发动机可能出现不稳定的工作情况，如压气机喘振、燃烧室熄火、加力燃烧室振荡等。为此，必须对发动机进行控制，以保证发动机工作稳定，并保证发动机在任何条件下性能最佳。
图1.1飞机的飞行包线
发动机控制就是利用选择的控制量（如燃油流量、尾喷口面积等）的控制作用，使发动机的 某些参数（如发动机转速、压气机出口空气压力、涡轮进 口 燃 气 温 度 等）按 需 要 的 规 律 变 化，从而保证发动机的性能。
3.喷管
早期的航空发动机采用简单的收敛喷管，喷管的出口面积根据发
动机的工作状态（如慢车 状态、巡航状态、最大状态及加力状态等）加以确定，当飞行条件变化时对喷口面积不再进行调 节。后期发展
的航空发动机采用了收扩喷管（拉伐尔喷管），以便进一步提高排气速度，使发动 机获得更大的推力。对于带有收扩喷管的发动机，随飞行条件的变化，喷管的喉部面积和出口 面积也须相应地变化，以保证发动机稳定工作，同时使推力损失最小。
传统的喷管仅产生反作用推力，现代飞机不仅要求产生正向推力，还要求产生矢量推力和 反推力，即根据飞机的不同飞行状态要求产生不同方向的推力，以便对飞机提供不同飞行姿态 所需要的力和力矩，这对提高飞机的机动性和缩短 起 飞 与 降 落 距 离 有 着 十 分 重 要 的 意 义。由于矢量推力与飞机性能密切相关，因此矢量推力必须与飞机进行综合控制。
1.2.1航空发动机对控制系统的要求
（1）飞机飞行状态的变化，如滑跑、起飞、爬高、平飞、加速飞行、减速飞行、下滑以及各种机动飞行，将引起航空发动机工作状态和特性产生很大的变化，控制系统应保证航空发动机在上 述各种飞行状态下工作正常且可靠。
（2）保证发动机在最大非加力状态和作战状态下性能最优；在非加力时部分载荷巡航飞行 时耗油率低，以提高经济性，增加航程和巡航时间；慢 车 状 态 时 在 保 证 发 动 机 加 速 时 间 短 和 发 动机工作稳定可靠的前提下使推力最小。
（3）当航空发动机由一种工作状态过渡到另一种工作状态时（如发动机加速、减速、接通与 切断加力等），能快速操纵，过渡时间要短，且不喘振、不熄火。
（4）当航空发动机受任何形式的干扰作用时（如 强 气 流 冲 击、武 器 发 射 等），控 制 系 统 应 保 证航空发动机不失稳，
且能尽快地恢复到原状态。
（5）在飞行包线内，当航空发动机在任何条件下 工 作 时，控 制 系 统 应 保 证 航 空 发 动 机 安 全 工作，发动机不超温、不超转、不超功率。
总之，控制系统应保证发动机工作稳定、安全可靠，达到发动机各 种 工 作 状 态 控 制 规 律 的 要求。
第二章 控制系统的基本类型
航 空 发 动 机 控 制 系 统 按 其 采 用 控 制 器 的 类 型 是 机 械 液 压 式 控 制 器 还 是 数 字 式 电 子 控 制 器，分为机械液压式控制系统和数字式电子控制系 统。现 对 这 两 种 控 制 系 统 的 基 本 组 成 与 工 作原理作一简单介绍。
2.1 机械液压式控制系统
简单的航空推进系统机械液压式控制方式的基本原理图如图2.1所示。它是由进气道控 制系统和发动机控制系统组成的。
1.进气道控制系统的基本控制原理
在这一控制系统中进气道作为被控对象。控制器由压力比传感器、
放大器、电液伺服阀、作动筒、进气道斜板及斜板位置传感器组成。压力比传感器感受压气机出口静压力ｐｓ，３与进口静压力ｐｓ，２ 之比ｐｓ，３／ｐｓ，２信号。实际上这一信号即是压气机的增压比，它反映通过发动机的空气流量。该信号经传感器后转换为相应的斜板希望位置信号。斜板希望位置信号与斜板位置传感器测量的斜板实际位置信号比较后，产生误差信号ｅ１。误差信号ｅ１经放大器和电液伺服阀放大后，推动作动筒，作动筒将输出力和位移进一步放大后推动进气道斜板，使斜板角度δ２向希望的位置变化。δ２的变化使进气道喉部面积和进气量变化，从而控制了通过进气道的空气流量 ｑｍ，ａ，使其与通过发动机的空气流量相匹配，保持进气道总压恢复系数为一定值。
在这一系统中，被控制参数为通过进气道的空气流量ｑｍ，ａ，执行机构为进气道斜板，斜板角度δ２为控制量。由于通过进气道的空气流量难以测量，因此只能利用作动筒位置信号进行
反馈。飞行马赫数Ｍａ 为进气道进口扰动量，发动机进口总压ｐ２ 对进气道是一反压，并作用于进气道.
图2.1 航空推进系统机械液压式控制方式原理图