直升机具有垂直起降、悬停、高机动性等独特优势,使其在军民领域得到广泛应用。但直升机噪声极大地影响了其应用范围,低噪声已成为新一代直升机技术的重要发展方向,开展相关研究具有重要的经济效益和军事价值。旋翼桨-涡干扰噪声和高速脉冲噪声是直升机主要的噪声源,与旋翼桨叶特定的流动现象密切相关。旋翼桨叶拖出的尾涡与后面桨叶作用会产生强烈的桨-涡干扰噪声。当直升机高速前飞时,旋翼前行桨叶局部处于跨声速流动,当桨尖速度增大到一定值时,桨叶表面激波出现“离域化”现象产生高速脉冲噪声。因此,本文针对旋翼桨-涡干扰和跨声速流动这两种典型的流动/噪声特性开展数值模拟研究,并发展相应的流动控制方法,不仅具有学术研究价值,而且具有重要的工程意义。本文旋翼流场控制方程是可压缩的雷诺平均Navier-Stokes方程,空间离散采用Roe格式,时间离散采用second order implicit方法。旋翼旋转模拟采用滑移网格技术,湍流模拟采用基于Spalart-Allmaras的DDES模型,旋翼噪声模拟采用求解FW-H方程的方法。通过Caradonna-Tung旋翼、AH-1/OLS旋翼、UH-1H旋翼等的流动和噪声算例验证了本文旋翼流场/噪声数值模拟方法的正确性。本文对旋翼桨-涡干扰和跨声速流动这两种典型流动和噪声特性开展了数值模拟,研究了旋翼桨-涡干扰噪声和高速脉冲噪声的指向性问题,以及飞行状态参数对这两种噪声的影响。研究表明:桨-涡干扰噪声呈现脉冲特性,传播方向具有很强的指向性,在旋翼前行的斜下方以桨-涡干扰噪声为主。当桨尖马赫数较高时,桨尖激波发生“离域化”现象,激波扰动传播到远场,产生高速脉冲噪声。高速脉冲噪声主要集中在旋翼桨盘平面方向,离开桨盘平面的角度越大,高速脉冲噪声越弱。随着桨尖马赫数增加,高速脉冲噪声也快速增加。本文采用桨尖开孔方法对旋翼桨-涡干扰和跨声速流动及其噪声进行流动控制数值模拟,研究了桨尖开孔对旋翼桨尖涡结构、桨-涡干扰噪声的影响,也研究了桨尖开孔对旋翼跨声速流动和高速脉冲噪声的影响。研究表明:在旋翼桨尖前缘开孔引气到桨叶端面的方法能有效削弱桨尖涡的强度,加快桨尖涡耗散,从而降低桨-涡干扰噪声。同时桨尖开孔也能削弱桨叶激波强度,一定程度降低高速脉冲噪声。针对主动襟翼对旋翼流动/噪声的影响初步开展了数值模拟,研究了固定后缘襟翼对旋翼桨尖涡结构、噪声特性以及气动性能的影响。在此基础上,研究了固定襟翼的偏角、位置、长度等参数的影响规律,为后续基于主动襟翼的降噪设计提供参考。研究表明:后缘襟翼偏转后侧缘会产生新的涡管,当襟翼偏角较小时,襟翼侧缘产生的旋涡很弱,当襟翼偏角较大时,襟翼侧缘的旋涡强度急剧增强,故襟翼的偏角不宜太大。襟翼位于桨尖时,旋翼噪声总声压级比襟翼位于桨叶内侧的降噪效果更好。襟翼长度为0.1R旋翼噪声总声压级比襟翼长度为0.2R的降噪效果更好。