根据性能变量是否随时间变化，发动机状态可分为稳态和过渡态两个状态。其中对过渡态的控制律设计要求为在不超过发动机物理或安全极限的情况下保证良好动态性能的实现，但由于过渡态控制在本质上属于非线性控制，在状态大范围变化时，传统线性控制器的控制效果往往达不到要求。因此，对发动机过渡态控制的研究一直是航空发动机控制领域的研究热点和难点。目前，针对过渡态控制中各项限制要求，常采用的方法是用线性控制器和Min-Max选择器的方法来进行限制管理。但这种架构所具备的保守性问题已制约了发动机潜能的进一步发挥，为解决这种问题，本文对能够取消选择结构，直接将约束纳入考虑的模型预测控制算法在航空发动机过渡态控制中的应用进行了研究，具体的研究工作为：
　　首先，建立了一款尾喷管面积不可调的分开排气的大涵道比涡扇发动机部件级模型。在各部件数学模型推导的基础上，利用 Matlab/Simulink 软件建立了涡扇发动机的稳态和动态模型。并在模型建立过程中考虑了相关部件的导叶角和导向器。通过仿真分析了该型发动机的特性，并在此基础上，利用一步最小二乘法和拟合法设计了线性化方法。
　　然后，针对该型发动机模型，通过建立线性控制器和引入Min-Max选择器，搭建了传统限制管理方法体系，举例说明了其存在的保守性问题。针对这一问题，介绍了能够直接将约束纳入考虑的模型预测控制算法，取消了传统方法的选择结构。并利用其设计了航空发动机单变量控制器，通过仿真验证了其有效性。之后研究了控制器关键参数的影响，揭示了参数的选择规律。进一步的，对单变量控制器存在的局限性，设计了基于模型预测控制算法的多变量控制器，与单变量控制器作用下的过渡态控制效果进行了对比分析，验证了多变量控制器的改进效果。
　　最后，研究了宽范围模型预测控制器的设计方法。主要分为两步，第一步，通过分段控制器加转速调度方案的方法将控制器的控制范围由小转速范围扩展至大转速范围，其主要研究内容包括分段控制器方法研究，改变状态矩阵方法研究及转速调度方法研究；第二步，利用飞行包线划分方法将飞行包线以标称点的形式代替，并利用飞行高度和飞行马赫数的调度方案完成宽范围控制器的设计，其主要研究内容包括K-means聚类分析方法，高度和马赫数调度方案设计和宽范围控制器结构设计等。
　　对本文所设计的控制器，利用搭建的非线性部件级模型仿真平台进行实验验证。仿真结果表明，不论是低压轴转速大范围变化还是飞行条件变化的情况，发动机都不会超过其工作极限范围，且其动态性能满足设计要求，验证了本文设计的航空发动机过渡态控制算法的有效性。