CN114201819B - 一种融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置，涉及直升机降噪技术领域，包括环形扬声器阵列、多个力激励器、误差传声器、ANC控制器、座舱传感器和机载计算机；通过在旋翼桨毂设置环形扬声器阵列以及在桨叶后缘布置非定常力激励器，利用主动降噪控制原理，构造与原声场声波反相的声场，进行噪声的抵消，从而实现了全域、全类型的直升机噪声的降噪。

Description

一种融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置
技术领域
本发明涉及直升机降噪技术领域，特别是涉及一种融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置。
背景技术
直升机独特的垂直起降、空中悬停、迴转及超低空飞行能力，使它在军、民领域具有广泛的用途，尤其在应对突发事件方面，更具有不可替代的作用。而近年来，随着全球直升机的广泛应用，噪声大的缺点也越来越引起人们的重视。目前，无论是国际民用航空组织、还是各国航空局的噪声适航条例，都已经把直升机的噪声问题提高到了几乎与直升机安全性、可靠性等相当的地位，噪声控制正日益成为现代直升机设计中需要重点考虑的方面。直升机外部噪声的声源众多，因此找寻能够有效降低各类或者大部分噪声的抑制技术对于直升机的发展、使用具有重要意义。
目前直升机降噪技术可以分为以下几类：
第一类技术是基于桨叶气动外形设计的被动噪声抑制技术。直升机旋翼噪声与桨叶外形密切相关。研究人员主要通过改变桨叶气动外形，比如在桨尖采用尖削、后掠形式，并在桨叶外端使用薄翼型，亦或设计具有展向大变形的桨叶外形，以降低旋翼噪声。如AH-64直升机旋翼桨叶采用后掠桨尖，使噪声水平降低2dB左右；黑鹰直升机经过历次改进设计，旋翼桨尖由最初的矩形变为下反尖削形式，以用于减小噪声水平；欧洲研制的Blue-edge旋翼桨叶采用了双掠型桨叶(前掠-后掠组合)，使得平飞状态下的旋翼气动噪声可以降低2-3dB。
该类技术本质是通过改变桨叶外形改善旋翼气动环境从而进行噪声抑制。旋翼气动性能直接决定于桨叶外形，因此为了保证旋翼具有优良的气动性能，在进行低噪声旋翼设计时需要在噪声和性能设计之间进行折衷。因此该类技术的主要缺点是噪声抑制效果弱、无法对飞行状态进行自适应。
第二类技术是基于桨叶运动控制的主动抑制技术，如高阶谐波控制(Highharmonic control，HHC)、单片桨叶控制(Individual blade control，IBC)等。该类技术在桨毂不动环上方或者下方加装作动装置，通过驱动整体桨叶或者单片桨叶进行高频运动，改变桨叶扭转，引起桨叶气动载荷分布及挥舞运动变化，增大桨-涡干扰距离，从而实现对旋翼桨-涡干扰噪声的控制。
该类技术本质是通过改变桨尖涡的特征，减弱桨-涡干扰现象，其主要缺陷是仅能抑制桨-涡干扰噪声，且降噪的同时会引起振动增加的不利影响。
第三类技术是基于飞行轨迹控制的噪声抑制技术。直升机飞行过程中的噪声辐射不仅与旋翼自身噪声水平有关，同时也取决于飞行方式和姿态等。该技术就是利用这一特征，通过飞行轨迹(包含飞行姿态、位置和操作等)的变化，改变旋翼噪声声压级和传播方向特性，使得特定区域或位置上噪声辐射强度减小，从而实现降噪。
该类技术仅是改变了噪声传播方向或者是避开了噪声大的飞行状态，其不具备降低直升机自身噪声水平的能力，不是真正的噪声抑制技术。
综上，目前直升机降噪技术存在噪声抑制能力弱、抑制类型受限以及飞行状态自适应差的问题，如何实现全域、全类型的直升机噪声的降噪，成为本领域技术人员亟待解决的问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置，以实现全域、全类型的直升机噪声的降噪。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置，所述装置包括环形扬声器阵列、多个力激励器、误差传声器、ANC控制器、座舱传感器和机载计算机；
所述环形扬声器阵列设置于机身上方的桨毂外侧；所述力激励器设置于直升机的桨叶后缘；每个桨叶后缘均设置有多个所述力激励器；所述机载计算机和所述座舱传感器均设置于直升机座舱内部；所述ANC控制器分别与所述环形扬声器阵列和所述误差传声器连接；所述机载计算机分别与所述座舱传感器和所述误差传声器连接；
所述力激励器用于产生与厚度噪声相位相反的力噪声；所述力激励器还用于降低旋翼载荷噪声和抑制桨-涡干扰噪声；所述机载计算机中存储有噪声辐射球数据库；所述噪声辐射球数据库包括一组关于飞行速度的噪声辐射球、一组关于拉力系数的噪声辐射球、一组关于桨盘迎角的噪声辐射球和一组关于桨尖速度的噪声辐射球；所述座舱传感器用于获取旋翼实时的飞行参数；所述飞行参数包括飞行速度、拉力系数、桨盘迎角和桨尖速度；所述机载计算机用于根据所述飞行参数和所述噪声辐射球数据库得到所述飞行参数对应的噪声辐射球，并将所述噪声辐射球向待降噪区域辐射，得到待降噪区域噪声；所述噪声辐射球的球面上存储有所述飞行参数对应的声场特性；所述误差传声器用于将噪声控制目标与所述待降噪区域噪声之间的误差向量传递至所述ANC控制器；所述ANC控制器用于根据所述误差向量控制所述环形扬声器阵列产生与所述误差向量相位相反的噪声。
可选地，所述桨叶后缘为0.7R-1.0R，R为桨叶半径。
可选地，所述力激励器包括分布式的后缘子翼、射流以及桨尖小翼。
可选地，每个桨叶后缘设置的所述力激励器的数量均相同。
可选地，所述力激励器产生的激励力式中，F表示激励力，所述激励力用于产生与厚度噪声相位相反的力噪声，Fn表示第n阶激励力的幅值，/>表示桨叶方位角，/>表示力激励器的触发初相位。
可选地，所述机载计算机用于根据所述飞行参数利用数值插值方法从所述噪声辐射球数据库中进行插值，得到所述飞行参数对应的噪声辐射球。
可选地，所述机载计算机还用于将所述噪声辐射球作为二级球声源，根据所述噪声辐射球的半径与待降噪区域之间的距离，仅考虑声的几何衰减和大气吸声影响，利用噪声衰减计算公式，得到待降噪区域噪声。
可选地，所述装置还包括球形扬声器阵列；
所述球形扬声器阵列设置于机舱前部或者侧位上；所述球形扬声器阵列与所述ANC控制器连接；所述ANC控制器用于接收所述误差传声器传递的噪声控制目标与待降噪区域噪声之间的误差向量，并控制所述球形扬声器阵列产生与所述误差向量相位相反的噪声。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
本发明公开的融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置，通过在旋翼桨毂设置环形扬声器阵列以及在桨叶后缘布置非定常力激励器，利用主动降噪控制原理(Active Noise Cancellation，ANC)，构造与原声场声波反相的声场，进行噪声的抵消，从而实现了全域、全类型的直升机噪声的降噪。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置实施例的结构图；
图2为本发明改进前馈型ANC系统和传统前馈型ANC系统示意图；
图3为本发明噪声辐射球示意图；
图4为本发明融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制系统结构示意图；
图5为本发明融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制系统侧视图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明的目的是提供一种融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置，以实现全域、全类型的直升机噪声的降噪。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
图1为本发明融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置实施例的结构图。参见图1，该融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置包括环形扬声器阵列101、多个力激励器102、误差传声器103、ANC控制器104、座舱传感器105和机载计算机106。
环形扬声器阵列101设置于机身上方的桨毂外侧；力激励器102设置于直升机的桨叶后缘；每个桨叶后缘均设置有多个力激励器102；机载计算机106和座舱传感器105均设置于直升机座舱内部；ANC控制器104分别与环形扬声器阵列101和误差传声器103连接；机载计算机106分别与座舱传感器105和误差传声器103连接。
力激励器102用于产生与厚度噪声相位相反的力噪声；力激励器102还用于降低旋翼载荷噪声和抑制桨-涡干扰噪声；机载计算机106中存储有噪声辐射球数据库；噪声辐射球数据库包括一组关于飞行速度的噪声辐射球、一组关于拉力系数的噪声辐射球、一组关于桨盘迎角的噪声辐射球和一组关于桨尖速度的噪声辐射球；座舱传感器105用于获取旋翼实时的飞行参数；飞行参数包括飞行速度、拉力系数、桨盘迎角和桨尖速度；机载计算机106用于根据飞行参数和噪声辐射球数据库得到飞行参数对应的噪声辐射球，并将噪声辐射球向待降噪区域辐射，得到待降噪区域噪声；噪声辐射球的球面上存储有飞行参数对应的声场特性；误差传声器103用于将噪声控制目标与待降噪区域噪声之间的误差向量传递至ANC控制器104；ANC控制器104用于根据误差向量控制环形扬声器阵列101产生与误差向量相位相反的噪声。
具体的，桨叶后缘为0.7R-1.0R，R为桨叶半径。
力激励器102包括分布式的后缘子翼、射流以及桨尖小翼。力激励器102的具体实现可以多种形式，比如采用分布式的后缘子翼、射流以及桨尖小翼等等。所有的力激励器102从原理角度统称为力激励器，但是在具体实现的时候，可以有子翼、射流、小翼等。
力激励器102产生的激励力式中，F表示激励力，激励力用于产生与厚度噪声相位相反的力噪声，Fn表示第n阶激励力的幅值，/>表示桨叶方位角，/>表示力激励器102的触发初相位。
机载计算机106用于根据飞行参数利用数值插值方法从噪声辐射球数据库中进行插值，得到飞行参数对应的噪声辐射球。机载计算机106还用于将噪声辐射球作为二级球声源，根据噪声辐射球的半径与待降噪区域之间的距离，仅考虑声的几何衰减和大气吸声影响，利用噪声衰减计算公式，得到待降噪区域噪声。
进一步的，该融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置还包括球形扬声器阵列；
球形扬声器阵列设置于机舱前部或者侧位上；球形扬声器阵列与ANC控制器104连接；ANC控制器104用于接收误差传声器103传递的噪声控制目标与待降噪区域噪声之间的误差向量，并控制球形扬声器阵列产生与误差向量相位相反的噪声。
该实施例中，每个桨叶后缘设置的力激励器102的数量均相同。
该融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置采用设置于桨叶后缘的力激励器102进行全域噪声的抑制，具体包括：
1、对厚度噪声的抑制，具体为：在桨叶外端(0.7R-1.0R，R为桨叶半径)后缘布置力激励器102(每个力激励器102产生的力都是平行于翼型的)，使得激励力能够产生如公式(1)所示的非定常力，且力的方向平行于翼型的弦向。其中，力激励器102的数目和布置位置需要根据具体的机型以及降噪需求确定。
其中，F是激励力，Fn表示第n阶激励力的幅值，是桨叶方位角，/>是初相。
由声学基本控制方程，即FW-H方程可知，在随桨叶旋转过程中力激励器102产生的弦向、周期非定常气动力能够产生一种平面内的力噪声，该噪声的波形与桨叶自身的厚度噪声波形是相同的。利用这个特性，通过控制力激励器102的触发初相位(初相)，改变力噪声波形的相位角，从而使得恰与厚度噪声的相位相反，这样激励力的噪声和厚度噪声两列声波形成反相干涉，可以相互抵消，从而对原始噪声进行抑制。因为弦向非定常力产生的力噪声的传播方向性与厚度噪声方向性完全一致，该方法对于噪声的抑制具有全域性。
2、对桨-涡干扰噪声的抑制，具体为：力激励器102在工作过程中可以改变桨叶展向的气动力，通过对初相的控制，改善桨叶局部气动力分布，降低旋翼载荷噪声；此外，力激励器102产生的气动力能影响桨尖涡生成及传播路径，使得在局部位置上桨尖涡远离旋翼平面，从而抑制桨-涡干扰噪声。
该融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置采用扬声器阵列(包括环形扬声器阵列101和球形扬声器阵列)进行局部区域噪声的定向抑制，力激励器102能够进行全域小幅度的降噪，而扬声器阵列的引入能够针对局部关注区域进行更大幅度噪声的抑制，具体包括：
1、利用ANC原理，对于外部自由声场的控制，采用前馈型ANC系统。图2中(a)部分表示传统前馈型ANC系统示意图，图2中(b)部分表示本发明改进前馈型ANC系统示意图，如图2中(a)部分所示，在机身外部布置扬声器阵列(次级声源)，根据从参考传声器获得的关注区域的噪声信号(被控噪声)，进行频谱分析，通过对电-声转换器的控制，使得扬声器声阵列能够产生与被控噪声相位相反的噪声，两个声场合成后即可降低噪声。基于ANC的扬声器阵列控制方法是根据被控噪声的各阶频率和相位合成的声波波形，因此可对更多噪声类型进行控制，也可用于处理宽带噪声信号。噪声由很多频率成分构成的，每个成分依据自己的频率和相位合成总的噪声波形。相位相消实际指的是各个频率下对应的相位抵消。
2、旋翼产生的噪声可认为是一个球声源，因此在桨毂外侧、机身上方布置一个环形扬声器阵列101，这样扬声器阵列(反噪声声源)与旋翼(原噪声声源)在空间上具有较高的位置相似性，便于噪声控制。
3、单个环形扬声器阵列101的效果有效，为获得更好的降噪效果，并考虑设备安装的可行性，在机舱前部或者侧位也可以布置一个球形扬声器阵列，利用球形扬声器阵列对布局区域进行降噪加强。环形扬声器阵列101和球形扬声器阵列都是为了进行局部降噪。环形扬声器阵列是必备的，球形扬声器阵列可以根据需要进行增加，即先在桨毂处放置环形扬声器阵列101，增强效果，可以再增加球形扬声器阵列。
4、前馈型ANC系统用于控制扬声器阵列产生与被控噪声相位相反的噪声。前馈型ANC系统具有很强的鲁棒性，但应用于直升机噪声控制时，最大的问题是无法在任意的前方位置安装参考传声器，即无法实时获得关注区域的噪声特性，这样就无法构建完整的反馈系统。本发明提出了图2中(b)部分所示的用于直升机噪声抑制的改进前馈型ANC系统，该系统中设计了虚拟参考传声器来代替传统前馈型ANC系统中真实的参考扬声器，实现了系统的闭环运行。虚拟参考传声器上的噪声特性可通过以下实施步骤获得：
噪声辐射球计算。如图3所示，单个的噪声辐射球是一个以桨毂中心为球心，半径为2-5倍桨叶半径的半球面，该球面上存储着旋翼在一个具体的飞行状态下的声场特性。噪声辐射球可以通过直升机气动噪声程序(现有的程序)进行计算获得。
噪声辐射球数据库建立。旋翼噪声特性用四个飞行参数来描述，分别是飞行速度、拉力系数、桨盘迎角以及桨尖速度。根据直升机特征、使用目标等，确定上述四个飞行参数的范围及离散精度，任取其中一个参数，如飞行速度，计算范围可选择0-300km/h，间隔10km/h，计算出一组关于飞行速度的噪声辐射球；然后再依次计算出一组关于拉力系数的噪声辐射球、一组关于桨盘迎角的噪声辐射球和一组关于桨尖速度的噪声辐射球，分类存储，从而形成噪声辐射球数据库。其中，噪声辐射球的计算是本领域常规操作，只要有直升机气动噪声程序即可计算出噪声辐射球。
噪声辐射球选取与插值。上述建立的噪声辐射球数据库存贮于位于座舱内部的机载计算机106中。由于数据库无法覆盖所有飞行状态，在实际使用时，根据座舱传感器获得飞行速度、拉力系数、桨盘迎角以及桨尖速度这四个飞行参数的实时值，通过数值插值(常用的数值插值方法)从噪声辐射球数据库里进行插值，获得一个反映当前飞行状态的噪声辐射球。其中，当前飞行状态即飞机以当前飞行速度、拉力系数、桨盘迎角以及桨尖速度四个飞行参数飞行时的状态。当前飞行状态与当前飞行参数对应。
虚拟参考传声器噪声的计算。虚拟参考传声器等同于设置在降噪关注区域(待降噪区域)的真实参考传声器，虚拟参考传声器的设置位置即降噪关注区域。因噪声辐射球半径是固定的，一般噪声关注区域不位于该球面上。因此需要将插值获得的噪声辐射球进一步往虚拟参考传声器所在位置辐射，获得虚拟参考传声器上的噪声特性，即从虚拟参考传声器获得的关注区域的噪声信号(被控噪声)。该步的实施可以将噪声辐射球作为二级球声源，根据噪声辐射球的半径与虚拟参考传声器位置之间的距离，仅考虑声的几何衰减和大气吸声影响，通过噪声衰减计算公式，即可获得关注区域上的噪声，即虚拟参考传声器噪声信号。
在获得虚拟参考扬声器信号后，根据该信号与目标量(想要达到的噪声控制效果)之间的差别，得到图2中(b)部分所示的误差传声器103的信号，误差传声器103将误差分量(误差向量)传递给ANC控制器104，由ANC控制器104自动调节扬声器阵列，即图2中(b)部分的次级声源的输出信号，产生更为合适的反噪声，进行噪声抑制，从而形成完整的前馈控制。
本发明利用扬声器阵列进行直升机外部噪声的抑制，将扬声器阵列和桨叶后缘力激励器相结合，提出了一种具有全域、全类型噪声降噪能力的直升机气动噪声主动抑制技术，针对无限自由声场中无法布置参考扬声器的问题，基于数据融合的理念，提出了一种通过构建虚拟参考扬声器的方法，建立用于直升机噪声抑制的改进前反馈ANC系统(改进前馈型ANC系统)。
本发明提出了一种融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制技术及系统，其中，系统的具体结构如图4、图5所示，包括桨毂环形扬声器阵列、座舱外侧扬声器阵列和桨叶后缘力激励器。该技术利用主动降噪控制原理，通过在桨叶后缘布置力激励器产生非定常的气动力，一方面可以产生与厚度噪声反相的声波，另一方面可以破坏旋翼桨尖涡，从而形成对旋转噪声和桨-涡干扰噪声的全域控制。因力激励器受限于狭窄的桨叶空间以及气动性能的约束，对于噪声的抑制幅度(即噪声降低的分贝数)有限。为了增强受关注方向的噪声抑制能力，通过在旋翼桨毂或者机身前方设置扬声器，构造与原声场声波反相的声场，对局部区域的噪声抑制进行定向加强，从而实现了全域、全类型的直升机噪声的降噪。
本发明提出的融合扬声器阵列和桨叶在桨有源控制的直升机气动噪声主动抑制技术，给出了扬声器阵列及在桨有源控制的具体实现方法和系统布置形式，通过在旋翼桨毂或者机身前方设置环形扬声器阵列以及在桨叶后缘布置非定常力激励器，利用主动降噪控制原理，构造与原声场声波反相的声场，进行噪声的抵消，从而实现了全域、全类型的直升机噪声的降噪，有效解决了直升机噪声辐射水平大、使用受限的问题。
与现有技术相比，本发明具有如下优点：
(1)自适应性好。本发明的噪声抑制技术属于主动控制技术范畴，可以根据直升机飞行和工作状态，实时调整控制规律以达到最好的噪声抑制效果，相比于被动降噪技术，具有飞行状态适应性好的优点；同时该系统对于桨叶自身气动性能影响较小。
(2)具有多类型噪声抑制能力。已有噪声抑制技术都是针对单一类型噪声的，本发明中基于后缘力激励的在桨控制可以进行桨-涡干扰噪声、厚度噪声的抑制，而ANC扬声器阵列可以进行旋转噪声和宽带噪声的抑制，由此实现对直升机多类噪声的同时抑制，大幅提高噪声抑制效果。
(3)实现全域/局部降噪相结合。如前所述，在桨控制方法对于旋翼厚度噪声和桨-涡干扰噪声具有全域抑制的能力；而基于ANC扬声器阵列则能针对特定区域进行噪声抑制的加强，从而实现一种全域/局部降噪相结合的噪声抑制技术。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (8)

1.一种融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置，其特征在于，所述装置包括环形扬声器阵列、多个力激励器、误差传声器、ANC控制器、座舱传感器和机载计算机；
所述环形扬声器阵列设置于机身上方的桨毂外侧；所述力激励器设置于直升机的桨叶后缘；每个桨叶后缘均设置有多个所述力激励器；所述机载计算机和所述座舱传感器均设置于直升机座舱内部；所述ANC控制器分别与所述环形扬声器阵列和所述误差传声器连接；所述机载计算机分别与所述座舱传感器和所述误差传声器连接；
所述力激励器用于产生与厚度噪声相位相反的力噪声；所述力激励器还用于降低旋翼载荷噪声和抑制桨-涡干扰噪声；所述机载计算机中存储有噪声辐射球数据库；所述噪声辐射球数据库包括一组关于飞行速度的噪声辐射球、一组关于拉力系数的噪声辐射球、一组关于桨盘迎角的噪声辐射球和一组关于桨尖速度的噪声辐射球；所述座舱传感器用于获取旋翼实时的飞行参数；所述飞行参数包括飞行速度、拉力系数、桨盘迎角和桨尖速度；所述机载计算机用于根据所述飞行参数和所述噪声辐射球数据库得到所述飞行参数对应的噪声辐射球，并将所述噪声辐射球向待降噪区域辐射，得到待降噪区域噪声；所述噪声辐射球的球面上存储有所述飞行参数对应的声场特性；所述误差传声器用于将噪声控制目标与所述待降噪区域噪声之间的误差向量传递至所述ANC控制器；所述ANC控制器用于根据所述误差向量控制所述环形扬声器阵列产生与所述误差向量相位相反的噪声。
2.根据权利要求1所述的融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置，其特征在于，所述桨叶后缘为0.7R-1.0R，R为桨叶半径。
3.根据权利要求1所述的融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置，其特征在于，所述力激励器包括分布式的后缘子翼、射流以及桨尖小翼。
4.根据权利要求1所述的融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置，其特征在于，每个桨叶后缘设置的所述力激励器的数量均相同。
5.根据权利要求1所述的融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置，其特征在于，所述力激励器产生的激励力式中，F表示激励力，所述激励力用于产生与厚度噪声相位相反的力噪声，Fn表示第n阶激励力的幅值，/>表示桨叶方位角，/>表示力激励器的触发初相位。
6.根据权利要求1所述的融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置，其特征在于，所述机载计算机用于根据所述飞行参数利用数值插值方法从所述噪声辐射球数据库中进行插值，得到所述飞行参数对应的噪声辐射球。
7.根据权利要求6所述的融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置，其特征在于，所述机载计算机还用于将所述噪声辐射球作为二级球声源，根据所述噪声辐射球的半径与待降噪区域之间的距离，仅考虑声的几何衰减和大气吸声影响，利用噪声衰减计算公式，得到待降噪区域噪声。
8.根据权利要求1所述的融合声阵列和在桨控制的直升机主动噪声抑制装置，其特征在于，所述装置还包括球形扬声器阵列；
所述球形扬声器阵列设置于机舱前部或者侧位上；所述球形扬声器阵列与所述ANC控制器连接；所述ANC控制器用于接收所述误差传声器传递的噪声控制目标与待降噪区域噪声之间的误差向量，并控制所述球形扬声器阵列产生与所述误差向量相位相反的噪声。
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