多 回 路 解 耦 控 制，也 无 法 实 现 现 代 控 制理论中各种复杂的控制方法。
2.全权限数字式电子控制
随着电子计算机科学技术及其应用研究的不 断 发 展，将 计 算 机 应 用 于 控 制 器 则 完 全 可 以 实现航空发动机多变量控制。因此，在20世纪60年代，即开始研究并实现了以模拟式电子计 算机作为控制器的发动机控制系统。例如，奥林巴斯593发动机控制系统，它的主要参数由模 拟式电子计算机控制，只附加了某些机械液压式保 护 装 置 和 辅 助 控 制 器。这 种 控 制 器 的 控 制 性能超过了机械液压式控制器。但是，模拟式电子计算机作为控制器，则存在电子元件漂移较 大、对环境因素比较敏感等问题，使控制精度受到很 大 影 响，同 时 存 在 模 拟 式 电 子 元 件 可 靠 性 较差以及程序修改受硬件限制等问题。因此，模拟式电子控制器并未得到进一步发展，在很短 的时间内即被放弃使用。
近20年来，许多国家大力从事将数字式电子计算机应用于航空发动机控制器———数字式 电子控制器———的研究，并取得了巨大
的进展和成果。数字式电子计算机的强大功能在于：（1）数字式电子计算机具有高速运算和高速存 储 能 力，并 具 有 大 的 存 储 容 量，能 够 实 现 现代控制理论中各种复杂而先进的控制算法，因此，将 数 字 式 电 子 计 算 机 应 用 于 控 制 器 时，可 保 证航空发动机的高性能指标和高的控制精度要求。（2）数字控制软件和控制算法易于修改和更换，极 大 地 方 便 了 控 制 系 统 的 设 计、试 验 和 实 际应用，从而缩短控制系统研制周期，降低研制费用。（3）数字式电子计算机的逻辑判断功能使控制 系 统 的 各 种 限 制 与 保 护 措 施、故 障 隔 离、容 错控制、控制器切换等易于实现，因而可保证航空发动机工作的可靠性。
数字式电 子 控 制 器 可 实 现 发 动 机 全 部 功 能 的 控 制，即 全 权 限 数 字 式 电 子 控 制 ,它是 利 用 数 字 式 电 子 控 制 系 统 的 极 限 能 力 来 完 成 系 统 所 规 定 的 全 部 任 务。 FADEC可在整个飞行包线内对发动机 没 有 限 制 性 规 则，保 证 按 照 飞 行 员 的 意 愿 操 纵 发 动 机。 对军用涡轮风扇发动机来讲，FADEC的 主 要 功 能 是 保 证 实 现 发 动 机 所 要 求 的 控 制 规 律 和 不 同的控制模式；实现对发动机全部
控制变量（主燃油流量、加力燃油流量、尾喷口喉部面积及出 口面积、风扇导流叶片弯度和压气机静子叶片安装角等）的准确控制；实现容错控制、状态监视 和发动机超转、超温、失速／喘振等各种保护功能，以 保 证 发 动 机 运 行 安 全；实 现 发 动 机 燃 烧 室 火焰探测、自动点火、自适应起动和飞行条件变化的自动补偿等功能。
正因为数字式电子控制器所具有的优点，目前 航 空 技 术 先 进 的 国 家 新 研 制 的 发 动 机 均 采 用全权限数字式电子控制器，例 如，美 国 的 第 四 代 飞 机 F22的 F119发 动 机，即 采 用 双 通 道 容 错控制的全权限数字式电子控制。
随着发动机 FADEC的发展，发动机控制与状态监视的一体化已成为现实，这标志着不 仅 发动机控制，而且发动机状态监视和故障诊断已达到一个更高的水平。
4.1.3 航空推进系统各部分独立控制与综合控制
对于航空推进系统来讲，进气道、发动机和 喷 管 各 部 分 的 工 作 密 切 相 关、相 互 影 响。进 气 道工作的不稳定必然影响到下游发动机的压气机及燃 烧 室 等 部 件 的 工 作；发 动 机
各 可 变 几 何 面积的变化以及压气机的失速与喘振也必然影响到上 游 进 气 道 的 工 作；喷 管 节 流 面 积 的 变 化 和推力方向的变化也将影响发动机性能。
对于飞机来讲，飞机的飞行速度、攻角、侧滑角对进气道进出口参数、总压恢复系数和进气 道工作稳定性有很大的影响，而进气道出口参数的变化和工作稳定性又进一步影响到发动机； 发动机推力的变化又直接影响着飞机的性能，例如飞行速度、爬升率、机动性和飞机的稳定性。第四代作战飞机所追求的目标是能够超声速巡航和在大攻角过失速状态下亚声速机动飞 行。在大攻角过失速状态下亚声速飞行时，由于飞行速度低，空气动力作用在飞机舵面上产生 的力矩不大，因而飞机不可能有良好的机动性。为了 获 得 飞 机 高 度 机 动 飞 行 所 需 要 的 力 和 力 矩，就必须依靠喷管，使其不仅能提供沿飞行方向的推力，而且能提供不同方向的推力，即矢量 推力。矢量推力能产生比飞机舵面大得多的力 矩，足 以 保 证 飞 机 机 动 飞 行 的 要 求。矢 量 推 力 通过改变喷口气流方向而获得，这种喷管称为 矢 量 喷 管。因 此，对 第 四 代 作 战 飞 机，其 性 能 与 矢量喷管的工作及矢量推力控制有着直接关系。
通过以上分析可以知道，推进系统的各部分之间、飞机与推进系统之间存在着复杂的交互 作用。传统的航空推进控制系统设计一般是各部分 分 别 独 立 设 计 的，形 成 了 各 自 独 立 的 控 制 系统；传统的飞行控制系统设计也是将飞机控制与推进系统控制分别设计，形成了飞机控制系 统、进气道控制系统和发动机控制系统。对于这 样 的 控 制，当 某 一 个 系 统 处 于 最 佳 状 态 时，其他系统不一定是最佳的，分析某一系统的工作时必须考虑到其他系统最差的工作情况，因而在 系统设计时不得不将每一个系统的工作裕量加以 放 大。最 重 要 的 是 系 统 之 间 的 交 互 影 响，在一定条件下可能首先导致其中某一系统工作不稳定，并可能进一步导致整个系统工作不稳定。 由此可知，各部分独立设计时，一般很难使航空推进 系 统 或 飞 机 整 体 性 能 最 优，甚 至 不 可 能 保 证整个系统的稳定性。为了使整个系统性能最优和稳定性最好，就必须对各个部分进行综合控制，也称为一体化 控制。对于进气道、发动机及喷 管 的 综 合 控 制 称 为 推 进 系 统 综 合 控 制 ,对于飞机与推进系统的综合控制称为飞行／推进综合控制器。