1、本文首先闡述了航空發(fā)動機風扇、壓氣機進口可調導葉的建模思想和過程，完善了矢量噴管數學模型，解決了以往模型慢車狀態(tài)下不收斂的問題，剔除了理想發(fā)動機模型，直接計算各參數理想值來求得各性能參數，然后與其他部件級模型組成帶矢量噴管的渦扇發(fā)動機模型，最后通過仿真數據，分析了各變量變化趨勢是否合理，通過與三維流場計算值比較，對模型進行驗證，在模型里對差異較大的尾噴管性能參數，進行了修正。
　　 在上述帶矢量噴管發(fā)動機數學模型的基礎上，構成了

2、帶矢量噴管的飛機/發(fā)動機綜合仿真模型，對飛機簡要模型及其子控制系統(tǒng)進行了必要的闡述，在帶推力矢量的綜合飛行/推進控制系統(tǒng)基礎上，采用一種增廣LQR(ALQR)方法，設計了ALQR控制器，實現了飛機起飛階段推力矢量控制與氣動舵面控制的融合，通過與PID常規(guī)單獨氣動舵面控制數值仿真效果的比較，較大程度地縮短了起飛距離，驗證了此控制器的有效性與優(yōu)越性。另外為了比較在相同控制變量下，不同控制器的效果，設計了PID雙變量控制器，最后對這兩種控制器