直升机旋翼噪声是当前直升机技术的研究热点之一。本文针对复杂流场中旋翼气动噪声源的分离识别问题,基于设计的新型试验模型和测量手段,提出了一种旋翼不同类型噪声的分离识别试验新方法。第一章,介绍了本文的研究背景、研究意义及国内外研究现状,总结了关于直升机旋翼噪声的数值模拟和试验研究两方面的新进展,在此基础上提出了本文的主要研究工作。第二章,设计并研发了一种能够产生稳定高强度涡的新型双级涡流发生器。首先建立其不同类型出口段仿真模型,并对其产生的涡流场特性进行了数值分析,在此基础上采用PIV技术进行流场测量,测得其在不同来流风速下产生的涡强度和涡核半径,测试结果与CFD分析结果吻合较好,为后续桨/涡干扰噪声试验提供了技术支撑。第三章,建立了悬停状态下旋翼不同类型噪声的试验测量方法。首先在无升力状态下,开展了对称NACA0015翼型无扭转模型旋翼的噪声测量试验,获得了无载荷噪声时的噪声。此时对应单纯的厚度噪声;然后给旋翼加上不同的总距,即可测得旋翼不同工况下厚度噪声加载荷噪声的合噪声。随后,基于自主设计的新型涡流发生器,对无升力情况下的模型旋翼增加涡干扰,试验测量获得了包含厚度噪声和桨/涡干扰噪声在内的总噪声特性。在此基础上,通过不同的旋翼总距角和桨尖马赫数,进行厚度噪声、载荷噪声与桨/涡干扰噪声的综合测量,同时得到不同类型噪声的空间辐射方向和影响其强弱的参数特征。试验结果还表明新型涡流发生器与模型旋翼的组合能有效地测量分析旋翼桨/涡干扰噪声特征,并通过不同总距角和转速等获得了旋翼各类型噪声特性,为直升机旋翼气动噪声特性的参数影响规律研究和噪声源的分离识别提供了有效的研究手段和丰富的试验数据。第四章,开展了悬停状态下高速脉冲噪声的试验测量研究。首先基于二维欧拉方程,计算NACA0015翼型阻力发散马赫数,得到其阻力突增的马赫数。然后根据计算结果更换相应试验设备后逐步提高桨尖马赫数至0.894,测量高速脉冲噪声的声压值并进行了时频分析,获得了旋翼高速脉冲噪声的发声机理与传播特性。第五章,对本文的主要工作做了总结,概括了本文的创新点,并对该课题后续的研究工作进行了展望。