CN115180123B - 一种基于控制旋翼半径长度的主动降噪机构、***及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于控制旋翼半径长度的主动降噪机构、***及方法，属于旋翼类飞行器领域，在旋翼桨根处安装一种可收缩的主动降噪机构，主动降噪机构中的第一拉杆和第二拉杆通过动齿轮实现连动，直线电机带动第一拉杆移动，从而带动第二拉杆移动，第二拉杆连接的桨叶就会向旋转中心收缩，减小了旋翼桨叶的根切长度，从而控制旋翼的桨盘半径，有效降低旋翼的桨尖马赫数，实现在高速前飞状态下降低旋翼的高速脉冲噪声。

Description

一种基于控制旋翼半径长度的主动降噪机构、***及方法

技术领域

本发明涉及旋翼类飞行器领域，特别是涉及一种基于控制旋翼半径长度的主动降噪机构、***及方法。

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，如图1所示。旋转噪声由厚度噪声和载荷噪声组成；HSI(High speed impulsive，高速脉冲)噪声是脉冲噪声的重要构成部分。在直升机工作过程中，HSI噪声一旦出现，就会盖过其他气动噪声，成为人耳主要捕捉的旋翼气动噪声来源。HSI噪声流场具有跨声速、强烈非线性的特点，HSI噪声具有声压级大、传播距离远、扩散剧烈的特征。因此，在直升机高速前飞过程中降低直升机的HSI噪声水平对提升直升机的性能具有重要意义。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于控制旋翼半径长度的主动降噪机构、***及方法，通过减小旋翼桨叶的根切长度来控制旋翼的桨盘半径，在高速前飞状态下降低旋翼的高速脉冲噪声。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种基于控制旋翼半径长度的主动降噪机构，所述主动降噪机构包括：第一拉杆、第二拉杆、动齿轮和定齿条；

动齿轮位于第一拉杆和定齿条之间；第一拉杆上设置有多个齿槽，动齿轮通过第一拉杆上设置的多个齿槽与第一拉杆啮合；动齿轮与定齿条啮合；

第二拉杆的一端与动齿轮的中心固定连接。

可选的，所述主动降噪机构还包括：机构封装盒；

动齿轮和定齿条均设置在机构封装盒的内部；

第一拉杆的一端穿过机构封装盒的一侧后位于机构封装盒的内部；第一拉杆的一端与机构封装盒的内壁不接触，预留移动空间；第一拉杆的另一端和第二拉杆的另一端均位于机构封装盒的外部。

可选的，所述主动降噪***包括：电机控制器、直线电机和所述的主动降噪机构；

所述主动降噪机构设置在旋翼的拨杆和桨叶之间；所述主动降噪机构中第二拉杆的另一端与桨叶连接，机构封装盒上未穿过第二拉杆的一侧与拨杆连接；

所述主动降噪机构中第一拉杆的另一端与直线电机的动力杆连接，直线电机的控制端与电机控制器连接；所述直线电机用于在电机控制器的控制下带动第一拉杆移动，第一拉杆通过动齿轮带动第二拉杆移动，进而控制桨叶运动，改变旋翼半径长度。

一种基于控制旋翼半径长度的主动降噪方法，所述主动降噪方法应用于前述的主动降噪***，所述主动降噪方法包括：

分别构建待调节直升机的缩进尺度与桨尖马赫数的关系线段、缩进速度与转速的关系线段；

获取待调节直升机的当前桨尖马赫数；

若当前桨尖马赫数大于或等于马赫数临界值，则根据当前桨尖马赫数，分别利用缩进尺度与桨尖马赫数的关系线段、缩进速度与转速的关系线段，获得所述主动降噪***中第二拉杆的最大缩进尺度与缩进速度；

按照所述缩进速度控制第二拉杆缩进；

在第二拉杆缩进过程中，根据第二拉杆当前的缩进尺度和待调节直升机当前的飞行参数，采用牛顿迭代法求解空气动力学模型，计算用于平衡待调节直升机飞行性能的控制变量，并执行所述控制变量，平衡待调节直升机的飞机性能；

当第二拉杆的缩进距离达到最大缩进尺度时停止缩进。

可选的，所述构建待调节直升机的缩进尺度与桨尖马赫数的关系线段，具体包括：

建立以桨尖马赫数为横坐标，缩进尺度为纵坐标的坐标系；

选取旋翼根切尺寸的1/2、旋翼半径的10％、桨毂设计预留裕度中的最小值；

以纵坐标上最小值所在点为起点，绘制垂直于纵坐标的最小值直线；

利用公式Ma＝Ω×R/c₀+v_前飞/c₀，计算待调节直升机的最小桨尖马赫数和最大桨尖马赫数；其中，Ma为桨尖马赫数，Ω为旋翼的转速，R为旋翼的半径，c₀为当地声速，v_前飞为直升机的前飞速度；

以横坐标上最大桨尖马赫数所在点为起点，绘制垂直于横坐标的最大桨尖马赫数直线；

确定最大桨尖马赫数直线与最小值直线的交点，并将所述交点与横坐标上最小桨尖马赫数所在点的连线作为待调节直升机的缩进尺度与桨尖马赫数的关系线段。

可选的，所述构建待调节直升机的缩进速度与转速的关系线段，具体包括：

建立以旋翼的转速为横坐标，缩进速度为纵坐标的坐标系；

获取主动降噪机构的极限运行速度；

以纵坐标上的极限运行速度所在点为起点，绘制垂直于纵坐标的极限运行速度直线；

以横坐标上旋翼的最大转速所在点为起点，绘制垂直于横坐标的最大转速直线；

确定最大转速直线与极限运行速度直线的交点，作为第一端点；

根据旋翼的最小转速确定主动降噪机构重心处的最小转速；

根据主动降噪机构重心处的最小转速，利用公式计算主动降噪机构重心处的最小离心力；其中，F为主动降噪机构重心处的离心力，r为主动降噪机构安装处到旋翼旋转中心的距离，m为主动降噪机构重量；V为主动降噪机构重心处的转速与缩进速度的矢量和；

根据所述最小离心力，确定第二拉杆的最小缩进速度；

根据旋翼的最小转速和第二拉杆的最小缩进速度在坐标系中确定第二端点，将第一端点和第二端点的连线作为待调节直升机的缩进速度与转速的关系线段。

可选的，所述当第二拉杆的缩进距离达到最大缩进尺度时停止缩进，之后还包括：

当待调节直升机不再需要对高速脉冲噪声进行降噪时，控制所述第二拉杆反向移动，将直升机的旋翼恢复为正常半径长度。

可选的，所述用于平衡待调节直升机飞行性能的控制变量包括：直升机的总距、横向周期变距和纵向周期变距。

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：

本发明公开一种基于控制旋翼半径长度的主动降噪机构、***及方法，在旋翼桨根处安装一种可收缩的主动降噪机构，主动降噪机构中的第一拉杆和第二拉杆通过动齿轮实现连动，直线电机带动第一拉杆移动，从而带动第二拉杆移动，第二拉杆连接的桨叶就会向旋转中心收缩，减小了旋翼桨叶的根切长度，从而控制旋翼的桨盘半径，有效降低旋翼的桨尖马赫数，实现在高速前飞状态下降低旋翼的高速脉冲噪声。

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为现有的直升机旋翼气动噪声传播方向示意图；

图2为本发明实施例1提供的基于控制旋翼半径长度的主动降噪机构的结构示意图；

图3为本发明实施例2提供的主动降噪机构安装位置示意图；

图4为本发明实施例2提供的主动降噪机构安装连接示意图；

图5为本发明实施例2提供的主动降噪机构工作状态下对侧桨叶的运动轨迹示意图；

图6为本发明实施例2提供的旋转20°方位角时，单片桨叶的运动变化示意图；

图7为本发明实施例3提供的基于控制旋翼半径长度的主动降噪方法的流程图；

图8为本发明实施例3提供的缩进尺度与桨尖马赫数的关系线段示意图；

图9为本发明实施例3提供的缩进速度与转速的关系线段示意图；

图10为本发明实施例3提供的远场观测点位置示意图；

图11为本发明实施例3提供的无控制状态下观测点声压级示意图；

图12为本发明实施例3提供的控制状态下观测点声压级示意图。

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控制旋翼半径长度的主动降噪机构、***及方法，通过减小旋翼桨叶的根切长度来控制旋翼的桨盘半径，在高速前飞状态下降低旋翼的高速脉冲噪声。

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。

实施例1

本发明实施例提供一种基于控制旋翼半径长度的主动降噪机构，如图2所示，主动降噪机构包括：第一拉杆、第二拉杆、动齿轮和定齿条。动齿轮位于第一拉杆和定齿条之间；第一拉杆上设置有多个齿槽，动齿轮通过第一拉杆上设置的多个齿槽与第一拉杆啮合；动齿轮与定齿条啮合。第二拉杆的一端与动齿轮的中心固定连接。

动齿轮与齿条采用调质精切的中碳钢作为原材料。拉杆1(第一拉杆)、拉杆2(第二拉杆)材质与所安装桨毂的材质相同，一般为轻质硬度高的铝合金。

主动降噪机构还包括：机构封装盒。动齿轮和定齿条均设置在机构封装盒的内部。第一拉杆的一端穿过机构封装盒的一侧后位于机构封装盒的内部；第一拉杆的一端与机构封装盒的内壁不接触，预留移动空间；第一拉杆的另一端和第二拉杆的另一端均位于机构封装盒的外部。

实施例2

本发明实施例提供一种基于控制旋翼半径长度的主动降噪***，如图4所示，主动降噪***包括：电机控制器、直线电机和实施例1的主动降噪机构。

主动降噪机构设置在旋翼的拨杆和桨叶之间，主动降噪机构中第二拉杆的另一端与桨叶连接，机构封装盒上未穿过第二拉杆的一侧与拨杆连接。主动降噪机构中第一拉杆的另一端与直线电机的动力杆连接，直线电机的控制端与电机控制器连接。直线电机用于在电机控制器的控制下带动第一拉杆移动，第一拉杆通过动齿轮带动第二拉杆移动，进而控制桨叶运动，改变旋翼半径长度。

图2中可见预留的AB两个接口，A接口接动力拉杆，B接口接桨叶。该机构的安装位置在桨根处，具体安装位置参见图3。在安装时，采用一个封装盒封装动齿轮与定齿条等需要润滑油的结构，封装盒材质采用密封性较好的复合材料，安装后的桨根处结构如图4所示。要特别强调的是，拉杆2可以在提供内外移动距离的同时，兼顾原桨毂拨杆的作用，对桨叶起固定支撑的作用；本拉杆1仅从直线电机处获取动力，不直接控制桨叶运动。

在一个示例中，直线电机连接到旋翼桨毂附近的驱动器上，控制信号由直升机内部承担计算工作的飞控计算机直接通过串口给电机控制器发信号。

图5为主动降噪机构工作状态下对侧桨叶的运动轨迹示意图。图6为旋转20°方位角时，单片桨叶的运动变化示意图。主动降噪***的降噪原理是在直升机高速前飞过程中，利用主动降噪***控制桨叶半径长度，从而减小HSI噪声。

实施例3

本发明实施例提供一种基于控制旋翼半径长度的主动降噪方法，如图7所示，主动降噪方法应用于实施例2的主动降噪***，该方法主要借助主动降噪机构来实现桨尖流场的变化。主动降噪方法包括：

步骤S1，分别构建待调节直升机的缩进尺度与桨尖马赫数的关系线段、缩进速度与转速的关系线段。

缩进尺度L的选择与旋翼的尺寸、桨尖马赫数的大小、旋翼根切的尺寸，桨毂设计预留的裕度有关。规定L须小于旋翼根切尺寸的1/2(下简称为A)，并且小于旋翼半径R的10％(下简称为B)，在桨毂设计预留裕度(下简称为C)允许的范围内，随马赫数的增加而增大。L选择方式如图8所示。

图8中缩进尺度与桨尖马赫数的关系线段的确定过程如下：

建立以桨尖马赫数为横坐标，缩进尺度为纵坐标的坐标系。选取旋翼根切尺寸的1/2、旋翼半径的10％、桨毂设计预留裕度中的最小值。以纵坐标上最小值所在点为起点，绘制垂直于纵坐标的最小值直线。利用公式Ma＝Ω×R/c₀+v_前飞/c₀，计算待调节直升机的最小桨尖马赫数和最大桨尖马赫数。以横坐标上最大桨尖马赫数所在点为起点，绘制垂直于横坐标的最大桨尖马赫数直线。确定最大桨尖马赫数直线与最小值直线的交点，并将所述交点与横坐标上最小桨尖马赫数所在点的连线作为待调节直升机的缩进尺度与桨尖马赫数的关系线段。

上述公式中，Ma为桨尖马赫数，Ω为旋翼的转速，R为旋翼的半径，c₀为当地声速，v_前飞为直升机的前飞速度。需特别注意的是，图8中ABC三个值的大小仅为一种情况的示意，实际状态下的直升机可能存在三个值中任一为最小的情况。图中Ma最大值/最小值为该型号直升机能够正常工作过程中的所能达到的最大桨尖马赫数与最小桨尖马赫数。

缩进速度v_缩进与机构的极限运行速度(下简称D，取决于直升机的电动力)，旋翼的转速Ω相关。

缩进速度过大会导致机构承受较大的离心力，离心力公式如下所示。

其中，r为安装处到旋转中心的距离，其大小随着缩进尺度变化；m为机构重量；V为机构重心处的转速与缩进速度的矢量和。在机械结构所能承担的离心力是有限的，设机构能够承受的离心力范围在F₁到F₂之间，根据F₁与F₂的大小，可以确定V在缩进方向分量的大小范围。

待调节直升机的缩进速度与转速的关系线段的建立过程如下：

建立以旋翼的转速为横坐标，缩进速度为纵坐标的坐标系。获取主动降噪机构的极限运行速度。以纵坐标上的极限运行速度所在点为起点，绘制垂直于纵坐标的极限运行速度直线。以横坐标上旋翼的最大转速所在点为起点，绘制垂直于横坐标的最大转速直线。确定最大转速直线与极限运行速度直线的交点，作为第一端点。根据旋翼的最小转速确定主动降噪机构重心处的最小转速。根据主动降噪机构重心处的最小转速，利用公式计算主动降噪机构重心处的最小离心力。根据所述最小离心力，确定第二拉杆的最小缩进速度。根据旋翼的最小转速和第二拉杆的最小缩进速度在坐标系中确定第二端点，将第一端点和第二端点的连线作为待调节直升机的缩进速度与转速的关系线段。

缩进速度与转速的关系线段如图9所示。

步骤S2，获取待调节直升机的当前桨尖马赫数。

判断此时直升机的工作状态是否需要进行噪声控制时，需要注意的是，由于本发明主要的降噪对象为直升机的高速脉冲(HSI)噪声，但是否需要降噪的判断指标并非是直升机的前飞速度快慢，而是旋翼的桨尖马赫数是否超过临界值(不同旋翼的临界值有区别)。例如，在悬停状态，直升机前飞速度为0，但部分直升机悬停时的桨尖马赫数(Ma)可以达到临界马赫数数值及以上，此时直升机仍有可能产生HSI噪声，对于不同直升机，临界马赫数是不同的，该数值可由设计经验以及试验观测确定。

Ma＝Ω×R/c₀+v_前飞/c₀

其中，Ω为旋翼的转速，单位为rad/s；R为旋翼的半径，单位为m；c₀为当地声速，单位为m/s；v_前飞为直升机的前飞速度，单位为m/s。

步骤S3，若当前桨尖马赫数大于或等于马赫数临界值，则根据当前桨尖马赫数，分别利用缩进尺度与桨尖马赫数的关系线段、缩进速度与转速的关系线段，获得所述主动降噪***中第二拉杆的最大缩进尺度与缩进速度。

当判断出该状态需要对直升机进行噪声控制时，需启动主动降噪机构。主动降噪机构运行过程中，涉及到的参数有拉杆2的缩进速度v_缩进，以及拉杆2的缩进尺度L。

步骤S4，按照缩进速度控制第二拉杆缩进。

直线电机的位移与第一拉杆的移动距离以及第二拉杆的移动距离都相同，所以，第二拉杆的缩进尺度即为直线电机的移动位移。

步骤S5，在第二拉杆缩进过程中，根据第二拉杆当前的缩进尺度和待调节直升机当前的飞行参数，采用牛顿迭代法求解空气动力学模型，计算用于平衡待调节直升机飞行性能的控制变量，并执行所述控制变量，平衡待调节直升机的飞机性能。

机构运行过程中由于桨叶的桨尖马赫数变小，对旋翼的飞行性能有了一定的影响。为了平衡对直升机飞行性能的影响，本机构工作过程中需直升机的总距、横向周期变距、纵向周期变距3个控制量配合变化。参数变化量由CLORNS代码配平得到。配平逻辑如下，直升机飞行过程中，当地气压、来流速度、飞行速度、等参数均可由机载测量设备获得，且可以与地面控制平台同步。旋翼总距、横纵向周期变距等控制量均可由飞行员进行控制。这些参数获得后，地面控制台可以通过常用的空气动力学模型对直升机的后向力、侧向力、垂向力、俯仰力矩等进行求解。通过改变总距、周期变距等参数，可以在旋翼半径变化的情况下，改变模型公式中的一些值，达到如下式所示的效果。

∑F_rx＝0

∑F_ry＝0

∑F_rz＝0

∑M_ry＝0

由于不同空气动力学模型有差别，会影响公式的形式。在此仅对一般情况进行说明，例如F_rx由A，B，C三项累加得到。即，最初的状态我们有F_rx＝A+B+C＝0。其中，A项与旋翼半径大小相关、B项与总距或周期变距相关。当A改变时，我们需要同步变化B以达到平衡状态，此时我们已知所需的B的大小，可以反推出所求参数。需要特别注意的是，此处为了简单说明配平逻辑对F_rx的各项进行了简化，通常情况下，F_rx中各项可能与总距、半径、周期变距等参数均相关，需要使用牛顿迭代法求得最后的解。

步骤S5，当第二拉杆的缩进距离达到最大缩进尺度时停止缩进。

当待调节直升机不再需要对高速脉冲噪声进行降噪时，控制所述第二拉杆反向移动，将直升机的旋翼恢复为正常半径长度。判断直升机不再需要抑制高速脉冲噪声的判据有很多，如：低速飞行、悬停、执行紧急任务、战场撤离、飞入无人区等。由直升机的飞行员对此进行决策。

本方法可以使观测重点区域的声压级降低3dB以上；并降低HSI的声传播范围，提高军用直升机的战场生存能力。远场观测点位置如图10所示。本发明在单个控制点处的降噪效果对比如图11与图12所示。图10中，Observer area表示观察者区域，Rotor dish表示转子盘，Blade#1表示桨叶#1。图11和图12中，横坐标t表示时间，纵坐标Soundpressure表示升压，Quadrupole noise表示四极噪声，Rotationalnoise表示旋转噪声。

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，由于本方法主要针对声压级较大的HSI噪声，本方法降噪效果相比现有的旋翼主动控制方法更为显著。

本发明在旋翼桨根处安装一种可收缩机构，通过减小旋翼桨叶的根切长度来控制旋翼的桨盘半径，并同时调节其总距、横向周期变距与纵向周期变距。通过控制机构，可以有效降低旋翼的桨尖马赫数，在高速前飞状态下降低旋翼的高速脉冲噪声。

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 (7)

1.一种基于控制旋翼半径长度的主动降噪机构，其特征在于，所述主动降噪机构包括：第一拉杆、第二拉杆、动齿轮和定齿条；

动齿轮位于第一拉杆和定齿条之间；第一拉杆上设置有多个齿槽，动齿轮通过第一拉杆上设置的多个齿槽与第一拉杆啮合；动齿轮与定齿条啮合；

第二拉杆的一端与动齿轮的中心固定连接；

所述主动降噪机构还包括：机构封装盒；

动齿轮和定齿条均设置在机构封装盒的内部；

第一拉杆的一端穿过机构封装盒的一侧后位于机构封装盒的内部；第一拉杆的一端与机构封装盒的内壁不接触，预留移动空间；第一拉杆的另一端和第二拉杆的另一端均位于机构封装盒的外部。

2.一种基于控制旋翼半径长度的主动降噪***，其特征在于，所述主动降噪***包括：电机控制器、直线电机和权利要求1所述的主动降噪机构；

所述主动降噪机构设置在旋翼的拨杆和桨叶之间；所述主动降噪机构中第二拉杆的另一端与桨叶连接，机构封装盒上未穿过第二拉杆的一侧与拨杆连接；

所述主动降噪机构中第一拉杆的另一端与直线电机的动力杆连接，直线电机的控制端与电机控制器连接；所述直线电机用于在电机控制器的控制下带动第一拉杆移动，第一拉杆通过动齿轮带动第二拉杆移动，进而控制桨叶运动，改变旋翼半径长度。

3.一种基于控制旋翼半径长度的主动降噪方法，其特征在于，所述主动降噪方法应用于权利要求2所述的主动降噪***，所述主动降噪方法包括：

分别构建待调节直升机的缩进尺度与桨尖马赫数的关系线段、缩进速度与转速的关系线段；

获取待调节直升机的当前桨尖马赫数；

若当前桨尖马赫数大于或等于马赫数临界值，则根据当前桨尖马赫数，分别利用缩进尺度与桨尖马赫数的关系线段、缩进速度与转速的关系线段，获得所述主动降噪***中第二拉杆的最大缩进尺度与缩进速度；

按照所述缩进速度控制第二拉杆缩进；

在第二拉杆缩进过程中，根据第二拉杆当前的缩进尺度和待调节直升机当前的飞行参数，采用牛顿迭代法求解空气动力学模型，计算用于平衡待调节直升机飞行性能的控制变量，并执行所述控制变量，平衡待调节直升机的飞机性能；

当第二拉杆的缩进距离达到最大缩进尺度时停止缩进。

4.根据权利要求3所述的主动降噪方法，其特征在于，所述构建待调节直升机的缩进尺度与桨尖马赫数的关系线段，具体包括：

建立以桨尖马赫数为横坐标，缩进尺度为纵坐标的坐标系；

选取旋翼根切尺寸的1/2、旋翼半径的10％、桨毂设计预留裕度中的最小值；

以纵坐标上最小值所在点为起点，绘制垂直于纵坐标的最小值直线；

利用公式Ma＝Ω×R/c₀+v_前飞/c₀，计算待调节直升机的最小桨尖马赫数和最大桨尖马赫数；其中，Ma为桨尖马赫数，Ω为旋翼的转速，R为旋翼的半径，c₀为当地声速，v_前飞为直升机的前飞速度；

以横坐标上最大桨尖马赫数所在点为起点，绘制垂直于横坐标的最大桨尖马赫数直线；

确定最大桨尖马赫数直线与最小值直线的交点，并将所述交点与横坐标上最小桨尖马赫数所在点的连线作为待调节直升机的缩进尺度与桨尖马赫数的关系线段。

5.根据权利要求3所述的主动降噪方法，其特征在于，所述构建待调节直升机的缩进速度与转速的关系线段，具体包括：

建立以旋翼的转速为横坐标，缩进速度为纵坐标的坐标系；

获取主动降噪机构的极限运行速度；

以纵坐标上的极限运行速度所在点为起点，绘制垂直于纵坐标的极限运行速度直线；

以横坐标上旋翼的最大转速所在点为起点，绘制垂直于横坐标的最大转速直线；

确定最大转速直线与极限运行速度直线的交点，作为第一端点；

根据旋翼的最小转速确定主动降噪机构重心处的最小转速；

根据主动降噪机构重心处的最小转速，利用公式计算主动降噪机构重心处的最小离心力；其中，F为主动降噪机构重心处的离心力，r为主动降噪机构安装处到旋翼旋转中心的距离，m为主动降噪机构重量；V为主动降噪机构重心处的转速与缩进速度的矢量和；

根据所述最小离心力，确定第二拉杆的最小缩进速度；

根据旋翼的最小转速和第二拉杆的最小缩进速度在坐标系中确定第二端点，将第一端点和第二端点的连线作为待调节直升机的缩进速度与转速的关系线段。

6.根据权利要求3所述的主动降噪方法，其特征在于，所述当第二拉杆的缩进距离达到最大缩进尺度时停止缩进，之后还包括：

当待调节直升机不再需要对高速脉冲噪声进行降噪时，控制所述第二拉杆反向移动，将直升机的旋翼恢复为正常半径长度。

7.根据权利要求3所述的主动降噪方法，其特征在于，所述用于平衡待调节直升机飞行性能的控制变量包括：直升机的总距、横向周期变距和纵向周期变距。