目前,直升机的气动噪声尤其是旋翼桨-涡干扰(BVI)噪声,是直升机空气动力学领域的重要研究课题。本文针对直升机前飞状态下的气动噪声尤其是严重的桨-涡干扰噪声,开展了旋翼(尾桨)气动噪声的主/被动降噪方法及降噪机理研究。基于流固耦合的声学类比法,建立了一套用于旋翼(尾桨)气动噪声计算的CFD/CSD/FW-Hpds综合分析方法。在此基础上,分别对前飞斜下降状态下不同外形新型桨尖(主要是下反桨尖)被动控制方法降低BVI噪声的降噪机理和特性、IBC主动控制方法降低BVI噪声的降噪机理和参数影响、剪刀尾桨的降噪特性等进行了研究,揭示了主/被动不同降噪方法对BVI噪声的降噪机理。并进一步结合主/被动不同控制方法,对不同主/被动综合控制下的旋翼气动噪声以及前飞状态旋翼尾迹作用下的剪刀尾桨噪声进行了分析,结合旋翼(尾桨)的实际工况及其噪声辐射规律,探索出一套旋翼(尾桨)气动噪声的主/被动综合降噪方法。具体包括如下方面:作为研究背景,第一章首先指明了论文的研究目的和研究价值,针对直升机旋翼流场及气动特性计算方法、旋翼气动噪声计算方法、旋翼(尾桨)不同降噪方法等的国内外研究现状进行了概述,提出了当前研究中仍存在的问题以及本文相应的研究方法。考虑到桨叶的复杂运动特点及弹性桨叶的变形特征,第二章生成了一套由旋翼桨叶贴体网格和背景网格组成的适用于旋翼非定常流场数值模拟的结构运动嵌套网格系统。在此基础上,发展了一套适用于前飞状态直升机弹性旋翼流场及气动特性计算的高精度CFD/CSD耦合方法。其中,旋翼流场通过求解可压缩雷诺平均N-S方程进行数值模拟,为兼顾计算精度和效率,计算采用Roe-MUSCL空间离散格式、LU-SGS隐式推进格式和S-A湍流模型;考虑桨叶的弹性变形影响,建立了一个基于Hamilton原理和中等变形梁理论的有限元分析模型,给出了相应的旋翼气动/结构交界面的信息传递策略。算例验证表明,建立的CFD/CSD耦合方法在旋翼流场及气动特性计算等方面具有高精度的特点,为下一步开展旋翼气动噪声计算及降噪方法研究奠定了分析基础。结合建立的流场求解方法,本文第三章基于声学类比法及可穿透积分面方法,建立了一套高鲁棒性的旋翼气动噪声计算方法。在此基础之上,发展了一套适合于前飞旋翼的气动噪声计算模型,并且通过有试验结果可供对比的悬停和前飞噪声算例验证了噪声计算方法的准确性,为下文的降噪方法研究提供分析基础。同时,在消声室环境下对旋翼BVI噪声进行了初步试验研究,对BVI噪声的影响因素进行了试验分析,并将试验结果与计算结果相对比,进一步验证了本文计算方法的有效性,也为BVI噪声的降噪方法提供了降噪策略和方向。基于发展的流场和声场计算方法,第四章对旋翼气动噪声主要是BVI噪声的被动降噪方法进行了研究。对不同下反角的下反桨尖在斜下降飞行状态下的噪声特性进行了分析,结果表明下反桨尖可以有效降低旋翼的气动噪声尤其是BVI噪声。在此基础上,针对某参考桨叶设计了一个新的低噪声桨叶外形,重点研究了该桨叶与参考旋翼桨叶的气动噪声对比分析,结果显示该低噪声桨叶设计可以有效降低旋翼BVI噪声。同时,对前飞状态下剪刀尾桨在不同结构参数和不同桨叶外形参数下的气动噪声进行了计算对比,并进一步对旋翼尾流作用下的剪刀尾桨噪声进行了分析,获得了一些新的结论。第五章对旋翼BVI噪声主动降噪方法进行了研究。着重针对UH-60A旋翼的斜下降飞行状态,分别对有/无IBC噪声主动控制条件下的旋翼BVI气动噪声特性进行了模拟,并采用一种简化的推进配平模型以反映旋翼桨叶的实际运动。通过相位角、幅值和频率等不同控制参数的影响对比分析,结果表明:IBC主动控制方法减小了前行侧桨叶表面尤其是桨叶尖部的负压峰值,降低了桨-涡干扰发生位置附近的桨叶气动载荷;同时主动控制后的桨尖涡集中程度变弱,并且增加了桨叶与桨尖涡之间的相遇距离,从而显著降低了桨-涡干扰噪声;选取合理的相位角、幅值和频率等主动控制参数组合,BVI噪声降低可达7d B。在此基础上,开展了在IBC控制下前飞斜下降不同飞行状态的飞行参数(飞行速度、飞行轨迹)对BVI噪声的影响研究,发现在不同的飞行状态下,IBC控制皆可以有效的降低旋翼BVI噪声。第六章综合主/被动降噪方法,分析了综合采用不同降噪方法时的旋翼气动噪声特性,初步找到了不同主/被动降噪方法的噪声抑制规律,为寻求有效的旋翼气动噪声尤其是BVI噪声抑制方法提供借鉴。研究发现,在综合降噪过程中,IBC主动控制占主要作用。针对原参考桨叶旋翼和新设计低噪声桨叶旋翼,IBC控制的控制规律和效果有着一定的差别,具体为:对参考桨叶旋翼,IBC控制在前行侧降噪效果最好,而对低噪声桨叶旋翼,IBC控制却在后行侧降噪效果最好;在进行IBC控制后,噪声的传播方向发生了改变,有利于降噪。最后,第七章对全文的研究内容进行了总结,指出了本文的创新性,并且提出了后续需要开展的研究工作和展望。