CN116891005A - 用于测试飞行器发动机的系统和方法 - Google Patents

Abstract

一种用于静态测试的系统，该系统包括流动调节结构，流动调节结构围绕非管道式推力产生设备的中心轴线设置。非管道式推力产生设备具有推进器，该推进器通过围绕中心轴线旋转而在工作流体中产生推力。推进器由各自具有自由端的叶片组成。每个叶片还具有前缘，工作流体在向前推力操作期间进入该前缘。流动调节结构包括形成通道的结构，并且形成通道的结构控制被吸入非管道式推力产生设备中的工作流体的速度和方向，以便接近在运载器操作期间进入非管道式推力产生设备的工作流体的操作速度和操作方向。

Description

用于测试飞行器发动机的系统和方法

相关申请的交叉引用

本申请要求以下的权益：2022年4月7日提交的美国临时申请63/328，537，其内容通过引用整体并入本文。

技术领域

本公开总体上涉及飞行器发动机的测试，并且可以应用于推进器的测试。

背景技术

使用测试来确定飞行器发动机是否正常操作。需要为要测试的飞行器发动机模拟各种操作条件。测试可以模拟实际工况越接近，结果越好，并且能够越好地找到和校正发动机中的问题。

附图说明

在以下详细描述中，特别是当结合附图研究时，通过提供用于测试飞行器发动机的方法和设备，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1A包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图1B包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图1C包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图1D包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图2A包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图2B包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图2C包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图2D包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图2E包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图2F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图；

图4包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5A包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5B包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5C包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5D包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5E包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5F包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5G包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5H包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5I包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5J包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5K包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5L包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5M包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5N包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5O包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5P包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5Q包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图5R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8包括根据这些教导的各种实施例配置的流程图；

图9包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图10A包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图10B包括根据这些教导的各种实施例配置的流程图和示图；

图11包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图12包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图13A包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图13B包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图13C包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图13D包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图13E包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图13F包括根据这些教导的各种实施例配置的图；

图13G包括根据这些教导的各种实施例配置的图；和

图13H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

本文提供的方法提供了无源和静态测试，其能够实现硬件、结构或装置，所述硬件、结构或装置被用于在地面或静态测试期间增加非管道式推力产生设备(例如非管道式飞行器发动机)中或与其相关联的非管道式风扇或推进器(本文可互换地使用术语“推进器”或“非管道式风扇”)的功率吸收能力。本文所用的“无源”是指除了风扇或推进器本身的动力之外，结构在没有动力输入的情况下起作用。本文提供的被动测试使硬件(本文中也称为“测试硬件”或“流动调节结构”)能够有效地加速和/或约束进入推进器或风扇的流的方向，以在运载器(例如，飞行器)以前进速度条件运动时接近工作流体(例如，空气)的速度和方向。还提供了非无源方法，并且这些方法可以增加无源布置。

更具体地，所述结构包括尺寸和形状适于转动进入推进器尖端的流以减小其径向向内速度分量并增加其轴向速度分量的表面。轴向速度是在平行于推进器的旋转中心轴线的方向上的分量，在朝向推进器后方的方向上是正的。径向向内速度是垂直于轴向速度的分量，其朝向推进器的旋转中心轴线。例如，在没有流动调节结构的情况下，进入推进器的尖端区域(例如，从毂到尖端的距离的90％的区域)的工作流体可以具有远小于测试要模拟的运载器前进速度的轴向速度分量，甚至可能是负的。然而，利用流动调节结构使相同区域能够具有在运载器的前进速度的30％内的轴向速度。此外，在没有流动调节结构的情况下，进入推进器尖端的流可以具有比径向向内速度分量更低的轴向速度分量。然而，在流动调节结构的情况下，轴向速度可以大于径向速度的大小。因此，在一些示例中，进入推进器或风扇的工作流体(例如，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。

如本文所述，推进器或推进器组件包括推进器叶片以及支撑叶片的结构。推进器或推进器组件可以是非管道式推力产生设备的一部分，例如非管道式飞行器发动机、电动机、电动发动机或涡轮发动机以及船和潜艇推进器，以提及几个示例。本文提供的测试方法测试所有这些结构和机器，即，从推进器本身、推进器的钻机模型或非管道式推力产生设备的一部分到由推进器组成的完整机器的所有东西。

有利的是，本方法允许在发动机测试期间使用更高的功率，特别是对于具有高空气动力载荷的推进器叶片的发动机，例如，单旋开式转子或开式风扇。可以执行更彻底的发动机测试和推进器空气动力学和空气力学验证，允许在飞行测试发生之前识别和减轻发动机的问题。在一些方面，所述方法可以包括湍流控制结构，并且能够更精确地执行认证测试(例如，冰雹，鸟撞击和结冰)。

在进一步的优点中，本方法的测试硬件降低或消除了在先前的方法下限制地面上测试的有效性的失速的风险。在先前的方法中，推进器可能在静态条件下失速。这限制了推进器吸收非管道式发动机的核心的全部功率容量的能力。例如，通过将空气拉入叶片的尖端(从径向方向)，失速可以防止先前的方法以全功率操作发动机。在某些情况下，失速也可能导致叶片在这些先前的方法中摆动或颤动。在各方面中，本方法被用于通过减少或消除失速而在非管道式发动机的地面测试期间增加非管道式飞行器发动机中的推进器的功率吸收能力。

在船用推进器的情况下，对于船只和潜艇，静态测试这些可能导致来自推进器上方的不希望的流动，导致从表面吸入空气。因此，对于这些应用，也希望以更接近地类似于向前运动条件的方式来测试推进器。

本文所述的方法特别适用于非管道式飞行器发动机和利用推进器的发动机。在管道式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时，风扇位于风扇管道和发动机核心之间的径向位置。换句话说，管道至少部分地覆盖，包封或包围风扇叶片。相反，非管道式推进系统以使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。

在一些示例中，非管道式发动机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，替代如本文所述和所描绘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，例如推进器或推进器组件。

在各方面并且根据本文所提出的方法，基于地面的测试硬件(例如，本文所述的流动调节结构)被用来提供在比其它可能的情况更接近实际前进速度或飞行条件并且降低或消除推进器失速的风险的条件下在地面上测试非管道式飞行器发动机的条件。这要求进入推进器的气流在轴向速度上增加到如同发动机处于向前运动或飞行的水平。为了实现这种模拟，本方法包括允许模拟这些类似飞行条件的无源测试实现硬件。在各方面并且如下面更详细描述的，该硬件可以是定位在发动机的推进器组件上游的管道。对于调节进入推进器的流的一个或多个结构(一些结构可以用于其它目的，包括但不限于刚性或安装到地面)，可以在包括推进器中心旋转轴线的轴向-径向平面部分中观察到表面。如将在本文示例中所示的，表面形成具有入口的一个或多个通道，可以是弯曲的或圆形的，以便于气流的平滑和低压力损失进入。一个或多个通道可以由包括推进器的表面构成，例如与叶片附接的旋转器和毂的表面。

在一些示例中，硬件(例如，本文所述的流动调节结构)可具有无上游风扇组的钟形口开口。在其它方面，硬件入口形状可以从外部到内部连续地变圆，类似于在推进器前方的管道式涡轮风扇发动机上的机舱。这种装置可以与上游风扇组一起使用，使管道的内表面和外表面能够调节由风扇组提供给无管道式推力产生设备的流。如本文别处所讨论的，如此提供的管道的各种变化是可能的。

在进一步的示例中，硬件可以包括预旋流轮叶，以在尖端附近在旋转方向上赋予旋流，从而降低失速的风险。在其它示例中，硬件可以在推进器上延伸以包围推进器，并且在其它示例中，硬件可以在推进器下游轴向延伸。在其他示例中，硬件可以包括或在其出口处形成扩散器，以减小管道内的压力，从而增加空气的速度，并由此增加通过非管道式发动机的推进器叶片的气流。

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。

观察推进器、其流场和任何相关结构的一种方法是经由包括推进器中心旋转轴线的截面平面。这种平面示出了特征在轴向方向和径向方向上如何变化，因此可以被称为轴向-径向视图。结构和流动特征也可以垂直于该平面变化，即在周向(或旋转)方向上变化，但是要讨论的最显著的变化通常在轴向方向和径向方向上。轴向-径向视图在这里使用。前(或上游)和后(或下游)分别指沿着推进器旋转中心轴线(平行于推进器旋转中心轴线)测量的相对位置，其中工作流体(例如空气)在正常操作期间从前向后流动(一些流体可能在例如反向推力的非典型操作期间从后向前流动)。本文中的许多示例中描述的流体是空气，但是应当理解，该流体可以是水或其它流体。

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。

这些附图所描述的方法涉及地面上测试，例如，如关于图8的步骤806所描述的以及关于图9所描述的方法。关于图1A-5R所描述的方法可应用于任何非管道式推力产生设备的地面上测试，并且可用作关于图8-12所描述的测试过程的一部分。然而，应当理解，本文提供的测试硬件或流动调节结构不限于与该特定测试过程一起使用，也可以与其它测试过程一起使用。例如，测试方法可用于在静态测试环境中测试船用推进器。

包括附接到毂或旋转器上的翼型叶片的推进器可用于向诸如飞行器、船只或潜艇的运载器提供推力，毂或旋转器围绕旋转中心轴线旋转。叶片的跨度是从其附接点或根部到自由端或尖端的距离。翼展方向位置是沿着叶片跨度从根部到尖端的分量位置。例如，50％跨度是从根部到尖端的距离的一半。叶片具有前缘或最前边缘，在该处进入的空气首先到达叶片。推进器的翼型区段可以在沿着翼展方向的各个翼展方向位置处观察到。在本文使用的轴向-径向视图中，推进器尖端具有叶片前缘与叶片尖端相交处的轴向和径向位置。推进器的尺寸或推进器尖端半径可以由叶片前缘与叶片尖端的相交处距旋转中心轴线的距离来表征。因此，推进器尖端半径是推进器尖端的径向位置。在任何翼展方向位置处的叶片弦角是在连接前缘点和后缘点的线与推进器中心旋转轴线之间形成的角度。翼展方向位置，或者简单地说是跨度，用于指示从任何叶片的根部到尖端的位置，包括固定轮叶，所述固定轮叶包括本文所述的测试使能硬件、结构或装置。

如上所述，非管道式推力产生设备包括单独的推进器或推进器组件(包括叶片)或单独的风扇或风扇组件(包括叶片)。不论发动机的类型如何(例如，燃气涡轮或电动)，非管道式推力产生设备也包括整个非管道式发动机(包括推进器或风扇组件)。

当非管道式推力产生设备是推进器或推进器组件时，推进器或推进器组件形成旋转部件并且包括围绕中心轴线旋转的叶片阵列。在一些示例中，非管道式推力产生设备还包括非旋转固定部件，该非旋转固定部件包括也围绕中心轴线设置的轮叶阵列。在一些方面，这些轮叶可以布置成使得它们不都与推进器组件等距，并且可以布置成使得它们不都与中心轴线等距。在其它方面，轮叶安装在固定框架上并且不相对于中心轴线旋转。

推进器通过将诸如空气的周围流体从推进器上游(或前方)的推进器的较低轴向速度加速到推进器下游(或后方)的推进器的较高轴向速度来产生推力。推进器可以由发动机或其它动力源(例如电动机)驱动。设计用于高亚音速飞行(例如大于马赫数0.7)的推进器需要高功率，同时紧凑以避免过多的飞行器重量和最小化安装损失(例如，由于推进器流在飞行器的一部分上流动而产生的阻力)。因此，用于高亚音速飞行的这种推进器吸收每单位扫掠环形区域的高功率，或盘载荷，例如在马赫数0.7巡航以上大于40hp/ft^2，并且在马赫数0.15至0.3起飞时大于100hp/ft^2。更一般地，如对于船舶应用的类似用途，功率载荷可以表示为无量纲功率系数其中，P是被推进器吸收的功率，ρ是远离推进器足够远以不受其影响的工作流体的密度，A是推进器的环形前横截面面积，n是推进器以每秒转数为单位的转速，并且D是推进器直径。具有高载荷的推进器可以被设计用于在高运载器速度条件下C_P＞2，例如用于高亚音速飞行器的巡航。推进器可具有变距叶片，其中节距是指在代表性的翼展方向位置处叶片弦相对于切向(或旋转)方向的角度。这样，俯仰角度是前面提到的叶片弦角的互补，例如90度减去叶片弦角。变距使得推进器能够在飞行条件和转速范围内更有效地操作。结果，在给定的翼展方向位置处，空气相对于推进器叶片翼型区段的攻角由进入流的速度和方向、在该位置处的推进器叶片的切向速度以及在该半径处的推进器叶片翼型区段的叶片弦角来确定。

在非管道式推力产生设备的另一个示例中，提供了包括推进器或推进器组件的整个发动机。该发动机包括驱动机构，该驱动机构通过传动装置向旋转元件(推进器或推进器组件)提供扭矩和动力。在各方面，驱动机构可以包括燃气涡轮发动机、电动机、内燃机、或任何其它合适的扭矩和动力源，并且可以位于旋转元件附近，或者可以通过适当构造的传动装置远程定位。传动装置将动力和扭矩从驱动机构传递到旋转元件，并且可包括一个或多个轴、变速箱或其它机械或流体驱动系统。

现在参考图1A，描述了用于地面上测试非管道式飞行器发动机的系统100的一个示例。系统100包括测试硬件104(本文也称为“流动调节结构”)。非管道式飞行器发动机102(本文有时称为“非管道式推力产生设备”)与用于测试的系统100相关联。更具体地，非管道式飞行器发动机102由包括一个或多个臂108的支撑结构106支撑，保持和/或固定。测试硬件104位于支台或支架110上。在各方面，支撑结构106和一个或多个臂108允许非管道式飞行器发动机102被布置成在飞行期间在非管道式飞行器发动机102悬挂在飞行器上(例如，悬挂在飞行器的机翼上)。图1A的布置定位在地面103上。

如图1A所示，测试硬件104通常定位在非管道式飞行器发动机102和非管道式飞行器发动机102的推进器叶片上游的上游方向112。相对于非管道式飞行器发动机102，下游位置114被示出为与上游位置112相反。应当理解，尽管至少一些测试硬件104位于非管道式飞行器发动机102的推进器叶片的上游，但是测试硬件104的一些结构可以朝向下游位置114延伸。在测试期间，空气通常在箭头标记115的方向上从上游位置112流向下游位置114。

非管道式飞行器发动机102是非管道式发动机，它的风扇和/或推进器不像涡轮风扇发动机中那样被管道包围。如前所述，非管道式飞行器发动机102是非管道式推力产生设备的一个示例，并且可以使用任何非管道式推力产生设备。在各方面，非管道式飞行器发动机102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。如本文别处已经讨论的，非管道式飞行器发动机102可以具有比管道式涡轮风扇发动机改进的推进效率，并且非管道式风扇也可以被称为推进器。

在一些示例中，非管道式飞行器发动机102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104与非管道式飞行器发动机102一起使用。测试硬件104被应用于，联接到和/或装配在非管道式飞行器发动机102周围(不接触)。在各方面，测试硬件104是定位在被静态测试的非管道式飞行器发动机102的风扇或推进器组件的上游方向112上的管道。测试硬件104有效地加速流动，并将接近推进器尖端的流动方向限制为接近运载器的前进速度条件，非管道式飞行器发动机102将连接到该运载器。本文提供的方法可用于增加速度(速度和方向)，以表示当飞行器以0.15至0.35马赫数(在一些情况下，更高的值)的飞行器前进速度运动时遇到的速度。这种方法通常还适用于工作流体(例如空气或水)中的非管道式推力产生设备，以获得功率系数C_P＞1.0。各种管道形状和配置增强了在风扇叶片的尖端区域中的空气动力载荷能力，从而导致更高的功率和流动条件，其可以类似于特定的任务点，例如，使得用于非管道式飞行器发动机的推进器能够吸收超过75％的起飞功率。

在各方面，测试硬件104包括管道，该管道在上游方向112上被放置在非管道式飞行器发动机102的上游位置。在示例中，该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风扇或非管道式飞行器发动机102的推进器叶片尖端的上游(在上游方向112)的短距离，例如，在推进器尖端半径的10％之内。在其它方面中，管道可附接到风扇组或与风扇组一起使用，以减小由风扇组供应的空气的流动面积，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，并且可以放置在风扇组和推进器之间。它还可以被构造成利用风扇组或不利用风扇组来有效地调节在其内表面和外表面上的流动。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。在其它示例中，管道可以具有附接管道或环，其具有较大的直径，该直径进一步将流从大于推进器尖端半径的半径引导到朝向推进器尖端的轴向方向。在其它方面中，管道可包括从管道壁悬伸一定短距离(例如，在推进器尖端半径的20％内)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5A-5R中)。用户可以基于用户的需要，测试的需要，生产测试硬件104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104与风扇组(例如，一个或多个风扇的组件)一起使用。风扇组产生增加的流过测试硬件104和非管道式飞行器发动机102的空气流。风扇组可特别有助于与包括机舱型入口的测试硬件104一起使用。风扇组可直接附接到测试硬件104或邻近放置(未附接)。

现在参考图1B，一个示例示出了在飞行操作期间的非管道式飞行器发动机102。非管道式飞行器发动机102包括旋转推进器叶片140和固定轮叶142。如图所示，气流144通常在平行于非管道式飞行器发动机102的中心轴线146的方向上流动并冲击发动机。图1B示出了进入推进器的空气的流线模式(构造为非管道式风扇燃气涡轮发动机的一部分)。进入推进器的空气的管道可以被称为“流管道”，随着气流加速进入推进器，其半径从比推进器的远离推进器上游的前部区域大的横截面区域(捕获区域)会聚到较小的横截面区域。因为进入的空气具有高轴向速度和低径向速度，所以相对于推进器叶片的弦角的气流攻角在叶片的大部分翼展方向范围内处于叶片的有效操作特性内。

推进器在静态或地面测试中的表现与它们在向前运动中的表现不同。在没有围绕其它类型的推进风扇(例如在涡轮风扇发动机中使用的推进风扇)存在的管道的情况下，推进器径向向内以及从后面静态地操作空气。这产生了进入推进器的空气的流线模式，其不同于前进速度条件，即使对于相对较低速度条件(例如起飞)也是如此。现在参考图1C，一个示例示出了在没有测试硬件104的静态或地面测试期间的非管道式飞行器发动机102。在这种情况下，与飞行操作期间不同的是，气流144不总是平行于或大致平行于中心轴线146，而是且尤其是围绕推进器叶片140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叶片140的尖端，或者甚至从推进器后面拉入。所产生的进入推进器的气流具有低轴向速度和高的径向向内的速度分量。对于具有为起飞条件设定的叶片弦角的推进器，相对于叶片尖端的气流攻角非常大。推进器叶片类似于旋转翼，并且其空气动力载荷随着相对于翼的前缘的气流攻角而增加，其中非常高的攻角导致“失速”，即气流与翼型表面的分离。因此，推进器叶片的尖端具有高空气动力载荷，并且易于失速。这种失速条件通过在叶片尖端附近产生叶片不能激励的再循环区域以及可能导致空气机械振动和不稳定性的流动不稳定性(例如颤动)来限制推进器的功率吸收能力，这可能导致推进器叶片由于高振荡载荷而断开。

随着功率系数的增加(如为高马赫数飞行所设计的)，推进器静态功率限制变得越来越严重。高功率系数不仅有助于叶片上的高空气动力载荷，而且这种推进器的叶片还具有与设计用于低速飞行的推进器相比相对较薄的翼型横截面。薄叶片可能由于振动和摆动或颤动而更易于失效。在前进速度条件下在地面上测试推进器可以在风洞中完成。然而，风洞测试程序对于诸如用于商用飞行器的大型推进器可能是不实用的。为了使测试切实可行，可以研究小尺度推进器模型在风洞中的行为和性能。然而，小尺度模型的风洞试验，根据其自身的输入功率要求，并不一定能捕捉到原件的所有真实物理现象。此外，为了对驱动推进器的发动机进行地面测试，使推进器能够在高功率条件下(例如起飞)吸收发动机输入的功率将是有益的。这可以具有另外的好处，即能够在空气动力载荷下对推进器进行研究，例如在某些飞行条件下的那些，在这样的条件下对推进器空气力学的不稳定性进行的评估，对水、鸟或冰的摄入进行的认证测试、或者确定发动机是否满足所需规格而进行的动力和推力鉴定。

为了支持调节进入推进器尖端的流，最外侧结构上最接近推进器尖端的点与推进器中心轴线相距一定距离，该距离接近推进器尖端半径。例如，这种点与旋转中心轴线之间的距离在推进器尖端半径的120％之内。更优选地，这种点与旋转中心轴线之间的距离在推进器尖端半径的110％之内。如本文将说明的，最接近推进器尖端的表面和中心轴线之间的距离接近推进器尖端半径。

在轴向-径向视图中，流动调节结构的表面可被细分为外部分和内部分，其中内部分引导在结构和推进器的中心旋转轴线之间的流，外部分引导在该表面和下一个另外的结构(如果存在这样的结构)的内部分之间的流离开中心轴线。因此，来自一个或多个通道的表面限制了进入推进器的流。流动调节结构的每个表面具有最前(或最上游)点和最接近推进器尖端的表面点。对于形成通道的两个表面，一个表面比另一个更接近推进器尖端。在更接近推进器尖端的表面上，通道长度被定义为从最前点到最接近推进器尖端的点的直线距离。通道高度可以通过首先考虑通道的远离推进器尖端的表面来限定，通道高度被限定为从该表面到更接近推进器尖端的表面的最短距离。优选地，相对于通道高度的通道长度足以有效地引导和加速进入推进器的流。因此，表面形成具有大于1的纵横比(定义为长度除以高度)的通道。更优选地，如本文的实施例所示，纵横比大于1.5。

现在参考图1D，一个示例示出了在使用测试硬件104的静态或地面测试期间的非管道式飞行器发动机102。在这种情况下，测试硬件104包括具有圆形唇缘132的管道结构130，该圆形唇缘132构造成钟形口入口。如图1D所示，在推进器以类似于图1B中设定的角速度和叶片俯仰角度操作的情况下，气流144具有表示图1B中所示的类似飞行条件的方向和速度。圆形入口使得空气能够在进入推进器尖端之前从高径向速度分量过渡到主要轴向速度分量。钟形口下游的管道可以具有圆柱形的内表面，如图所示，或非圆柱形的内表面。每个叶片140在其自由端具有尖端131和前缘133，工作流体在向前推力操作过程中进入推进器。在所示的轴向-径向视图中，推进器尖端对应于前缘133与尖端131的相交处的轴向和径向位置。推进器尖端半径R对应于前缘133与尖端131的相交处距旋转中心轴线146的距离。距离S对应于中心轴线146和管道结构130表面上最接近推进器尖端的点之间的距离。为了有效地调节推进器尖端附近的流，S优选地在推进器尖端半径R的120％内，或者S/R<1.2。在其它方面，S/R<1.1。

管道结构130的内表面与推进器的旋转器和毂表面形成通道，从而限制进入推进器的流。轴向位置134对应于管道结构130上最前面的位置。轴向位置136对应于管道结构130与推进器尖端的最近点。通道长度L是结构上对应于轴向位置134和轴向位置136的点之间的直线距离。通道高度H是非管道式飞行器发动机102的表面和管道结构130的内表面之间的距离。

通道长度L和通道高度H之间的关系限定了通道纵横比L/H。在一些方面，L/H>1。在其它方面，如本文的示例中所指示，L/H>1.5。在一些方面，L/H<5，以避免在通道表面上形成的边界层中的不必要的摩擦损失。

轴向位置138对应于推进器尖端。轴向间隙G对应于管道结构130最接近推进器尖端的点之间的轴向距离，即轴向位置136和轴向位置138之间的距离。为了有效地将流引导到尖端的入口，G应该尽可能小，同时避免与推进器接触。优选地，G在R的20％内，即G/R<0.2。使结构更接近推进器尖端将更有效，例如G/R<0.12。

现在参考图2A、2B、2C、2D、2E和2F，描述了用于测试非管道式飞行器发动机的系统200的一个示例。系统200包括非管道式飞行器发动机202、管道204、第一支撑结构206、第二支撑结构208和湍流控制结构(TCS)圆顶212。在地面上进行测试。

非管道式飞行器发动机202包括第一风扇叶片组件220和第二叶片组件222。第一风扇叶片组件220是前旋转叶片组件，第二叶片组件222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，风扇叶片组件220和222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，第一叶片组件220)可以是固定的，而后叶片组件(例如，第二叶片组件222)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，例如推进器。

管道204被放置在非管道式飞行器发动机202上游的位置。在示例中，管道204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204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，其终止于叶片尖端的轴向前方的短距离(例如，小于推进器尖端半径的0.2)。在其它示例中，管道204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204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204在风扇叶片或推进器尖端上轴向延伸，以进一步限制径向流动，并且可以包括下游扩散器。在其它方面中，管道可包括从管道壁悬挂一定短距离(例如，小于推进器尖端半径的0.2)进入管道的预旋流轮叶，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206支撑包括联接到支撑结构232的臂结构230的非管道式飞行器发动机202。支撑结构232可以联接到竖直柱234。在示例中，支撑结构232可沿竖直柱234移动或调节。

第二支撑结构208可以是可移动拖车(或可移动拖车的一部分)，其支撑管道204和TCS圆顶212并具有平坦(拖车床)部分210。第二支撑结构208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204。在该示例中，拖车具有轮子，并且能够将管道204和TCS圆顶212移动到与非管道式飞行器发动机202一起的位置。

TCS圆顶212是构造成控制TCS圆顶212内的环境条件的圆顶。在一个示例中，TCS圆顶212可以由多孔材料构成。TCS圆顶212的一个目的是减少和/或控制通过非管道式飞行器发动机202喷射的空气的湍流。

可以使用管道结构的各种示例。在图2A、2B、2D和2F的示例中，所示的管道具有钟形口入口。在图2C和2E的示例中，示出了具有机舱型入口的管道204。

在示例中，管道204的直径为16英尺，钟形口入口的直径为22英尺，并且非管道式飞行器发动机202和管道204具有离地面203 20英尺的中心轴线201。

现在参考图3A和图3B，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300的一个示例。图3A示出了模块化测试硬件的立体图，图3B示出了沿着管道304的中心轴线302截取的横截面图，其中非管道式飞行器发动机305定位成邻近管道304，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304包括集中器锥体306和圆柱形入口区段308。如沿线309所示，集中器锥体306可从圆柱形入口区段308拆卸。因此，管道304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306的目的是将空气捕获并输送到圆柱形入口区段308中，该圆柱形入口区段308将现在集中的空气引导到非管道式飞行器发动机305中。不同区段的附接可以通过不同类型的紧固布置来实现。

非管道式飞行器发动机305包括第一风扇叶片组件320和第二非管道式叶片组件322。第一风扇叶片组件320是前旋转叶片组件，而第二非管道式叶片组件322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，例如推进器。

集中器锥体306包括唇形辊328。唇形辊328的目的是将空气引向非管道式飞行器发动机305。圆柱形入口区段308包括标准唇形辊324。当集中器锥体306未被使用并且从圆柱形入口区段308拆卸时，标准唇形辊324将空气引导到非管道式飞行器发动机305。

圆柱形入口区段308包括轮叶326，其中一个在图3B中示出。轮叶326的目的是在第一风扇叶片组件320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3B可以看出，入口330在第一风扇叶片组件320的叶片的叶片尖端之前终止。因此，当第一风扇叶片组件320的叶片旋转时，它们不会撞击管道304。如图2A和3B可以看出，用于测试全尺寸发动机的测试使能硬件可以是大而重的。随着力在测试物品和测试使能硬件上变化时，这使得在推进器操作期间将测试使能硬件保持在所需位置具有挑战性。例如，在测试期间，由图1D中的距离G表示的轴向间隔可以改变。作为另一个示例，图1D示出了作为具有与推进器中心旋转轴线146相同中心线的轴对称结构的测试使能硬件。测试物品和测试使能硬件上的力和运动可能导致它们不对准。然而，可以实现系统和程序以将S/R和G/R保持在所需范围内。应该认识到，由于结构强度、刚度、安装、支撑等所需的不对称性，测试使能硬件结构通常不是轴对称的。此外，测试使能硬件结构可以偏离轴对称，而不会失去其加速和引导流进入推进器的功能。最后，例如出于结构目的，硬件将包括不进行“流动调节”的结构。

现在参考图4，描述了使用本文提供的结构的测试过程的一个示例。

在步骤402，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，图1A-1D的非管道式飞行器发动机102)固定到支撑结构(例如，支撑结构106和一个或多个臂108)。这可以手动完成，并且在某些情况下自动完成。

在步骤404，非管道式飞行器发动机(例如，非管道式飞行器发动机102)和测试硬件(例如，图1A的测试硬件104)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2A、2B、2C、2D、2E和2F的第二支撑结构208)上，并且拖车可以被定位成使得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。在一些方面，风扇组直接联接到测试硬件。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406，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，替换发动机的零件或部件)。

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还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5A-5R，描述了管道(用作测试硬件或流动调节结构)504和非管道式飞行器发动机502的各种系统500。

在与非管道式飞行器发动机一起使用的先前飞行器发动机测试程序中，风扇叶片或推进器通常在静态条件下失速。叶片或推进器的适当功能取决于产生适当的气流。在非管道式飞行器发动机中，空气在大致沿着沿非管道式飞行器发动机的长度延伸的中心轴线的方向上移动通过叶片。然而，叶片或推进器(当旋转时)希望从尖端(从与中心轴线成角度或垂直的方向)抽吸空气，并且这限制了风扇或推进器从发动机核心吸收动力的能力。由于这种空气从尖端向内抽吸，所以在地面测试过程中，非管道式飞行器发动机将不能以全功率操作。并且，在没有全功率测试的情况下，测试可能是不适当的。

现在参考图5A-5J，这些附图出了沿着非管道式发动机的中心轴线501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，这些不同的管道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。尺寸R、S、L、H和G如图1D所述。优选的无量纲范围也如图1D所述。图5K示出了仅用于图5A的管道504的管道的立体图。如下所阐述的，图5B和图5C的管道结构的立体图将是类似的。图5L示出了仅用于图5D的管道504的管道的立体图。如下所阐述的，图5E、图5F和图5G的管道结构的立体图将是类似的。图5M示出了图5H的管道504的立体图。如下所阐述的，图5I和图5J的管道结构的立体图将是类似的。

使用这些结构，接近风扇叶片或推进器尖端的气流被加速，并且流动方向被包含和控制以接近或更像在操作期间(包括起飞、着陆、滑行和飞行中操作，以提及几个示例)实现的前进速度条件。更具体地，这些结构增强了在风扇叶片或推进器的尖端区域中的空气动力载荷能力，从而导致可能类似于在这些飞行操作期间的条件的更高功率和流动条件。有利地，管道或其它控制结构控制进入推进器或风扇的气流以接近对应于马赫数0.15至0.35的飞行器前进速度的流动速度，其中马赫数1.0是声速。

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520和第二叶片组件522的非管道式飞行器发动机502。第一风扇叶片组件520是前旋转叶片组件，第二叶片组件522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，例如推进器。

这些附图中的每一个都包括管道504。如图所示，非管道式飞行器发动机502至少部分地插入管道504中。空气在箭头标记503所示的方向上流过管道。管道504在两端是开口的，并形成空腔，非管道式飞行器发动机502插入该空腔中。

在许多这些附图中，叶片540在其自由端具有尖端531和前缘533，在该处工作流体在向前推力操作期间进入推进器。在所示的轴向-径向视图中，推进器尖端对应于前缘533与尖端531的相交处的轴向和径向位置。推进器尖端半径R对应于前缘533与尖端531的相交处距旋转中心轴线501的距离。轴向位置534对应于管道504上最前面的位置。轴向位置536对应于管道504与推进器尖端的最近点。通道长度L是结构上对应于轴向位置534和轴向位置536的点之间的直线距离。轴向位置538对应于推进器尖端。轴向间隙G对应于管道504最接近推进器的点之间的轴向距离，即轴向位置536和轴向位置538之间的距离。

现在具体参考图5A，管道504包括钟形口506和下游区段508。非管道式飞行器发动机502部分地插入到管道504中。管道504围绕非管道式飞行器发动机502定位，使得第一风扇叶片组件520的叶片540在旋转时不会接触或撞击管道504。在这种情况下，钟形口506下游的管道504的下游区段508被描绘为圆柱形，但这可能不是严格的情况。在示例中，图5A的布置不需要使用风扇组。图5K示出了立体图。

现在参考图5B，管道504包括钟形口506和下游区段508。非管道式飞行器发动机502部分地插入到管道504中。管道504围绕非管道式飞行器发动机502定位，使得第一风扇叶片组件520的叶片在旋转时不会接触或撞击管道504。在这种情况下，下游区段508的半径变化相对较小，直到其表面上最接近推进器尖端的点的上游一短距离。通过使下游区段508的表面距推进器中心轴线的距离小于图5A的示例，接着在直到最接近推进器尖端的点的短轴向距离上增加了距离，图5B的示例可以提供进入推进器的空气的更好的加速和更好的防止朝向推进器尖端的径向向内流动。在示例中，图5B的布置不需要使用风扇组。该立体图类似于图5K，除了接近非管道式飞行器发动机的下游区段508的半径略大于远离非管道式飞行器发动机502的下游区段508的半径之外。

现在参考图5C，管道504包括钟形口506以及下游区段508。非管道式飞行器发动机502部分地插入到管道504中。管道504围绕非管道式飞行器发动机502定位，使得第一风扇叶片组件520的叶片在旋转时不会接触或撞击管道504。在这种情况下，下游区段508如图5B所述。预旋流轮叶514设置在下游区段508处。预旋流轮叶514沿着下游区段508的内表面的圆周设置。预旋流轮叶514的目的是在接近第一风扇叶片组件520的叶片尖端的旋转方向上赋予旋流。预旋流轮叶514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。轮叶高度V是从下游区段508的表面到轮叶尖端的距离。优选地，预旋流轮叶514被限制为影响推进器尖端附近的流。例如，V/R<0.2。为了在进入推进器的流的足够环形区域上有效，V/R>0.02。预旋流轮叶514在推进器的旋转方向上在轮叶跨度的70％上赋予大于5°的旋流角度。在示例中，图5C的布置不需要使用风扇组。该立体图类似于图5K，除了接近非管道式飞行器发动机的下游区段508的半径略大于远离非管道式飞行器发动机502的下游区段508的半径之外。

现在参考图5D，管道504包括钟形口506以及下游区段508。非管道式飞行器发动机502部分地插入到管道504中。管道504包括升高部分(或袋部)509，其定位成使得(当管道504围绕非管道式飞行器发动机502定位时)第一风扇叶片组件520在旋转时不会接触或撞击管道504。管道504的升高部分509还将第一风扇叶片组件520与将以强径向向内速度分量进入推进器的侧气流511隔离开。在示例中，图5D的布置不需要使用风扇组。图5L示出了仅用于图5D的管道的立体图。

现在参考图5E，管道504包括钟形口506以及下游区段508。非管道式飞行器发动机502部分地插入到管道504中。管道504包括升高部分(或袋部)509，其定位成使得第一风扇叶片组件520的叶片在旋转时不会接触或撞击管道504。在这种情况下，升高部分509包围第一风扇叶片组件520。升高部分509还将第一风扇叶片组件520和第二非管道式叶片组件与侧气流511隔离开。该示例包括管道504的完全转子覆盖范围。在示例中，图5E的布置不需要使用风扇组。除了升高部分509被移动之外，该立体图与图5L类似。

现在参考图5F，管道504包括钟形口506以及下游区段508。非管道式飞行器发动机502部分地插入到管道504中。管道504包括升高部分(或袋部)509，其被配置和定位成使得第一风扇叶片组件520在旋转时不会接触或撞击管道504。在这种情况下，升高部分509包围第一风扇叶片组件520。升高部分509不需要包围第二叶片组件522，因为在该示例中，第二叶片组件522是固定的。升高部分509还将第一风扇叶片组件520和第二非管道式叶片组件与侧气流511隔离开。在该示例中，管道504比先前的示例长，并且升高部分509朝向下游区段508的中部定位。该示例包括完全转子覆盖范围。在示例中，图5F的布置不需要使用风扇组。该示例还包括下游扩散器。

图5F的示例可以包括或产生下游扩散器。管道直径类似于第二叶片组件522上游和下游的风扇直径，并保持空气在轴向方向(沿着中心轴线501)流动，而没有大部分径向流动分量(垂直于中心轴线501)。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。该立体图与图5L类似，除了升高部分509被移动并且管道504更长。

现在参考图5G，管道504包钟形口506以及下游区段508。非管道式飞行器发动机502部分地插入到管道504中。管道504包括升高部分(或袋部)509，其被配置和定位成使得第一风扇叶片组件520在旋转时不会接触或撞击管道504。在这种情况下，升高部分509包围第一风扇叶片组件520。升高部分509不需要包围第二叶片组件522，因为在该示例中，第二叶片组件522是固定的。升高部分509还将第一叶片组件520和第二叶片组件522与侧气流511隔离开。

在该示例中，管道504比一些先前的示例长，并且升高部分509朝向下游区段508的中部。该示例包括完全转子覆盖范围。在示例中，图5E的布置不需要使用风扇组。

该示例包括下游扩散器。在管道504的出口处的管道504的半径大于管道504的入口处的半径，从而产生了扩散器，该扩散器增大了在出口处的流动面积，并且具有进一步加速通过管道504和非管道式飞行器发动机502的气流的优点。该立体图与图5L类似，除了升高部分509被移动，管道504更长，并且管道的出口具有扩散器之外。

现在参考图5H，管道504包括机舱型入口541以及下游区段508。非管道式飞行器发动机502部分地插入到管道504中。管道504定位成使得第一风扇叶片组件520在旋转时不会接触或撞击管道504。在图5H的示例中，风扇组585供应由气流503所示的空气。在图5H所示的横截面中，管道壁的横截面是翼型的，类似于飞行器机翼的翼展方向的横截面。内表面539具有距中心轴线501的距离，该距离具有比外表面537更小的变化，该外表面537具有距中心轴线501的距离，该距离使管道504的机舱入口541朝向管道504的后缘543改变且逐渐变细。在示例中，空气流过管道504的内表面539和外表面537，并因此模拟在飞行过程中撞击非管道式飞行器发动机502的空气流。图5M示出了图5H的管道504的立体图。

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，可以调整管道的形状，以便在具有或不具有上游风扇组的情况下实现良好的功能。图5I示出了具有圆形入口507的管道504，该圆形入口507比前述示例的钟形口506窄，但比图5H所示的机舱型入口535宽。在图5I所示的风扇组585的情况下，来自风扇组的流503在管道504的外表面上流动，并且在由管道504的内表面形成的通道内流动。如图5J所示，因为管道504的前部具有足够大的曲率半径，所以它也可以有效地加速和引导气流，而不需要风扇组。

上面描述的测试使能硬件示例的各种特征可以与本文所示的不同地互换或组合。例如，图5C所示示例的预旋流轮叶514可以包括在任何其它示例中。作为另一个示例，图5D-5G所示的升高部分509和流隔离可以与机舱入口541或圆形入口507一起使用。此外，由于测试使能硬件的特征是在推进器的上游形成一个或多个通道，因此存在其它方式来实现所需的翼展方向影响和通道纵横比。例如，管道可以布置成同心管道(或轮叶环)，其中内管道定位在外管道内，外管道定位在另一个管道内(等等)。此外，结构的部分可以相对于中心轴线和不同半径周向偏移。例如，不形成完整环的轮叶环结构可以安装到周向交替的支柱上。具有不同的半径，相邻的结构可以相互交叉以重叠，其中所述结构共享共同的周向范围。

现在参考图5N-5R，这些附图示出了包括同心管道的管道结构的另一个示例。如图所示，非管道式飞行器发动机502包括第一风扇叶片组件520和第二叶片组件522(为了清楚起见，第二叶片组件522仅在图5N中示出)。第一风扇叶片组件520是前旋转叶片组件，第二叶片组件522是固定叶片组件。第一风扇叶片组件520的叶片的旋转以中心轴线501为中心。这提供了一种流动调节装置，该流动调节装置加速并引导进入第一风扇叶片组件520的叶片的空气，以减小空气的径向速度分量的大小并增大空气的轴向速度分量。通过使用足够高纵横比的多个通道，可以使整个装置轴向上短于由单个通道构成的装置，以实现给定的流动加速和重定向。

管道结构包括第一(最外面的)环572、第二环574(设置在第一环572内)、第三环576(设置在第二环574内)和第四(最里面的)环578(设置在第三环576内)。环572、574、576和578通过支柱580保持在一起以形成单个结构。环和支柱的结构可以由例如设置在非管道式飞行器发动机502前面的支架支撑。支柱580周向间隔开以将环572、574、576和578保持在一起。环和支柱的数量可以根据系统的具体需要而变化。

通道长度和高度被限定为它们被限定用于前述示例的其它管道配置，但是应用了多个通道中的一个。推进器尖端半径R对应于前缘533与尖端531的相交处距旋转中心轴线501的距离。距离S对应于中心轴线501和第一环572的表面上最接近推进器尖端的点之间的距离。为了有效地调节推进器尖端附近的流，S优选地在推进器尖端半径R的120％之内，或者S/R<1.2。更优选地，S/R<1.1。第一环572的内表面与第二环574的外表面形成通道，从而限制进入推进器的流。轴向位置134对应于第一环572上最靠前的位置。轴向位置136对应于第一环572与推进器尖端的最近点。通道长度L是第一环572上对应于轴向位置534和轴向位置536的点之间的直线距离。通道高度H是第二环574的外表面和第一环572的内表面之间的最短距离。通道长度L和通道高度H之间的关系限定了通道纵横比L/H。优选地，L/H>1。更优选地，如本文实施例中所示，L/H>1.5。

轴向位置538对应于推进器尖端。轴向间隙G对应于管道结构130最接近推进器尖端的点之间的轴向距离，例如轴向位置536和轴向位置538之间的距离。为了有效地将流引导到尖端的入口，G应该尽可能小，同时避免与推进器接触。优选地，G在R的10％内，即G/R<0.1。使结构甚至更接近推进器尖端将更有效，例如G/R<0.05。在各方面，引导气流以与平行于旋转中心轴线的线成小于45度的角度进入叶片的尖端区域。在其它方面中，产生纵横比(L/H)大于1的至少一个通道。在其它方面中，产生纵横比(L/H)小于5的至少一个通道。也可包括旋流轮叶以在旋转方向上赋予切向速度。

使用这些结构，接近第一风扇叶片组件520的风扇叶片或推进器的尖端的气流被加速，并且流动方向被包含和控制以接近或更像在飞行操作期间(包括起飞、着陆、滑行和飞行中操作，以提及几个示例)实现的前进速度条件。更具体地，这些结构增强了在风扇叶片或推进器的尖端区域中的空气动力载荷能力，从而导致可能类似于在这些飞行操作期间的条件的更高功率和流动条件。有利地，管道或其它控制结构控制进入推进器或风扇的气流以接近对应于大约马赫数0.15至大约马赫数0.35的飞行器前进速度的流动速度，其中马赫数1.0是声速。

有利地，引导气流进入第一风扇叶片组件520的叶片的表面在R的120％内，其中R从中心轴线501径向延伸到第一风扇叶片组件520的叶片的尖端前缘。与本文所述的其它管道结构相比，图5N-5R中所示的结构还允许使用轴向更短(沿中心轴线501的方向)的管道结构。

在其它方面并参考图5A-5M中的示例，工作流体尚未进入推进器的轴向位置被认为是推进器的前方。工作流体的方向和速度增加了推进器的最大功率吸收能力。轴向位置限定平行于和/或沿着中心轴线的位置，径向位置限定远离中心轴线的位置。

在其它方面中，推进器尖端设置在推进器叶片的前缘和尖端的相交处的轴向位置和径向位置处。无源流动控制结构的表面在推进器尖端的前方，并被配置为引导和加速通过被动流量控制结构由推进器抽吸的工作流体。虽然流动调节结构的大部分表面是无源的，例如不需要输入功率，但是也可以利用非无源机构来增强测试使能硬件。例如，在推进器上游的管道开口的外边沿可包括流动喷射，这可以通过将加压空气供应到具有朝向推进器尖端喷射高轴向速度的空气的一个或多个开口的环形腔来实现。非无源机构的另一个示例是从管道出口附近的管道内和/或外表面的壁排出低动量流体或边界层，以增强进入推进器尖端的空气的轴向动量。

在各方面，推进器尖端半径(R)是选定推进器尖端距中心轴线的距离。流动调节结构的最接近推进器尖端的表面具有圆形前端(例如，机舱形状)，以使得工作流体能够在表面和中心轴线之间以及在远离中心轴线的表面上平滑地进入。在一些示例中，S/R<1.1；G/R<0.15；其中S、R、G、L和H已在本文别处定义了。

在一些其它方面，工作流体的速度围绕中心轴线501周向平均。轴向速度分量平行于中心轴线501，并且对于从推进器前方朝向推进器的流来说是正的，并且径向速度分量垂直于中心轴线501并且远离中心轴线501是正的。推进器叶片根部附接到旋转器或毂，并且推进器毂位于推进器叶片的前缘和根部的轴向和径向位置处。

在其它方面，跨度位置是从推进器毂到推进器尖端的分量位置；在90％跨度下，进入轴向速度大于径向速度的大小；该系统旨在模拟前进运载器速度条件；在90％跨度下，进入轴向速度大于该条件下的前进运载器速度的70％。

在一些其它方面中，流动调节结构的最接近推进器尖端的表面的前端具有圆形前端(例如，机舱形状)，以允许工作流体在表面和中心轴线之间以及在远离中心轴线501的表面上平滑地进入。

在其它方面，工作流体的速度在包括中心轴线501的平面中被观察。工作流体的速度围绕中心轴线周向平均。轴向速度分量平行于中心轴线501，并且对于从推进器前方朝向推进器的流来说是正的，并且径向速度分量垂直于中心轴线501并且远离中心轴线501是正的。推进器叶片根部在包括中心轴线501的平面中附接到旋转器或毂和推进器毂上，其位于推进器叶片的前缘和根部的轴向和径向位置处。跨度位置是从推进器毂到推进器尖端的分量位置。在90％跨度下，进入轴向速度大于径向速度的大小。

在示例中，测试系统旨在模拟前进运载器速度条件，并且在90％跨度下，进入轴向速度大于在该条件下前进运载器速度的70％。在一些方面，推进器功率系数在示例中，测试硬件或非管道式推力产生设备是飞行器发动机或飞行器发动机的推进器系统的模型。在一些方面，非管道式推力产生设备的推进器吸收大于对应于起飞条件的功率的75％。

本文先前描述的许多管道结构可以被认为是无源的，因为它们不需要输入功率来起作用。然而，这些管道结构可以通过包括非无源特征来增强，例如可以由例如泵、风扇或鼓风机的动力装置驱动的流动吸入和喷射。这在推进器的空气动力载荷减小到零的叶尖区域中是特别相关的和有利的。在该区域中，单独使用无源结构操作推进器有时会导致推进器的尖端区域比叶片跨度的其余部分上更不能代表前进速度条件。进入尖端区域的空气的低轴向速度可能使该区域易于流分离或高损失，这可能是空气机械限制的危险因素。在一些方面并且根据非无源方法，相对少量的流(与通过推进器的总气流相比)被局部地改变进入叶片尖端，使得该流更类似于前进速度条件。

一种非无源方法是从结构(例如，管道)的壁去除边界层，有时称为边界层吸入。这将最优地出现在尽可能接近推进器叶片的流动调节结构的表面上。这是因为该边界层与离结构表面更远相比具有更低动量的流体，并且这种低动量流体可能损害由流动调节结构提供的益处。各种结构和装置，例如槽，孔或勺状物，可以用于从表面抽出边界层流体，从而减小到达推进器的边界层尾流的厚度。

另一种非无源选择是提供在叶片的选定区域(例如，叶片尖端)喷射空气的气流喷射结构。下面将参照图13A-13G描述用于实现气流喷射的多种配置。

现在参考图13A，描述了具有气流喷射结构的推进器测试系统1300，其包括管道1304(具有钟形口1309和管道出口1356)、具有第一风扇叶片组件1320和第二叶片组件1322的非管道式飞行器发动机1302。该附图示出了沿非管道式发动机(非管道式推进系统)1302的中心轴线1301截取的横截面图，并且为简单起见，仅示出了管道1304和非管道式发动机1302组合的上半部分。在各方面，第一风扇叶片组件1320是前旋转叶片组件，而第二叶片组件1322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，例如推进器。如图所示，非管道式飞行器发动机1302至少部分地插入管道1304中。空气在箭头标记1303所示的方向上流过管道。管道1304在两端是开口的，并形成空腔，非管道式飞行器发动机1302插入该空腔中。

在图13A的示例中，推进器测试系统1300还包括围绕管道出口1356的圆周设置的中空管道1352。中空管道1352具有面向第一风扇叶片组件1320的叶片的叶片尖端1358的开口1311，并接收来自泵、风扇或鼓风机1350的加压空气。开口1311可以围绕整个中空管道1352延伸。在静态测试期间，发动机1302驱动气流通过无源结构(例如，管道1304)，在叶片跨度的大部分上近似处于前进速度条件的条件。为了使叶片尖端处的气流更能代表该条件，尖端喷射空气1354从泵、风扇或鼓风机1350供应到中空管道1352，然后通过开口1311离开中空管道1352，其特性(例如速度)与在几乎所需的前进速度条件下的空气类似。例如，为了表示发动机1302的起飞条件，加压空气以大约马赫数0.2离开中空管道1352中的开口。

在另一个示例中，现在参考图13B，描述了气流喷射配置，其中管道1304被配置为在具有或不具有上游风扇组的情况下工作。管道1304具有机舱形状，并具有附加的外环1305，该外环与支柱(未示出)一起将中空管道1352保持在管道1304上。其它部件与关于图13A描述的那些部件相同，并且由相同的数字标识。外环1305提供加强以及使进入叶片尖端1358的尖端喷射空气1354的特性更类似于在发动机1302的前进速度条件期间流过尖端1358的空气的特性。在各方面，供应尖端喷射空气1354的中空管道1352可以是可移除的结构，从而流动调节结构可以与或不与喷射特征一起使用。应当理解，泵、风扇或鼓风机1350和中空管道1352可以从图13B的结构中移除，从而形成完全无源的结构。外环1305将存在，并为进入或接近推进器尖端的空气或其它工作流体提供加强和/或额外的流动调节。外环1305相对于管道1304的定位和/或形状也可以根据系统的需要或要求而变化。还应当理解，本文描述的许多其它无源结构可以使用外环1305。

图13C示出了图13B所示配置的横截面特写的图。该附图示出了中空管道1352可以如何放置在将环附接到管道1304的支柱(在这些附图中未示出)的上游。在这种布置中，支柱还可以通过校直流或以所需角度引导流来调节由中空管道1352提供的流。例如，与安装在管道1304的内表面上的旋流轮叶(以及在前面的示例中所描述的)一样，支柱可以在旋转方向上向由推进器抽吸的空气施加旋流。支柱可以被设计成在旋转方向上向喷射流赋予旋流。如前所述，在尖端1358附近在旋转方向上增加速度流分量可以有助于减小空气动力载荷，从而减小尖端失速的风险。

虽然图13A、13B和13C的结构利用了中空管道1352作为气流喷射结构，但是其它气流喷射结构也是可能的。例如，可以实现与管道1304结合的尖端喷射结构，其不利用围绕管道1304的圆周的管道状结构(例如，中空管道1352)。相反，可以使用某种其它形状的结构和配置。例如，图13D示出了在试验台1360上的开式风扇发动机1302，该试验台使用包括主管道1304的流动调节结构，该主管道1304具有设置在其周围邻近管道1304的主后缘的较小的中空室1362。较小的中空室1362是气流喷射结构，其形状类似于管道1304。中空室1362被供应加压空气(使用泵、风扇或鼓风机以及有助于向该室提供空气的任何附件，在图13D中未示出)。轮叶(用于机械或空气动力学益处)可以设置在中空室1362的出口处。在操作中，加压空气从较小的中空室1362的轮叶出口朝向叶片尖端1358排出。

在又一个示例中，图13E示出了在试验台1360上的开式风扇发动机，其使用由主管道1304和围绕主管道1304设置的多个较小管道1370、1371和1372组成的流动调节结构(代替中空管道1352或较小的中空室1362)。每个较小的管道1370、1371和1372联接到鼓风机1350，该鼓风机将加压空气供应到管道1370、1371和1372。然后，管道1370、1371和1372将加压空气向叶片尖端1358喷射。如图所示，空气通过适当尺寸的鼓风机1350供应到每个管道1370、1371和1372，以获得所需的喷射速度和流速。

可以理解的是，上述流动调节结构包括主管道1304和单独的中空管道1352或中空主体(1362或1370、1371和1372)，用于供应加压空气以向推进器叶片的尖端喷射流。图13F、13G和13H示出了使用管道1304本身经由后缘供应空气的配置，所述后缘面对叶片尖端附近的叶片前缘。图13F是这种配置的横截面图。图13G是中空主结构的三维视图。图13H是图13F和13G所示结构的从后向前看的视图。在这种配置中，管道1304本身(至少部分地)是中空的，并用作非无源空气喷射结构。泵、风扇或鼓风机1350将空气供应到管道1304，如上所述，管道1304是中空的。管道1304将尖端喷射空气1354供应或引导到叶片尖端1358。加压空气源(例如，泵、风扇或鼓风机1350)或该源与管道1304的连接未在图13G和13H中示出。

现在参考图6，描述了在这些方法中使用的非管道式飞行器发动机的一个示例。图6的非管道式飞行器发动机可以与图1A-5R和图13A-13H中描述的测试硬件一起使用。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，对于该推进系统，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。如关于图6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。如关于图6所使用的，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以用于任何方法中，或者用作本文描述的任何发动机。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中心轴线612。通常，轴向方向A平行于中心轴线612延伸，径向方向R在垂直于轴向方向A的方向上从中心轴线612向外和向内延伸，并且周向方向围绕中心轴线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、涡轮区段和限定环形核心入口624的排气口。核心罩622进一步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器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是沿着径向方向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，例如围绕中心轴线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可以围绕中心轴线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包括围绕中心轴线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不能绕中心轴线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)。管道式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中心轴线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。入口管道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Fn_Total。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Fn_1S(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Fn_3S(例如，由通过风扇管道672、通过风扇排气喷嘴678流出、至少部分由管道式风扇684产生的气流产生的推力)以及第二流推力Fn_2S(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Fn_3S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的阵列围绕中心轴线612布置。对于该实施例，入口导向轮叶686不能围绕中心轴线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，位于管道式风扇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的阵列不能围绕中心轴线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，在垂直于中心轴线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的阵列和风扇排气喷嘴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Fn_3S。进一步，通过在入口导向轮叶686和风扇排气喷嘴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Fn_Total)以及巡航(其中通常需要总发动机推力Fn_Total的较少量)上产生更有效的第三流推力Fn_3S。

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(例如空气)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，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，描述了可以与图1A-5R的测试硬件一起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的中心轴线711的翼型叶片721的阵列。翼型叶片721通常围绕中心轴线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和中心叶片轴线722。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翼型叶片721和轮叶731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，例如，根据需要提供左手或右手配置，以便提供一对如某些飞行器安装所需的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。轮叶731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轴线711的环形护罩或管道，或者可以是无护罩的。轮叶731安装到固定框架并且不相对于中心轴线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)以“拉出器”配置位于气体发生器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，通过将固定轮叶731联接到形成环形环或一个或多个周向扇区(例如，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，翼型叶片721的组和叶片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(尖端之间的距离)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，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。

关于图1A-5R和图13A-H所描述的方法和结构可以用于不同的发动机测试过程、方法和序列。在一个示例中，发动机测试过程可以是仅进行地面测试的过程，其中发动机仅在地面上进行测试。在其它示例中，测试过程可以是在地面和稍后(没有图1A-5R或图13A-H的测试硬件)在飞行器上的空气中使用的过程，如下面关于图8-12所描述的。

现在具体参考图8，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802，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，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)，发动机性能或操作参数，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804，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密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器的装置中。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806，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。在一个示例中，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1A-5R和图13A-H所描述的)可用于控制施加到发动机的空气的速度，以对应于以0.25至0.35马赫的飞行器前进速度实现的速度。

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808，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804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整或校准的推力(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806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8的步骤806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9，用于执行发动机地面测试的系统900的一个示例包括测试硬件902、飞行器发动机904、控制器906、存储器908和存储在存储器908中的模型910。发动机控制扭矩传感器905(例如，在一些示例中，其已经根据步骤804的过程进行了校准)和其它发动机传感器907(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906和飞行器发动机904。在一个示例中，图9的系统用于执行由图8的步骤806描述的测试。此外，图9的系统和设置是一个示例。特别适用于非管道式发动机的附加设置的一个示例已经在前面关于图2A-2F进行了讨论。应当理解，控制器906、存储器908和模型910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902可包括在测试期间支持飞行器发动机904和/或模拟飞行器发动机904的飞行条件的测试台、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904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904流动。在示例中，当飞行器以大约马赫数0.25至大约马赫数0.35移动时，飞行器发动机904和测试硬件902产生近似空速的空速，其中马赫数1.0是声速。

在一个示例中，使用测试设置，其中当飞行器发动机904以全功率操作时，飞行器发动机904悬挂在地面上方，并且传感器围绕飞行器发动机904定位。如所提到的和在各方面，飞行器发动机904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904前部的管道、罩或封壳，其中罩提供允许飞行器发动机904吸入空气(在朝向飞行器发动机904的运动中)的结构，并且当空气接近飞行器发动机904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904时，空气以接近当飞行器前进速度是飞行中或接近飞行中速度(例如，大约0.25马赫数到大约0.35马赫数)时的气流速度的速度运动。参考图1A-5R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)可用于产生空气，当其撞击或到达飞行器发动机904时以飞行中速度移动。

测试硬件902可由控制器906控制或部分地由控制器906控制。例如，当测试硬件902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906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902不需要由控制器906激活和/或控制。

飞行器发动机904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908是任何类型的电子存储器存储装置。存储器908(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908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906访问。

模型910被存储在存储器908中。模型910可以以任何格式实现，并且可以包括描述飞行器发动机904的推力或其它操作特性的信息。在示例中，模型910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910可以包括用于计算推力的方程。在其它示例中，模型910可以是机器学习模型(例如，神经网络)。模型910可以被构建到控制器906中。

如上所述，控制器906、存储器908和模型910可以设置在独立的电子装置中。替代地，控制器906、存储器908和模型910可以设置在直接联接到或联接在飞行器发动机904的装置上。控制器906联接到存储器908和测试硬件902。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906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906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906)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906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906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906可以以硬件和软件的任意组合(例如，利用由控制器906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904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904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904运行(例如，在全功率下)并且使用发动机控制扭矩传感器905和其它发动机传感器907测量扭矩和推力。例如，其它发动机传感器907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904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904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904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909(例如应变计)直接测量飞行器发动机904的推力。环境传感器911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904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906执行的数据简化分析程序)与由模型910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906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906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910中以形成飞行器发动机904的相关模型。在完成地面测试之后，如关于图10A和10B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906可以使用模型910，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904处或在飞行器发动机904中的适当传感器或测量装置)，并通过控制器906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906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10A，描述了用于执行机上(例如，飞行中)测试的系统1000的一个示例。飞行器发动机1002(例如，非管道式飞行器发动机)定位在飞行器1004上(例如，飞行器的机翼1005上)。控制器1006联接到存储器1008和飞行器发动机1002(以及飞行器发动机1002上的传感器)。存储器1008包括相关模型1010。控制器1006和存储器1008可以是已经存在于飞行器1004上的装置，或者可以仅临时安装在飞行器1004上用于机上测试。在其它示例中，控制器1006和存储器1008可以被结合到可以在飞行器1004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1006、存储器1008和相关模型1010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1006、存储器1008和相关模型1010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1004中，或者可替代地在地面上。

飞行器1004是任何类型的飞行器。在一些方面，飞行器发动机1002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1008是任何类型的电子存储器存储装置。相关模型1010包括或包含修改量，并且可以从关于图8描述的过程获得。

在该机上测试期间，控制器1006利用相关模型1010来计算推力。来自飞行器发动机1002上的传感器的读数可以被发送到控制器1006，在那里可以计算推力。

在一个示例中，飞行器发动机1002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1006使用相关模型1010计算。可以由控制器1006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1006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1004的额定推力。因此，可以检查飞行器1004或飞行器发动机1002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1002向飞行器1004提供的推力(例如，增加推力)。

现在参考图10B，描述了用于测试生产发动机的方法的一个示例。

在步骤1050，(例如，使用与图8的步骤806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1070。生产非管道式飞行器发动机1070包括设置在生产非管道式飞行器发动机1070处的FADEC装置1072，其控制生产非管道式飞行器发动机1070的操作。引脚或开关1074联接到FADEC装置1072。引脚或开关1074的设置由FADEC装置1072读取或感测。

FADEC装置1072实现用于生产非管道式飞行器发动机1070的控制软件。引脚或开关1074的设置调节或控制控制软件的操作。在各方面，FADEC装置1072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时、以及多少燃料进入生产非管道式飞行器发动机1070的燃烧器，可以由FADEC装置1072控制。

在步骤1052，在地面测试期间直接测量生产非管道式飞行器发动机1070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1070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1070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1054，使用相关分析模型获得生产非管道式飞行器发动机1070的预测扭矩和预测推力。在步骤1056，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1054和1056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1058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1072的操作的引脚或开关1074。图10B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11，描述了相关模型1102的一个示例。相关模型1102可以是以下形式：电子文件(例如，包括数据、方程等)、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1102可以对已经进行地面测试(例如，使用关于图9描述的过程)的飞行器发动机(例如，非管道式飞行器发动机)的性能进行建模。在一个示例中，相关模型1102是包括修改量1104和发动机性能特性1106的电子文件。在另一个示例中，相关模型1102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1104和发动机性能特性1106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1102包括或包含修改量1104。在一个示例中，根据关于图8的步骤806所描述的方法和关于图9所描述的方法来确定修改量1104。

可以基于飞行器的操作状态和结合到相关模型1102中的所有这些修改量1104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1104被结合到相关模型1102中以形成描述发动机性能的相关模型。

修改量1104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1102将指示从该传感器获得的速度读数应该通过将加法器的值与这些读数相加来修改它们的读数。

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1102与测量值一起校准。例如，如果最初通过相关模型1102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整为推力＝(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1102还包括或包含发动机性能特性1106。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1106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12，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12的方法实现图8的步骤808。

在步骤1202，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1204，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1206，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，并且在一些方面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。

本公开的其它方面由以下条项的主题提供：

一种用于静态测试的系统，所述系统包括：流动调节结构，所述流动调节结构围绕非管道式推力产生设备的中心轴线设置，其中，所述非管道式推力产生设备具有推进器，所述推进器通过围绕所述中心轴线旋转而在工作流体中产生推力，所述推进器包括叶片，每个叶片具有远离所述中心轴线的自由端，每个叶片还具有前缘，所述工作流体在向前推力操作期间进入所述前缘；并且其中，所述流动调节结构包括形成通道的结构，并且形成所述通道的所述结构被配置为有效地控制被吸入所述非管道式推力产生设备中的所述工作流体的速度和方向，以便接近在运载器操作期间进入所述非管道式推力产生设备的所述工作流体的操作速度和操作方向。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中推进器尖端位于所述自由端和所述前缘的相交处；其中，所述流动调节结构的第一表面和所述流动调节结构的第二表面或所述非管道式推力产生设备形成所述通道；其中，所述第一表面引导所述第一表面和所述中心轴线之间的所述工作流体，并且所述第二表面引导所述第二表面和所述第一表面之间的所述工作流体；其中，通道长度(L)被定义为从所述第一表面的最前点到所述第一表面上最接近所述推进器尖端的点的直线距离；其中，通道高度(H)被定义为所述第一表面和所述第二表面之间的距离；并且其中，L/H>1.0。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，推进器尖端半径(R)是所述推进器尖端距所述中心轴线的距离；其中，对于所述流动调节结构的最接近所述推进器尖端的表面，所述表面上最接近所述推进器尖端的点距所述中心轴线距离(S)；并且其中，S/R<1.2。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，沿着所述流动调节结构的最接近所述推进器尖端的所述表面的所述点距所述推进器尖端轴向距离G；并且其中，G/R<0.2。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述流动调节结构包括沿着所述流动调节结构的内表面设置在所述流动调节结构和所述中心轴线之间的轮叶。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述轮叶具有垂直于所述中心轴线从附接到所述流动调节结构的所述表面的附接处到所述轮叶的相对端测量的高度(V)；并且其中，V/R<0.2。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述轮叶在所述推进器的旋转方向上产生旋流；并且其中，所述旋流在所述轮叶的轮叶跨度的70％上大于5度。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述流动调节结构包括钟形口。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述流动调节结构包括机舱型入口或圆形入口。

根据前述条项中任一项所述的系统，进一步包括风扇组，所述风扇组被配置为向所述非管道式推力产生设备提供所述工作流体的流；其中，所述流动调节结构定位在所述风扇组和所述非管道式推力产生设备之间。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述流动调节结构连接到所述风扇组。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述流动调节结构的最接近所述推进器尖端的表面包括在所述推进器尖端上延伸的袋部。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，具有在所述推进器尖端上延伸的所述袋部的所述表面还向后延伸，以覆盖所述非管道式推力产生设备的所有叶片。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，具有在所述推进器尖端上延伸的所述袋部的所述表面还在所述非管道式推力产生设备的所有叶片的下游延伸。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述流动调节结构具有后端，并且扩散器位于所述后端。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述非管道式推力产生设备是由飞行器使用的飞行器发动机；其中，所述非管道式推力产生设备的所述推进器吸收大于75％的对应于所述飞行器的起飞条件的动力。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述飞行器以大于0.7的马赫数行进，并且其中，巡航推进器功率系数>2。

根据前述条项中任一项所述的系统，其中，所述推力产生设备的所述推进器吸收功率系数>1的功率。

根据前述条项中任一项所述的系统，进一步包括非无源流动调节结构，所述非无源流动调节结构与所述流动调节结构配合，以控制被吸入所述非管道式推力产生设备的所述工作流体的速度和方向。

根据前述条项中任一项所述的系统，进一步包括围绕所述流动调节结构布置的加强环。

一种对非管道式飞行器发动机进行地面测试的方法，所述方法包括：提供非管道式推力产生设备，所述非管道式推力产生设备具有推进器，所述推进器通过围绕中心轴线旋转而在工作流体中产生推力，所述推进器包括叶片，每个叶片具有自由端，每个叶片具有在所述自由端处的推进器尖端，所述推进器尖端远离所述中心轴线，每个叶片还具有前缘，所述工作流体在向前推力操作期间进入所述前缘；将流动调节结构围绕所述中心轴线设置在所述非管道式推力产生设备附近；和通过所述流动调节结构控制被吸入所述非管道式推力产生设备中的所述工作流体的速度和方向，以便接近在运载器操作期间进入所述非管道式推力产生设备的所述工作流体的操作速度和操作方向。

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发明概念的范围内。

Claims (10)

1.一种用于静态测试的系统，其特征在于，所述系统包括：

流动调节结构，所述流动调节结构围绕非管道式推力产生设备的中心轴线设置，其中，所述非管道式推力产生设备具有推进器，所述推进器通过围绕所述中心轴线旋转而在工作流体中产生推力，所述推进器包括叶片，每个叶片具有远离所述中心轴线的自由端，每个叶片还具有前缘，所述工作流体在向前推力操作期间进入所述前缘；并且

其中，所述流动调节结构包括形成通道的结构，并且形成所述通道的所述结构被配置为有效地控制被吸入所述非管道式推力产生设备中的所述工作流体的速度和方向，以便接近在运载器操作期间进入所述非管道式推力产生设备的所述工作流体的操作速度和操作方向。

2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，其中，推进器尖端位于所述叶片的所述自由端和所述前缘的相交处；

其中，所述流动调节结构的第一表面和所述流动调节结构的第二表面或所述非管道式推力产生设备形成所述通道；

其中，所述第一表面引导所述第一表面和所述中心轴线之间的所述工作流体，并且所述第二表面引导所述第二表面和所述第一表面之间的所述工作流体；

其中，通道长度(L)被定义为从所述第一表面的最前点到所述第一表面上最接近所述推进器尖端的点的直线距离；

其中，通道高度(H)被定义为所述第一表面和所述第二表面之间的距离；并且

其中，L/H>1.0。

3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，

其中，推进器尖端半径(R)是所述推进器尖端距所述中心轴线的距离；

其中，对于所述流动调节结构的最接近所述推进器尖端的表面，所述表面上离所述推进器尖端最近的点距所述中心轴线距离(S)；并且

其中，S/R<1.2。

4.根据权利要求3所述的系统，其特征在于，其中，沿着所述流动调节结构的最接近所述推进器尖端的所述表面的所述点距所述推进器尖端轴向距离G；并且

其中，G/R<0.2。

5.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，其中，所述流动调节结构包括沿着所述流动调节结构的内表面设置在所述流动调节结构和所述中心轴线之间的轮叶。

6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，其中，所述轮叶具有垂直于所述中心轴线从附接到所述流动调节结构的所述表面的附接处到所述轮叶的相对端测量的高度(V)；并且其中，V/R<0.2。

7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，其中，所述轮叶在所述推进器的旋转方向上产生旋流；并且

其中，所述旋流在所述轮叶的轮叶跨度的70％上大于5度。

8.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，进一步包括围绕所述流动调节结构布置的加强环。

9.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，其中，所述流动调节结构包括钟形口。

10.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，其中，所述流动调节结构包括机舱型入口或圆形入口。