一种行星着陆障碍规避的安全区膨胀制导方法与流程

本发明涉及一种行星着陆障碍规避制导方法，尤其涉及一种行星着陆障碍规避的安全区膨胀制导方法，属于深空探测领域。

背景技术：

行星着陆障碍规避问题是行星着陆探测的重要问题，关系行星着陆探测任务的成败和探测器的安全。由于在轨测绘的精度和敏感器作用距离有限，行星表面存在的陨石坑、岩石、斜坡、山丘等难以在绕飞阶段进行完全且精确的测绘，需要在着陆过程中对这些威胁着陆安全的障碍进行实时检测与规避。为获取更多科学回报，未来的行星着陆任务将寻求在更具科学价值的复杂地形区域着陆，因此探测器须具备在线障碍检测与规避能力，以保障探测器安全，实现自主安全着陆。

在先技术[1](参见lopez,ismael,mcinnes,colinr.autonomousrendezvoususingartificialpotentialfunctionguidance[j].journalofguidance,control,anddynamics,1995,18(2):237-241.)，针对自主交会对接问题，提出了一种人工势函数制导控制方法，在实现自主交会的同时，能够对多处障碍进行规避。在先技术[2](参见zhusy,cuipy,huhj,hazarddetectionandavoidanceforplanetarylandingbasedonlyapunovcontrolmethod[c].intelligentcontrolandautomation.beijing:[s.n.],2012)，采用势函数制导方法研究了小天体着陆障碍规避问题，根据探测器当前的势能与障碍地形对探测器的威胁选取人工势场函数，并通过李雅普诺夫稳定性原理推导制导律，因而能够保证探测器到达目标着陆点的同时对着陆过程中的障碍进行规避。

行星着陆动力学环境干扰多，非线性和不确定性强，给探测器着陆及障碍规避制导与控制带来很大挑战。当探测器状态存在较大不确定性时，以上在先技术代表的传统方法可能无法有效评估障碍相对探测器实际状态的威胁程度，从而导致障碍规避失败。

技术实现要素：

本发明公开的一种行星着陆障碍规避的安全区膨胀制导方法，要解决的技术问题是降低行星着陆多扰动、不确知环境对探测器障碍规避制导的影响，对行星表面障碍进行有效规避，实现自主安全精确着陆。

本发明的目的是通过以下方法实现的。

本发明公开的一种行星着陆障碍规避的安全区膨胀制导方法，首先定义着陆点固联坐标系和误差椭球主轴坐标系。在着陆点固联坐标系下建立着陆动力学方程。根据探测器位置误差nσ椭球确定探测器的椭球膨胀安全区，进而计算探测器相对障碍的安全距离指标值。基于探测器状态和探测器相对障碍的安全距离指标值构建李雅普诺夫函数，利用李雅普诺夫稳定性原理设计障碍规避制导律，利用加速度指令a控制探测器着陆轨迹，降低行星表面多扰动、不确知环境对探测器障碍规避制导的影响，对行星表面障碍进行有效规避，实现自主安全精确着陆。

本发明公开的一种行星着陆障碍规避的安全区膨胀制导方法，包括如下步骤：

步骤一、定义着陆点固联坐标系和误差椭球主轴坐标系。

定义着陆点固联坐标系(x,y,z)：坐标原点o为目标着陆点，z轴沿从小天体质心oc到原点o的连线方向y轴位于z轴与小天体自旋主轴组成的平面内并垂直于z轴，x轴使(x,y,z)坐标系满足右手法则。

定义误差椭球主轴坐标系(xe,ye,ze)：坐标原点oe位于探测器位置估计值处，xe,ye,ze轴分别与探测器位置误差nσ椭球的三个主轴重合，并满足右手法则。

步骤二、在着陆点固联坐标系下建立着陆动力学方程。

当目标天体为小天体时，探测器在着陆点固联坐标系下的着陆动力学方程为：

其中r＝[x,y,z]^t为探测器在着陆点固联坐标系下的位置矢量，v＝[vx,vy,vz]^t为探测器的速度矢量，ω＝[ωx,ωy,ωz]^t为目标天体自旋角速度矢量，g＝[gx,gy,gz]^t为探测器受到的目标天体引力加速度，a为施加的控制加速度指令。

当目标天体为行星时，自旋角速度ω可忽略，探测器在着陆点固联坐标系下的着陆动力学方程为：

步骤三、确定探测器的椭球膨胀安全区。

根据探测器状态估计信息计算探测器位置误差nσ椭球，将位置误差nσ椭球表面及内部的部分设为探测器的椭球膨胀安全区。探测器的位置估计误差符合均值为零的高斯分布，在着陆点固联坐标系下实际位置r的估计值即均值为探测器的位置误差协方差矩阵为c。

对探测器位置误差协方差矩阵c进行特征值分解：

u^tcu＝d(3)

对角矩阵d的对角线元素为探测器位置误差协方差矩阵c的各特征值，矩阵u的各列为对应各特征值的特征向量。正交转移矩阵u^t为从定义探测器位置误差协方差矩阵的着陆点固联坐标系(x,y,z)到误差椭球主轴坐标系(xe,ye,ze)的转换矩阵。探测器在误差椭球主轴坐标系中的位置为：

令则探测器位置误差nσ椭球方程为：

re^tere＝1(5)

探测器椭球膨胀安全区为式(5)所示的探测器位置误差nσ椭球表面及内部的部分，表达式为：

re^tere≤1(6)

步骤四、根据步骤三确定的探测器的椭球膨胀安全区计算探测器相对障碍的安全距离指标值。

探测器相对障碍的安全距离指标值综合考虑障碍规避轨迹的影响因素，所述的障碍规避轨迹的影响因素包括探测器状态不确定性因素及控制约束因素。首先计算探测器的椭球膨胀安全区距障碍的最小距离，再减去设定的控制安全距离值，得到安全距离指标值d。

首先计算探测器椭球膨胀安全区距障碍的最小距离，即探测器位置误差nσ椭球距障碍的最小距离。

考虑障碍位置和大小，将障碍建模为半球形，以着陆点固联坐标系下障碍中心即半球球心坐标rc，和障碍参考半径即半球半径r描述障碍的位置和大小。障碍中心在误差椭球主轴坐标系下的坐标为：

根据障碍中心与探测器位置误差nσ椭球的位置关系，选择执行步骤4.1或步骤4.2，得到探测器位置误差nσ椭球距障碍的最小距离de。

步骤4.1、当障碍中心位于探测器位置误差nσ椭球外部，即：

rce^terce＞1(8)设探测器位置误差nσ椭球表面上的点rs为椭球表面距障碍中心rc距离最小的点。在误差椭球主轴坐标系下，点rs的坐标为：

且满足以下方程：

rse＝(i+λe)^-1rce(10)

rce^t(i+λe)^-te(i+λe)^-1rce-1＝0(11)

式中λ为拉格朗日乘子。求解方程(10)-(11)得到λ值，从而得到坐标rse。因rce位于探测器位置误差nσ椭球外部，因此椭球面上有唯一距rce最近的点，对应λ唯一大于零的解。

探测器位置误差nσ椭球距障碍中心rc的最小距离为：

dc＝||rse-rce||＝||rs-rc||(12)

其中

当dc＞r，表示障碍整体位于探测器位置误差nσ椭球外部，探测器位置误差nσ椭球距障碍的最小距离为：

de＝dc-r(13)

当dc≤r，表示探测器位置误差nσ椭球与障碍相交，障碍部分位于探测器位置误差nσ椭球内部，探测器位置误差nσ椭球距障碍的最小距离de为0。

步骤4.2、若障碍中心位于探测器位置误差nσ椭球内部或表面上，即：

rce^terce≤1(14)则探测器位置误差nσ椭球距障碍中心rc的最小距离为0。相应地，障碍整体或部分位于探测器位置误差nσ椭球内部，探测器位置误差nσ椭球距障碍的最小距离de为0。

用所述的步骤4.1或步骤4.2得到的探测器位置误差nσ椭球距障碍的最小距离de减去控制安全距离ds，得到探测器相对障碍的安全距离指标值d：

d＝de-ds,de≥ds(15)

其中控制安全距离ds综合考虑包括探测器推力器构型及各轴向推力器的推力辐值、控制精度在内的控制能力约束，取值根据探测器配置情况预先设定，以反映探测器控制能力约束对探测器障碍规避机动能力的影响。

当探测器位置误差nσ椭球距障碍的最小距离小于控制安全距离时，安全距离指标值d为0，即：

d＝0,de＜ds(16)

当探测器相对障碍的安全距离指标值为0时，表示在状态不确定性及控制约束的影响下，探测器可能与障碍发生碰撞，探测器此时的安全性较低。

步骤五、根据步骤四得到的安全距离指标值构建李雅普诺夫函数。

在着陆点固联坐标系下，构建关于探测器状态的势场函数φq

φq＝x^tqx(17)

其中x＝[x,y,z,vx,vy,vz]^t为探测器状态变量，q为以qi＞0,i＝1,...,6为对角线的对角矩阵。上式表示的势场，存在唯一的极小值点，为探测器目标状态x＝0。只要保证探测器状态x沿势场降低的方向前进，探测器状态将自动趋近于目标着陆状态，即同时满足目标着陆位置和速度。

根据步骤四中得到的探测器相对障碍的安全距离指标值d，构建关于障碍威胁的势场函数φh

其中，di表示探测器相对第i个障碍的安全距离指标值，k表示障碍的数量，ψ＞0和σ＞0为参数。当探测器相对障碍的安全距离指标值di减小时，势场函数φh值增大。若设计的制导律使探测器沿势场降低的方向前进，探测器将自动实现障碍规避。

最后，构建如下形式的李雅普诺夫函数φ：

李雅普诺夫函数由φq和φh两部分组成，使得探测器目标状态为势场中唯一的全局极小值点，且当探测器接近障碍时势场值增大，因此只要设计控制加速度指令a使探测器沿势场降低方向前进，即可同时实现自主障碍规避和自主精确软着陆。

步骤六、设计障碍规避制导律得到步骤五中所述的控制加速度a，以实现自主障碍规避和自主精确软着陆。

根据步骤四中的安全距离指标d的取值，选择执行步骤6.1或步骤6.2，得到相应的控制加速度指令a。

步骤6.1、当探测器相对各障碍的安全距离指标值均大于0，即：

di＞0,i＝1,...,k(20)

令

a＝aq+ah(23)

其中，κ为正实数。且当目标天体为小天体时：

为动力学方程(1)式以x,y,z轴分量形式展开后与自旋角速度ω有关的项。当目标天体为行星时，ξx＝ξy＝ξz＝0。

步骤6.2、当探测器相对某障碍的安全距离指标值为0，即存在：

dj＝0,1≤j≤k(25)此时探测器的安全性较低。为保证探测器安全，启动“紧急状态”，使探测器紧急上升，相应的控制加速度指令为：

a＝[0,0,amax]^t(26)

其中amax为z轴正方向的推力器最大加速度。

利用步骤六求取的加速度指令a控制探测器着陆轨迹，降低行星表面多扰动、不确知环境对探测器障碍规避制导的影响，对行星表面障碍进行有效规避，实现自主安全精确着陆。

步骤六求取的控制加速度指令a为解析形式，不含积分等复杂运算，满足在线反馈控制的实时性要求。

所述的探测器位置误差nσ椭球中n取值根据椭球膨胀安全区大小需求而定，优选n取值为3。

有益效果：

1、本发明公开的一种行星着陆障碍规避的安全区膨胀制导方法，通过引入探测器的椭球膨胀安全区及相应的安全距离指标，对探测器位置不确定性及控制约束等对着陆轨迹安全的影响进行定量描述，基于动态的安全距离指标生成障碍规避制导律，能够对行星表面的障碍进行有效规避，实现自主安全精确着陆，并适应行星着陆干扰多、不确定性强的动力学环境条件。在探测器位置存在较大不确定性的条件下，障碍规避效果显著优于传统障碍规避方法。

2、本发明公开的一种行星着陆障碍规避的安全区膨胀制导方法，通过构建李雅普诺夫函数，利用李雅普诺夫稳定性设计障碍规避制导律，保证系统为全局稳定。此外，当探测器相对某障碍的安全距离指标值为零时，通过使探测器紧急上升以避免可能发生的碰撞，进一步保障探测器安全。

3、本发明公开的一种行星着陆障碍规避的安全区膨胀制导方法，求取的控制加速度指令为解析形式，不含积分等复杂运算，满足在线反馈控制的实时性要求，有利于工程应用。

附图说明

图1为本发明方法的流程图；

图2为着陆点固联坐标系示意图；

图3为误差椭球主轴坐标系示意图；

图4为本发明方法三轴位置仿真曲线；

图5为本发明方法三轴速度仿真曲线；

图6为本发明方法三轴加速度指令仿真曲线；

图7为本发明方法三维着陆仿真轨迹；

图8为蒙特卡洛仿真中距障碍中心的最小距离分布(障碍1，传统方法)；

图9为蒙特卡洛仿真中距障碍中心的最小距离分布(障碍2，传统方法)；

图10为蒙特卡洛仿真中距障碍中心的最小距离分布(障碍1，本发明方法)；

图11为蒙特卡洛仿真中距障碍中心的最小距离分布(障碍2，本发明方法)。

具体实施方式

下面结合附图与实施例对本发明作进一步说明。

实施例1

一种行星着陆障碍规避的安全区膨胀制导方法，以小天体着陆障碍规避为例，实现本实施方式方法包括以下步骤，如图1所示：

步骤一、定义着陆点固联坐标系和误差椭球主轴坐标系。

定义着陆点固联坐标系(x,y,z)：坐标原点o为目标着陆点，z轴沿从小天体质心oc到原点o的连线方向y轴位于z轴与小天体自旋主轴组成的平面内并垂直于z轴，x轴使(x,y,z)坐标系满足右手法则。

定义误差椭球主轴坐标系(xe,ye,ze)：坐标原点oe位于探测器位置估计值处，xe,ye,ze轴分别与探测器位置误差nσ椭球的三个主轴重合，并满足右手法则。

步骤二、在着陆点固联坐标系下建立着陆动力学方程。

当目标天体为小天体时，探测器在着陆点固联坐标系下的着陆动力学方程为：

其中r＝[x,y,z]^t为探测器在着陆点固联坐标系下的位置矢量，v＝[vx,vy,vz]^t为探测器的速度矢量，ω＝[ωx,ωy,ωz]^t为目标天体自旋角速度矢量，g=[gx,gy,gz]^t为探测器受到的目标天体引力加速度，a为施加的控制加速度指令。

当目标天体为行星时，自旋角速度ω可忽略，探测器在着陆点固联坐标系下的着陆动力学方程为：

步骤三、确定探测器的椭球膨胀安全区。

根据探测器状态估计信息计算探测器位置误差nσ椭球，将位置误差nσ椭球表面及内部的部分设为探测器的椭球膨胀安全区。探测器的位置估计误差符合均值为零的高斯分布，在着陆点固联坐标系下实际位置r的估计值即均值为探测器的位置误差协方差矩阵为c。

对探测器位置误差协方差矩阵c进行特征值分解：

u^tcu=d

对角矩阵d的对角线元素为探测器位置误差协方差矩阵c的各特征值，矩阵u的各列为对应各特征值的特征向量。正交转移矩阵u^t为从定义探测器位置误差协方差矩阵的着陆点固联坐标系(x,y,z)到误差椭球主轴坐标系(xe,ye,ze)的转换矩阵。探测器在误差椭球主轴坐标系中的位置为：

在误差椭球主轴坐标系中，探测器位置误差分布的等概率密度面，即nσ误差椭球方程为：

re^td^-1re=n²(27)

令则探测器位置误差nσ椭球方程为：

re^tere＝1

探测器椭球膨胀安全区为式(5)所示的探测器位置误差nσ椭球表面及内部的部分，表达式为：

re^tere≤1

步骤四、根据步骤三确定的探测器的椭球膨胀安全区计算探测器相对障碍的安全距离指标值。

探测器相对障碍的安全距离指标值综合考虑障碍规避轨迹的影响因素，所述的障碍规避轨迹的影响因素包括探测器状态不确定性因素及控制约束因素。首先计算探测器的椭球膨胀安全区距障碍的最小距离，再减去设定的控制安全距离值，得到安全距离指标值d。

首先计算探测器椭球膨胀安全区距障碍的最小距离，即探测器位置误差nσ椭球距障碍的最小距离。

考虑障碍位置和大小，将障碍建模为半球形，以着陆点固联坐标系下障碍中心即半球球心坐标rc，和障碍参考半径即半球半径r描述障碍的位置和大小。障碍中心在误差椭球主轴坐标系下的坐标为：

根据障碍中心与探测器位置误差nσ椭球的位置关系，选择执行步骤4.1或步骤4.2，得到探测器位置误差nσ椭球距障碍的最小距离de。

步骤4.1、当障碍中心位于探测器位置误差nσ椭球外部，即：

rce^terce＞1

设探测器位置误差nσ椭球表面上的点rs为椭球表面距障碍中心rc距离最小的点。在误差椭球主轴坐标系下，点rs的坐标为：

且满足以下方程：

rse＝(i+λe)^-1rce

rce^t(i+λe)^-te(i+λe)^-1rce-1＝0

式中λ为拉格朗日乘子。求解方程(10)-(11)得到λ值，从而得到坐标rse。因rce位于探测器位置误差nσ椭球外部，因此椭球面上有唯一距rce最近的点，对应λ唯一大于零的解。

探测器位置误差nσ椭球距障碍中心rc的最小距离为：

dc＝||rse-rce||＝||rs-rc‖

其中

当dc＞r，表示障碍整体位于探测器位置误差nσ椭球外部，探测器位置误差nσ椭球距障碍的最小距离为：

de=dc-r

当dc≤r，表示探测器位置误差nσ椭球与障碍相交，障碍部分位于探测器位置误差nσ椭球内部，探测器位置误差nσ椭球距障碍的最小距离de为0。

步骤4.2、若障碍中心位于探测器位置误差nσ椭球内部或表面上，即

rce^terce≤1

则探测器位置误差nσ椭球距障碍中心rc的最小距离为0。相应地，障碍整体或部分位于探测器位置误差nσ椭球内部，探测器位置误差nσ椭球距障碍的最小距离de为0。

用所述的步骤4.1或步骤4.2得到的探测器位置误差nσ椭球距障碍的最小距离de减去控制安全距离ds，得到探测器相对障碍的安全距离指标值d：

d＝de-ds,de≥ds

其中控制安全距离ds综合考虑包括探测器推力器构型及各轴向推力器的推力辐值、控制精度在内的控制能力约束，取值根据探测器配置情况预先设定，以反映探测器控制能力约束对探测器障碍规避机动能力的影响。

当探测器位置误差nσ椭球距障碍的最小距离小于控制安全距离时，安全距离指标值d为0，即：

d＝0,de＜ds

当探测器相对障碍的安全距离指标值为0时，表示在状态不确定性及控制约束的影响下，探测器可能与障碍发生碰撞，探测器此时的安全性较低。

步骤五、根据步骤四得到的安全距离指标值构建李雅普诺夫函数。

在着陆点固联坐标系下，构建关于探测器状态的势场函数φq

φq＝x^tqx

其中x＝[x,y,z,vx,vy,vz]^t为探测器状态变量，q为以qi＞0,i＝1,...,6为对角线的对角矩阵。上式表示的势场，存在唯一的极小值点，为探测器目标状态x＝0。只要保证探测器状态x沿势场降低的方向前进，探测器状态将自动趋近于目标着陆状态，即同时满足目标着陆位置和速度。

根据步骤四中得到的探测器相对障碍的安全距离指标值d，构建关于障碍威胁的势场函数φh

其中，di表示探测器相对第i个障碍的安全距离指标值，k表示障碍的数量，ψ＞0和σ＞0为参数。当探测器相对障碍的安全距离指标值di减小时，势场函数φh值增大。若设计的制导律使探测器沿势场降低的方向前进，探测器将自动实现障碍规避。

最后，构建如下形式的李雅普诺夫函数φ：

李雅普诺夫函数由φq和φh两部分组成，使得探测器目标状态为势场中唯一的全局极小值点，且当探测器接近障碍时势场值增大，因此只要设计控制加速度指令a使探测器沿势场降低方向前进，即可同时实现自主障碍规避和自主精确软着陆。

由于q为正定矩阵，因而：

且φh＞0，则对任意x≠0，有：

φ＞0(29)

且

φ→∞,当||x||→∞(30)

步骤六、设计障碍规避制导律得到步骤五中所述的控制加速度a，以实现自主障碍规避和自主精确软着陆。

根据步骤四中的安全距离指标d的取值，选择执行步骤6.1或步骤6.2，得到相应的控制加速度指令a。

步骤6.1、当探测器相对各障碍的安全距离指标值均大于0，即：

di＞0,i＝1,...,k

根据李雅普诺夫稳定性理论，为使系统稳定，除满足式(28)-(30)的条件外，还需满足：

即：

其中，

由于

其中δr为随机误差。且rs位于探测器位置误差nσ椭球面上，即

其中δrs与r无关。因而：

rs＝r-δr+δrs(37)

则

令

a＝aq+ah

其中，κ为正实数。且当目标天体为小天体时：

为动力学方程(1)式以x,y,z轴分量形式展开后与自旋角速度ω有关的项。当目标天体为行星时，ξx＝ξy＝ξz＝0。

对探测器施加以上控制加速度指令a时，满足

条件(31)也成立，系统为全局稳定的。

步骤6.2、当探测器相对某障碍的安全距离指标值为0，即存在

dj＝0,1≤j≤k

此时探测器的安全性较低。为保证探测器安全，启动“紧急状态”，使探测器紧急上升，相应的控制加速度指令为：

a＝[0,0,amax]^t

其中amax为z轴正方向的推力器最大加速度。

利用步骤六求取的加速度指令a控制探测器着陆轨迹，降低行星表面多扰动、不确知环境对探测器障碍规避制导的影响，对行星表面障碍进行有效规避，实现自主安全精确着陆。

步骤六求取的控制加速度指令a为解析形式，不含积分等复杂运算，满足在线反馈控制的实时性要求。

所述的探测器位置误差nσ椭球中n取值根据椭球膨胀安全区大小需求而定，优选n取值为3。

实施例1以433eros小行星为目标星进行仿真验证，仿真条件为：在着陆点固联坐标系下，探测器的初始位置为[1300,-1400,200]^tm，初始速度为[-1,0,0]^tm/s，目标位置为着陆点固联坐标系原点，目标速度为零；小天体表面障碍中心位置分别为[500,-600]^tm(障碍1)和[340,-360]^tm(障碍2)，障碍参考半径均为80m；探测器在各个轴向上推力器的最大推力加速度为0.05m/s²，控制安全距离为1m。

在着陆点固联坐标系下，探测器三轴位置估计误差标准差均为10m，仿真时间为3500s，探测器着陆过程三轴的位置、速度、加速度指令曲线分别如图4-图6所示，探测器三维着陆轨迹如图5所示。图4、图5显示，探测器三轴位置、速度均收敛于零，探测器实现精确软着陆；图6中，制导律给出的控制加速度指令变化较大的区域对应探测器着陆过程中经过的两个障碍区域；图7显示，探测器在着陆过程中对两个障碍进行了成功规避，并着陆于目标着陆点。仿真结果表明，本发明提出的行星着陆障碍规避的安全区膨胀制导方法能够在存在探测器位置估计误差的情况下自主实现障碍规避和精确软着陆。

进一步进行蒙特卡洛仿真验证本发明方法在探测器位置估计误差较大情况下的障碍规避效果，并与传统势函数制导方法进行比较。探测器三轴位置估计误差标准差均为60m，其他仿真条件不变，进行500次仿真。

在蒙特卡洛仿真中，以探测器在着陆过程中进入某障碍参考半径以内为与该障碍发生碰撞的标准，则探测器在着陆过程中始终处于全部障碍的参考半径(本仿真中均为80m)以外为障碍规避成功。蒙特卡洛仿真结果显示，在探测器位置存在较大估计误差的情况下，传统势函数制导方法对障碍1的规避成功率为83.1％(图8)，对障碍2的规避成功率为67.2％(图9)，相应的着陆过程障碍规避整体成功率为59.2％；本发明方法对障碍1和障碍2的规避成功率为100％(图10、图11)，相应的着陆过程障碍规避整体成功率为100％。由于在制导律的推导过程中考虑了探测器位置信息的不确定性并通过探测器椭球膨胀安全区和相应的安全距离指标定量描述，本发明方法在不确定条件下具有更好的障碍规避性能，尤其在探测器位置不确定性较大、多障碍复杂地形条件下，障碍规避成功率显著高于传统势函数制导方法。

以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例，用于解释本发明，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。