用于无人驾驶飞行器的具有柔性连接件的易碎紧固件以及相关系统和方法与流程
本技术通常针对用于无人驾驶飞行器的具有柔性连接件的易碎紧固件以及相关系统和方法。
背景技术：
易碎紧固件通常用于无人驾驶飞行器或无人驾驶飞行交通工具(uav)中，以将飞行器的各种部件(例如，机身、机翼、小翼、尾翼等)固定在一起。易碎紧固件能够有助于在着陆和/或其他高冲击操作期间最小化对飞行器的损坏。例如，许多常规无人驾驶飞行器包括用易碎(例如塑料)螺钉连接到机身的机翼。如果飞行器坠毁或受到高冲击负荷，塑料螺钉会断裂，从而使机翼与机身完全分离。相比于机翼被刚性连接到机身的构造，这种设置通常会导致对机翼和机身的较小损坏。
然而，这种设置的一个问题是，在许多情况下，可能不希望的是在操作期间允许飞行器的许多相对昂贵、精密的部件从飞行器脱开。这些部件在从飞行器上脱离后可能会被严重损坏和/或毁坏。这种设置的另一个问题是，当此类部件从飞行器完全脱开时，飞行器和相应部件之间的电气连接或其他系统连接会被完全破坏。修复这些连接可能非常昂贵且耗时。
技术实现要素：
本发明的实施例涉及一种无人驾驶飞行器，其可以包括：机身部分；机翼部分；由机翼部分承载的小翼；以及将小翼部分耦合到机翼部分的易碎紧固件，所述易碎紧固件包括：外本体，其具有与所述翼部分接触的第一部分、与所述小翼部分接触的第二部分以及在所述第一部分与所述第二部分之间的易碎部分；柔性构件，柔性构件至少部分地定位在外本体内、连接到所述第一部分并且延伸通过且穿出所述第二部分；以及由柔性构件承载的止挡元件。柔性构件可以压接到第一部分。柔性构件可以包括线缆。柔性构件可以包括实心线。止挡元件可以压接到柔性构件。外本体可以具有中空内腔，其具有朝向外本体的一端的开口，并且其中柔性构件可以包括线缆，其具有定位在所述中空内腔内并且固定地附接到所述外本体的第一端，所述线缆延伸穿过开口并远离外本体，该线缆具有位于外本体外部的第二端，第二端承载止挡元件，止挡元件大于开口。线缆可以具有第一直径并且止挡元件可以具有大于第一直径的第二直径。第一部分可具有第一外直径，并且其中易碎部分可具有小于第一外直径的第二外直径。第二部分可以包括外螺纹。小翼部分可以包括内螺纹孔，并且其中易碎紧固件的外螺纹被螺纹接收在内螺纹孔中。
本发明的另一个实施例涉及一种易碎紧固件，其可以包括外本体，该外本体具有：具有可定位成接触第一部件的第一附接元件的第一部分，具有可定位成接触第二部件的第二附接元件的第二部分；以及在第一和第二部分之间的易碎部分；具有第一端和第二端的柔性构件，柔性构件被定位在外本体内并且连接到朝向所述柔性构件的第一端的外本体的第一部分，第二端至少部分地位于外本体的外部；以及止挡元件，其朝向柔性构件的第二端连接到柔性构件。第一附接元件可以包括头部。第二附接元件可以包括螺纹。止挡元件可以压接到第一部分。这将改进设计的结构。柔性构件可以包括线缆。止挡元件可以压接到线缆上。外本体可以包括开口，柔性构件穿过该开口延伸，并且其中止挡构件成锥形以可滑动地进入开口。外本体可以包括开口，柔性构件穿过该开口延伸，并且其中止挡构件可以具有锥形边缘以在开口周围切入外本体。外本体可以包括开口，柔性构件穿过该开口延伸，该开口具有键槽，并且其中止挡构件可以包括定位成可滑动地进入键槽的键。外本体可以具有中空内腔，其具有朝向外本体的一端的开口，并且其中柔性构件可以包括线缆，其具有定位在所述中空内腔内并且固定地附接到所述外本体，所述线缆延伸穿过开口并远离外本体，该线缆具有位于外本体外部的第二端，止挡元件大于开口。第一部分可具有第一外直径，并且其中易碎部分可具有小于第一外直径的第二外直径。第二部分可以包括外螺纹。
本发明的实施例涉及一种用于制造无人驾驶飞行器的方法，其可以包括：将第一飞行器部件和第二飞行器部件定位成彼此接近；以及用易碎紧固件将所述第二飞行器部件附接到所述第一飞行器部件，所述易碎紧固件具有：外本体，其具有第一部分、第二部分以及在所述第一部分与所述第二部分之间的易碎部分；柔性构件，所述柔性构件至少部分地定位在所述外本体内、连接到所述第一部分并且延伸穿过且穿出所述第二部分；以及由所述柔性构件承载的止挡元件；并且其中将所述第二飞行器部件附接到所述第一飞行器部件可以包括：将外本体的第二部分附接到第二飞行器部件；并且将外本体的第一部分与第一飞行器部件可操作地接合。将外本体的第二部分附接到第二飞行器部件可以包括：将柔性构件的至少一部分定位在第二飞行器部件中。将外本体的第一部分与第一飞行器部件可操作地接合可以包括：使外本体的头部与第一飞行器部件的表面接触。将外本体的第一部分与第一飞行器部件可操作地接合可以包括：使外本体的头部与垫圈接触，并使垫圈与第一飞行器部件的表面接触。这些元素中的每一个都能够改进交通工具的设计。第一飞行器部件可能包括飞行器机翼。第二飞行器部件可以包括小翼。
本发明的一个实施例涉及一种用于操作无人驾驶飞行器的方法，该方法可以包括：发射无人驾驶飞行器，无人驾驶飞行器具有第一部件和第二部件，第二部件用易碎紧固件连接到第一部件，易碎紧固件具有外本体，其具有第一部分、第二部分和位于第一和第二部分之间的易碎部分，易碎紧固件还具有至少部分位于外本体内的柔性构件，所述柔性构件连接到所述第一部分并且延伸穿过并穿出所述第二部分到达止挡构件；以及在无人驾驶飞行器上放置载荷，使得外本体在易碎部分断裂，同时第一和第二部件通过柔性构件保持耦合，所述柔性构件允许限制在第一和第二部件之间的相对运动。柔性构件可以在外本体断裂之前不限制第一和第二部件之间的相对运动。在无人驾驶飞行器上放置载荷可以包括：使无人驾驶飞行器与捕获线接触，并且将无人驾驶飞行器可释放地固定到捕获线。易碎紧固件可以是第一易碎紧固件，并且其中该方法还可以包括：用第二易碎紧固件将第二部件重新附接到第一部件。第二部分可以螺纹连接到第二部件，并且其中该方法还可以包括通过以下步骤移除易碎紧固件：将张力施加在柔性构件上以将止挡元件拉动成与第二部分接触：以及在所述柔性构件处于张力的状态下旋转所述第一部分以从所述第二部件上解开所述第二部分。
附图说明
图1是根据本技术的实施例配置的具有与易碎紧固件或链节相耦合的一个或多个部件的无人驾驶飞行器的局部示意性立体说明图。
图2a是根据本技术的实施例配置的具有柔性构件的紧固件的局部示意性侧视图。
图2b是基本上沿着图2a的线2b-2b截取的易碎紧固件的实施例的局部示意性侧横截面说明图。
图2c是基本上沿着图2b的线2c-2c截取的易碎紧固件的实施例的局部示意性横截面说明图。
图3是根据本技术的实施例的易碎紧固件安装的局部示意性局部横截面说明图。
图4是根据本技术的实施例的具有被破坏的易碎紧固件的易碎紧固件安装的局部示意性局部横截面说明图。
图5是根据本技术的实施例的易碎紧固件安装的局部示意性局部横截面说明图，其中易碎紧固件在两个位置处被破坏。
图6是根据本技术的实施例的用于移除破坏后易碎紧固件的过程的局部示意性横截面说明图。
图7a是根据本技术的一些实施例配置的具有止挡元件的易碎紧固件的局部示意性侧视图。
图7b是基本上沿着图7a的线7b-7b截取的易碎紧固件的实施例的局部示意性横截面说明图。
图7c是根据本技术的一些实施例配置的具有止挡元件的易碎紧固件的局部示意性等轴测说明图。
图8是根据本技术的实施例的具有带两个止挡元件的柔性构件的易碎紧固件的局部示意性横截面说明图。
图9是根据本技术的实施例且基本上沿着图1的线9-9截取的与易碎紧固件连接的机翼和小翼的局部示意性等距剖视说明图。
具体实施方式
本技术通常针对用于无人驾驶飞行器的具有柔性连接件的易碎紧固件以及相关系统和方法。在特定实施例中，易碎紧固件安装在具有机身、机翼和由机翼承载的小翼的无人驾驶飞行器上。易碎紧固件可将小翼耦合到机翼，并且能够包括外本体，该外本体具有与机翼接触的第一部分、与小翼接触的第二部分以及第一和第二部分之间的易碎部分。易碎紧固件能够进一步包括柔性构件，柔性构件至少部分地定位在外本体内并连接到第一部分。柔性构件能够延伸穿过并且穿出第二部分，并且能够承载止挡元件。在操作中，当机翼或小翼承受高于阈值载荷的载荷时，易碎紧固件在易碎部分处断裂，从而允许小翼以受到柔性构件约束的方式从机翼移动离开。如将在下面进一步详细描述的，柔性构件能够提供优于包括具有更多刚性连接的易碎紧固件的现有装置的优点。
在下面的描述和图1-9中阐述了本公开的某些实施例的许多具体细节，以提供对这些实施例的透彻理解。没有详细示出或描述通常与这样的系统相关联的公知结构、系统和方法，以避免不必要地模糊本公开的各种实施例的描述。另外，相关领域的普通技术人员将理解，可以在没有下面描述的多个细节的情况下实践另外的实施例。
图1是根据本技术的某些实施例配置的具有与易碎紧固件或链节相耦合的一个或多个部件的无人驾驶飞行器100的局部示意性立体说明图。无人驾驶飞行器100能够包括机身(或机身部分)101、从机身101向外延伸的一对机翼(或机翼部分)170和位于机身101的后端处以在飞行期间推进飞行器100的推进器104。每个机翼170能够包括用于横向稳定性和控制的向上延伸的小翼(或小翼部分)180。每个机翼170还能够包括捕获装置105(例如，钩或翼钩)。在完成任务之后，飞行器100通过将机翼170“飞行”到捕捉线106或其他细长夹具中而在飞行中“被捕获”。捕获装置105接合捕获线106，使飞行器100停止。在图示的实施例中，小翼180是部分可移除的元件，其用一个或多个易碎紧固件或链节110(示意性示出)可释放地耦合到对应的机翼170。尽管在图1中示出的每个小翼180附接有两个易碎紧固件110，不过可以理解的是，在一些实施例中可以使用不同数量的紧固件110。此外，易碎紧固件110可以在整个飞行器100中使用，以将各种合适的不同部件中的任何部件耦合在一起。
如下面详细描述的那样，易碎紧固件110是例如在上述捕获操作期间当阈值力(例如，高于预定水平的力)施加到小翼180和/或机翼170时容易断裂的紧固件。这种力可以使小翼180朝向和远离机翼170旋转(如图1中的箭头r所示)，和/或在其他方向上扭转、旋转和/或平移。然而，所示实施例中的易碎紧固件110不会完全断裂。而是，易碎紧固件110包括两个离散构件，这两个离散构件能够相对于彼此移动达固定距离，同时保持彼此耦合。与受到力时完全断裂的常规易碎紧固件相比，希望易碎紧固件110防止飞行器的部件(例如小翼180)完全从飞行器100脱离并接触地面或其他结构。另外，通过不完全断开，期望在小翼180从飞行器100脱离时易碎紧固件110防止对机翼170和相应小翼180之间的电气(或其他系统)连接的损坏和/或毁坏。下面参照图2a-9进一步描述关于易碎紧固件110的更多细节。
图2a是根据本技术的实施例配置的代表性易碎紧固件110的局部示意性侧视图。易碎紧固件110能够包括外本体120，其具有第一部分121、第二部分122和位于第一部分121和第二部分122之间的易碎部分150。外本体120能够具有带开口126的中空内腔，柔性构件160从开口126延伸。柔性构件160能够承载止挡元件140。易碎紧固件110能够连接在两个部件之间，并且当易碎紧固件110在易碎部分150处断裂时，止挡构件140能够防止这两个部件移动远离彼此超过柔性构件160的长度。
外本体120能够包括具有第一附接元件127的第一端123(例如在第一部分121处)和具有第二附接元件128的第二端124(例如在第二部分122处)。第一附接元件127能够包括接触一个部件的头部125(例如，六角形螺栓头)，并且第二附接元件128能够包括接触另一个部件的外螺纹129。
图2b是图2a中所示的易碎紧固件的实施例的局部示意性横截面说明图。图2b示出了外本体120的内腔130，柔性构件160从内腔130延伸。柔性构件160能够例如在压接区域131处被固定地附接到第一部分121。为了将柔性构件160紧固到第一部分，如箭头c所示，第一部分121在压接区域131处被压接，从而与柔性构件160形成压接接头132。
外本体120在第一部分121和/或第二部分122处具有外直径d1，其大于易碎部分150处的对应直径d2。因此，当弯曲载荷施加到外本体120时，将优先在易碎部分150处破裂。内腔130具有直径d3，其大于柔性构件160的外直径d4。因此，当易碎部分150断裂时，第二部分122能够在柔性构件160上朝向止挡元件140滑动。止挡元件140具有外直径d5，其大于内腔130的内直径d3。相应地，止挡元件140防止第二部分122移动越过止挡元件140。止挡元件140能够在朝向柔性构件160的第二端163定位的压接接头141处紧固到柔性构件160。柔性构件160的对应的第一端162能够从外本体120的第一端123凹入，或者可以借助于在压接区域131处执行的压接操作从第一端123稍微突出。
在特定实施例中，前述直径，且特别是前述直径的同心度被控制以提供易碎紧固件110之间的一致性。例如，由于内部空腔直径d3和易碎部分直径d2之间的偏心可能削弱易碎部分150，因此故意保持这两个直径同心。
柔性构件160能够具有各种合适结构中的任何一种。在特定结构中，柔性构件160由股线线缆161形成。期望的是，柔性构件160的线缆结构有利于形成压接接头132，并且期望允许柔性构件160经历显著的弯曲(例如，弹性弯曲)而不会断裂。例如，在压接操作期间，来自外本体120的材料能够进入线缆161的股线和/或长丝之间的间隙，以进一步将线缆161固定到外本体120。另外，希望线缆的股线性质比实心结构更能抵抗破裂。例如，一些单根股线在操作期间可能断裂，而不会导致断裂延伸到其他股线和/或导致柔性构件160失效。
图2c是由多根股线164、特别是七根股线164形成的代表性线缆161的横截面说明图。每根股线164能够由多根(例如七根)长丝165形成。在其他实施例中，线缆161能够包括其他合适数量的股线164和/或其他合适数量的长丝165。在更进一步的实施例中，柔性构件160能够具有其他结构，包括实心线结构，尽管如上所述，股线结构可以提供更好的耐疲劳性和/或与外本体120更好的连接。
图3示意性地示出了根据本技术的实施例的连接第一部件171和第二部件181的代表性易碎紧固件110。第一部件171能够包括上述的机翼或机翼部分170，并且第二部件181能够包括上述的小翼或小翼部分180。机翼170具有下表面172、上表面173和位于其间的内部区域174。小翼180具有承载内螺纹螺母板183的下表面184以及内部区域182。易碎紧固件110能够被安装成第一部分121与机翼下表面172可操作地接合，例如头部125压抵机翼下表面172或者中间构件(例如垫圈111)压抵机翼下表面172，以将负载从紧固件110分配到机翼170。易碎紧固件110的第一部分121延伸到机翼内部174中，并且第二部分122与小翼180的螺母板183螺纹接合。在一些实施例中，第二部分122的外螺纹129不利用例如
如图4所示，如果机翼170和小翼180之间的接头承受大于阈值载荷的载荷(例如，弯曲载荷)，则易碎紧固件110将在易碎部分150处断裂。一旦易碎紧固件110断裂，小翼180将在由柔性构件160和止挡元件140提供的约束内相对于机翼170移动。随着小翼180相对于机翼170移动，柔性构件160可以在突出的第二部分122上施加弯曲载荷，该第二部分保持螺纹附接到螺母板183。如图5所示，这进而可能导致第二部分断裂，例如在小翼下表面184附近。因此，第二部分122现在包括附接的第二部分133和松开的第二部分134。松开的第二部分134能够沿着柔性构件160移动，但仍然受到第一部分121和附接的第二部分133的限制。
一旦无人驾驶飞行器100(图1)在被捕获之后已经停止，则易碎紧固件110被移除。检查第一部件(例如，机翼170)和第二部件(例如,小翼180)，并且用新的易碎紧固件110将第二部件重新附接到第一部件。
图6示出了用于移除断裂的易碎紧固件110的代表性技术。如上所述，外螺纹129不用化学剂进一步固定到螺母板183，而是简单地被螺纹连接。因此，易碎紧固件110能够通过从小翼180上旋松而被移除。由于将紧固件头部125连接至外螺纹129的柔性构件160的柔性以及在柔性构件160与第二部分122之间的滑动配合的结果，操作者可采用额外的步骤来完成移除过程。具体地，操作者可以通过向上拉动小翼180远离机翼170(如箭头t所示)而向柔性构件160施加张力，从而使止挡元件140紧密地压抵附接的第二部分133。当柔性构件160保持在张力下时，在止挡元件140紧靠附接的第二部分133定位的情况下，操作者可以如箭头r1所示逆时针旋转头部125，使得柔性构件160如箭头r2所示逆时针旋转，这又使得止挡元件140和附接的第二部分133如箭头r3所示逆时针旋转，以便将外螺纹129从螺母板183上松开。以这种方式，易碎紧固件110可以被移除和替换。无论第二部分122是两件式(如图6所示)还是一件式(如图4所示)，都可以使用该过程。为了便于这种操作，当柔性构件逆时针旋转时，构成柔性构件160的元件(例如，上述股线和长丝)可以在使得它们紧固在一起的方向上故意扭转。如果，如在某些情况下可能发生的那样，前述操作不容易完成，则操作者可以夹住柔性构件160并且可以通过进入小翼180的内部区域182来移除紧固件110的剩余元件。
如上所述，穿过紧密地、紧贴地或紧紧地将止挡元件140与附接的第二部分133接合，可以帮助断裂的易碎紧固件110的移除过程。图7a-7c示出了用于促进这种接合的代表性技术。从图7a开始，根据特定实施例的代表性止挡元件740可以包括面对外部本体120的第二端124处的开口126的向内锥形的表面742。当止挡元件740被紧密地拉靠外本体120时，向内锥形的表面742可以进入开口126并提供有助于以上面参照图6所述的方式旋转第二部分122的附加摩擦力。为了提供附加的摩擦力，易碎紧固件110可以包括一个或多个附加的摩擦力增强元件。例如，如图7a所示，外本体120的第二端124处的开口126的内表面可以是锥形的，以提供与止挡元件740的相应的锥形表面742的附加接触。除了上述特征或者代替上述特征，止挡元件740可以包括肋或者其它突起744，其延伸远离锥形表面742并且可以与外本体120中的开口126的表面接合(例如切入该表面)。例如，止挡元件740可由比形成外本体120的材料(例如，铝)更硬的材料(例如，不锈钢)形成。图7b是根据本技术的一些实施例的紧固件110的横截面说明图，示出了具有四个肋744的止挡元件740。在其他实施例中，止挡元件740可以包括其他数量的肋743(例如2、3、5)和/或其他摩擦力增强特征。
图7c示出了又一个代表性布置，其中止挡元件740已经成形(例如压接或以其他方式形成)以包括向外延伸的键744。外本体120可以包括相应的键沟或键槽745，其尺寸被设计成接收键744。在操作中，操作者将止挡元件740拉靠外本体120，旋转柔性构件160直到键744落入键槽745中，并且然后继续旋转柔性构件160以将第二部分722从其附接的部件上旋下。在该实施方式的一个特定方面中，外本体120的键槽745所处的端部可以被旋松以便减少或消除在安装期间错扣(cross-threading)紧固件110的可能性。
在进一步的代表性实施例中，柔性构件160可以包括多个止挡元件140，而不是一个止挡元件和压接接头。例如，如图8所示，柔性构件160能够包括朝向第一端162的第一止挡元件140a和朝向第二端163的第二元件140b。第二止挡元件140b的存在能够消除对上述压接接头141的需要。实际上，外本体120内的内腔130能够相对于柔性构件160在其整个长度上具有间隙配合。这种结构的潜在优点是它消除了压接外本体120的需要。相反，上面参照图2a和图2b描述的布置的优点在于，压接接头141减小或消除了柔性构件160(或第一止挡元件140a)从头部125向外突出的程度。
在一些实施例中，图8所示的易碎紧固件110可以以倒置的方向安装，其中头部125在第二止挡元件140b下方。为了防止柔性构件160和第二止挡元件140b向下滑动穿过腔130并且使得第一止挡元件140a和柔性构件160的一部分进一步突出超过头部125，易碎紧固件110能够包括阻力元件166。阻力元件166能够包括定位在柔性构件160上或周围和/或在外本体120的端处的橡胶带、rtv硅胶珠或其他柔性元件以防止柔性构件160在重力下向下滑动。当较大的力被置于易碎紧固件110上(例如，易碎部分150破裂)时，柔性构件160的运动能够克服由阻力元件166提供的阻力，以允许机翼和小翼之间的相对运动。
在进一步的实施例中，外本体120能够包括凹槽135，第一止挡元件140a装配到凹槽135中。这种布置能够减小或消除第一止挡元件140a从头部125向外延伸的程度，以便减小阻力和/或第一止挡元件140a阻挡异物的可能性。在该实施例中，如上所述，易碎紧固件110还能够包括阻力元件166以防止柔性构件160在重力下移动。
图9是根据本技术的一些实施例的用两个易碎紧固件110紧固的代表性机翼170和小翼180的局部示意性局部剖切说明图。如图9所示，螺母板183能够延伸到小翼180的内部182中，以考虑针对机翼上表面173的曲率。也如图9所示，机翼170和小翼180能够包括进入孔，该进入孔允许进入相应的内部区域174、182以维修这些部件，并且如果必要的话，在使用后除易碎紧固件110的部分。
当与现有的易碎紧固件相比，本技术的实施例可以提供一个或多个优点。例如，一些现有的易碎紧固件包括在大致刚性构件(而不是柔性构件)的第一端与外本体之间的螺纹连接。如果在安装期间，外本体相对于内部的刚性螺纹构件被过度拧紧，则扭矩会削弱易碎部分并使其过早失效。通过在与易碎区域间隔开的位置处将柔性构件压接至外本体，预期目前公开的易碎紧固件的实施例不太可能在易碎区域处产生这种应力。
包括柔性构件(当与相对非柔性构件相比时)的实施例的另一个期望优点是柔性构件能够(在易碎区域断裂之后)多次弯曲而不会自身断裂。例如，当易碎的紧固件用于将小翼附接到机翼时，在易碎区域断裂后，小翼能够在停止之前相对于机翼快速地并且重复地前后移动。这种运动会导致刚性附接构件断裂，从而导致小翼完全脱离机翼。通过将柔性构件集成到易碎紧固件中，可以避免这种结果。
从前面所述将认识到，本文中为了说明的目的已经描述了本技术的具体实施例，但是可以在不偏离本技术的情况下做出各种修改。例如，代表性易碎紧固件可以用于连接除机翼和小翼之外的部件。除了本文具体示出和描述的那些之外，飞行器可以具有其他配置，例如其中部件(例如，机身、机翼和/或小翼)彼此混合(例如，混合型机翼/机身配置)的配置。上述柔性构件可以具有除了上述股线结构之外的结构，例如配置成限制由反复弯曲引起的断裂的坚固结构。本文已经示出了代表性易碎紧固件，其中第一部分与飞行器机翼接触，并且第二部分与小翼接触。在其他实施例中，易碎紧固件的定向可以颠倒。如几个图中所示，易碎部分可以具有圆角或圆弧形的横截面形状，或者其可以具有“v形”或其他适当形状的横截面。
在特定实施例中，外本体可以由铝制成并且柔性构件由不锈钢制成。在其他实施例中，这些部件可以由其他合适的材料制成。可以控制这些部件(特别是在易碎区域)的表面光洁度以产生一致的结果。
在特定实施例的上下文中描述的技术的某些方面可以在其他实施例中被组合或消除。例如，柔性构件和外本体之间的压接连接可以被消除而有利于第二止挡元件。此外，尽管已经在那些实施例的上下文中描述了与本技术的某些实施例相关联的优点，但是其它实施例也可以展现出这样的优点，并且并非所有实施例都有必要展现出落入本技术范围内的优点。相应地，本公开和相关技术可以涵盖未在本文明确示出或描述的其他实施例。
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