CN114275158B - 一种基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置，涉及旋翼类飞行器，包括第一阻力片、第一连接杆、第二阻力片、第二连接杆、转盘、第一铰接连杆和第二铰接连杆；直升机不需要进行噪声控制时，第一阻力片和第二阻力片降至旋翼桨尖内部；直升机需要进行噪声控制时，第一阻力片和第二阻力片升高至旋翼桨尖外部，第一阻力片和第二阻力片迎风产生阻力，阻力产生与厚度噪声声压曲线相位相同且方向相反的载荷噪声；第一阻力片和第二阻力片旋转来调整载荷噪声的方向。本发明能有效降低桨盘平面内的厚度噪声的声压级，提高直升机的声隐身特性。

Description

一种基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置

技术领域

本发明涉及旋翼类飞行器技术领域，特别是涉及一种基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置。

背景技术

直升机具有垂直起降、空中悬停等固定翼飞机无法比拟的优点，但由于直升机振动大、噪声大的特点，在很多情况下其使用受到限制。提高军用直升机的声隐身性能可以大大提高军用直升机的生存能力；民用方面，由于直升机的气动噪声响度大、传播方向远，一些地区上空禁止直升机飞行。无论是军用还是民用，现代直升机设计对低噪声辐射的要求日益迫切，国际民用航空组织对直升机的噪声水平的要求也日益严格。直升机的噪声水平几乎成为与性能、安全、可靠性一样重要的设计指标。

直升机的旋翼气动噪声可分为三大类：旋转噪声、宽带噪声和脉冲噪声。旋转噪声由厚度噪声和载荷噪声组成，可通过外形设计等手段有效地降低载荷噪声与脉冲噪声的声压级，而一般的降噪方法却对厚度噪声影响甚微。厚度噪声在桨盘平面内起主导作用且传播距离较远，对军用直升机的隐声性能与民用直升机的适航性能带来了巨大的影响。厚度噪声的成因是桨叶本身具有的厚度(桨叶排开空气的体积)，然而，桨叶的厚度在直升机设计好后便已经定型，常规的降噪方法(尤其是被动降噪方法)并不能改变桨叶的厚度，所以对厚度噪声影响甚微。

综上，如何有效降低桨盘平面内的厚度噪声的声压级，提高直升机的声隐身特性，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基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置，能够有效降低桨盘平面内的厚度噪声的声压级，提高直升机的声隐身特性。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置，所述装置包括第一阻力片、第一连接杆、第二阻力片、第二连接杆、转盘、第一铰接连杆和第二铰接连杆；

所述转盘、所述第一铰接连杆和所述第二铰接连杆均设置于旋翼桨尖内部；所述第一连接杆的一端和所述第二连接杆的一端均穿过所述转盘与所述第二铰接连杆连接；所述第一阻力片固定于所述第一连接杆的另一端；所述第二阻力片固定于所述第二连接杆的另一端；所述第一阻力片与所述第二阻力片平行；

所述第一铰接连杆连接于所述转盘的一侧；所述第一铰接连杆用于控制所述转盘旋转，所述转盘旋转时带动所述第一连接杆和所述第二连接杆同时旋转；所述第二铰接连杆用于控制所述第一连接杆和所述第二连接杆同时升降；所述第一连接杆旋转时带动所述第一阻力片旋转；所述第一连接杆升降时带动所述第一阻力片升降；所述第二连接杆旋转时带动所述第二阻力片旋转；所述第二连接杆升降时带动所述第二阻力片升降；

直升机不需要进行噪声控制时，所述第一阻力片和所述第二阻力片降至旋翼桨尖内部；直升机需要进行噪声控制时，所述第一阻力片和所述第二阻力片升高至旋翼桨尖外部，所述第一阻力片和所述第二阻力片迎风产生阻力，所述阻力产生与厚度噪声声压曲线相位相同且方向相反的载荷噪声；旋转所述第一阻力片和所述第二阻力片来调整所述载荷噪声的方向。

可选地，利用公式

计算所述阻力的最小值；

式中，L_r为所述阻力的最小值，τ为延迟时间，c₀为声速，M_r为声源与观测点连线的马赫数分量，M为声源处马赫数，p′_T为观测点处对应的厚度噪声声压值，r表示声源与观测点连线的距离，

是M_r关于时间的导数。

可选地，所述阻力的值大于等于L_r且小于2L_r。

可选地，所述第二连接杆的长度大于所述第一连接杆的长度；所述第二阻力片的升高范围大于所述第一阻力片的升高范围；当所述第二阻力片的升高高度大于所述第一阻力片的升高高度时，所述第二阻力片与所述第一阻力片的重叠面积减小，迎风面积增大，所述阻力增大；所述迎风面积根据所述阻力的值确定。

可选地，所述第一阻力片和所述第二阻力片的材质均与直升机旋翼的材质相同。

可选地，所述第一连接杆和所述第二连接杆均为半圆柱体，所述第一阻力片焊接在所述第一连接杆的长方形平面上；所述第二阻力片焊接在所述第二连接杆的长方形平面上。

可选地，所述转盘为圆片。

可选地，所述装置还包括第一杆套和第二杆套；所述第一杆套和所述第二杆套均焊接于所述转盘上；所述第一连接杆通过***所述第一杆套穿过所述转盘；所述第二连接杆通过***所述第二杆套穿过所述转盘。

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：

本发明公开的基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置，在直升机不需要进行噪声控制时，第一阻力片和第二阻力片降至旋翼桨尖内部，将对直升机的气动性能影响降低到最小；直升机需要进行噪声控制时，第一阻力片和第二阻力片升高至旋翼桨尖外部，第一阻力片和第二阻力片迎风产生阻力，阻力产生与厚度噪声声压曲线相位相同且方向相反的载荷噪声，旋转第一阻力片和第二阻力片来调整载荷噪声的方向，通过第一阻力片和第二阻力片增加了一个与厚度噪声大小相同、相位相同、符号相反(方向相反)的载荷噪声，用该载荷噪声抵消厚度噪声，从而有效降低了桨盘平面内的厚度噪声的声压级，提高了直升机的声隐身特性。

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为本发明基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置实施例的结构图；

图2为本发明桨叶内部第一铰接连杆、转盘与轴套安装相对位置示意图；

图3为本发明直升机桨尖机构安装位置示意图；

图4为本发明桨尖机构组成部件示意图；

图5为本发明AB两组阻力片高度相同时，两阻力片重叠示意图；

图6为本发明AB两组阻力片高度不同时，两阻力片错开示意图；

图7为不需要进行噪声控制时，本发明机构停止工作时的状态示意图；

图8为前飞/悬停状态下，本发明远场观测点位置的示意图；

图9为本发明以UH-1H旋翼为例，观测点距离桨盘中心100倍半径处，各方位角计算L_r值的结果示意图；

图10为直升机在悬停状态下使用本发明方法进行降噪过程中，降噪有效区域的示意图；

图11为直升机在前飞状态下使用本发明方法进行降噪过程中，降噪有效区域的示意图；

图12为利用本发明降噪方法后，通过CLORNS代码与wopwop程序仿真得到的观测点处的声压叠加情况示意图。

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基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置，能够有效降低桨盘平面内的厚度噪声的声压级，提高直升机的声隐身特性。

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为本发明基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置实施例的结构图。参见图1，该基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置包括第一阻力片101、第一连接杆102、第二阻力片103、第二连接杆104、转盘105、第一铰接连杆106和第二铰接连杆107。

转盘105、第一铰接连杆106和第二铰接连杆107均设置于旋翼桨尖内部；第一连接杆102的一端和第二连接杆104的一端均穿过转盘105与第二铰接连杆107连接；第一阻力片101固定于第一连接杆102的另一端；第二阻力片103固定于第二连接杆104的另一端；第一阻力片101与第二阻力片103平行。

第一铰接连杆106连接于转盘105的一侧；第一铰接连杆106用于控制转盘105旋转，转盘105旋转时带动第一连接杆102和第二连接杆104同时旋转；第二铰接连杆107用于控制第一连接杆102和第二连接杆104同时升降；第一连接杆102旋转时带动第一阻力片101旋转；第一连接杆102升降时带动第一阻力片101升降；第二连接杆104旋转时带动第二阻力片103旋转；第二连接杆104升降时带动第二阻力片103升降。图1示出了桨叶内部机构控制示意图。

直升机不需要进行噪声控制时，第一阻力片101和第二阻力片103降至旋翼桨尖内部；直升机需要进行噪声控制时，第一阻力片101和第二阻力片103升高至旋翼桨尖外部，第一阻力片101和第二阻力片103迎风产生阻力，阻力产生与厚度噪声声压曲线相位相同且方向相反的载荷噪声；旋转第一阻力片101和第二阻力片103来调整载荷噪声的方向。

具体的，利用公式

计算阻力的最小值；

式中，L_r为阻力的最小值，τ为延迟时间，c₀为声速，M_r为声源与观测点连线的马赫数分量，M为声源处马赫数，p′_T为观测点处对应的厚度噪声声压值，r表示声源与观测点连线的距离，

是M_r关于时间的导数。

阻力的值大于等于L_r且小于2L_r。

进一步的，第二连接杆104的长度大于第一连接杆102的长度；第二阻力片103的升高范围大于第一阻力片101的升高范围；当第二阻力片103的升高高度大于第一阻力片101的升高高度时，第二阻力片103与第一阻力片101的重叠面积减小，迎风面积增大，阻力增大；迎风面积根据阻力的值确定。

第一阻力片101和第二阻力片103的材质均与直升机旋翼的材质相同。第一阻力片101和第二阻力片103均为可收放阻力片，当安装在复合材料桨叶上，第一阻力片101和第二阻力片103选用相应的复合材料；当安装在金属桨叶上，第一阻力片101和第二阻力片103选用相应的金属材料。

第一连接杆102和第二连接杆104均为半圆柱体，即第一连接杆102和第二连接杆104均为半圆柱杆，第一阻力片101焊接在第一连接杆102的长方形平面上；第二阻力片103焊接在第二连接杆104的长方形平面上。第一连接杆102和第二连接杆104均为可旋转连接杆，第一连接杆102和第二连接杆104由可旋转圆盘，即转盘105控制，桨叶内部通过设置一个控制细杆，即第一铰接连杆106连接于可旋转圆盘一侧，可实现转盘105旋转范围为0至360度，第一连接杆102和第二连接杆104同时旋转。可旋转连接杆为半圆柱体，阻力片焊接在半圆柱杆的平面上。

转盘105为圆片，该圆片为普通圆片，即圆盘。圆片的旋转可进行主动控制，即由控制杆控制旋转和升降，控制杆包括第一铰接连杆106和第二铰接连杆107。两连杆(第一铰接连杆106和第二铰接连杆107)的长度差使两阻力片(第一阻力片101和第二阻力片103)可以产生高度差。第二铰接连杆107为控制高度的铰接连杆。

该基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置还包括第一杆套108和第二杆套109；第一杆套108和第二杆套109均焊接于转盘105上；第一连接杆102通过***第一杆套108穿过转盘105；第二连接杆104通过***第二杆套109穿过转盘105。桨叶内部第一铰接连杆106、转盘105与轴套(第一杆套108和第二杆套109)安装相对位置如图2所示。

该基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置具有两个自由度，既可以在桨盘平面内顺/逆时针旋转，又可以在不需要进行噪声控制的时候将第一阻力片101和第二阻力片103降入翼型表面开设的槽中。槽的开设位置，即在旋翼桨叶的桨尖处安装的阻力片机构的安装位置如图3所示，确定在桨尖0.9R-1R处，无论开设于此区域的哪个位置，均可进行对应的L_r计算，其中，R为桨叶半径。槽位于桨尖位置，对旋翼气动性能影响较小。槽的开设大小、开设深度由阻力片的尺寸与旋翼厚度决定。针对不同的旋翼，可开的槽的大小是不固定的，形状固定为矩形。旋翼厚度越大需要的阻力片尺寸越大。开槽前需要利用CLORNS代码对开槽后的旋翼性能进行计算，确定此方法不会影响旋翼安全性后才能进行改装。

图4示出了在旋翼桨叶的桨尖处安装的阻力片机构组成部件示意图。参见图4，该阻力片机构中的部件分为编号为AB的两组，A组(编号为103、104的两部件)比B组(编号为101、102的两部件)可升高的范围较大。图5示出了悬停状态下机构正在工作时的状态示意图，图6示出了前飞状态下机构正在工作时的状态示意图。如图5所示，当AB组部件高度相同时，两阻力片(第一阻力片101和第二阻力片103)重合。如图6所示，当A组继续升高时，两阻力片错开，总有效应风面积增大，产生的阻力增大。图1示出了桨叶内部控制阻力片高度差的机构示意图。通过改变阻力片的方向，即通过旋转圆片实现阻力片旋转，从而改变阻力片的方向，可以对产生的载荷噪声的相位进行调整。改变阻力片的方式，实际上改变了由声源指向观测点的矢量方向，该方向的改变会导致声信号传播的距离发生改变，所以相位会相应调整。通过改变A组阻力片的高度可以控制产生的阻力的大小，两者结合可以降低旋翼桨盘平面内厚度噪声。

基于本发明提供的一种基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置，本发明提供了一种基于可收放旋翼阻力片的降噪方法。该方法主要借助一种可收放机构实现。该可收放机构按如下方法实现旋翼的噪声控制：

步骤一：直升机正常飞行状态下，不需要进行噪声控制时，第一阻力片101和第二阻力片103呈收起状态，图7示出了不工作状态下机构示意图，如图7所示，AB两组的连接杆(第一连接杆102和第二连接杆104)降低，使两机构收入桨叶表面槽中，尽量将对直升机的气动性能影响降低到最小。

步骤二：需要对直升机进行平面内噪声控制时，通过升高第一连接杆102和第二连接杆104使得第一阻力片101和第二阻力片103上升呈工作状态，此时机构开始进行工作。判断是否需要对直升机进行平面内噪声控制由飞行员完成，无论是军用直升机还是民用直升机，在其执行任务阶段，会有典型的需要降噪的场景。比如军用直升机飞行在敌方领空执行战场任务、民用直升机飞行在居民区上空等等，在这些情境下，需要开启此机构进行降噪。

步骤三：若第一阻力片101和第二阻力片103处于工作状态，需对第一阻力片101和第二阻力片103进行方向控制，由于抵消厚度噪声所需提供的阻力需方向沿声源与观测点连线，才能保证产生的载荷噪声与所要抵消的厚度噪声相位一致，所以在桨叶旋转过程中，需控制第一连接杆102和第二连接杆104的转动，时时确保第一阻力片101和第二阻力片103垂直于声源与观测点连线。

步骤四：降噪过程中，需先选定一个观测点作为计算点，如图8所示，通过求解下列方程可以得知将平面内噪声抵消为零所需要施加的力L_r的大小：

式中，L_r为待求量，τ为延迟时间，c₀为声速，M_r为声源与观测点连线的马赫数分量，M为声源处马赫数，p′_T为观测点处对应的厚度噪声声压值。上述物理量，除待求量外，均可在使用wopwop程序进行厚度噪声计算过程中得到。

当阻力片产生的力为L_r时，观测点处的厚度噪声可被抵消为零，只要控制该阻力片产生的力小于两倍L_r，就能产生降噪效果。

以UH-1H旋翼为例，观测点距离桨盘中心100倍半径处，各方位角计算L_r值的结果如图9所示。计算点，即观测点与噪声控制区域的位置关系参见图10和图11，图10示出了悬停状态下观测点与噪声控制区域的位置关系，图10中环状阴影部分是噪声控制有效区域(噪声控制带)，由于直升机悬停流场的对称性，悬停工作状态下的噪声控制区域，呈现各个方位对称的特征；图11示出了前飞状态下观测点与噪声控制区域的位置关系，前飞过程中的降噪有效区域为包括观测点(计算点)在内的圆形区域。此外，应注意的是，前飞过程中，降噪区域与桨毂中心的相对位置不变，随前飞方向移动。其中，噪声控制区域即图10和图11中的有效降噪区域。降噪具体的范围，即控制区域的大小由降噪的标准决定，例如降噪目标为降低噪声2dB，此时圆环宽度比降低噪声4dB要大一些。降噪区域的位置由降噪的目标点决定。

步骤五：通过步骤四计算出的L_r值，对两阻力片进行有效面积控制，通过改变A组阻力片的升高高度，以改变两阻力片的重叠面积，两阻力片重叠面积越小，有效迎风面积越大，阻力越大。以此方法控制其产生的阻力大小。对于悬停工作状态的直升机，该方法可以对环绕直升机的固定距离的环状带进行降噪；对于前飞工作状态的直升机，该方法可以对与直升机保持一定相对距离的区域进行降噪。不同面积下的阻力值不需要实时获取，在装备该机构前，就需要对各种不同迎风面积的情况进行计算，得到产生的阻力与迎风面积的关系，建立一个不同飞行状态下的数据库。在实际使用时，通过改变迎风面积控制阻力大小，使其产生的力小于两倍的计算值L_r。

步骤一至步骤五提供了一种基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制方法，具体涉及一种在旋翼桨叶的桨尖处安装的阻力片机构及其控制方法，是一种可以降低平面内噪声(厚度噪声)的主动降噪机构的降噪方法，通过在旋翼桨叶的桨尖处安装可旋转的半圆柱杆，杆上安装有阻力片，基于阻力片产生与厚度噪声方向相反的声压的载荷噪声，降低桨盘平面内传播较远的厚度噪声。本发明旨在通过一种可收放的主动控制机构降低桨盘平面内的厚度噪声的声压级，提高直升机的声隐身特性。本发明能够显著降低厚度噪声。由于本发明是通过产生与厚度噪声声压大小相同、符号相反的声压来对厚度噪声进行抵消，因此本发明比常规方法更有效。

本发明的降噪原理是平面内噪声的叠加相消原理，通过控制阻力片产生的阻力，可以使得这个阻力在桨盘平面内产生与所要消除噪声声压曲线相位相同、方向相反的载荷噪声，以此达到消除平面内噪声的目的。其中，载荷噪声与厚度噪声是对直升机噪声的人为分类，事实上，在直升机飞行过程中，观测点处人耳捕捉到的是所有噪声的合噪声。本发明的核心思想是利用附加阻力片产生的载荷噪声来抵消厚度噪声，并不是降低了载荷噪声，而是增加了一个与厚度噪声大小相同、相位相同、符号相反的载荷噪声，用这个载荷噪声抵消厚度噪声。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：

本发明提供了一种基于可收放阻力片的旋翼平面内噪声控制方法，通过在桨尖处安装一个可收放与旋转的阻力片机构，可以针对性地对旋翼厚度噪声进行控制。在直升机处于悬停状态时，本发明可以针对与声源有一定距离范围内的平面内噪声进行控制，使该区域内的噪声声压级降低4dB以上，声传播范围减小百分之三十以上；在直升机处于前飞状态时，本发明提供的方法可以针对特定方向上一定距离的区域进行噪声控制，使声压级降低4dB以上，声传播范围减小百分之三十以上。本发明提供的方法属于主动控制方法，解决了被动控制方法中存在的不同飞行状态的适应性问题。同时，相比现有的旋翼主动控制方法，本发明效果显著。图12为利用上述降噪方法后，通过CLORNS代码与wopwop程序仿真得到的观测点处的声压叠加情况，从图12所示观测点处降噪效果示意图可以看出，本发明降噪方法十分有效。

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。

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)

1.一种基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置，其特征在于，所述装置包括第一阻力片、第一连接杆、第二阻力片、第二连接杆、转盘、第一铰接连杆和第二铰接连杆；

所述转盘、所述第一铰接连杆和所述第二铰接连杆均设置于旋翼桨尖内部；所述第一连接杆的一端和所述第二连接杆的一端均穿过所述转盘与所述第二铰接连杆连接；所述第一阻力片固定于所述第一连接杆的另一端；所述第二阻力片固定于所述第二连接杆的另一端；所述第一阻力片与所述第二阻力片平行；

所述第一铰接连杆连接于所述转盘的一侧；所述第一铰接连杆用于控制所述转盘旋转，所述转盘旋转时带动所述第一连接杆和所述第二连接杆同时旋转；所述第二铰接连杆用于控制所述第一连接杆和所述第二连接杆同时升降；所述第一连接杆旋转时带动所述第一阻力片旋转；所述第一连接杆升降时带动所述第一阻力片升降；所述第二连接杆旋转时带动所述第二阻力片旋转；所述第二连接杆升降时带动所述第二阻力片升降；

直升机不需要进行噪声控制时，所述第一阻力片和所述第二阻力片降至旋翼桨尖内部；直升机需要进行噪声控制时，所述第一阻力片和所述第二阻力片升高至旋翼桨尖外部，所述第一阻力片和所述第二阻力片迎风产生阻力，所述阻力产生与厚度噪声声压曲线相位相同且方向相反的载荷噪声；旋转所述第一阻力片和所述第二阻力片来调整所述载荷噪声的方向。

2.根据权利要求1所述的基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置，其特征在于，利用公式

计算所述阻力的最小值；

式中，L_r为所述阻力的最小值，τ为延迟时间，c₀为声速，M_r为声源与观测点连线的马赫数分量，M为声源处马赫数，p′_T为观测点处对应的厚度噪声声压值，r表示声源与观测点连线的距离，

是M_r关于时间的导数。

3.根据权利要求2所述的基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置，其特征在于，所述阻力的值大于等于L_r且小于2L_r。

4.根据权利要求3所述的基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置，其特征在于，所述第二连接杆的长度大于所述第一连接杆的长度；所述第二阻力片的升高范围大于所述第一阻力片的升高范围；当所述第二阻力片的升高高度大于所述第一阻力片的升高高度时，所述第二阻力片与所述第一阻力片的重叠面积减小，迎风面积增大，所述阻力增大；所述迎风面积根据所述阻力的值确定。

5.根据权利要求1所述的基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置，其特征在于，所述第一阻力片和所述第二阻力片的材质均与直升机旋翼的材质相同。

6.根据权利要求1所述的基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置，其特征在于，所述第一连接杆和所述第二连接杆均为半圆柱体，所述第一阻力片焊接在所述第一连接杆的长方形平面上；所述第二阻力片焊接在所述第二连接杆的长方形平面上。

7.根据权利要求1所述的基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置，其特征在于，所述转盘为圆片。

8.根据权利要求1所述的基于可收放阻力片机构的旋翼噪声控制装置，其特征在于，所述装置还包括第一杆套和第二杆套；所述第一杆套和所述第二杆套均焊接于所述转盘上；所述第一连接杆通过***所述第一杆套穿过所述转盘；所述第二连接杆通过***所述第二杆套穿过所述转盘。

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