飞行器飞行中由于启动过程以及发动机、伺服系统的工作，必然产生复杂的噪声环境，随着飞行性能的不断提高，飞行器的强噪声环境对其结构的影响日益严重，声振导致飞行器结构的疲劳损伤，严重威胁着飞行器的安全。噪声产生激振，对电子仪器工作也产生不利影响。因此，准确测量噪声环境的参数对评价飞行器总体方案、分析飞行情况具有重要的意义。另一方面，噪声环境参数具有频带宽、动态范围大、不确定因素多、地面无法模拟等特点，为现场实时测量飞行器噪声环境提出了苛刻的要求。　　本为主要对噪声在高速气流环境、温度变化环境以及振动环境下噪声测试进行了一些研究。通过建立传声器膜片的理论模型，介绍传声器的力电换能原理，对传声器在飞行器振动环境、弹体表面温度变化环境以及风速场环境下的影响进行了简单的理论分析。着重针对飞行器具体的高速气流环境、表面温度变化环境以及振动环境进行了理论分析，建立了各个具体环境的数学模型。并根据飞行器飞行中的高速气流环境模型、表面温度变化环境模型以及振动环境模型进行了相关模拟试验，通过对数据的分析得出了传声器随环境变化的曲线，为测试环境的声压级修正提供参考。　　最后，根据相关实验得出的结论，总结了传声器分别在振动环境、弹体表面温度变化环境以及高速气流环境进行应用时应注意的方面和为减小误差可采取的措施，在此基础上对传声器在综合环境下应用和选用提出了一些总体的注意事项，为正确选择传声器和准确测量噪声提供参考。