一种固液火箭发动机的瞬态燃速重构方法

1.本技术涉及航天技术领域，尤其是涉及一种固液火箭发动机的瞬态燃速重构方法。


背景技术：

2.相比于传统的固体和液体火箭发动机，固液火箭发动机具有推力可调节、多次启停、安全可靠、环保、药柱稳定性高等优点，具有较好的经济性，在小型运载火箭、探空火箭、亚轨道飞行器、载人飞船等领域有广阔的应用前景。固液火箭发动机是一般采用液体氧化剂和固体燃料的化学火箭发动机，其通过液体氧化剂喷入燃烧室与固体燃料进行掺混燃烧，药柱受热分解与氧化剂进一步燃烧放热，高温燃烧产物经拉瓦尔喷管加速喷出进而产生推力。由于热试车过程中固液火箭发动机固体燃料的实时燃速目前难以测量，因此能够实现瞬态燃速重构是发动机内弹道研究的关键。
3.固液火箭发动机的固体燃料燃速是表征发动机工作性能的重要指标，其与推进剂配方、氧化剂流率等密切相关，因此有效准确的表征出固体燃料的燃速是试验测量中必要的一步。现有的测量技术有靶线法、声发射法、超声波动态燃速法及起止点平均法，常用的试验燃速测量方法是通过短时间热试车，称量热试车前后药柱质量，求得平均燃速。然而，靶线法和声发射法只能测量某个工作压强下的燃速，而且受燃烧室压力等因素的影响，压强上限较低，从而导致测量的准确率低；而常用的起止点平均法存在测量误差，且不能计算出发动机工作过程中，燃速随时间的变化，测量准确率低。


技术实现要素：

4.有鉴于此，本技术提供了固液火箭发动机瞬态燃速重构方法、装置及电子设备，以解决现有技术存在的固液火箭发动机瞬态燃速测量准确率低的技术问题。
5.本技术实施例提供了一种固液火箭发动机的瞬态燃速重构方法，包括：
6.进入外循环步骤，迭代计算比冲效率，其中，第一次迭代的比冲效率为预设的比冲效率；
7.针对发动机点火热试验的每个采样时刻，进入内循环步骤：根据上一次迭代的氧燃比、实际燃烧室压力和所述比冲效率，基于预先建立的三维插值表计算比冲；根据上一次迭代的氧燃比以及实际氧化剂质量流量计算总质量流量；将比冲和总质量流量相乘得到计算推力，当计算推力和实际推力的差的绝对值小于第一阈值，则内循环步骤结束，该次迭代的氧燃比为所述采样时刻的最佳氧燃比；否则，根据计算推力和实际推力计算本次迭代的氧燃比，增加内循环迭代次数，转入内循环步骤；
8.根据所有采样时刻的最佳氧燃比，计算发动机消耗的总燃料质量；
9.判断发动机消耗的总燃料质量与发动机点火热试验的实际燃料消耗质量的差的绝对值是否不大于第二阈值，如果为是，则外循环步骤结束，该次迭代的比冲效率为最佳比冲效率，否则，增加外循环迭代次数，转入外循环步骤；
10.根据最佳比冲效率下计算出的每个采样时刻的最佳氧燃比，计算得到每个采样时刻的燃速和氧化剂流率；
11.采用最小二乘法，对所有采样时刻的燃速和氧化剂流率进行拟合，得到燃速和氧化剂流率的对应关系。
12.进一步的，所述方法还包括：
13.对固液火箭发动机进行发动机点火热试验；
14.按照固有采集频率采集发动机点火热试验过程的实际氧化剂质量流量、实际燃烧室压力和实际推力；
15.获取发动机点火热试验过程的每个采样时刻的实际氧化剂质量流量、每个采样时刻的实际燃烧室压力和每个采样时刻的实际推力；
16.获取发动机点火热试验结束后的实际燃料消耗质量。
17.进一步的，迭代计算比冲效率，包括：
18.根据第i次外循环迭代得到的发动机消耗的总燃料质量mi和发动机点火热试验的实际燃料消耗质量m
*
，计算第i 1次外循环迭代的比冲效率η
i 1
：
19.η
i 1
＝ηi σ
·
(m
i-m
*
)
20.其中，σ为迭代系数；ηi为第i次外循环迭代的比冲效率。
21.进一步的，对于发动机点火热试验的第一个采样时刻，内循环的第一次迭代的氧燃比为预设的氧燃比；对于发动机点火热试验的第k个采样时刻，内循环的第一次迭代的氧燃比为第k-1个采样时刻的最佳氧燃比，其中，k大于等于2。
22.进一步的，根据上一次迭代的氧燃比以及实际氧化剂质量流量计算总质量流量，包括：
23.将实际氧化剂质量流量除以上一次迭代的氧燃比得到燃料质量流量；
24.将实际氧化剂质量流量和燃料质量流量相加得到总质量流量。
25.进一步的，所述方法还包括：
26.根据推进剂配方，分别确定氧燃比、燃烧室压力及喷管扩张比的取值范围；
27.按照第一取值间隔从氧燃比取值范围中获取多个氧燃比值；
28.按照第二取值间隔从燃烧室压力取值范围中获取多个燃烧室压力值；所述第一取值间隔和第二取值间隔相同；
29.按照第三取值间隔从喷管扩张比取值范围中获取多个喷管扩张比值；
30.将任一个氧燃比值、任一个燃烧室压力值和任一个喷管扩张比值进行组合，得到一组因变量；
31.利用热力计算软件计算所述因变量对应的特征速度及比冲；
32.将所有因变量和对应的特征速度及比冲放入三维插值表。
33.进一步的，根据上一次迭代的氧燃比、实际燃烧室压力和所述比冲效率，基于预先建立的三维插值表计算比冲；包括：
34.利用固液火箭发动机的喷管扩张比值，从三维插值表匹配得到该喷管扩张比值对应的所有数据项，组成子插值表；
35.从子插值表中获取与上一次迭代的氧燃比和实际燃烧室压力最接近的两组数据；
36.利用上一次迭代的氧燃比和两组数据中的氧燃比的比例关系，对两组数据中的比
冲进行插值，得到理论比冲；
37.将理论比冲与所述比冲效率相乘，得到实际比冲。
38.进一步的，根据计算推力和实际推力计算本次迭代的氧燃比，包括：
39.在氧燃比的取值范围内，通过约束非线性多变量函数获取使计算推力和实际推力差值最小的氧燃比，作为本次迭代的氧燃比。
40.进一步的，根据所有采样时刻的最佳氧燃比，计算发动机消耗的总燃料质量；包括：
41.将每个采样时刻的实际氧化剂质量流量除以相同采样时刻的最佳氧燃比，得到每个采样时刻的燃料质量流量；
42.在采样时间区间对燃料质量流量进行积分，得到发动机消耗的总燃料质量。
43.进一步的，根据最佳比冲效率下计算出的每个采样时刻的最佳氧燃比，计算得到每个采样时刻的燃速和氧化剂流率；包括：
44.对于每个采样时刻，氧化剂流率g0为：
[0045][0046]
其中，为实际氧化剂质量流量，a
p
为通道面积；
[0047]
将每个采样时刻的实际氧化剂质量流量除以最佳比冲效率下计算出的每个采样时刻的最佳氧燃比，得到每个采样时刻的燃料质量流量
[0048]
对于每个采样时刻，燃速为：
[0049][0050]
其中，ab为燃烧线长，ρf为燃料密度。
[0051]
本技术提高了发动机点火热试验的实时瞬态燃速表征精度，降低了试验成本。
附图说明
[0052]
为了更清楚地说明本技术具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本技术的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0053]
图1为本技术实施例提供的固液火箭发动机的瞬态燃速重构方法的整体思路示意图；
[0054]
图2为本技术实施例提供的固液火箭发动机的瞬态燃速重构方法的流程图；
[0055]
图3为本技术实施例提供的固液火箭发动机的瞬态燃速重构装置的功能结构图；
[0056]
图4为本技术实施例提供的电子设备的结构图。
具体实施方式
[0057]
为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例
中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本技术实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
[0058]
因此，以下对在附图中提供的本技术的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本技术的范围，而是仅仅表示本技术的选定实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
[0059]
首先对本技术实施例的设计思想进行简单介绍。
[0060]
固液火箭发动机的固体燃料燃速是表征发动机工作性能的重要指标，其与推进剂配方、氧化剂流率等密切相关，因此有效准确的表征出固体燃料的燃速是试验测量中的必要过程。现有的测量技术有靶线法、声发射法、超声波动态燃速法及起止点平均法，常用的试验燃速测量方法是通过短时间热试车，称量热试车前后药柱质量，求得平均燃速。然而，靶线法和声发射法只能测量某个工作压强下的燃速，而且受燃烧室压力等因素的影响，压强上限较低，从而导致测量的准确率低；而常用的起止点平均法存在测量误差，且不能计算出发动机工作过程中，燃速随时间的变化，测量准确率低。
[0061]
为解决上述技术问题，本技术采用零维内弹道计算，将发动机内部参数看作平均值，主要解决燃烧室压强随时间的变化规律，对零维内弹道建立如下假设：
[0062]
(1)燃气在燃烧室内的流速很小，燃烧室内压强分布处处相等；
[0063]
(2)推进剂在发动机前、后燃室以及药柱通道内燃烧完全，且反应温度不变；
[0064]
(3)燃烧产物可看作是完全气体，且符合完全气体状态方程。
[0065]
燃烧室压力计算可根据质量守恒方程和气体状态方程进行推导。依据质量守恒原则，燃烧室内的燃气生成率可分为流出喷管的质量流量和燃烧室内的燃气增长率两部分：
[0066][0067]
其中：
[0068][0069][0070][0071]
式中，ρc为燃气密度；ρf为燃料密度；cd为流率系数；vc为燃烧室充气容积；c
*
为推进剂的特征速度；为固体燃料燃速；a
t
为喷管喉部截面积；ab为燃烧面积；为燃料质量流量；为氧化剂质量流量；pc为燃烧室压力；
[0072]
燃烧室内燃气的增长率也由两部分组成，一是燃气密度的增加，二是燃烧室充气容积的增加，即固体燃料消耗所产生的体积：
[0073][0074]
质量守恒方程可写为
[0075][0076]
联立气体状态方程
[0077]
pc＝ρcrtc[0078]
推导整理得
[0079][0080]
其中略去后得
[0081][0082]
式中，γ为比热比k的函数，求解上式即可得到燃烧室压力随时间的变化关系。
[0083]
采用瞬时平衡压强理论计算，可认为从而
[0084][0085]
本技术实施例中的固液火箭发动机，通常认为燃料燃速只与氧化剂流量go相关，与燃烧室压力无关，燃速公式为
[0086][0087]
式中，a为指前因子，n为氧化剂流率指数，均为常数，a
p
为通道面积；
[0088]
发动机工作过程中的特征速度和比冲是室压和氧燃比的函数，由热力计算得到
[0089][0090]
最终，发动机推力f计算为
[0091][0092]
式中，is为比冲。
[0093]
燃速是影响固液火箭发动机性能的重要参数，进行发动机试验是燃速研究的重要手段，由于固液火箭发动机的燃烧属于扩散燃烧，燃烧过程由扩散过程控制而非化学动力学控制。与固体火箭发动机不同的是，固液火箭发动机的燃速受燃烧室压力影响较小。在多种影响因素中，对于给定的推进剂配方，通常认为流率对燃速的影响占主导作用，燃速的大小与流率的指数次方成正比，其中流率可取为氧化剂流率go或总流率g
tot
。因此燃速公式可以分别表示为：
[0094][0095][0096]
其中a和n为常数，对于不同的推进剂组合值不同。
[0097]
燃速公式是发动机装药设计和内弹道计算的重要参数。燃速试验研究中通常采用缩比发动机进行短时间试验，获得不同氧化剂流率下的平均燃速，然后通过拟合得到常数a和n。但对于发动机长时间工作状态或瞬态过程影响较大的试验中，平均燃速及平均流率拟合燃速公式的方式将不再准确，因此本技术提出一种瞬态燃速重构计算方法，进而拟合更精确的燃速公式。
[0098]
进行燃速重构前，先给出几个定义：
[0099]
(1)发动机工作时间ta：从燃烧室压力上升至发动机工作稳定压力的10％时刻t
ai
，到关机后燃烧室压力下降至发动机工作稳定压力的10％时刻t
at
之间的时间间隔。
[0100]
(2)发动机燃烧时间tb：从燃烧室压力上升至发动机工作稳定压力的10％时刻t
bi
，到关机后燃烧室压力下降至发动机工作稳定压力的90％时刻t
bt
之间的时间间隔。
[0101]
(3)发动机稳定工作时间ts：从发动机点火压力峰消失，燃烧室压力平稳后发动机进入稳定工作段的起始时刻t
si
，到氧化剂主阀关闭时刻t
st
之间的时间间隔。稳定工作时间是去除点火过程和关机后吹除过程影响后的压力平稳段时间。
[0102]
发动机工作过程中实际消耗的质量mf可通过试验前后测量药柱质量得到。然而，由于燃料消耗的非均匀性，各阶段的燃料消耗并非与实践呈线性关系。试验的燃烧室压力与工作过程的总推进剂流量成正相关，因此可以近似认为燃烧室压力曲线也反映了燃料的消耗速率。这样在稳定工作时间ts内的燃料消耗m
fs
可以通过燃烧室压力曲线积分得到：
[0103][0104]
相应的，在发动机点火阶段的燃料消耗m
fsi
及关机阶段的燃料消耗m
fst
分别为
[0105][0106][0107]
显然，
[0108]
mf＝m
fsi
m
fs
m
fst
[0109]
因此，程序运行过程中，求解发动机稳定段的燃料消耗质量，程序中的实际消耗质量为m
*
＝m
fs
。
[0110]
根据固液火箭发动机地面热试车试验情况，对其试验数据进行后处理，对发动机稳定工作段燃速进行重构计算，如图1所示：
[0111]
首先，选择固体装药药形及常用的推进剂配方；获取试验过程中测得的稳定段的氧化剂质量流量推力f
*
和燃烧室压力计算稳定段燃烧过程燃料实际消耗质量m
*
，获取药形参数、喷管扩张比ε、喷管喉径d
t
、数据频率和预紧力等参数，并将随时间变化的处理好的氧化剂流量、推力、室压和燃料实际消耗质量保存在指定文件中；
[0112]
然后，对地面发动机热试车后的试验数据进行处理，根据实测的发动机推力、燃烧室压力和氧化剂质量流量，以及发动机工作前后烧去的固体燃料质量，迭代出每一时刻的真实氧燃比；
[0113]
最后，根据内弹道算出的理论燃料烧去质量，与真实燃料烧去质量比较，将发动机比冲效率迭代收敛，从而重构出发动机工作全程的瞬态燃速，从而计算平均比冲、平均燃速、燃去肉厚及比冲效率。
[0114]
根据时间步长的划分及地面测控系统的采集频率，可以将实时燃速重构精度提高。进而对固液火箭发动机的内弹道研究提供重要依据，对固液火箭发动机燃速公式的拟合提供保障。
[0115]
与传统的测量方式相比，本技术可以根据地面发动机热试车试验实测参数，实现高精度实时燃速的重构。也就是说，实时燃速测量难度大，但可以通过现有能够测准的参数，将燃速反算出来。降低了试验测量的成本和难度，并提高了实时瞬态燃速表征精度。
[0116]
传统的固液火箭发动机燃速拟合方法，为进行多次热试车，通过求解每一次的起止点平均燃速及工作过程的平均氧化剂流率，对燃速公式进行拟合。这种方法不仅拟合精度低，而且试验成本高。本技术由于可以实现单次发动机热试车的实时燃速重构，因此可以根据一次热试车试验数据，拟合出精度较高的燃速公式。降低了试验成本，提高了拟合精度。
[0117]
本技术根据固液火箭发动机地面热试车试验数据，对发动机工作过程的实际瞬态燃速进行重构，与传统的多次热试起止点平均法燃速重构手段相比，可以重构出发动机工作过程中，瞬态燃速变化，可以实现通过一次热试结果，拟合燃速公式，降低了试验成本，提高了拟合精度。通过发动机热试常见的采集参数，可以实现瞬态燃速高精度重构，降低了试验测量成本和难度。
[0118]
在介绍了本技术实施例的应用场景和设计思想之后，下面对本技术实施例提供的技术方案进行说明。
[0119]
如图1所示，本技术实施例提供了一种固液火箭发动机的瞬态燃速重构方法，包括：
[0120]
步骤101：进入外循环步骤，迭代计算比冲效率，其中，第一次迭代的比冲效率为预设的比冲效率；
[0121]
在本实施例中，首先对固液火箭发动机进行发动机点火热试验；
[0122]
然后按照固有采集频率采集(2000hz)发动机点火热试验过程的实际氧化剂质量流量实际燃烧室压力和实际推力f
*
；按照一定频率(如10hz，可以减少计算量)，获取发动机点火热试验过程的每个采样时刻的实际氧化剂质量流量、每个采样时刻的实际燃
烧室压力和每个采样时刻的实际推力；最后获取发动机点火热试验结束后的实际燃料消耗质量m
*
。
[0123]
获取药形参数、喷管扩张比ε、喷管喉径d
t
、数据频率和预紧力等参数，并将随时间变化的处理好的氧化剂流量、推力、室压和燃料实际消耗质量保存在指定文件中。
[0124]
该步骤具体为：
[0125]
根据第i次外循环迭代得到的发动机消耗的总燃料质量mi和发动机点火热试验的实际燃料消耗质量m
*
，计算第i 1次外循环迭代的比冲效率η
i 1
：
[0126]
η
i 1
＝ηi σ
·
(m
i-m
*
)
[0127]
其中，σ为迭代系数，一般取0.1；ηi为第i次外循环迭代的比冲效率，η1为一个预先取定的比冲效率值。
[0128]
步骤102：针对发动机点火热试验的每个采样时刻，进入内循环步骤：根据上一次迭代的氧燃比、实际燃烧室压力和所述比冲效率，基于预先建立的三维插值表计算比冲；根据上一次迭代的氧燃比以及实际氧化剂质量流量计算总质量流量；将比冲和总质量流量相乘得到计算推力，当计算推力和实际推力的差的绝对值小于第一阈值，则内循环步骤结束，该次迭代的氧燃比为所述采样时刻的最佳氧燃比；否则，根据计算推力和实际推力计算本次迭代的氧燃比，增加内循环迭代次数，转入内循环步骤；
[0129]
在本实施例中，对于每个采样时刻，都需要利用内循环步骤迭代计算出最佳氧燃比。其中，对于发动机点火热试验的第一个采样时刻，内循环的第一次迭代的氧燃比为预设的氧燃比；对于发动机点火热试验的第k个采样时刻，内循环的第一次迭代的氧燃比为第k-1个采样时刻的最佳氧燃比，其中，k大于等于2。
[0130]
在本实施例中，根据上一次迭代的氧燃比以及实际氧化剂质量流量计算总质量流量，包括：
[0131]
将实际氧化剂质量流量除以上一次迭代的氧燃比得到燃料质量流量；
[0132]
将实际氧化剂质量流量和燃料质量流量相加得到总质量流量。
[0133]
在本实施例中，三维插值表的构建过程为：
[0134]
根据推进剂配方，分别确定氧燃比、燃烧室压力及喷管扩张比的取值范围；
[0135]
按照第一取值间隔从氧燃比取值范围中获取多个氧燃比值；
[0136]
按照第二取值间隔从燃烧室压力取值范围中获取多个燃烧室压力值；第二取值间隔和第一取值间隔相同。
[0137]
按照第三取值间隔从喷管扩张比取值范围中获取多个喷管扩张比值；
[0138]
将任一个氧燃比值、任一个燃烧室压力值和任一个喷管扩张比值进行组合，得到一组因变量；
[0139]
利用热力计算软件计算所述因变量对应的特征速度及比冲；
[0140]
将所有因变量和对应的特征速度及比冲放入三维插值表。
[0141]
例如：设定氧燃比变化范围0.4-10，间隔0.2；设定燃烧室压力0.4-6mpa，间隔0.2mpa；设定喷管扩张比2-8，间隔1。对三个自变量的设定值的不同组合进行理论值的求解，从而得到三个自变量不同组合下的比冲及特征速度，形成三维插值表。
[0142]
基于构建的三维插值表，根据上一次迭代的氧燃比、实际燃烧室压力和所述比冲效率，计算比冲；包括：
[0143]
利用固液火箭发动机的喷管扩张比值，从三维插值表匹配得到该喷管扩张比值对应的所有数据项，组成子插值表；
[0144]
从子插值表中获取与上一次迭代的氧燃比和实际燃烧室压力最接近的两组数据，利用上一次迭代的氧燃比和两组数据中的氧燃比的比例关系，对两组数据中的比冲进行插值，得到理论比冲；
[0145]
将理论比冲与所述比冲效率相乘，得到实际比冲。
[0146]
在本实施例中，根据计算推力和实际推力计算本次迭代的氧燃比，包括：
[0147]
在氧燃比的取值范围内，通过约束非线性多变量函数获取使计算推力和实际推力差值最小的氧燃比，作为本次迭代的氧燃比。
[0148]
步骤103：根据所有采样时刻的最佳氧燃比，计算发动机消耗的总燃料质量；
[0149]
该步骤的具体实现过程包括：
[0150]
将每个采样时刻的实际氧化剂质量流量除以相同采样时刻的最佳氧燃比，得到每个采样时刻的燃料质量流量；
[0151]
在采样时间区间对燃料质量流量进行积分，得到发动机消耗的总燃料质量。
[0152]
步骤104：判断发动机消耗的总燃料质量与发动机点火热试验的实际燃料消耗质量的差的绝对值是否不大于第二阈值，如果为是，则外循环步骤结束，该次迭代的比冲效率为最佳比冲效率，否则，增加外循环迭代次数，转入外循环步骤；
[0153]
优选的，第二阈值取值为0.0001。
[0154]
步骤105：根据最佳比冲效率下计算出的每个采样时刻的最佳氧燃比，计算得到每个采样时刻的燃速和氧化剂流率；
[0155]
其中，对于每个采样时刻，氧化剂流率g0为：
[0156][0157]
其中，为实际氧化剂质量流量，a
p
为通道面积；
[0158]
将每个采样时刻的实际氧化剂质量流量除以最佳比冲效率下计算出的每个采样时刻的最佳氧燃比，得到每个采样时刻的燃料质量流量
[0159]
对于每个采样时刻，燃速为：
[0160][0161]
其中，ab为燃烧线长，ρf为燃料密度。
[0162]
步骤106：采用最小二乘法，对所有采样时刻的燃速和氧化剂流率进行拟合，得到燃速和氧化剂流率的对应关系。
[0163]
此外，还可以计算出：平均比冲、平均燃速、燃去肉厚、比冲效率燃速公式、曲线以及拟合精度等参数。
[0164]
基于上述实施例，本技术实施例提供了固液火箭发动机瞬态燃速重构装置，参阅图3所示，本技术实施例提供的固液火箭发动机瞬态燃速重构装置200至少包括：
[0165]
外循环单元201，用于进入外循环步骤，迭代计算比冲效率，其中，第一次迭代的比
disks，raid)子系统、磁带驱动器以及数据备份存储子系统等。
[0175]
需要说明的是，图4所示的电子设备300仅仅是一个示例，不应对本技术实施例的功能和使用范围带来任何限制。
[0176]
本技术实施例还提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质存储有计算机指令，该计算机指令被处理器执行时实现本技术实施例提供的固液火箭发动机瞬态燃速重构方法。
[0177]
此外，尽管在附图中以特定顺序描述了本技术方法的操作，但是，这并非要求或者暗示必须按照该特定顺序来执行这些操作，或是必须执行全部所示的操作才能实现期望的结果。附加地或备选地，可以省略某些步骤，将多个步骤合并为一个步骤执行，和/或将一个步骤分解为多个步骤执行。
[0178]
尽管已描述了本技术的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本技术范围的所有变更和修改。
[0179]
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本技术的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本技术进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本技术各实施例技术方案的范围。