论文参考国内外航空先进技术国家在推进系统综合控制方面公开发表的文献,借鉴国内在涡扇发动机性能寻优控制中的研究成果,提出了涡轴发动机的最大功率控制模式、最低涡轮进口温度控制模式和最低耗油率控制模式的基本原理;并利用可行性序列二次规划法(FSQP法),在已建立的某型涡轴发动机部件级稳态数学模型的基础上,开展了航空涡轴发动机的最大功率控制模式、最低涡轮进口温度控制模式和最低耗油率控制模式三种先进控制模式的数值仿真研究.仿真结果表明,最大功率控制模式最大可提高涡轴发动机的输出功率7.1％;最低涡轮进口温度控制模式,最大可降低动力涡轮进口温度13.6K;最低耗油率控制模式,最大可降低耗油率0.78％;并能满足发动机的各项约束条件.从而证明先进的控制模式技术改善了涡轴发动机的总体性能、经济性,延长了发动机的使用寿命。