航空发动机是一个非线性、强耦合且具有极大不确定性的复杂系统,所以必须要有先进的控制技术来保证发动机安全、稳定、高效的运行。又因为发动机经常处于高速、高温、高压以及强振动的恶劣工作环境之中,发生故障的频率很高,所以设计具有容错功能的控制系统对于提高发动机工作的可靠性与安全性具有很大的意义。本文主要针对滑模理论应用于航空发动机的故障诊断与容错控制技术进行了初步的研究。首先,以某型双轴混排加力式涡扇发动机为研究对象,利用GasTurb 10提供的设计点数据及各截面性能参数,依据发动机的各个部件在工作过程中所遵循的气动、热力学定律,采用解析法建立了涡扇发动机的动静态数学模型。并且利用最小二乘拟合法建立了适维的状态空间模型,为下文滑模控制器与滑模观测器的设计奠定了基础。接着根据经典滑模控制理论,针对基于符号函数的趋近律法会导致抖振现象的问题,改进了原有的趋近律,分别用饱和函数以及连续函数做替换优化,利用极点配置法设计了滑模控制器并进行了仿真研究。仿真结果显示,优化后的趋近律法能减小超调并且减小稳态误差,且能有效的削弱抖振。然后针对滑模观测器理论应用于航空发动机的气路部件故障诊断进行了研究,先通过设计Utkin滑模观测器来达到准确估计系统状态的效果,并且研究了滑模观测器的稳定性,以及满足匹配条件时系统的抗干扰性能。在此基础之上,针对气路部件故障设计了增广的滑模观测器,利用线性矩阵不等式的方法,实现了对发动机气路部件健康参数蜕化的估计。并且利用滑模观测器组的方法可以将发动机气路部件故障与传感器故障进行有效的隔离与区分,实现了发动机多重故障的联合诊断。通过将滑模观测器的估计效果与卡尔曼滤波器进行对比可知,滑模观测器诊断估计效果更好,鲁棒性更好。最后综合了滑模控制器理论和滑模观测器理论,实现了航空发动机传感器故障的容错控制与仿真,仿真结果表明,设计的容错控制系统可以及时诊断并隔离传感器故障,并能准确地重构故障信号并反馈给滑模控制器,达到了容错控制的目的。