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由气流直接产生的振幅和频率杂乱、统计上无规则的声音。喷气式发动机喷出的气流产生的声就是一种气动噪声。喷气式飞机的大量出现引起严重的气动噪声污染，导致了对气动噪声的认真研究。气动噪声伴随出现脉动声压。高速飞机表面湍流边界层（见边界层）所发出的噪声和伴随而来的脉动声压，不但使乘客感到不舒服，还使飞机蒙皮承受疲劳应力，甚至遭到破坏。控制气动噪声，已成为设计现代高速飞机和高速气流设备必须考虑的问题。
英国人M.J.莱特希尔于1952年首先提出关于空气动力声的基本理论，并把它应用于亚声速湍流射流的研究，获得很好的结果。他所研究的问题是：在原为静止的无限范围气体中的一个有限区域存在湍流时，空气动力声的产生和传播。他将描述气体运动的质量和动量方程
式中t为时间;xi为空间坐标；ρ、vi和pij分别为气体的密度、速度和应力张量；c0为未扰气体的声速；Δ 为拉普拉斯算符；Tij为莱特希尔湍流应力张量，它的表达式为：
Tij＝ pij-c0ρδij， (4)
当i≠j 时，δij＝0；当i=j 时，δij＝1。
在式(3)右边为已知的条件下,该式为非齐次的波动方程，也就是声学中描述声场的方程。利用经典声学中的解法，可求得该式的解，因而这种理论被相应地称为声学比拟理论。
要准确知道Tij，必须解出(2),但这对于一般有实用价值的问题目前做不到,而只能求出Tij的近似表达式。例如在低速射流中,射流以外的区域Tij＝0,在射流内Tij 近似等于 (式中ρ0为未扰气体的密度)，而则可依据某种湍流理论近似得出。
研究气动噪声的目的在于找出降低这种噪声的方法。按照莱特希尔的理论，对亚声速射流，声功率Pj与喷管出口处的平均速度的八次方(尌8)成正比，而推力只与尌 的平方成正比,因此,如能略微减小尌,就可以显著降低Pj或气动噪声。涡轮风扇发动机用略微减小尌、牺牲一点推力的方法可以很好地解决气动噪声问题
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