航空发动机控制系统是发动机系统的重要组成部分,对保证发动机安全性、可靠性、经济性等起到举足轻重的作用。本文依托沈阳飞机设计研究所“发动机实时仿真与滤波器模型”项目,围绕着基于发动机机载自适应模型及优化控制研究这一主题,开展了发动机机载自适应模型构建、过渡态控制规律优化以及直接推力控制技术研究。主要内容包括:首先,基于发动机气动热力学原理建立了发动机非线性部件级模型,为后续工作的开展提供了平台。其次,提出了一种卡尔曼滤波器与发动机非线性模型相混合的机载模型建模方法。首先,通过偏导数法求得系统矩阵作为优化初值,并利用最小二乘拟合法进一步优化,从而构建发动机稳态点处的线性化模型。进一步,建立发动机飞行包线内线性变参数模型,并设计相应的线性变参数卡尔曼滤波器,从而构建机载自适应模型,以实现发动机飞行包线内的性能退化估计。仿真结果表明在不同稳态工作点、一定工作范围、不同退化程度下,均能实现对退化因子的良好估计,保证发动机机载模型与真实发动机性能匹配。然后,采用序列二次规划算法对航空发动机过渡态控制计划进行优化。首先,在给定约束条件下进行优化,得到最短时间下的过渡态控制规律。其次,对燃油流量速率值向下调整而其他约束条件不变,通过优化得到不同限制条件下的过渡态控制规律。进一步,构建过渡态时间评估函数,计算各个过渡态控制规律下的过渡态时间。最终,利用计算出的过渡态时间和与之对应的控制规律建立插值表,实现不同的过渡态时间下的控制规律调度。仿真结果表明,所提优化算法使发动机在安全前提下能够沿约束边界运行,保证了过渡态的快速性。最后,采用H_?混合灵敏度方法实现发动机直接推力控制器的设计。首先,通过优化获得发动机闭环控制的推力期望值,然后基于所提机载自适应模型的推力估计值开展发动机全寿命状态下直接推力控制研究,并设计了H_?推力控制器。仿真结果表明,所提控制器能够准确跟踪参考指令,验证了所设计的控制器的有效性。