航空发动机的研制是一项成本高且花费时间长的任务,目前成熟、常用的方法是计算机仿真。计算机仿真的目的是建立研究对象的数学模型,从而对航空发动机的各项应用以及各种状态进行研究。而当前存在的航空发动机部件级非线性模型结构复杂、计算时间长;状态变量线性模型仅适用某一状态点附近的范围,对研究航空发动机大范围变化的状态有一定的限制。因此本文针对航空发动机模型目前存在的问题,应用惯性滑模方法对发动机模型进行切换研究,主要的研究内容如下:(1)本文以DGEN380发动机为建模对象,以航空发动机热力学原理为基础,利用部件法建立DGEN380发动机的部件级热力学模型。建立DGEN380发动机稳定状态下的4个流量平衡方程和2个功率平衡方程,形成其稳态模型。应用N-R法对非线性平衡方程进行求解,并完成稳态模型的验证,其求解结果表明所得的部件级稳态模型的模型精度在3%以内,满足精度要求。同时建立DGEN380发动机动态状态下的4个流量平衡方程和2个转子动力学方程,形成其动态模型。应用N-R法和Euler法对动态模型进行求解,其求解结果表明所得到的部件级动态模型的模型精度在5%以内,可以达到较好的精度要求。(2)在巡航点和设计点(最大连续爬升点)处,利用拟合法对DGEN380发动机非线性热力学模型进行线性化,建立其状态变量线性模型。并在1%燃油阶跃下,对比非线性响应数据和线性响应数据的吻合程度,完成模型的验证。(3)在准稳态假设的基础上,对航空发动机进行敏感性分析、无关性分析,确定巡航点(油门杆角度为43%)至设计点(油门杆角度为74%)之间插入的准稳态点个数,最终得到较优的插入点的个数为5个,由插入点的个数可建立状态滑平面集合。对航空发动机进行动态特性分析,得到速度变化对航空发动机加速度的影响,从而得到点与点之间的动态变化趋势。(4)对DGEN380发动机进行模型切换仿真研究验证。其结果表明:应用惯性滑模方法对不同模态下的航空发动机模型进行切换研究,使得不同状态下的模型可以平滑切换。应用惯性滑模方法得到的航空发动机模型与试验数据对比,其稳态误差都在3%以内,误差较小,满足模型精度要求。在满足模型精度的基础上,计算相同的任务(油门杆43%-74%)时,部件级模型的计算时间为20min左右,而应用惯性滑模方法建立的航空发动机模型所用的计算时间为6s左右,提高了计算速度。