空中加油是增加飞机航程和滞空时间的有效方法,它是现代战斗机必须具有的技术。空中加油受油装置的噪声不仅对飞行员的无线电通话产生严重干扰,而且还影响了飞行员作战和训练时的注意力。因此,空中受油装置噪声的预测及控制对空中加油装置研究和改进具有重要的意义。本文通过消声室小型声学风洞中1:5和1:2缩比模型受油装置的模型实验,获取了它们在马赫数为0.15~0.5时的噪声数据,结果表明:1.来流速度增加一倍,模型装置气动噪声的声压级增大约18dB,即声压与速度的三次方成正比,这表明受油装置的噪声源主要是偶极子源;2..相对翼形支杆,各马赫数下圆柱支杆的受油装置声压级均提高了约8dB,这是由于翼型能推迟流动分离,减小脉动。同时表明支杆形状的改变对受油装置噪声的控制来说是重要的;3.根据文献,雷诺数同量级时(在一定范围内),湍流脉动振幅近似相同,所以外形相同时,偶极子源的声功率级应该和其面积成正比。由此,可以推出受油插头气动噪声工程预测公式。由该工程预测公式计算出的模型的噪声级曲线和文献中的实际飞行噪声数据吻合。另外,本论文通过对流体动力声源的描述,理论上探讨了固定式受油装置在亚音速情况下的声源类型,给出了理想化固定式受油插头、受油支杆的声源模型,并通过数值计算(利用Fluent软件)得到了受油支杆噪声的总声压级和相应的噪声谱数据,计算的总噪声级与模型实验的结果基本一致,但噪声谱有所不同,这有待进一步研究。