目前，无论是军用或者是民用飞机上除了主动力装置外都会有辅助动力装置(APU)，而对于这套装置的研究目前国内还不是特别充分，因此对其的研究显得非常必要。本文针对某型飞机上的APU完成了数学模型建立、控制律设计和控制器设计。对于APU的数学模型，主要参照了目前航空发动机部件模型，结合其特有机构的模型，分析完成了APU非线性模型的搭建。然后依据APU各部件之间的共同工作条件，最终得到APU模型的网络结构图。这点有助于在仿真分析软件完成APU的控制律设计。在非线性模型搭建完成后，针对APU的供油量到APU转速的模型进行小偏差简化，得到了供油量到APU转速的二阶传递函数。应用AIC准则完成APU模型的结构辨识，然后利用本文提出的基于ARMAX系统模型的分步参数辨识算法完成APU数学模型的参数辨识，最终得到完整的APU供油量到转速的数学模型。为了充分发挥APU加速燃油控制段的加速性能，本文提出了一种基于简化可行序列二次规划(FSQP)的APU非线性加速燃油控制段最优控制律。最终仿真试验证明，所设计算法能够很好地在APU多约束情况下，快速、安全、稳定地使APU从点火成功后的转速向设定转速状态过渡，能够充分发挥APU本身的加速特性。对于APU系统中较为特殊的进排气门装置，因其实际是一伺服驱动机构，因而对它的控制进行了特别说明。首先针对某型APU完成了进排气门的模型搭建，设计了简单的三环伺服控制律，然后针对类似于进排气门的电动伺服系统，提出了模糊RBF神经网络PID自适应控制律。仿真试验说明其控制效果能够达到预期。对于APU的控制器设计，在硬件和软件方面都采用了易于维护升级的模块化设计理念，完成了其中关键的信号调理、伺服驱动电路设计以及软件基本控制逻辑设计等工作。