1.本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种太阳翼展开装置。


背景技术：

2.卫星承载着对地面监测、资源勘测、转播电视、广播等通讯信息的重要作用，在人类的生活中扮演着重要的角色。卫星在轨运行中，通常需要太阳翼给卫星提供能源，以确保卫星能够正常运行。卫星发射时太阳翼处于折叠状态，星箭分离后太阳翼打开并在卫星飞行过程中不断调整方向，使太阳能电池对准太阳，为整星工作提供能量。
3.然而，现有技术中的太阳翼展开装置结构复杂，在太阳翼展开的过程中，通常会出现太阳翼卡顿、展开速度缓慢，进而降低太阳翼的展开效率，甚至出现太阳翼无法展开的故障，严重影响卫星的正常运行。
4.因此，亟需设计一种太阳翼展开装置来解决现有技术中存在的上述技术问题。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于提出一种太阳翼展开装置，该太阳翼展开装置结构简单、稳定性强，能提高太阳翼的展开效率和展开稳定性，降低太阳翼在展开过程中的故障率。
6.为达此目的，本发明采用以下技术方案：
7.本发明提供一种太阳翼展开装置，安设于带有星务系统的卫星星体上，包括：
8.连接底板，所述连接底板固接于所述卫星星体上；
9.活动支架，所述活动支架包括转动端和移动端，所述转动端连接于所述连接底板，所述移动端能够相对所述连接底板移动；
10.驱动装置，所述驱动装置设置在所述连接底板上，所述驱动装置包括第一拉紧绳和弹性件，所述第一拉紧绳系接在所述活动支架的所述移动端上，在第一预设条件下，所述弹性件能够驱动所述第一拉紧绳朝向靠近所述驱动装置的方向运动，以使所述活动支架展开。
11.作为一种可选方案，所述驱动装置还包括第二转轴和固定件，所述第二转轴上设置有第一安装孔，所述弹性件套设在所述第二转轴上，所述固定件部分穿过所述第一安装孔将所述弹性件的端部固接于所述第二转轴上。
12.作为一种可选方案，所述驱动装置还包括线轮，所述线轮设置有线槽，所述第一拉紧绳缠绕在所述线槽上。
13.作为一种可选方案，所述线轮上开设有第一通孔，所述第一通孔的内壁上设置有卡接件；所述驱动装置还包括第三转轴，所述第三转轴连接于所述第二转轴，所述第三转轴上设置有卡接部，所述第三转轴穿设在所述第一通孔，以使所述卡接部与所述卡接件配合卡接。
14.作为一种可选方案，所述驱动装置还包括隔板，所述隔板设置在所述弹性件和所述线轮之间，所述隔板上开设有第二通孔，所述第三转轴能够穿过所述第二通孔。
15.作为一种可选方案，所述第三转轴远离所述第二转轴的端部设置有固定部，所述线轮远离所述第三转轴的一侧设置有螺母，所述螺母与所述固定部螺接。
16.作为一种可选方案，所述驱动装置还包括端面轴承，所述端面轴承设置在所述隔板和所述线轮之间，且所述端面轴承上开设有第三通孔，所述第三转轴能够穿过所述第三通孔。
17.作为一种可选方案，所述驱动装置还包括驱动盒体和驱动盒盖，所述驱动盒体和驱动盒盖可拆卸连接。
18.作为一种可选方案，所述驱动盒体上设置有限位槽，所述弹性件部分钩嵌在所述限位槽内。
19.作为一种可选方案，所述驱动装置还包括第一转轴，所述第一转轴连接于所述第二转轴靠近所述驱动盒盖的一端，所述驱动盒盖上开设有第四通孔，所述第一转轴部分穿过所述第四通孔。
20.本发明的有益效果在于：本发明所提供的太阳翼展开装置，其结构简单，零部件少，稳定性强。通过第一拉紧绳、弹性件和第二拉紧绳的协同配合作用，使得活动支架的移动端能够朝向靠近驱动装置的方向运动，进而实现活动支架逐渐展开，减少了活动支架在展开过程中的故障率，提高太阳翼展开装置的稳定性和可靠性。
附图说明
21.图1为本发明实施例提供的太阳翼展开装置在展开状态下的结构示意图；
22.图2为图1中a处的局部放大图；
23.图3为本发明实施例提供的太阳翼展开装置在收拢状态下的结构示意图；
24.图4为本发明实施例提供的驱动装置的爆炸结构示意图；
25.图5为本发明实施例提供的拉紧释放组件的结构示意图。
26.附图标记：
27.1、连接底板；11、第一固定柱；12、活动保护套；13、滑槽；14、台阶部；
28.2、活动支架；21、第一长杆；22、第二长杆；23、滑动销；24、转动销；25、支撑杆；
29.3、驱动装置；31、第一拉紧绳；32、弹性件；33、第一转轴；34、第二转轴；341、第一安装孔；35、第三转轴；351、卡接部；352、固定部；
30.36、线轮；361、线槽；362、第一通孔；3621、卡接件；363、螺母；
31.37、隔板；371、第二通孔；372、第二安装孔；
32.38、端面轴承；381、第三通孔；
33.4、拉紧释放组件；41、烧线机构；411、烧线电阻；412、电路板；413、烧线盒；4131、条形孔；4132、烧线盖；42、第二固定柱；43、第二拉紧绳；
34.5、驱动盒体；51、限位槽；52、第五通孔；53、定位柱；
35.6、驱动盒盖；61、第四通孔。
具体实施方式
36.为使本发明解决的技术问题、采用的技术方案和达到的技术效果更加清楚，下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。
37.在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”、“固定”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；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，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
38.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
39.在本实施例的描述中，术语“上”、“下”、“左”、“右”等方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述和简化操作，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“第一”、“第二”仅仅用于在描述上加以区分，并没有特殊的含义。
40.如图1-图4所示，本实施例提供一种太阳翼展开装置，安设于带有星务系统的卫星星体上，主要包括连接底板1、活动支架2和驱动装置3。其中，连接底板1固接于卫星星体上，活动支架2包括转动端和移动端，转动端连接于连接底板1，移动端能够相对连接底板1移动，驱动装置3设置在连接底板1上，驱动装置3包括第一拉紧绳31和弹性件32，第一拉紧绳31系接在活动支架2的移动端上，在第一预设条件下，弹性件32能够驱动第一拉紧绳31朝向靠近驱动装置3的方向运动，以使活动支架2展开。
41.进一步地，在本实施例中，太阳翼展开装置还包括拉紧释放组件4，其中，活动支架2上设置有柔性太阳能电池板，拉紧释放组件4包括第二拉紧绳43，第二拉紧绳43的一端系接在活动支架2的移动端上。且拉紧释放组件4与星务系统电连接，这样当活动支架2需要展开时，即在第一预设条件下时，星务系统向拉紧释放组件4发送展开电信号，以使拉紧释放组件4熔断第二拉紧绳43，这样活动支架2的移动端能够在第一拉紧绳31的带动下朝向靠近驱动装置3的方向运动，进而使得活动支架2逐渐展开。
42.与现有技术相比，本实施例中的太阳翼展开装置，结构简单，零部件少，稳定性强。通过第一拉紧绳31、弹性件32和第二拉紧绳43的协同配合作用，使得活动支架2的移动端能够朝向靠近驱动装置3的方向运动，进而实现活动支架2逐渐展开，减少了活动支架2在展开过程中的故障率，提高太阳翼展开装置的稳定性和可靠性。
43.如图1、图4所示，在本实施例中，驱动装置3还包括第二转轴34和固定件(图中未示出)，第二转轴34上设置有第一安装孔341，弹性件32套设在第二转轴34上，固定件部分穿过第一安装孔341将弹性件32的端部固接于第二转轴34上。固定件可以选取螺钉或铆钉等零部件与第一安装孔341进行固定连接，进而提高弹性件32与第二转轴34连接的紧固性，避免在弹性件32收缩或伸长的过程中，弹性件32与第二转轴34发生位移或脱离的风险。
44.如图4所示，在本实施例中，驱动装置3还包括线轮36，线轮36设置有线槽361，第一拉紧绳31缠绕在线槽361上，且线轮36上开设有第一通孔362，第一通孔362的内壁上设置有卡接件3621；驱动装置3还包括第三转轴35，第三转轴35和第二转轴34连接，第三转轴35上
设置有卡接部351，第三转轴35穿设在第一通孔362，以使卡接部351与卡接件3621配合卡接。
45.进一步地，第二转轴34的轴向截面面积大于第三转轴35的轴向截面面积，这样当第三转轴35穿过第一通孔362时，第二转轴34能够对线轮36起到一定的限位作用，避免线轮36在转动的过程出现上下晃动甚至跳跃的现象，从而提高线轮36的稳定性，提高活动支架2的展开效率，减少故障率。
46.更进一步地，当活动支架2处于收拢状态时，弹性件32具有足够的预紧力，此时弹性件32处于收缩状态。当星务系统发出展开电信号时，第二拉紧绳43断开，弹性件32失去预紧力，此时弹性件32要恢复原状，进而带动第二转轴34沿着顺时针方向转动，第二转轴34带动第三转轴35转动，由于卡接件3621和卡接部351的配合连接，进而使得第三转轴35能够带动线轮36朝向顺时针方向转动。从而使得第一拉紧绳31能够收拢在线轮36上的线槽361内，第一拉紧绳31带动活动支架2的移动端朝向靠近驱动装置3的方向运动，此时活动支架2逐渐展开。值得注意是，当活动支架2设置在驱动装置3的另一侧时，此时当活动支架2需要展开时，线轮36是沿着逆时针发的方向进行转动的，进而达到收拢第一拉紧绳31的目的。无论是线轮36的顺时针转动还是逆时针转动，均属于本发明的保护范围，此处不再一一赘述。
47.优选地，如图1所示，在本实施例中，驱动装置3还包括隔板37，隔板37设置在弹性件32和线轮36之间，隔板37上开设有第二通孔371，第三转轴35能够穿过第二通孔371。隔板37的设置有利于将将弹性件32与线轮36隔开，避免弹性件32发生晃动、甚至弹跳的现象，提高弹性件32的稳定性和可靠性。隔板37可以采用质量较轻的铝合金的材质制成，有利于降低驱动装置3的重量，使得驱动装置3更加便捷化。
48.优选地，如图4所示，在本实施例中，第三转轴35远离第二转轴34的端部设置有固定部352，线轮36远离第三转轴35的一侧设置有螺母363，螺母363与固定部352螺接。这样通过螺母363与固定部352固定连接，进而使得线轮36能够抵接在第三转轴35上，避免线轮36在转动过程中出现上下晃动的不稳定现象，甚至出现线轮36脱离第三转轴35的风险。从而提高线轮36与第三转轴35套接的稳定性和可靠性，提高线轮36收拢第一拉紧绳31的效率。当然，本实施例中的螺母363还可以设定为其他紧固的零部件，例如卡扣、卡环等零部件，只要能够实现与固定部352的稳固连接均属于发发明的保护范围，此处不再一一赘述。
49.优选地，如图4所示，在本实施例中，驱动装置3还包括端面轴承38，端面轴承38设置在隔板37和线轮36之间，且端面轴承38上设置有第三通孔381，第三转轴35能够穿过端面轴承38上的第三通孔381。端面轴承38能够减小线轮36与隔板37之间的摩擦力，进而提高线轮36转动的流畅度。本实施例可以选取端面轴承38为小巧轻便的微型推力球轴承，进而降低驱动装置3的重量。
50.优选地，如图4所示，在本实施例中，驱动装置3还包括驱动盒体5和驱动盒盖6，驱动盒体5和驱动盒盖6可拆卸连接。示例性地，驱动盒体5上可以设置外螺纹，驱动盒盖6上可以设置内螺纹，外螺纹和内螺纹配合连接，进而实现驱动盒体5和驱动盒盖6的可拆卸连接。当然，作业人员还可以采用卡接、扣接或者铆接等方式对驱动盒体5和驱动盒盖6进行连接，以上连接方式均属于本发明保护范围，此处不再一一赘述。驱动盒体5和驱动盒盖6能够对内部的弹性件32、线轮36等零部件起到一定的保护作用，避免在严酷的太空环境中，弹性件32和线轮36等零部件出现故障，进而提高驱动装置3的工作效率。
51.进一步地，驱动盒体5和驱动盒盖6可以采用质量较轻的铝合金材质制成，这样能够减轻太阳翼展开装置的重量，进而减轻卫星的总重量，有利于前期的卫星发射工作，达到节约能源，降低成本的目的。
52.在本实施例中，如图3所示，在连接底板1上还设置有台阶部14，驱动盒体5嵌设在台阶部14上，进而使得台阶部14能够对驱动盒体5起到一定的限位作用，避免在线轮36收拢第一拉紧绳31的过程驱动盒体5发生晃动的现象，提高驱动装置3的稳定性和可靠性。同时，台阶部14还可以降低驱动盒体5的安装高度，使驱动盒体5低于收拢后的活动支架2的高度，以此减小太阳翼展开装置的包络尺寸。同时驱动盒体5靠近连接底板1的一端设置有螺纹孔(图中未示出)，作业人员能够通过固定件(图中未示出)将驱动盒体5固接在连接底板1上，从而更进一步地提高驱动盒体5与连接底板1连接的稳固性。当然，用户还可以采用其他方式，如使用强力胶水、卡扣卡接等形式甚至还可以将连接底板1与驱动盒体5一体成型等连接方式，以上驱动盒体5和连接底板1的连接方式均属于本发明的保护范围，此处不再一一赘述。
53.更为优选地，如图4所示，在本实施例中，驱动盒体5上设置有限位槽51，弹性件32部分钩嵌在限位槽51内。这样弹性件32的一端被固定件固定在第二转轴34上，弹性件32的另一端被限位槽51限位在驱动盒体5上，进而保证了弹性件32在失去预紧力而恢复原状的过程中，弹性件32的自由端被限位槽51卡接固定，进而使得弹性件32的驱动力可以有效地传递给第二转轴34上，提高弹性件32驱动第二转轴34转动的稳定性和可靠性。
54.更为优选地，如图4所示，在本实施例中，驱动装置3还包括第一转轴33，驱动盒盖6上开设有第四通孔61，第一转轴33部分穿过第四通孔61。第一转轴33上设置有六角槽体，进而便于作业人员使用扳手对六角槽体进行旋拧，使得弹性件32获得充足的预紧力，进而有利于当后续支架展开时，弹性件32上的预紧力能够转化成第二转轴34的旋转动力，进而驱动第三转轴35转动，以带动线轮36实现收拢第一拉紧绳31的目的，从而实现活动支架2的展开。为了便于加工和安装，第一转轴33、第二转轴34、第三转轴35以及固定部352设置为一体成型结构，进而提高驱动装置3的可靠性和稳定性。此外，驱动盒体5上还设置有第五通孔52，第一拉紧绳31能够从第五通孔52穿出然后与活动支架2上的移动端连接。
55.进一步地，如图4所示，在本实施例中，隔板37的四周还设置有多个第二安装孔372，且多个第二安装孔372均布在隔板37的周侧。驱动盒体5的内部还均布设置有多个定位柱53，多个定位柱53与多个第二安装孔372一一对应。固定件(图中未示出)能够穿过第二安装孔372将隔板37固定在定位柱53上，进而提高隔板37的稳定性和可靠性，避免在线轮36转动的过程中隔板37发生晃动的现象。固定件可以选取螺钉、铆钉、螺栓等零部件与第二安装孔372进行固定连接，进而提高隔板37与驱动盒体5连接的紧固性。当然，除了以上零部件，作业人员还可以采用卡接、扣接等方式对驱动盒体5和隔板37进行连接，只要能够提高隔板37和驱动盒体5的紧固性和稳定性即可，以上连接方式均属于本发明保护范围，此处不再一一赘述。
56.如图1、图2和图4所示，在本实施例中，在连接底板1上还设置有第一固定柱11，第一固定柱11上套设有活动保护套12，活动保护套12能沿着第一固定柱11的周向方向转动，而且活动保护套12不会从第一固定柱11上掉落，第一拉紧绳31远离线轮36的一端绕过第一固定柱11上的活动保护套12与活动支架2的移动端连接，这样在第一拉紧绳31伸长或收缩
时，活动保护套12能够对第一拉紧绳31起到一定的保护作用，减少甚至避免第一拉紧绳31与驱动盒体5上的第五通孔52内壁的接触面积，进而降低第一拉紧绳31与驱动盒体5接触处的压强，避免第一拉紧绳31因受第五通孔52内壁的磨损而断裂。同时，活动保护套12还可以提高太阳翼展开装置收拢第一拉紧绳31的流畅性，进而提高太阳翼展开装置的稳定性和可靠性。
57.示例性地，在本实施例中的活动保护套12可以采用铜质、铝制或者硬质塑料等轻质且光滑的硬质材料制成，只要能够对第一拉紧绳31起到保护作用的材质均属于本发明的保护范围，此处不再一一赘述。更进一步地，用户还可以根据实际需要在驱动盒体5上的第五通孔52的内壁设置有硬质且光滑材料，从而进一步地减小第一拉紧绳31与第五通孔52的内壁的摩擦力，提高第一拉紧绳31收拢的流畅性，进而提高太阳翼展开装置的稳定性和可靠性。
58.如图1和图5所示，在本实施例中，拉紧释放组件4还包括烧线机构41和第二固定柱42，第二拉紧绳43的一端穿过烧线机构41与第二固定柱42连接，第二拉紧绳43的另一端与活动支架2的移动端连接。
59.示例性地，在本实施例中，设置两个第二固定柱42，且两个第二固定柱42设置在烧线机构41的两侧，第二拉紧绳43的一端穿过烧线机构41缠绕在第二固定柱42上，另一端与活动支架2的移动端缠绕连接。烧线机构41能够在星务系统发出展开电信号时烧断第二拉紧绳43，使得拉紧释放组件4与活动支架2的移动端断开连接，进而使得活动支架2能够在第一拉紧绳31的驱动下逐渐展开。
60.优选地，请继续参考图5，烧线机构41包括烧线电阻411和电路板412，烧线电阻411和电路板412电连接，第二拉紧绳43抵接在烧线电阻411上，以使在星务系统发出展开电信号时，第二拉紧绳43能够被烧线电阻411烧断。
61.进一步地，电路板412与卫星星体上的星务系统进行电连接，当太阳翼展开装置需要展开时，星务系统发出展开电信号，给电路板412供电，进而使得烧线电阻411产生大量的热，促使第二拉紧绳43在热量集中的条件下被烧断，进而使得第二拉紧绳43与活动支架2的移动端断开连接，响应速度快，提高拉紧释放组件4的工作效率。
62.请继续参考图5，在本实施例中，烧线机构41还包括带有烧线盖4132的烧线盒413，烧线盒413上开设有条形孔4131，第二拉紧绳43能够穿过条形孔4131并与第二固定柱42连接。烧线盒413对内部的电路板412和烧线电阻411能够起到保护作用，避免太空中的强辐射影响烧线电阻411和电路板412的正常使用，进而延长拉紧释放组件4的使用寿命。除此以外，烧线盖4132在与烧线盒413封装时会用强力胶紧固，保证烧线盖4132的可靠性，同时，这种“推盖式”结构可以便于作业人员的安装和试验，提高安装效率。
63.优选地，如图1和图3所示，在本实施例中，连接底板1上还设置有滑槽13，活动支架2的移动端与滑槽13连接，以使活动支架2的移动端能够在滑槽13中滑动，进而提高活动支架2的移动端滑动的流畅性，从而提高活动支架2的展开和收拢效率。
64.为了提高柔性太阳能电池板的稳定性和可靠性，优选地，本实施例中的活动支架2包括第一长杆21、第二长杆22、滑动销23和转动销24，其中，第一长杆21通过转动销24转动地连接于连接底板1上，第二长杆22的移动端通过滑动销23滑动连接于滑轨上。驱动装置3上的第一拉紧绳31和拉紧释放组件4上的第二拉紧绳43同时与滑动销23进行系紧连接，进
而使得当星务系统发出展开电信号时，第二拉紧绳43断裂，滑动销23能够在滑轨上进行运动，从而带动第二长杆22绕着连接底板1进行运动，以实现活动支架2的展开。
65.优选地，第一长杆21与第二长杆22之间设置多个支撑杆25，进而有利于提高第一长杆21和第二长杆22的稳定性和可靠性。同时支撑杆25也能够起到连接的作用，也就是说，当滑动销23带动第二长杆22转动时，第二长杆22能够通过支撑杆25带动第一长杆21绕着转动销24进行转动，此时活动支架2逐渐进行展开，进而使得活动支架2上的柔性太阳能电池能够展开，以吸收光能进行发电，进而能够满足卫星的能源供给。
66.更为优选地，在本实施例中，支撑杆25通过深沟球轴承(图中未示出)与第一长杆21和第二长杆22进行连接，当然作业人员还可以设置其他便于活动支架2的展开和收拢的连接方式，此处不再一一赘述。活动支架2选取刚度高、质量轻的碳纤维材质制成，且第一长杆21和第二长杆22之间的距离随着离连接底板1的距离增加而依次减小，这样能够进一步地提高活动支架2的承载能力，进而提高安设在活动支架2上的柔性太阳能电池的稳定性，同时也使得活动支架2更加轻量化。值得注意的是，沿着远离连接底板1的方向，活动支架2的厚度逐渐减小，这样不仅能够节省活动支架2的耗材，同时也可以提高活动支架2受力的稳定性和可靠性，延长活动支架2的使用寿命。
67.本实施例中的太阳翼展开装置的工作过程如下：
68.(1)当卫星变轨运行时，太阳翼展开装置通常处于收拢状态，第一拉紧绳31和第二拉紧绳43同时系接在滑动销23上，此时第二拉紧绳43缠绕在第二固定柱42上，作业人员能够通过将扳手插入第一转轴33上并进行旋拧，使得驱动装置3中的弹性件32获得足够的预紧力，进而有利于后续活动支架2的顺利展开。
69.(2)当卫星在轨运行时，太阳翼展开装置通常处于展开状态，进而使得活动支架2上的柔性太阳能电池能够吸收光能进行光电转换，以满足卫星的能源供给。
70.当太阳翼展开装置需要展开时，卫星内部的星务系统能够对烧线机构41中的烧线电阻411进行通电，使得烧线电阻411在极短的时间内能够产生大量的热量，进而将第二拉紧绳43烧断(第一拉紧绳31仍然系接在滑动销23上)，此时驱动装置3内的弹性件32失去预紧力，弹性件32需要恢复原状，此时弹性件32能够驱动第二转轴34沿着顺时针的方向转动，进而使得第二转轴34带动第三转轴35转动，第三转轴35带动线轮36沿着顺时针的方向转动，从而使得第三转轴35在卡接件3621和卡接部351的卡接配合作用下能够使得第一拉紧绳31收回驱动装置3内部，进而使得第一拉紧绳31能够带动活动支架2上的滑动销23沿着靠近驱动装置3的方向运动，当滑动销23运动至滑轨靠近驱动装置3的端部时，此时活动支架2被完全展开。当滑动销23滑到滑轨靠近驱动装置3的端部终止位置时，弹性件32仍然保持一定的预紧力，以维持太阳翼展开装置的展开状态，进而使得太阳翼展开装置张的柔性太阳能电池能够吸收光能，是光能转换为电能以满足卫星的正常运转时的能源需求。
71.显然，本发明的上述实施例仅仅是为了清楚说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。