大型风洞是大飞机研制过程中进行空气动力学试验的重要模拟平台。大飞机的风洞实验对马赫数的控制精度提出了更高的要求。本文以国内2.4m暂冲型跨声速风洞为对象,研究基于先进控制方法的高精度风洞流场控制。基于风洞流场时滞、惯性、耦合等特点,结合分析2.4m暂冲型跨声速风洞的结构与试验过程,采用模型预测控制方法进行风洞流场关键参数的控制。考虑到飞行器姿态角的变化对流场带来的扰动具有可预见性,采用前馈方法补偿姿态角对流场的扰动,在风洞流场模型预测控制器中引入具有姿态角扰动前馈补偿设计。然而,由于风洞试验工况较多,而且工况间存在较强的非线性,不同工况下的模型差异较大,而不同试验工况的预测模型和扰动模型均采用阶跃响应实验的方法获得,造成控制方法的适应性不甚理想。出于对能耗巨大的大型风洞考虑,获取所有工况的预测模型非常不经济,而出于设备安全性的考虑,无法获取增压高马赫数工况下的扰动模型。为此,提出了一种基于已有工况模型融合来获取新工况模型的方法。通过分析影响模型的各个因素,确定模型融合权重的估计方法。对于获取的补偿模型不精确问题,采用迭代修正的方法,基于实际的控制指标对扰动模型进行修正。结合模型预测控制算法和粒子群优化算法,确定扰动模型修正系数,以得到较为准确的扰动补偿模型,确保姿态角变化过程中流场控制器抵抗扰动的能力,使流场的马赫数控制精度在变攻角过程达到预期。基于NI的PXI系统构建了风洞流场控制器,采用Labview语言编写控制算法。在风洞流场控制器中进行吹风试验,验证了本文提出的模型融合方案和迭代修正方案的可行性。实际应用控制效果表明,马赫数精度达到0.001的水平,基本满足了大飞机试验的要求。