伴随着航空运输量的不断增加带来的日益严重的飞机噪声问题,越来越严厉的适航噪声标准也相继出台。新型号飞机在适航取证的时候将面临更严峻的噪声适航审定。面对更加严格的噪声适航审定程序的挑战,能够降低噪声适航审定成本、缩短噪声适航审定周期的等效飞行试验程序是新型号飞机适航取证工作的重要措施之一。本文以在飞机全推力起飞过程中对飞机噪声贡献量最大的发动机喷流噪声为研究对象,采用CFD和CAA相结合的混合数值算法,研究静态发动机喷流的流动特性和噪声特性,在计算静态噪声的基础上,结合飞机适航噪声起飞试验的基准航迹,通过声传播的修正,得到起飞飞行状态下的喷流噪声辐射特性,通过此方法初步建立适用于飞机噪声适航审定的等效程序的技术体系,为新型号飞机在适航取证之前设计起飞试验的等效程序提供一种计算方法。本文的主要工作如下:（1）喷流流场和声场数值计算理论和方法研究。对直接数值模拟、雷诺时均、大涡模拟三种湍流计算模型和Lighthill声类比、Mohring声类比两种气动噪声计算模型进行介绍。通过NASA的SMC002号喷管的喷流实验,验证了大涡模拟流场计算的可靠性,对比分析了Lighthill声类比和Mohring声类比两个算法的可靠性,Mohring声类比更适合高亚音速喷流噪声的计算。（2）飞行状态下喷流噪声修正方法研究。分析飞机噪声适航性审定的基本要求,根据ANP数据库确立适航噪声起飞试验基准航迹的计算模型。研究了噪声多普勒效应修正模型、大气吸收衰减模型和声学叠加原理。（3）对CFM56-7B发动机喷管的简化缩尺模型的流场特点和静态声学特征分析。分析了流场的基本结构以及涡的演化过程,结合声场特点分析了喷流致噪的原理以及喷流噪声的频谱特性和指向性,在此基础上计算结合B737-800的适航噪声起飞试验基准航迹,得到飞行态的噪声结果,构建其切入飞行程序。