桨-涡干扰(Blade-vortex interaction,BVI)脉冲气动噪声是直升机噪声的主要来源之一。深入理解BVI脉冲气动噪声特性,进一步开展噪声控制方法的研究,可以有效降低直升机噪声,具有重要的学术意义和工程实用价值。气动噪声直接计算的直接法可以清晰、直观地反映噪声的产生和传播过程。本文采用格子玻尔兹曼方法(Lattice Boltzmann Method,LBM)与大涡模拟(Large Eddy Simulation,LES)相结合的LBM-LES方法,对低雷诺数下的平行BVI脉冲气动噪声进行了直接计算,分析了噪声的产生机理和传播、衰减规律,对BVI脉冲气动噪声特性进行了研究;并在此基础上,采用前缘开孔的方法对噪声的控制进行了数值分析和研究。先对LBM-LES方法用于BVI干扰流场和声场数值计算的适用性进行了分析。对NACA0012翼型的平行BVI干扰流场进行了数值模拟,涡模型采用了Lamb-Oseen涡模型,LBM方法格子离散速度模型为D2Q9,LES采用动态Smagorinsky亚格子模型。结果表明:LBM-LES方法具有足够低的数值耗散,能够保证涡在运动过程中的特性不发生改变;涡对翼型流场在大尺度上的影响很大,小尺度上相对较小,对于BVI流场的模拟,LES方法是比较合适的。在此基础上,对声场进行了直接计算。结果表明:LBM-LES方法能够直接得到BVI气动噪声的声场,可以用来分析和研究噪声的特性。研究了二维平行BVI脉冲气动噪声特性,详细分析了BVI噪声的产生机理以及传播、衰减规律。当旋涡接近和经过翼型前缘时,翼型前缘附近压强发生强度不同的两次突变,导致翼型气动力变化的同时,向外辐射产生具有偶极子指向性的脉冲声波,其中较弱的一次压强突变能更有效率地辐射声波;通过对四种不同来流速度的声场进行分析,发现上下远场声压峰值和传播距离成反比,和来流速度的三次方与升力系数波动幅值之积成正比,由此得出了远场声压峰值预测公式,为BVI远场声压的预测提供了另一种途径。基于对BVI脉冲气动噪声特性的研究,设计了一种翼型前缘开孔降低噪声的控制方法。以NACA0012翼型作为研究对象,建立了四种前缘开孔的模型,在不同来流速度、涡的强度和干扰距离条件下,对四种前缘开孔模型和无孔的基准翼型进行了平行BVI数值模拟。结果表明:前缘开孔可以降低BVI噪声,但对翼型升力系数有一定的影响;宽度为2.5%弦长的直孔能在翼型升力系数损失较小的情况下有效降低BVI噪声,且适用范围较广。