1.一种飞机发动机转换状态下座舱温控系统的控制方法，其特征在于所述的方法为：
当发动机由慢车状态向正常状态转换时，冷风道调节阀全速打开，温度控制阀以一定速度关闭，冷风道调节阀全开、温度控制阀关闭后，以PID算法调节座舱温度；
当发动机由正常状态向慢车状态转换时，冷风道调节阀接收的控制量为正常PID算法计算输出的2-4倍，温度控制阀接收的控制量为正常PID算法计算输出的2-5倍，冷风道调节阀全关和温度控制阀全开后，或者座舱供气管路温度达到其目标值后，以PID算法进行调节。
2.根据权利要求1所述的一种飞机发动机转换状态下座舱温控系统的控制方法，其特征为：当检测到发动机转速ξ＜λ1，引气系统出口温度TPNU＜κ1℃，则发动机处于慢车状态，发动机进入慢车状态一定时间后，若检测到引气出口温度变化率连续t秒大于σ，则发动机由慢车状态向正常状态转换。
3.根据权利要求1所述的一种飞机发动机转换状态下座舱温控系统的控制方法，其特征为：当检测到发动机转速ξ＞λ2，引气系统出口温度TPNU＞κ2℃，则发动机处于正常状态，发动机进入正常状态一定时间后，若检测到引气出口温度变化率连续t秒小于-μ，则发动机由正常状态向慢车状态转换。
4.根据权利要求2或3所述的一种飞机发动机转换状态下座舱温控系统的控制方法，其特征为：根据以下公式计算引气出口温度变化率，
delt_T＝[TPNU(k)-TPNU(k-1)]/T
delt_T为引气出口温度变化率，TPNU(k)为当前时刻引气出口温度，TPNU(k-1)为一个控制周期前引气出口温度，T为系统控制周期。