一种用于火箭发动机高空模拟试验的装置及方法与流程

本公开涉及火箭发动机地面模拟高空试验领域，尤其涉及一种用于火箭发动机高空模拟试验的装置及方法。

背景技术：

火箭发动机的高空模拟试验是火箭发动机必须进行的一项地面试验，高空模拟试验是在地面试验设备中创造一个近似高空条件的环境，使火箭发动机在这个环境里工作，进行其性能、可靠性及工作寿命等各种试验。

火箭发动机的推力随着高度的升高不断增大，直到在真空环境中达到最大推力，真空环境下火箭发动机的环境压强非常低，在地面高空模拟试验时须建立相应高度下的低压真空环境才能真实模拟火箭发动机的高空特性。

现有技术中，在进行火箭发动机高空模拟试验时，为了保护相关试验设备，常常采用注水冷却的方式对火箭发动机的火焰进行降温处理。然而，对火焰进行注水降温效率是极低的。

为了在高温模拟高空模拟试验时缩短火焰降温时间，急需提供一种用于火箭发动机高空模拟试验的装置及方法，实现火焰迅速冷却。

技术实现要素：

本发明的实施例提供一种用于火箭发动机高空模拟试验的装置及方法，使用快速冷却器的碱性冰介质将火箭发动机喷管排出的3000℃左右火焰迅速降温至100℃左右，缩短高空模拟试验时火焰降温时间。

为达到上述目的，本发明的实施例采用如下技术方案：

一方面，提供一种用于火箭发动机高空模拟试验的装置，包括：

快速冷却器，所述快速冷却器与火箭发动机的喷管连通，所述快速冷却器包括冰冷却模块，所述冰冷却模块的材料为冰；所述冰冷却模块设有冷却通道，所述火箭发动机产生的火焰从喷管喷出、流经冷却通道途中实时接触冷却通道周围的冰，火焰流过冷却通道降温成100±20℃的气流；

喷水冷凝器，所述喷水冷凝器与所述快速冷却器连通，100±20℃的气流进入所述喷水冷凝器降温，经所述喷水冷凝器降温的气流排放到装置外侧；

地面试验台，所述地面试验台安装有火箭发动机，所述地面试验台与所述快速冷却器和所述喷水冷凝器连通；

抽真空系统，所述抽真空系统与所述地面试验台、所述快速冷却器和所述喷水冷凝器连通；所述地面试验台、所述快速冷却器和所述喷水冷凝器均处于相应高空的真空状态。

在一些实施例中，还包括：

增压模块，所述增压模块安装在所述快速冷凝器和所述喷水冷凝器之间，气流流过所述增压模块增加压力后进入所述喷水冷凝器降温。

在一些实施例中，所述抽真空系统包括：至少一组抽真空模块，每组抽真空模块包括第一级至第n级真空泵，n≥2；

第一级至第n级真空泵依次串接；

不同组抽真空模块并联设置；

所有抽真空模块均与所述快速冷却器、所述地面试验台和所述喷水冷凝器连通，每个抽真空模块均能够对所述快速冷却器、所述地面试验台和所述喷水冷凝器抽真空。

在一些实施例中，还包括：

干燥模块，所述干燥模块用于干燥所述喷水冷凝器流出气体，所述干燥模块包括干燥剂，所述干燥模块安装在所述喷水冷凝器和所述抽真空系统之间；所述抽真空系统工作使得干燥模块也处于相应高空的真空状态。

在一些实施例中，所述干燥模块的数量与所述抽真空系统的抽真空模块数量相同；

所述喷水冷凝器和每个抽真空模块之间均安装一个所述干燥模块。

在一些实施例中，还包括：m个子冷却系统，m个子冷却系统绕所述快速冷却器的周围均匀设置，m个子冷却系统绕所述快速冷却器的中心线呈圆形分布；

每个子冷却系统均与所述快速冷却器连通，每个子冷却系统均与所述快速冷却器的连通处均设有限压阀；

所述快速冷却器内的火焰压力超过限压阀的阈值压力时，超出阈值压力的火焰进入所述子冷却系统快速冷却。

在一些实施例中，所述子冷却系统包括：子冷却器和抽真空子系统；

所述快速冷却器、子冷却器和抽真空子系统相互连通，抽真空子系统对子冷却器抽真空处理，使得子冷却器处于相应高空的真空状态。

另一方面，提供了一种用于火箭发动机高空模拟试验的方法，包括：

启动抽真空系统，将地面试验台、快速冷却器和喷水冷凝器抽真空至相应高空的真空状态，抽真空系统持续抽取地面试验台、快速冷却器和喷水冷凝器的火焰，并且抽真空系统持续维持所述真空状态；

启动火箭发动机，火箭发动机的喷管喷出3000℃左右的火焰；

快速冷却器将所述火焰降温成100±20℃的气流，快速冷却器对所述火焰降温的同时还对所述火焰第一次无害化处理；

喷水冷凝器对所述气流继续降温，喷水冷凝器对所述气流降温的同时还对所述气流第二次无害化处理；

经第二次无害化处理的气流从抽真空系统排出。

在一些实施例中，所述启动抽真空系统，将地面试验台、快速冷却器和喷水冷凝器抽真空至相应高空的真空状态，包括：

启动抽真空系统的多组抽真空模块，多组抽真空模块同时对地面试验台、快速冷却器和喷水冷凝器抽真空处理；

每组抽真空模块的多级真空泵串联，多级真空泵同时对地面试验台、快速冷却器和喷水冷凝器抽真空处理；

多级真空泵同时将气流抽出用于火箭发动机高空模拟试验的装置。

在一些实施例中，所述启动火箭发动机，火箭发动机的喷管喷出3000℃左右的火焰，包括：

启动火箭发动机，火箭发动机在地面试验台摆动；

火箭发动机的喷管喷出3000℃左右的火焰，火焰随着火箭发动机的摆动而摆动；

所述快速冷却器内超出阈值压力的区域，对应所述区域的限压阀打开，超出阈值压力的火焰进入对应所述区域的子冷却系统降温以及排放。

在本公开中，至少具有如下技术效果或优点：

1、本发明的实施例通过使用快速冷却器的碱性冰介质将火箭发动机喷管排出的3000℃左右火焰迅速降温至100℃左右，有效解决了火焰注水降温效率低的问题，进而实现了缩短高空模拟试验时火焰降温时间的有益效果。

2、本发明的快速冷却器既能降低火焰温度，也能大幅度降低火焰流速，由于通常火箭发动机比冲量为2900m/s~3000m/s，经快速冷却器流出的火焰（气流）水平方向比冲量为30m/s~40m/s，因此快速冷却器冷却后火焰速度下降50倍以上，极大地减轻了抽真空系统的抽真空能力，降低抽真空系统的真空泵功率，并且本发明的装置大幅度减小对外能源利用，降低抽真空系统的规模和抽真空系统的建设成本。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对本发明实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为用于火箭发动机高空模拟试验的装置的原理图一；

图2为用于火箭发动机高空模拟试验的装置的原理图二；

图3为装置的快速冷却器流动方向示意图；

图4为用于火箭发动机高空模拟试验的装置的一种应用实例原理图；

图5为装置中火箭发动机摆动时的部分火焰进入子冷却系统原理图；

图6为用于火箭发动机高空模拟试验的方法流程图；

附图标记：1-地面试验台；2-快速冷却器；21-第一冷却段；211-第一冷却通道；22-第二冷却段；221-第二冷却通道；3-抽真空系统；31-抽真空模块；311-第一级真空泵；312-第二级真空泵；313-第三级真空泵；4-火箭发动机；5-喷水冷凝器；6-增压模块；7-真空罐；8-干燥模块；9-子冷却系统；91-子冷却器；92-抽真空子系统；93-限压阀；a-打开状态；b-闭合状态。

具体实施方式

下面结合附图所示的各实施方式对本公开进行详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本公开的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本公开的保护范围之内。

在本公开实施例的描述中，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创造和简化描述，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创造的限制。

此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；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。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。

本公开的实施例提供一种用于火箭发动机高空模拟试验的装置，请参阅图1，图1为用于火箭发动机高空模拟试验的装置的原理图一，装置包括快速冷却器2、喷水冷凝器5、地面试验台1和抽真空系统3，其中：

快速冷却器2与火箭发动机4的喷管连通，快速冷却器2包括冰冷却模块，冰冷却模块的材料为冰；冰冷却模块设有冷却通道，火箭发动机4产生的火焰从喷管喷出、流经冷却通道途中实时接触冷却通道周围的冰，火焰流过冷却通道降温成100±20℃的气流；

喷水冷凝器5与快速冷却器2连通，100±20℃的气流进入喷水冷凝器5降温，经喷水冷凝器5降温的气流排放到装置外侧；

地面试验台1，地面试验台1安装有火箭发动机4，地面试验台1与快速冷却器2和喷水冷凝器5连通；

抽真空系统3与地面试验台1、快速冷却器2和喷水冷凝器5连通；地面试验台1、快速冷却器2和喷水冷凝器5均处于相应高空的真空状态。

快速冷却器2包括冰冷却模块，冰冷却模块的材料为冰；冰冷却模块设有冷却通道，火箭发动机4产生的火焰流经冷却通道途中实时接触冷却通道周围的冰，火焰流过冷却通道降温成100±20℃的气流。

本发明实施例的冷却通道与火箭发动机4的喷管连通。需指出，喷管是火箭发动机4的一个重要部件，它是指通过改变管段内壁的几何形状以加速气流的一种装置。在火箭发动机4中，通过喷管喉部面积的大小控制燃气的流量，使燃烧室内的燃气保持预定的压强，确保装药正常燃烧；使推进剂燃烧产物通过喷管膨胀加速，将其热能充分转换为燃气的动能，从而使发动机获得推进动力—推力。

在本实施例中，由于火箭发动机4工作时，产生的高温、高速、高质量流率的火焰混合物通过快速冷却器2内部冰制通道，在高温差和高速的燃气作用下，燃气与冰制通道内表面迅速发生剧烈的热交换，冰的“升华”与“液化-气化”同时发生。一方面，冰通过热能交换吸收大量的热能，从固态变为液态和气态，温度升高，速度增加，与尾气一同向后运动直至动出口排出；另一方面，尾气通过内能与动能的能量交换，其温度与动能大幅度降低，最终以低温的形态排至抽真空模块。为了消除火箭发动机4火焰中的有害气体hcl，快速冷却器2内的冰在制造时加入了碱性材料，因此在换能过程中通过中和反应，同时完成了火焰的无害化处理。

本实施例的冰通过碱性水冷冻而成，碱性水包括水和碱性材料，碱性材料可以为naoh或者nahco3等物质，本发明实施例对于碱性物质的具体类型可以不做限定。

优选快速冷却器2和喷水冷凝器5连通，100±20℃的气流进入喷水冷凝器5二次降温后排放；快速冷却器2和喷水冷凝器5安装在地面试验台1和抽真空系统3之间，快速冷却器2靠近地面试验台1设置，喷水冷凝器5靠近抽真空系统3设置；抽真空系统3还与喷水冷凝器5连通，抽真空系统3工作使得喷水冷凝器5也处于相应高空的真空状态。

请参图2，图2为用于火箭发动机高空模拟试验的装置的原理图三。本发明实施例的一种用于火箭发动机高空模拟试验的装置，除了包括地面试验台1、快速冷却器2、抽真空系统3和喷水冷凝器5外，还包括：增压模块6，增压模块6安装在快速冷凝器和喷水冷凝器5之间，气流流过增压模块6增加压力后进入喷水冷凝器5降温。增压模块6用于增加气流压力。

通常火箭发动机4比冲量为2900m/s~3000m/s，快速冷却器2流出的气流水平方向比冲量为30m/s~40m/s，经过快速冷却器2冷却后速度下降50倍以上，快速冷却器2能够快速降低火焰流速，本发明通过增压模块6增大扩压比，能够增加气流压强。

在大多数实施方式中，请参阅图3，图3为用于火箭发动机高空模拟试验的装置的快速冷却器2流动方向示意图，上述的冰冷却模块包括至少一个第一冷却段21和至少一个第二冷却段22；第一冷却段21和第二冷却段22均沿火焰喷出方向依次连接；冷却通道包括：设置在第一冷却段21的一个第一冷却通道211、设置在第二冷却段22的至少一个第二冷却通道221，每个第二冷却通道221均与第一冷却通道211连通；第一冷却段21与火箭发动机4连通，自火箭发动机4喷出的火焰导入第一冷却通道211降温处理，自第一冷却通道211降温处理后的火焰进入第二冷却通道221继续降温处理；第一冷却段21和第二冷却段22均与抽真空系统3连通，抽真空系统3工作使得第一冷却段21和第二冷却段22处于相应高空的真空状态。图3所示的第二冷却通道221有5个，一个位于第二冷却段22的中心处，剩余4个位于中心处第二冷却通道221四周。5个第二冷却通道221均匀分布在第二冷却段22的端面。

在实际应用中，优选冰冷却模块使用壳体作为模具冷冻制成。在壳体内装入大冰块，大冰块上开设通道，火焰在第一冷却通道211与冰交换能量后降至100℃左右，在壳体的内外表面喷涂耐高温涂层，耐高温涂层对壳体起到保护作用。在大多数实施例中，壳体的内腔固定有一体式冰块，冰块上开设第一冷却通道211，该第一冷却通道211沿壳体的长度方向贯通冰块，3000℃左右的火焰进入第一冷却通道211降温，火焰依次流过每个大冰块对应的第一冷却通道211后降温成100℃左右之后进入抽真空系统3。

为了便于实现第一冷却段21和第二冷却段22的固定，本发明实施例的每个第一、第二冷却段22的周壁均设有外壳，相邻第一冷却段21之间、相邻第二冷却段22之间、以及紧邻的第一冷却段21与第二冷却段22之间均通过外壳实现不同冷却段的固定。本发明实施例的外壳既能作为冷冻模具使用，又能承载冰块完成火焰的降温处理。

在一些实施例中，优选快速冷却器2还包括：保护冰冷却模块的外壳，外壳固设在冰冷却模块外侧；冰冷却模块包括：依次连通的至少一个第一冷却段21和至少一个第二冷却段22；外壳包括：固设在第一冷却段21外侧的第一外壳、固设在第二冷却段22外侧的第二外壳；相邻第一冷却段21之间、相邻第二冷却段22之间、紧邻的第一冷却段21和第二冷却段22之间均通过第一外壳和/或第二外壳实现不同冷却段的固定。

优选第一外壳和第二外壳均为短粗状结构。相邻的两个法兰盘之间设有密封圈，该密封圈用于防止冰融化成水后从两个法兰盘之间的缝隙渗流；相邻的两个法兰盘均通过多个螺栓固定连接。

请参阅至图4，图4为用于火箭发动机高空模拟试验的装置的一种应用实例原理图，本实施例的抽真空系统3包括：至少一组抽真空模块31，每组抽真空模块31包括第一级至第n级真空泵，n≥2；第一级至第n级真空泵依次串接；不同组抽真空模块31并联设置；所有抽真空模块31均与快速冷却器2、地面试验台1和喷水冷凝器5连通，每个抽真空模块31均能够对快速冷却器2、地面试验台1和喷水冷凝器5抽真空。

更具体的，本实施例的抽真空系统3包括：至少一组抽真空模块，每组抽真空模块包括第一级至第n级真空泵，n≥2；第一级至第n级真空泵依次串接；不同组抽真空模块并联设置；所有抽真空模块均与快速冷却器2和地面试验台1连通，每个抽真空模块均能够对快速冷却器2和地面试验台1抽真空。图4所示的抽真空系统3包括第一组抽真空模块、第二组抽真空模块、第三组抽真空模块和第四组抽真空模块，第一组抽真空模块、第二组抽真空模块、第三组抽真空模块和第四组抽真空模块均并联设置。图4所示的每组抽真空模块包括第一级真空泵311、第二级真空泵312和第三级真空泵313，第一级真空泵311、第二级真空泵312和第三级真空泵313串联设置。

请参阅图4，图4为用于火箭发动机高空模拟试验的装置的一种应用实例原理图，本实施例的一种用于火箭发动机高空模拟试验的装置，除了包括地面试验台1、快速冷却器2、抽真空系统3、喷水冷凝器5和增压模块6外，还包括：用于干燥喷水冷凝器5流出气体的干燥模块8，干燥模块8包括干燥剂，干燥模块8安装在喷水冷凝器5和抽真空系统3之间；抽真空系统3工作使得干燥模块8也处于相应高空的真空状态。

上述的干燥模块8用于干燥喷水冷凝器5流出气体，干燥模块8包括干燥剂，干燥模块8安装在喷水冷凝器5和抽真空系统3之间；抽真空系统3工作使得干燥模块8也处于相应高空的真空状态。

请参阅图4，干燥模块8的数量与抽真空系统3的抽真空模块31数量相同；喷水冷凝器5和每个抽真空模块31之间均安装一个干燥模块8。

在一些实施例中，请参阅图5，本实施例的一种用于火箭发动机高空模拟试验的装置，除了包括地面试验台1、快速冷却器2、抽真空系统3、喷水冷凝器5和增压模块6外，还包括：m个子冷却系统，m个子冷却系统绕快速冷却器2的周围均匀设置，m个子冷却系统绕快速冷却器2的中心线呈圆形分布；每个子冷却系统均与快速冷却器2连通，每个子冷却系统均与快速冷却器2的连通处均设有限压阀；快速冷却器2内的火焰压力超过限压阀的阈值压力时，超出阈值压力的火焰进入子冷却系统快速冷却。

优选子冷却系统包括：子冷却器和抽真空子系统；快速冷却器2、子冷却器和抽真空子系统相互连通，抽真空子系统对子冷却器抽真空处理，使得子冷却器处于相应高空的真空状态。

本发明的实施例还提供了一种用于火箭发动机高空模拟试验的方法，请参阅图6，包括：

启动抽真空系统3，将地面试验台1、快速冷却器2和喷水冷凝器5抽真空至相应高空的真空状态，抽真空系统3持续抽取地面试验台1、快速冷却器2和喷水冷凝器5的火焰，并且抽真空系统3持续维持真空状态；

启动火箭发动机4，火箭发动机4的喷管喷出3000℃左右的火焰；

快速冷却器2将火焰降温成100±20℃的气流，快速冷却器2对火焰降温的同时还对火焰第一次无害化处理；

喷水冷凝器5对气流继续降温，喷水冷凝器5对气流降温的同时还对气流第二次无害化处理；

经第二次无害化处理的气流从抽真空系统3排出。

更具体的，火箭发动机4安装在试验台的地面试验台1之后，固体推进剂装入火箭发动机4，火箭发动机4点火，喷管喷出超高温火焰，快速冷却器正对火箭发动机4的喷管安装，超高温火焰完全进入快速冷却器的冷却通道，超高温火焰焰与添加碱性物质的冷却通道进行内能与动能的能量交换，使超高温火焰的温度与动能大幅度降低，最终超高温火焰以低温的形态从冷却通道的出口进入喷水冷凝器5。

由于火箭发动机2试验时火焰中具有质量比超过20％的hcl有害气体，因此冰结构采用碱性水冷冻而成，冰在制造时加入了碱性材料，因此在换能过程中通过中和反应，同时完成了火焰的无害化处理。

高空模拟试验是能够模拟火箭发动机4在空中飞行时的速度、高度等条件的地面试验设备，是考核火箭发动机4的性能与可靠性、同时精确测量火箭发动机4内弹道性能的重要地面试验。火箭发动机4的工作原理是：固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，产生高温高压的燃气，即把化学能转化为热能；燃气经喷管膨胀加速，热能转化为动能，以极高的速度从喷管排出从而产生推力推动火箭向前飞行。

高空模拟试验是在火箭发动机4点火初期及熄火过程中存在回火现象，给火箭发动机4的喷管带来较大危险。同时，回火时回流的高温燃气对布置在高空舱内的试验设备和线路构成了严重威胁。

为了防止回火，本公开实施例采用快速冷却器2和喷水冷凝器5对火焰降温，降温后的火焰由于温度仅为100℃以下，能防止高温火焰对火箭发动机4特别是喷管、试验设备等造成破坏。

上述方法中，启动抽真空系统3，将地面试验台1、快速冷却器2和喷水冷凝器5抽真空至相应高空的真空状态，包括：

启动抽真空系统3的多组抽真空模块31，多组抽真空模块31同时对地面试验台1、快速冷却器2和喷水冷凝器5抽真空处理；

每组抽真空模块31的多级真空泵串联，多级真空泵同时对地面试验台1、快速冷却器2和喷水冷凝器5抽真空处理；

多级真空泵同时将气流抽出用于火箭发动机4高空模拟试验的装置。

火箭发动机2的推力随着高度的升高不断增大，直到在真空环境中达到最大推力，真空环境下火箭发动机2的环境压强非常低，本公开的近似真空环境，是通过抽真空模块4实现的；最后一节冰冷却筒31在火箭发动机2停止喷射火焰后的1min内结束火焰冷却。

本公开的近似真空环境，是利用火箭发动机4的喷管排出的火焰作为每级真空泵的气流，多级真空泵依次扩压，最末级真空泵以环境压强把气流排放入大气，喷管处所感受的反压不再是环境大气压，而是当地压强，以此模拟出高空的真空环境。

上述方法中，启动火箭发动机4，火箭发动机4的喷管喷出3000℃左右的火焰，包括：

启动火箭发动机4，火箭发动机4在地面试验台1摆动；

火箭发动机4的喷管喷出3000℃左右的火焰，火焰随着火箭发动机4的摆动而摆动；

快速冷却器2内超出阈值压力的区域，对应区域的限压阀打开，超出阈值压力的火焰进入对应区域的子冷却系统降温以及排放。

火箭发动机4火焰经过快速冷却器2和喷水冷凝器5，可实现火焰的低温和无害化排放。由于采用冰作为换能材料，在同样数量的能量交换条件下，所需要冰的质量远小于水的质量，其效率更高，产物的导排性也更强。技术主要优势如下：（1）采用冰为换能处理介质，换能效率更高；（2）由于碱性材料的加入，可以同时消除固体火箭发动机4火焰中的有害成份hcl，做到无害化处理；（3）快速冷却器2和喷水冷凝器5采用模块化结构，移动性强，可以根据快速应用于各种试验现场。本公开实施例的快速冷却器2和喷水冷凝器5，从喷水冷凝器5流入抽真空系统的流体温度在100℃以下，优选在80℃以下；经过快速冷却器2和喷水冷凝器5处理，从喷水冷凝器5流入抽真空系统的流体中，快速冷却器2和喷水冷凝器5处理火焰时噪音在50米范围内下降60％；经过快速冷却器2和喷水冷凝器5处理，火焰中hcl气体排放量下降95％。

上文所列出的一系列的详细说明仅仅是针对本公开的可行性实施方式的具体说明，它们并非用以限制本公开的保护范围，凡未脱离本公开技艺精神所作的等效实施方式或变更均应包含在本公开的保护范围之内。

对于本领域技术人员而言，显然本公开不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本公开的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本公开。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本公开的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本公开内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。