飞机在起飞着陆时会产生巨大噪声，对于机场周围的居民是严重的环境问题。随着大涵道比涡扇发动机的应用，发动机噪声显著降低，机体噪声成为重要的噪声部分。美国航空航天局(NASA)提出了使得飞机机体噪声减少10分贝的设计目标，这相当于将声场能量减少90％。采用现有的减噪方案取得的减噪效果有限。飞机在起飞降落的过程中流动雷诺数很大，通过大涡模拟方法与Lighthill声场比拟理论相结合可以得到湍流噪声，反映噪声产生机理并为减噪设计提供方案。　　 本文围绕大涡模拟对声场预测问题进行了三个方面研究。首先，分析了大涡模拟对速度时空关联与压力时空关联的预测。根据Lighthill的声场比拟理论，远场噪声依赖于声源区的速度与压力脉动的时空关联，因此大涡模拟对湍流噪声的准确性依赖于它能否正确的预测时空关联。其次，发展了大涡模拟并行程序，计算了Re=3900圆柱绕流产生的噪声，并考察圆柱表面超疏水对噪声的影响。最后，探讨了使用敏感性分析方法分析混沌系统，通过此方法对大涡模拟得到的湍流信号进行分析用于减噪设计。本文的主要的工作内容有:　　 1、涡粘模型对大涡模拟得到槽道湍流时空关联的影响　　 根据Lighthill的声场比拟理论，湍流远场噪声依赖于湍流速度和压力脉动的时空关联。因此大涡模拟能否用于预测湍流噪声的关键它能否正确的预测时空关联。本文采用直接数值模拟和大涡模拟方法分别计算了湍流场的速度和压力的时空关联，发现大涡模拟得到的时空关联比直接数值模拟得到的时空关联衰减慢。利用速度时空关联的椭圆模型，发现，差别来自于大涡模拟方法高估了速度的Taylor微尺度，这是由于大涡模拟方法只考虑了大涡对小涡的级串效应而忽略了小涡对大涡的反级串效应。　　 2、发展了压力时空关联模型　　 为了分析压力时空关联的机制，将速度时空关联的椭圆模型，推广到压力，用于解释大涡模拟高估时空关联的原因。以槽道湍流为例计算了压力时空关联在不同剪切率下的情况。在靠近壁面剪切率为最大时，压力时空关联主轴方向为曲线，而且等值线末端扩展呈“8”字形。在槽道中央，平均剪切率为0时，压力时空关联等值线为拉长的椭圆。我们发展的压力时空关联模型考虑了这两个特点。引入了对流加速，反映主轴方向是曲线的特点。　　 3、发展并行有限体积方法程序　　 非结构网格可以用于边界复杂的流动情况。采用能量守恒的有限体积方法进行空间离散，时间方向采用分数步方法。分数步方法会得到压力Poisson方程。求解压力Poisson方程的计算量是求解不可压缩N-S方程中的主要部分，采用代数多重网格方法求解，多重网格的求解器为Hypre软件包中BoomerAMG求解器。采用代数多重网格使得每迭代一次误差下降一个数量级。　　 4、考察超疏水减噪机制　　 利用发展的有限体积大涡模拟程序，计算了圆柱绕流的噪声问题。圆柱绕流的雷诺数为Re=3900。分别计算了滑移壁面与无滑移壁面两种情况的圆柱绕流湍流场与声场。其中滑移壁面的滑移长度为0.02倍的圆柱直径。圆柱绕流的噪声主要部分来自于升阻力的波动，超疏水表面可以减小壁面上的压力脉动，减小非定常升阻力脉动，从而达到减噪的目的。其中压力脉动产生的偶极子噪声减小明显。　　 5、采用敏感性分析方法考察混沌系统平均量关于参数的导数　　 在减噪优化设计中，需要考察流动平均量关于参数的导数。由于流动为湍流，所以系统为混沌系统。速度或者压力对参数导数的演化方程可能不收敛，我们采用对初值的优化方法可以得到收敛的导数的平均值。　　 本文的创新点为:　　 (1)发展了剪切湍流中压力时空关联模型，并从时空关联的角度探讨了大涡模拟对远场噪声的预测性问题。　　 (2)发现了超疏水表面可以降低远场噪声。　　 (3)探讨了采用敏感性分析方法分析湍流信号，用于减噪设计。　　 本文的研究发现大涡模拟可以用于圆柱尾流的噪声预测，并且时空关联是进一步改进大涡模拟对湍流噪声预测的关键。