直升机旋翼桨-涡干扰(Blade-VortexInteraction-BVI)现象广泛存在于直升机前飞、缓降等典型飞行状态。旋翼桨-涡干扰发生时,受桨尖涡诱导速度影响,旋翼表面产生BVI脉动载荷。BVI载荷作为第二类流体动力声源向环境辐射流体噪声——BVI噪声,并显著提升直升机的噪声辐射水平,削弱其隐身性能。因此,开展旋翼桨-涡干扰噪声主动控制技术的研究对于提升直升机的声隐身性能有着重要的意义。本文从旋翼气弹耦合建模入手,首先建立了具有较高精度和可靠性的旋翼刚柔耦合动力学模型与旋翼自由尾迹空气动力学模型,并在此基础上建立旋翼气弹耦合分析模型;接着,以旋翼气弹耦合模型作为研究工具,开展了基于主动后缘襟翼控制技术(ActivelyControlledFlaps,ACF)的桨-涡干扰主动控制技术研究工作;详细分析了基于ACF技术的旋翼桨-涡干扰控制规律,并探讨了其内在机理。具体研究内容如下:1.采用几何精确结构建模方法和第二类拉格朗日方程推导方法,建立了旋翼刚柔耦合动力学模型;基于传统分区Nitsche变分法,推广并建立了一种可适用于非线性结构建模的修正变分方法,结合逐层展开的建模思路,得到表征旋翼系统能量关系的运动学方程,采用广义-a隐式积分数值方法计算旋翼的频域及时域响应;通过与文献数据对比,验证了模型的准确性与可靠性。2.采用自由尾迹-升力面方法建立了适用于旋翼气弹分析与尾迹分析的旋翼气动力模型。建模过程中,结合ACF技术特征,建立了可考虑桨叶后缘襟翼影响的旋翼自由涡系模型;针对传统“时间精确”尾迹计算方法中需要预设尾迹初值的情况,提出了一种仅基于尾迹边值信息的“时空精确”自由尾迹数值计算方法;通过数值分析,对尾迹速度离散方程数值截断误差进行补偿,得到整体具有三阶精度的自由尾迹差分格式,提高了尾迹模型计算精度与可靠性;针对自由尾迹模型计算效率较低的问题,采用速度插值技术,减少自由尾迹诱导速度计算量,提高了尾迹计算效率。3.结合旋翼结构模型和气动模型建立旋翼气弹耦合分析模型。建模过程中,针对旋翼结构动力学模型与空气动力学模型计算网格节点不一致的特点,采用网格插值技术,建立结构与气动间的信息交互关系;采用“时间推进”的伪隐式预测-校正松弛迭代方法(PIPC)建立旋翼气弹耦合算法;通过与实验数据和国外文献数据进行比对,验证了本文旋翼气弹耦合模型对旋翼气动特性和尾迹特征描述的准确性与可靠性。4.采用所建立的旋翼气弹耦合模型,对比分析了旋翼桨-涡干扰对桨盘气动载荷与入流的影响情况,提出了BVI脉动载荷的分离方法与量化指标(BVI-P);通过将BVI-P作为旋翼BVI噪声的间接衡量指标,得到了基于ACF控制技术的旋翼BVI噪声控制规律,并与美国NASA试验得到的BVI噪声控制规律对比,验证了本文研究方法的有效性;研究发现,控制频率、尾迹-桨盘相对位置和桨叶柔性对BVI噪声控制规律有着重要影响;基于ACF技术的旋翼BVI噪声控制可能会引起桨毂振动载荷的增加;采用单一谐波频率信号作为控制输入时,很难兼顾旋翼BVI噪声与桨毂振动控制。5.针对研究得到的BVI噪声主动控制规律,开展了更加深入的研究工作,进一步分析了小翼运动、桨盘环量、尾迹环量、桨盘流动、尾迹运动和BVI噪声控制效果间的内在联系,揭示了部分BVI噪声主动控制机理;针对旋翼BVI噪声控制,开展了ACF小翼参数设计研究,总结得到了一些可以指导工程应用的实用规律。