随着商用客机、风力发电机和小型无人机等气动噪声问题的日益严峻,采用创新的流动控制技术从根源上抑制噪声引起了广泛关注。仿生学锯齿尾缘和波浪前缘是两种可以有效降低气动噪声的被动控制措施,深入研究其降噪规律和降噪物理机制,具有重要的学术价值和工程应用意义。本文采用实验测量和数值计算相结合的方法,以孤立叶片为对象,研究了仿生学锯齿结构对其气动性能、尾缘自噪声和前缘干涉噪声的影响,主要研究工作和成果如下:(1)基于大涡数值模拟和声比拟理论,成功发展了叶片湍流宽频噪声数值预测混合计算气动声学方法。针对数值计算展向高度小于实验的问题,基于矩形函数、三角函数、拉普拉斯函数和高斯函数推导了声学展向修正公式,进一步完善了声学展向修正理论。对比了四类修正公式的差异,四类函数得到的声压级修正量最大差别为4dB。采用高斯函数对数值计算声场结果进行了展向修正,修正后的声场结果与本文实验结果基本一致,证实了本文混合计算气动声学方法和声学展向修正理论的可靠性。(2)基于消声风洞实验手段研究了叶片层流边界层不稳定噪声,分析了锯齿尾缘和波浪前缘对不稳定噪声的降噪规律,并采用BPM尾缘噪声模型研究了“切割式”尾缘锯齿钝尾缘涡脱落噪声。层流边界层不稳定噪声的产生机制在于声学反馈回路,其产生条件对雷诺数和攻角均比较敏感。不稳定噪声峰值频率与来流速度的1.5次方成正比,与弦长的0.5次方成反比,但峰值频率随攻角的变化无明显规律。锯齿尾缘可以有效降低不稳定噪声,且锯齿振幅越大,降噪效果越好,峰值频率声功率级最大降噪量为42dB,总声功率级最大降噪量为23dB。但“切割式”锯齿尾缘齿根较厚,可能引起强烈的钝尾缘涡脱落噪声,且锯齿振幅越大,齿根越厚,钝尾缘涡脱落噪声越强,噪声最大增加25dB。波浪前缘也可以有效降低不稳定噪声,且锯齿振幅越大、波长越小,降噪效果越好,峰值频率最大降噪量为32dB,总声功率级最大降噪量为18dB。尽管波浪前缘对不稳定噪声的抑制效果不如锯齿尾缘,但波浪前缘不会引起钝尾缘涡脱落噪声。(3)基于消声风洞实验手段研究了波浪前缘对圆柱–叶片干涉噪声的降噪规律,分析了锯齿振幅、锯齿波长、来流速度、圆柱直径和圆柱–叶片流向间距对降噪效果的影响。波浪前缘可以有效降低干涉噪声,且锯齿振幅越大、波长越小,降噪效果越明显,声功率级最大降噪量为4dB,总声功率级最大降噪量为3dB。随着来流速度的增大,降噪效果向高频移动,但速度对降噪量的影响较小,大体而言,降噪量随速度的增加略微降低。随着圆柱–叶片流向间距的不同,流场结构表现为两种模态,临界间距为L/d=3.5。当L d?3.5时,为“剪切模态”,卡门涡街脱落过程受到抑制;当L d?3.5时,为“尾迹模态”,卡门涡街从上游圆柱脱落。对两种不同的模态,噪声辐射和降噪效果表现出不同的特征。采用混合计算气动声学方法研究了波浪前缘降低圆柱–叶片干涉噪声的物理机制。研究表明,波浪前缘的降噪机制主要在于其降低了叶片表面的声源强度,降低了展向相关性和相干性,增强了破坏性相位干涉效应。(4)采用定常RANS和非定常SAS方法研究了波浪前缘对二维叶片和三维后掠锥形机翼气动性能的影响。对二维叶片而言,波浪前缘对其小攻角范围内的升阻特性影响较小;在中等攻角范围内,波浪前缘降低了升力系数,增加了阻力系数,导致最大升阻比降低7.5%~34.7%;当攻角大于基准叶片失速攻角后,波浪前缘降低了升力系数,但同时可以减小阻力系数,保持升阻比基本不变。整体而言,波浪前缘降低了叶片气动性能,且锯齿振幅越大、波长越小,波浪前缘叶片气动性能越差。但波浪前缘可以使叶片失速过程更为平缓,特别是当锯齿振幅足够大时,波浪前缘叶片升力系数随攻角的增大持续增加,不存在失速过程。波浪前缘对后掠锥形机翼气动性能的影响与二维叶片类似,在小攻角范围内,波浪前缘对机翼升阻特性基本没有影响,随着攻角的增大,波浪前缘导致升力系数降低,阻力系数增加,最大升阻比降低约6%。波浪前缘对叶片和机翼绕流流场具有较大影响,波谷位置为低压区,诱导产生对转流向涡。