宋远佳，廖达雄，陈万华,*，赖 欢，侯 予

1.中国空气动力研究与发展中心 设备设计与测试技术研究所，四川 绵阳 621000 2.西安交通大学 能源与动力工程学院，西安 710049

0 引言

为追求大型客机、大型运输机、远程作战飞机和先进战斗机等更高的经济性和安全性，需遵循一系列相似准则开展风洞模拟试验[1]。然而，由于风洞试验段尺寸的限制，加之飞行器结构几何参数越来越大，利用现有常规风洞开展模拟试验的雷诺数偏低，使得基于常规风洞试验结果的飞行器气动设计和性能预测出现偏差，可能导致设计方案更改，延误研制周期，造成经济损失。

为解决常规风洞模拟雷诺数偏低的问题，最实用的方法是采用液氮降低风洞内部温度[2-4]。目前，国际上共建成20 多座低温风洞，特别是美国兰利中心的国家跨声速风洞（National Transonic Facility，NTF）[5-7]、德国宇航中心的低温低速风洞（Kryo-Kanal Koeln，KKK）[8]以及欧洲跨声速风洞（European Transonic Wind Tunnel，ETW）[9-12]等2 m 以上口径的大型低温风洞，为欧美国家的大型客机和运输机研发提供了可靠的试验研究平台，极大地促进了欧美航空业的发展。目前，国内最大的低温风洞为0.3 m 口径[13-14]，无法满足我国大型航空航天飞行器的风洞模拟高雷诺数试验需求，亟需开展大口径生产型低温风洞的关键技术研究。

文献[15]指出：具有高效保冷性能的绝热结构作为低温风洞的关键结构之一，是确保风洞可靠运行、降低风洞运行液氮消耗的重要保证。在此基础上，文献[16]综合分析了NTF（试验段尺寸2.50 m×2.50 m×7.62 m，总压1×105～9×105Pa，总温78～338 K，马赫数0.2～1.2）和ETW（试……