航空发动机控制系统是保证发动机在整个飞行包线内安全、稳定工作的前提。随着飞机对推进系统要求的不断提高,可靠且稳定的控制系统开发正变得越来越难,而利用航空发动机部件级模型进行控制系统设计并结合快速原型技术进行仿真验证能够有效的提高系统开发效率、降低研制成本。本文围绕控制系统设计验证展开研究,主要内容包括部件级起动建模、发动机地面起动及慢车以上状态模型修正、全数字仿真平台及快速原型仿真平台开发和验证。论文首先对航空发动机建模及控制技术发展趋势做了阐述,对航空发动机起动及慢车以上状态部件级建模技术、部件级模型修正方法和发动机控制系统设计及验证平台等发展现状做了概括。其次,针对NASA公开的JT9D大涵道比涡扇发动机慢车以上状态部件级模型,本文分析了其建模思路及方法,并以此为基础采用部件特性外推、冷转动状态建模、起动机建模及改进求解算法等手段补充建立了JT9D发动机地面起动过程部件级模型。应用国际民航组织(ICAO)公开的数据进行了模型仿真结果与试车数据的对比,结果显示最大相对误差在7%以内,表明了建模方法的有效性和准确性。接下来,针对前一章建立的JT9D地面起动过程模型,应用燃烧室燃烧效率修正、部件总压恢复系数修正、转子阻力模型修正及部件特性修正等方法对起动模型进行了手动修正,通过与试车数据的对比,将起动过程的最大仿真误差从7%降低到了5%以内。针对发动机慢车以上状态模型,本文从优化的角度出发,构造了部件特性优化因子及优化目标并采用遗传算法迭代求解最佳优化因子进而修正发动机部件特性数据。模型修正后的仿真结果显示最大相对误差在1%以内,表明了针对发动机不同工作阶段采用不同的模型修正技术能够进一步提高部件级模型的仿真精度。最后,本文开展了控制系统软、硬件设计研究,包括起动控制规律优化设计、基于互联网的多用户协同数字仿真工作平台搭建及控制系统快速原型仿真平台的开发。应用C代码生成技术集成了修正后的JT9D发动机模型至全数字仿真平台和快速原型仿真平台后,进行了具体的起动控制规律优化仿真。两个平台仿真结果的对比充分验证了起动控制规律的有效性。