一种气动捕获制导参数边界的自适应调节方法与流程

1.本发明涉及一种提升气动捕获制导性能的控制参数边界自适应调节方法，尤其涉及适用于行星探测单次气动捕获最优制导，属于航空航天技术领域。


背景技术：

2.捕获制动是火星等行星探测任务实施的首要步骤，也是地外探测任务返回器进入地球轨道的重要机动过程。由于传统推力制动捕获需要消耗大量的燃料，因而减少捕获制动燃耗成为该领域迫切关注的核心技术难题。考虑到气动捕获制动能显著降低飞行器燃耗的使用，因而成为捕获制动重要的前沿技术。在气动捕获过程中，制导算法的可靠性和性能是决定任务成败以及实施效能的关键。在初期研究中，制导算法的设计将控制参数作为常值剖面，每一次制导环节通过计算控制参数的值来实现目标轨道的捕获过程。然而后期的研究发现，常值剖面下的捕获制导精度较低，并且性能指标较差，为此lu等人研究发现了最优气动捕获剖面结构，极大地提升了气动捕获性能。但目前仍然存在控制参数边界依赖性，对于不同的系统参数、不同的任务模式都有局限性，难以自适应扩展和迁移。为此，本专利提出的气动捕获制导参数边界自适应调节方法，不仅能够克服参数边界对制导算法在不同气动捕获任务中应用的影响，还能一定程度上提升制导算法的性能，因而具有更大的潜在应用价值。
3.在已发展的关于气动捕获制导方法中在先技术[1](参见：lafleur,j m,the conditional equivalence ofδv minimization and apoapsis targeting in numerical predictor-corrector aerocapture guidance[r].nasa tm-2011-216156,johnson space center,houston,tx,aug.2011.)给出了一种以常值倾侧角为控制量的气动捕获制导算法，尽管该算法在鲁棒性和自适应方面具有优势，但由于剖面并非最优结构，因而性能较低，气动捕获后入轨机动较大。
[0004]
在先技术[2](参见：lu p,cerimele c j,tigges ma,et al.optimal aerocapture guidance[j].journal of guidance,control,and dynamics,2015,38(4):553-565.)发展了一种最优气动捕获制导算法，作者首次基于最优剖面设计了具有最优性能的气动捕获制导方法，但算法稳定性和鲁棒性依赖于某一种气动捕获场景中倾侧角边界的工程数据，因而极大地限制了算法的迁移和参数适应性


技术实现要素：

[0005]
本发明公开的一种气动捕获制导参数边界的自适应调节方法要解决的技术问题是：通过设计能够自适应调节的控制参数边界，并建立参数边界自适应调节律，在此基础上建立的气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，通过所述自适应调节方法自适应调节控制参数边界，提升气动捕获制导的自适应性和低燃耗性能。本发明具有如下优点：(1)鲁棒性强、可重复性高；(2)灵活性高，适用于多种行星气动捕获任务；(3)方法迁移性好，不需要提前人为给出控制参数边界。
[0006]
本发明的目的是通过下述技术方案实现的：
[0007]
本发明公开的一种气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，在给定气动捕获机动模式的前提下，建立气动捕获机动最优控制问题模型。通过极大值原理分析，给出最优气动捕获机动对应的倾侧角剖面结构，为制导回路提供控制参数剖面，从而保证制导的最优性。基于倾侧角边界随制导过程逐次变化的策略，通过建立气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，实现最优气动捕获制导的普适性和鲁棒性，并同步提升制导过程的低燃耗性能。
[0008]
本发明公开的一种气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，包括如下步骤：
[0009]
步骤一：在给定气动捕获机动模式的前提下，建立气动捕获机动最优控制问题模型。
[0010]
步骤1.1：给出气动捕获机动模式，及满足相应气动捕获机动模式的终端约束和性能指标。所述气动捕获机动模式为单脉冲气动捕获机动模式或双脉冲气动捕获机动模式。
[0011]
在气动捕获过程中，飞行器需要经过大气外开普勒轨道飞行后在拱点施加速度脉冲，从而才能完成整个气动捕获过程。出大气后拱点施加的脉冲是入轨机动。气动捕获所需的脉冲机动对应单脉冲气动捕获机动模式或双脉冲气动捕获机动模式两种气动捕获机动模式。
[0012]
单脉冲气动捕获机动模式，是飞行器出大气后瞬时轨道远心点和目标轨道的一个拱点重合，此时，整个过程只需要一次施加于该远心点的脉冲机动δv，从而使得机动后的轨道近心点同目标轨道的近心点。
[0013]
双脉冲气动捕获机动模式，是飞行器出大气后的瞬时轨道远心点和目标轨道的两个拱点均不重合，此时，需要飞行器首先在出大气后轨道的远心点施加第一次机动δv1，使得第一次机动后轨道的近心点与目标轨道的近心点重合，然后再在飞行器运行到近心点时施加第二次机动δv2，该机动的目的是使得飞行器进入目标轨道。
[0014]
对于单脉冲气动捕获，气动捕获之后飞行器出大气的椭圆轨道远心点位置矢径需等于目标轨道远心点位置矢径，即
[0015]
ra＝r
t,a
ꢀꢀꢀ
(1)
[0016]
其中，ra为气动捕获后轨道远心点位置矢径大小，而r
t,a
为目标轨道远心点位置矢径大小。对于单脉冲气动捕获，速度脉冲为入轨脉冲δv大小可根据开普勒轨道能量直接推导出计算公式，即
[0017][0018]
其中，μ为行星引力常数，a
t
为目标轨道半长轴，a为气动捕获后轨道的半长轴。
[0019]
对于双脉冲气动捕获，不要求严格的出大气轨道远心点位置约束，不存在如式(1)的终端等式约束。同样根据开普勒轨道能量公式，推导得到两脉冲气动捕获总速度增量的计算公式，为
[0020]
其中，r
t,p
为目标轨道近心点位置矢径大小。
[0021]
式(1)为单脉冲气动捕获的终端约束，式(2)和(3)分别为单脉冲和双脉冲气动捕获机动的性能指标。
[0022]
步骤1.2：建立气动捕获机动的最优控制问题模型，将所述最优控制问题作为单次制导的开环过程。
[0023]
气动捕获机动的最优控制问题模型是构建制导回路的模型基础，气动捕获的最优控制模型包括动力学、终端约束、性能指标。
[0024]
气动捕获动力学模型为极坐标系模型，对应的状态变量分别为位置矢径大小r、速度大小v、经度θ、纬度φ、航迹角γ、航向角ψ。此外，动力学模型中唯一的控制参数为倾侧角σ，该参数也将作为制导环节中待设计的控制参数。
[0025]
气动捕获机动的终端约束仅存在于单脉冲气动捕获模式，其表达式如式(1)所示，该终端约束也是单脉冲气动捕获闭环制导方程构建的基本方程。
[0026]
气动捕获的性能指标无论是单脉冲还是双脉冲气动捕获机动，均为脉冲机动大小。考虑到单脉冲气动捕获制导方程通过终端约束方程构建，因此性能指标不会出现在制导回路的设计中。但对于双脉冲气动捕获过程，由于没有终端约束，因此需要基于性能指标(3)构建制导回路的单目标无约束优化问题，即建立气动捕获机动的最优控制问题模型，将该最优控制问题作为单次制导的开环过程。
[0027]
步骤二：通过极大值原理分析，给出最优气动捕获机动对应的倾侧角剖面结构，为制导回路提供控制参数剖面，从而保证制导的最优性。
[0028]
考虑到无论是单脉冲还是双脉冲气动捕获机动，性能指标中均仅包含由终端状态量构成的非积分项，即性能指标属于mayer型，因此，纵向动力学的hamilton方程中不包含与性能指标相关的项。即hamilton方程h＝λ
t
x
l
，此处给定纵向动力学的状态变量为x
l
＝[r,v,γ]
t
，此外，λ＝[λr,λv,λ
γ
]
t
为纵向动力学变量对应的协状态向量。基于极大值原理可知，最优气动捕获机动对应的倾侧角σ为
[0029][0030]
从式(4)中可以看出，控制变量倾侧角σ的余弦在hamilton方程中呈现线性形式。考虑到大气飞行过程中倾侧角σ的范围约束为(0
°
,180
°
)，因此σ和cosσ呈现单调关系，所以最优倾侧角σ
*
的剖面具有bang-bang控制结构，即在[σ
min
,σ
max
]之间会出现一次跳跃，其中跳跃时间ts为制导回路设计过程中的重要参数。
[0031]
步骤三：基于倾侧角边界随制导过程逐次变化的策略，通过建立气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，实现最优气动捕获制导的普适性和鲁棒性，并同步提升制导过程的低燃耗性能。
[0032]
基于最优倾侧角的bang-bang结构，气动捕获机动过程中，飞行器先以最小倾侧角飞行，该段这里称之为p1段。然后在跳跃时间ts处切换为最大倾侧角飞行，该段称其为p2段。尽管p1段所对应的倾侧角为常值σ
min
，但对于整个制导环节来说是最为关键的阶段，在该段，单次制导开环的求解过程中才会涉及到p2段的倾侧角边界值，而p2段的边界值是目前影响制导鲁棒性和性能的关键。当飞行器进入p2段后，制导过程只考虑倾侧角的值，并不会涉及到边界，因而同已有制导逻辑相同，不影响制导的鲁棒性和迁移性。
[0033]
为了在满足目标轨道倾角约束下提高制导算法的鲁棒性和最优性，在制导环节p1
中，额外加入了自适应倾侧角上边界调整环节。即，在开始阶段，选取倾侧角上边界σ
max
，然后在后续的每个制导环节逐渐改变σ
max
，改变量为δσ，改变的判据为当前制导环节是否成功且满足约束要求。当前制导环节输入的倾侧角上边界为σu，则下一个制导环节实际用的σ
max
为
[0034][0035]
其中，参数边界自适应调节律式(5)所对应的制导失败对于两种气动捕获模式所体现的特征不同。对于单脉冲模式，对应的是ts无解，并在倾侧角上边界调节后继续实施当前时刻的制导过程。而双脉冲模式对应的是总速度脉冲δv
12
相比上一个制导环节出现陡增情况。
[0036]
对应的控制参数倾侧角的自适应计算公式为式(5)自适应调节制导参数，每一次制导回路过程中，均以公式(5)计算倾侧角最大边界的值，解决式(5)所对应的制导失败问题，实现最优气动捕获制导的普适性和鲁棒性，并同步提升制导过程的低燃耗性能。
[0037]
有益效果：
[0038]
1、本发明公开的一种气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，通过设计控制参数的上边界随约束与性能指标自适应调节的策略，并建立参数边界自适应调节律，在此基础上建立的气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，通过所述自适应调节方法自适应调节控制参数边界，避免最优气动捕获制导依赖于人为设置边界参数，因而显著具有自适应性和算法迁移性，并同步提升制导过程的低燃耗性能。
[0039]
2、本发明公开的一种气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，在参数边界自适应调节的判别条件中加入制导回路的有解性判断，通过参数边界自适应调节律克服人为给定参数边界可能导致制导失败的潜在风险，通过自适应参数边界的调节保证每一次制导回路的可行性，因而鲁棒性强，优势明显。
[0040]
3、本发明公开的一种气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，由于制导设计中的参数边界调节仅针对倾侧角边界，因而既不受目标行星系统参数影响，又不受气动捕获目标轨道以及飞行器参数影响，因而对气动捕获环境没有严格限制和约束，并且大气进入状态和飞行器参数任意给定，所以对气动捕获制导的适用范围广。
附图说明
[0041]
图1是本发明步骤1中单脉冲和双脉冲气动捕获模式的示意图；
[0042]
图2是本发明步骤2中气动捕获机动最优倾侧角剖面结构示意图；
[0043]
图3是本发明步骤4中应用于p1段的制导参数边界自适应调节算法的流程图。
[0044]
图4是本发明的一种气动捕获制导参数边界的自适应调节方法的流程图；
[0045]
图5是本实施例中与不同制导算法对比得到的倾侧角仿真剖面；
[0046]
图6是本实施例中基于蒙特卡洛打靶的不同制导算法下气动捕获机动性能指标的散布，其中图6a)为单脉冲气动捕获机动性能指标的散布，图6b)为双脉冲气动捕获机动性能指标的散布。
具体实施方式
[0047]
为了更好地说明本发明的目的和优点，下面通过对气动捕获制导问题进行仿真与对比分析，对本发明做出详细解释。
[0048]
实施例1：
[0049]
如图4所示，本实施例公开的一种气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，具体实现步骤如下：
[0050]
步骤一：在给定气动捕获机动模式的前提下，建立气动捕获机动最优控制问题模型。
[0051]
步骤1.1：给出气动捕获机动模式，及满足相应气动捕获机动模式的终端约束和性能指标。所述气动捕获机动模式为单脉冲气动捕获机动模式或双脉冲气动捕获机动模式。
[0052]
在气动捕获过程中，飞行器需要经过大气外开普勒轨道飞行后在拱点施加速度脉冲，从而才能完成整个气动捕获过程。出大气后拱点施加的脉冲是入轨机动。气动捕获所需的脉冲机动对应单脉冲气动捕获机动模式或双脉冲气动捕获机动模式两种气动捕获机动模式。
[0053]
单脉冲气动捕获机动模式，是飞行器出大气后瞬时轨道远心点和目标轨道的一个拱点重合，此时，整个过程只需要一次施加于该远心点的脉冲机动δv，从而使得机动后的轨道近心点同目标轨道的近心点。
[0054]
双脉冲气动捕获机动模式，是飞行器出大气后的瞬时轨道远心点和目标轨道的两个拱点均不重合，此时，需要飞行器首先在出大气后轨道的远心点施加第一次机动δv1，使得第一次机动后轨道的近心点与目标轨道的近心点重合，然后再在飞行器运行到近心点时施加第二次机动δv2，该机动的目的是使得飞行器进入目标轨道。
[0055]
对于单脉冲气动捕获，气动捕获之后飞行器出大气的椭圆轨道远心点位置矢径需等于目标轨道远心点位置矢径，即
[0056]
ra＝r
t,a
ꢀꢀꢀ
(1)
[0057]
其中，ra为气动捕获后轨道远心点位置矢径大小，而r
t,a
为目标轨道远心点位置矢径大小。对于单脉冲气动捕获，速度脉冲为入轨脉冲δv大小可根据开普勒轨道能量直接推导出计算公式，即
[0058][0059]
其中，μ为行星引力常数，a
t
为目标轨道半长轴，a为气动捕获后轨道的半长轴。
[0060]
对于双脉冲气动捕获，不要求严格的出大气轨道远心点位置约束，不存在如式(1)的终端等式约束。同样根据开普勒轨道能量公式，推导得到两脉冲气动捕获总速度增量的计算公式，为
[0061]
其中，r
t,p
为目标轨道近心点位置矢径大小。
[0062]
单脉冲和双脉冲气动捕获模式的示意图如图1所示。式(1)为单脉冲气动捕获的终端约束，式(2)和(3)分别为单脉冲和双脉冲气动捕获机动的性能指标。
[0063]
步骤1.2：建立气动捕获机动的最优控制问题模型，将所述最优控制问题作为单次制导的开环过程。
[0064]
气动捕获机动的最优控制问题模型是构建制导回路的模型基础，气动捕获的最优控制模型包括动力学、终端约束、性能指标。
[0065]
气动捕获动力学模型为极坐标系模型，对应的状态变量分别为位置矢径大小r、速度大小v、经度θ、纬度φ、航迹角γ、航向角ψ。此外，动力学模型中唯一的控制参数为倾侧角σ，该参数也将作为制导环节中待设计的控制参数。
[0066]
气动捕获机动的终端约束仅存在于单脉冲气动捕获模式，其表达式如式(1)所示，该终端约束也是单脉冲气动捕获闭环制导方程构建的基本方程。
[0067]
气动捕获的性能指标无论是单脉冲还是双脉冲气动捕获机动，均为脉冲机动大小。考虑到单脉冲气动捕获制导方程通过终端约束方程构建，因此性能指标不会出现在制导回路的设计中。但对于双脉冲气动捕获过程，由于没有终端约束，因此需要基于性能指标(3)构建制导回路的单目标无约束优化问题，即建立气动捕获机动的最优控制问题模型，将该最优控制问题作为单次制导的开环过程。
[0068]
步骤二：通过极大值原理分析，给出最优气动捕获机动对应的倾侧角剖面结构，为制导回路提供控制参数剖面，从而保证制导的最优性。
[0069]
考虑到无论是单脉冲还是双脉冲气动捕获机动，性能指标中均仅包含由终端状态量构成的非积分项，即性能指标属于mayer型，因此，纵向动力学的hamilton方程中不包含与性能指标相关的项。即hamilton方程h＝λ
t
x
l
，此处给定纵向动力学的状态变量为x
l
＝[r,v,γ]
t
，此外，λ＝[λr,λv,λ
γ
]
t
为纵向动力学变量对应的协状态向量。基于极大值原理可知，最优气动捕获机动对应的倾侧角σ为
[0070][0071]
从式(4)中可以看出，控制变量倾侧角σ的余弦在hamilton方程中呈现线性形式。考虑到大气飞行过程中倾侧角σ的范围约束为(0
°
,180
°
)，因此σ和cosσ呈现单调关系，所以最优倾侧角σ
*
的剖面具有bang-bang控制结构，即在[σ
min
,σ
max
]之间会出现一次跳跃，其中跳跃时间ts为制导回路设计过程中的重要参数。倾侧角的最优剖面结构示意图如图2所示。
[0072]
步骤三：基于倾侧角边界随制导过程逐次变化的策略，通过建立气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，实现最优气动捕获制导的普适性和鲁棒性，并同步提升制导过程的低燃耗性能。
[0073]
基于最优倾侧角的bang-bang结构，气动捕获机动过程中，飞行器先以最小倾侧角飞行，该段这里称之为p1段。然后在跳跃时间ts处切换为最大倾侧角飞行，该段称其为p2段。尽管p1段所对应的倾侧角为常值σ
min
，但对于整个制导环节来说是最为关键的阶段，在该段，单次制导开环的求解过程中才会涉及到p2段的倾侧角边界值，而p2段的边界值是目前影响制导鲁棒性和性能的关键。当飞行器进入p2段后，制导过程只考虑倾侧角的值，并不会涉及到边界，因而同已有制导逻辑相同，不影响制导的鲁棒性和迁移性。
[0074]
为了在满足目标轨道倾角约束下提高制导算法的鲁棒性和最优性，在制导环节p1中，额外加入了自适应倾侧角上边界调整环节。即，在开始阶段，选取倾侧角上边界σ
max
，然后在后续的每个制导环节逐渐改变σ
max
，改变量为δσ，改变的判据为当前制导环节是否成
功且满足约束要求。当前制导环节输入的倾侧角上边界为σu，则下一个制导环节实际用的σ
max
为
[0075][0076]
其中，参数边界自适应调节律式(5)所对应的制导失败对于两种气动捕获模式所体现的特征不同。对于单脉冲模式，对应的是ts无解，并在倾侧角上边界调节后继续实施当前时刻的制导过程。而双脉冲模式对应的是总速度脉冲δv
12
相比上一个制导环节出现陡增情况。应用于p1段的制导参数边界自适应调节算法的流程如图3所示。
[0077]
对应的控制参数倾侧角的自适应计算公式为式(5)自适应调节制导参数，每一次制导回路过程中，均以公式(5)计算倾侧角最大边界的值，解决式(5)所对应的制导失败问题，实现最优气动捕获制导的普适性和鲁棒性，并同步提升制导过程的低燃耗性能。
[0078]
基于倾侧角边界随制导过程逐次变化的策略，建立气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，实现最优气动捕获制导的普适性和鲁棒性，并同步提升制导过程的低燃耗性能。
[0079]
步骤四：基于步骤三建立的气动捕获制导参数边界的自适应调节方法自适应调节的控制参数边界，构建单脉冲或双脉冲气动捕获最优闭环制导方法，通过所述最优闭环制导方法提升气动捕获制导的自适应性和性能。
[0080]
根据步骤二给出的倾侧角剖面结构，气动捕获过程中唯一的可变参数为跳跃时刻ts。因此，单脉冲或双脉冲单脉冲或双脉冲气动捕获最优闭环制导方法均以跳跃时刻ts作为制导闭环设计的单一变量。同时考虑到两种气动捕获模式的不同，在所述最优闭环制导过程中获取跳跃时刻ts的方式也不同。对于单脉冲气动捕获，每一个制导环节基于brent法求解单变量非线性方程(1)来得到ts；而对于双脉冲气动捕获，每一个制导环节基于golden section法，通过对式(3)的性能指标δv
12
寻优来得到ts。
[0081]
最优闭环制导方法描述为：首先当飞行器进入大气时刻开始，制导随即开始。在每一次制导回路中，当飞行器处于p1阶段，针对单脉冲气动捕获和双脉冲气动捕获需要分别计算终端约束(1)和优化性能指标(3)来得到ts，同时在p1段飞行过程中，单次制导回路计算中，控制参数上边界的自适应调节策略采用步骤三中式(5)给出的计算公式来施加，从而实现自主参数边界调节。当飞行器进入p2段后，每一次制导回路设计的单一变量变成常值倾侧角σ，直至飞行器飞出大气，完成气动捕获机动过程。
[0082]
基于所述最优闭环制导方法，分别选取不同初始进入角状态来表征不同的大气进入条件，通过蒙特卡洛打靶随机误差，得到不同状态下气动捕获制导算法性能指标的散布，从而分析所述气动捕获制导参数边界的自适应调节方法的鲁棒性和性能。
[0083]
为了验证方法的可行性，以月地返回气动捕获任务为例，取引力常数μ＝398600km3/s2。此外，飞行器质量为10387kg，飞行器标称参考面积为19.86m2。气动捕获目标轨道为近地200km的圆轨道，目标轨道倾角i
t
取90
°
。此外，取倾侧角幅值下边界为σ
min
＝15
°
，倾侧角幅值上边界为σ
max
＝165
°
，在制导环节中，倾侧角改变量δσ取5
°
。
[0084]
此外，给定大气入口点的状态为：初始位置r0＝121.9km，初始经度θ0＝242.75deg，初始纬度φ0＝-46.67deg，初始速度v0＝11.055km/s，初始航向角ψ0＝-1.6979deg，初始航迹角γ0取-5.91deg。此外，在制导过程中，取偏差满足标准正态分布，3σ值取标称值的
25％。
[0085]
为对比分析本专利所提参数边界自适应调节算法应用于制导过程的优点，分别将自适应控制参数边界调节和固定参数边界的制导方法通过名称区分，即取参数边界自适应调节的单脉冲气动捕获制导为模式a1，参数边界自适应调节的双脉冲气动捕获制导为模式a2；固定参数边界的单脉冲气动捕获制导为模式b1，固定参数边界的双脉冲气动捕获制导为模式b2。
[0086]
图5给出了上述四种模式下制导过程的倾侧角(控制量)剖面，从图中可以看出，本专利给出的参数边界自适应调节算法使得制导算法(即模式a1和a2)相应的大气飞行时间更长，倾侧角上边界更大。同时倾侧角边界为了抑制随机误差可能带来的性能损失，边界值始终在小范围波动。
[0087]
表1四种模式下气动捕获制导的效果对比
[0088][0089]
表1给出了四种模式对应的总入轨速度脉冲和倾侧角跳跃时间的统计结果，从表中可以看出本专利提出的参数边界自适应调节算法使得制导过程所需速度脉冲消耗明显小于固定参数边界下制导算法对应的脉冲消耗，节省的速度脉冲量约为30％。
[0090]
为了分析参数边界自适应调节方法在不同进入角条件下的优势，下面通过蒙特卡洛仿真来给定不同进入角条件下四种模式对应的速度脉冲分布。蒙特卡洛仿真次数n＝3000次，仿真过程中，分别被施加25％的3σ随机误差。制导过程的横程控制同上。图6(a)和图6(b)分别给出了单脉冲气动捕获和双脉冲气动捕获对应的速度脉冲散布图。
[0091]
从图6中可以看出，本专利所提的参数边界自适应调节方法相比于固定参数边界无论对于单脉冲气动捕获还是双脉冲气动捕获在速度脉冲消耗方面有明显提升，最大能节省约30m/s左右的速度脉冲。显著的验证了本专利在气动捕获制导算法性能提升上的优势。
[0092]
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例，用于解释本发明，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。