CN116122970A - 燃气涡轮发动机降噪 - Google Patents

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特雷弗·霍华德·伍德
斯蒂芬·约瑟夫·卡法罗
罗伯特·乔恩·麦奎斯顿
大卫·马里恩·奥斯迪克
蒂莫西·理查德·德普伊
特雷弗·戈里格
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Abstract

用于控制无管道涡扇发动机以限制噪声的系统和方法。无管道涡轮风扇发动机可包括与低压涡轮驱动联接的无管道风扇和多个无管道出口导向轮叶。无管道风扇可以包括多个风扇叶片，并且风扇叶片的桨距角可以是可变的。无管道出口导向轮叶的桨距角可以是可变的。控制器被配置为基于噪声敏感条件控制发动机以限制噪声。

Description

燃气涡轮发动机降噪
技术领域
本公开涉及一种燃气涡轮发动机。
背景技术
航空当局和政府试图限制飞行器可能产生的噪声量，例如通过法规。此类法规可设定社区噪声和机舱噪声的允许水平。
社区噪声可包括起飞和着陆操作期间在地面水平附近产生的噪声。社区噪声的允许水平可能取决于位置和一天中的时间。
机舱噪声可包括机舱内部的噪声。可接受的机舱噪声水平可以根据机上人员的舒适度来设置，例如在巡航操作期间。
发动机是飞行器发出的噪声的主要贡献者。减少从发动机发出的噪声并由此减少飞行器的整体噪声的改进将在本领域中受到欢迎。
附图说明
在说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本公开的完整且能够实现的公开，包括其最佳模式，其参考了附图，其中：
图1是根据本公开的示例性方面的燃气涡轮发动机的横截面视图。
图2是根据本公开的示例性方面的包括图1的发动机和控制系统的飞行器的示意图。
图3是根据本公开的示例性方面的示例性噪声控制方法。
图4是根据本公开的示例性方面的示例性噪声分布。
图5是根据本公开的示例性方面的出口导向轮叶的桨距角变化和风扇噪声的图示。
图6是根据本公开的示例性方面的与进场操作相关联的风扇速度和风扇系统噪声的图示。
图7是根据本公开的示例性方面的与边线(sideline)操作相关联的风扇速度和风扇系统噪声的图示。
图8是根据本公开的示例性方面的包括图1的发动机和控制系统的飞行器的示意图。
图9是根据本公开的示例性方面的示例性噪声控制方法。
具体实施方式
现在将详细参考本公开的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标号来指代附图中的特征。附图和描述中的相似或类似的标号已用于指代本公开的相似或类似部分。
本文使用“示例性”一词来表示“用作示例、实例或说明”。在此描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于或有利于其他实施方式。此外，除非另有明确说明，否则本文描述的所有实施例都应视为示例性的。
为了下文描述的目的，术语“上”、“下”、“右”、“左”、“竖直”、“水平”、“顶部”、“底部”、“横向”、“纵向”及其派生词应与附图中的公开内容相关。然而，应当理解，除明确规定相反的情况外，本公开的实施例可以采用各种替代变型。还应理解，附图中示出的以及在以下说明书中描述的具体装置仅仅是本公开的示例性实施例。因此，与本文所公开的实施例相关的特定尺寸和其他物理特性不应被视为限制性的。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载工具内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载工具的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，而后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”指的是相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，并且“下游”是指流体向其流动的方向。
术语“联接”、“固定”、“附接到”等指的是直接联接、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，除非本文另有规定。
除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用。
在整个说明书和权利要求书中使用的近似语言被应用于修饰可以允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生改变的任何定量表示。因此，由诸如“约”、“近似”和“基本上”的术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以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1％、2％、4％、10％、15％或20％的余量内。这些近似余量可应用于单个值、定义数值范围的任一端点或两个端点，和/或端点之间范围的余量。
在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有说明，否则此类范围被标识并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。
如本文所用，“第三流”是指能够增加流体能量以产生总推进系统推力的小部分的非主空气流。第三流的压力比可以高于主推进流(例如，旁通或螺旋桨驱动的推进流)的压力比。推力可以通过专用喷嘴或通过将通过第三流的气流与主推进流或核心空气流混合，例如进入公共喷嘴来产生。
在某些示例性实施例中，通过第三流的气流的操作温度可以低于发动机的最大压缩机排放温度，更具体地，可以低于350华氏度(例如低于300华氏度，例如低于250华氏度，例如低于200华氏度，并且至少与环境温度一样高)。在某些示例性实施例中，这些操作温度可以促进从或到通过第三流和单独的流体流的气流的热传递。此外，在某些示例性实施例中，在起飞条件下，或者更特别地以额定起飞功率在海平面、静态飞行速度、86华氏度环境温度操作条件下操作时，通过第三流的气流可以贡献小于总发动机推力的50％(并且至少，例如，总发动机推力的2％)。
此外，在某些示例性实施例中，通过第三流的气流的方面(例如，气流、混合或排气特性)以及由此对总推力的上述示例性百分比贡献，可以在发动机操作期间被动地调整或者通过使用发动机控制特征(例如燃料流量、电机功率、可变定子、可变进气导向轮叶、阀、可变排气几何形状或流体特征)有目的地进行修改，以在广泛的潜在操作条件下调整或优化整体系统性能。
术语“涡轮机”或“涡轮机械”是指包括一个或多个压缩机、热产生区段(例如，燃烧区段)和一个或多个涡轮的机器，它们一起产生扭矩输出。
术语“燃气涡轮发动机”是指具有涡轮机作为其动力源的全部或一部分的发动机。示例燃气涡轮发动机包括涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机等。
术语“燃烧区段”是指用于涡轮机的任何热添加系统。例如，术语燃烧区段可以指包括爆燃性燃烧组件、旋转爆震燃烧组件、脉冲爆震燃烧组件或其他适当的热添加组件中的一个或多个的区段。在某些示例性实施例中，燃烧区段可包括环形燃烧器、筒形燃烧器、管状燃烧器、驻涡燃烧器(TVC)或其他合适的燃烧系统，或它们的组合。
除非另有说明，否则术语“低”、“高”或它们各自的比较程度(例如，更低、更高，如果适用)当与压缩机、涡轮、轴或线轴部件等一起使用时，各自指代发动机内的相对速度。例如，“低涡轮”或“低速涡轮”限定被配置为以低于发动机处的“高涡轮”或“高速涡轮”的转速(例如最大允许转速)操作的部件。
本公开总体上涉及用于控制无管道涡轮风扇发动机以限制噪声的系统和方法。特别地，本公开总体上涉及用于控制一个或多个发动机以响应于噪声敏感条件来降低噪声的系统和方法。
噪声敏感条件可以包括沿飞行路径的位置和一天中的时间处以及在包括起飞和进场的操作期间的噪声限制。噪声敏感条件还可以包括接近或超过选定噪声阈值的噪声值。例如，可以基于与发动机相关联的传感器测量来确定噪声值。
通常，控制器被配置为控制发动机的操作条件、发动机的几何形状或两者，包括风扇叶片的桨距角、风扇的速度、出口导向轮叶的桨距角、中间风扇的速度以及入口导向轮叶的桨距角。例如，控制器可以控制一个或两个发动机的操作条件、几何形状以降低噪声，同时保持发动机的整体推力水平。可以控制一个或两个发动机的操作条件、几何形状以降低噪声并保持总推力水平的方式来调整推力分离(例如，无管道流和管道流之间的分离推力要求)。
该系统和方法可以独立地控制左舷和右舷发动机上的螺旋桨和OGV和/或中间风扇和螺旋桨系统之间的推力分离，同时仍然将每个发动机上的总推力保持在标称水平。独立控制允许控制一个或两个发动机，例如，以在飞行器机舱内实现更好的噪声消除。例如，在保持发动机处于相同推力水平的同时左舷和右舷发动机具有相同的旋转方向并实现相同的发动机噪声水平的情况下，可以控制一个或两个发动机的推力分离以消除安装不对称。
现在参考附图，其中相同的数字在所有附图中表示相同的元件，图1是飞行器104(参见图2，飞行器104具有两个发动机100、102；为了清楚起见，仅详细描述发动机100并且发动机100的描述适用于发动机102)的发动机100(例如，涡轮螺旋桨发动机或涡轮风扇发动机)的示意图。飞行器104包括机身106和控制系统108(参见图2)。控制系统108被配置为限制由发动机100、102中的一个或多个产生的噪声。例如，发动机几何形状和操作条件被控制为(a)限制起飞和着陆操作期间的社区噪声和(b)限制爬升和巡航期间的机舱噪声。
如图1所示，发动机100具有纵向轴线112或轴向中心线，该纵向轴线112或轴向中心线延伸穿过发动机100用于参考目的。发动机100进一步限定上游端114(或前端)和下游端116(或后端)以供参考。
通常，轴向方向A平行于纵向轴线112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112向外延伸和向内延伸至纵向轴线112，并且周向方向C围绕纵向轴线112延伸三百六十度(360°)。
发动机100包括涡轮机120。通常，涡轮机120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。如图1所示，涡轮机120包括限定环形核心入口124的核心罩122或核心管道。
核心罩122进一步至少部分地包围低压系统和高压系统。例如，所示的核心罩122至少部分地包围和支撑增压或低压(“LP”)压缩机126，用于对通过核心入口124进入涡轮机120的空气加压。高压(“HP”)，多级轴流式压缩机128从LP压缩机126接收加压空气并进一步增加空气压力。加压空气流向下游流动到燃烧区段的燃烧器130，在该燃烧器中燃料被喷射到加压空气流中并被点燃以提高加压空气的温度和能量水平。
应当理解，如本文所用，术语“高/低速”和“高/低压”相对于高压/高速系统和低压/低速系统可互换使用。此外，应当理解，术语“高”和“低”在同一上下文中用于区分这两个系统，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130向下游流动到高压涡轮132。高压涡轮132通过高压轴136驱动高压压缩机128。在这方面，高压涡轮132与高压压缩机128驱动联接。
高能燃烧产物然后流向低压涡轮134。低压涡轮134通过低压轴138驱动低压压缩机126和风扇区段150的部件。在这方面，低压涡轮134与低压压缩机126和风扇区段150的部件驱动联接。在该示例实施例中，LP轴138与HP轴136同轴。在驱动涡轮132、134中的每一个之后，燃烧产物通过涡轮机排气喷嘴140离开涡轮机120。
涡轮机120限定了在核心入口124和涡轮机排气喷嘴140之间延伸的工作气体流动路径或核心管道142。核心管道142是沿着径向方向R大体定位在核心罩122内部的环形管道。通过涡轮机120的核心管道142或工作气体流动路径可称为第二流。
发动机包括转子组件，该转子组件包括风扇区段150。风扇区段150包括风扇152，在该示例实施例中，风扇152是主风扇。对于图1所示的实施例，风扇152是开式转子或无管道风扇152。如图所示，风扇152包括风扇叶片154的阵列(图1中仅示出一个)。风扇叶片154例如可绕纵向轴线112旋转。如上所述，风扇152经由LP轴138与低压涡轮134驱动联接。
风扇152可以直接与LP轴138联接，例如，在直接驱动配置中。然而，对于图1所示的实施例，风扇152经由减速齿轮箱155与LP轴138联接，例如在间接驱动或齿轮驱动配置中。
每个叶片154具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。每个风扇叶片154限定中心叶片轴线156。对于该实施例，风扇152的每个风扇叶片154可围绕它们各自的中心叶片轴线156(例如，彼此一致)旋转。提供一个或多个致动器158以促进这种旋转并且因此可用于改变风扇叶片154围绕它们各自的中心叶片轴线156的桨距。
风扇区段150进一步包括出口导向轮叶阵列160，其包括围绕纵向轴线112设置的出口导向轮叶(OGV)162(图1中仅显示一个)或风扇导向轮叶。每个出口导向轮叶162具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。
每个出口导向轮叶162限定中心叶片轴线164。对于该实施例，出口导向轮叶阵列160的每个出口导向轮叶162可围绕它们各自的中心叶片轴线164(例如，彼此一致)旋转。在其他实施例中，出口导向轮叶阵列160的每个出口导向轮叶162可以围绕它们的中心叶片轴线164独立地旋转到不同程度。提供一个或多个致动器166以促进这种旋转并且因此可用于改变出口导向轮叶162围绕它们各自的中心叶片轴线164的桨距。
通过出口导向轮叶162的流动路径可以被称为第一流。
除了无管道的风扇152之外，在风扇152的后方还包括管道风扇或中间风扇180，使得发动机100包括管道风扇和无管道风扇两者，它们都用于通过通过发动机100的至少一部分的空气的运动产生推力。管道中间风扇180被示出在与出口导向轮叶162大致相同的轴向位置处，并且在出口导向轮叶162的径向内侧。
如所描绘的，管道中间风扇180包括中间风扇叶片182的阵列(图1中仅示出了一个)。中间风扇叶片182例如围绕纵向轴线112可旋转。对于所描绘的实施例，管道中间风扇180由低压涡轮134(例如，联接到LP轴138)驱动。
风扇罩190环形包围核心罩122的至少一部分，并且通常沿径向方向R位于核心罩122的至少一部分的外侧。特别地，风扇罩190的下游区段在核心罩122的前部部分上延伸以限定风扇流动路径或风扇管道192。风扇流动路径或风扇管道192可被称为发动机100的第三流。第三流从压缩机区段延伸或沿着压缩机区段的长度延伸，以在涡轮机120上提供转子组件流动路径。
进入的空气可以通过风扇管道入口196进入风扇管道192，并且可以通过风扇管道喷嘴198离开以产生推进推力。风扇管道192是沿径向方向R大体位于核心管道142外侧的环形管道。风扇管道喷嘴198的面积是可变的。例如，风扇管道喷嘴198具有可变面积，该可变面积由致动器199控制以改变风扇管道喷嘴198的面积。风扇管道喷嘴198的面积至少部分地确定了通过风扇管道192的推力。
风扇管道192包括风扇管道导向轮叶阵列200，其包括围绕纵向轴线112布置的风扇管道导向轮叶202(图1中仅示出一个)。每个风扇管道导向轮叶202具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。风扇管道导向轮叶阵列200是用于风扇管道192的导向轮叶阵列，其也可以被称为第三流。在诸如双流发动机架构的替代实施例中，省略了风扇管道192。
风扇罩190和核心罩122可以由多个基本径向延伸、周向间隔的固定支柱(图1中未示出)连接和支撑。固定支柱可以各自具有空气动力学轮廓以引导空气由此流动。除了固定支柱之外的其他支柱可用于连接和支撑风扇罩190和/或核心罩122。
风扇管道192和核心管道142可以在核心罩122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192和核心管道142每个可以直接从核心罩122的前缘194延伸并且可以部分地在核心罩122的相对径向侧大致轴向地共同延伸。
发动机100还限定或包括入口管道210。入口管道210在发动机入口212和核心入口124/风扇管道入口196之间延伸。发动机入口212通常被限定在风扇罩190的前端。入口管道210是环形管道，其沿径向方向R定位在风扇罩190的内侧。
沿着入口管道210向下游流动的空气通过分离器或核心罩122的前缘194被分离(不一定均匀地)进入核心管道142和风扇管道192。沿径向方向R，入口管道210比核心管道142更宽。沿径向方向R，入口管道210也比风扇管道192更宽。
在示例性实施例中，通过风扇管道192的空气可以比涡轮机120中使用的一种或多种流体相对更冷(例如，更低的温度)。这样，一个或多个热交换器可以设置在风扇管道192内并用于利用通过风扇管道192的空气冷却来自核心发动机的一种或多种流体，作为用于从流体(例如压缩机排出空气、油或燃料)中去除热量的资源。通过将风扇管道入口196定位到中间风扇80下游的风扇管道192(使得通过风扇管道192的气流是来自中间风扇180的加压气流)，在发动机100操作期间，通过风扇管道192的气流可以具有足够的压力，使得当气流在风扇管道192中的一个或多个热交换器上提供时，气流所经历的压降可能不会阻止当这种气流通过风扇管道喷嘴198流出时气流为发动机100提供所需的推力量。
尽管未描绘，但在某些示例性实施例中，发动机100还进一步包括在发动机100的其他环形管道或流动路径中(例如在入口管道210中、在涡轮机械流动路径或核心管道142中，在涡轮区段和/或涡轮机排气喷嘴140内等)的一个或多个热交换器。
入口管道210包括入口导向轮叶阵列220，该入口导向轮叶阵列220包括围绕纵向轴线112设置的入口导向轮叶222(图1中仅示出一个)。每个入口导向轮叶222具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。入口导向轮叶阵列220是用于入口管道210的导向轮叶阵列。
每个入口导向轮叶222限定中心叶片轴线224。对于该实施例，入口导向轮叶阵列220的每个入口导向轮叶222可围绕它们各自的中心叶片轴线224(例如，彼此一致)旋转。提供一个或多个致动器226以促进这种旋转，并且因此可用于改变入口导向轮叶222围绕它们各自的中心叶片轴线224的桨距。
入口导向轮叶222的桨距角可以由控制器(参见图2，飞行器104具有两个控制器300、302)控制，以控制通过风扇管道192和核心管道142的空气量，以及相关的推进推力。
应当理解，图1中描绘的示例性发动机100仅作为示例，并且在其他示例性实施例中，发动机100可以具有任何其他合适的配置。例如，本公开的方面可以与任何其他合适的航空燃气涡轮发动机一起使用，例如涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机等。此外，本公开的方面还可以与任何航改燃气涡轮发动机一起使用，例如航海燃气涡轮发动机。
可以应用本公开的其他燃气涡轮发动机可以具有替代构造。举例来说，这样的发动机可以具有替代数量的互连轴(例如，两个)和/或替代数量的压缩机和/或涡轮。此外，发动机可以不包括设置在从涡轮到压缩机和/或风扇的传动系中的齿轮箱，可以配置为双流燃气涡轮发动机(例如，不包括风扇管道192)，可以不包括中间风扇180等。
此外，应当理解，在本公开的其他示例性实施例中，还可以使用其他发动机配置。例如，在本公开的其他示例性实施例中，中间风扇180可以被配置为“叶片上风扇”配置的一部分，其中，中间风扇叶片182安装到内部压缩机叶片或从内部压缩机叶片(例如，从内部低压压缩机或增压转子叶片)延伸。
在叶片上风扇的配置中，前缘194可以在入口导向轮叶的上游延伸，并且第二和第三流(例如，管道流)中的每一个可以包括独立地可调整的入口导向轮叶。这里，压缩机叶片与第二流相关联，而安装到压缩机叶片的风扇叶片与第三流相关联。
第二流入口导向轮叶的桨距和第三流入口导向轮叶的桨距可以由致动器控制。因此，可以调整第二流入口导向轮叶的桨距和第三流入口导向轮叶的桨距以实现推力分离。出于进一步教导叶片上风扇配置和其他配置的目的，美国专利公开No.2021/0108597通过引用并入本文。
参考图2，控制系统108可以包括控制器300、302、飞行管理系统306、手动飞行器控制308(例如，包括可选择的安静模式)和传感器320、322。
在一个或多个示例性实施例中，图2中描绘的控制器300、302可以是独立控制器，例如用于提供发动机100的全数字控制的全权限数字发动机控制(FADEC)。在一些替代实施例中，发动机100可以包括用于控制发动机100的多个控制器，并且控制器可以与发动机100的控制器、飞行器104的控制器、控制系统108等中的一个或多个连接，或集成到发动机100的控制器、飞行器104的控制器、控制系统108等中的一个或多个中。例如，控制器300、302可以集成到或连接到全局监督控制，如下文进一步详细描述的。
控制器300、302可以控制发动机100、102的各个方面并且可以包括系统特定或功能特定的控制。例如，控制器300、302可以包括降噪控制、基本功率管理计划或控制(例如，其可以基于发动机100的期望功率或推力输出来规定发动机几何形状和条件，包括风扇152的速度、风扇叶片154的桨距角、出口导向轮叶162的桨距角、管道中间风扇180的速度、入口导向轮叶222的桨距角等)、风扇管道喷嘴198的面积、导向轮叶计划(例如，其可以基于发动机操作条件中的一个或多个，例如起飞、爬升、巡航、下降等来规定出口导向轮叶162和/或入口导向轮叶222的桨距角；风扇速度计划或控制；发动机或风扇推力输出；等)、导向轮叶控制和推力控制。
控制器300被配置为基于噪声敏感条件350控制发动机100的几何形状、控制操作条件或以其他方式做出控制决定。特别地，控制器300可以控制发动机的无管道特征的几何形状或操作条件，包括风扇叶片154围绕它们各自的中心叶片轴线156的桨距角、风扇152的速度和出口导向轮叶162围绕它们各自的中心轴线164的桨距角。控制器300还可以控制管道特征的几何形状或操作条件，包括中间风扇180的速度、入口导向轮叶222围绕它们各自的中心叶片轴线224的桨距角以及风扇管道喷嘴198的面积。
如图2所示，控制器300可被配置为间接或直接控制LP轴138的速度(例如，经由齿轮箱155)和致动器158、166、199、226。
每个发动机100、102具有各自的控制器300、302。为了清楚起见，现在仅更详细地描述控制器302，并且控制器302的描述适用于控制器300。特别参考控制器302的操作，在至少某些实施例中，控制器302可以包括一个或多个计算装置344。计算装置344可以包括一个或多个处理器344A和一个或多个存储器装置344B。一个或多个处理器344A可以包括任何合适的处理装置，例如微处理器、微控制器、集成电路、逻辑装置和/或其他合适的处理装置。一个或多个存储器装置344B可以包括一个或多个计算机可读介质，包括但不限于非瞬态计算机可读介质、RAM、ROM、硬盘驱动器、闪存驱动器和/或其他存储器装置。
一个或多个存储器装置344B可存储可由一个或多个处理器344A访问的信息，包括可由一个或多个处理器344A执行的计算机可读指令344C。指令344C可以是当由一个或多个处理器344A执行时使一个或多个处理器344A执行操作的任何指令集。
在一些实施例中，指令344C可以由一个或多个处理器344A执行以使一个或多个处理器344A执行操作，例如控制器300和/或计算装置344所配置的任何操作和功能，根据噪声敏感性条件(例如，下文描述的方法)操作发动机100的操作，如本文所述，和/或一个或多个计算装置344的任何其他操作或功能。指令344C可以是用任何合适的编程语言编写的软件或可以用硬件实现。另外和/或替代地，指令344C可以在处理器344A上的逻辑和/或虚拟分离的线程中执行。
例如，降噪控制、基本功率管理控制、导向轮叶控制、风扇速度控制、可变喷嘴面积控制和推力控制可以被实施为包括指令344C的控制模块，这些指令被执行以提供控制功能。
存储器装置344B可以进一步存储可以由处理器344A访问的数据344D。例如，数据344D可以包括指示基于传感器测量的噪声值或水平的评估的数据、来自飞行管理系统的数据、指示发动机/飞行器操作条件的数据和/或本文描述的任何其他数据和/或信息。
计算装置344还可以包括网络接口344E，用于例如与其他部件(例如，发动机100、飞行器104、控制系统108等中的其他部件)通信。例如，在描述的实施例中，如上所述，发动机100包括一个或多个传感器，用于感测指示发动机100、飞行器104或两者的一个或多个参数的数据。
控制器302通过例如网络接口可操作地联接到一个或多个传感器322(用于控制器300的传感器320)，使得控制器302可以接收指示一个或多个传感器在操作期间感测的各种操作参数的数据。
网络接口344E可以包括用于与一个或多个网络接口的任何合适的部件，包括例如发射器、接收器、端口、控制器、天线和/或其他合适的部件。
本文所讨论的技术是指基于计算机的系统，以及由基于计算机的系统采取的动作和发送到基于计算机的系统和从基于计算机的系统发送的信息。本领域的普通技术人员将认识到，基于计算机的系统的固有灵活性允许在部件之间对任务和功能进行多种可能的配置、组合和划分。例如，本文讨论的过程可以使用单个计算装置或多个组合工作的计算装置来实现。数据库、内存、指令和应用程序可以在单个系统上实现，也可以分布在多个系统上。分布式部件可以按顺序或并行操作。
飞行管理系统306可以包括导航数据库并且可以使用来自传感器320、322的数据，例如全球定位系统(GPS)、距离测量设备(DME)、VHF全向范围(VOR)、无方向信标(NDB)等来导航飞行计划。导航数据库可以包括飞行计划航路点的噪声阈值或噪声限制。
手动飞行器控制308可以包括能够设置阈值或选择诸如安静模式(例如，具有预定的较低噪声阈值)等模式的手动控制。例如，手动飞行器控制308可用于降低机舱噪声并提供更舒适的飞行。
现在参考图2和3，控制器300、302和/或控制系统108被配置为实施示例性方法400。为了教导的目的，方法400是相对于控制器300进行描述的，尽管这些步骤可以替代地由控制器302或控制系统108实施。
根据第一步骤410，控制器300确定噪声敏感条件350。根据第二步骤420，控制器300基于噪声敏感条件确定降低噪声的控制方案。根据第三步骤430，控制器300基于限制噪声的控制方案确定维持标称推力的控制方案。根据第四步骤440，控制器300监测发动机100的超驰条件(override condition)。现在更详细地描述方法400。
控制器300可以接收和/或评估数据以确定噪声敏感条件350。例如，噪声敏感条件350可以包括噪声阈值362、限制或目标降噪量(例如，达到目标噪声水平的降噪量)、偏离平均或可接受的噪声水平的量等。可以通过手动选择或启动模式、其组合等来确定或基于满足的其他条件来确定噪声敏感条件350。
可以基于与噪声敏感条件相关的其他因素或条件，例如位置、一天中的时间、高度等，在阈值噪声水平表中查找噪声阈值362、限制等。例如，噪声敏感条件350可以是沿飞行路径的位置、一天中的时间、高度或其组合的函数。噪声敏感条件350可以特定于在包括进场、边线和切回(cutback)的操作期间遇到的噪声测量点。
这里，噪声敏感条件350可以是计划的或预定的噪声阈值362，其基于诸如位置、一天中的时间、高度等的一个或多个条件来触发或确定。这些条件可以由传感器、飞行管理系统等检测，如下文进一步详细描述的。噪声阈值362可在限制时间内实施，在此期间基础条件保持不变。
噪声敏感条件350也可以基于模式的选择或手动设置来确定或实施。在这种情况下，可以手动选择噪声阈值362，或者可以通过分析随时间测量的噪声值360来自动确定噪声阈值362。例如，飞行器两侧的发动机可能会以在机舱内产生高于正常噪声水平的方式操作。这里，可以连续测量和分析噪声值360，并且实施反馈控制以将噪声水平保持在平均或可接受的噪声水平(或在一定范围内)(这可能取决于各种条件)。这里，噪声敏感条件350可以以非计划方式实施，包括使用控制功能来维持噪声水平。
噪声值360或噪声水平可基于来自与发动机100或飞行器104相关联的传感器320、322、324、326的一个或多个测量值或数据来确定。传感器可位于飞行器机身上或机身内(例如，传感器324)，位于机舱内(例如，传感器326)，可以是发动机100、102的一部分(在发动机上或内)(例如，传感器320、322)，或位于飞行器104上的其他位置。
示例性传感器包括声学传感器、加速度计或振动传感器、压力传感器、温度传感器(例如，排气温度(EGT)传感器)等。示例性传感器还可以包括高度传感器、全球定位系统(GPS)、距离传感器、计时器、下面关于飞行管理系统306讨论的其他传感器等。
根据方法400的第二步骤420，控制系统108确定对发动机100的一个或多个几何形状或操作条件的控制以降低噪声。
噪声敏感条件350还可以包括接近或超过噪声阈值362(例如，设置为静音模式的一部分的噪声阈值)的噪声值360。噪声阈值362可以经由手动飞行器控制308设置或选择和/或从飞行管理系统306确定。
噪声敏感条件350可以由飞行管理系统306确定。噪声敏感条件350可以是沿飞行路径的航路点处的噪声阈值、限制或目标降噪量。飞行管理系统306可以提供指示噪声敏感条件350的信号或数据，使得控制器300、302可以在沿飞行路径的计划(或非计划)航路点实施用于降噪的控制方案。
控制器300可以控制出口导向轮叶162的桨距角以减少起飞和着陆操作期间的社区噪声。噪声可以由地面水平传感器在噪声测量点(例如，声学认证点)处测量，包括在边线、切回和进场处。边线可以是起飞期间的侧向全功率噪声测量点，此处噪声水平最大，距离跑道侧1,476英尺；切回可以是距离跑道上滚转起点21,325英尺的飞越噪声测量点；进场可以是距离跑道入口6,562英尺的噪声测量点。
参考图4，示出了飞行器在边线噪声测量点处的示例性噪声分布450(例如，经纯音校正的感觉噪声级(PNLT)曲线)。在此，噪声分布450在400英尺高度达到前进侧的测量水平452(这里，标称峰值水平454-10dB)；在近似1000英尺高度达到标称峰值水平454；并对于边线认证条件，在1400英尺高度达到后退侧的测量水平452。在切回操作条件下高达例如4000英尺，噪声分布450可能达到后退侧的测量水平452。应当理解，与图4的噪声分布相关联的高度仅作为示例。
噪声分布450可以由地面水平传感器在噪声测量点处测量，从噪声上升到前进侧测量水平452以上时(例如，点460)开始并当噪声下降到后退侧测量水平452以下时结束。噪声等级可以基于噪声分布450和点460、462之间的测量水平452之间的面积。可以使用其他测量水平452、454并且可以基于不同位置、一天中的时间、其组合等的规定而变化。
为了针对降低的峰值水平464实现降低的噪声分布470(例如，相对于可用于测量水平452、454的标称噪声分布450降低)，控制器300可以确定下面进一步详细描述的噪声控制方案，包括关闭出口导向轮叶162的桨距角(例如，相对于标称桨距角)。
控制器300可以控制出口导向轮叶162的桨距角，以在跑道起飞(例如，0到400英尺高度)实现最大发动机效率，然后实现横向和飞越声学测量点(例如，当飞行器位于地面水平以上400英尺至4000英尺高度时)的最小噪声。因此，出口导向轮叶162的关闭可以在噪声上升到高于降低的峰值水平464-10dB水平的时间、位置和/或高度开始。
由于当噪声上升到高于降低的峰值水平464-10dB水平时沿飞行路径的位置或时间与高度、位置、距离或时间相关联(例如，基于典型的噪声分布)，所以控制器300对出口导向轮叶162的桨距角的控制可以基于来自噪声敏感条件350的飞行管理系统306的命令或指示。另外或可替代地，可根据来自传感器320、322的测量做出确定，上述传感器包括地上高度传感器(例如，从例如起飞点或制动器释放测量的高度)、位置测量(例如，从全球定位系统(GPS))、来自距离传感器的测量、来自计时器的测量(例如，车轮升起后的时间)、其组合等。
基于噪声敏感条件350，控制器300可以确定出口导向轮叶162的桨距角可以关闭的最大程度，同时仍保持风扇152的最小效率、风扇152的最小推力要求，或两者。例如，来自其他传感器320、322(例如，排气温度(EGT)传感器)的输入可用于从整体发动机性能或涡轮寿命角度确定出口导向轮叶162可以关闭的最大程度。EGT传感器可用于限制出口导向轮叶162的改变或关闭，因为如果排气温度高，涡轮寿命将受到影响。
为了保持整体发动机推力，可以增加风扇152的速度或者可以改变风扇叶片154的桨距。替代地，可以调整入口导向轮叶222的桨距以获得通过第三流的更多推力，从而补偿主流上的任何推力损失。由于发动机的噪声受主流影响很大，这导致在相同推力下操作时噪声较低。
控制器300可替代地或附加地将出口导向轮叶162关闭到确定为基于峰值噪声水平实现噪声分布的程度。例如，出口导向轮叶162关闭计划可以基于峰值噪声水平和来自传感器的测量来预先确定。
在一些情况下，控制器300可以改变出口导向轮叶162的桨距角以将噪声水平保持在低于峰值噪声水平的水平(例如，保持在标称峰值水平454 -5dB的水平)。在一些情况下，控制器300可以连续或频繁地改变出口导向轮叶162的桨距角以实现低于峰值噪声水平的平均噪声水平。
根据方法400的第二步骤420的一个方面，控制器300改变出口导向轮叶162围绕它们各自的中心叶片轴线164的桨距角。参考图5，根据本公开的一个或多个方面，提供来自无管道(例如风扇152或螺旋桨)部件的示例性噪声，可以通过打开或关闭出口导向轮叶162相对于设计点500的桨距角来实现降噪。降噪量可能会因风扇尖端速度和设计而异。例如，方法400可以在步骤420相对于出口导向轮叶162的导向轮叶计划改变出口导向轮叶162的桨距角。
在图5中，负值桨距角对应于打开出口导向轮叶162相对于设计点500的桨距角，正值桨距角是指关闭出口导向轮叶相对于设计点500的桨距角。出口导向轮叶162的桨距角在某些条件下(例如边线和切回)关闭以降低噪声。出口导向轮叶162的桨距角可以在某些条件下(例如，进场)打开以降低噪声。
设计点500可以指部件的取向(包括桨距角)以从给定飞行器任务的燃料燃烧角度实现最大效率。设计点500可以称为航空设计点(ADP)。
例如，将出口导向轮叶162的桨距角打开(例如，在进场时)约5度(即，x轴上的-5度)可以降噪近似1-2分贝(dB)。
通过关闭出口导向轮叶162的桨距角(例如，在边线处)，可以实现更大的降噪。例如，将出口导向轮叶162的桨距角关闭约5度可降噪近似1-2分贝(dB)，将出口导向轮叶162的桨距角关闭约10度可降噪近似2-4分贝(dB)，将出口导向轮叶162的桨距角关闭约15度可降噪近似3-5dB。
噪声值可以根据各种方法来测量，包括测量风扇的叶片通过频率处的噪声或主频率处的噪声或风扇系统的有效感觉噪声。
根据步骤420的另一方面，参考图6和7，提供了在进场和边线处风扇系统噪声与风扇尖端速度的图示，控制器300可以附加地或替代地例如在边线、切回和进场中的一个或多个处控制风扇152相对于标称速度的速度(例如，风扇尖端速度)以降低噪声。标称速度可以是针对燃料效率(例如，最低燃料燃烧)和/或涡轮寿命考虑而优化的速度。在可接受的风扇尖端速度范围内替代地或附加地优化或选择以降低噪声的速度可称为降噪速度。在以降噪速度操作期间可以保持总发动机推力。
参考图6，在进场时并且相对于进场噪声测量点，风扇152的速度可以相对于标称速度610降低以降低从风扇系统发出的噪声。例如，风扇152的速度可以降低到降噪速度620(例如，比标称速度610低8％到10％的速度)，从而将风扇系统降噪0.6dB到0.85dB。这里，中间风扇的推力贡献可以尽可能低。
参考图7，相对于标称速度710(例如，超速)增加风扇152的速度会降低风扇系统在边线噪声测量点处的噪声。在某些情况下，增加风扇尖端速度可以降低风扇系统的噪声，因为增加风扇尖端速度会提高风扇效率。这继而降低了风扇尾流强度，从而导致来自出口导向轮叶162的相互作用噪声降低。例如，风扇152的速度可以增加到降噪速度720(例如，比标称速度710高2％至3％的速度)，其中风扇系统噪声处于曲线上的最低点。这里，以降噪速度720操作可以相对于以标称速度710操作将风扇系统的降声降低1.3dB至1.5dB。
增加的速度可以至少部分地补偿由于关闭出口导向轮叶162的桨距角和/或风扇叶片154的桨距角而导致的推力减小。因此，这些措施一起可以共同降低噪声同时限制在边线处的推力损失(例如，保持发动机的总推力基本恒定)。
在切回时并且相对于切回测量点，相对于标称测量点降低风扇尖端速度在一定程度上降低了风扇系统噪声。
根据步骤420的另一方面，可以改变风扇叶片桨距角以增加由风扇152产生的推力，以抵消由于关闭出口导向轮叶162的桨距角而导致的推力的任何减小。虽然这增加了从风扇152流出的尾流强度，因此增加了这些尾流撞击出口导向轮叶162的相互作用噪声，但是这种尾流强度的变化很小，并且在出口导向轮叶162的桨距角关闭的情况下系统的噪声仍然是低于标称设置。
根据方法400的第三步骤430，控制器300被配置为基于在第二步骤420中确定的几何结构和操作条件来控制发动机100的几何结构或操作条件，以保持发动机的推力(例如，标称推力)。推力分离可以在无管道流(例如，第一流)和管道流(例如，第二和第三流)之间。在某些示例性方面，方法400可以在步骤430处响应于步骤410、420或两者而相对于基本功率管理计划修改发动机的几何形状和操作条件。
控制器300可以控制管道特征的几何形状或操作条件，包括中间风扇180的速度和入口导向轮叶222围绕它们各自的中心叶片轴线224的桨距角。控制器300可以控制发动机100的无管道特征的几何形状或操作条件，包括风扇叶片154围绕它们各自中心叶片轴线156的桨距角、风扇152的速度和出口导向轮叶162围绕它们各自的中心叶片轴线164的桨距角。例如，控制器300可以控制未根据在第二步骤420确定的几何形状和操作条件控制的无管道特征。
所需的推力量在不同的高度和操作(例如，起飞和着陆操作)下变化。作为图1的发动机配置的一个示例，对发动机100的总推力的贡献可以分布在风扇152(和旁通通道)和风扇管道192之间。
风扇152、出口导向轮叶162、中间风扇180和入口导向轮叶222中的一个或多个的几何形状或操作条件可以基于风扇152和出口导向轮叶162中的一个或多个的几何形状或操作条件被控制以维持标称推力。
例如，如上文关于第二步骤420所述，为了降噪，由风扇152或发动机100产生的推力可以随着出口导向轮叶162的桨距角的关闭、风扇叶片154的桨距的关闭、风扇152的速度降低或其组合而减小。
在一些情况下，推力的下降可以通过风扇152(和中间风扇180)的速度增加来补偿。附加地或替代地，控制器300可以通过改变入口导向轮叶222的桨距角来维持发动机100的推力。这里，通过风扇管道192的气流提供额外的推力(至少部分地由中间风扇180和入口导向轮叶222产生)使得风扇152和出口导向轮叶162需要较低分量的推力。无管道部件或流和管道部件或流的分量贡献可称为推力分离。
类似地，通过风扇管道192的气流产生的推力可以随着入口导向轮叶222的桨距改变、中间风扇叶片182的桨距关闭(未示出)、中间风扇180的速度减小或其组合而减小。在某些情况下，推力的下降可以通过增加中间风扇180的速度来补偿。
附加地或替代地，控制器300可以通过增加风扇152的速度、改变风扇叶片154的桨距、和/或(打开)出口导向轮叶162的桨距角来调整推力分离或以其他方式增加发动机100的推力，以补偿由通过风扇管道192的气流产生的推力下降。这里，风扇152提供额外的推力，使得通过风扇管道192的气流需要较低分量的推力。
根据方法400的第四步骤，控制器300可以监视方法400应该被中断或推翻的条件。这种条件包括发动机的性能和/或健康状况降低的情况。例如，控制器可以监测来自发动机100的传感器320的发动机气体温度测量，并且如果温度达到极限则结束降噪方法400。
降噪方法400可能会被其他情况推翻，例如如果发动机中的一个不工作并且需要正常工作的发动机的全推力性能。
参考图8，提供了控制系统108的替代实施例，其可以基于多发动机噪声控制方法800来控制一个或多个发动机100、102。例如，一个或多个发动机可以被控制为基于飞行器104上或中的噪声传感器限制机舱噪声和/或社区噪声。如上所述，噪声传感器可包括机身106或机舱内部的加速度计、温度传感器或声学传感器(例如，传感器326)。
在图8的实施例中，控制系统108包括监督控制器804。监督控制器804被配置为接收来自机舱传感器326以及发动机传感器320、322的传感器测量并经由控制器300、302协调对发动机100、102的控制来降低整体噪声。替代地或附加地，控制器300、302可以直接彼此通信以共享数据(例如，传感器数据、几何形状、速度等)并协调对发动机100、102的控制以降低整体噪声。
右舷声学噪声传感器320可以靠近右舷发动机100(例如，如关于发动机100所描述的)定位，左舷声学噪声传感器322可以靠近左舷发动机102(例如，如关于发动机100所描述的)定位。
参考图9，根据第一步骤810，监督控制器804确定与发动机100、102中的每一个(例如，左舷和右舷)相关联的噪声敏感条件350(例如，来自发动机传感器320、322的噪声值360)。替代地或附加地，监督控制器804也可以从机舱传感器326确定接近或超过噪声阈值的机舱的噪声值360。
右舷发动机100可以具有与左舷发动机102不同的噪声水平(例如，基于风扇152的旋转方向或其他因素)。因此，相关联的声学噪声传感器320、322可以测量不同的噪声水平。
根据第二步骤820，监督控制器804确定对发动机100中的至少一个的控制以降低噪声。监督控制器804可以确定贡献(例如，来自机舱传感器326的机舱噪声值360的贡献)并且控制一个发动机100的发动机几何形状或操作条件不同于另一个发动机102的发动机几何形状或操作条件(例如，根据不同的贡献)，以降低整体机舱噪声。
例如，监督控制器804可以独立地调整左舷和/或右舷发动机100、102的发动机几何形状或速度，以降低与较高噪声相关联的发动机100、102的噪声水平。替代地或附加地，监督控制器804可以独立地调整左舷和/或右舷发动机100、102的发动机几何形状或速度，以实现在机舱或机身106内更好的噪声消除。
根据第三步骤830，监督控制器804基于从第二步骤820确定的几何形状和/或速度确定对发动机100、102的控制以维持每个发动机的标称推力。监督控制器804可以独立地调整发动机100、102的推力分离，同时保持发动机100、102的相同总推力。推力调整可以是飞行器操作条件(例如，巡航、爬升等)的函数。
本书面描述使用示例来公开本公开，包括最佳模式，并使本领域的任何技术人员能够实践本公开，包括制造和使用任何设备或系统以及执行任何结合的方法。本公开的专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有区别的结构元素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性差异的等效结构元素，则它们旨在落入权利要求的范围内。
进一步的方面由以下条项的主题提供：
一种发动机，包括：与低压涡轮驱动联接的无管道风扇，所述无管道风扇包括多个风扇叶片，其中，所述多个风扇叶片的桨距角是可变的；多个无管道出口导向轮叶，其中，所述多个无管道出口导向轮叶的桨距角是可变的；和控制器，所述控制器被配置为基于噪声敏感条件改变以下中的至少一个：所述管道出口导向轮叶的所述桨距角；所述无管道风扇的速度；和所述多个风扇叶片的所述桨距角。
根据这些条项中的一项或多项所述的发动机，其中，基于所述噪声敏感条件改变所述无管道出口导向轮叶的所述桨距角包括相对于设计点将所述无管道出口导向轮叶关闭3至20度。
根据这些条项中的一项或多项所述的发动机，其中，基于所述噪声敏感条件改变所述无管道出口导向轮叶的所述桨距角包括相对于设计点将所述无管道出口导向轮叶打开1至5度。
根据这些条项中的一项或多项所述的发动机，其中，所述无管道风扇的所述速度被增加。
根据这些条项中的一项或多项所述的发动机，其中，所述无管道风扇的所述速度被降低。
根据这些条项中的一项或多项所述的发动机，其中，所述控制器被配置为：相对于标称桨距改变所述无管道出口导向轮叶的桨距；相对于标称桨距改变所述风扇叶片的桨距；和相对于标称速度改变所述无管道风扇的速度。
根据这些条项中的一项或多项所述的发动机，其中，所述噪声敏感条件基于位置、高度和一天中的时间中的至少一个。
根据这些条项中的一项或多项所述的发动机，其中，所述噪声敏感条件基于进场、切回和边线中的至少一个的噪声测量点。
根据这些条项中的一项或多项所述的发动机，其中，所述噪声敏感条件基于选定的噪声阈值。
根据这些条项中的一项或多项所述的发动机，其中，所述噪声敏感条件基于将噪声值保持在噪声水平。
根据这些条项中的一项或多项所述的发动机，其中，所述控制器进一步被配置为调整无管道气流流和管道气流流之间的推力分离。
根据这些条项中的一项或多项所述的发动机，其中，调整所述无管道气流流和所述管道气流流之间的推力分离包括维持所述发动机的标称推力。
根据这些条项中的一项或多项所述的发动机，包括管道风扇和位于所述管道风扇前方的入口导向轮叶，其中，所述入口导向轮叶的桨距角是可变的。
根据这些条项中的一项或多项所述的发动机，其中，所述控制器被配置为基于所述噪声敏感条件控制所述入口导向轮叶的所述桨距角，以调整无管道气流流和管道气流流之间的推力分离。
根据这些条项中的一项或多项所述的发动机，进一步包括可变面积风扇管道喷嘴。
根据这些条项中的一项或多项所述的发动机，其中，所述控制器被配置为基于所述噪声敏感条件控制所述可变面积风扇管道喷嘴的面积，以调整所述无管道气流流和管道气流流之间的推力分离。
一种飞行器，包括：第一发动机，所述第一发动机包括第一无管道风扇、第一管道风扇和第一出口导向轮叶；第二发动机，所述第二发动机包括第二无管道风扇、第二管道风扇和第二出口导向轮叶；和控制器，所述控制器被配置为基于与所述第一发动机相关的第一噪声值和与所述第二发动机相关的第二噪声值独立地调整以下中的至少一个：在所述第一无管道风扇与所述第一管道风扇和所述第一出口导向轮叶中的至少一个之间的第一推力分离；和在所述第二无管道风扇与所述第二管道风扇和所述第二出口导向轮叶中的至少一个之间的第二推力分离。
根据这些条项中的一项或多项所述的飞行器，其中，所述第一噪声值基于来自与所述第一发动机相关联的第一传感器的测量值，并且所述第二噪声值基于来自与所述第二发动机相关联的第二传感器的测量值。
根据这些条项中的一项或多项所述的飞行器，其中，所述第一传感器位于所述第一发动机和所述飞行器的机身中的一个上；并且所述第二传感器位于所述第二发动机和所述飞行器的所述机身中的一个上。
一种操作燃气涡轮发动机的方法，所述燃气涡轮发动机包括低压涡轮、与所述低压涡轮驱动联接的无管道风扇以及多个出口导向轮叶，所述方法包括：用所述燃气涡轮发动机的控制器接收指示噪声敏感条件的数据；和响应于接收到的指示所述噪声敏感条件的数据，改变以下中的至少一个：所述出口导向轮叶的桨距角；所述无管道风扇的速度；和所述无管道风扇的风扇叶片的桨距角。

Claims (10)

1.一种发动机，其特征在于，包括：
无管道风扇，所述无管道风扇与低压涡轮驱动联接，所述无管道风扇包括多个风扇叶片，其中，所述多个风扇叶片的桨距角是可变的；
多个无管道出口导向轮叶，其中，所述多个无管道出口导向轮叶的桨距角是可变的；和
控制器，所述控制器被配置为基于噪声敏感条件改变以下中的至少一个：
所述多个无管道出口导向轮叶的所述桨距角；
所述无管道风扇的速度；和
所述多个风扇叶片的所述桨距角。
2.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，其中，基于所述噪声敏感条件改变所述无管道出口导向轮叶的所述桨距角包括相对于设计点将所述无管道出口导向轮叶关闭3至20度。
3.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，其中，基于所述噪声敏感条件改变所述无管道出口导向轮叶的所述桨距角包括相对于设计点将所述无管道出口导向轮叶打开1至5度。
4.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，其中，所述无管道风扇的所述速度被增加。
5.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，其中，所述无管道风扇的所述速度被降低。
6.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，其中，所述控制器被配置为：
相对于标称桨距，改变所述无管道出口导向轮叶的桨距；
相对于标称桨距，改变所述风扇叶片的桨距；和
相对于标称速度，改变所述无管道风扇的速度。
7.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，其中，所述噪声敏感条件基于位置、高度和一天中的时间中的至少一个。
8.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，其中，所述噪声敏感条件基于进场、切回和边线中的至少一个的噪声测量点。
9.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，其中，所述噪声敏感条件基于选定的噪声阈值。
10.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，其中，所述噪声敏感条件基于将噪声值保持在噪声水平。
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