随着航空、航天技术的发展，各种飞行器的研制、设计，对风洞吹风试验的依赖性越来越高。吹风试验数据的性能指标，尤其是跨声速阶段的性能指标，直接影响各种飞行器的设计性能好坏。如何提高风洞的控制性能指标、改善流场品质，获得高精度吹风数据，是风洞控制的主要任务，也是飞行器研制、设计的基础。本论文的重点是对风洞流场参数——马赫数的控制问题进行深入的分析、研究，为亚跨超三声速风洞流场马赫数控制系统设计提供决策支持。亚跨超三声速风洞是暂冲式跨超声速风洞，这就要求风洞稳定流场建立的时间短，控制精度高，气流均匀性要好。由于风洞的气容量限制和风洞本身动态特性不可预测的变化导致风洞的前室总压和试验段马赫数的控制难度加大。本文针对以上问题提出了通过建模进行仿真研究的方法。实践表明：本文的方法能够很好的解决以上问题。本文主要作了如下工作：（1）结合XX亚跨超三声速风洞的特点，设计了风洞前室总压和试验段马赫数的辨识试验，并将辨识实验应用于该风洞，取得了大量的试验数据；（2）在辨识试验的基础上，用递推最小二乘法建立了风洞前室总压和试验段马赫数的输入输出模型，为系统控制器设计提供了数学模型；（3）设计了风洞调节阶段的PID控制器。将基于给定幅值裕度和相角裕度（SPAM）的PID参数自整定方法应用于亚跨超三声速风洞中，保证系统有满意的稳态精度和调节性能。设计了亚跨超三声速风洞的解耦控制系统。该系统采用前馈解耦算法，解决了风洞试验段马赫数和前室总压的耦合问题；（4）提出了一种开闭结合的串级控制策略。该方法结合了开环的时间最优控制和闭环的串级PID控制，很好的解决了风洞启动过程的控制难点。在实际中取得了理想的效果。