1.本发明涉及一种模块化鸭式布局的垂直起降固定翼无人机，属于无人机技术领域。
背景技术：
2.垂直起降固定翼无人机融合了多旋翼与固定翼的优势，具有大载重、长航时、速度快和可垂直起降的优点，垂直起降无人机目前在无人机领域得到了广泛应用；传统的垂直起降固定翼无人机存在以下问题：1、采用单翼布局，升阻比较低，在气动效率上还有待提升；2、体积较大和一体化设计，不便于运输使用且结构不可拆装；3、垂直起降旋翼系统通常采用四旋翼布局，抗强风干扰能力差，飞机可靠性较差；4、固定翼尺寸较大，对起降场地的面积要求大；5、通常采用纯电动力系统，受到锂电池能量密度限制，航程和航时不长；同时，为提高航时性能，增加飞机的滞空能力，现代无人机多采用大展弦比机翼，大展长机翼对无人机起降场地的空间大小提出了更高的要求，有时甚至无法在特定的场地中完成起降，而且，柔性大展长机翼在地面搬运过程中，由于路面颠簸，会造成机翼结构的疲劳问题，可能缩短机翼结构的使用寿命，在地面停放或待机状态下，也需要更大的停放机位或者库房空间。
技术实现要素：
3.本发明的目的是针对现有技术中存在的上述问题，提供了一种模块化鸭式布局的垂直起降固定翼无人机，采用前置鸭式机翼布局，提高无人机升阻比和气动效率，使无人机具有较好的机动性；而且采用模组化设计，不仅实现了无人机整体可拆卸性，同时实现无人机各模块的可更换性，便于日常维护、收纳与运输；本发明无人机的固定翼机翼可以折叠或展开，减小了对起降场地的面积要求，可在场地较小的地面或甲板进行垂直起降；抗强风干扰能力强，并且还提高了垂直起降固定翼无人机的航程和航时。
4.为了实现上述目标，本发明采用如下的技术方案：一种模块化鸭式布局的垂直起降固定翼无人机，包括机身、机头和机翼，所述机翼包括中翼段，在中翼段的两端分别连接有外翼段，靠近机身后端的机身底部与中翼段的顶部中心位置连接，所述中翼段与外翼段的连接处设置有翼体驱动机构，所述翼体驱动机构用于驱动外翼段折叠或展开；在所述机身的后端端部设置有尾推发动机，在尾推发动机的输出轴上安装有尾推螺旋桨；所述机头安装在机身的前端，在机头的两侧分别设置有鸭翼，在机身两侧分别设置有垂起杆，所述垂起杆的前端与鸭翼连接，靠近垂起杆后端的垂起杆顶部与中翼段连接，在两个垂起杆上对称设置有多个旋翼动力系统；靠近垂起杆后端的垂起杆底部连接有垂尾，靠近垂起杆前端的垂起杆底部连接有起落架。
5.作为本发明的进一步优选，在每个垂起杆的顶部设置有三个旋翼动力系统，其中
两个旋翼动力系统设置在中翼段与鸭翼之间的垂起杆顶部，另外一个旋翼动力系统设置在垂起杆后端的顶部；在机身两侧垂起杆上一共设置六个旋翼动力系统，两个垂起杆上设置的旋翼动力系统相互对称布置，机翼和垂起杆与机身采用托举式结构，提高结构可靠性；本发明无人机的旋翼机构布局采用六旋翼机构的布局方式，相对于传统的四旋翼机构布局，六旋翼机构的布局方式使无人机在强风条件下稳定性更强，在某个旋翼动力系统故障时依然可以正常降落，大大提高了无人机的可靠性。
6.作为本发明的进一步优选，所述旋翼动力系统是电动旋翼动力系统，所述尾推发动机是燃油式尾推发动机，所述机身内部设置有油箱和用于供电的电池组，所述机身的顶部设置有油箱盖；本发明无人机的动力系统采用油电混合动力，在不同飞行状态下采用不同的动力系统，垂直起降过程中采用电动旋翼动力系统，固定翼巡航飞行过程中采用燃油式尾推发动机动力系统，从而大大提高垂直起降固定翼无人机的航程和航时。
7.作为本发明的进一步优选，在中翼段上设置有沿中翼段厚度方向贯穿中翼段的多个通孔一，在机身底部设置有与多个通孔一对应配合的多个通孔二，机身与中翼段之间通过在对应的通孔二与通孔一中穿设螺栓螺母组件进行可拆卸连接；与多个通孔二对应的机身顶部设置有后机身盖；打开机身顶部的后机身盖，即可对螺栓螺母组件进行操作，从而实现对机身和中翼段进行快速拆装。
8.作为本发明的进一步优选，中翼段主梁与中翼段副梁的外侧面分别设置有中翼金属件，垂起杆顶部设置有与两个中翼金属件对应配合的自锁螺母，中翼金属件与自锁螺母之间通过螺栓可拆卸连接；与中翼金属件对应的中翼段顶部蒙皮上设置有供螺栓穿过的开孔；实现对中翼段和垂起杆之间进行快速拆装。
9.作为本发明的进一步优选，所述鸭翼远离机头的一端设置有套筒，在垂起杆的前端设置有碳管，所述垂起杆的前端碳管插入鸭翼的套筒中并通过若干个螺钉与鸭翼可拆卸连接；实现对垂起杆和鸭翼之间进行快速拆装；所述机身的前端端面设置有机身端板，在靠近机身前端的机身顶部设置有前机身盖，所述机头与机身的连接端设置有机头端板，所述机身端板与机头端板之间通过若干个螺钉可拆卸连接；打开机身顶部的前机身盖，即可对用于连接机身端板与机头端板的若干个螺钉进行操作，从而实现机身和机头之间进行快速拆装；鸭翼与机头采用一体式成型结构。
10.作为本发明的进一步优选，所述垂尾和起落架分别通过若干个螺钉与垂起杆可拆卸连接，在垂尾和起落架的底端分别设置有橡胶垫；便于垂尾和起落架与垂起杆之间进行快速拆装，而且两个垂尾可作为起落架使用，避免了单独布置起落架的额外重量和空气阻力。
11.作为本发明的进一步优选，所述翼体驱动机构包括主动旋转机构和从动旋转机构，所述主动旋转机构包括主梁中翼耳片和主梁外翼耳片，所述主梁中翼耳片安装在中翼段主梁的内侧面，所述主梁外翼耳片安装在外翼段主梁的内侧面，所述主梁外翼耳片与主梁中翼耳片的顶部通过铰链转动连接，在主梁中翼耳片的底部设置有弧形滑动限位孔，在主梁中翼耳片与主梁外翼耳片之间设置直线舵机，所述直线舵机的尾端与主梁外翼耳片的顶部转动连接，所述直线舵机的执行杆端部滑动连接在滑动限位孔中；所述从动旋转机构包括副梁中翼耳片和副梁外翼耳片，所述副梁中翼耳片安装在中翼段副梁的内侧面，所述副梁外翼耳片安装在外翼段副梁的内侧面，所述副梁外翼耳片与副梁中翼耳片的顶部通过
铰链转动连接。
12.在外翼段展开状态下，直线舵机的执行杆端部处于滑动限位孔的弧形限位行程初始位置，直线舵机的执行杆外露长度处于最短状态；当需要外翼段折叠时，直线舵机驱动执行杆伸长，随着直线舵机的执行杆逐渐伸长，外翼段受到直线舵机尾端的推力开始向上翻转折叠，直线舵机的执行杆端部沿滑动限位孔的弧形限位行程滑动，当直线舵机的执行杆伸出的外露长度达到最长状态时，外翼段向上翻转折叠的角度达到最大值，此时，直线舵机的执行杆端部从滑动限位孔的弧形限位行程初始位置滑动到滑动限位孔的弧形限位行程终止位置，使外翼段处于折叠状态；垂直起降固定翼无人机机翼的外翼段在折叠状态下进行停放，可以减小无人机所需要的机位大小或仓库空间；而且，减缓机翼结构在地面搬运过程中的疲劳问题，延长使用寿命，便于机翼结构及邻近部件的拆解和安装；垂直起降固定翼无人机机翼的外翼段在折叠状态下进行起飞和降落过程中，可以实现在起降场地空间不足的条件下正常起飞和降落，更容易实现舰载机的相关几何指标要求；使垂直起降固定翼无人机具备更大的展弦比，在提高航时性能的同时，满足机场相关限制要求。
13.作为本发明的进一步优选，所述主梁中翼耳片朝向主梁外翼耳片的端部具有两个侧壁，所述主梁外翼耳片通过铰链转动连接在主梁中翼耳片顶部的两个侧壁之间，在主梁中翼耳片底部的两个侧壁上分别设置有相互对应的弧形滑动限位孔，所述直线舵机的执行杆端部位于两个侧壁之间并滑动连接在两个滑动限位孔中；用以提高直线舵机的执行杆端部在滑动限位孔中的滑动连接效果，保证主梁中翼耳片的结构受力均匀性。
14.作为本发明的进一步优选，所述直线舵机的执行杆端部具有一个管体，所述管体的轴线垂直于执行杆的轴线，所述管体位于两个侧壁的滑动限位孔之间且长度小于两个侧壁之间的距离，在两个侧壁的滑动限位孔中滑动设置有转轴，所述转轴在直线舵机执行杆端部的管体中活动穿过，所述转轴的一端具有限位片，所述转轴的另一端端面上设置有螺纹孔，在螺纹孔中螺纹连接限位螺栓，并在限位螺栓的螺杆上活动套接锁定片，所述限位片和锁定片分别位于主梁中翼耳片两个侧壁的外侧面；使直线舵机的执行杆端部通过转轴滑动连接在滑动限位孔中，当转轴出现磨损时，可以及时对转轴进行更换，用以保证直线舵机的正常工作，同时，还可以在日常维护时使直线舵机的执行杆端部从两个侧壁之间脱离。
15.本发明的有益之处在于：采用前置鸭式机翼布局，提高无人机升阻比和气动效率，使无人机具有较好的机动性；而且采用模组化设计，不仅实现了无人机整体可拆卸性，同时实现无人机各模块的可更换性，便于日常维护、收纳与运输；在机身两侧垂起杆上一共设置六个旋翼动力系统，两个垂起杆上设置的旋翼动力系统相互对称布置，机翼和垂起杆与机身采用托举式结构，提高结构可靠性；本发明无人机的旋翼机构布局采用六旋翼机构的布局方式，相对于传统的四旋翼机构布局，六旋翼机构的布局方式使无人机在强风条件下稳定性更强，在某个旋翼动力系统故障时依然可以正常降落，大大提高了无人机的可靠性，抗强风干扰能力强；本发明无人机的动力系统采用油电混合动力，在不同飞行状态下采用不同的动力系统，垂直起降过程中采用电动旋翼动力系统，固定翼巡航飞行过程中采用燃油式尾推发动机动力系统，从而大大提高垂直起降固定翼无人机的航程和航时；本发明无人机的固定翼机翼可以折叠或展开，减小了对起降场地的面积要求，可在场地较小的地面或甲板进行垂直起降；本发明垂直起降固定翼无人机机翼的外翼段在折叠状态下进行停放，可以减小无人机所需要
的机位大小或仓库空间；而且，减缓机翼结构在地面搬运过程中的疲劳问题，延长使用寿命，便于机翼结构及邻近部件的拆解和安装；垂直起降固定翼无人机机翼的外翼段在折叠状态下进行起飞和降落过程中，可以实现在起降场地空间不足的条件下正常起飞和降落，更容易实现舰载机的相关几何指标要求；使垂直起降固定翼无人机具备更大的展弦比，在提高航时性能的同时，满足机场相关限制要求。
附图说明
16.图1是本发明机翼外翼段在展开状态时的整体结构示意图；图2是本发明分解结构示意图；图3是本发明机翼外翼段在折叠状态时的整体结构示意图一；图4是本发明机翼外翼段在折叠状态时的整体结构示意图二；图5是本发明机翼中翼段与机身的连接结构示意图；图6是本发明翼体驱动机构驱动外翼段在展开时的结构示意图一；图7是本发明翼体驱动机构驱动外翼段在展开时的结构示意图二；图8是本发明翼体驱动机构驱动外翼段在折叠时的结构示意图一；图9是本发明翼体驱动机构驱动外翼段在折叠时的结构示意图二；图10是本发明中翼段与外翼段的连接处结构示意图；图11是本发明直线舵机的执行杆端部通过转轴滑动连接在滑动限位孔中时的剖面结构示意图；图中附图标记的含义：1-机身，2-机头，3-中翼段，4-外翼段，5-尾推发动机，6-尾推螺旋桨，7-鸭翼，8-垂起杆，9-旋翼动力系统，10-垂尾，11-通孔一，12-通孔二，13-螺栓螺母组件，14-起落架，15-油箱盖，16-后机身盖，17-中翼段主梁，18-中翼段副梁，19-中翼金属件，20-自锁螺母，21-螺栓，22-套筒，23-碳管，25-前机身盖，26-橡胶垫，27-外翼段主梁，28-外翼段副梁，29-铰链，30-滑动限位孔，31-主梁中翼耳片，32-主梁外翼耳片，33-直线舵机，34-执行杆，35-管体，36-转轴，37-限位片，38-限位螺栓，39-锁定片，41-副梁中翼耳片，42-副梁外翼耳片。
具体实施方式
17.以下结合附图和具体实施例对本发明作具体的介绍。
18.如图1-10所示，本实施例是一种模块化鸭式布局的垂直起降固定翼无人机，包括机身1、机头2和机翼，机翼包括中翼段3，在中翼段3的两端分别连接有外翼段4，靠近机身1后端的机身1底部与中翼段3的顶部中心位置连接，中翼段3与外翼段4的连接处设置有翼体驱动机构，翼体驱动机构用于驱动外翼段4折叠或展开；在机身1的后端端部设置有尾推发动机5，在尾推发动机5的输出轴上安装有尾推螺旋桨6；机头2安装在机身1的前端，在机头2的两侧分别设置有鸭翼7，在机身1两侧分别设置有垂起杆8，垂起杆8的前端与鸭翼7连接，靠近垂起杆8后端的垂起杆8顶部与中翼段3连接，在两个垂起杆8上对称设置有多个旋翼动力系统9；靠近垂起杆8后端的垂起杆8底部连接有垂尾10，靠近垂起杆8前端的垂起杆8底部连接有起落架14。
19.本实施例在每个垂起杆8的顶部设置有三个旋翼动力系统9，其中两个旋翼动力系
统9设置在中翼段3与鸭翼7之间的垂起杆8顶部，另外一个旋翼动力系统9设置在垂起杆8后端的顶部；在机身1两侧垂起杆8上一共设置六个旋翼动力系统9，两个垂起杆8上设置的旋翼动力系统9相互对称布置，机翼和垂起杆8与机身1采用托举式结构，提高结构可靠性；本实施例无人机的旋翼机构布局采用六旋翼机构的布局方式，相对于传统的四旋翼机构布局，六旋翼机构的布局方式使无人机在强风条件下稳定性更强，在某个旋翼动力系统9故障时依然可以正常降落，大大提高了无人机的可靠性。
20.本实施例中，旋翼动力系统9是电动旋翼动力系统，尾推发动机5是燃油式尾推发动机，机身1内部设置有油箱和用于供电的电池组，机身1的顶部设置有油箱盖15；本实施例无人机的动力系统采用油电混合动力，在不同飞行状态下采用不同的动力系统，垂直起降过程中采用电动旋翼动力系统，固定翼巡航飞行过程中采用燃油式尾推发动机动力系统，从而大大提高垂直起降固定翼无人机的航程和航时。
21.本实施例在中翼段3上设置有沿中翼段3厚度方向贯穿中翼段3的多个通孔一11，在机身1底部设置有与多个通孔一11对应配合的多个通孔二12，机身1与中翼段3之间通过在对应的通孔二12与通孔一11中穿设螺栓螺母组件13进行可拆卸连接；与多个通孔二12对应的机身1顶部设置有后机身盖16；打开机身1顶部的后机身盖16，即可对螺栓螺母组件13进行操作，从而实现对机身1和中翼段3进行快速拆装；在实际应用时，还可以在中翼段3的内部嵌入设置中翼金属加强框，在中翼金属加强框上设置通孔一11，与中翼金属加强框对应的机身1内部嵌入设置机身金属加强件，在机身金属加强件上设置通孔二12，用以提高两者之间的连接结构强度。
22.本实施例中，中翼段主梁17与中翼段副梁18的外侧面分别设置有中翼金属件19，垂起杆8顶部设置有与两个中翼金属件19对应配合的自锁螺母20，中翼金属件19与自锁螺母20之间通过螺栓21可拆卸连接；与中翼金属件19对应的中翼段3顶部蒙皮上设置有供螺栓21穿过的开孔；实现对中翼段3和垂起杆8之间进行快速拆装。
23.本实施例中，鸭翼7远离机头2的一端设置有套筒22，在垂起杆8的前端设置有碳管23，垂起杆8的前端碳管23插入鸭翼7的套筒22中并通过若干个螺钉与鸭翼7可拆卸连接；实现对垂起杆8和鸭翼7之间进行快速拆装；机身1的前端端面设置有机身端板，在靠近机身1前端的机身1顶部设置有前机身盖25，机头2与机身1的连接端设置有机头端板，机身端板与机头端板之间通过若干个螺钉可拆卸连接；打开机身1顶部的前机身盖25，即可对用于连接机身端板与机头端板的若干个螺钉进行操作，从而实现机身1和机头2之间进行快速拆装；本实施例中鸭翼7与机头2采用一体式成型结构。
24.本实施例中，垂尾10和起落架14分别通过若干个螺钉与垂起杆8可拆卸连接，在垂尾10和起落架14的底端分别设置有橡胶垫26；便于垂尾10和起落架14与垂起杆8之间进行快速拆装，而且两个垂尾10可作为起落架14使用，避免了单独布置起落架14的额外重量和空气阻力。
25.本实施例中，翼体驱动机构包括主动旋转机构和从动旋转机构，主动旋转机构包括主梁中翼耳片31和主梁外翼耳片32，主梁中翼耳片31安装在中翼段主梁17的内侧面，主梁外翼耳片32安装在外翼段主梁27的内侧面，主梁外翼耳片32与主梁中翼耳片31的顶部通过铰链29转动连接，在主梁中翼耳片31的底部设置有弧形滑动限位孔30，在主梁中翼耳片31与主梁外翼耳片32之间设置直线舵机33，直线舵机33的尾端与主梁外翼耳片32的顶部转
动连接，直线舵机33的执行杆34端部滑动连接在滑动限位孔30中；从动旋转机构包括副梁中翼耳片41和副梁外翼耳片42，副梁中翼耳片41安装在中翼段副梁18的内侧面，副梁外翼耳片42安装在外翼段副梁28的内侧面，副梁外翼耳片42与副梁中翼耳片41的顶部通过铰链29转动连接。
26.在外翼段4展开状态下，直线舵机33的执行杆34端部处于滑动限位孔30的弧形限位行程初始位置，直线舵机33的执行杆34外露长度处于最短状态；当需要外翼段4折叠时，直线舵机33驱动执行杆34伸长，随着直线舵机33的执行杆34逐渐伸长，外翼段4受到直线舵机33尾端的推力开始向上翻转折叠，直线舵机33的执行杆34端部沿滑动限位孔30的弧形限位行程滑动，当直线舵机33的执行杆34伸出的外露长度达到最长状态时，外翼段4向上翻转折叠的角度达到最大值，此时，直线舵机33的执行杆34端部从滑动限位孔30的弧形限位行程初始位置滑动到滑动限位孔30的弧形限位行程终止位置，使外翼段4处于折叠状态；垂直起降固定翼无人机机翼的外翼段4在折叠状态下进行停放，可以减小无人机所需要的机位大小或仓库空间；而且，减缓机翼结构在地面搬运过程中的疲劳问题，延长使用寿命，便于机翼结构及邻近部件的拆解和安装；垂直起降固定翼无人机机翼的外翼段4在折叠状态下进行起飞和降落过程中，可以实现在起降场地空间不足的条件下正常起飞和降落，更容易实现舰载机的相关几何指标要求；使垂直起降固定翼无人机具备更大的展弦比，在提高航时性能的同时，满足机场相关限制要求。
27.本实施例中，主梁中翼耳片31朝向主梁外翼耳片32的端部具有两个侧壁，主梁外翼耳片32通过铰链29转动连接在主梁中翼耳片31顶部的两个侧壁之间，在主梁中翼耳片31底部的两个侧壁上分别设置有相互对应的弧形滑动限位孔30，直线舵机33的执行杆34端部位于两个侧壁之间并滑动连接在两个滑动限位孔30中；用以提高直线舵机33的执行杆34端部在滑动限位孔30中的滑动连接效果，保证主梁中翼耳片31的结构受力均匀性。
28.本实施例中，直线舵机33的执行杆34端部具有一个管体35，管体35的轴线垂直于执行杆34的轴线，管体35位于两个侧壁的滑动限位孔30之间且长度小于两个侧壁之间的距离，在两个侧壁的滑动限位孔30中滑动设置有转轴36，转轴36在直线舵机33执行杆34端部的管体35中活动穿过，转轴36的一端具有限位片37，转轴36的另一端端面上设置有螺纹孔，在螺纹孔中螺纹连接限位螺栓38，并在限位螺栓38的螺杆上活动套接锁定片39，限位片37和锁定片39分别位于主梁中翼耳片31两个侧壁的外侧面；使直线舵机33的执行杆34端部通过转轴36滑动连接在滑动限位孔30中，当转轴36出现磨损时，可以及时对转轴36进行更换，用以保证直线舵机33的正常工作，同时，还可以在日常维护时使直线舵机33的执行杆34端部从两个侧壁之间脱离。
29.本实施例无人机采用前置鸭式机翼布局，提高无人机升阻比和气动效率，使无人机具有较好的机动性；而且采用模组化设计，不仅实现了无人机整体可拆卸性，同时实现无人机各模块的可更换性，便于日常维护、收纳与运输；在机身两侧垂起杆上一共设置六个旋翼动力系统，两个垂起杆上设置的旋翼动力系统相互对称布置，机翼和垂起杆与机身采用托举式结构，提高结构可靠性；本实施例无人机的旋翼机构布局采用六旋翼机构的布局方式，相对于传统的四旋翼机构布局，六旋翼机构的布局方式使无人机在强风条件下稳定性更强，在某个旋翼动力系统故障时依然可以正常降落，大大提高了无人机的可靠性，抗强风干扰能力强；本实施例无人机的动力系统采用油电混合动力，在不同飞行状态下采用不同
的动力系统，垂直起降过程中采用电动旋翼动力系统，固定翼巡航飞行过程中采用燃油式尾推发动机动力系统，从而大大提高垂直起降固定翼无人机的航程和航时。
30.本实施例无人机的固定翼机翼可以折叠或展开，减小了对起降场地的面积要求，可在场地较小的地面或甲板进行垂直起降；在外翼段展开状态下，直线舵机的执行杆端部处于滑动限位孔的弧形限位行程初始位置，直线舵机的执行杆外露长度处于最短状态；当需要外翼段折叠时，直线舵机驱动执行杆伸长，随着直线舵机的执行杆逐渐伸长，外翼段受到直线舵机尾端的推力开始向上翻转折叠，直线舵机的执行杆端部沿滑动限位孔的弧形限位行程滑动，当直线舵机的执行杆伸出的外露长度达到最长状态时，外翼段向上翻转折叠的角度达到最大值，此时，直线舵机的执行杆端部从滑动限位孔的弧形限位行程初始位置滑动到滑动限位孔的弧形限位行程终止位置，使外翼段处于折叠状态；当需要外翼段恢复至展开状态时，直线舵机驱动执行杆缩短，随着直线舵机的执行杆逐渐缩短，外翼段受到直线舵机尾端的拉力开始向下翻转展开，直线舵机的执行杆端部沿滑动限位孔的弧形限位行程滑动，当直线舵机的执行杆缩短至外露长度达到最短状态时，外翼段实现向下翻转展开，此时，直线舵机的执行杆端部从滑动限位孔的弧形限位行程终止位置滑动到滑动限位孔的弧形限位行程初始位置，使外翼段恢复至展开状态；垂直起降固定翼无人机机翼的外翼段在折叠状态下进行停放，可以减小无人机所需要的机位大小或仓库空间；而且，减缓机翼结构在地面搬运过程中的疲劳问题，延长使用寿命，便于机翼结构及邻近部件的拆解和安装；垂直起降固定翼无人机机翼的外翼段在折叠状态下进行起飞和降落过程中，可以实现在起降场地空间不足的条件下正常起飞和降落，更容易实现舰载机的相关几何指标要求；使垂直起降固定翼无人机具备更大的展弦比，在提高航时性能的同时，满足机场相关限制要求。
31.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制；此外，术语“一”、“二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
32.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，否则术语“安装”、“相连”、“连接”、“设置”应做广义理解，例如，可以是固定连接、设置，也可以是可拆卸连接、设置，或一体地连接、设置；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通；对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
33.以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和优点；本行业的技术人员应该了解，上述实施例不以任何形式限制本发明，凡采用等同替换或等效变换的方式所获得的技术方案，均落在本发明的保护范围内。