阅读说明：本技术 自动滑行系统、供电系统、飞行器及供电方法 (Automatic taxiing system, power supply system, aircraft and power supply method ) 是由 陆伟铭 张璞 刘杰 王晓梅 杨尚新 郭仕贤 于 2020-04-30 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种用于飞行器的自动滑行系统,其可包括：自动滑行装置,用于驱动该飞行器滑行；混合电源,该混合电源用于向该自动滑行装置提供电力,该混合电源包括辅助动力装置APU电源和次级辅助电源；以及控制模块,该控制模块基于飞行器滑行构型来选择该混合电源的APU电源和次级辅助电源的组合。该自动滑行系统通过提供次级辅助电源在必要时提供了更高的功率,且具备良好的灵活性。还公开了一种用于自动滑行系统的供电系统、包括自动滑行系统的飞行器以及对自动滑行装置的供电方法。(An automatic taxi system for an aircraft may include: the automatic taxiing device is used for driving the aircraft to taxi; a hybrid power source for providing power to the automatic coaster, the hybrid power source comprising an Auxiliary Power Unit (APU) power and a secondary auxiliary power; and a control module that selects a combination of the APU power and the secondary auxiliary power of the hybrid power supply based on an aircraft taxiing configuration. The automatic sliding system provides higher power when necessary by providing a secondary auxiliary power supply and has good flexibility. A power supply system for an automatic taxiing system, an aircraft including an automatic taxiing system, and a method of supplying power to an automatic taxiing apparatus are also disclosed.)

自动滑行系统、供电系统、飞行器及供电方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器的自动滑行系统及其供电系统，以及包括该自动滑行系统的飞行器。本发明还涉及向飞行器的自动滑行系统供电的方法。

背景技术

起落架是诸如民用飞机之类飞行器的重要部件，在飞行器起飞、降落、滑跑或地面移动和停放时起到支承飞行器以及使飞机能够在地面移动的作用。起落架的结构形式包括两轮式起落架、车架式起落架等。其中，在车架式起落架中，多个机轮安装在一个车架上。

对于航空公司来说，飞行器的经济性和环保性是需要关心的重要指标。近年来，在行业内开始研究用于起落架的自动滑行装置。通过采用自动滑行装置，可减少燃油的消耗，进而减少温室气体的排放，在经济性和环保性方面都有很好的效果。

目前使用的自动滑行装置大部分采用的是电力驱动，且现有的对自动滑行装置的研究主要集中在采用两轮式起落架的飞行器上。而目前主流的宽体飞机，比如B787、A380、CR929等型号的民用飞机，采用的主起落架都是车架式起落架。

对于车架式起落架来说，由于其主要应用在宽体飞机上，其机体重量较大，对驱动自动滑行装置的辅助动力装置(APU)的功率需求也相应提高。目前各种型号的宽体飞机的APU的功率大致是在120KW到150KW的范围内，经计算其不足以驱动与宽体飞机的重量相适应的自动滑行装置。此外，在飞行器的自动滑行期间的各种场景中，对功率的需求都不相同。例如，在匀速滑行期间，所需的功率较小；而在启动期间，所需的功率较大。

因此，在行业中存在对于能够向自动滑行装置提供更高的功率、适用于自动滑行期间的各种场景的供电系统的需求。

发明内容

本发明是为解决以上所述的现有技术的问题而做出的。本发明的目的是提供一种功率高、灵活度大的自动滑行系统及其供电系统，从而解决了上述问题。

在一个方面中，公开了一种用于飞行器的自动滑行系统，其可包括：自动滑行装置，用于驱动该飞行器滑行；混合电源，该混合电源用于向该自动滑行装置提供电力，该混合电源包括辅助动力装置APU电源和次级辅助电源；以及控制模块，该控制模块基于飞行器滑行构型来选择该混合电源的APU电源和次级辅助电源的组合。

较佳地，该次级辅助电源可以是氢燃料电池。

较佳地，该自动滑行系统还包括伺服电机，该伺服电机接收来自该控制模块的控制信号，并根据该控制信号使用来自该混合电源的电力来驱动该自动滑行装置。

较佳地，基于飞行器滑行构型选择该混合电源的APU电源和次级辅助电源的组合可包括：当该飞行器滑行构型为启动时，启用该APU电源和该次级辅助电源两者；当该飞行器滑行构型为匀速、加速或着陆时，启动该APU电源且禁用该次级辅助电源；当该飞行器滑行构型为减速时，启用该APU电源且将该次级辅助电源置于反向充电状态；以及当该飞行器滑行构型为紧急时，禁用该APU电源和该次级辅助电源两者且用该飞行器的主引擎向该飞行器提供动力。

较佳地，该自动滑行装置位于该飞行器的起落架上，该起落架为车架式起落架。

较佳地，该飞行器是宽体式飞机。

在另一方面，公开了一种用于飞行器的自动滑行系统的供电系统，该供电系统包括：混合电源，该混合电源用于向该自动滑行系统的自动滑行装置提供电力，该混合电源包括辅助动力装置APU电源和次级辅助电源；以及控制模块，该控制模块基于飞行器滑行构型来选择该混合电源的APU电源和次级辅助电源的组合。

在又一方面，公开了一种飞行器，该飞行器包括如上的自动滑行系统。

在再一方面，公开了一种用于向飞行器的自动滑行装置供电的方法，该飞行器包括混合电源，该混合电源包括辅助动力控制装置APU电源和次级辅助电源，该方法包括：确定该飞行器的飞行器滑行构型；基于该飞行器滑行构型来选择该APU电源和该次级辅助电源的组合；以及通过该混合电源向该飞行器的自动滑行装置提供电力，以驱动该飞行器滑行。

较佳地，所述方法还包括：向伺服电机传送控制信号，以由所述伺服电机根据所述控制信号使用来自所述混合电源的电力来驱动所述自动滑行装置。

本发明的一个或多个实施例提供的自动滑行系统及其供电系统和供电方法具有功率高、灵活度大、占用空间小、重量低、易与现有系统集成等优点。

附图说明

附图中示出了本发明的非限制性的较佳实施结构，结合附图，可使本发明的特征和优点更加明显。其中：

图1示出了本发明的自动滑行系统可适用的车架式起落架的局部立体图。

图2示出了图1所示的车架式起落架的部分放大立体图，其中显示前轮一侧的自动滑行装置的结构。

图3示出了蜗杆和蜗轮之间相互啮合的示意性立体图。

图4示出了自动滑行装置的另一个部分放大立体图，其中具体显示了该自动滑行装置的离合机构。

图5示出了图4所示的离合机构中的压缩弹簧的部分放大立体图。

图6示出了根据本发明的实施例的用于飞行器的自动滑行系统的示意图。

图7示出了氢燃料电池的工作原理的示意图。

图8示出了飞行器的各滑行构型所采用的混合电源的APU电源和次级辅助电源的组合。

图9示出了根据本发明的实施例的用于向飞行器的自动滑行装置供电的方法的示例流程图。

具体实施方式

下面将参考附图来对本发明的具体实施例进行描述。应当了解，附图中所示的仅仅是本发明的较佳实施例，其并不构成对本发明的范围的限制。本领域的技术人员可以在附图所示的实施例的基础上对本发明进行各种显而易见的修改、变型、等效替换，并且在不相矛盾的前提下，在所描述的实施例中的技术特征可以任意组合，而这些都落在本发明的保护范围之内。

文中所使用的“内”、“外”等方位术语是以起落架为基准而言的，其中“内”表示位于起落架的相对内侧，“外”表示位于起落架的相对外侧。

需要领会，在下面的描述中通常以飞机作为示例，然而本发明不限于飞机，而是可以适用于需要自动滑行功能的任何其它飞行器。

如上所述，目前自动滑行系统的研究大都基于两轮式主起落架的飞机。目前，B787，A380、CR929等宽体飞机都是车架式主起落架，A320也为适应恶劣机场环境提供了选装的车架式主起落架。但是，国内外对于车架式主起落架的自动滑行系统的研究基本处于空白状态。因此，设计一种用于车架式主起落架的自动滑行系统，成为亟待解决的问题。

宽体飞机的自动滑行装置的功率需求较大。以下用某宽体客机的数据计算所需驱动功率：

F_附着力＝F_反作用力×附着系数，重量245900KG，主起承力取0.5，附着系数取0.5，则F_附着力＝245900×0.5×0.5＝61475KG；

F_驱动力＝F_附着力÷传动比，传动比设为16，则F_驱动力＝61475×9.8÷16＝37653N；

P＝F·V，V取20km/h(5.5m/s),则P＝37653×5.5＝208KW。

也就是说，CR929所需的驱动功率为约208KW。其它宽体客机所需的驱动功率可能有所不同，但相对于窄体飞机而言通常较大。

经查询，各型号宽体客机的APU电源功率为120KW至150KW不等，因此尽管APU电源足以用于窄体飞机，但可能不足以驱动宽体客机等需要较大功率的飞行器来进行自动滑行。因此，需要一种能够在必要时提供较大功率的自动滑行系统。

下面，首先介绍本发明的自动滑行系统可最佳地适用的包括车架式起落架的飞机的车架式起落架的结构图。

图1示出了本发明的自动滑行系统可适用的车架式起落架100的局部立体图。如图1所示，车架式起落架100包括车架110，该车架110上形成有至少两个轮轴111。且车架110与承力支柱112相连接，从而通过承力支柱112连接到诸如民用飞机之类的飞行器上。

在每个轮轴111上可转动地配装有机轮120。在图1中所示的结构中，机轮120包括至少一个前轮121和至少一个后轮122。

车架式起落架100还包括自动滑行装置130。该自动滑行装置130包括作为驱动机构的电机140，该电机140例如为伺服电机。具体地，虽然未在图中示出，不过该电机140中较佳地可包括诸如齿轮系之类的传动结构，用于放大电机140的输出扭矩。

图中所示的自动滑行装置130的电机140包括至少两个输出轴，每个输出轴与传动机构相连接，并通过相应的传动机构连接到前轮121和后轮122，从而该电机140能够同时驱动前轮121和后轮122。并且较佳地，电机140的这两个输出轴可以同步地转动，从而能够实现对前轮121和后轮122的同步驱动。

电机140的两个驱动轴以及该驱动轴与前轮121和后轮122之间的传动机构的结构可以是相同的。下面参照图2以前轮121为例对一个输出轴和机轮之间的传动机构进行具体说明，而另一个输出轴和后轮122之间的传动机构可采用同样的结构，在此不再重复说明。

如图2所示，电机140一侧的输出轴141与蜗杆131的一端相连接。在图中所示的较佳结构中，输出轴141和蜗杆131通过花键结构相互连接。具体来说，在输出轴141上形成有外花键151，而在蜗杆131上形成有对应的内花键152，外花键151也内花键152相互配合，实现蜗杆131和输出轴141之间的连接。可以设想，外花键151和内花键152的设置可以互换，即，外花键151形成在蜗杆131上，内花键152形成在输出轴141上，同样能够实现蜗杆131和输出轴141之间的连接。通过花键方式的连接，可赋予蜗杆131和输出轴141更好的承载能力，从而可传递更大的转矩。

当然，也可采用其它方式来实现蜗杆131和输出轴141之间的连接。例如，可在蜗杆131和输出轴141上分别设置内螺纹和外螺纹，通过螺纹结构来实现两者之间的连接。或者，也可通过卡合之类的过盈配合方式来实现蜗杆131和输出轴141的连接。

该传动机构还包括蜗轮132，蜗轮132固定连接在前轮121上，例如通过螺钉之类的紧固件连接在前轮121上，从而蜗轮132可与前轮121一起转动。蜗杆131在远离输出轴141的另一端上包括蜗旋部，并通过该蜗旋部与蜗轮132相啮合。这样，电机140的输出轴141的旋转运动可经由蜗杆131传递给蜗轮132，进而带动前轮121旋转。

图3以局部放大图的形式更加清楚地显示出蜗杆131和蜗轮132的结构，特别是它们之间的啮合状态。较佳的是，蜗杆131和蜗轮132为多头传动结构，由此，可根据所需的驱动力来选择头数，从而提高传动比，进而提高对前轮121的驱动动力。

进一步地，用于车架式起落架100的自动滑行装置130还包括离合机构160，通过该离合机构160，可使电机140连带设置在在电机140和机轮120之间的传动机构在接合位置(或称第一位置)和脱开位置(或称第二位置)之间运动。在接合位置中，蜗杆131与蜗轮132相啮合，可将电机140的输出轴141的旋转运动传递给蜗杆131，进而驱动前轮121旋转，而在脱开位置中，蜗杆131与蜗轮132相分离。

如图4中所示的，离合机构160包括作动器164，该作动器164的一端通过外法兰161连接在电机140上，作动器164的另一端通过内法兰162连接在连接板170上。连接板170通过可例如与车架定位器以及下扭力臂通用的螺栓而连接到车架110上。并且，在连接板170和车架110之间垫入有连接件171，该连接件171是可调节的，从而可调整连接板170与车架110之间的距离。

离合机构160还进一步地包括至少一个压缩弹簧163，例如在图4中所示的两个压缩弹簧163，分别布置在作动器164的两侧。压缩弹簧163的一端支承在连接板170上，进而间接地支承在车架110上，另一端支承在电机140上。作为一种较佳的结构，还提供有弹簧导向轴，具体地如图5中所显示的，包括外弹簧导向轴165和内弹簧导向轴166。外弹簧导向轴165较佳地通过外法兰161联接到电机140上，而内弹簧导向轴166则较佳地通过内法兰162联接到连接板170上，如图5中更清楚地显示的。

由此，如图4中所示出的，在一种较佳的结构，包括三个外法兰161和三个内法兰162，分别将两组弹簧导向轴(各自包括外弹簧导向轴165和内弹簧导向轴166)和一个压缩弹簧163固定到连接板170和电机140上。继续参照图5，可以看到，在外弹簧导向轴165和内弹簧导向轴166之间存在间隙167。该间隙167较佳地是可调节的，而通过调节外弹簧导向轴165和内弹簧导向轴166之间的该间隙167，可以调节压缩弹簧163的预紧力。这样，可以使离合机构有足够的运动空间，从而更加灵活地设计自动滑行装置130。在一种具体的情形中，在外弹簧导向轴165和内弹簧导向轴166之间初始地预留出25mm的间隙。

较佳地，外弹簧导向轴165和内弹簧导向轴166是中空的，或者说在它们之中设置有通孔。诸如电机140之类的电动部件的线缆可穿过外弹簧导向轴165和内弹簧导向轴166中的通孔，并汇入到车架110中，进而连接到飞行器内部的动力源、控制器等。这样，可对自动滑行装置130、特别是其中的电机140提供动力、发送控制信号等，以实现对自动滑行装置130的启动、停止、加速、减速等的控制和操作。

进一步较佳地，在作动器164中内置有位移传感器，该位移传感器例如可与飞行器中的控制器相连接，向该控制器发送有关作动器164的位移量的信号，并接收反馈的控制信号，从而实现对作动器164、进而对离合机构的运行的闭环控制。

以上对车架式起落架100、特别是其自动滑行装置130的结构进行了具体描述。下面将结合上述公开的结构来进一步描述该车架式起落架100的安装过程。

首先，将连接板170安装到车架110上，具体来说，通过与车架定位器和下扭力臂共用的螺栓将连接板170安装到车架110上。此后，在连接板170和车架110之间垫入连接件171。

接着，将三个内法兰162安装到连接板170上，例如通过螺钉、螺栓等紧固件来实现内法兰162的安装。其中一个内法兰162用于作动器164，另外两个内法兰162上连接有或一体形成有内弹簧导向轴166，用于安装两个压缩弹簧163。

将两个压缩弹簧163分别套设到相应的内弹簧导向轴166上。接着，在电机140上安装三个外法兰161。其中一个外法兰161与上述的一个内法兰162相对应，用于安装作动器164。另外两个外法兰161与用于压缩弹簧163的那两个内法兰162相对应地安装，并且连接有或一体形成有外弹簧导向轴165。将安装好的外弹簧导向轴165套入压缩弹簧163中。

在安装作动器164的过程中，将作动器164的两端分别连接在对应的外法兰161和内法兰162上。具体来说，将作动器164的一端与外法兰161相连接，另一端与内法兰162相连接。该连接可通过诸如螺栓、卡合等方式实现。

将蜗杆131连接到电机140的输出轴141上，比如通过形成在蜗杆131和输出轴141上的相匹配的外花键151和内花键152的结构来实现连接。并且，通过例如螺钉、螺栓等方式，在机轮120(前轮121和后轮122)上安装蜗轮132。

调节压缩弹簧163的预紧力，例如通过调节外弹簧导向轴165和内弹簧导向轴166之间的间隙167，使得蜗杆131和蜗轮132之间保持一定的距离。例如，蜗杆131和蜗轮132之间可保持大约10mm的间距。

此时，车架式起落架100上的自动滑行装置130安装妥当。接下来，操作人员可对车架110上的自动滑行装置130进行检查和调试。

例如，可控制作动器164动作，使蜗杆131向着蜗轮132运动，并与蜗轮132相啮合。在一种具体情形中，蜗杆131和蜗轮132之间初始保持大约10mm的距离，接着当作动器164动作时，使蜗杆131朝向蜗轮132运动大约18mm，使得蜗杆131与蜗轮132相互啮合。

在此期间，操作人员可检查蜗杆131的蜗旋部与蜗轮132之间是否有多余的间隙或者是否会产生相互干涉。在确定蜗杆131和蜗轮132之间适当地相啮合之后，驱动电机140运行，以检查自动滑行装置130是否能够正常地驱动机轮120旋转。

在安装调试过程中，若有任何问题，可随时切断电源，当电源切断时，电机140停止运行，且自动滑行装置130的作动器164回到其预设的空置位置，使得蜗杆131和蜗轮132之间的啮合脱开。

上面详细描述了车架式起落架。本发明的自动滑行系统最佳地位于上述车架式起落架上，这是因为车架式起落架上的空间较小，且宽体客机所需的电力较多，而本发明能很好地解决这一问题。

然而，本发明的自动滑行系统及其供电系统及供电方法等不仅适用于宽体飞机，也同样适用于其它类型的飞行器。只要飞行器需要自动滑行系统，本发明的实施例就可适用，且仍能实现例如功率高、灵活度大、占用空间小、重量低、易与现有系统集成等优点。

参照图6，其示出了根据本发明的实施例的用于飞行器的自动滑行系统600的示意图。

如图6所示，系统600可包括自动滑行装置602。该自动滑行装置602用于驱动所述飞行器滑行。例如，该自动滑行装置602可连接至飞行器的机轮630，并驱动机轮630以带动飞行器滑行。

较佳地，该自动滑行装置602可以是上面描述的自动滑行装置130。替代地，该自动滑行装置602也可以是其它类型的滑行装置。

系统600还可包括混合电源604。该混合电源604用于向所述自动滑行装置提供电力。该混合电源604可包括辅助动力装置APU电源610。APU电源是目前飞行器中常用的用于驱动滑行装置的电源。如图6所示，该APU电源610可包括APU 614和发电机616。APU电源610的具体细节是本领域技术人员所熟知的，在此不再赘述。然而，如上所述，在一些情况下，APU所提供的功率可能不足够，期望实现能提供更高功率的电源。

因此，在本发明的实施例中，该混合电源604还包括次级辅助电源612。根据飞行器的滑行构型，该次级辅助电源和该APU电源协同工作，以便在需要时向飞行器提供更多的电力，并且在不需要时关闭或反向充电，如将在下面详细介绍的。

然而，在选择次级辅助电源时，存在一些设计难点，这些设计难点通常在于：

a.空间——宽体飞机的自动滑行装置的零件较多，已占据起落架及附近的大部分可用空间，因此次级辅助电源的体积不能过大；

b.重量——需要计算自动滑行系统的最大驱动功率，根据重量能量比，选择合适的功率，保证功率余度设计的同时，因此次级辅助电源的重量应尽可能小；

c.构型——由于飞机滑动构型的不同(启动、加速、匀速、减速、着陆、紧急等)，较佳地应确定APU电源和次级辅助电源的电力组合逻辑；

d.安全性——由于通常将次级辅助电源安装在起落架上，因此应当确保次级辅助电源的气体排放和工作温度对起落架、机轮及刹车不会产生负面影响；

e.维护性——应考虑尽可能降低维护成本。

基于以上考虑，在本发明的实施例中，较佳地选择氢燃料电池作为次级辅助电源。氢燃料电池作为一种比能量大、排放量少、噪音小、可靠性高的电源，可以很好地满足上述的空间、重量、构型、安全性及维护性要求，且作为电池燃料的氢气可以通过分解装置从航空煤油中分离。

参见图7，其示出氢燃料电池的工作原理的示意图。

如图7所示，氢燃料电池704所使用的氢气可来自航空煤油。航空煤油例如可来自油箱或外部注油口。随后，在燃料处理系统702处，经化学方法从航空煤油中分离出燃料氢气。该过程中所产生的废气经由废气排放管道排出。该过程中所产生的热量也通过散热系统散发掉。

燃料氢气被输入到氢燃料电池704中。在氢燃料电池704中，燃料氢气与所输入的空气中的氧气进行电化学反应后透过质子交换膜产生电能。所产生的电能随后被储存在电容706中。

此外，电容706还可以吸收飞行器减速时的能量，从而形成对氢燃料电池的反向充电。此过程可以充分利用飞行器减速时的能量，减少了航空煤油的消耗。

当自动滑行装置的启动功率需求较大时，由电容快速释放电能，辅助供电，从而能够为自动滑行装置提供更大的功率。这对于例如宽体客机等特别有利。

系统600还可包括控制模块606。该控制模块606可通信地连接到该混合电源。该控制模块606可向混合电源传送电源控制信号，以便基于飞行器的滑行构型来选择该混合电源的APU电源和次级辅助电源的组合。该控制模块例如可以是逻辑控制卡，也可以是其它处理器，诸如FPGA、ASIC、CPU等等。控制模块606可根据飞行器的滑行构型来选择APU电源和次级辅助电源的组合。

飞行器的滑行构型是指飞行器在滑行过程中所处的阶段。例如，飞行器滑行构型可以是启动、加速、匀速、减速、着陆、紧急等。

此外，控制模块606还可向伺服电机传送控制电流信号，以控制伺服电机的操作，如将在下面进一步描述的。

参见图8，其示出了飞行器的各滑行构型所采用的混合电源的APU电源和次级辅助电源的组合。

如图8所示，当所述飞行器滑行构型为启动时，可提供大扭矩。此时，可启用APU电源和次级辅助电源两者。通常，飞行器在启动阶段所需的功率明显较大，对如宽体客机等某些大型飞行器而言，仅依靠APU电源难以提供足够的动力，这也是自动滑行系统难以被应用到宽体客机等大型飞行器的主要障碍。在本发明中，通过使用APU电源和次级辅助电源在宽体客机启动时提供电力，满足了启动时所需的较大的功率需求，使得在宽体客机上提供自动滑行系统成为可能。

当飞行器滑行构型为匀速、加速或着陆时，可提供小扭矩。此时，可启动APU电源且禁用次级辅助电源。在飞行器匀速滑行、加速滑行或着陆阶段，飞行器对功率的需求相对较小，通常APU电源所提供的功率就已经足够。此时，为节省次级辅助电源的电力，可以禁用次级辅助电源而仅启用APU电源。

当所述飞行器滑行构型为减速时，此时扭矩翻转。此时，可仅使用APU电源来为飞行器提供电力。此时，在一些示例中，可禁用次级辅助电源。较佳地，如果次级辅助电源可反向充电(例如在该次级辅助电源为氢燃料电池等可充电电源时)，则可将次级辅助电源置于反向充电状态，也就是利用飞行器制动所产生的能量来对次级辅助电源充电。

当所述飞行器滑行构型为紧急时，此时应当采取谨慎的策略，提供大扭矩，而有可能APU电源和次级辅助电源的组合也无法提供足够的功率。此时，可禁用APU电源和所述次级辅助电源两者，而是用飞行器的主引擎802向所述飞行器提供动力。

该飞行器滑行构型可以是从驾驶舱的滑行开关(如图6中的滑行开关618)接收的。例如，可由飞行器驾驶人员操作滑行开关，以控制飞行器的滑行构型。可以其它方式，例如飞机的自动控制系统，确定飞行器的滑行构型。

如图6所示，系统600还可包括伺服电机608。该伺服电机例如可以是无刷伺服电机。该伺服电机608可接收来自所述控制模块的控制信号，并根据该控制信号使用来自所述混合电源的电力来驱动该自动滑行装置602。

该伺服电机608可包括PID部件620、电流调节部件622、功放624和电机626等。控制模块向伺服电机传送控制电流信号，伺服电机中有电流反馈环及PID控制，控制电流信号经功放后，转换为电压信号以驱动电机，电机驱动滑行装置。此外，可通过机轮上的轮速传感器(如图6中的轮速传感器628)将速度信号反馈给控制模块，实现电源控制和速度控制。

在本发明的另一实施例中，还公开了一种用于飞行器的自动滑行系统的供电系统。例如，该自动滑行系统可以是上面参考图6描述的自动滑行系统600。该供电系统可包括如前所述的混合电源604和控制模块606。该混合电源604可用于向所述自动滑行系统的自动滑行装置提供电力，所述混合电源包括辅助动力装置APU电源和次级辅助电源。该控制模块606可基于飞行器滑行构型来选择所述混合电源的APU电源和次级辅助电源的组合。混合电源604和控制模块606的具体描述可参见上文，在此不再赘述。

在本发明的又一实施例中，还公开了一种飞行器，该飞行器可包括如上所述的自动滑行系统(例如自动滑行系统600)。

参见图9，其示出了根据本发明的实施例的用于向飞行器的自动滑行装置供电的方法900的示例流程图。该飞行器包括混合电源，该混合电源包括辅助动力控制装置APU电源和次级辅助电源。该混合电源可以是如上所述的混合电源604。

方法900可包括：在步骤902，可确定所述飞行器的飞行器滑行构型。例如，该飞行器滑行构型可以是从驾驶舱的滑行开关接收的。例如，可由飞行器驾驶人员操作滑行开关，以控制飞行器的滑行构型。可以其它方式，例如飞机的自动控制系统，确定飞行器的滑行构型。

方法900还可包括：在步骤904，可基于所述飞行器滑行构型来选择所述APU电源和所述次级辅助电源的组合。此步骤的具体描述可参考附图7及相关描述。

方法900还可包括：在步骤906，可通过所述混合电源向所述飞行器的自动滑行装置提供电力，以驱动所述飞行器滑行。

较佳地，所述方法还可包括：可向伺服电机传送控制信号，以由所述伺服电机根据所述控制信号使用来自所述混合电源的电力来驱动所述自动滑行装置

本申请还公开了一种包括存储于其上的计算机可执行指令的计算机可读存储介质，所述计算机可执行指令在被处理器执行时使得所述处理器执行本文所述的各实施例的方法。

此外，本申请还公开了一种系统，该系统包括用于实现本文所述的各实施例的方法的装置。

可以理解，根据本说明书的一个或多个实施例的方法可以用软件、固件或其组合来实现。

应该理解，本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同或相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于装置和系统实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。需要领会的是，本说明书公开了多个实施例，这些实施例所公开的内容可以互相参照来理解。

应该理解，上述对本说明书特定实施例进行了描述。其它实施例在所附权利要求书的范围内。在一些情况下，在权利要求书中记载的动作或步骤可以按照不同于实施例中的顺序来执行并且仍然可以实现期望的结果。另外，在附图中描绘的过程不一定要求示出的特定顺序或者连续顺序才能实现期望的结果。在某些实施方式中，多任务处理和并行处理也是可以的或者可能是有利的。

应该理解，本文用单数形式描述或者在附图中仅显示一个的元件并不代表将该元件的数量限于一个。此外，本文中被描述或示出为分开的模块或元件可被组合为单个模块或元件，且本文中被描述或示出为单个的模块或元件可被拆分为多个模块或元件。

还应理解，本文采用的术语和表述方式只是用于描述，本说明书的一个或多个实施例并不应局限于这些术语和表述。使用这些术语和表述并不意味着排除任何示意和描述(或其中部分)的等效特征，应认识到可能存在的各种修改也应包含在权利要求范围内。其他修改、变化和替换也可能存在。相应的，权利要求应视为覆盖所有这些等效物。

同样，需要指出的是，虽然已参照当前的具体实施例来描述，但是本技术领域中的普通技术人员应当认识到，以上的实施例仅是用来说明本说明书的一个或多个实施例，在没有脱离本发明精神的情况下还可做出各种等效的变化或替换，因此，只要在本发明的实质精神范围内对上述实施例的变化、变型都将落在本申请的权利要求书的范围内。