本论文研究直升机旋翼噪声控制理论和关键技术问题,重点研究了悬停和飞行状态下的厚度噪声的降噪技术。论文研究了直升机噪声的预估计算问题,利用FereidounFarassat提出的FW-H方程的Formulation1A解,分析了不同转速、弦长、翼型、桨尖、前飞速度及声速等与噪声密切相关的因素对厚度噪声的影响,仿真分析了厚度噪声在空间不同位置的分布和辐射状态,以及在前飞状态下的噪声指向性分布。对于厚度噪声计算中的重要参量－延迟时间,提出了合理设置方程根的上下限和采用二分法迭代求解的改进方法,该方法可将计算时间缩减为切线图法的10%,有效地克服了切线图法存在的耗时多且收敛速度慢的问题。　　 针对普通直升机旋翼存在的噪声大、频谱特征明显的主要问题,提出了采用非均匀桨叶布局、不等长桨叶、后掠桨尖的噪声控制方法。仿真计算结果表明,非均匀桨可以在保持厚度噪声总声压级基本不变的前提下,显著减弱频谱的特征。在此基础上为了进一步减弱声学特征,还提出了桨叶间距随时间变化的非均匀控制方案,并分析了其厚度噪声频谱的变化。此外还分析了不等长桨叶在不同长度比以及将非均匀桨与后掠桨尖两者组合在不同后掠角时噪声的变化。计算结果显示,这两种方法都可以降低厚度噪声且削弱旋翼频谱的梳状特征。　　 为了精确测量旋翼噪声的分布,研究了传声器阵列声成像测量技术,研制了可用于模型旋翼噪声声源定位的64阵元螺旋阵实验装置。设计了一种高精度的微型前置放大器,克服了传统前置放大器因体积大影响声场导致测量精度低的问题。该微型前置放大器的长度缩减到了普通前置放大器的1/10,有效地避免了声反射问题。　　 针对直升机噪声的声场特性开展了缩比模型旋翼试验、涵道尾桨试验以及BVI噪声试验。通过模型旋翼的噪声试验,掌握了旋翼的声场分布状况及声源的分布特点。在模型旋翼噪声试验中,利用声阵列对旋翼桨盘周围的声源进行了声源定位测试。测试结果证明,随着转速和总距的增大,桨尖处逐渐成为噪声的主要来源。通过涵道尾桨试验的开展,分析和总结了涵道尾桨的声场特点及噪声的变化规律。在声学阵列对BVI噪声声源位置的测试试验中,利用声学阵列的方法从试验角度验证了BVI噪声的声源位置位于桨叶和涡发生干扰的地方。此外,测试结果也反映了BVI噪声的强弱除了与桨叶干扰的位置、转速有关外,还与桨叶和涡发生干扰的角度有关。　　 本文的分析结果以及提出的相关噪声控制方法,对于研究直升机噪声的预估和控制具有一定的参考和指导意义。论文所开展的利用声学阵列测试旋翼噪声等工作对于相关试验技术的深入研究具有促进作用。