气动噪声已经日益成为航空航天领域中一个不可忽略的问题,它对环境和飞行器本身均会产生很大的危害,故近些年来受到大量科研工作者和工程师们的关注。针对飞机上存在的两类典型的与剪切流相关的噪声问题,本文改进了气动噪声计算格式,并通过数值模拟对剪切流噪声产生机理进行了研究,具体内容包括以下几个方面：.(1)基于DRP格式经常要和滤波相伴使用的特性,根据10阶中心滤波的特性,在有效波数段内对7点DRP格式进行了重新优化,并借助混合格式的思想构造了新的DRP-WENO格式,该格式使用了改进的DRP和WENO格式,采用多精度算法对开关函数进行控制。DRP-WENO格式比单纯的WENO格式具有更高的计算效率,比基于WENO-JS格式构造的混合格式精度更高,同时由于DRP格式可以在光滑区保持色散性,因此保证了DRP-WENO可以在具有激波情况下计算噪声问题。大量数值实验证明了DRP-WENO格式在弱/强激波和旋涡流动中具有很好的鲁棒性。(2)以L/D=2和4的二维方腔作为基本构型,通过直接数值模拟研究了低Re数下不同边界层厚度和来流Ma数对近场动力学和声场的影响。其结果表明：二维方腔流中存在两种基本流动模式,即剪切模式和尾迹模式,几何参数(L/D)与边界层厚度是影响模式转变的重要参数。剪切模式下,占优振荡模态都对应于Rossiter II模态,随着边界层厚度的减小,会有靠近Ⅰ模态的低频成分出现,而且噪声增强,波阵面也出现差异。由低维模型和涡结构运动分析可知这个低频是由于不同涡结构与后拐角撞击形式的切换产生的。随着Ma数升高,振荡无量纲频率会下降,但是同一Ma数下频率不会发生大的漂移；尾迹模式下,方腔中不断有大涡脱出,振荡频率基本维持在St=0.24附近,不随Ma数改变。(3)给定层流入口速度型,通过大涡模拟研究了Ma数为0.9的自由射流近场动力学演化与远场噪声特性。采用Eulerian和Lagrangian两种不同的流场显示方法对射流的大尺度相干结构进行了显示,找出了存在于射流中几类典型结构,并从有限时间Lyapunov指数场(FTLE)的演化发现剪切层中脱出的Lagrangian相干结构(LCS)会侵入势核区结束的位置。另外,通过时空卷积滤波得到的物理声源显示,这种入侵会增强核心区声源,使得该区域产生强的噪声辐射；利用远场噪声与近场声源之间的相关性分析得到：小角度的噪声主要来自势核区结束3～4倍半径的区域内,与大结构侵入现象相关,中心区域的贡献要大于剪切层,而侧向噪声与中心区域关联不强,与充分发展的的剪切层区域关联较大,说明侧向噪声更多是来自于小尺度湍流脉动。(4)基于可压缩边界层方程数值解得到旋拧流入口速度型,通过线性稳定性分析了旋拧流失稳波稳定性特征,使用大涡模拟对比研究了中等Re数下旋拧和无旋拧射流近场动力学特征和相应远场噪声特性的变化。由于不稳定增长率更高,旋拧射流会加速势核区内剪切层的扩张和混合,促进大尺度结构的破碎,使得剪切层和中心线上脉动更快饱和,并且中心处饱和的幅值会降低；旋拧效应可以有效地降低小角度上的噪声,强旋拧算例中30度附近OASPL下降多达3dB,另外由于加速了大尺度结构破碎,使得涡配对的噪声明显减弱；对滤波得到的声源统计分析显示,旋拧会使得声源位置分布整体提前,并改变了初始段声源的对流速度。此外,它会使得中心处的间歇性因子峰值提前,且会降低剪切层中离入口5～10倍半径区域内的间歇性。