为解决新世纪我国急需发展的先进飞行器研制问题。除了依靠提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术的途径外，必须尽快建立高性能连续式跨声速风洞试验设备，解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。尤其我国自主开展的研制项目如大飞机、第四代战斗机、巡航导弹、大型运载火箭等先进飞行器对风洞总的要求是：风洞试验段尺寸大、雷诺致模拟能力强、速压变化范围宽、风洞控制和数据测量精准度高、试验技术特别是涉及大飞机飞行安全和飞行品质的动态试验技术配套.本文以此要求为出发点。提出了低噪声连续式跨声速风洞总体性能设计的初步方案，分析了如何降低风洞气流脉动、如何改善风洞流场品质、如何提高风洞运转效率、如何拓展风洞试验能力等关键技术途径.该风洞设计作为4.8m量级大型连续式跨声速风洞的引导风洞，方案设计主要采用了高压比压缩机驱动系统、半柔壁喷管、低噪声试验段、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型技术。