用于电动飞行器发动机的散热系统的制作方法

许多飞行器主要由需要碳基燃料（诸如汽油或煤油）的燃气涡轮发动机供能。这些燃料对于它们的重量而言典型地包含相当大的能量，由此提供在数千英里的飞行中提升大型商用客机所需要的大量的功率。但随着油类资源减少和对温室气体排放的惩罚增大，航空业的未来取决于寻找备选功率源。最近开始研发电动飞行器发动机，以试图替代传统的燃气涡轮飞行器发动机。电动飞行器发动机可依赖于电池和其他电功率源而不是碳基燃料，由此与燃气涡轮发动机相比显著地减少有害排放物。

然而，电动飞行器发动机努力生成与燃气涡轮发动机一样大的推力。推力的减少量上的一个原因在于电动飞行器发动机具有由电气系统供能的风扇，而燃气涡轮飞行器发动机具有由依赖于燃烧的燃气涡轮驱动的风扇。电动飞行器发动机通常需要额外的构件（诸如，电池、发电机等），其可使电动飞行器发动机比燃气涡轮发动机更重。结果，由于额外的重量，电动飞行器发动机与燃气涡轮发动机相比能量密度较低。因此，用电动飞行器发动机替代商用飞行器上的燃气涡轮发动机是面临基于相当大的能量的限制的提议。为了解决这些障碍，改进电动飞行器的整体能量效率是必要的。

试图改进电动飞行器的能量消耗包括减少飞行器的重量以及改进空气动力学由此生成较小阻力且优化飞行剖面。然而，电动飞行器发动机需要很高功率密度的设计，其可过热且必须快速地冷却或冒过热的风险。将冷却系统添加至电动飞行器发动机典型地添加大小、重量、表面区域等。结果，传统的冷却系统可通过生成阻力来降低电动飞行器发动机的整体能量效率。燃气涡轮通过常规的热交换器传送油，该热交换器通常是风扇流内的翅片或笨重的物体，其然后将热量排出系统。然而，这些物品在飞行器上产生额外的阻力。这对于需要改进的能量效率的电动飞行器发动机而言不是选项。

技术实现要素：

示例性实施例通过提供可在电动飞行器发动机的现有结构内实施的用在电动飞行器发动机上的散热系统来改进现有技术。散热系统将由电动飞行器发动机加热的冷却流体传送到导叶（例如，出口导叶、入口导叶等）中，该导叶可消散来自加热的冷却流体的热量，由此使流体冷却。导叶可将流体供给回到电动飞行器发动机中，在该处它可用来再次执行冷却。因为散热系统使用电动飞行器发动机的已存在的构件来消散热量，故系统不对飞行器的阻力产生负面影响，因为冷却系统不添加重量、大小、表面区域等，而是依赖于已可用的电动飞行器发动机的构件。换句话说，该系统使用已集成在电动飞行器发动机内的构件来执行热交换过程。因此，该系统在不降低飞行器的飞行的整体能量效率的情况下添加从加热的电动飞行器发动机移除热量的益处。

根据示例性实施例的方面，提供了一种电动飞行器发动机，其可包括：电动系统（例如，电动马达、发电机、电池、电缆等），该电动系统构造成向发动机风扇供能以向飞行器提供推力，其中该电动系统包括冷却通道，该冷却通道构造成接收冷却剂以从电动系统的一个或更多个构件吸收热量；功率源，其构造成向电动系统供能；以及一个或更多个导叶，其连接至电动系统的冷却通道且构造成接收由冷却通道加热且从该冷却通道输出的冷却剂，其中该一个或更多个导叶进一步构造成将来自加热的冷却剂的热量消散至风扇流且将冷却的冷却剂传递回到电动系统的冷却通道。

根据另一示例性实施例的方面，提供了一种电动飞行器发动机，其可包括：电动系统，该电动系统构造成向电动飞行器发动机供能且包括构造成接收冷却剂的冷却通道；泵，其构造成通过冷却通道泵送冷却剂以从电动系统的一个或更多个构件吸收热量；以及一个或更多个导叶，其连接至电动系统的冷却通道且构造成接收由冷却通道加热且从该冷却通道输出的冷却剂，其中该一个或更多个导叶进一步构造成从加热的冷却剂吸收热量且将冷却的冷却剂传递回到电动系统的冷却通道。

根据示例性实施例的方面，提供了一种用于经由一个或更多个导叶从电动飞行器发动机消散热量的方法，该方法包括：经由电动系统向发动机风扇供能以向飞行器提供推力；通过电动系统的冷却通道泵送冷却剂以从由供能加热的电动系统的一个或更多个构件吸收热量；使由电动系统的冷却通道加热且从该冷却通道输出的冷却剂泵送到该一个或更多个导叶中，该一个或更多个导叶连接至电动系统的冷却通道且消散来自加热的冷却剂的热量；以及将来自该一个或更多个导叶的冷却的冷却剂泵送回到电动系统的冷却通道中。

技术方案1.一种电动飞行器发动机，其包括：

电动系统，其构造成向发动机推进系统供能以将推力提供至飞行器，所述电动系统包括冷却通道，所述冷却通道构造成接收冷却剂以从所述电动系统的一个或更多个构件吸收热量；

功率源，其构造成向所述电动系统供能；以及

一个或更多个导叶，其连接至所述电动系统的所述冷却通道且构造成接收由所述冷却通道加热并从所述冷却通道输出的所述冷却剂，其中所述一个或更多个导叶进一步构造成消散来自所述加热的冷却剂的热量且将冷却的冷却剂传递回到所述电动系统的所述冷却通道。

技术方案2.根据技术方案1所述的电动飞行器发动机，其中，所述电动系统包括电动马达、发电机、电池以及电缆中的一个或更多个，且所述推进系统包括发动机风扇。

技术方案3.根据技术方案1所述的电动飞行器发动机，其中，所述一个或更多个导叶包括定位成圆柱形阵列的多个导叶，且所述多个导叶构造成控制关于所述发动机推进系统的气流。

技术方案4.根据技术方案1所述的电动飞行器发动机，其中，所述电动系统和所述一个或更多个导叶包括在函道风扇组件内。

技术方案5.根据技术方案1所述的电动飞行器发动机，其中，所述一个或更多个导叶包括多个出口导叶，所述多个出口导叶在发动机风扇后方定位在所述电动飞行器发动机的气流内。

技术方案6.根据技术方案1所述的电动飞行器发动机，其中，所述一个或更多个导叶包括多个入口导叶，所述多个入口导叶在发动机风扇前方定位在所述电动飞行器发动机的气流内。

技术方案7.根据技术方案1所述的电动飞行器发动机，其中，所述一个或更多个导叶各自包括用于从所述电动系统的所述冷却通道接收所述冷却剂的通道。

技术方案8.根据技术方案1所述的电动飞行器发动机，其中，所述冷却剂包括液体冷却剂、气态冷却剂以及多相冷却剂中的一个或更多个。

技术方案9.根据技术方案1所述的电动飞行器发动机，其中，所述功率源包括构造成生成功率的发电机、电池以及燃气涡轮中的一个或更多个。

技术方案10.根据技术方案1所述的电动飞行器发动机，其中，所述电动飞行器发动机还包括泵，所述泵构造成将所述冷却剂通过所述电动马达的所述冷却通道泵送到所述一个或更多个导叶中，且通过所述一个或更多个导叶泵送回到所述冷却通道中。

技术方案11.一种电动发动机，其包括：

电动系统，其构造成向所述电动发动机的发动机风扇供能且包括构造成接收冷却剂的冷却通道；

泵，其构造成将所述冷却剂泵送通过所述冷却通道以从所述电动系统的一个或更多个构件吸收热量；以及

一个或更多个导叶，其连接至所述电动系统的所述冷却通道且构造成接收由所述冷却通道加热并从所述冷却通道输出的所述冷却剂，其中所述一个或更多个导叶进一步构造成吸收来自所述加热的冷却剂的热量且将冷却的冷却剂传递回到所述电动系统的所述冷却通道。

技术方案12.根据技术方案11所述的电动发动机，其中，所述电动系统包括构造成向所述电动发动机内的风扇供能的电动马达、发电机、电池以及电缆中的一个或更多个。

技术方案13.根据技术方案11所述的电动发动机，其中，所述一个或更多个导叶包括定位成圆柱形阵列的多个导叶，且所述多个导叶构造成控制关于所述电动发动机的所述发动机风扇的气流。

技术方案14.根据技术方案11所述的电动发动机，其中，所述电动系统和所述一个或更多个导叶包括在函道或非函道风扇组件内。

技术方案15.根据技术方案11所述的电动发动机，其中，所述一个或更多个导叶包括多个出口导叶，所述多个出口导叶在所述电动发动机的所述发动机风扇后方定位在所述电动发动机的气流内。

技术方案16.根据技术方案11所述的电动发动机，其中，所述一个或更多个导叶包括多个入口导叶，所述多个入口导叶在所述电动发动机的所述发动机风扇前方定位在所述电动发动机的气流内。

技术方案17.根据技术方案11所述的电动发动机，其中，所述一个或更多个导叶各自包括用于从所述电动系统的所述冷却通道接收所述冷却剂的通道。

技术方案18.根据技术方案11所述的电动发动机，其中，所述电动发动机还包括功率源，所述功率源构造成生成功率且将所述功率供应至所述电动系统和所述泵。

技术方案19.一种用于经由一个或更多个导叶从电动飞行器发动机消散热量的方法，所述方法包括：

经由电动系统向发动机风扇供能以将推力提供至飞行器；

将冷却剂泵送通过所述电动系统的冷却通道以从通过所述供能加热的所述电动系统的一个或更多个构件吸收热量；

将由所述电动系统的所述冷却通道加热并从所述电动系统的所述冷却通道输出的所述冷却剂泵送到所述一个或更多个导叶中，所述一个或更多个导叶连接至所述电动系统的所述冷却通道且消散来自所述加热的冷却剂的热量；以及

将来自所述一个或更多个导叶的冷却的冷却剂泵送回到所述电动系统的所述冷却通道中。

技术方案20.根据技术方案19所述的方法，其中，所述一个或更多个导叶包括定位成圆柱形阵列的多个导叶，所述多个导叶构造成控制关于所述发动机风扇的气流。

其他特征和方面可从连同附图和权利要求进行的以下详细描述显而易见。

附图说明

参照连同附图进行的以下详细描述，示例性实施例的特征和优点以及其中实现它们的方式将变得更容易显而易见。

图1为示出根据示例性实施例的飞行器和电动飞行器发动机的构件的图示。

图2为示出根据示例性实施例的包括导叶的电动飞行器发动机的图示。

图3为示出根据示例性实施例的电动飞行器发动机的内部视图的图示。

图4为示出根据示例性实施例的用于从电动飞行器发动机消散热量的方法的图示。

贯穿附图和详细描述，除非另外描述，相同的附图参考标号将理解成表示相同的元件、特征和结构。为了清楚、说明和/或方便，可夸大或调整这些元件的相对大小和描绘。

零件列表

100飞行器

110电动飞行器发动机

112电动马达

114电池

116控制器

118发电机

120电动驱动系统

130风扇

200电动飞行器发动机

201鼻部

202发动机区域

203尾部

204导叶

206入口导叶

207出口导叶

208冷却剂

209风扇

300电动飞行器发动机

301鼻部

302尾部

305入口导叶

306出口导叶

307冷却剂

308通道

310电动发动机

311冷却通道

312泵

314支承结构。

具体实施方式

在以下描述中，阐述特定细节以便提供对各种示例性实施例的透彻理解。应认识到的是，对实施例的各种修改对本领域技术人员而言将容易显而易见，且本文中限定的一般原理可在不脱离本公开的精神和范围的情况下应用于其他实施例和应用。此外，在以下描述中，出于解释的目的阐述许多细节。然而，本领域普通技术人员应理解，实施例可在不使用这些特定细节的情况下实施。在其他情况下，未示出或描述公知的结构和过程，以便不利用不必要的细节混淆描述。因此，本公开不旨在限于示出的实施例，而是给予与本文中公开的原理和特征一致的最宽范围。

电动飞行器发动机提出独特且复杂的挑战，因为电动飞行器发动机的能量效率应尽可能地维持且甚至增强，以便提供足够的推力来提升飞行器，诸如商用喷气式飞行器。因此，将任何东西添加至电动飞行器发动机可对整体能量效率有害，特别是如果额外构件添加重量、表面区域、阻力或在操作期间将消耗较多电池功率的任何东西。电动飞行器发动机也是产生相当大量的热量的高能量密度的机器，该热量必须有效且快速地从电动飞行器发动机传递到环境空气中或冒使电动飞行器发动机过热的风险。

示例性实施例针对连接至电动飞行器发动机的冷却系统的散热系统。特别地，示例性实施例将加热的冷却剂从冷却系统传送到导叶（也称为出口导叶、入口导叶、定子静叶等）中，以消散由发动机冷却剂已捕获的热量，该发动机冷却剂在发动机构件（在本文中称为电动系统）中和周围流动。散热系统专用于电动推进系统，在该处电能转换成推力，而功率在别处诸如由发电机、电池等生成。包括在电动飞行器发动机中的电动马达的轴可驱动包括风扇叶片的推进系统，以生成用于飞行器的推力来提升飞行器且使飞行器保持飞行。

电动系统可包括在电动飞行器发动机的驱动系统内，该驱动系统可包括电池、电缆、绕组、定子等中的一个或更多个。冷却剂可通过电动飞行器发动机的电动系统的构件内的小通道或腔（例如，在转子绕组、定子、磁体等内）传送，以吸收由电动飞行器发动机的电气构件产生的热量。然而，吸收的热量必须传递至环境空气。为了消散热量，系统将加热的冷却剂从电气飞行器发动机传送到包括在电气发动机的导叶内的通道或腔中。当在导叶中时，由于在导叶的外表面周围流动的气流（例如，风扇流），加热的冷却剂可被快速地冷却。

导叶可将空气引导到电动飞行器发动机中且将空气从电动飞行器发动机引导出。导叶可具有角度，其可操纵成改变空气流入和流出电动飞行器发动机所处的角度。电动飞行器发动机可包括大风扇，与使用来自燃气涡轮的气体燃烧来向风扇供能的燃气涡轮发动机相反，该大风扇用来使用电功率系统向发动机供能。即，由电功率系统产生的功率能量密度较低，因为依赖于较多构件来产生相同量的功率，电气系统典型地重量较大（即，较重）。因此，将任何额外材料添加至电气系统与可利用额外燃料补偿额外重量的燃气涡轮中相比，将使系统恶化得更多。这不容易由电气系统执行。导叶（例如，出口导叶或ogv）可位于风扇后方，该风扇可用来将空气有效地引导出发动机。在一些示例中，导叶（例如，入口导叶或igv）可位于风扇前方，其可用来将空气有效地引导到电动风扇上。同样，电动飞行器发动机可使用用于冷却剂的有机热传递液体（诸如，硅基油、电介质、直接液体冷却等）。在一些实施例中，冷却剂可为多相的，其中具有气体和液体的组合，且其使用蒸发来沉积冷却剂。

尽管本文中的示例描绘诸如用在包括两个或更多个电动发动机的商用喷气式飞行器上的电动飞行器发动机，但可能的是，示例性实施例可应用于其他类型的机器，诸如用于固定机器（例如，水翼船）的电动发动机、用于除飞行器之外的车辆（例如，汽车、机车、海运/推进器）、航天等的电动发动机。还应认识到的是，示例性实施例可应用于混合动力发动机，其可包括多于一种类型的功率（例如，用来驱动向电动马达供能的发电机的内燃机）等。

图1示出根据示例性实施例的飞行器100和可包括在电动飞行器发动机内或以其他方式连接至电动飞行器发动机的构件的示例。参照图1的示例，飞行器100可为商用客机、私人飞机、小型无人飞机等。在图1的示例中，飞行器100包括多个电动飞行器发动机110，其可包括用于向其中的发动机风扇供能的电动马达。电动飞行器发动机110的量和位置不限于图1的示例中示出的内容。例如，可在飞行器的尾部附近包括发动机。作为另一示例，与图1中示出的内容相比，飞行器可包括较多的发动机或较少的发动机。

图1还示出电动驱动系统120的示例，电动驱动系统120可包括用于向电动飞行器发动机100供能的各种构件。例如，电动飞行器发动机110可包括用于使风扇130旋转的电动马达112，其生成用于移动和提升飞行器100的推力。例如，风扇130可容纳在护罩中。电动飞行器发动机110还包括用于向电动马达112供应功率的电池114，以及控制电动飞行器发动机110的整体操作的控制器116。电动飞行器发动机110还包括发电机118，其在此示例中与包括电动飞行器发动机110的构件的壳体分离，然而实施例不限于此。然而，应认识到的是，电动飞行器发动机110的构件不限于图1中示出的构件。例如，电动飞行器发动机110可包括在生成电功率时产生热量的转子绕组、定子、压缩机、心轴、磁体、电缆等。

电动驱动系统120可包括各种形成物（诸如，通道、腔、外壳、导管等），其构造成使冷却剂在电动飞行器发动机110的构件中和周围传送或以其他方式流动，以便从构件吸收热量。冷却剂可为气体、液体或其组合（被称为多相）。电动驱动系统120的形成物的设计不限于任何特定构件或任何特定类型的通道，而是能够通过电动飞行器发动机110和其构件传送冷却剂以用于使发动机冷却的任何机构。

图2示出根据示例性实施例的包括用于消散热量的导叶的电动飞行器发动机200的内部视图。参照图2，电动飞行器发动机200包括鼻部201、发动机区域202、尾部203以及导叶204，其在发动机区域202的外部周围以圆柱形方式定位。发动机区域202可包括电气发动机的构件，诸如发动机风扇209、电动马达、电池、发电机、绕组、电缆、定子、磁体以及其他发动机构件。在操作期间，发动机区域202可在向其中的风扇209供能时生成相当大量的热量。尽管未在图2中示出，但应认识到的是，各种通道、通路、腔等可包括在发动机区域202和风扇209内并且围绕它们，冷却剂可通过它们流动且吸收由发动机区域202的构件生成的热量。

当冷却发动机（特别是高密度的电动飞行器发动机200）时，由冷却剂捕获的热量必须快速地消散回到环境空气中，否则冷却剂将保持在适当地冷却电动飞行器发动机所必要的温度以上。相关的燃气涡轮发动机焚烧燃料以产生功率和推力，而电动飞行器发动机在功率从外部源供应时仅生成推力。本文中的散热系统解决针对电动推进系统（其中电能转换成推力）的特定问题。更特别地，针对电动飞行器发动机。电动马达具有高功率密度和高能量密度，这继而需要复杂的冷却途径以实现对于马达的充分冷却。

冷却系统的有效性取决于系统在消散热量（一旦热量由冷却剂吸收）方面有多有效。限制热传递的是电动马达的设计和功率密度。机器功率密度由从热生成源（例如，定子、绕组等）获得热量且将热量传递回到环境的能力以及实现这所需要的泵送功率来限制。如果用来将热量转送回到环境空气中的机构不胜任，则无论冷却系统设计得有多好，发动机都将过热。

为了解决这些问题，在由用来向风扇209供能的一个或更多个电气构件加热之后，来自电动飞行器发动机200的发动机区域202的冷却流体可被传送或泵送到导叶204中，该导叶204邻近发动机区域202或以其他方式与发动机区域202分离。导叶204在其外表面上连续地暴露于环境空气，且可提供加热的液体和气体的快速冷却。如在图2的右侧上的放大视图中示出的那样，导叶204可包括入口导叶206和出口导叶207，然而，设计不限于图2中示出的内容。

通道、通路、腔等可设置在导叶206和207内，且可连接至电动飞行器发动机区域202的冷却通道。作为另一示例，外壳可添加在导叶周围以提供用于冷却剂流过的区域。根据各种实施例，来自电动飞行器发动机区域202的冷却流体208可从电动飞行器发动机区域202传送至导叶（例如，图2中的出口导叶207）。导叶可消散来自冷却流体208的热量且将热量快速地传递到在导叶207周围连续流动的环境空气中。导叶207的冷却功能操作所处的速度可基于导叶207的各种特征，诸如表面区域、材料类型、厚度、形状等。

图2中的设计的益处中的一个在于，来自电动飞行器发动机200的热量可在它通过导叶消散时从加热的冷却剂（例如，液体/气体）快速地传递回到环境空气中。例如，在冷却流体已通过电动飞行器发动机构件泵送且用来从电动飞行器发动机吸收或以其他方式捕获热量（例如，在定子、转子绕组、磁体、轴承、马达等周围的腔或窄通路中）之后，加热的流体然后基于泵或其他加压机构通过导叶（ogv和igv）传送。在行进通过导叶时，冷却液体/气体可通过将热量传递至导叶来快速地冷却。此外，导叶还可在将热量经由导叶的表面区域消散到环境空气中时快速地冷却。由于发动机风扇209，该过程由吹送通过导叶的空气加速。

冷却剂208可为液体冷却剂、气体或甚至多相。在电动马达内，多相冷却剂可使系统中存在的冷却流体（气相和液相）蒸发。冷却剂可贯穿电动马达和/或电气马达的构件泵送。构件是需要被输送走的热量的源。尽管未在图2中特别地示出，但发动机区域202可包括诸如电动马达、定子、转子绕组以及磁体这样的构件，它们具有通过其流动以产生扭矩来使马达旋转的电流。作为另一示例，发动机区域202还可包括绕组、电缆、轴承等，其有助于风扇旋转且其需要冷却。在构件中可存在小的腔（中空区段）。

通过从电动飞行器发动机的已存在的构件生成散热机构，散热过程不在飞行器上产生额外的阻力，而相关领域中的其他系统可将某些东西（例如，表面区域）添加到气流中，这导致系统上的额外阻力（更多的能量消耗、更慢的速度等）。相反，电动飞行器发动机已包括导叶，其用于控制气流的方向的目的。即，导叶具有空气动力学目的（结构目的），且有意地接触发动机风扇气流以重新调节/调节流入和流出风扇的空气，以确保风扇不失速且提供推力。

图3为示出根据示例性实施例的电动飞行器发动机300的内部视图的图示。参照图3，电动飞行器发动机300包括鼻部301或头部、尾部302以及本体，本体包括电动飞行器发动机310、冷却通道311以及泵312。泵312可生成压力以用于将冷却剂传送通过冷却通道311，以由此从电动飞行器发动机310的各种构件吸收热量。在吸收热量之后，泵312可将加热的冷却剂307传送到导叶中，在该示例中，导叶包括入口导叶305和出口导叶306。导叶可以以圆柱形结构（在图2中示出）在发动机核心310的外部周围设置，然而实施例不限于此。在图3的示例中，支承结构314用于容纳导叶305和306。支承结构314的大小和形状不限于图3中示出的示例。导叶305和/或306可形成在支承结构314的通道、腔、通路等内。

导叶305和306中的每一个包括一个或更多个通道308，其能够接收来自电动飞行器发动机310的加热的冷却剂（例如，经由未示出的端口或输出部）且将加热的冷却剂传送通过导叶的结构。在冷却剂传送通过导叶305和306时，冷却剂可消散当冷却剂在电动发动机310内时已吸收的热量。热量可消散到在导叶305和306周围流动的环境空气中。此外，冷却剂可泵送回到电动飞行器发动机310中，在电动飞行器发动机310中其可再次执行冷却发动机构件的功能。

图4示出根据示例性实施例的用于从电动飞行器发动机消散热量的方法400。例如，方法400可将冷却剂传送通过电动飞行器发动机且通过如图2和图3的示例中示出的一个或更多个导叶。参照图4，在410中，方法包括经由电动系统向发动机风扇供能以将推力提供至飞行器。例如，电气系统可包括电动马达、发电机、电池、电缆等中的一个或更多个，其在马达内运载电力且产生热量。在420中，方法还包括将冷却剂泵送通过电动马达的冷却通道以从通过供能加热的电动马达的一个或更多个构件吸收热量。在此，冷却剂可为液体、气体或其组合。冷却剂的示例包括有机硅等。在430中，方法包括将由电动马达的冷却通道加热并从其输出的冷却剂泵送到该一个或更多个导叶中，该一个或更多个导叶连接至电动马达的冷却通道且消散来自加热的冷却剂的热量。此外，在440中，方法包括将来自该一个或更多个导叶的冷却的冷却剂泵送回到电动马达的冷却通道中。

方法400可包括将加热的冷却剂泵送通过入口导叶、出口导叶、导叶周围的外壳、导叶内的腔，或在导叶中和周围的其他通路。通过将加热的冷却剂从电动飞行器发动机泵送出且泵送到导叶中，快速冷却可由冷却剂的方法400执行，且冷却剂可供给回到电动飞行器发动机中。可持续地重复过程以从电动飞行器发动机连续地消散热量。

本文中的过程的以上描述和说明不应被认为暗示执行过程步骤的固定顺序。相反，过程步骤可以以可行的任何顺序执行，包括同时执行至少一些步骤。尽管本公开结合具体示例描述，但应理解的是，可对公开的实施例作出对本领域技术人员而言显而易见的各种改变、替换以及变更，而不脱离所附权利要求中阐述的本公开的精神和范围。