进气模拟装置、航空发动机试验装置和进气模拟方法与流程

1.本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种进气模拟装置、航空发动机试验装置和进气模拟方法。


背景技术：

2.航空发动机在实际的工作中，由于侧风、机动飞行等工作条件的影响，会在发动机进口产生压力畸变，即流场中同一截面上的压力不均匀。理论和实践均表明，发动机进口的压力畸变会对发动机性能和稳定性产生不良的影响。
3.目前，对于进口畸变对发动机性能和稳定性的影响的研究主要有数值研究和试验研究两大类方法。对于数值研究方法而言，基于经验数据的关联式较依赖于试验数据，而基于时域上的时间推进方法所得到的非稳定解又无法完全确定是由真实的物理不稳定现象引起的还是由于数值计算不稳定性引起的。因此，试验研究是飞机进气道/发动机相容性研究必不可少的一个重要组成部分，也为发展和验证推进系统稳定性和性能评定提供有效的数据支撑。
4.在进行发动机试验时，为了简化试验装置、降低试验条件，经常采用模拟的方法来建立与发动机真实条件相一致的压力畸变图谱来评估畸变对发动机性能和稳定性的影响。其中，压力畸变图谱是表征气流压力畸变特征的表示方式，一般以截面压力等高线或云图方式表示。压力畸变模拟装置是用来产生发动机气动截面特定压力畸变图谱的试验装置。
5.目前最常用的压力畸变模拟装置是模拟网或模拟板，虽然模拟网或模拟板具有制作简单、安装方便、精度高的优点，但也有调整复杂度高、周期长和需要制作多套畸变模拟网的缺点。比如，蜂窝式畸变发生装置的调整相对简单，改变畸变图谱时只需要堵塞不同蜂窝孔即可，但是其制作加工相对复杂，在蜂窝壁厚较大时容易引起流场堵塞。
6.需要说明的是，公开于本发明背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。


技术实现要素：

7.本发明实施例提供一种进气模拟装置、航空发动机试验装置和进气模拟方法，能够使进气产生压力畸变，同时制作和调整都比较方便。
8.根据本发明的一个方面，提供一种进气模拟装置，包括：
9.壳体，设有进口、出口和第一进气孔；和
10.喷嘴，安装于第一进气孔中，喷嘴设有流道，通过流道进入壳体内部的气体和通过进口进入壳体内部的气体在壳体内部发生掺混，喷嘴被构造为使通过流道进入壳体内部的气流的方向可调。
11.在一些实施例中，流道包括倾斜段，倾斜段位于流道的沿气流方向的末端，倾斜段的轴线相对于第一进气孔的轴线倾斜。
12.在一些实施例中，倾斜段的出口端与壳体的内壁基本齐平。
13.在一些实施例中，流道还包括位于倾斜段上游的直线段，直线段的轴线与第一进气孔的轴线相互平行。
14.在一些实施例中，喷嘴被构造为能够相对于壳体转动，以在使喷嘴和壳体相对固定之前通过转动喷嘴来调节倾斜段的朝向。
15.在一些实施例中，进气模拟装置还包括滑环，滑环设有第二进气孔，壳体设有至少两个沿壳体的周向布置的第一进气孔，滑环安装在壳体上且被构造为能够相对于壳体转动，以在使滑环和壳体相对固定之前通过转动滑环使第二进气孔与其中至少一个第一进气孔实现气流连通。
16.在一些实施例中，滑环设有至少两个第二进气孔，且第二进气孔的数量少于第一进气孔的数量。
17.在一些实施例中，滑环包括第一半环和第二半环，第一半环和第二半环可拆卸地连接成环形以套装在壳体的外侧。
18.在一些实施例中，壳体设有至少两个沿壳体的轴向布置的第一进气孔，进气模拟装置包括至少两个滑环，至少两个滑环沿壳体的轴向与第一进气孔对应布置。
19.在一些实施例中，壳体的外壁设有限位装置，限位装置用于限制滑环的轴向移动。
20.在一些实施例中，进气模拟装置还包括压板和螺栓，壳体设有带有螺纹的第一安装孔，滑环设有第二安装孔，压板设有第三安装孔，压板顶靠在喷嘴的远离壳体的端面上，螺栓穿过第三安装孔、第二安装孔和第一安装孔以使喷嘴、滑环和壳体相对固定。
21.在一些实施例中，进气模拟装置还包括垫片，垫片设置于喷嘴和压板之间。
22.在一些实施例中，进气模拟装置还包括输送管和夹紧件，输送管套装在流道的远离壳体的一端，夹紧件用于将输送管紧固在流道的外壁上。
23.在一些实施例中，进气模拟装置还包括流量调节阀，流量调节阀用于调节输送管的流量。
24.根据本发明的另一个方面，提供一种航空发动机试验装置，包括上述的进气模拟装置。
25.根据本发明的又一个方面，提供一种进气模拟方法，包括：
26.提供设有进口、出口和第一进气孔的壳体及设有流道的喷嘴；
27.将喷嘴至少部分地插入第一进气孔中，按照预设的通过流道进入壳体内部的气流的方向调节喷嘴的位置；
28.待喷嘴的位置确定后，使喷嘴和壳体相对固定；
29.分别通过进口和流道向壳体内输送气体以使气体在壳体的内部发生掺混。
30.基于上述技术方案，本发明实施例在壳体的第一进气孔中设置喷嘴，喷嘴被构造为使通过流道进入壳体内部的气流方向可调，这样通过调整喷嘴就可以调节通过流道进入壳体内部的气体的进气方向，而不需要像相关技术那样制作多套模拟网或模拟板，结构更加简单，调节也更加方便；通过流道进入壳体内部的气体可以与通过进口进入壳体内部的气体发生掺混，以模拟更加真实的进气环境，使应用该进气模拟装置实现进气的试验更加真实有效。
附图说明
31.此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本技术的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
32.图1为本发明航空发动机试验装置一个实施例的原理图。
33.图2为本发明进气模拟装置一个实施例中壳体的结构示意图。
34.图3为本发明进气模拟装置一个实施例中壳体和滑环的结构示意图。
35.图4为本发明进气模拟装置一个实施例中滑环的结构示意图。
36.图5为本发明进气模拟装置另一个实施例中滑环的结构示意图。
37.图6为本发明进气模拟装置一个实施例中喷嘴和连接组件的剖视图。
38.图7为本发明进气模拟装置一个实施例中喷嘴和连接组件的结构示意图。
39.图中：
40.100、进气模拟装置；200、进气道；300、航空发动机；400、排气蜗壳；
41.10、壳体；11、进口；12、出口；13、第一进气孔；14、限位装置；15、第一安装孔；
42.20、喷嘴；21、流道；211、倾斜段；212、直线段；
43.30、滑环；31、第二进气孔；32、连接板；33、第一半环；34、第二半环；35、第二安装孔；
44.40、压板；50、螺栓；60、垫片；70、输送管；80、夹紧件；90、流量调节阀；110、储气罐。
具体实施方式
45.下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
46.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“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保护范围的限制。
47.参考图1-6所示，在本发明提供的进气模拟装置100的一些实施例中，该进气模拟装置100包括壳体10和喷嘴20，壳体10设有进口11、出口12和第一进气孔13，喷嘴20安装于第一进气孔13处，喷嘴20设有流道21，通过流道21进入壳体10内部的气体和通过进口11进入壳体10内部的气体在壳体10内部发生掺混，喷嘴20被构造为使通过流道21进入壳体10内部的气流的方向可调。
48.在上述实施例中，壳体10的第一进气孔13中设有喷嘴20，喷嘴20被构造为使通过流道21进入壳体10内部的气流方向可调，这样通过调整喷嘴20就可以调节通过流道21进入壳体10内部的气体的进气方向，而不需要像相关技术那样制作多套模拟网或模拟板，结构更加简单，调节也更加方便；通过流道进入壳体内部的气体可以与通过进口进入壳体内部的气体发生掺混，以模拟更加真实的进气环境，使应用该进气模拟装置实现进气的试验更加真实有效。
49.在如图2和图3所示的实施例中，壳体10为空心的圆柱体形状，进口11和出口12分别设置在壳体10的两端，主流气体通过进口11进入壳体10内部；第一进气孔13设置在壳体10的周向，掺混气体通过第一进气孔13进入壳体10内部，主流气体和掺混气体在壳体10的内部发生掺混，以模拟真实的进气环境。
50.在一些实施例中，流道21包括倾斜段211，倾斜段211位于流道21的沿气流方向的末端，倾斜段211的轴线相对于第一进气孔13的轴线倾斜。
51.通过设置倾斜段211，可以通过调节喷嘴20和壳体10的相对位置来改变倾斜段211的朝向，进而调节通过第一进气孔13进入壳体10内的气流方向。通过对流道21的结构改进，实现了调节进气气流方向的目的，这种方式既可以简化整体结构，也可以便于操作，同时不需要制作多套模拟网或模拟板，大大提高制作和使用的方便性。
52.在一些实施例中，如图6所示，倾斜段211的出口端与壳体10的内壁基本齐平，即流道21伸入至与壳体10的内壁基本齐平的位置。这样设置的好处是，可以使气体在通过流道21进入壳体10内后直接接触壳体10内的气体参与掺混，避免气体的气流方向发生进一步的偏转而影响试验的准确性。如果流道21的伸入距离较短，气体通过倾斜段211的出口端流出后，第一进气孔13的孔道可能会影响气流进入壳体10的方向；如果流道21的伸入距离较长，在流道21的超出壳体10内壁的部分与壳体10的内壁之间会形成回流区，产生复杂的涡流，从而给进气带来较多的不确定性，不利于试验的准确性。
53.在一些实施例中，流道21还包括位于倾斜段211上游的直线段212，直线段212的轴线与第一进气孔13的轴线相互平行。通过设置直线段212，可以便于气流的输入，也有利于降低喷嘴20的制造难度。
54.在一些实施例中，喷嘴20被构造为能够相对于壳体10转动，以在使喷嘴20和壳体10相对固定之前通过转动喷嘴20来调节倾斜段211的朝向。在安装喷嘴20时，先旋转喷嘴20，使喷嘴20转动至预设的位置使通过流道21进入壳体10的气流方向达到预设的角度，然后再使喷嘴20和壳体10相对固定，保证在气体输入过程中喷嘴20和壳体10的相对稳定。在需要调节通过流道21进入壳体10的气流方向时，可以先使喷嘴20和壳体10的相对固定关系解除，然后再旋转喷嘴20，使其转动至另一预设位置，最后再固定喷嘴20和壳体10，接着就可以对另一进气方向进行试验。
55.通过设置喷嘴20，且在喷嘴20和壳体10相对固定之前通过转动喷嘴20来调节倾斜段211的朝向，可以改变通过喷嘴20所喷射的掺混气流和主流气体的掺混范围和掺混强度，使得畸变强度发生变化。
56.在一些实施例中，进气模拟装置还包括滑环30，滑环30设有第二进气孔31，壳体10设有至少两个沿壳体10的周向布置的第一进气孔13，滑环30安装在壳体10上，且滑环30被构造为能够相对于壳体10转动，以在使滑环30和壳体10相对固定之前通过转动滑环30使第二进气孔31与其中至少一个第一进气孔13实现气流连通。
57.第二进气孔31与其中至少一个第一进气孔13实现气流连通的条件是，第二进气孔31与其中至少一个第一进气孔13至少部分地对准或连通。实现气流连通时，第二进气孔31与其中至少一个第一进气孔13可以部分地对正，即有气流能够通过第二进气孔31和第一进气孔13流出或流入；第二进气孔31与其中至少一个第一进气孔13也可以全部对正，即第二进气孔31的流通面积覆盖其中至少一个第一进气孔13的全部流通面积。
58.如图3-5所示，滑环30呈圆环形状，滑环30套装在壳体10的外周，且在使滑环30和壳体10相对固定之前，滑环30能够相对于壳体10转动。在安装滑环30时，可以先转动滑环30，使第二进气孔31与其中至少一个第一进气孔13对齐，然后再固定滑环30和壳体10，这样喷嘴20可以安装于对齐的第一进气孔13和第二进气孔31中。
59.通过设置滑环30，可以通过位于壳体10的不同周向位置的第一进气孔13向壳体10内输送掺混气体，满足不同试验条件的需求。
60.在一些实施例中，滑环30设有一个第二进气孔31，且第二进气孔31的孔径小于或等于第一进气孔13的孔径，每次转动滑环30，可以选择其中一个第一进气孔13与第二进气孔31对齐。
61.在一些实施例中，滑环30设有一个第二进气孔31，且第二进气孔31的孔径大于第一进气孔13的孔径，比如，第二进气孔31的孔径大于两个第一进气孔13的孔径和两个第一进气孔13之间的间距的总和，那么每次转动滑环30，可以选择其中两个第一进气孔13与第二进气孔31对齐。
62.在一些实施例中，滑环30设有两个第二进气孔31，两个相邻第二进气孔31的间距与两个相邻第一进气孔13的间距相等时，每次转动滑环30，可以选择其中两个第一进气孔13与两个第二进气孔31对齐。
63.在一些实施例中，滑环30设有两个以上的第二进气孔31，根据需要，每次转动滑环30，可以使更多的第一进气孔13与对应的第二进气孔31对齐。
64.如图4所示，滑环30上设有3个第二进气孔31；如图5所示，滑环30上设有6个第二进气孔31。
65.在一些实施例中，滑环30设有至少两个第二进气孔31，且第二进气孔31的数量少于第一进气孔13的数量。这样设置的目的是，可以选择其中一些第一进气孔13与对应的第二进气孔31对齐，而另一些未被选择的第一进气孔13则处于被关闭的状态，这样可以根据需要变换不同的进气位置。
66.在一些实施例中，至少两个第一进气孔13可以均匀分布于壳体10的整圈，也可以分布于壳体10的局部。
67.在一些实施例中，滑环30包括第一半环33和第二半环34，第一半环33和第二半环34可拆卸地连接成环形以套装在壳体10的外侧。这样设置可以方便滑环30的安装和拆卸。
68.如图4和图5所示，第一半环33和第二半环34的端部均设有连接板32，在第一半环33和第二半环34对接后，第一半环33和第二半环34的连接板32上的安装孔正好对齐，可以采用螺栓或销轴穿过安装孔实现第一半环33和第二半环34的连接。
69.在一些实施例中，壳体10设有至少两个沿壳体10的轴向布置的第一进气孔13，进气模拟装置100包括至少两个滑环30，至少两个滑环30沿壳体10的轴向与第一进气孔13对应布置。
70.通过设置至少两个沿轴向布置的滑环30，可以制造出多个畸变区域，以模拟航空发动机进气道实际工作时的进气畸变图谱，满足需要对不同轴向位置的进气进行研究的试验。
71.在一些实施例中，壳体10的外壁设有限位装置14，限位装置14用于限制滑环30的轴向移动。通过设置限位装置14，可以防止滑环30发生轴向移动，有效保证滑环30的轴向固
定。
72.如图2和图3所示，限位装置14包括两个均沿周向设置的挡条，挡条沿周向可以为连续的，形成环形结构；挡条沿周向也可以是断续的，形成多个沿周向间隔设置的挡块。两个挡条之间形成环形凹槽，滑环30安装于该凹槽内。
73.在一些实施例中，进气模拟装置还包括压板40和螺栓50，壳体10设有带有螺纹的第一安装孔15，滑环30设有第二安装孔35，压板40设有第三安装孔，压板40顶靠在喷嘴20的远离壳体10的端面上，螺栓50穿过第三安装孔、第二安装孔35和第一安装孔15以使喷嘴20、滑环30和壳体10相对固定。
74.通过设置压板40和螺栓50，可以在调整好喷嘴20的方向之后，保持喷嘴20、滑环30和壳体10的相对固定，防止喷嘴20在进气过程中发生移动而影响进气方向。
75.在一些实施例中，进气模拟装置还包括垫片60，垫片60设置于喷嘴20和压板40之间。通过设置垫片60，可以避免压板40与喷嘴20的端面直接接触而压坏喷嘴20，也可以在拧紧螺栓50时有一定的预紧量，提高螺栓50连接的可靠性。
76.在一些实施例中，如图7所示，进气模拟装置还包括输送管70和夹紧件80，输送管70套装在流道21的远离壳体10的一端，夹紧件80用于将输送管70紧固在流道21的外壁上。
77.输送管70可以采用软管，便于改变输送路径，布置方便。通过设置夹紧件80，可以提高输送管70与喷嘴20的连接稳定性。
78.在一些实施例中，进气模拟装置还包括流量调节阀90，流量调节阀90用于调节输送管70的流量。通过设置流量调节阀90，可以根据实际需要调节输送管70的流量，满足不同的试验条件，也可以通过流量调节阀90实现输送气流的通断。
79.上述各个实施例中的进气模拟装置100，可以用于各类叶轮机械的进气试验中，用以模拟真实的进气环境。可以应用的叶轮机械包括航空发动机、燃气轮机、鼓风机等。
80.基于上述的进气模拟装置100，本发明还提出一种航空发动机试验装置，该航空发动机试验装置包括上述的进气模拟装置100。
81.在一些实施例中，航空发动机试验装置还包括设置于进气模拟装置100的上游的进气道200、设置于进气模拟装置100的下游的航空发动机300和设置于航空发动机300下游的排气蜗壳400。
82.在对航空发动机300进行试验时，主流气体通过进气道200进入进气模拟装置100，然后在进气模拟装置100中与进入壳体10的掺混气体进行掺混，然后进入航空发动机中进行试验，从航空发动机300排出的气体通过排气蜗壳400排出。
83.上述各个实施例中进气模拟装置100所具有的积极技术效果同样适用于航空发动机试验装置，这里不再赘述。
84.本发明还提供了一种进气模拟方法，包括：
85.提供设有进口11、出口12和第一进气孔13的壳体10及设有流道21的喷嘴20；
86.将喷嘴20至少部分地插入第一进气孔13中，按照预设的通过流道21进入壳体10内部的气流的方向调节喷嘴20的位置；
87.待喷嘴20的位置确定后，使喷嘴20和壳体10相对固定；
88.分别通过进口11和流道21向壳体10内输送气体以使气体在壳体10的内部发生掺混。
89.上述各个实施例中进气模拟装置100所具有的积极技术效果同样适用于进气模拟方法，这里不再赘述。
90.下面结合附图1～7对本发明进气模拟装置100和航空发动机试验装置的一个实施例的结构、组装过程和试验过程进行说明：
91.在该实施例中，进气模拟装置100包括壳体10、喷嘴20、滑环30、压板40、螺栓50、垫片60、输送管70、夹紧件80、流量调节阀90和储气罐110。
92.如图2所示，壳体10为空心的圆柱体，壳体10的两端分别设有进口11和出口12，壳体10的周向侧面设有多个第一进气孔13，多个第一进气孔13沿周向均匀布置。在其他实施例中，沿壳体10的轴向可以设有至少两圈第一进气孔13。壳体10的外壁上还设有两个均沿周向布置的挡条所组成的限位装置14，两个挡条之间形成环形凹槽。
93.如图3所示，滑环30安装在壳体10的外壁上形成的环形凹槽中。滑环30沿周向设置至少两个第二进气孔31。滑环30包括第一半环33和第二半环34，第一半环33和第二半环34装入环形凹槽后对接，对接后通过螺栓或销轴穿过设置于第一半环33和第二半环34的端部的连接板32上的安装孔，以连接第一半环33和第二半环34，形成环状滑环30。
94.滑环30上第二进气孔31的数量可以根据需要灵活设置。如图4所示，滑环30上设有3个第二进气孔31。如图5所示，滑环30上设有6个第二进气孔31。第二进气孔31的数量少于第一进气孔13的数量。
95.如图6和图7所示，喷嘴20包括大径部、小径部和位于大径部和小径部之间的台肩，大径部的直径大于小径部的直径，台肩的直径大于大径部的直径。大径部插入对齐的第一进气孔13和第二进气孔31中，第一进气孔13和第二进气孔31的直径略大于大径部的直径。小径部和台肩均位于第一进气孔13和第二进气孔31的外部。台肩的直径大于第一进气孔13和第二进气孔31的直径，台肩的靠近大径部的端面与滑环30接触，大径部的远离台肩的一端与壳体10的内壁齐平。
96.喷嘴20设有流道21，流道21管穿大径部、小径部和台肩。流道21包括倾斜段211和直线段212，倾斜段211位于大径部内，直线段212自小径部的端部贯穿台肩延伸至大径部，并与倾斜段211连通。
97.垫片60和压板40的中心都设有通孔，垫片60和压板40套装在喷嘴20的小径部，垫片60与台肩的远离大径部的端面接触，压板40与垫片60接触。
98.壳体10上设有第一安装孔15、滑环30上设有第二安装孔35，压板40上设有第三安装孔，螺栓50依次穿过第三安装孔、第二安装孔35和第一安装孔15，第一安装孔15为带螺纹的孔，以实现壳体10、滑环30和喷嘴20的相对固定。
99.喷嘴20的小径部连接有输送管70，输送管70通过夹紧件80夹紧在小径部的外壁上。输送管70的另一端与储气罐110连通，储气罐110内储存有试验用气体。
100.输送管70上设有流量调节阀90，通过流量调节阀90可以调节输送管70的通断以及流量大小。
101.航空发动机试验装置包括进气模拟装置100、设置于进气模拟装置100的上游的进气道200、设置于进气模拟装置100的下游的航空发动机300和设置于航空发动机300下游的排气蜗壳400。
102.在组装进气模拟装置100时，首先将滑环30安装在壳体10的环形凹槽中，然后旋转
滑环30，使滑环30上的第二进气孔31对齐待做试验所需要的进气位置所对应的第一进气孔13；然后，在对齐的第一进气孔13和第二进气孔31中插入喷嘴20；接着，旋转喷嘴20，使倾斜段211的朝向与预设的通过第一进气孔13进入壳体10内的气体的气流方向一致；然后，在喷嘴20的小径部依次套入垫片60和压板40；接着，将螺栓50依次穿过第三安装孔、第二安装孔35和第一安装孔15，对喷嘴20进行固定；最后，在喷嘴20的小径部连接输送管70，并利用夹紧件80进行紧固。
103.在完成进气模拟装置100的组装后，连通进气道200和壳体10的进口11、以及壳体10的出口12和待试验的航空发动机300的进气口；运行航空发动机300，同时打开流量调节阀90至需要的开度，以此模拟产生相应的进口畸变图谱，对航空发动机300进行相应的气动参数测量，研究总压畸变对航空发动机300的性能和稳定性的影响。当流量调节阀90关闭或者将滑环30沿周向旋转至第二进气孔31与壳体10上的任意一个第一进气孔13均没有部分对齐或全部对齐时，可以实现均匀进气状态下(即只有主流气体进入航空发动机300)的试验测量。当需要对从不同周向位置输入掺混气体的情况进行试验时，可以旋转滑环30；当需要对从不同进气方向输入掺混气体的情况进行试验时，可以旋转喷嘴20。当然，在旋转滑环30和喷嘴20时，可以先拆除螺栓50，待旋转至预设位置后再安装。
104.通过对本发明进气模拟装置、航空发动机试验装置和进气模拟方法多个实施例的说明，可以看到本发明进气模拟装置、航空发动机试验装置和进气模拟方法实施例通过旋转滑环和喷嘴的方式制造进气畸变，可以克服模拟网调整复杂度高、周期长、需要制作多套网格的缺点，也可以避免蜂窝式畸变发生装置的制作加工相对复杂、且存在容易堵塞流场的技术问题；本发明实施例在航空发动机及燃气轮机进气畸变模拟时可以免于制作多套模拟网板，降低制造成本，缩短制作周期，提高模拟装置的适用性，且易于装配及拆卸。
105.最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：在不脱离本发明原理的前提下，依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换，这些修改和等同替换均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。