风洞是按一定要求设计的管道系统,使用动力装置驱动其内部的可控气体,根据运动的相对性和相似性原理进行各种气动力实验的设备,在其内部可以产生研究空气流动规律、航天航空飞行器所需的气体流场。风洞是航天航空飞行器研制过程中必不可少的地面设备,被视为衡量一个国家飞行器研制水平的重要标准,研究风洞对我国航天航空事业发展意义重大。风洞系统是一个由多个子系统组成的复杂多变量被控对象,它具有强耦合、非线性、时变等特点,这给风洞系统控制带来了困难。本文以半回流引射式跨声速风洞为研究对象,研究在定总压阶梯改变马赫数的试验中马赫数的控制问题。由于耦合的存在使得马赫数的调节时间不能满足要求,所以本文对风洞系统进行解耦控制以解决这个问题。首先,本文对风洞系统进行阶跃响应试验,并对得到的数据进行了以下两方面分析:一是利用相对增益矩阵法分析了风洞系统中的耦合,确定了风洞系统主要变量之间的变量配对关系,即利用主排气阀控制稳定段总压,利用栅指控制试验段马赫数;二是辨识得到了该工作点处的风洞流场的数学模型,为设计解耦环节做准备。然后,根据辨识得到的数学模型利用前馈解耦方法设计风洞系统的解耦环节,并对解耦后的两个回路分别设计相应的控制器,进行仿真并与单回路PID控制进行对比。在定总压阶梯改变马赫数的试验中利用单一控制器控制马赫数时,控制效果会随着马赫数设定值的变化而变差,这是因为风洞系统是一个强非线性系统,单一控制器无法实现马赫数设定值变化过程中的控制要求,所以本文引入多模型自适应解耦控制方法,先确定在各个设定值处的风洞系统离散模型,设计相应的自适应解耦控制器,并根据积分切换指标切换控制器,得出控制器输出。仿真结果表明,本文采用的方法能够实现在定总压阶梯改变马赫数的试验中,实现对马赫数的控制。