件720和固定或非旋转的固定元件730之间，并为进入的大气提供进入非旋转的固定元件730径向向侧的气体发生器740的路径。由于各种原因，这种位置可能是有利的，包括结冰性能的管理以及保护环形360度入口770免受在操作中可能遇到的各种物体和材料的影响。

图7示出了所谓的“拉出器”配置，其中产生推力的旋转元件(在这种情况下，风扇叶片组件720)位于气体发生器740的前方。选择“拉出器”或“推动器”配置可以与选择相对于预期飞行器应用的机身的安装取向相一致地进行，并且根据安装位置和取向是机翼安装的、机身安装的还是尾部安装的配置，一些在结构上或操作上是有利的。

在图7中示出了各种传感器。在地面和/或飞行中测试期间利用来自这些传感器的测量值，如本文别处所述。在各方面，这些传感器联接到控制器(例如，控制器206或控制器306)。

例如，发动机控制扭矩传感器762联接到发动机轴738(例如，LP轴)以测量扭矩。在通过排气口780的出口处，部署第一压力传感器752(测量总压力)和第一温度传感器754(测量总温度)。在环形360度入口770处，部署第二压力传感器772(测量总压力)、第三压力传感器774(测量静态压力)和第二温度传感器776(测量总温度)。应当理解，可以在其它位置部署其它传感器，并且这些传感器可以是所描述的类型或其它类型。

如本文别处所述，非管道式飞行器发动机使用测试硬件在地面上进行测试。测试硬件可以采用多种不同的形式。现在关于图8A-D、9、10、11和12A-H描述测试硬件的一些附加示例。使用这些附图描述的方法涉及地面测试，例如，如关于图1的步骤106所描述的以及关于图2所描述的方法。关于图8A-D、9、10、11和12A-H所描述的方法尤其可应用于非管道式发动机的地面测试。应当理解，也可以使用测试硬件的其它示例。

现在参考图8A，描述了用于测试地面上的非管道式飞行器发动机的系统800的一个示例。系统800包括非管道式飞行器发动机802和测试硬件804。非管道式飞行器发动机802由包括一个或多个臂808的支撑结构806支撑，保持和/或固定。测试硬件804位于支台或支架810上。在各方面，支撑结构806和一个或多个臂808允许非管道式飞行器发动机802悬挂，因为在飞行期间非管道式飞行器发动机802将悬挂在飞行器上(例如，悬挂在飞行器的机翼上)。图8的布置定位在地面803上。

如图8A所示，测试硬件804通常定位在非管道式飞行器发动机802和非管道式飞行器发动机802的风扇叶片上游的上游方向812。下游方向814被示出为与上游方向812相反。应当理解，尽管至少一些测试硬件804位于非管道式飞行器发动机802的风扇叶片的上游，但是测试硬件804的一些结构可以在下游方向814上延伸。在测试期间，空气通常从上游方向812以与标记为815的箭头相反的方向流向下游方向814。

非管道式飞行器发动机802是非管道式发动机，其风扇叶片和/或推进器不像涡轮风扇发动机中那样被管道包围。在各方面，非管道式飞行器发动机802具有一个或多个不位于风扇管道内或不被风扇管道覆盖的风扇区段。(与涡轮风扇发动机相比)去除风扇管道允许使用能够对比位于风扇管道内的风扇更大体积的空气起作用的更大的风扇或推进器叶片。如在别处已经讨论的，非管道式飞行器发动机802可以具有比管道式涡轮风扇发动机改进的推进效率。

在一些示例中，非管道式飞行器发动机802包括前旋转叶片组件和后固定叶片组件。然而，其它配置也是可能的。例如，替代前旋转叶片组件和后固定叶片组件，两个叶片组件可以相对于彼此反向旋转。作为另一个示例，前叶片组件可以是固定的，而后叶片组件可以是旋转的。作为另一个示例，非管道式推进系统可以仅包括旋转叶片组件，例如推进器。本文提供的方法适用于所有这些构造，并且本公开中提及的叶片可以是风扇叶片或推进器叶片。这里关于图6和图7在别处描述了非管道式发动机的示例。

测试硬件804与非管道式飞行器发动机802一起使用。测试硬件804被应用于，联接到和/或装配在非管道式飞行器发动机802周围(不接触)。在各方面，测试硬件804是定位在被静态测试的非管道式飞行器发动机802的风扇或推进器组件的上游方向812上的管道。测试硬件804有效地加速流并将推进器尖端附近的流动方向约束为更像在飞行器在较高马赫数(速度)飞行条件下运动时的气流速度和方向。本文提供的方法可用于接近在飞行器以0.1至0.35马赫数的向前速度运动时的气流。各种管道形状和配置增强了风扇叶片的尖端区域中的空气动力载荷能力，从而导致可能类似于特定任务点的更高的功率和流动条件。

在各方面，测试硬件804包括管道，该管道在上游方向812上被放置在非管道式飞行器发动机802的上游位置。在示例中，管道可具有钟形口形状的入口，其后是大致为推进器直径的直径，该直径终止于，在非管道式飞行器发动机802的叶片或风扇尖端的上游(在上游方向812)的短距离(例如，几英寸或几英尺)。在其它方面中，管道可附接到风扇组或与风扇组一起使用以减小流动面积，且因此加速所供应的空气。

在其它示例中，管道包括机舱型入口，并且放置在风扇组和推进器之间。在其它示例中，管道在推进器的尖端上轴向延伸，以进一步限制径向流动，并且可包括下游扩散器。在其它方面，管道可以包括从管道壁悬伸一定短距离(例如，几英尺)进入流管道的预旋流叶片，以将预旋流给与到进入风扇或推进器叶片的尖端区域的流中。

这些和其它配置的管道在本文的其它地方有更大的描述(例如，在图12A-H中)。用户可以基于用户的需要，测试的需要，生产测试硬件804的成本或其它因素来选择所使用的确切配置。

在一些示例中，测试硬件804包括风扇组(例如，一个或多个风扇的组件)。风扇组产生增加的流过测试硬件804和非管道式飞行器发动机802的空气流。风扇组可直接附接到测试硬件804或邻近放置(未附接)。

现在参考图8B，一个示例示出了在飞行器上的飞行操作期间的非管道式飞行器发动机802。非管道式飞行器发动机802包括旋转推进器或叶片840和固定轮叶842。如图所示，气流844通常在平行于非管道式飞行器发动机802的纵向轴线846的方向上流动并冲击发动机。

现在参考图8C，一个示例示出了在没有测试硬件804的静态或地面测试期间的非管道式飞行器发动机802。在这种情况下，与飞行操作期间不同的是，气流844不总是平行于或大致平行于纵向轴线846，而是且尤其是围绕推进器或叶片840的尖端，以一定角度朝向尖端拉入，在该尖端处，该角度可以接近垂直于推进器或叶片840的尖端。在图8C中，可以从飞行器上拆下非管道式飞行器发动机802。

现在参考图8D，一个示例示出了在使用测试硬件804的静态或地面测试期间的非管道式飞行器发动机802。在这种情况下，测试硬件804包括具有圆形唇缘832和旋流轮叶834的管道结构830。如图8D所示，气流844被控制，使得其方向和速度类似于图8B所示的飞行类似条件。在图8D中，可以将非管道式飞行器发动机802从飞行器上拆下。

现在参考图9A、9B、9C、9D、9E和9F，描述了用于测试非管道式飞行器发动机的系统900的一个示例。系统900包括非管道式飞行器发动机902、管道904、第一支撑结构906、第二支撑结构908和湍流控制结构(TCS)圆顶912。

非管道式飞行器发动机902包括第一风扇叶片组件920和第二风扇叶片组件922。第一风扇叶片组件920是前旋转叶片组件，第二风扇叶片组件922是固定叶片组件。然而，其它配置也是可能的。例如，替代如图所示的前旋转叶片组件和后固定叶片组件，两个风扇叶片组件920和922可以相对于彼此反向旋转。作为另一个示例，前叶片组件(例如，第一风扇叶片组件920)可以是固定的，并且后叶片组件(例如，第二风扇叶片组件922)可以是旋转的。作为另一个示例，非管道式推进系统可以仅包括单个旋转叶片组件，即推进器。

管道904被放置在非管道式飞行器发动机902上游的位置。在示例中，管道904由金属构成，或者在其它示例中，由复合材料构成，例如玻璃纤维增强环氧树脂，而不是金属。在各方面，管道904可具有钟形口形状的入口，其后是大致为风扇叶片或推进器叶片的直径的直径，其终止于叶片尖端上游的短距离(例如，几英尺)。在其它示例中，管道904可附接到风扇组或与风扇组相关联，以减小流动面积，并因此加速供应的空气。在其它示例中，管道904包括机舱型入口，并且被放置在风扇组和风扇叶片或推进器之间。在其他示例中，管道904在风扇叶片或推进器的尖端上轴向延伸，以进一步限制径向流动，并且可以包括下游扩散器。在其它方面，管道可以包括从管道壁悬伸一定短距离进入管道的预旋流轮叶(例如，风扇叶片)进入管道，以将预旋流给与到进入风扇或推进器叶片的尖端区域的流中。

第一支撑结构906支撑包括联接到支撑结构932的臂结构930的非管道式飞行器发动机902。支撑结构932可以联接到竖直柱934。在示例中，支撑结构932可沿竖直柱934移动或调节。

第二支撑结构908可以是可移动拖车(或可移动拖车的一部分)，其支撑管道904和TCS圆顶912并具有平坦(拖车床)部分910。第二支撑结构908可包括梁，支架或由具有适当强度的适当材料构成的其它部件以保持管道904。在该示例中，拖车具有轮子，并且能够将管道904和TCS圆顶912移动到与非管道式飞行器发动机902一起的位置。

TCS圆顶912是构造成控制TCS圆顶912内的环境条件的圆顶。在一个示例中，TCS圆顶912可以由多孔材料构成。TCS圆顶912的一个目的是减少和/或控制通过非管道式发动机902喷射的空气的湍流。

可以使用管道结构的各种示例。在图9A、9B、9D和9F的示例中，示出了具有钟形口入口的管道。在图9C和9E的示例中，示出了具有机舱型入口的管道904。

在示例中，管道904的直径为16英尺，钟形口的入口的直径为22英尺，并且非管道式发动机902和管道904具有距离地面903 20英尺的纵向轴线901。

现在参考图10，描述了使用模块化测试硬件对非管道式飞行器发动机进行地面测试的系统1000的一个示例。图10示出了沿着管道1004和非管道式飞行器发动机1005组合的纵向轴线1002截取的横截面视图，并且为简单起见，仅示出了管道和非管道式飞行器发动机组合的上半部分。管道1004包括集中器锥体1006和圆柱形入口区段1008。如沿线1009所示，集中器锥体1006可从圆柱形入口区段1008拆卸。因此，导管1004在结构上是模块化的，并且包括附接在一起的多个部分。集中器锥体1006的目的是将空气捕获并输送到圆柱形入口区段1008中，该入口区段将现在集中的空气引导到非管道式飞行器发动机1005中。

非管道式飞行器发动机1005包括第一风扇叶片组件1020和第二风扇叶片组件1022。第一风扇叶片组件1020是前旋转叶片组件，第二风扇叶片组件1022是固定叶片组件。然而，叶片组件的其它配置也是可能的。例如，替代如图所示的前旋转叶片组件和后固定叶片组件，两个叶片组件可以相对于彼此反向旋转。作为另一个示例，前叶片组件可以是固定的，而后叶片组件可以是旋转的。作为另一个示例，非管道式推进系统可以仅包括单个旋转叶片组件，即推进器。

集中器锥体1006包括唇形辊1028。唇形辊1028的目的是将空气引向非管道式飞行器发动机1005。圆柱形入口区段1008包括标准唇形辊1024。当集中器锥体1006未被使用并且从圆柱形入口区段1008拆卸时，标准唇形辊1024将空气引导到非管道式飞行器发动机1005。

圆柱形入口区段1008包括轮叶1026，其中一个在图10中示出。轮叶1026的目的是在第一风扇叶片组件1020的叶片尖端之前增加旋流，以获得更具代表性的尖端功分布。

如图10可以看出，入口1030在第一风扇叶片组件1020的叶片的叶片尖端之前终止。因此，当第一风扇叶片组件1020的叶片旋转时，它们不会撞击管道1004。

现在参考图11，描述了使用本文提供的结构的大体测试过程。

在步骤1102，为了测试的目的，定位、提升或固定非管道式飞行器发动机。例如，非管道式飞行器发动机(例如，非管道式飞行器发动机802)固定到支撑结构(例如，支撑结构806和一个或多个臂808)。这可以手动完成，并且在某些情况下自动完成。

在步骤1104，非管道式飞行器发动机(例如，非管道式飞行器发动机802)和测试硬件(例如，图8的测试硬件804)被关联在一起用于测试。例如，测试硬件可以是管道，其可以被放置在可移动拖车(例如，图9的第二支撑结构908)上，并且拖车可以被定位成使测试硬件通常位于发动机的上游。发动机可以至少部分地设置在测试硬件内(例如，当测试硬件是管道时，至少部分地设置在管道内)。当测试硬件包括风扇组时，风扇组可以移动到适当的位置，以便与管道和发动机在管道上游的位置对准。测试硬件可以手动移动，并且在某些情况下自动移动到位。

在步骤1106，进行非管道式飞行器发动机的测试。非管道式飞行器发动机可以包括各种传感器。传感器可以与控制器或其它装置联接，该控制器或其它装置感测和/或获得来自传感器的读数。可以启动(开启)非管道式飞行器发动机，并从传感器获得读数。感测到的读数可用于各种目的，例如用于确定非管道式飞行器发动机是否正常操作，以调节发动机的模型，或用于其它目的。

作为测试的结果，可以采取各种动作。例如，一旦地面测试过程完成，可以在实际飞行条件下在空气中测试非管道式飞行器发动机。在其它示例中，当测试识别出非管道式飞行器发动机的问题时，可以对非管道式飞行器发动机进行修理或修改(例如，替换发动机的部件或元件)。

本文提供的测试硬件允许在比先前方法更接近飞行条件的全功率和条件下测试发动机。本文提供的测试硬件允许认证和顺应性测试，并提供适于评估起飞性能建模的航空条件。

现在参考图12A-12H，描述了管道1204(用作测试硬件)的各种配置1200。这些附图示出了沿着管道1204和非管道式发动机组合的纵向轴线1201截取的横截面视图，并且为简单起见，仅示出了管道和非管道式发动机组合的上半部分。如上所述，这些不同的导管被用于在尽可能接近实际飞行条件的条件下在地面上测试非管道式飞行器发动机。

有利的是，这些管道将通过非管道式发动机的空气流的速度、速率和/或压力增加到比以前的系统或方法更接近实际飞行条件的水平。例如，这些结构接近在飞行器以0.1至0.35马赫数的速度向前移动时气流撞击发动机时所存在的气流速度和方向。

在一些配置中，这些管道可以与进一步提高空气流的速度、速率和/或压力的风扇组一起使用。有利的是，这些结构还增加了飞行器发动机中的非管道式风扇叶片或推进器的功率吸收能力。

这些附图中的每一个都示出了具有第一风扇叶片组件1220和第二风扇叶片组件1222的非管道式飞行器发动机1202。第一风扇叶片组件1220是前旋转叶片组件，第二风扇叶片组件1222是固定叶片组件。然而，其它配置也是可能的。例如，替代如图所示的前旋转叶片组件和后固定叶片组件，两个叶片组件可以相对于彼此反向旋转。作为另一个示例，前叶片组件可以是固定的，而后叶片组件可以是旋转的。作为另一个示例，非管道式推进系统可以仅包括旋转叶片组件，即推进器。

这些附图中的每一个都包括管道1204。如图所示，非管道式飞行器发动机1202至少部分地插入管道1204中。空气在箭头标记1203所示的方向上流过管道。管道1204通常为圆柱形，在两端开口，并形成空腔，非管道式飞行器发动机1202插入该空腔中。

现在具体参考图12A，管道1204包括钟形口1206和圆柱形区段1208。非管道式飞行器发动机1202部分地插入管道1204中。管道1204围绕非管道式飞行器发动机1202定位，使得第一风扇叶片组件1220的叶片在旋转时不会接触或撞击管道1204。在这种情况下，管道1204的圆柱形区段1208的半径(r1)1210是恒定的。在示例中，图12A的布置不需要使用风扇组。

现在参考图12B，管道1204包括钟形口1206和圆柱形区段1208。非管道式飞行器发动机1202部分地插入管道1204中。管道1204围绕非管道式飞行器发动机1202定位，使得第一风扇叶片组件1220的叶片在旋转时不会接触或撞击导管1204。在这种情况下，圆柱形区段1208的半径不是恒定的。在圆柱形区段1208的第一位置，第一半径1210是r1，而在圆柱形区段1208的第二位置，第二半径1212是r2。在各方面，R1大于R2。在示例中，图12B的布置不需要使用风扇组。

现在参考图12C，管道1204包括钟形口1206以及圆柱形区段1208。非管道式飞行器发动机1202部分地插入管道1204中。管道1204围绕非管道式飞行器发动机1202定位，使得第一风扇叶片组件1220的叶片在旋转时不会接触或撞击管道1204。在这种情况下，如果圆柱形区段1208是恒定的，则为第一半径(r1)1210。预旋流轮叶1214设置在圆柱形区段1208处。预旋流轮叶1214沿着圆柱形区段1208的内表面的内圆周设置。预旋流轮叶1214的目的是在接近第一风扇叶片组件1220和/或第二风扇叶片组件1222的叶片尖端的旋转方向上赋予旋流。预旋流轮叶1214减少了叶片的各部分中的载荷，并帮助尖端流与未失速操作所需的流相匹配。在示例中，图12C的布置不需要使用风扇组。

现在参考图12D，管道1204包括钟形口1206以及圆柱形区段1208。非管道式飞行器发动机1202部分地插入管道1204中。管道1204包括升高部分(或袋部)1209，其定位成使得(当管道1204围绕非管道式飞行器发动机1202定位时)第一风扇叶片组件1220在旋转时不会接触或撞击管道1204。管道1204的升高部分1209还将第一风扇叶片组件1220与侧气流1211隔离开。圆柱形区段1208的第一半径(r1)1210是恒定的。在示例中，图12D的布置不需要使用风扇组。

现在参考图12E，管道1204包括钟形口1206以及圆柱形区段1208。非管道式飞行器发动机1202部分地插入管道1204中。管道1204包括升高部分(或袋部)1209，其定位成使得第一风扇叶片组件1220的叶片在旋转时不会接触或撞击管道1204。在这种情况下，升高部分1209包围第一风扇叶片组件1220。升高部分1209还将第一风扇叶片组件1220和第二风扇叶片组件与侧气流1211隔离开。该示例包括管道1204的完全转子覆盖范围。圆柱形区段1208的第一半径(r1)1210是恒定的。在示例中，图12E的布置不需要使用风扇组。

现在参考图12F，管道1204包括钟形口1206以及圆柱形区段1208。非管道式飞行器发动机1202部分地插入管道1204中。管道1204包括升高部分(或袋部)1209，其被配置和定位成使得第一风扇叶片组件1220在旋转时不会接触或撞击管道1204。在这种情况下，升高部分1209包围第一风扇叶片组件1220。升高部分1209不需要包围第二风扇叶片组件1222，因为在该示例中，第二风扇叶片组件1222是固定的。升高部分1209还将第一风扇叶片组件1220和第二风扇叶片组件与侧气流1211隔离开。圆柱形区段1208的第一半径(r1)1210是恒定的。在该示例中，管道1204比先前的示例长，并且是升高部分1209朝向圆柱形区段1208的中部定位。该示例包括完全转子覆盖范围。在示例中，图12F的布置不需要使用风扇组。该示例还包括下游扩散器。

图12F的示例包括或产生下游扩散器。管道直径类似于第二风扇叶片组件1222的上游和下游的风扇直径，并且保持空气在轴向方向(沿着纵向轴线1201)流动，而没有大部分径向流动分量(垂直于纵向轴线1201)。因为扩散器增加了流动方向上的压力，所以在管道出口处的扩散器降低了风扇中的压力，从而增加了速度并因此增加了质量流量。在管道1204的出口处的压力小于大气压力。

现在参考图12G，管道1204钟形口1206以及圆柱形区段1208。非管道式飞行器发动机1202部分地插入管道1204中。管道1204包括升高部分(或袋部)1209，其被配置和定位成使得第一风扇叶片组件1220在旋转时不会接触或撞击管道1204。在这种情况下，升高部分1209包围第一风扇叶片组件1220。升高部分1209不需要包围第二风扇叶片组件1222，因为在该示例中，第二风扇叶片组件1222是固定的。升高部分1209还将第一风扇叶片组件1220和第二风扇叶片组件与侧气流1211隔离开。

在该示例中，管道1204比一些先前的示例长，并且升高部分1209朝向圆柱形区段1208的中部。该示例包括完全转子覆盖范围。在示例中，图12E的布置不需要使用风扇组。

该示例还包括下游扩散器。在这种情况下，圆柱形区段1208的半径不是恒定的。在圆柱形区段1208中的第一位置处，第一半径1210是r1，而在圆柱形区段1208中的第二位置处，第二半径1212是r2。在各方面，R1大于R2。在各方面，第一半径1210位于管道1204的出口处。使管道1204的出口处的半径更大产生了扩散器，该扩散器增大了出口处的流动面积，并且具有进一步加速通过管道1204和非管道式飞行器发动机1202的空气流的优点。

现在参考图12H，管道1204包括机舱型入口1233以及圆柱形区段1208。非管道式飞行器发动机1202部分地插入管道1204中。管道1204定位成使得第一风扇叶片组件1220在旋转时不会接触或撞击管道1204。在图12H的示例中，风扇组1235供应由气流1203示出的空气。在图12H所示的横截面中，管道的形状类似于具有恒定半径1210的内表面1234的飞行器机翼，但是其中外表面1237具有半径1231，该半径1231从管道1204的前缘1241到管道1204的后缘1243改变且逐渐变细。在示例中，空气流过管道1204的尖端，并因此模拟在飞行过程中撞击非管道式飞行器发动机1202的空气流。

应当理解，这些仅是测试硬件结构的一些示例，其它结构也是可能的。例如，管道可以布置成同心管道，其中内管道位于外管道内，外管道位于另一个管道内(等等)。此外，结构的部分可以相对于纵向轴线和不同半径周向偏移。在另一个示例中，结构可以相互交叉以重叠，其中结构共享共同的周向范围。

本公开的其它方面由以下条项的主题提供：

一种测试非管道式飞行器发动机的方法，所述方法包括：获得所述非管道式飞行器发动机的分析模型，所述非管道式飞行器发动机包括发动机控制扭矩传感器；在地面测试期间以全功率运行所述非管道式飞行器发动机，所述全功率是在飞行器起飞时所需的所述非管道式飞行器发动机的功率，所述非管道式飞行器发动机使用测试硬件进行测试，所述测试硬件在所述地面测试期间模拟所述非管道式飞行器发动机的至少一些飞行类似或操作条件；在所述地面测试期间直接测量所述非管道式飞行器发动机的推力，以获得测量的推力；使用所述发动机控制扭矩传感器在所述地面测试期间测量所述非管道式飞行器发动机的扭矩，以获得测量的扭矩；使用所述分析模型获得所述非管道式飞行器发动机的预测扭矩和预测推力；将所述测量的扭矩与所述预测扭矩进行比较，并且将所述测量的推力与所述预测推力进行比较，以获得比较结果；基于所述比较结果，确定一个或多个修改量，并且使用所述一个或多个修改量修改所述分析模型，以获得相关分析模型；在所述飞行器上部署具有所述发动机控制扭矩传感器的所述非管道式飞行器发动机；将在所述飞行器的飞行操作期间获得的所述非管道式飞行器发动机的感测到的操作条件应用于所述相关分析模型以获得第一推力贡献，其中所述第一推力贡献与由所述非管道式飞行器发动机的推进器或风扇叶片产生的第一气流相关；使用所述感测到的操作条件中的至少一些，计算除了所述第一气流之外的所述非管道式飞行器发动机的附加气流的第二推力贡献，并且将所述第一推力贡献和所述第二推力贡献求和以获得总推力；和至少部分地基于所述总推力确定要采取的动作，所述动作是检查、修理或调节所述非管道式飞行器发动机的部件中的一个或多个。

根据前述条项中任一项所述的方法，其中，确定所述动作包括制定控制计划以实现所需推力等级。

根据前述条项中任一项所述的方法，所述方法进一步包括确定所述发动机控制扭矩传感器的扭矩偏移，并且根据所述扭矩偏移校准所述发动机控制扭矩传感器，以获得校准发动机控制扭矩传感器。

根据前述条项中任一项所述的方法，其中，计算所述第二推力贡献考虑所述附加气流，并且所述附加气流包括延伸通过所述非管道式飞行器发动机的核心的第二气流。

根据前述条项中任一项所述的方法，其中，计算所述第二推力贡献考虑所述附加气流，并且所述附加气流包括延伸通过所述非管道式飞行器发动机的非核心部分的第三气流。

根据前述条项中任一项所述的方法，其中，创建所述分析模型利用了对所述非管道式飞行器发动机的比例模型的测试。

根据前述条项中任一项所述的方法，其中，所述分析模型包括电子文件或机器学习模型中的一个或多个。

根据前述条项中任一项所述的方法，其中，所述一个或多个修改量包括一个或多个标量、一个或多个加法器、一个或多个曲线或一个或多个表。

根据前述条项中任一项所述的方法，其中，所述一个或多个修改量包括与所述飞行器的第一操作状态相关的第一修改量和与所述飞行器的第二操作状态相关的第二修改量。

一种系统，包括：非管道式飞行器发动机；测试硬件，所述测试硬件在所述非管道式飞行器发动机的地面测试期间与所述非管道式飞行器发动机相关联，所述测试硬件在所述地面测试期间模拟所述非管道式飞行器发动机的至少一些操作或飞行类似条件；控制器，所述控制器联接到电子存储器；分析模型，所述分析模型存储在所述电子存储器中；其中，在全功率下测试所述非管道式飞行器发动机，全功率是在飞行器起飞时所需的所述发动机的功率，并且在所述地面测试期间获得所述非管道式飞行器发动机的测量的推力和测量的扭矩；其中，所述控制器被配置为：接收在所述地面测试期间由所述非管道式飞行器发动机产生的所述测量的扭矩，所述测量的扭矩是从校准发动机控制扭矩传感器接收的；接收在所述地面测试期间发生并直接测量的所述飞行器发动机的所述测量的推力；从所述分析模型获得所述非管道式飞行器发动机的预测扭矩和预测推力；将所述测量的扭矩与所述预测扭矩进行比较，并且将所述测量的推力与所述预测推力进行比较，以获得比较结果；基于所述比较结果，确定一个或多个修改量，并且使用所述一个或多个修改量修改所述分析模型，以获得相关分析模型；其中，随后在飞行器上测试所述非管道式飞行器发动机，并且将在所述飞行器的飞行操作期间获得的所述非管道式飞行器发动机的感测到的操作条件应用到所述相关模型以获得由所述非管道式飞行器发动机的推进器或风扇叶片产生的第一气流的第一推力贡献，并且其中还确定除了所述第一气流之外的附加气流的第二推力贡献；其中，基于所述第一推力贡献和第二推力贡献的总和来确定要采取的动作，所述动作是检查、修理或调节所述非管道式飞行器发动机的部件中的一个或多个。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述动作是通过将总推力与等级进行比较来确定的。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述附加气流包括延伸通过所述非管道式飞行器发动机的核心的第二气流。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述附加气流进一步包括延伸通过所述非管道式飞行器发动机的非核心部分的第三气流。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述分析模型包括电子文件或机器学习模型中的一个或多个。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述一个或多个修改量包括一个或多个标量、一个或多个加法器、一个或多个曲线或一个或多个表。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述一个或多个修改量包括与所述飞行器的第一操作状态相关的第一修改量和与所述飞行器的第二操作状态相关的第二修改量。

一种系统，所述系统包括：测试硬件，所述测试硬件在非管道式飞行器发动机的地面测试期间与所述非管道式飞行器发动机相关联，所述测试硬件在所述地面测试期间模拟所述非管道式飞行器发动机的至少一些操作或飞行类似条件；控制器，所述控制器联接到电子存储器；分析模型，所述分析模型存储在所述电子存储器中；其中，在全功率下测试所述非管道式飞行器发动机，所述全功率是在飞行器起飞时所需的所述非管道式飞行器发动机的功率，并且在所述地面测试期间获得所述非管道式飞行器发动机的测量的推力和测量的扭矩；其中，所述控制器被配置为：接收在所述地面测试期间由所述非管道式飞行器发动机产生的所述测量的扭矩，所述测量的扭矩是从发动机控制扭矩传感器接收的；接收在所述地面测试期间发生并直接测量的所述非管道式飞行器发动机的所述测量的推力；从所述分析模型获得所述非管道式飞行器发动机的预测扭矩和预测推力；将所述测量的扭矩与所述预测扭矩进行比较，并且将所述测量的推力与所述预测推力进行比较，以获得比较结果；基于所述比较结果，确定一个或多个修改量，并且使用所述一个或多个修改量修改所述分析模型，以获得相关分析模型；其中，随后在所述飞行器上测试所述非管道式飞行器发动机，并且将在所述飞行器的飞行操作期间获得的所述非管道式飞行器发动机的感测到的操作条件应用到所述相关分析模型以获得由所述非管道式飞行器发动机的推进器或风扇叶片产生的第一气流的第一推力贡献，并且其中还确定除了所述第一气流之外的附加气流的第二推力贡献；并且其中，基于所述第一推力贡献和第二推力贡献的总和来确定要采取的动作，所述动作是检查、修理或调节所述非管道式飞行器发动机的部件中的一个或多个。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述附加气流包括延伸通过所述非管道式飞行器发动机的核心的第二气流。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述附加气流进一步包括延伸通过所述非管道式飞行器发动机的非核心部分的第三气流。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述分析模型包括电子文件或机器学习模型中的一个或多个。

一种测试非管道式飞行器发动机的方法，所述方法包括：获得非管道式飞行器发动机的相关分析模型，所述非管道式飞行器发动机包括发动机控制扭矩传感器；在地面测试期间以全功率运行所述非管道式飞行器发动机，全功率是在飞行器起飞时所需的所述发动机的功率，所述非管道式飞行器发动机使用测试硬件进行测试，所述测试硬件在所述地面测试期间模拟所述非管道式飞行器发动机的至少一些飞行类似或操作条件；在所述地面测试期间直接测量所述非管道式飞行器发动机的推力，以获得测量的推力；使用所述发动机控制扭矩传感器在所述地面测试期间测量所述非管道式飞行器发动机的扭矩，以获得测量的扭矩；使用所述相关分析模型获得所述非管道式飞行器发动机的预测扭矩和预测推力；将所述测量的扭矩与所述预测扭矩进行比较，并且将所述测量的推力与所述预测推力进行比较，以获得比较结果；基于所述比较结果，选择性地调节用于所述发动机的控制软件。

根据前述条项中任一项所述的方法，其中，通过调节引脚或开关来选择性地调节所述控制软件。

根据前述条项中任一项所述的方法，其中，所述引脚或所述开关由FADEC装置读取。

根据前述条项中任一项所述的方法，其中，所述引脚或所述开关的设置与燃料流速相关。

所属领域的技术人员将认识到，在不脱离本发明的范围的情况下，可针对上述实施例进行各种修改、变更和组合，且此类修改、变更和组合将被视为在本文所描述的概念的范围内。

Claims (10)

1.一种测试非管道式飞行器发动机的方法，其特征在于，所述方法包括：

获得所述非管道式飞行器发动机的分析模型，所述非管道式飞行器发动机包括发动机控制扭矩传感器；

在地面测试期间以全功率运行所述非管道式飞行器发动机，所述全功率是在飞行器起飞时所需的所述非管道式飞行器发动机的功率，所述非管道式飞行器发动机使用测试硬件进行测试，所述测试硬件在所述地面测试期间模拟所述非管道式飞行器发动机的至少一些飞行类似或操作条件；

在所述地面测试期间直接测量所述非管道式飞行器发动机的推力，以获得测量的推力；

使用所述发动机控制扭矩传感器在所述地面测试期间测量所述非管道式飞行器发动机的扭矩，以获得测量的扭矩；

使用所述分析模型获得所述非管道式飞行器发动机的预测扭矩和预测推力；

将所述测量的扭矩与所述预测扭矩进行比较，并且将所述测量的推力与所述预测推力进行比较，以获得比较结果；

基于所述比较结果，确定一个或多个修改量，并且使用所述一个或多个修改量修改所述分析模型，以获得相关分析模型；

在所述飞行器上部署具有所述发动机控制扭矩传感器的所述非管道式飞行器发动机；

将在所述飞行器的飞行操作期间获得的所述非管道式飞行器发动机的感测到的操作条件应用于所述相关分析模型以获得第一推力贡献，其中所述第一推力贡献与由所述非管道式飞行器发动机的推进器或风扇叶片产生的第一气流相关；

使用所述感测到的操作条件中的至少一些，计算除了所述第一气流之外的所述非管道式飞行器发动机的附加气流的第二推力贡献，并且将所述第一推力贡献和所述第二推力贡献求和以获得总推力；和

至少部分地基于所述总推力确定要采取的动作，所述动作是检查、修理或调节所述非管道式飞行器发动机的部件中的一个或多个。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，确定所述动作包括制定控制计划以实现所需推力等级。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，进一步包括确定所述发动机控制扭矩传感器的扭矩偏移，并且根据所述扭矩偏移校准所述发动机控制扭矩传感器，以获得校准发动机控制扭矩传感器。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，计算所述第二推力贡献考虑所述附加气流，并且所述附加气流包括延伸通过所述非管道式飞行器发动机的核心的第二气流。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，其中，计算所述第二推力贡献考虑所述附加气流，并且所述附加气流包括延伸通过所述非管道式飞行器发动机的非核心部分的第三气流。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，创建所述分析模型利用了对所述非管道式飞行器发动机的比例模型的测试。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，所述分析模型包括电子文件或机器学习模型中的一个或多个。

8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，所述一个或多个修改量包括一个或多个标量、一个或多个加法器、一个或多个曲线或一个或多个表。

9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，所述一个或多个修改量包括与所述飞行器的第一操作状态相关的第一修改量和与所述飞行器的第二操作状态相关的第二修改量。

10.一种系统，其特征在于，所述系统包括：

测试硬件，所述测试硬件在非管道式飞行器发动机的地面测试期间与所述非管道式飞行器发动机相关联，所述测试硬件在所述地面测试期间模拟所述非管道式飞行器发动机的至少一些操作或飞行类似条件；

控制器，所述控制器联接到电子存储器；

分析模型，所述分析模型存储在所述电子存储器中；

其中，在全功率下测试所述非管道式飞行器发动机，所述全功率是在飞行器起飞时所需的所述非管道式飞行器发动机的功率，并且在所述地面测试期间获得所述非管道式飞行器发动机的测量的推力和测量的扭矩；

其中，所述控制器被配置为：

-接收在所述地面测试期间由所述非管道式飞行器发动机产生的所述测量的扭矩，所述测量的扭矩是从发动机控制扭矩传感器接收的；

-接收在所述地面测试期间发生并直接测量的所述非管道式飞行器发动机的所述测量的推力；

-从所述分析模型获得所述非管道式飞行器发动机的预测扭矩和预测推力；

-将所述测量的扭矩与所述预测扭矩进行比较，并且将所述测量的推力与所述预测推力进行比较，以获得比较结果；

-基于所述比较结果，确定一个或多个修改量，并且使用所述一个或多个修改量修改所述分析模型，以获得相关分析模型；

其中，随后在所述飞行器上测试所述非管道式飞行器发动机，并且将在所述飞行器的飞行操作期间获得的所述非管道式飞行器发动机的感测到的操作条件应用到所述相关分析模型以获得由所述非管道式飞行器发动机的推进器或风扇叶片产生的第一气流的第一推力贡献，并且其中还确定除了所述第一气流之外的附加气流的第二推力贡献；并且

其中，基于所述第一推力贡献和第二推力贡献的总和来确定要采取的动作，所述动作是检查、修理或调节所述非管道式飞行器发动机的部件中的一个或多个。