一种伸缩式无人飞行器的制作方法

本实用新型涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种伸缩式无人飞行器。

背景技术：

随着无人飞行器的不断发展，无人飞行器在满足功能要求的情况下，不断地向便携性方面发展。要求飞行器工作状态时有足够的轴距，收纳时又能有足够小的收纳尺寸，方面携带及运输。现有的无人飞行器，一般采用桨叶快拆方式、起落架快拆方式、机臂水平方向横折或铅垂面上的竖折方式等来实现无人飞行器的展开与收拢。如申请日为2013.11.18的中国发明专利CN201310576919.0，其公开了一种横向折叠式四旋翼飞行器，包括机身，机身的侧部设有多个横向折叠支臂，机身或横向折叠支臂的下部设有多个可拆卸起落架，横向折叠支臂的端部设有可拆卸旋翼。

上述折叠方式，在一定程度上缩小了无人飞行器占用的空间。但在旋翼折叠时折叠的旋翼因需要占据相邻二所述悬翼之间的空间而使在设计该飞行器时必须预留收容折叠后的旋翼的空间，从而导致折叠后的该飞行器的尺寸仍然比较大，依然会占据大量的空间，不方便携带，且该飞行器在起飞前，需要将拆卸的起落架重新组装于该飞行器，需要大量的时间来做飞行准备工作，使用不方便。

技术实现要素：

有鉴于此，本实用新型的实施例提供了一种收拢后占据空间更小、携带更方便且起飞时需要的起飞准备时间更少的伸缩式无人飞行器。

本实用新型的实施例提供一种伸缩式无人飞行器，包括机身和自所述机身向四周延伸的多个悬臂，每一所述悬臂上均设有桨叶，每一所述悬臂均包括第三伸缩杆、第二伸缩杆和第一伸缩杆，所述第三伸缩杆的一端安装于所述机身，另一端套设在所述第二伸缩杆其中一端的外侧且通过第二定位件与所述第二伸缩杆滑动连接，所述第二伸缩杆的另一端套设在所述第一伸缩杆其中一端的外侧且通过第一定位件与所述第一伸缩杆滑动连接，所述桨叶安装于所述第一伸缩杆的自由端，所述第三伸缩杆设有第二滑动导向部，所述第二定位件设有与所述第二滑动导向部配合的以共同确保滑动稳定性的第二滑动导向配合部，所述第二伸缩杆设有第一滑动导向部，所述第一定位件设有与所述第一滑动导向部配合的以共同确保滑动稳定性的第一滑动导向配合部。

进一步地，所述第二定位件包括固定于所述第三伸缩杆外侧的第二锁紧件和与所述第二锁紧件配合以实现锁紧或者旋松所述第二定位件的第二锁紧配合件，所述第二定位件还包括第二定位片，所述第二定位片包覆在所述第二伸缩杆套设于所述第三伸缩杆中的一端的外侧，所述第二定位片上设有所述第二滑动导向配合部，所述第三伸缩杆的内壁上对应所述第二滑动导向配合部之处设有所述第二滑动导向部，所述第二滑动导向部与对应的所述第二滑动导向配合部相互嵌合，在外力的作用下所述第二滑动导向部沿所述第二滑动导向配合部滑动。

进一步地，所述第二定位片包括第二上定位片和第二下定位片,所述第二上定位片和所述第二下定位片均为凹形结构且相互间隔设置，所述第二滑动导向配合部为所述第二上定位片和所述第二下定位片之间的间隔，所述第二滑动导向部为伸入所述间隔中的导向肋；或者，所述第二定位片为环形，所述第二滑动导向配合部为向内凹设的滑槽，所述第二滑动导向部为伸入所述滑槽中的导向肋；或者，所述第二定位片为环形，所述第二滑动导向配合部为向外凸设的导向肋，所述第二滑动导向部为收容所述导向肋的滑槽。

进一步地，所述第一定位件包括固定于所述第二伸缩杆外侧的第一锁紧件和与所述第一锁紧件配合以实现锁紧或者旋松所述第一定位件的第一锁紧配合件，所述第一定位件还包括第一定位片，所述第一定位片包覆在所述第一伸缩杆套设于所述第二伸缩杆中的一端的外侧，所述第一定位片上设有所述第一滑动导向配合部，所述第二伸缩杆的内壁上对应所述第一滑动导向配合部之处设有所述第一滑动导向部，所述第一滑动导向部与对应的所述第一滑动导向配合部相互嵌合，在外力的作用下所述第一滑动导向部沿所述第一滑动导向配合部滑动。

进一步地，所述第一定位片包括第一上定位片和第一下定位片,所述第一上定位片和所述第一下定位片均为凹形结构且相互间隔设置，所述第一滑动导向配合部为所述第一上定位片和所述第一下定位片之间的间隔，所述第一滑动导向部为伸入所述间隔中的导向肋；或者，所述第一定位片为环形，所述第一滑动导向配合部为向内凹设的滑槽，所述第一滑动导向部为伸入所述滑槽中的导向肋；或者，所述第一定位片为环形，所述第一滑动导向配合部为向外凸设的导向肋，所述第一滑动导向部为收容所述导向肋的滑槽。

进一步地，所述第二定位件上设有第二定位标志，所述第三伸缩杆上设有与所述第二定位标志对应的第二定位对准标志；所述第一定位件上设有第一定位标志，所述第二伸缩杆上设有与所述第一定位标志对应的第一定位对准标志。

进一步地，所述机身的下端安装有起落架，所述起落架包括多个起落支架，每一所述起落支架均包括第四伸缩杆和第五伸缩杆，所述第四伸缩杆的一端安装于所述机身，另一端套设在所述第五伸缩杆其中一端的外侧且通过第三定位件与所述第五伸缩杆滑动连接，所述第五伸缩杆的另一端设有落地轮或者落地脚,所述第四伸缩杆设有第三滑动导向部，所述第三定位件设有与所述第三滑动导向部配合的以共同确保滑动稳定性的第三滑动导向配合部。

进一步地，所述第三定位件包括固定于所述第四伸缩杆外侧的第三锁紧件和与所述第三锁紧件配合以实现锁紧或者旋松所述第三定位件的第三锁紧配合件，所述第三定位件还包括第三定位片，所述第三定位片包覆在所述第五伸缩杆套设于所述第四伸缩杆中的一端的外侧，所述第三定位片上设有所述第三滑动导向配合部，所述第四伸缩杆的内壁上对应所述第三滑动导向配合部之处设有所述第三滑动导向部，所述第三滑动导向部与对应的所述第三滑动导向配合部相互嵌合，在外力的作用下所述第三滑动导向部沿所述第三滑动导向配合部滑动。

进一步地，所述第三定位片包括第三上定位片和第三下定位片,所述第三上定位片和所述第三下定位片均为凹形结构且相互间隔设置，所述第三滑动导向配合部为所述第三上定位片和所述第三下定位片之间的间隔，所述第三滑动导向部为伸入所述间隔中的导向肋；或者，所述第三定位片为环形，所述第三滑动导向配合部为向内凹设的滑槽，所述第三滑动导向部为伸入所述滑槽中的导向肋；或者，所述第三定位片为环形，所述第三滑动导向配合部为向外凸设的导向肋，所述第三滑动导向部为收容所述导向肋的滑槽。

进一步地，所述悬臂的内部设有导线，所述导线为伸缩弹簧线，所述伸缩弹簧线的设置方向与所述悬臂的伸缩方向一致，所述悬臂伸缩时，所述伸缩弹簧线会随之发生弹性形变而确保所述导线不会被拉坏或打结；其中一所述悬臂的外部设有天线折叠组件，所述天线折叠组件包括相互旋转连接的天线固定件和天线。

进一步地，所述机身的下端还吊挂有一吊舱。

本实用新型的实施例提供的技术方案带来的有益效果是：本实用新型的伸缩式无人飞行器通过所述悬臂的收缩来实现所述无人飞行器的收拢，收拢时不需要占据任一相邻二所述悬臂之间的空间即可实现尺寸的缩小，且收拢后占用的空间更小，更方便携带和运输；需要起飞时，只需要使所述悬臂伸展即可实现所述无人飞行器的展开，无需做其他的准备工作，从而节省了大量的准备时间，且操作简单，不易因出现差错而造成飞行故障。

附图说明

图1是本实用新型伸缩式无人飞行器的收拢时的主视图；

图2是本实用新型伸缩式无人飞行器的收拢时的俯视图；

图3是本实用新型伸缩式无人飞行器的悬臂收拢时的主视图；

图4是本实用新型伸缩式无人飞行器的伸展开的主视图；

图5是本实用新型伸缩式无人飞行器的悬臂伸展开时的主视图；

图6是图5中A的放大示意图；

图7是图6的立体图；

图8是图7的截面图。

具体实施方式

为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本实用新型实施方式作进一步地描述。

请参考图1和图4，本实用新型的实施例提供了一种伸缩式无人飞行器，包括机身1和自所述机身1向四周延伸的多个悬臂3，每一所述悬臂3上均设有桨叶，所述机身1的下端安装有起落架5，一GPS模块2通过一伸缩装置安装于所述机身1。

请参考图2、图3和图5以及图6，本实施例所述的伸缩式无人飞行器的所述机身1四周对称的设有六个所述悬臂3，每一所述悬臂3均包括第三伸缩杆 3.20、第二伸缩杆3.9和第一伸缩杆3.3，所述第三伸缩杆3.20的一端安装于所述机身1，另一端套设在所述第二伸缩杆3.9其中一端的外侧且通过第二定位件3.16与所述第二伸缩杆3.9滑动连接，所述第二伸缩杆3.9的另一端套设在所述第一伸缩杆3.3其中一端的外侧且通过第一定位件3.15与所述第一伸缩杆 3.3滑动连接，所述桨叶安装于所述第一伸缩杆3.3的自由端。

请参考图5、图6、图7和图8，所述第二定位件3.16包括固定于所述第三伸缩杆3.20外侧的第二锁紧件和与所述第二锁紧件配合以实现锁紧或者旋松所述第二定位件3.16的第二锁紧配合件，优选所述第二锁紧件为第二螺纹套3.12，所述第二锁紧配合件为第二螺纹锁紧圈3.10，但不以此为限。所述第二定位件 3.16还包括第二定位片，在实施例一当中，所述第二定位片包括第二上定位片 3.13和第二下定位片3.14，所述第二上定位片3.13和所述第二下定位片3.14 为完全相同的凹形结构，且相互间隔的包覆在所述第二伸缩杆3.9套设于所述第三伸缩杆3.20中的一端的外侧，所述第二上定位片3.13和所述第二下定位片3.14的内壁紧贴所述第二伸缩杆3.9的外壁，本实施例中，所述悬臂3为圆管形结构，所述第二上定位片3.13和所述第二下定位片3.14为弧形结构，不排除在其他实施例中所述悬臂3为方形管结构或者椭圆管结构等其他结构，相应的所述第二上定位片3.13和所述第二下定位片3.14为弯折结构或者椭圆弧结构等其他结构。所述第二上定位片3.13和所述第二下定位片3.14之间的间隔构成第二滑动导向配合部，所述第二滑动导向配合部为滑槽，所述滑槽的数量可以为1个、2个或3个等其他适当的数量，。所述第三伸缩杆3.20的内壁上对应所述第二滑动导向配合部之处向内凸设有第二滑动导向部3.22，所述第二滑动导向部3.22为导向肋。

在实施例二当中，所述第二定位片为环形，该环形可以是由多个子第二定位片紧密接触组合成的环形，也可以是一个无缝的完整的环形，所述第二滑动导向配合部为向内凹设的滑槽，所述滑槽的数量可以为1个、2个或3个等其他适当的数量，所述第二滑动导向部3.22为伸入所述滑槽中的导向肋。

在实施例三当中，所述第二定位片为环形，该环形可以是由多个子第二定位片紧密接触组合成的环形，也可以是一个无缝的完整的环形，所述第二滑动导向配合部为向外凸设的导向肋，所述导向肋的数量可以为1个、2个或3个等其他适当的数量，所述第二滑动导向部3.22为收容所述导向肋的滑槽。

在外力的作用下所述第二滑动导向部3.22沿所述第二滑动导向配合部滑动，以实现将所述第二伸缩杆3.9从所述第三伸缩杆3.20中抽出或者收缩入所述第三伸缩杆3.20中的功能。

所述第二螺纹锁紧圈3.10靠近所述第二伸缩杆3.9的一端内侧凸设有第二导向套3.11，所述第二导向套3.11将所述第二伸缩杆3.9靠近所述第三伸缩杆 3.20的一端套设于其中，所述第二导向套3.11可沿所述第二伸缩杆3.9的外表面滑动从而进一步确保所述第三伸缩杆3.20和所述第二伸缩杆3.9之间滑动的稳定性，且所述第二导向套3.11还可以止挡所述第二伸缩杆3.9，以防止将所述第二伸缩杆3.9过分的抽出所述第三伸缩杆3.20。

请参考图3和图5，所述第一定位件3.15包括固定于所述第二伸缩杆3.9 外侧的第一锁紧件和与所述第一锁紧件配合以实现锁紧或者旋松所述第一定位件3.15的第一锁紧配合件，优选所述第一锁紧件为第一螺纹套3.8，所述第一锁紧配合件为第一螺纹锁紧圈3.4，但不以此为限。所述第一定位件3.15还包括第一定位片，在实施例一当中，所述第一定位片包括所述第一上定位片3.5 和所述第一下定位片3.6为相同的凹形结构，且相互间隔的包覆在所述第一伸缩杆3.3套设于所述第二伸缩杆3.9中的一端的外侧，所述第一上定位片3.5 和所述第一下定位片3.6的内壁紧贴所述第一伸缩杆3.3的外壁，本实施例中，所述悬臂3为圆管形结构，所述第一上定位片3.5和所述第一下定位片3.6为弧形结构，不排除在其他实施例中所述悬臂3为方形管结构或者椭圆管结构等其他结构，相应的所述第一上定位片3.5和所述第一下定位片3.6为弯折结构或者椭圆弧结构等其他结构。所述第一上定位片3.5和所述第一下定位片3.6 之间的间隔构成第一滑动导向配合部，所述第一滑动导向配合部均为滑槽，所述滑槽的数量可以为1个、2个或3个等其他适当的数量，。所述第二伸缩杆3.9 的内壁上对应第一滑动导向配合部之处向内凸设有第一滑动导向部，所述第一滑动导向部均为导向肋。

在实施例四当中，所述第一定位片为环形，该环形可以是由多个子第一定位片紧密接触组合成的环形，也可以是一个无缝的完整的环形，所述第一滑动导向配合部为向内凹设的滑槽，所述滑槽的数量可以为1个、2个或3个等其他适当的数量，所述第一滑动导向部为伸入所述滑槽中的导向肋。

在实施例五当中，所述第一定位片为环形，该环形可以是由多个子第一定位片紧密接触组合成的环形，也可以是一个无缝的完整的环形，所述第一滑动导向配合部为向外凸设的导向肋，所述导向肋的数量可以为1个、2个或3个等其他适当的数量，所述第一滑动导向部为收容所述导向肋的滑槽。

在外力的作用下所述第一滑动导向部沿所述第一滑动导向配合部滑动，以实现将所述第一伸缩杆3.3从所述第二伸缩杆3.9中抽出或者收缩入所述第二伸缩杆3.9中的功能。

所述第一螺纹锁紧圈3.4靠近所述第一伸缩杆3.3的一端内侧凸设有第一导向套3.7，所述第一导向套3.7将所述第一伸缩杆3.3靠近所述第二伸缩杆 3.9的一端套设于其中，所述第一导向套3.7可沿所述第一伸缩杆3.3的外表面滑动从而进一步确保所述第二伸缩杆3.9和所述第一伸缩杆3.3之间滑动的稳定性，且所述第一导向套3.7还可以止挡所述第一伸缩杆3.3，以防止将所述第一伸缩杆3.3过分的抽出所述第二伸缩杆3.9。

在所述第二滑动导向部3.22与对应的所述第二滑动导向配合部的配合作用下，所述第二伸缩杆3.9与所述第三伸缩杆3.20之间的相对滑动更加平稳，在所述第一滑动导向部与对应的所述第一滑动导向配合部的配合作用下，所述第二伸缩杆3.9与所述第一伸缩杆3.3之间的相对滑动也更加平稳。从而能够有效的保证所述无人飞行器在收拢和展开时六个所述悬臂3之间的平衡和对称关系不被影响或者破坏，从而减少所述无人飞行器起飞前的准备工作，缩短准备时间。

请参考图6和图7，为了进一步保证六个所述悬臂3的平衡和对称关系，所述第二定位件3.16上设有第二定位标志3.19，所述第三伸缩杆3.20上设有与所述第二定位标志3.19对应的第二定位对准标志3.17；所述第一定位件3.15 上设有第一定位标志，所述第二伸缩杆3.9上设有与所述第一定位标志对应的第一定位对准标志。所述第二伸缩杆3.9相对所述第三伸缩杆3.20完全展开时，转动所述第二伸缩杆3.9，使所述第二定位件3.16的所述第二定位标志3.19与所述第三伸缩杆3.20的所述第二定位对准标志3.17对准；所述第一伸缩杆3.3 相对所述第二伸缩杆3.9完全展开时，转动所述第一伸缩杆3.3，使所述第一定位件3.15的所述第一定位标志与所述第三伸缩杆的所述第一定位对准标志对准，从而进一步降低误差，确保所述无人飞行器飞行的质量。所述对准标志和所述定位标志可以是刻画线或者是孔型标记物等主要其对准定位作用的结构或者形状或者图案或者色彩。

请参考图3和图5，每一所述悬臂3的内部的导线为伸缩弹簧线3.21，所述伸缩弹簧线3.21的设置方向与所述悬臂3的伸缩方向一致。所述伸缩弹簧线 3.21用于辅助所述悬臂3的伸缩。所述伸缩弹簧线3.21类似于弹簧电话线，所述悬臂3伸缩时，所述伸缩弹簧线3.21会随之发生弹性形变确保所述导线不会被拉坏和打结。

请参考图1和图4，所述起落架5也可伸缩，以进一步缩小收拢后的所述无人飞行器占用的空间。所述起落架5包括多个起落支架，每一所述起落支架均包括第四伸缩杆和第五伸缩杆，所述第四伸缩杆的一端安装于所述机身1，另一端套设在所述第五伸缩杆其中一端的外侧且通过第三定位件与所述第五伸缩杆滑动连接，所述第五伸缩杆的另一端设有落地轮或者落地脚。

所述第三定位件包括固定于所述第四伸缩杆外侧的第三锁紧件和与所述第三锁紧件配合以实现锁紧或者旋松所述第三定位件的第三锁紧配合件，优选所述第三锁紧件为第三螺纹套，所述第三锁紧配合件为第三螺纹锁紧圈，但不以此为限。所述第三定位件还包括第三定位片，在实施例一当中，所述第三定位片包括所述第三上定位片和所述第三下定位片均为凹形结构，且相互间隔的包覆在所述第五伸缩杆套设于所述第四伸缩杆中的一端的外侧，所述第三上定位片和所述第三下定位片之间的间隔构成第三滑动导向配合部，所述第四伸缩杆的内壁上对应二所述第三滑动导向配合部之处向内凸设有第三滑动导向部，所述第三滑动导向部为导向肋，所述第三滑动导向配合部为滑槽，在外力的作用下所述第三滑动导向部沿所述第三滑动导向配合部滑动。在所述第三滑动导向部与对应的所述第三滑动导向配合部的配合作用下，所述第四伸缩杆与所述第五伸缩杆之间的相对滑动更加平稳。

在实施例六当中，所述第三定位片为环形，该环形可以是由多个子第三定位片紧密接触组合成的环形，也可以是一个无缝的完整的环形，所述第三滑动导向配合部为向内凹设的滑槽，所述滑槽的数量可以为1个、2个或3个等其他适当的数量，所述第三滑动导向部为伸入所述滑槽中的导向肋。

在实施例七当中，所述第三定位片为环形，该环形可以是由多个子第三定位片紧密接触组合成的环形，也可以是一个无缝的完整的环形，所述第三滑动导向配合部为向外凸设的导向肋，所述导向肋的数量可以为1个、2个或3个等其他适当的数量，所述第三滑动导向部为收容所述导向肋的滑槽。

请参考图3和图5，所述机身1上还设有一天线折叠组件4，所述天线折叠组件4包括天线固定件4.3和天线4.1，所述天线固定件4.3的一端通过一天线固定座3.1与所述悬臂3连接，另一端设有夹持部4.2，所述天线4.1可转动的固定于所述夹持部4.2，所述夹持部4.2具有弹性，由弹性材料制成。所述夹持部4.2开口处的开口尺寸小于所述天线4.1的直径，从而使所述天线4.1可靠的固定于所述夹持部4.2，且可相对所述夹持部4.2转动而实现折叠。

请参考图1和图4，所述机身1的下端还吊挂有一吊舱6，所述吊舱6用于装载货物。请参考图3和图5，连接所述GPS模块2和所述机身1的所述伸缩装置为蜗轮蜗杆装置，所述蜗轮蜗杆装置包括电机3.2、与所述电机3.2连接的蜗轮和与所述蜗轮啮合的蜗杆，所述电机3.2和所述蜗轮安装于所述机身1内部，所述蜗杆伸出所述机身1外部，所述GPS模块2位于所述蜗杆的端部，所述电机3.2带动所述蜗轮转动，所述蜗轮带动所述蜗杆运动，所述蜗杆推动所述GPS 模块2远离或者靠近所述机身1。工作时，通过所述伸缩装置使所述GPS模块 2远离所述机身1，从而使所述GPS模块2远离所述机身1内的电路板，以减少电路板对所述GPS模块2的信号干扰，大大提高了飞行稳定性，保证了所述无人飞行器的正常的工作。不工作时，通过所述伸缩装置使所述GPS模块2靠近所述机身1，从而减小了所述无人飞行器占用的空间，同时有助于保护所述 GPS模块2，减少其受到外界伤害的可能性。

所述第一定位片、所述第二定位片和所述第三定位片并不以上述结构为限，只要能起到本实用新型所求目的的结构均可。

当需要飞行时，首先旋松所述第二螺纹锁紧圈3.10，沿所述悬臂3延伸的方向将所述第二伸缩杆3.9抽出，所述第三伸缩杆3.20上的所述第二滑动导向部3.22沿由所述第二上定位片3.13和所述第二下定位片3.14之间的间隔构成的所述第二滑动导向配合部滑动，当所述第二上定位片3.13和所述第二下定位片3.14与所述第二导向套3.11接触时，所述第二伸缩杆3.9即达到其抽出的最大限度；然后轻轻的旋转所述第二伸缩杆3.9，使所述第二定位件3.16的所述第二定位标志3.19与所述第三伸缩杆3.20的所述第二定位对准标志3.17对准，然后旋紧所述第二螺纹锁紧圈3.10。同理，旋松所述第一螺纹锁紧圈3.4，沿所述悬臂3延伸的方向将所述第一伸缩杆3.3抽出，所述第二伸缩杆3.9上的所述第一滑动导向部沿由所述第一上定位片3.5和所述第一下定位片3.6之间的间隔构成的所述第一滑动导向配合部滑动，当所述第一上定位片3.5和所述第一下定位片3.6与所述第一导向套3.7接触时，所述第一伸缩杆3.3即达到其抽出的最大限度；然后轻轻的旋转所述第一伸缩杆3.3，使所述第一定位件 3.15的所述第一定位标志与所述第二伸缩杆3.9的所述第一定位对准标志对准，然后旋紧所述第一螺纹锁紧圈3.4。然后让所述天线4.1沿着所述夹持部4.2的开口方向折叠90°，使所述天线4.1从水平状态变为竖直状态，起飞的准备工作完成，起飞的过程中或者在起飞前，通过所述伸缩装置使所述GPS模块2远离所述机身。

当所述无人飞行器降落后不需要飞行时，按照上述的相反过程，收拢所述悬臂3和所述GPS模块2，并且所述天线4.1沿着所述夹持部4.2的开口的反向方向折叠90°，使所述天线4.1从竖直状态变为水平状态，当所述第一定位件 3.15和所述第二定位件3.16相互接触时，所述悬臂3处于最大收缩状态。

本实用新型的实施例提供的技术方案带来的有益效果是：本实用新型的伸缩式无人飞行器通过所述悬臂3的收缩来实现所述无人飞行器的收拢，收拢时不需要占据任一相邻二所述悬臂3之间的空间即可实现尺寸的缩小，且收拢后占用的空间更小，更方便携带和运输；需要起飞时，只需要使所述悬臂3伸展即可实现所述无人飞行器的展开，无需做其他的准备工作，从而节省了大量的准备时间，且操作简单，不易因出现差错而造成飞行故障。

在本文中，所涉及的前、后、上、下等方位词是以附图中零部件位于图中以及零部件相互之间的位置来定义的，只是为了表达技术方案的清楚及方便。应当理解，所述方位词的使用不应限制本申请请求保护的范围。

在不冲突的情况下，本文中上述实施例及实施例中的特征可以相互结合。

以上所述仅为本实用新型的较佳实施例，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。