机翼是民航客机的一个重要噪声源。在飞机飞行的过程中,气流绕过机翼在机翼后缘形成分离泡或者湍流,从而产生噪声。对机翼产生的气动噪声进行研究,具有重要的工程意义。与经典CAA方法相比,格子Boltzmann方法具有过程清晰、边界易于处理等优点,在计算气动声学方面有良好前景。本文采用黏性可压缩LBM方法对中等雷诺数和马赫数下翼型绕流湍流噪声进行了仿真计算研究。本文分析和推导了可压缩LBM模型,采用一种加入额外自由度的圆函数代替麦克斯韦函数,使得BGK类型的Boltzmann方程可以恢复宏观控制方程。根据LBM的思想,将速度离散成有限个方向;使用一阶欧拉向前格式,对时间进行离散;运用FVM方法对空间进行离散。在固体无滑移壁面处,采用非平衡外推的方式进行处理。对于无反射远场边界,通过在LBM控制方程中添加目标流动函数来达到抑制非物理扰动的目的。声场则是等流场达到稳定状态后,采用当前相对压强值与一定步数的相对压强平均值的差值计算获得。根据所提出的方法,首先对髙斯波进行了仿真计算,得到了声压分布云图和声压波形曲线,用以检验本文算法的有效性。此外,还比较了不同雷诺数和吸收系数对声压波形的影响。然后对圆柱绕流进行了模拟,得到了升/阻力系数曲线、声压分布云图和测试点声压波形曲线。最后对不同马赫数下的翼型绕流进行了数值计算,得到了声压分布云图、表面压力/摩擦力系数曲线和测试点声压波形曲线。高斯波的计算结果与解析解接近。雷诺数越高,对声压峰值影响越小;吸收系数越大吸收效果越好。圆柱绕流和翼型绕流的声场都可以正确计算出来,并且测试点的声压波动很稳定。