在针对台风的发动机进气吸入沙尘导致磨损的问题上，研究人员开发了这样一种方案，在进气锥上安装过滤器（原文为dome-shaped spinning），使空气被压入锥体和散热器的缝隙中，经过过滤器后再进入发动机进气口。这种设计可以大幅提高过滤效果。
相比较传统的机翼散热器，机头的环形散热器的阻力要小很多，而且可以给机翼留出更多空间。最初环形散热器是给军刀5型的热带适应性设计的，自带散热风扇，轴向的鳃型出风口，后来在台风的测试上表明风扇过重，过于复杂，在温带环境下没必要安装，为了适应热带环境则扩大了出风口面积，并且这个鳃形结构可调整开口大小。
测试很明显，环形散热器的阻力要比原来的机鼻下挂式，机翼散热，还有Typical Radial Installation（这个我不知道是啥设计）的阻力都要小很多，速度提升了11-14mph（17.7-22.5kph），在重量方面环形要比标准型重180lb（81kg）。
这种环形散热器设计在机腹着陆迫降时受到的损伤也比标准型要小，甚至可以拆下来给另一架用。在热带环境下爬升测试，环形散热器在水冷散热和滑油散热方面表现都很好，而下挂型的水冷表现良好，滑油就存在问题。地面磨合测试环形散热器表现也很稳定。
在飞行操控性方面，由于环形布局的螺旋桨直径较小，起飞距离略有延长。飞行中方向稳定性更高，需要更灵敏的升降舵和方向舵，滑翔和着陆特性也有所提高，更容易实现三点着陆。

这种环形散热器有一个巧妙地设计在于其整流罩可以在两分钟内拆装完毕，整流罩内安装了两个快速释放支架，拆装环形散热器非常方便，整流罩的下半部分还可作为作业平台，在Warwick的设计中甚至还加入了轻质梯子。

上一种方案大约将阻力降低了8.8%，速度提升了11-14 mph。为了进一步增加进气量而不增加整流罩直径，唯一的方法是将整流罩前缘延伸至包裹螺旋桨的的根部，使整流罩和螺旋桨一起旋转，即涵道式桨毂整流罩（Ducted spinner）。
这种设计采用了较小的桨毂，考虑到桨叶根部能量损失，桨叶形状也被重新设计。这种涵道式桨毂有内外两层，内层是普通的桨毂整流罩，外层由可以向中心提供冲压进气，由Cuffs（不知道专业上叫啥，应该是套在桨叶根部的整流罩，上图内外两层中间的部分）支撑固定。进气口被cuffs分割成4个通道，该整流罩有机翼一样的形状，其桨距在设计时考虑了临界爬升或地面行驶时能产生的最佳进气压。
这种桨毂罩的安装在一个可以旋转的背板上，有4个预留孔用来固定cuffs的根部，背板用V.D.M.锁紧环固定（V.D.M.原理可查看第368页原文，这里就不翻了）。

这种空心的桨毂整流罩设计目的在于，V/nD 值高或低时都能改善进气情况（其中V为速度，n为转速，D为直径）。在地面行驶或爬升时用来提升进气压，而通过调整还可以在高速飞行时降低进气压的提升幅度。
旋转部分的后缘和固定的散热器外壳中间的缝隙泄露出的气流推力能吸收一定的阻力，测试的暴风有0.5英寸宽的缝隙，风洞测试400mph时泄露的风量能达到总冷却风量的1/4，当整流罩内表面或者外表面的气流分离受阻时，泄露产生的推力会增加。
桨叶根部的旋转可以产生可观的压力提升，典型的3叶桨在地面滑行时就能提升24%的气流流量，通过涵道式的整流罩提升会更明显，这个特性在后来的涡桨发动机研究中有重要意义。
Napier-C.S.A. 比较了涵道式桨毂和传统的径向安装整流罩，这段建议看369页原文。
Comparative performance figures for theNapier-C.S.A. ducted spinner and the best representative orthodox radial cowledinstallation are given below. The drag values are in pounds for 100 ft/sec, andthe comparative condition is for flight at 430 m.p.h. at 20,000ft (I.C.A.N.Standard), and a cooling flow of 600 cu ft/sec. Cooling air mass flow is takenas being 24.1 lb/sec, and the entry velocity ratio 0.316.

装备涵道式整流罩的机型使用军刀6型发动机，有独立的油门和桨距控制杆。这种涵道整流罩设计后来被应用于涡桨发动机Naiad。军刀6型发动机的性能与军刀5A完全相同，差别在于6型加入了散热风扇。在Warwick这种双发机上测试的军刀6安装了散热风扇，但是在暴风上发现并无必要所以拆除了。
与普通型号相比，涵道式的机鼻更长，高度低了约3英寸，在地面的前向视野不佳，但是在空中的视野比想象中要好。为了足够的离地高度，螺旋桨直径被缩短，机尾也加了一些整流片，没有下巴散热器以后，机尾的气流也变得更为顺畅，在低速飞行时尤为明显。
试飞中3850rpm，+15psi时有明显摆动趋势，但是仍然易于控制。水平飞行很快就能达到350mph，滚转性能良好，失速特性也更为平缓。放下襟翼和起落架时机鼻有下降趋势，散热器打开则无影响。着陆特性环形设计比标准设计更为平稳，更容易实现三点着陆，着陆时会有轻微摇摆，但是在暴风强大的刹车系统下都不是问题。

上图中点划线和短虚线为使用2600hp军刀5的暴风6（diffuser是增压器中类似于导流片的结构，安装数量和角度不同会影响性能），暴风6相比5在外观上无明显变化，由5的军刀2B换装了功率更大的军刀5，并且将原本水冷滑油合一的下巴散热器改为了纯水冷的下巴，翼根加入类似暴风2的滑油散热器。实线为涵道整流罩的暴风，采用军刀5A，同样的工况与点划线相比提升不小，可看出阻力影响很明显。

本文翻译自《Flight International》杂志，1946.7.25，1946.10.3，1948.10.7这几期中的部分内容。Flight Global PDF Archive原可以在线访问，但自去年维护至今仍未结束，目前不可访问。相关内容我已上传至百度云：1CA-m1RKXRUNX3c6HszYViQ码: jta4。
如有需要，也可选择torrent，包含1909-2003的所有杂志，超过170G，
哈希值： 086b4ac0328099fecc9d44e69ca239fd18503373
不要用渣雷，建议用qbittorrent，utorrent这类。

本文4楼翻译的不太行，我没学过空气动力学这些专业课程，所以有些东西我就没翻，只写了个大概。原文有些内容是这样的

这段写到了那个缝隙泄露气流产生推力，不过后面那段我就没看懂，这个推力的产生条件和影响推力大小的条件是什么意思？以及再后面还有个对比，这个Typical orthodox radial installation（flared 3-blade）是个什么形状？希望有大佬能解答一下

还有4L的第一张图表我也没怎么看懂，原文似乎也没有对此注解

补充 1948.5.20中也还有一部分关于暴风和Napier Naiad发动机采用的涵道桨毂，包含三页内容，较为详细和专业
度盘 1xbkfXhkbl8AJQ-yfi_IXhA 码: qxy3

这篇前半部分总结为，常规桨毂罩在桨叶根部的进气损失很大，因为气流在这里减速，尤其是根部较厚的情况。而采用涵道式桨毂罩以后，进气效率会大大提高，因为气流减速发生在进气口整流罩外。

那个典型散热器可能是说喷火那个样子的，但暴风也没装过这种
扩散器给叶轮后的空气减速加压用

老实交代，是不是抄大德意志的作@？

很好的贴子，读罢回过神来，就感觉。。。。霍克他就不会做液冷机