航空发动机系统是一个强非线性系统,没有精确的模型描述,不易于施加控制,其控制问题一直是控制领域的重点和难点之一。航空发动机非线性模型的建立一般是依据发动机工作原理及部件之间的气动热力特性进行的。但是,这个过程过于复杂且得不到精确的非线性解析表达式,并且不能直接用于控制器的设计。本文以航空发动机为研究对象,针对航空发动机在不同的工作模态,发动机参数发生跳变的现象,建立航空发动机模型,并设计出一种多模型自适应控制器进行相关的控制方法研究。下面对本文的内容进行阐述:首先,总结了航空发动机的模型建立方法和控制方法,航空发动机工作的外部条件和内部参数变化范围较大,并有严格的强度和气动限制要求,必须采用一定控制策略来满足发动机的使用要求。本文以涡扇发动机为例。针对航空发动机是典型的非线性系统,对航空发动机系统进行线性化建模,即在不同工作状态下进行LPV归一化分解,对于有理论保证的控制方法的设计和实际工程应用都具有重要的意义。然后,针对航空发动机在工作模态变化时,通常发动机的参数会发生跳变的现象,很容易想到使用做多模态控制的多模型自适应控制方法对航空发动机系统进行控制。传统的多模型自适应控制是由一个控制器直接切换到另一个控制器,过程中也会产生突变、振荡、失稳等现象。本文使用的多模型自适应控制是一种光滑的切换,既不会产生突变、振荡、失稳等现象,而且模型数量大大减少,每个被选择的模型产生系统参数向量的估计值,估计值取决于所有模型的集体输出,形成随时间变化的估计值的凸包,收敛速度也会大大加快。并且将其应用到了航空发动机系统的控制。最后,对多模型自适应控制方法进行稳定性分析,并且对所设计的控制器在MATLAB中进行仿真演示,证明算法的有效性,同时,与传统自适应控制进行比较,得出该控制器的先进性。