航空发动机控制系统传统设计时主要关注如何保证发动机日常安全可靠运行，同时尽可能发挥发动机性能，极少将发动机或部件寿命纳入到控制系统设计过程中，但实际发动机控制系统对寿命有着重要的影响，同时新一代航空发动机对操作性、耐久性等提出更高的要求。航空发动机寿命延长控制(Life Extending Control, LEC)通过研究发动机控制与部件寿命之间的关系，研究如何通过控制系统调整来延长发动机或部件寿命。本文以某型国产军用涡扇发动机为研究对象，利用高压涡轮导向叶片的热机械疲劳寿命来说明寿命延长控制如何大幅度提升部件寿命，同时保证加速性能仅有少量损失，以期为提升在役和在研航空发动机的耐久性提供理论依据和工程应用参考。本文主要内容如下：首先，在分析航空发动机中常见疲劳类型的基础上，将高压涡轮导向叶片作为研究对象，通过对其使用环境、载荷的分析，辅以应变-寿命曲线，建立叶片的简化热机械疲劳(Thermo-Mechnical Fatigue,TMF)寿命模型。在此基础上，为了解决运行环境不确定下叶片寿命计算的问题，构建了包含叶片TMF寿命模型的闭环仿真系统，采用MonteCarlo仿真来生成计算所需数据，利用威布尔分布估算叶片失效概率，并给出叶片的等效使用寿命。仿真结果表明，该模型满足寿命延长控制研究需求，且计算量小，适合在复杂优化算法中使用，同时实际运行环境对叶片使用寿命及失效概率有着重要的影响。接着，研究如何通过修改加速规律实现寿命延长控制。由于发动机加速过程中叶片前后缘温度差、涡轮前温度变化及涡轮前温度峰值是影响叶片热机械疲劳寿命的关键因素，因此通过在原有控制系统中增加高压转子加速度限制来调整加速规律，以延长叶片寿命；并将叶片寿命及加速性能指标同时纳入到优化目标函数中，使用遗传算法对加速度限制曲线进行优化。研究结果表明，在各种环境下，该方法均可以大幅度提升叶片寿命，且发动机加速性能基本不变。随后，提出自适应寿命延长控制策略，即LEC限制曲线随着发动机性能退化程度的增加而适当放松；并给出双层自适应寿命延长控制系统结构，通过实时估计发动机性能退化程度，选择相应的LEC附加加速度限制控制规律。仿真结果表明，该系统可以实时准确估计发动机性能退化情况，并根据退化程度选择合适的LEC控制规律，保证了发动机在全寿命期内加速性能基本不变的同时尽可能延长叶片寿命。然而，寿命延长控制及传统控制均是针对发动机日常使用而设计的，在飞机损伤等紧急事件中，则期望发动机提供更大的推力或更快的响应能力。本文对增推力和快速响应应急控制模式进行详细研究，分析其实现方式的性能及优缺点；并提出采用多层控制系统结构来协调应急控制、寿命延长控制及传统性能控制之间的相互作用。最后，将寿命延长控制、自适应寿命延长控制及应急控制等技术在电子控制器(PC104)上实现，实时硬件在回路仿真结果表明上述控制技术在当前航空发动机电子控制器硬件水平下是可实现的，具有一定的工程应用价值。