本发明的实施方式涉及动翼噪音降低装置、飞行体及程序。
背景技术：
：近年来，以搬运或摄影为目的而开始频繁地使用多旋翼飞行体，该多旋翼飞行体具有4个以上翼片数为2～3个的螺旋桨，并且使它们旋转而飞行。由于多旋翼飞行体使这些螺旋桨旋转来飞行，所以产生翼流噪音。进而，随着飞行体的大型化，噪音逐渐成为问题。作为降低噪音的方法，已知有主动消音控制(也称作主动噪音控制、anc)。anc通过与噪音同振幅地从控制扬声器输出逆相位的信号(控制音)，从而能够降低噪音。目前进行了轴流送风机噪音的主动消音方法的理论性解析(例如参照非专利文献1至3)。非专利文献1表示作为多重音源的轴流送风机的动翼旋转模型，记载了送风机噪音的降低方法，将控制扬声器配置为与动翼旋转中心同轴圆周状以使声响功率最小化。此外，非专利文献2及3将动翼旋转模型基于球面调和函数展开，使模态振幅通过由动翼旋转形成的主音源和由在圆周上排列的控制扬声器形成的控制音源抵消，来实现主动消音。根据非专利文献1、2及3，在圆周上排列的控制扬声器的个数为，最小个数为2m+1，最大个数为2m+3(但是，即使使用2m+3以上，效果也不下降)。非专利文献1：本田善久，佐部利誠司，松久寛，佐藤進：‘軸流送風機の動翼回転騒音の能動的最小化’；日本機械学会論文集(c編),vol.59,no.562(1993-6)，論文no.92-1472非专利文献2：青木琢哉，森下達哉，田中利幸，多氣昌生:‘球面調和関数展開に基づいた自由空間中でのファン騒音の能動制御’；日本音響学会誌,vol.59no.7(2003)，pp.379-387非专利文献3：青木琢哉，田中利幸，多氣昌生:‘離散リング音源を用いた回転騒音源の能動制御に関する理论的研究’；日本音響学会誌,vol.60no.11(2004)，pp.639-645但是，非专利文献1、2及3都是基于理论性解析的研究，其前提是产生主音源的基准相位的角度和假想地配置在圆周上的体积速度的大小是已知的。但是，通常这些信息需要另外计测，不能与主动消音同时取得。这样，可实用的主动消音系统的降低方法并非显而易见的。进而，由于飞行体在悬停时各旋翼产生类似的旋转角频率，所以产生噪音干涉，用通常的anc方法不能达成主动消音。技术实现要素：在此，本发明的目的是，提供一种降低由多个动翼带来的噪音的动翼噪音降低装置、飞行体及程序。一个技术方案的动翼噪音降低装置，是降低来自具有多个动翼的飞行体的噪音的装置，包括多个扬声器、1个以上的评价麦克风、动翼旋转角频率推测部和主动消音处理部。多个扬声器按照动翼配置为同轴圆周状。1个以上的评价麦克风取得从多个动翼发出的噪音和从多个扬声器发出的控制音。动翼旋转角频率推测部推测多个动翼的各自的角频率。主动消音处理部生成多个控制信号，以降低评价麦克风中的声压，根据配置为同轴圆周状的扬声器间的从圆中心的配置角、角频率、以及依存于扬声器数的按照扬声器对应的时间延迟，使多个控制信号延迟，向对应的扬声器输入控制信号。附图说明图1是表示实施方式的主音源圈模型和3维极坐标系的图。图2是表示实施方式的主音源圈模型和控制音源圈的3个位置关系的图。图3是表示第1实施方式的控制扬声器数是2m+3个以上的情况下的评价麦克风的设置位置的图。图4a是以图3的条件下的一例中的仰角为变量的式(5)的绝对值的描绘图。图4b是以图3的条件下的一例中的仰角为变量的式(5)的相位的描绘图。图5是以例1中的仰角为变量的式(6)的描绘图。图6是以在例1中将评价麦克风位置变更为主音源的附近的一例中的仰角为变量的式(6)的描绘图。图7是以在例1中将评价麦克风位置变更为主音源圈的内侧的一例中的仰角为变量的式(6)的描绘图。图8是表示实施方式的2m+1～2m+2个的控制扬声器数的情况下的评价麦克风的设置位置的图。图9是以例2中的仰角为变量的式(9)的描绘图。图10是表示第2实施方式的动翼噪音降低装置的图。图11a是表示包括相位调整器在内的图10的主动消音处理系统和其周边的图。图11b是表示图11a的控制扬声器的配置的图。图12是表示第2实施方式的动翼噪音降低装置的一例的图。图13是表示第2实施方式的动翼噪音降低装置的另一例的图。图14a是表示在例3中从设置主音源及控制音源圈的平面靠上方3m的主动消音降低量声压的分布的图。图14b是表示在例3中包含设置评价麦克风的位置的xy平面中的主动消音降低量声压的分布的图。图15a是表示评价麦克风不是适当的位置的一例的从设置主音源及控制音源圈的平面靠上方3m的主动消音降低量声压的分布的图。图15b是表示与图15a相同条件下的包括设置评价麦克风的位置的xy平面中的主动消音降低量声压的分布的图。图16a是表示例4中从设置主音源及控制音源圈的平面靠上方3m的主动消音降低量声压的分布的图。图16b是表示例4中包括设置评价麦克风的位置的xy平面中的主动消音降低量声压的分布的图。图17a是表示例4中将评价麦克风的仰角变更为1.5弧度的情况下的对应于图16a的图。图17b是表示例4中将评价麦克风的仰角变更为1.5弧度的情况下的对应于图16b的图。图18是表示第2实施方式的动翼噪音降低装置的再另一例的图。图19是表示第3实施方式的动翼噪音降低装置被应用的形态的图。图20a是表示例5中从设置主音源及控制音源圈的平面靠上方3m的主动消音降低量声压的分布的图。图20b是表示例5中包含设置评价麦克风的位置的xy平面中的主动消音降低量声压的分布的图。图21是表示第4实施方式的动翼噪音降低装置被应用的形态的图。图22是表示在图21的形态下多个评价麦克风、和来自这些麦克风的输出信号合成的装置部分的图。图23是表示图21的包括配设在旋翼上的评价麦克风被设置的位置在内的xy平面中的主动消音降低量声压的分布的图。图24是表示图23中的将次数变更为3的情况下的主动消音降低量声压的分布的图。图25是表示在图24中将评价麦克风数增加到15个的情况下的主动消音降低量声压的分布的图。具体实施方式以下，参照附图说明实施方式。在以下的实施方式中，对相同的构成要素赋予相同的标号，并省略重复的说明。在本实施方式中，表示降低飞行体发生的动翼噪音的装置、飞行体及程序。首先，对实施方式的动翼噪音降低装置、飞行体及程序说明概要。在本实施方式中，阐明各旋翼产生的翼流噪音的降低方法。本实施方式中的动翼噪音降低装置的anc(activenoisecontrol)的结构例如是使用配置为圈状的多个控制扬声器和1个评价麦克风来降低评价点的声压的，能够将多个控制扬声器的相位依存于翼片角频率来调整。此外，在本实施方式中，通过将该评价点处的声压用球面调和函数展开表示，决定评价麦克风的最优的设置位置。进而，在飞行体中，在悬停时等，旋转角频率在各旋翼中类似，来自全部旋翼的噪音混入到安装在各旋翼上的评价麦克风中。因而，本实施方式的动翼噪音降低装置例如通过在旋翼间实施非干涉化而按照每个旋翼独立地达成主动消音。此外，在本实施方式中，提供用于主动消音中的消音点的设置位置(麦克风位置)及作为周期噪音的动翼旋转噪音降低的动翼噪音降低装置。进而，由于在飞行体中在悬停时各旋翼产生类似的旋转角频率，所以因为噪音干涉，利用通常的anc方法不能达成主动消音。相对于此，在本实施方式的动翼噪音降低装置中示出了两个解决方法。第1个是mimo型主动消音，考虑各旋翼的串扰的影响而进行主动消音(第3实施方式)。第2个是，对于在各旋翼圆周上排列多个评价麦克风而取得的各麦克风信号，根据风扇旋转角频率及评价麦克风数使评价麦克风信号延迟，构成仅取得旋翼周围的噪音的圈形麦克风阵列，按照每个旋翼独立地进行翼流噪音降低(第4实施方式)。本实施方式的要点是，提出最优的评价麦克风设置部位(第1实施方式)、提出降低轴流噪音的动翼噪音降低装置(第2实施方式)、以及提出旋翼间的非干涉化方法(第3实施方式及第4实施方式)。以下，在进入第1实施方式的说明之前，参照图1至图9，说明在全部的实施方式中共通的方法。(动翼旋转噪音模型)首先，参照图1说明作为多重音源的轴流送风机的动翼旋转模型。在动翼旋转噪音模型中，声压的时间(t)依存性和旋转方向的角度(φ)依存性用下式表示。[数式1]该多重音源，其相位与动翼一起旋转，具有与通常的噪音放射特性不同的噪音特性。这里，b是动翼的羽片数，x是高谐波的次数，ω是翼片旋转角频率，i2＝－1，inf为无限大(∞)。产生的送风机噪音的角频率是ωbx，x＝1的ωb被称作翼片通过频率。此外，为了简便化，设m＝bx。ax为x次高谐波的复振幅。另外，η、β是适当的常数。此外，以后坐标使用图1所示的3维极坐标。另外，即使忽略式(2)的由双极音源带来的声压，给消音带来的影响在解析上也没有问题，所以在以下的实施方式中作为动翼旋转模型而采用式(1)。(需要扬声器数)接着，学习非专利文献2及3，对控制扬声器的需要个数、以及主音源和控制音源各自的圈半径进行说明。如非专利文献1所示，控制扬声器的需要个数的上限是2m+3个，即使个数在此之上进一步增加，也不会有控制效果的提高。此外，在非专利文献2及3中，作为可以将在连续圈模型中不发生而在离散圈模型中发生的不需要的折迭模式(ailasmode)的影响忽视的范围，设最小个数为2m+1个。因而，在解析上控制扬声器的需要个数为2m+1以上2m+3以下。但是，2m+2个与2m+1个相比折迭模式大幅减小，控制效果大幅改善，所以在控制扬声器个数有富余的情况下，希望使最小个数为2m+2个。此外，上限在理论上是2m+3个，但在控制圈半径与主音源圈半径的差较小的情况下，如果增加控制扬声器数则控制效果进一步增加，所以希望更多，如果能够设置2m+3个以上的控制扬声器则最好增加。此外，翼片数＝2下的次数x和该情况下的控制扬声器的应设置的最低个数有表1所示的关系。例如，在实施主动消音直到翼片数b＝2片、次数x＝3次的情况下，参照表1而实现控制效果的最大化，使用15个控制扬声器。在此情况下，在次数x＝1、2时使用超过控制效果的上限个数的数量的扬声器，但由于相应于扬声器增加并不会导致控制效果变差，所以在次数x＝1、2的降低中也使用15个控制扬声器。在本实施方式中，如以上说明那样使用控制对象的最高次数的需要扬声器数。[表1]x1234最低个数591317此外，在第1实施方式中，分为控制扬声器个数为2m+1～2m+2个的情况、和控制扬声器个数为2m+3个以上的情况，来表示动翼噪音降低装置中的评价麦克风位置的设置位置。(扬声器圈半径)主音源圈与控制音源圈(也称作控制扬声器圈)的位置关系如图2所示，可以考虑3种样式(例如，参照非专利文献1)。以后，设主音源圈半径为a，设控制音源圈半径为b来进行说明。在图2(a)的情况下(b＜a)，在扬声器个数为2m+1以上的情况下，控制性能较高，从控制效果的观点是优选的，但是控制扬声器设置在风扇半径内部。因而，控制扬声器阻碍风扇気流，所以从风扇性能劣化的观点，b＜a并不优选。在图2(b)的情况下(b～a)(这里“～”是与“≒”同样的意义)，控制性能较高，控制扬声器的配置也能够设定在主音源的外侧，所以是优选的。在图2(c)的情况下(b＞a)，由于控制性能劣化，所以从控制效果的观点是不优选的。但是，例如在不能将控制扬声器配置在主音源附近的情况下需要采取图2(c)的形态。例如，在马赫数(ωa)/c(这里c是声速)为0.1以下的情况下(小型到中型飞行体螺旋桨大约满足该条件)，并且在扬声器数是2m+3个以上的情况下，并且在b＜10a的条件下，估计有20db以上的降低效果(例如，非专利文献1的图6)。此外，在扬声器数较少为2m+2个、2m+1个的情况下，在2m+2个时，在b＜3a的条件下估计有20db的降低效果，在2m+1个时，在b＜2a的条件下估计有10db的降低效果(例如，非专利文献1的图5)。遵循以上，在本实施方式中，控制扬声器的圈半径b尽可能接近于主音源的圈半径a，至少为2a以下。另外，b＜2a以下的条件由于控制音源圈半径是风扇半径的2倍以下，所以并不苛刻，通常能够容易实现。非专利文献1、2及3中的主动消音方法都是理论性解析研究，以虚拟地配置在主音源的基准相位地点及圆周上的体积速度的大小是已知为前提。通常，这些信息需要另外计测，不能与主动消音同时取得。所以，在本实施方式中例示了：评价麦克风是1个，或使用输出信号单一的阵列麦克风，使用降低评价点(评价信号)处的声压的动翼噪音降低装置，能够达成翼流送风机(具有动翼分装置)的主动消音。以下，对评价麦克风的设置部位、动翼噪音降低装置及其模拟结果进行说明。[第1实施方式](评价麦克风最优设置位置)在本实施方式中，对评价实施方式的动翼噪音降低装置中包含的评价噪音的评价麦克风的设置位置进行说明。关于动翼噪音降低装置的详细情况，在第2实施方式以后进行说明。控制扬声器个数分为2m+1～2m+2个的情况和2m+3个以上的情况这两种，示出动翼噪音降低装置中的评价麦克风的最优设置位置。根据非专利文献2，在将多个控制扬声器在圆周上排列的情况下，评价麦克风点(r，θ，φ)处的声压通过球面调和函数展开而由以下表示。[数式2]这里，bmn：模态振幅，hn：n次第二类球汉克尔函数，ymn：球面调和函数，ω：振动的角频率，rp：旋转圈半径，k：波数，l：扬声器个数。此外，ri用以下表示。[数式3]ri＝||(rsin(θ)cos(φ)，rsin(θ)sin(φ)，rcos(θ))-rp×(cosφi，sinφi，0)||(4)该ri是从离散圈音源上的一点到评价麦克风的距离。＜2m+3个以上的情况下＞在使用2m+3个以上的控制扬声器的情况下，根据非专利文献2，主要模式仅由(m，n)＝(m，m)构成，控制扬声器仅产生与作为主音源的连续圈音源相同模式的音。因而，评价麦克风的设置位置只要设定为对于圈半径a的主音源发生的声压分布、与圈半径b的控制音源发生的声压分布的复常数倍的差异为最小的位置就可以。这里，φ相对于圈音源对称，所以可以是任意常数(此次设φ＝0)。r优选的是取比控制圈半径b大，以便不受控制扬声器单体的接近场的影响。关于其余的仰角θ，在式(3)中依存于仰角θ的项由以下定义的t(r，rp，θ)。[数式4]这里，pmn：勒让德陪函数。并且，决定使以下的评价函数j(r，θ0)为最小的仰角θ，决定该仰角的评价麦克风的最优的设置位置点(r，θ，φ)。[数式5]这里，式(6)中的kb(θ0)是满足以下的式子的复常数。[数式6]||t(r，a，θ0)||＝kb(θ0)×||t(r，b，θ0)||(7)使评价函数为最小的仰角θ大约存在于1.1～2.1rad(弧度)(参照图3)。在该范围中，由于由式(6)表示的评价函数j的值也较小，所以为了方便可以设为θ＝π/2，即在与圈音源同一平面上设置评价麦克风。[例1]在以下的条件下，验证评价函数的式(6)。·圈状音源数：36个(主音源也为了方便而为离散圈音源)·控制音源个数：10个·主音源圈半径a：0.38m·控制音源圈半径b：0.45m·评价麦克风位置：(r，θ，φ)＝(0.7，θ，0)·r＝0.7m·翼片数：b＝2·研究次数：x＝1·旋转角频率：ω＝45×2×π·验证模式：(n，m)＝(m，m)＝(2，2)图4a是半径a、b各自的情况下的式(5)的绝对值的标绘的比较，图4b是半径a、b各自的情况下的式(5)的相位的标绘的比较。图5是式(6)的标绘。从图5中可以看到上述评价麦克风配置(将仰角θ大约设定为1.1～2.1rad)是妥当的。与此另外地，在因各种事项而将麦克风设置在主音源或控制音源的附近的情况下，例如在r＝0.3的情况下为图6所示的结果，所以优选的是设置为85deg(约1.48rad)以下。此外，在将麦克风设置在主音源或控制音源的附近的情况下，在图6中θ＝1.6左右，可知式(6)的值变大。其原因是，如果将麦克风设置在与圈音源同一平面上，则声压梯度在圈半径附近急剧变化，难以使来自圈音源和来自控制音源的声波的波面匹配。进而，在将麦克风设置在内侧的情况下，例如r＝0.2(图7)等，只要与外侧的情况同样将仰角θ设定为大约1.1～2.1rad就可以。但是，与将波面在音源圈的内侧匹配相比、在外侧匹配时得到降低效果的空间较大(例如，参照非专利文献1)，所以为了提高空间整体的降低效果，优选的是在外侧设置麦克风。＜2m+1～2m+2个的情况＞在控制扬声器个数为2m+1个的情况下，在非专利文献1、2中表示的折迭模式的影响在(|m-l|，m-l)模式中发生百分之几左右。例如，在例1的条件下发生折迭模式，如表2所示那样，在sp数5个的情况下拥有14％的贡献率。[表2](nm)如果在评价麦克风点处控制扬声器的折迭模式的影响较强地发生，则使用在连续圈中没有的模式，在动翼噪音降低装置中减少评价麦克风，结果，空间整体的降低效果下降。所以，在本实施方式中决定评价麦克风的配置，以使得不易受到折迭模式的影响、并且使式(6)的评价值尽可能变小。这里，为了简单，考虑关于式(3)的球面调和函数中的θ和模式的下式。[数式7]根据该式，对以下的比进行研究。[数式8]q(|m-l|，m-l)/q(m，m)(9)式(9)表示对于主要模式(m，m)的折迭模式(|m-l|，m-l)的影响度。因而，式(9)的值最好较低，通常θ优选的是较小。但是，如果使θ变小，则式(6)的评价值变大。因而，抑制折迭模式的取得的麦克风的最优的配置和将主要模式向主音源靠近的麦克风的最优的配置处于折中的关系。因此，在本实施方式中，式(9)采用为0.5左右的θ。在此情况下，大约的评价麦克风的配置位置处于比从圈圆的中心到控制圈的圆盘内部的上方空间的距离更远方的距离，并且设定为θ＝0.5左右(第8图)。在本实施方式中，如在后述的例3、例6中也示出的那样，设定评价麦克风的配置，以使得在评价麦克风附近实现10db以上的衰减，在此情况下0.3＜θ＜0.7成为评价麦克风位置的范围。根据评价麦克风附近的衰减程度而θ的范围变动，衰减率越大，θ的范围变窄。作为[例2]，在例1的条件中使控制扬声器数(控制音源数)为5个的情况下，式(9)的结果为图9的曲线图，可知随着提高θ而较强地发生折迭模式的影响。因而，优选的是比率0.5左右的θ＝0.5左右。这里，在2个情形中表示本实施方式的动翼噪音降低装置的评价麦克风位置。根据以上的第1实施方式，可知不论将实施方式的动翼噪音降低装置的评价麦克风配置在哪个位置，都能够有效地降低噪音。因而，能够将动翼噪音降低装置的评价麦克风配置在最优的位置。[第2实施方式](动翼噪音降低装置)本实施方式的动翼噪音降低装置如图10所示，具备评价麦克风1001、麦克风放大器1002、抗折迭滤波器1003、主动消音处理系统(也称作主动消音处理部)1004、动翼旋转角频率推测部1005、插值滤波器1006、扬声器放大器1007及控制扬声器1008。本实施方式的动翼噪音降低装置用于降低来自具有多个动翼的飞行体的噪音。评价麦克风1001被配置在由本实施方式的方法决定的位置，检测声波并将声波向电信号变换。评价麦克风1001取得从多个动翼发出的噪音、和从上述多个扬声器发出的控制音。另外，评价麦克风1001也被称作误差麦克风。麦克风放大器1002将从评价麦克风1001输出的电信号放大。抗折迭滤波器1003是具有与后段的主动消音处理系统1004匹配的截止频率的低通滤波器。主动消音处理系统1004基于抗折迭滤波器1003输出的信号，为了控制从控制扬声器1008输出的音以将由评价麦克风1001获取的噪音消除，控制向控制扬声器1008的各自输出的信号。主动消音处理系统1004生成控制信号以降低评价麦克风中的声压，通过配置为同轴圆周状的扬声器间的相对于圆中心的配置角、角频率及依存于扬声器数的与各个扬声器对应的时间延迟，使控制信号延迟，向对应的扬声器输入控制信号。动翼旋转角频率推测部1005推测作为噪音源的飞行体的动翼的旋转角频率。动翼旋转角频率推测部1005例如使用向动翼驱动马达或旋转设备的指令值，或根据发生噪音及发生风速推测旋转角频率，向主动消音处理系统1004发送旋转角频率。插值滤波器1006是具有与主动消音处理系统1004的输出匹配的截止频率的低通滤波器。扬声器放大器1007将插值滤波器1006输出的多个电信号分别匹配于对应的控制扬声器1008而分别放大，向对应的控制扬声器1008输出。控制扬声器1008以与作为噪音降低对象的翼片(风扇)同轴圆周状配置有多个。控制扬声器1008在这些位置发出被主动消音处理系统1004控制的音。控制扬声器1008按照每个动翼以同轴圆周状配置。接着，参照图11a对主动消音处理系统1004的详细情况进行说明。本实施方式的主动消音处理系统1004与通常的主动消音处理装置不同，对应于控制扬声器1008而具备相位调整器1101。即，相位调整器1101分别获取控制输入信号，根据分别对应的控制扬声器1008调整控制输入信号的相位，将调整后的信号向对应的控制扬声器1008输出。相位调整器1101向构成离散圈音源的多个扬声器对控制输入实施与下式对应的相位调整，向各控制扬声器1008分配信号。[数式9]di＝2πi/(lcω)(10)相位调整器1101实施与上式对应的相位调整(信号延迟di(i＝1，…，lc)，lc是控制扬声器数)而分配。这里，假设控制扬声器1008的扬声器编号如图11b所示那样在动翼旋转方向上排列。此外，在式(10)中，由于使用动翼旋转角频率ω，所以相位调整器1101需要从动翼旋转角频率推测部1005指示动翼旋转角频率ω。另外，动翼旋转角频率推测部1005既可以包含也可以不包含在主动消音处理系统1004中。进而，在图11a中采用延迟要素，但在各扬声器中有个体差异的情况下，也可以按照控制扬声器1008将对应的个体差异修正滤波器附加到式(10)的右边，相位调整器1101安装该滤波器。此外，该个体差修正滤波器只要是相位调整器1101与控制扬声器1008之间，设置在哪里都可以。由于从翼流送风机发生的噪音如式(1)所示，是翼片通过频率ωb的x倍周期噪音，所以主动消音处理系统是利用自适应型反馈或singleadaptivenotch滤波器方式的主动消音处理系统就足够。但是，在产生高速自旋加速或自旋减速的动翼的情况下，优选的是将参照信号作为向动翼驱动马达或旋转设备的指令值的前馈型的主动消音处理系统。以后，因为控制性能良好、滤波器结构简单、计算负荷较少，表示应用了singleadaptivenotch滤波器方式时的系统结构。参照图12及图13对该情况下的本实施方式的动翼噪音降低装置进行说明。首先，在图12中表示应用了降低1个周期音(ω＝ω×m)的singleadaptivenotch滤波器方式的动翼噪音降低装置的概要。由于自适应更新仅是2变量(w0，w1)，所以计算负荷较少、自适应速度也较快是该方法的特征。图12的正弦波信号(αcos(ωt)和αsin(ωt))既可以在处理系统内部产生，也可以从外部的发生器产生。在本实施方式中，动翼旋转角频率推测部1005推测ω，信号生成部1251将该ω输而生成周期音ω的正弦波信号。信号生成部1251基于来自动翼旋转角频率推测部1005的信息ω，导出正弦波信号的角频率ω。本实施方式的动翼噪音降低装置的特征是，二次路径特性c是从控制输入u到评价麦克风1001的传递特性，以及包含图11a所示的向各扬声器的延迟要素。这里，c0，c1分别是与对象频率ω对应的二次路径特性的实部和虚部。常数更新式用以下的2个式子表示。这里，r0表示将来自滤波器1221和滤波器1222的输出信号相加的信号，r1表示将来自滤波器1231和滤波器1232的输出信号相加的信号。常数更新式为以下。这里，e表示误差信号。[数式10]另外，评价麦克风1001将包括来自扬声器的控制音和噪音的空间上的音变换为误差信号e。例如，评价麦克风1001检测来自噪音源的噪音与来自扬声器的控制音的合成声压，生成表示检测出的合成声压的误差信号e。在误差麦克风104与信号处理部(lms)1201之间，设有未图示的模拟数字变换器，误差信号e被该模拟数字变换器变换为数字信号而向lms1201给出。lms1201基于误差信号e适应性地控制控制滤波器202。具体而言，信号处理部102将滤波器1211和滤波器1212更新，以使基于误差信号e的评价函数成为最小。这里，在周期噪音降低时的常数更新中，经常有更新速度变快而发散的情况。所以，在本实施方式中，做成图13所示的结构，抑制发散并且达成较快的收敛。本实施方式的图13所示的动翼噪音降低装置的特征在于，加以了抑制以使信号z与信号w的差不会过度扩大。由此，在二次路径特性中较多包含延迟特性的情况下也能够达成充分快的自适应更新。在本实施方式的情况下，各控制扬声器1008的个体差异修正滤波器、或根据评价麦克风1001的设置位置而延迟要素变多。该情况下的更新式是以下这样。这里，e(t)表示误差信号。[数式11](模拟结果)[例3](2m+1个的情况下)在控制扬声器1008的数量是2m+1个的情况下，表示将评价麦克风1001的位置按照上述研究结果设为(r，θ，φ)＝(0.6，0.5，0)的情况下的结果。模拟条件是以下这样的。·主音源圈状音源数：36个(为了方便，设主音源也为离散圈音源)·主音源圈半径a：0.38m·控制音源圈状音源数：5个·控制音源圈半径b：0.45m·评价麦克风位置：(r，θ，φ)＝(0.6，0.5，0)·翼片数：b＝2·研究次数：x＝1·旋转角频率：ω＝45×2×π图14a表示从设置多旋翼飞行体的翼片、主音源及控制音源圈的平面靠上方3m的主动消音降低量声压的分布。横轴和纵轴表示与设置多旋翼飞行体的翼片的平面平行的2维平面的正交的2轴x、y。另外，在图14a以后的声压分布图中，越是明亮的色调，消音降低量越大。在图14a的翼片附近，有30～40db的降低效果，可知在全部的区域中有超过20db的降低效果。此外，从图14a不能直接读取，但在模拟的结果中远方(12，12，12)(＝(x，y，z))地点处的降低量是22.6db。另一方面，图14b表示包括设置有评价麦克风1001的位置的xy平面中的控制效果声压分布。这里，xy平面与设置多旋翼飞行体的翼片的平面平行。与图14a同样，在图14b中，横轴和纵轴也表示与设置多旋翼飞行体的翼片的平面平行的2维平面的正交的2轴x及y。由于评价麦克风1001是r＝0.6m，所以图14b与图14a相比为距设置多旋翼飞行体的翼片的平面更近的位置处的声压分布。根据图14a及图14b可知，发生了与扬声器配置对应的5个特征性的声压分布梯度。该声压分布梯度是折迭模式的影响，如果控制扬声器数较少，则这样降低量声压分布不均匀，拥有依存于扬声器配置位置的降低量分布。但是，由于整体降低量是22.6db，所以在本实施方式的动翼噪音降低装置及评价麦克风的该设定位置中可以说消音没有充分发挥功能。另外，作为参考值，在图15a及15b中表示是作为本实施方式的评价麦克风位置不适当的位置的评价麦克风位置(r，θ，φ)＝(0.6，0.8，0)的情况下的结果。图15a及图15b分别表示仅评价麦克风位置与图14a及图14b不同、其他相同的条件下的声压分布。在此情况下，是从应由本实施方式设定的θ的值(0.5弧度)相当程度偏离的值。将图14a及图14b与图15a及图15b比较可知，与本实施方式对应的图14a及图14b的控制效果较好。此外，在图15b中，可知与图14b相比折迭模式的影响幅度增加了。根据以上可知，本实施方式的动翼噪音降低装置中的评价麦克风的设定位置是适当的。[例4](相比2m+2非常多的情况)接着，表示控制扬声器数10个＞＞2m+2的情况下的一例。在此情况下，上述“＜2m+3个以上的情况＞”对应于此，使评价函数j(r，θ0)成为最小的仰角θ为约1.1～2.1rad。在该例中，在图16a及图16b中表示使评价麦克风位置为(r，θ，φ)＝(0.6，1.25，0)的情况下的结果。其他的模拟条件与[例3]同样。根据图16a可知，与控制扬声器数较少的[例3]相比，在作为远方的z＝3(m)的截面中均匀地发生了降低效果。此外，该情况下的远方(12，12，12)(＝(x，y，z))处的降低量是54.3db。根据图16a，关于圈中心是大致完全对称的，可以说来自圈音源和来自控制音源的声波的波面正确地匹配。另一方面，图16b是设置了评价麦克风的位置处的、与设置多旋翼飞行体的翼片的平面平行的xy平面上的控制效果声压分布结果，可知控制扬声器单体的特性。这是因为，在将评价麦克风设置在控制扬声器附近的情况下((r，θ，φ)＝(0.6，1.25，0))，受到扬声器单体的特性的影响，如图16b那样成为非对称分布((0.57，0)附近的降低量大)。但是，根据图16b，由于与图15b相比关于中心接近于对称，所以与[例3]相比扬声器单体的影响较小。进而，将图16a与图16b比较可知，如果使评价麦克风远离(使r变大)，则该评价麦克风的位置处的控制效果进一步增加。此外，在图17a及图17b中表示了虽然没有使式(6)成为最小、但包含于在本实施方式中提出的范围中的使用θ＝1.5rad的结果。在此情况下，远方(12，12，12)的降低量为14.8db，虽然与图16a及图16b相比降低量大幅下降，但由于是通常的主动消音降低量基准15db附近，所以也是容许范围。到此为止，表示了将单一频率降低的singleadaptivenotch滤波器方式。(multi-channelsan方式)以后，对也能够降低倍长频率的multi-channelsan方式的情况进行说明。该动翼噪音降低装置如图18所示，将图12中的滤波器1211、1212、1221、1222、1231、1232作为1个单元，是设置了多个单元的结构。分别各自在内部制作多个角频率(ω1＝ωb，ω2＝2ωb，...，ωn＝nωb(i＝1，…，n))的正弦波信号，对于各正弦波信号xi准备控制常数wi0，wi1，进行自适应更新。常数向量更新式基于以下的式子(ri0，ri1分别是图18所示的加算器的输出信号)。[数式12]这里，c0i，c1i分别是与对象频率ωi对应的二次路径特性的实部和虚部。此外，与单一频率控制时同样，在抑制发散并且达成较快的收敛的情况下，为将图13扩展的结构，使常数向量更新式为下述式子。[数式13]此外，在本实施方式中，记载了singleadaptivenotch方式的anc算法，但也可以应用用于自适应型反馈anc等周期噪音降低的anc方法。根据以上的第2实施方式，生成多个控制信号以降低评价麦克风中的声压，根据配置为同轴圆周状的扬声器间的从圆中心的配置角、上述角频率及依存于扬声器数的与各个扬声器对应的时间延迟，使上述多个控制信号延迟，向对应的扬声器输入控制信号，由此降低从动翼的噪音。以下，参照图19以后对考虑到由多个旋翼带来的噪音干涉的动翼噪音降低装置进行说明。(来自各旋翼的噪音非干涉化方法)在飞行体中，由于在悬停时产生类似旋转角频率，所以通过各旋翼的噪音干涉，用通常的anc方法不能达成主动消音。在本实施方式中，提出了2个解决具有多个旋翼的飞行体发生的翼流噪音的方法。[第3实施方式](mimo型串扰除去anc)第1个是mimo型主动消音系统。该方法是考虑各旋翼的串扰的影响而进行主动消音的，与上述同样，在使用singleadaptivenotch方法的情况下，为将图12及图13扩展的。控制常数的更新式在设j(j＝1，...，j)为控制圈个数(旋翼个数)、与控制圈j对应的发生器信号i(i＝1，...，i)、设k(k＝1，...，k)为评价麦克风个数的情况下，为以下这样。[数式14]ri＝[e1xi，e2xi，…，ekxi，e1x2i，e2x2i，…，ekx2i]t(27)这里，设i＝j＝k。wji0，wji1分别是从向各singleadaptivenotch的输入xi＝cos(ωit)，x2i＝sin(ωit)向控制圈音源j的控制常数增益。ci0kj，ci1kj分别是与xi的驱动角频率ωi对应的频率下的二次路径特性的实部和虚部。通过上述的mimo方式，xi的驱动角频率ωi在各旋翼中类似的悬停时也能够有效地发挥主动消音。此外，在与多个次数对应的情况下，基本上式(21)～(27)相对于对象频率独立地动作(例如90hz、180hz、270hz)，所以只要并行地执行就可以。本实施方式的动翼噪音降低装置使用与各动翼的角频率对应的控制信号、来自上述各评价麦克风的麦克风信号、和从配置为各圆周状的多个扬声器到上述各评价麦克风的空间传递特性，将通过考虑到干涉的主动消音算法生成各控制信号的各控制滤波器更新，以降低按照动翼的附近配置的评价麦克风中的声压。[例5]以下，表示作为一例而用本实施方式的控制方法进行具有6个旋翼的飞行体悬停时的主动消音的结果。由于是悬停时，所以架设各旋翼以相同旋转角频率旋转。模拟条件是以下这样的。另外，各个评价麦克风的下述所示的位置表示以各旋翼的中心为原点的极坐标显示，设x轴从旋翼的中心向飞行体的中心伸展，z轴向飞行体的上方(即，铅直上方)伸展。在该例中，评价麦克风设定了6个，与各个旋翼对应而如下述那样进行极坐标显示。·主音源圈状音源数：36个(为了方便，设主音源也为离散圈音源)·主音源圈半径a：0.38m·控制音源圈状音源数：10个·控制音源圈半径b：0.45m·评价麦克风位置：(r，θ，φ)＝(0.7、1.3，0)·翼片数：b＝2·研究次数：x＝1·旋转角频率：ω＝45×2×π·从飞行体机体中心到各旋翼中心的距离：0.95m图20a及图20b是主动噪音控制结果，由于远方(12，12，12)(＝(x，y，z))地点处的降低量是36.1db，所以可知充分地降低了。根据以上的第3实施方式，使用与各动翼的角频率对应的控制信号、来自上述各评价麦克风的麦克风信号、和从配置为各圆周状的多个扬声器到上述各评价麦克风的空间传递特性，将通过考虑到干涉的主动消音算法生成各扬声器的控制信号的各控制滤波器更新，以降低按照动翼的附近配置的评价麦克风中的声压，由此，能够考虑各动翼(旋翼)的串扰的影响而有效地降低动翼的噪音。[第4实施方式](由圈状阵列麦克风进行的取得区限制)在本实施方式中，表示按照旋翼使用多个评价麦克风而抑制干涉的方法。在本实施方式中，如图21所示，在旋翼的圆周上排列多个评价麦克风(也称作圈形评价麦克风)，并且使所取得信号根据风扇旋转角频率及配置在各旋翼上的评价麦克风数而使从各评价麦克风输出的信号延迟，构成仅取得特定的旋翼周围的噪音的圈形麦克风阵列。由此，能够按照旋翼独立地进行翼流噪音降低。在图22中表示本实施方式的动翼噪音降低装置中的按照旋翼将来自多个评价麦克风的输出信号合成的装置部分的具体的结构例。各麦克风信号中的延迟时间在以下表示，作为将式(10)的延迟补偿者设定。[数式15]dmi＝-2πi/(mhω)(28)本实施方式的方法中，评价麦克风数mh增加，但处理系统较简单，计算负荷较少。进而，主动消音系统不需要第3实施方式那样的复杂的运算，能够用图12及图13的简单的处理按照旋翼进行主动消音。这里，麦克风数最好较多，但从成本方面考虑，在各旋翼中使用的控制扬声器数为2m+1以上。此外，这些配置位置为主音源圈半径a以上，天顶角基于第1实施方式决定。[例6]在图23中表示在以下的模拟条件下模拟麦克风圈的声压取得分布的结果。图23是表示配设在1个旋翼周围(坐标(0，0.95，0)中心)的圈麦克风的取得声压分布的图，表示从各位置发出的声波的取得容易度。值将最大取得地点的声压决定为0db。即，容易取得从图中颜色明亮的范围发出的噪音。·主音源圈状音源数：36个(为了方便，设主音源也为离散圈音源)·主音源圈半径a：0.38m·评价麦克风圈半径：0.42m·评价麦克风数mh：9个·评价麦克风位置(以坐标(0，0.95，0)为原点的极坐标)：(r，θ，φ)＝(0.42，π/2，2πi/9)(i＝0，…，8)·翼片数：b＝2·研究次数：x＝1·旋转角频率：ω＝45×2×π·从飞行体机体中心到各旋翼的距离：0.95m根据该结果可知，如果在旋翼圆周上排列足够数量的麦克风，适当地实施延迟处理，则能够将麦克风圈圆周上的噪音强调而取得。此外，设为次数x＝3的结果是图24所示的结果，与图23同样，阵列麦克风外周附近的声压分布不是圆状，而为依存于麦克风个数的分布。作为其对策，只要增加麦克风数就可以，例如如果设为15个，则如图25那样声压分布成为圆状，解决了问题。根据以上，在本提案中，评价麦克风数使用2m+1个以上。根据以上的第4实施方式，对于构成按照飞行体的动翼配置的圈形麦克风阵列的多个圈形评价麦克风，通过主动消音处理部使用根据配置在圆周上的圈形评价麦克风间的从圆中心的配置角、角频率及依存于圈形评价麦克风的个数的时间延迟、使来自各圈形评价麦克风的输出信号延迟并加法平均的信号作为误差信号，能够按照动翼(旋翼)独立地降低其噪音。此外，以上的各装置及它们的装置部分分别用硬件结构或硬件资源与软件的组合结构的哪种都能够实施。作为组合结构的软件，使用预先从网络或计算机可读取的记录媒体安装到计算机中，通过该计算机的处理器执行而用来使该计算机实现各装置的功能的程序。此外，为了降低由动翼生成的风带来的控制效果下降，在羽外周安装适当的高度的管道也为本发明的范围。说明了本发明的一些实施方式，但这些实施方式是作为例子提示的，不是要限定发明的范围。这些新的实施方式能够以其他各种各样的形态实施，在不脱离发明的主旨的范围内能够进行各种各样的省略、替换、变更。这些实施方式及其变形包含在发明的范围及主旨中，并且包含在权利要求书所记载的发明和其等价的范围中。标号说明1001评价麦克风；1002麦克风放大器；1003抗折迭滤波器；1004主动消音处理系统；1005动翼旋转角频率推测部；1006插值滤波器；1007扬声器放大器；1008控制扬声器；1101相位调整器；1211、1212、1221、1222、1231、1232滤波器；1251信号生成部。当前第1页12