中国大飞机的设计研制需要在风洞中进行高精度的空气动力学试验，在增压高马赫数工况下，风洞中马赫数控制精度达到0.001是大飞机设计研制工作顺利进行的重要保障。FL-26暂冲式风洞是我国大飞机研制的唯一平台，目前采用PID控制算法能够达到马赫数0.003的控制精度。我们通过设计带有攻角补偿模型的预测控制器，能够在常压低马赫数工况下实现0.001的精度目标。但是真实的大飞机测量试验更多的需要在增压高马赫数工况下进行，针对增压高马赫数风洞流场的特点，通过修正攻角补偿模型的方法实现在增压高马赫数工况下马赫数精度达到0.001的目标。
　　首先，通过分析影响马赫数的物理量，风洞结构和攻角变化的特点确定采用预测控制算法控制以主排气阀位移和栅指位移为输入，总压和静压为输出的2入2出风洞流场系统。研究在增压高马赫数工况下实现马赫数高精度控制的预测算法。在增压高马赫数工况下，气体压缩性增强，攻角变化过程中，测量点处的静压随着气体压缩性的增强而更加难以控制，利用阶跃响应数据作为预测模型并将试验中攻角对于静压的影响作为主要干扰，提前测取攻角对于静压的补偿模型并将其补偿到静压预测值中，利用攻角补偿模型减小攻角变化对静压的干扰。
　　其次，在增压高马赫数工况下进行大攻角阶跃响应试验会引起飞机模型尾部剧烈振动，为了确保飞机模型的安全，无法测取大攻角的补偿模型。提出了利用近似工况下大攻角补偿模型作为初始补偿模型，利用初始补偿模型进行吹风试验，通过吹风试验数据修正初始攻角补偿模型的方法。结合预测控制算法和遗传算法计算补偿模型修正系数，通过不断修正使攻角补偿模型满足精度要求。并将修正方法应用在飞机由尾撑改变为腹撑的工况下，试验效果表明，攻角补偿模型修正方法能够修正攻角模型满足精度要求，使马赫数达到0.001的精度。
　　最后，采用Labview语言设计高马赫数风洞流场控制器，针对试验过程，在主显示界面，控制器参数设置界面，参数显示界面上增加了方便实用的操作功能，增强了控制器的可操作性。展示了风洞流场控制器在不同工况下的控制效果，实现了在增压高马赫数工况下马赫数精度达到0.001的目标。