CN113785115B - 用于飞行器的具有简化控制系统的涡轮发电机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于飞行器的推进组件，该推进组件包括：涡轮联接的涡轮机，该涡轮机包括燃烧腔室和轴，该轴被安装成旋转的并旨在以涡轮机旋转速度转动；发电机(2)，该发电机联接到涡轮机的轴，并且电功率旨在从发电机获取；其特征在于，该推进组件进一步包括控制系统，该控制系统包括：燃料泵(4)，该燃料泵旨在以燃料流量将燃料带入燃烧腔室中，所述燃料流量是环境压力和涡轮机旋转速度的直接函数；以及功率电子器件(6)，该功率电子器件联接到发电机(2)，该功率电子器件(6)被配置成对获取的电功率进行控制以达到目标涡轮机速率。

Description

用于飞行器的具有简化控制系统的涡轮发电机

技术领域

本发明涉及用于飞行器的推进组件的控制领域，特别地涉及涡轮发电机的控制系统。

背景技术

本发明在各种类型的飞行器中具有广泛的应用，例如但不限于VTOL(VerticalTake-Off and Landing，垂直起降)类型的飞行器，特别是VTOL类型的混合式飞行器。

该飞行器通常包括推进系统，例如至少一个推进器，推进器由推进组件驱动，该推进组件包括至少一个涡轮机，涡轮机具有由燃料泵供应燃料的燃烧腔室。

特别地，控制系统控制涡轮机的速率，即特别是对涡轮机的涡轮进行驱动的轴的旋转速度，这特别地取决于由燃料泵喷射到燃烧腔室中的燃料的流量。

为了减少燃料的消耗以及生产混合式飞行器(混合式飞行器使得能够进行电动飞行)，建议使用还包括发电机的推进组件，该发电机联接到涡轮机的可旋转地安装的轴，即使用涡轮发电机。

具体地，如果电能储存装置的容量增加，特别地，化学电池的容量增加，相对于施加在飞行器上的总体尺寸和重量，电能储存装置的能量供应仍然太小，电能储存装置的能量密度太低，使得单独的电能储存装置自身无法供应飞行器的推进系统，因此，电能储存装置目前不能单独提供在常规飞行上使飞行器运行的可行的替代方案。

无论如何，要使这种类型的混合式飞行器更容易获得，就必须降低混合式飞行器的开发和制造成本。涡轮发电机的开发和制造成本非常高，特别地，涡轮机的控制系统的成本的占比可能达到涡轮机的总体成本的30％。

在航空领域中，涡轮发电机控制系统通常包括传感器、至少一个致动器以及计算机，致动器驱动燃料计量单元。该控制系统能够精确地控制待喷射到涡轮机的燃烧腔室中的燃料量，以控制涡轮机的速率和输出扭矩，目的是在任何时候都输出足够的功率以使用联接到涡轮机的发电机来发电。

具体地，如果在速度和/或扭矩方面没有对涡轮机进行精确控制，发电机就不能产生正确水平的电功率。因此，需要特别地通过闭环控制定律来精确且持续地驱动致动器，该致动器驱动燃料计量单元的位置，燃料计量单元控制喷射的燃料的流量，该闭环控制定律包括例如许多比例积分(PI或PID)控制器，该比例积分控制器的开发和实施昂贵且繁琐。

此外，在航空涡轮机输出部处对机械功率的控制的需要，直接地影响到飞行器的推进系统的可靠性，并且需要功能和监测，特别地包括昂贵的认证，以保证用户的安全。

图1示意性地示出了用于飞行器100’的推进组件，该推进组件包括具有目前已知的控制系统7的涡轮发电机(1、2)。

控制系统7包括：

-多个传感器(73，74)，该多个传感器包括不位于热区域中的至少第一组传感器74，第一组传感器使得能够例如对压力和环境温度进行测量，并且该多个传感器包括使得能够在轴3上对涡轮机1的速率进行测量的传感器、以及位于热区域中的第二组传感器73，第二组传感器使得能够对涡轮机1的压缩机12的出口处的压力进行测量以及对涡轮机1的高压涡轮11的出口处的温度进行测量；

-计算机71，例如电子控制单元(ECU)，在电子控制单元上实施了对涡轮机1的控制进行管理的多个复杂的定律，电子控制单元需要高的开发成本和昂贵的认证；

-泵75，该泵联接到致动器72，典型地，联接到伺服阀或燃料计量单元类型的液压机械致动器，该致动器包括用于全授权数字发动机控制(FADEC)的单元，使得能够对储存在容器5中并喷射到燃烧腔室13中的燃料流量进行控制。

如前文所解释的，这种类型的控制系统7不依赖于飞行器的其他机器的驱动，既复杂又昂贵。发电机2通常产生三相电压，该三相电压的频率取决于由控制系统7驱动的涡轮机1的速率。

此外，位于热区域中的传感器73受到非常严格的要求并且是故障的来源，这造成可靠性问题和对用户的安全的风险。

文献CA 3 006 123描述了一种用于飞行器的推进组件，该推进组件包括涡轮机和发电机。然而，在文献CA 3 006 123中，功率电子器件并非旨在对涡轮机的涡轮的旋转速度进行控制，而是旨在确保高压涡轮的旋转速度与低压涡轮的旋转速度之间的偏差在预定范围内，而不寻求对涡轮机的涡轮中的一个涡轮的旋转速度的绝对值进行控制。

文献US 2019/002116和文献US 2018/229851各自描述了一种用于飞行器的推进组件，该推进组件包括涡轮机和发电机。在文献US 2019/002116和文献US 2018/229851中，电动机用于向涡轮机的涡轮提供旋转扭矩。

发明内容

本发明的总体目的是提出对所指出的问题的解决方案，特别是在满足安全性和可靠性要求的同时，具体地通过免除在热区域中使用传感器，来减少用于飞行器的推进组件的开发和制造成本，特别地，减少用于控制涡轮机的系统的开发和制造成本。

由于如权利要求1所述的用于飞行器的推进组件和如权利要求8所述的控制方法，本发明实现了上述目的。

附图说明

通过阅读以下详细的描述，并参照以非限制性示例的方式给出的附图，本发明的其他特征、目的和优点将变得明显，在附图中：

图1示出了用于飞行器的推进组件的控制系统的示意图，该推进组件包括现有技术中已知的涡轮发电机；

图2示出了根据第一示例性实施例的用于飞行器的推进组件的示意图；

图3示出了根据第二示例性实施例的用于飞行器的推进组件的示意图；

图4示出了根据第三示例性实施例的用于飞行器的推进组件的示意图；

图5示意性地示出了根据示例性实施例的涡轮机的速率以及从发电机获取的功率根据时间的变化；

图6示出了包括根据示例性实施例的用于飞行器的推进组件的飞行器的示意图。

具体实施方式

如前文所述，混合式飞行器通常由推进组件100推进，该推进组件包括与发电机2结合的、涡轮机1类型的热机器。

根据本发明，提供了将例如单轴发动机类型的涡轮机与发电机进行组合。由于特定的功率电子器件(EP)能够对根据发电机旋转速率的电输出功率进行控制，因此通过发电机和在输出部处输送的电功率的驱动，涡轮机将能够被控制在其速率。

优选地，涡轮机的扭矩是可变容积燃料泵中的开环的列表结果。

根据本发明，提供了控制策略和简化的组件，使得能够免除主传感器、致动器及其复杂的计算机来正确地控制由发电机产生的电能。

在标称运行下，控制的一种可能性如下：

-通过环境压力及涡轮机的旋转速率(所谓的涡轮机速率)的直接函数来对涡轮机(例如单轴发动机涡轮机类型)进行燃料控制；以及

-由于功率电子器件(EP)的作用，对从附接的发电机中获取的功率进行控制，以达到涡轮机的旋转速度目标。

图2示出了根据第一示例性实施例的推进组件100；涡轮机1通常包括可旋转地安装的轴3，该轴旨在以涡轮机速率进行转动，发电机2联接到该轴3。涡轮机1还包括至少一个燃烧腔室13。

在非限制性的示例性实施例中，考虑单轴的发动机涡轮机1，即涡轮机1包括至少一个压缩机12，该压缩机通过可旋转地安装的轴3机械地连接到涡轮11。因此，轴3以相同的旋转速度(也被称为涡轮机速率)驱动压缩机12和涡轮11。

发电机2使得能够向飞行器的各种机载系统(推进系统或非推进系统)供电，并且旨在从发电机获取电功率。

发电机2可以是包括转子和定子的发电机，并且直接联接到涡轮机1，即发电机2的转子由涡轮机1的轴3驱动。因此，发电机2的转子可以直接联接到轴3，从而以与涡轮机1的涡轮11和压缩机12相同的旋转速度进行转动，或者可替代地通过减速齿轮(未示出)联接到轴3，从而以较低的速率转动。

推进组件100还包括控制系统6，控制系统使得能够对推进组件的运行进行控制，以例如达到目标涡轮机速率。控制系统6包括燃料泵4，该燃料泵旨在以一定的燃料流量将储存在燃料容器5中的燃料带到燃烧腔室13中。

对于这种燃料泵4，燃料流量是环境压力和涡轮机速率的直接函数，下文将进行详述。

如图2中所示，燃料泵4可以由涡轮机1机械地驱动。

优选地，燃料泵4被配置成供应与环境压力成正比的燃料流量，并且随着涡轮机的速率而增加。

燃料泵4可以被动地成为控制系统6的一部分，例如当燃料泵4是与涡轮机直接接合的机械泵，即，燃料泵4的致动由涡轮机1的轴3的旋转机械地驱动时，燃料泵的运行(特别地，喷射的燃料流量)可以机械地由涡轮机速率造成。这被称为直接接合的燃料泵。这种类型的泵是常用的(机械泵)。燃料泵通常的旋转速率比涡轮机的旋转速率低得多，因此需要减速齿轮，该减速齿轮可以集成到泵或不集成到泵。减速齿轮的类型可以是齿轮系，或者周转齿轮。

在示例性实施例中，燃料流量直接取决于涡轮机速率和环境压力。优选地，燃料泵4被校准成以与涡轮机速率成正比的燃料流量将燃料喷射到燃烧腔室13中。

优选地，燃料泵4的排量可以与环境压力(相当于大气压力)成正比，使得燃料流量与环境压力成正比。

可替代地，燃料泵4可以主动地成为控制系统6的一部分，燃料泵4是电动的并且喷射到燃烧腔室7中的燃料流量由控制电子器件驱动。例如燃料泵4可以是燃料计量泵(FMP)。

有利地，电动燃料泵4的控制电子器件可以包括集成的计量系统，该集成的计量系统包括用于将涡轮机的速率和环境压力与待喷射的燃料流量联系起来的列表。涡轮机速率和环境压力可以通过特定的传感器进行测量。由电动燃料泵4喷射的燃料流量是涡轮机速率乘以环境压力的简单函数。例如，对于150kW级的机器，满负荷的燃料流量约为70kg/h，并且稳定速率为100％。如果移除负荷，速率将减少(根据上文列出的驱动方法动态地得到)到标称速率的71％，由此导致的燃料流量为20kg/h。这些点之间的线性插值将使得能够确定作为燃料流量的函数的稳定速率。通过调整满负荷和零负荷时的燃料流量，无论涡轮发电机的尺寸，这种简单控制的原则都是适用的。

在例如图3所示的示例性实施例中，旋转速度传感器63(例如布置在旋转轴3附近的感应传感器、光学传感器或配备有光纤的传感器)被配置成对涡轮机速率进行测量并且将该信息传输到集成到燃料泵4中的计量系统。

例如布置在推进组件100外侧的环境压力传感器62被配置成对环境压力或大气压力进行测量，并且将该信息传输到集成到燃料泵4中的计量系统。

电动燃料泵4特别地有利，因为电动燃料泵使得能够稳定地起动，这将在下文进行详述。

控制系统6还包括联接到发电机2的特定功率电子器件61。控制系统6的功率电子器件61能够根据发电机2的旋转速度以及因此根据涡轮机速率来对在发电机2的输出部处获取的电功率进行控制。

功率电子器件61可以对从发电机2获取的电功率进行控制，并因此对涡轮机速率进行控制，这将在下文进行详述。

优选地，待喷射到燃烧腔室13中的燃料量通过工作台上的控制系统的初始调节来进行预限定，该控制系统将被用于产生表格，该表格根据旋转速率和环境压力确定了待喷射的流量，使得因此可以限定达到的涡轮机速率。该表格将用于限定涡轮机的开环控制，并且使得能够免除要认证的复杂控制开发。

因此，功率电子器件6使得能够达到目标涡轮机速率(Ncible)。因此，得到的速率与获取的负荷直接相关。

这种类型的控制系统6特别地有利，因为该控制系统使得能够免除图1所示的现有技术的复杂且成本高的控制系统7的计算机71。

有利地，并且如图4中第三示例性实施例所示，用于飞行器的推进组件100包括能量储存装置200，例如通常为电池的电能储存装置。

当发电机2未提供足够的功率时，能量储存装置200可用于向飞行器的不同机载系统提供电功率。这使得能够增加推进组件的可靠性。这样，在掌握飞行器的机载质量的同时能够得到满足动力和功率要求的推进组件。

例如，能量储存装置200可以被配置成当获取的电功率小于目标电功率(Pcible)时、或者更通常地当获取的电功率不足以满足飞行器的全部电力需求时，提供额外的电功率。这可以是在起动或瞬时速率的情况下。电能储存装置200使得能够显著地降低对涡轮发电机(1，2)的响应性的要求。

优选地，用于飞行器的推进组件100包括至少一个环境压力传感器62和发动机健康监测系统。发动机健康监测系统被配置成将获取的电功率与取决于环境压力的给定速率进行比较。

优选地，用于飞行器的推进组件100包括涡轮机速率的至少一个传感器63和超速监测系统，超速监测系统被配置成在控制系统6故障的情况下对涡轮机速率进行控制。

在控制系统6出现故障的情况下，超速监测系统特别地有利，并且特别地使得能够检查涡轮机速率是否未超过某一极限速率，超过该极限速率将存在推进组件损坏的风险，特别地，存在涡轮机的旋转部件损坏的风险。所进行的监测使得能够控制差异。

应当注意，监测系统可以集成到例如在特定的板上的电子控制单元ECU。

监测系统也可以是完全独立的，例如被布置在联接到推进组件的单独的盒子里。

通常，推进组件100可以在不同的阶段中运行。

根据另一方面，提供了用于对用于飞行器的推进组件100进行控制的方法，该推进组件100包括：单轴的发动机涡轮机1，该单轴的发动机涡轮机具有燃烧腔室13和轴3，该轴被可旋转地安装并且旨在以涡轮机速率进行转动；以及发电机2，该发电机联接到涡轮机的轴。

有利地，控制方法可以在如前文所述的用于飞行器的推进组件100中实施。

在示例性实施例中，控制方法包括如下的步骤：

-通过燃料泵4来强制将根据环境压力和涡轮机速率的直接函数的燃料流量的燃料带入燃烧腔室13中；以及

-从发电机获取电功率，所获取的电功率由联接到发电机的功率电子器件进行控制，以达到目标涡轮机速率。

根据在起动阶段(被称为起动器模式)中运行的常规示例，电能被注入到发电机(发电机将起到电起动器的作用)中，以使得涡轮机能够开始旋转。通过简化控制系统的燃料的喷射被校准为对于确定的旋转速率(通常为标称速率的10％)是有效的，以通过点火器的运行来引起燃烧。

压缩空气和燃料的混合物在至少一个燃烧腔室13中被至少一个点火器或火花塞点燃，以造成混合物的膨胀，该混合物行进穿过涡轮机1的单发动机轴11，通过可旋转地安装的轴3驱动压缩机12和燃料泵4。

优选地，只要涡轮机速率小于速率阈值N1(标称速率的10％到20％)，起动器模式就会被保持。因此，至少一个点火器被激活，并且发电机2以发动机模式运行，即，发电机不将机械能转换为电能，而是相反地通过向旋转轴3提供扭矩来辅助涡轮机1，以增加涡轮机速率。

优选地，只要涡轮机速率小于涡轮机的速率阈值N1，燃料泵4就向燃烧腔室13提供与涡轮机速率成正比的燃料流量。通常，燃料流量可以等于涡轮机速率和环境压力的乘积。

该起动机模式是有利的，因为起动机模式可以确保移动的连续性。

在一定时间之后，例如几秒钟之后，优选地几毫秒之后，达到中间阶段，在中间阶段中点火器停用，并且发电机2不再用于驱动涡轮机1，即涡轮机1在没有发电机2的辅助下自主运行。

优选地，如果涡轮机的速率大于第一涡轮机速率阈值N1并且小于第二涡轮机速率阈值N2(标称速率的20％)，则达到中间阶段。发电机2不运行，甚至可以从轴3上解联。燃料泵4被配置成将燃料喷射到燃烧腔室13中，使得涡轮机的速率增加直到达到第二速率阈值N2。

在优选的示例性实施例中，当达到第二涡轮机速率阈值N2时，达到最终阶段，在最终阶段中，发电机2以发电机模式运行，特别地，发电机联接到涡轮机1的旋转轴3。优选地，点火器仍然停用。然后由功率电子器件61对所获取的电功率进行控制以达到标称涡轮机速率，即，对应于涡轮机1的最大效率的涡轮机1的运行速率。具体地，涡轮机1的压缩机12和涡轮11是对于给定的运行点而设计的，对于该给定的运行点，效率是最大的。该标称运行点是在标准压力和温度条件下通过燃料流量和压力(或释放)比率来进行表征的，并且这是在给定的旋转速度或涡轮机速率下完成的。

所需的标称速率特别取决于涡轮机1的轴3上的机械负荷。例如在更高的电功率需求期间，可能需要增加涡轮机1的轴3上的机械负荷。为此，就需要增大燃料流量，从而增大涡轮机速率。

通常，获取的功率或电负荷的增加会导致更高的机械负荷，从而降低涡轮机速率。

在优选的示例性实施例中，如前文所解释的，控制系统6被设计成对从发电机2获取的电功率进行驱动，以迫使涡轮机速率改变，并因此迫使燃料泵4的燃料流量改变。

这种驱动的示例在图5中示意性地示出。在第一时间，即所谓的初始时间，涡轮机1具有初始涡轮机速率Ninit，从发电机2获取的初始功率等于Pinit。

为了使得推进系统能够加速或者为了响应例如环境的变化，可能需要达到比初始的涡轮机速率Ninit更高的目标涡轮机速率Ncible。

有利地，因此发电机2可以由功率电子器件61在涡轮机1上感测的机械负载的上游驱动，以减小电阻扭矩，从而瞬时减小电负荷，并因此使得涡轮机1能够加速，即，瞬时地减小获取的电功率P来增大涡轮机速率N，以达到目标涡轮机速率Ncible，从而增大获取的电功率，以达到目标电功率Pcible以及稳定到目标涡轮机速率Ncible的恒定的涡轮机速率。

例如，达到的恒定涡轮机速率可以是期望的标称运行速率。

优选地，目标电功率Pcible的变化相对较慢。

因此，控制系统6的功率电子器件61仅通过驱动从发电机2获取的电负载或功率来驱动涡轮机1的加速水平和瞬时涡轮机额定速率阶段。

类似地，当对电功率的需求较小时，可能需要减少涡轮机1的轴3上的机械负荷。为此，就需要减小燃料流量，从而减小涡轮机速率。

以同样的方式，有利地，发电机2因此可以由功率电子器件61在所感测的电功率减小的上游驱动，以增大电阻扭矩或由发电机2获取的机械负荷，从而瞬时地增大电负荷，并且因此使得涡轮机1能够减速，即，瞬时地增加所获取的电功率以减小涡轮机速率，从而减小所获取的电功率以达到目标电功率和恒定的涡轮机速率。

因此，功率电子器件61可以被配置成在较低的电功率需求上游对从发电机2获取的电功率进行控制，以瞬时地增大获取的电功率以减小涡轮机速率，从而减小获取的电功率以达到目标电功率和恒定的涡轮机速率。

优选地，控制系统6可以包括用于感测电负荷的监测器。

在示例性实施例中，发电机2被配置成除了在起动阶段以外不断地从涡轮机1的轴3获取功率。如前文所解释的，因此根据获取的电功率以与所感测的电负荷成正比的方式对涡轮机速率进行调整。涡轮机1的最大速率是通过与最大获取点进行对应来得到的。

根据图6中示意性地示出的另一方面，前文所描述的推进组件100可以在例如VTOL(Vertical Take-Off and Landing，垂直起降)类型的飞行器10上进行实施。

推进组件100连接到例如螺旋桨类型的飞行器10的推进系统300，以使得飞行器10在飞行期间能够适当地运行。

推进组件100还可以连接到飞行器10的能量监测系统400。优选地，能量监测系统400能够与控制系统6交换信息，特别地能够发送命令或设定点。

优选地，如图6所示，飞行器10包括能量储存装置200，例如通常为电池的电能储存装置。

在示例性实施例中，能量监测系统400被配置成根据推进系统300的瞬时请求、可能的电能储存装置200的负荷状态和/或储存装置200的负荷水平的目标值来驱动从发电机2获取功率。

发电机2能够向飞行器的不同系统(推进系统或非推进系统)供电，发电机从该发电机2获取能量。特别地，当发电机2未提供足够的能量时，能量储存装置200可以使得能够向飞行器10的各种机载系统500提供电功率，或者向需要用电的其他应用提供电功率。

读者将理解，在不明显地偏离在此所描述的新的教导和优点的情况下，可以作出许多修改。因此，这种类型的所有修改都旨在被包括在所陈述的推进组件和控制方法的范围内。

Claims (12)

1.用于飞行器的推进组件，所述推进组件包括：

具有单轴发动机的涡轮机(1)，所述涡轮机包括燃烧腔室和可旋转地安装的轴，所述轴旨在以涡轮机速率转动；

发电机(2)，所述发电机联接到所述涡轮机的轴，并且电功率旨在从所述发电机获取；

其特征在于，所述推进组件进一步包括控制系统，所述控制系统包括：

燃料泵(4)，所述燃料泵旨在以燃料流量将燃料带入所述燃烧腔室中，所述燃料流量是环境压力和所述涡轮机速率的直接函数；以及

功率电子器件，所述功率电子器件联接到所述发电机(2)，所述功率电子器件(6)被配置成对获取的电功率进行控制以达到目标涡轮机速率(Ncible)。

2.根据权利要求1所述的用于飞行器的推进组件，其中，所述燃料泵(4)被配置成供应与所述环境压力成正比的燃料流量，并且随着所述涡轮机的速率而增加。

3.根据权利要求2所述的用于飞行器的推进组件，其中，所述燃料泵(4)是与所述涡轮机直接接合的机械泵，其中，所述燃料流量机械地取决于所述涡轮机速率和所述环境压力。

4.根据权利要求2所述的用于飞行器的推进组件，所述推进组件进一步包括涡轮机速率的传感器和环境压力传感器，其中，所述燃料泵(4)是电动泵，所述电动泵被配置成根据所述环境压力和所述涡轮机速率的乘积的函数来供应所述燃料流量。

5.根据权利要求1所述的用于飞行器的推进组件，所述推进组件进一步包括能量储存系统(200)，所述能量储存系统被配置成当所述获取的电功率小于目标电功率时提供额外的电功率。

6.根据权利要求1所述的用于飞行器的推进组件，所述推进组件包括所述涡轮机速率的至少一个传感器(63)和超速监测系统，所述超速监测系统被配置成在所述控制系统发生故障的情况下对所述涡轮机速率进行控制。

7.根据权利要求1所述的用于飞行器的推进组件，所述推进组件包括至少一个环境压力传感器(62)和发动机健康监测系统，所述发动机健康监测系统被配置成将所述获取的电功率与取决于所述环境压力的计划电功率进行比较。

8.一种对用于飞行器的推进组件进行控制的方法，所述推进组件包括：单轴的发动机涡轮机，所述单轴的发动机涡轮机具有燃烧腔室和轴，所述轴被可旋转地安装并且旨在以涡轮机速率进行转动；以及发电机(2)，所述发电机联接到所述涡轮机的轴，所述方法包括以下步骤：

通过燃料泵(4)来强制将根据环境压力和所述涡轮机速率的直接函数的燃料流量的燃料带入所述燃烧腔室中；以及

从所述发电机(2)获取电功率，所述获取的电功率由联接到所述发电机(2)的功率电子器件(6)进行控制，以达到目标涡轮机速率(Ncible)。

9.根据权利要求8所述的控制方法，其中，所述获取的电功率和所述燃料流量取决于第一涡轮机速率阈值(N1)和第二涡轮机速率阈值(N2)，并且其中，

如果所述涡轮机速率小于所述第一涡轮机速率阈值(N1)，则所述发电机(2)以发动机模式运行，其中，所述发电机(2)辅助所述涡轮机，并且所述燃料流量与所述涡轮机速率成正比，

如果所述涡轮机速率大于所述第一涡轮机速率阈值(N1)并且小于所述第二涡轮机速率阈值(N2)，则所述涡轮机是自主的且没有所述发电机(2)的辅助；

如果所述涡轮机速率大于所述第二涡轮机速率阈值(N2)，则所述发电机(2)以发电机模式运行，并且由所述功率电子器件(6)对所述获取的电功率进行控制以达到标称涡轮机速率。

10.根据权利要求8所述的用于飞行器的推进组件的控制方法，其中，所述功率电子器件(6)被配置成在所述涡轮机上感测的机械负荷上游对从所述发电机(2)获取的所述电功率进行控制，以瞬时地减小所述获取的电功率以增大所述涡轮机速率，从而增大所述获取的电功率以达到目标电功率和恒定的涡轮机速率。

11.根据权利要求8所述的用于飞行器的推进组件的控制方法，其中，所述功率电子器件(6)被配置成在较低的功率需求上游对从所述发电机(2)获取的所述电功率进行控制，以瞬时地增大所述获取的电功率以减小所述涡轮机速率，从而减小所述获取的电功率以达到目标电功率和恒定的涡轮机速率。

12.根据权利要求8所述的用于飞行器的推进组件的控制方法，所述控制方法进一步包括如下的步骤：

将所述获取的电功率与取决于环境压力的计划电功率进行比较。