随着涡扇发动机的采用，核心机噪声成为主要噪声源。因此研究涡扇发动机核心机噪声特性就显得很重要。本文将涡扇发动机分为燃烧室和涡轮噪声再合并为核心机噪声的方法，并用于分析了CFM56-7B核心机噪声特性，将静态下核心机噪声级与燃烧室噪声级、涡轮噪声级做了比较，且将静态与起飞状态下核心机噪声有效感觉声压级做了比较。

为了在新设计飞机首飞测试前能够预测飞机减推力飞越噪声级，节省人员物力的消耗，缩短新设计飞机的设计周期，对飞机减推力有效感觉噪声级预测方法进行研究；利用飞机的相关控制参数和有效感觉噪声级公式推导了减推力飞越噪声级的预测方法；以空客、波音飞机为例，验证预测方法的有效性；并将该算法应用在国产C919飞机飞越噪声级的预测中。

喷气噪声是发动机主要噪声源之一，其大小直接影响到飞机的适航取证。由发动机静态噪声数据可以预测飞机飞行噪声级，提前了解飞机噪声的适航性，从而避免进行试验测量，达到节省时间和成本的目的。通过研究STONE喷气预测模型，提出民用航空涡扇发动机喷气噪声预测方法，并开发相应的Matlab预测程序。利用该程序预测C919客机主发的竞争发动机——CFM56-7B的喷气噪声，分析其噪声指向性以及频率特性，并与实验数据对比，验证此预测方法的准确性。

涡扇发动机尾喷是飞机的主要噪声源之一，其噪声大小不仅影响飞机的适航取证，更是评价发动机性能的重要指标之一。为了实现发动机的降噪设计，需要将发动机的整机噪声分解到各部件，从而针对部件进行降噪设计。基于三个远场麦克风数据的喷气噪声分离算法，使用MATLAB进行编程，以GE公司的某型发动机噪声静态测试的数据作为输入数据，从发动机整机噪声中分离出喷气噪声，得到喷气噪声声压的自相关谱。根据喷气噪声声压的自相关谱，计算喷气噪声的声压级。分离得到的喷气噪声数据对发动机尾喷的降噪设计有重要意义。

衍生机型要投入运营必须进行再审定。利用发动机地面静态噪声测试来预测飞行中的噪声级，可以达到节约时间和成本的目的。通过发动机在翼的试验方法，获得某型发动机的地面静态噪声数据，将静态测试数据修正到飞行状态，从而预测装配该型发动机的衍生型飞机的飞行噪声级。从地面到飞行状态等效映射中的修正因素直接影响实验结果的准确性。围绕修正因素进行研究，来验证该修正方法的准确性。

在飞机噪声适航审定过程中，基准飞行试验耗时费力，对试验场地要求严苛，使用切入飞行程序能够有效地节约运营成本，大幅降低所需的试验时间。使用切入飞行程序进行飞行试验时，需要确定切入飞行与基准飞行轨迹有效的结合点来作为切入点，飞行切入点的确定将影响整个飞行试验数据的获得以及飞机的飞行成本。通过对某型飞机的基准飞行数据分析以及基于基准飞行剖面几何求解得到切入点的位置，确定整个切入飞行的等效剖面。

随着我国民航事业的发展，飞机噪声问题日益突出。国际民航组织正在制定更为严格的噪声标准，如今已经实施了第4章—7的方案。为了能够满足更高要求的标准，需要对中国机队的结构进行调整，即通过调整不同的座位等级的飞机数量来满足机队的需求。一些满足不了高的噪声严格度要求的飞机项目，就必须采取措施，例如改进飞机结构以降低噪声。研究第4章—7方案对中国机队的影响是有益的。

民用航空发动机燃烧室作为飞机的主要噪声源，其噪声大小不仅影响飞机适航取证，而且反映燃烧室的燃烧品质。因此，在设计之初对发动机燃烧室噪声进行精准预测便显得极为重要。通过对民用航空发动机燃烧室在地面和空中的噪声产生机理和主要影响因素进行研究，根据研究结果结合MATLAB GUI进行编程，建立民用航空发动机燃烧室噪声预测模型。利用该模型预测发动机燃烧室的声压级、总声压级、A计权声压级和感觉噪声级等噪声参数。