在飞机的研制过程中,通过低温环境实现高雷诺数气动试验是必不可少且至关重要的。此类试验首先需要将飞机机体模型预冷至目标温度,然后开展正式的低温气动试验,在试验完成后将飞机模型回温至环境温度。在温度调节过程中,机体模型温度的变化可达到150 K以上。可以预见,温度调节过快可能会导致模型结构产生较大的应力集中和热变形;反之,温度调节过慢则会大大延长试验所需时间,降低试验效率。因此,寻找最优的温度调节策略,既保证结构的安全可靠性,又兼顾试验的效率,在两者之间达到平衡,是此类试验需要解决的首要科学问题。有鉴于此,本论文基于大型有限元流-热-固耦合计算,系统地研究了不同温度调节工况条件下飞机模型的温度和应力响应,确定了优化的温度调节方案;在此基础上,在实际参试工况下,进一步对模型的气动特性和结构响应进行了计算分析。研究结果对飞机模型低温高雷诺数气动试验的开展具有一定的指导意义。本论文的主要研究内容和结论概括如下:（1）针对所设计的不同温调工况开展了流-热耦合计算,得到了飞机模型温度响应曲线。在此基础上,提出了模型预冷和回温阶段的优化温度调节方案:即流场马赫数v=0.2 Ma,温度T=110 K,来流角度α=±10°,流场压强p=3 atm;线性调温工况下适当增大调温速率（180 K/h）,能有效提高模型温度调节效率。（2）基于上述流-热耦合仿真结果,本论文进一步开展了飞机模型的单向流-热-固多场耦合分析,获得了飞机模型在不同温度调节方案下的变形和应力响应,验证了模型结构的可靠性。研究发现,在温调工况下,机翼根部和尾翼后缘根部的应力水平最大。直接调温模式最大应力可高达1400 MPa,而线性调温工况最大应力降为203MPa,推荐采用线性调温方案。（3）基于以上研究,本论文进一步开展了飞机模型正式试验阶段气动特性的仿真计算。通过将模拟得到的升力系数、阻力系数结果与试验数据进行对比,验证了本论文所采用流场数值模拟方案的可靠性。另一方面,进一步将单向流-固耦合模拟与双向耦合模拟结果进行了对比,证明了本论文所采用单向耦合方案的精度对于正式参试工况也是足够的。（4）在以上工作的基础上,开展了飞机模型正式试验工况下的单向流-热-固耦合模拟分析,获得了正式试验过程中模型的温度场和应力场时域响应。结果表明:在设计的正式试验工况下,模型最大应力为585 MPa,远低于所用材料的低温屈服强度。这验证了模型在正式试验工况下的安全与可靠性。