带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法、装置及系统与流程

本发明涉及卫星技术领域，尤其涉及一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法、装置及系统。

背景技术

卫星可由卫星平台和卫星载荷组成。卫星载荷工作时，卫星平台必须具有一定的姿态控制稳定度和精度。载荷工作精度要求越高，对卫星平台姿态控制要求则越高。当卫星载荷的质量大时，则卫星载荷的运动惯量也大。若卫星载荷需要进行旋转运动，旋转的卫星载荷会对卫星平台的姿态造成干扰，此时，卫星平台的姿态控制难度极大，现有技术中没有很好的方法精确的旋转载荷的卫星平台的姿态控制，或者，姿态控制过程中的计算量及控制难度大。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明实施例目标提供一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法、装置及系统，至少部分解决上述问题。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

第一方面，本发明实施例提供一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法，包括：

测量卫星平台的实际姿态参数；

比对所述实际姿态参数和目标姿态参数，确定姿态偏差；

基于所述姿态偏差生成第一控制指令；

根据旋转载荷的运动规律参数，确定所述卫星平台重复控制器的学习周期参数；

所述重复控制器结合所述学习周期参数及所述第一控制指令，生成第二控制指令；

利用所述第二控制指令控制所述卫星平台的姿态。

第二方面，本发明实施例提供一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制装置，包括：

第一测量模块，用于测量卫星平台的实际姿态参数；

比对模块，用于比对所述实际姿态参数和目标姿态参数，确定姿态偏差；

第一生成模块，用于基于所述姿态偏差生成第一控制指令；

确定模块，用于根据旋转载荷的运动规律参数，确定所述卫星平台重复控制器的学习周期参数；

第二生成模块，用于所述重复控制器结合所述学习周期参数及所述第一控制指令，生成第二控制指令；

控制模块，用于利用所述第二控制指令控制所述卫星平台的姿态。

第三方面，本发明实施例提供一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制系统，包括：

比例积分导数pid控制器，用于比对卫星平台的实际姿态参数和目标姿态参数，确定姿态偏差；并基于所述姿态偏差生成第一控制指令；

重复控制器，用于基于所述卫星平台的控制规律参数及所述第一控制指令生成第二控制指令，其中，所述控制规律参数是基于旋转载荷的运动规律参数确定的；所述第二控制指令，用于控制所述卫星平台的姿态。

本发明实施例提供的卫星平台的姿态控制方法、装置及系统，在卫星平台的姿态的控制中，会产生两个控制指令，分别是第一控制指令及第二控制指令。第一控制指令是基于旋转载荷的实际姿态参数生成的初始的第一控制指令；第二控制指令是由重复控制器基于第一控制指令结合运动规律参数生成的最终的第二控制指令。利用第二控制指令控制卫星平台的姿态，具有控制具有周期性，若控制规律参数一旦确定可以大大的将少计算量及控制指令中控制信号的反复生成，从而降低了控制难度，具有控制简单的特点。与此同时，基于实际姿态参数及目标姿态参数的姿态偏差生成第二控制指令，若卫星平台和/或旋转载荷的出现运动波动时，可以利用该第二控制指令及时的校准，从而可以使得卫星平台稳定维持在目标姿态，从而具有控制精确度高的特点。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法的流程示意图；

图2为本发明实施例提供的一种第一控制指令的产生流程示意图；

图3为本发明实施例提供的一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制装置的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的一种带有旋转载荷的卫星平台的控制系统的控制流程示意图。

图5本发明实施例提供的一种带有旋转载荷的卫星平台的角速度变化示意图；

图6为本发明实施例提供的带有旋转载荷的卫星平台的角度的变化示意图；

图7为本发明实施例提供的旋转载荷的角速度的变化示意图；

图8为本发明实施例提供的pid控制器输出的控制力矩的变化示意图；

图9为本发明实施例提供的重复控制器输出的控制力矩的变化示意图。

具体实施方式

以下结合说明书附图及具体实施例对本发明的技术方案做进一步的详细阐述。

如图1所示，本实施例提供一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法，包括：

步骤s110：测量卫星平台的实际姿态参数；

步骤s120：比对所述实际姿态参数和目标姿态参数，确定姿态偏差；

步骤s130：基于所述姿态偏差生成第一控制指令；

步骤s140：根据旋转载荷的运动规律参数，确定所述卫星平台重复控制器的学习周期参数；

步骤s150：所述重复控制器结合所述学习周期参数及所述第一控制指令，生成第二控制指令；

步骤s160：利用所述第二控制指令控制所述卫星平台的姿态。

在本实施例中提供的方法可以应用于卫星中，以控制卫星平台的姿态，该方法适用于搭载的旋转载荷的卫星平台的控制，尤其适用于大惯量的旋转载荷。若一个会进行旋转的卫星载荷的质量大于预设质量至，可认为该旋转载荷为大惯量的旋转载荷。

若卫星平台上搭载的卫星载荷会相对于卫星平台旋转，则这种卫星载荷可以称之为旋转载荷。旋转载荷的可是周期性旋转，从而旋转载荷的运动呈现一定的规律变化，也可以是非周期性旋转(此时，旋转载荷的运动无明显的变化规律)。

在本实施例中为了精确控制卫星平台的姿态，此时卫星平台的姿态可包括：卫星平台的朝向及倾斜角等，同时还包括在当前姿态下卫星平台自身的转动。

在本实施例中，可以利用各种传感器测量卫星平台的实际姿态参数，例如，利用角度传感器测量卫星平台相对于基准面的角度，该角度可包括俯仰角等。利用角速度传感器测量卫星平台绕地球等(星体)转动的角速度和/或在绕其他星体转动过程中的自转的角速度等。

在一些实施例中，所述实际姿态参数还可用坐标参数来表示，例如，可包括：卫星平台在以所述基准面为一个轴面的坐标系内的坐标值。

卫星平台的实际姿态参数为测量获得的卫星平台的参数；目标姿态参数为卫星平台处于目标姿态的姿态参数。

在大多数情况下，旋转载荷是周期性运动的，则旋转载荷的运动会呈现一定的周期性，则旋转载荷的运动就会有对应的运动周期，并且可以通过旋转载荷的姿态参数的测量获得旋转载荷的运动规律参数。若旋转载荷的运动具有规律性，则旋转载荷对卫星平台的造成的姿态干扰的也呈现规律性，而本发明实施例中会基于这种姿态干扰的规律性，形成抗姿态干扰的控制规律参数。在本发明实施例中会根据控制规律参数获得所述第一控制指令。

在本实施例中，不仅利用第一控制指令实现卫星平台的姿态的简便控制，同时重复控制器结合所述学习周期参数及所述第一控制指令生成第二控制指令；并利用第二控制指令消除姿态偏差，相对于单独的基于控制规律参数进行控制，具有控制精确度高，可以大大的节省计算量降低计算难度，故具有控制简单的特点。

在本实施例中第二控制指令可为传输给卫星的执行机构的指令，通过控制卫星的执行机构的动力输出等实现卫星平台的姿态控制。所述卫星的执行机构可包括：飞轮、磁力矩器和重力杆等。

在一些实施例中，所述方法还包括：

确定所述姿态偏差是否小于预设值，所述预设值为趋于零或略大于零的取值，若所述姿态偏差小于所述预设值，则不执行所述步骤s130，即不生成所述第一控制指令，即停止对应的控制器的工作，可以减少不必要的计算量及功耗；此时，将单独根据所述第一控制指令控制所述卫星平台的控制。

进一步地，若所述姿态偏差大于所述预设值，则进入到所述步骤s130。

在还有一些实施例中，所述方法还包括：

确定是否有连续的n个控制周期的姿态偏差是否小于所述预设值，n的取值为正整数，例如，10或20等预设取值；

若有连续的n个控制周期的姿态偏差小于所述预设值，则以第一频率测量所述实际姿态参数和/或以第一频率比对所述实际姿态参数及目标姿态参数；

若未有连续的n个控制周期的姿态偏差小于所述预设值，则以第二频率测量所述实际姿态参数和/或以第二频率比对所述实际姿态参数及目标姿态参数；

所述第一频率低于所述第二频率。如此，可以进一步减少卫星平台的控制系统不必要的实际姿态参数的测量及比对计算，从而再次降低卫星平台的控制系统的功耗。

在一些实施例中，所述第二频率可为默认频率，所述第一频率可为动态确认的频率，且所述第一频率的取值与所述姿态偏差正相关。在一些实施例中，卫星平台的控制系统中还设置了第三频率，第三频率可为最低工作频率，所述第一频率可不大于所述第二频率且不小于所述第三频率。

可选地，所述步骤s130可包括：

利用比例积分导数(proportionintegralderivative，pid)控制器接收所述姿态偏差，并基于所述姿态偏差输出控制所述卫星平台的第一控制力矩。

pid控制器是一种闭环控制器，由比例单元p、积分单元i和微分单元d组成。pid控制的基础是比例控制；积分控制可消除稳态误差；微分控制可加快大惯性系统响应速度以及减弱超调趋势，通过pid控制器的闭环反馈，能够很好的进行姿态偏差消除，且本实施例中的pid控制器与生成第一控制指令的控制器可以完全独立，彼此不受干扰，从而彼此的兼容性强。

在一些实施例中，若步骤s150中未收到第一控制指令时，可继续沿用上一个接收周期从pid控制器接收的第一控制指令或者认为第一控制指令对应的控制力矩为零。

可选地，如图2所示，所述步骤s140可包括：

步骤s141：确定所述旋转载荷的运动变化参数；

步骤s142：根据所述运动变化参数及所述目标姿态参数，确定抗旋转载荷干扰的学习周期；在一些实施例中，除了所述学习周期以外还可包括每一个学习周期内重复控制器输出的控制指令的变化规律等各种参数；

步骤s143：利用所述学习周期构建所述重复控制器。

在步骤s141中确定旋转载荷的运动变化参数的方式有多种，以下提供几种可选方式：

可选方式一：获取旋转载荷在一个运动周期内的控制参数，该控制参数决定了旋转载荷的运动规律；例如，卫星平台的控制系统直接从旋转载荷的控制系统读取所述旋转载荷的控制参数；

可选方式二：测量旋转载荷的实际运动参数，通过建模等方式统计归纳出所述旋转载荷在一个运动周期内的运动变化参数。该运动变化参数可为旋转载荷的姿态变化参数等。

总之，获取所述旋转载荷的运动变化参数的方式有多种，具体实现时不局限于上述任意一种。

在确定出旋转载荷的运动变化参数之后，就可以确定出旋转载荷对卫星平台稳定维持在目标姿态的干扰变化，在本实施例中卫星平台的一个控制周期可对应于旋转载荷的一个运动周期，然后基于一个控制周期内旋转载荷的干扰变化，可以计算出所述控制规律参数。所述控制规律参数可包括：该周期内每一个控制时间点的控制力矩等参数。

可选地，所述实际姿态参数包括：实际姿态角及实际角速度；所述目标姿态参数包括：与所述实际姿态角对应的目标姿态角，及与所述实际角速度对应的目标角速度。

在一些实施例中，所述实际姿态角及所述目标姿态角均为向量，均包括：第一方向的姿态角、第二方向的姿态角及第三方向的姿态角。

在一些实施例中，所述实际角速度及所述目标角速度均为向量，均包括：所述第一方向的角速度；所述第二方向的角速度及所述第三方向的角速度；

所述第一方向垂直于所述第二方向及所述第三方向；所述第二方向垂直于所述第一方向及所述第三方向。

在本实施例中，所述第一方向和第二方向及第三方向可分别对应着直角三维坐标系中的三个轴。

可选地，所述方法还包括：

测量所述旋转载荷的实际运动参数；

根据所述旋转载荷的实际运动参数，判定所述旋转载荷的运动是否满足预设运动规律；

若所述旋转载荷的运动满足所述预设运动规律时，确定所述旋转载荷的所述运动规律参数。

在一些情况下，旋转载荷可能周期性运动，也可能非周期性运动，若非周期性运动则没有一定的运动规律，故在本实施例中还会测量旋转载荷的实际运动参数，根据旋转载荷的实际运动参数确定出旋转载荷的运动是否符合预设运动规律，一个旋转载荷的预设运动规律可能有多种，例如，旋转载荷的旋转规律有两种，不同的运动规律则对应着不同的控制规律参数。

在本实施例中仅有旋转载荷的运动时周期性的满足预设运动规律时，启动重复控制器基于所述控制规律参数生成所述第二控制指令，否则可以停止重复控制器的控制工作，例如，关闭重复控制器、使得重复控制器进入到休眠状态等非工作状态，从而减少不必要的计算量及不必要的功耗。若重复控制器停止卫星平台的姿态控制，则pid控制器等基于第一控制指令的控制器需要维持在工作状态，用于进行卫星平台的姿态控制，确保卫星平台维持在目标姿态。

如图3所示，本实施例提供一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制装置，包括：

第一测量模块110，用于测量卫星平台的实际姿态参数；

比对模块120，用于比对所述实际姿态参数和目标姿态参数，确定姿态偏差；

第一生成模块130，用于基于所述姿态偏差生成第一控制指令；

确定模块140，用于根据旋转载荷的运动规律参数，确定所述卫星平台重复控制器的学习周期参数；

第二生成模块150，用于所述重复控制器结合所述学习周期参数及所述第一控制指令，生成第二控制指令；

控制模块160，用于利用所述第二控制指令控制所述卫星平台的姿态。

所述第一测量模块110、所述比对模块120、所述第一生成模块130、所述确定模块140、所述第二生成模块150及所述控制模块160，均可为程序模块；在被处理器或处理电路执行后，能够实现前述控制规律参数的确定、第一控制指令的生成、姿态偏差的确定、第二控制指令的生成及卫星平台的姿态控制等操作。

可选地，所述第一生成模块130，具体用于利用比例积分导数pid控制器基于所述姿态偏差输出控制所述卫星平台的第一控制力矩。

可选地，所述确定模块140，具体用于确定所述旋转载荷的运动变化参数；根据所述运动变化参数及所述目标姿态参数，确定重复控制器的学习周期；利用所述学习周期构建所述重复控制器。

可选地，所述实际姿态参数包括：实际姿态角及实际角速度；所述目标姿态参数包括：与所述实际姿态角对应的目标姿态角，及与所述实际角速度对应的目标角速度。

例如，所述实际姿态角及所述目标姿态角均为向量，均包括：第一方向的姿态角、第二方向的姿态角及第三方向的姿态角。

又例如，所述实际角速度及所述目标角速度均为向量，均包括：所述第一方向的角速度；所述第二方向的角速度及所述第三方向的角速度；所述第一方向垂直于所述第二方向及所述第三方向；所述第二方向垂直于所述第一方向及所述第三方向。

可选地，所述装置还包括：

第二测量模块，用于测量所述旋转载荷的实际运动参数；

判定模块，用于根据所述旋转载荷的实际运动参数，判定所述旋转载荷的运动是否满足预设运动规律；

执行模块，用于若所述旋转载荷的运动不满足所述预设运动规律，停止基于重复控制器对所述卫星平台的姿态控制；

所述控制模块160，还用于单独根据所述第一控制指令控制所述卫星平台的姿态。

在本实施例中，所述第二测量模块、所述判定模块及所述执行模块同样可对应于程序模块，同样可在被处理器或处理电路执行后，能够实现旋转载荷的当前运动是否满足预设运动规律的判断，并在不满足预设运动规律时，停止重复控制器的控制。

在一些实施例中，所述第二测量模块可对应于测量所述旋转载荷的实际运动参数的各种传感器。

所述判定模块可对应于处理器或处理电路，可以通过实际运动参数与预设运动规律的预设运动参数的比对，从而确定出所述旋转载荷的当前运动是否满足所述预设运动规律。

如图4所示，本实施例提供一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制系统，包括：

比例积分导数pid控制器，用于比对卫星平台的实际姿态参数和目标姿态参数，确定姿态偏差；并基于所述姿态偏差生成第一控制指令；

重复控制器，用于基于已确定所述卫星平台重复控制器的学习周期参数以及所述第一控制指令来生成第二控制指令，其中，所述控制规律参数是基于旋转载荷的运动规律参数确定的；所述第二控制指令，用于控制所述卫星平台的姿态。

本实施例提供的控制系统是双控制器的系统，此时双控制器在生成第一控制指令是相对对立的，彼此不干涉。但是在一些情况下，所述控制系统还包括：总控制器，该总控制器分别用于控制pid及重复控制器的工作参数，例如，根据当前卫星平台和/或旋转载荷的实际姿态参数，停止pid控制器及重复控制器中的一个的控制工作，或者，改变其中至少一个生成控制指令的操作参数，例如，生成第二控制指令的频率等。

以下结合上述任意实施例提供几个具体示例：

示例1：

本示例提供一种卫星平台的姿态控制方法，包括两个部分：

一个部分，利用pid控制器获得初始控制指令；此处的初始控制指令即为前述的第一控制指令；

第一步：利用卫星平台载的敏感器测得卫星平台的实际姿态角θ和实际角速度ω；

第二步：将实际姿态角θ和实际角速度ω与已知的目标姿态角θh、目标角速度ωh比较，得到角度偏差eθ，角速度偏差eω；

第三步：将得到的偏差值作为pid控制器的输入量，与pid控制器的设计参数kp、ki、kd结合则得到pid控制器输出控制力矩u1＝kpeθ+ki∫eθdt+kdeω；kp为pid控制器的比例参数；ki为pid控制器的积分参数；kd为pid的微分参数。

第四步：根据控制力矩调整卫星平台的姿态，采用这种方式调整卫星平台的姿态，可以使得卫星平台的姿态逐步向目标卫星姿态及目标角速度靠近，或者，维持在目标姿态角及目标角速度。

可选地，在本示例中，实际姿态角及目标姿态角均可为三维向量，可分别包括三维坐标系内x轴、y轴及z轴的测量的实际姿态及目标姿态。

可选地，实际角速度及目标姿态角均为三维向量，可分别包括三维坐标系内x轴、y轴及z轴的测量的实际角速度及目标角速度。

在一种情况，所述x轴可为所述卫星平台的滚转轴，y轴可为所述卫星平台的俯仰轴，z轴可为所述卫星平台的偏航轴。

利用重复控制器生成最终控制指令；此处的最终控制指令是基于初始控制指令生成的，最终控制指令可对应于前述的第二控制指令。

以旋转载荷的运动周期为学习周期，根据pid控制器输出的初始控制指令，确定出反映旋转载荷产生干扰的抗干扰模型最终控制指令。

输入到卫星的执行机构。此时重复控制器类似于信号发生器，可以不依赖外部变量给出的控制指令，以此构成高精度的反馈控制系统，使得系统能够无静差的跟踪输入信号。

在本实施例中第一控制指令可以对应于第一控制信号，第二控制指令可对应于第二控制信号；所述第一控制信号和所述第二控制信号均可为信号，可是在时域上呈现一定变化的时序信号，例如，飞轮的喷气控制时序信号、再例如，执行机构的供电时序信号等。

根据旋转载荷旋转产生的干扰信号具有可重复性和周期性的特点，设计采用如下形式的内模。

其中，g1(s)为传递函数，l为给定的运动周期或控制周期，kr>0用于加快系统响应速度,e为自然指数。

内模的离散形式可为：

g为传递函数g1(s)的离散形式，n为一个运动周期的采样次数，z为对离散时间信号进行的拉氏变换的表示方法。此处的离散时间信号可对应于卫星的姿态参数在时域上的离散信号。

综上，可得卫星平台的控制律为：

其中，n为一个周期的采样次数；kp为比例系数，ki为积分系数，kd为微分系数；g(s)为基于重复控制的控制器传递函数。

控制律可为：卫星平台的控制指令的算法，描述了受控状态变量与系统输入信号之间的函数关系。在本示例中控制律可由前述的控制规律参数来表征。

采用本示例提供的卫星平台的姿态控制方法，具有以下特点：

第一方面，在pid控制的基础上引入内模控制使得卫星平台的执行机构可以最大限度抵消旋转载荷产生的力矩干扰，从而保证卫星的控制实现高姿态稳定度、高指向精确度。

第二方面，本发明设计的重复控制器结构，采用这种结构的优点是，原系统控制器和重复控制器的设计相互独立，不必对原有pid控制器进行修改节，重复控制器便可以大幅度地提高系统的稳态精确度。如果转动部件的转动速度发生改变，可通过改变重复控制器中的学习周期参数，来实现对干扰力矩的精确追踪和补偿。当旋转载荷的运动规律不明确时，可以关闭重复控制器，仅保留pid控制器工作。重复控制器独立于pid控制器，降低了加入重复控制器对原有pid控制器的影响，控制系统的灵活性也大大增加。

示例2：

本示例的控制系统包括：pid控制器及与pid控制器独立的重复控制器。

卫星平台控制系统按pid控制器进行设计，其参数为：

kd＝diag([157.62157.62157.62])；

kp＝diag([12.4212.4212.42])；ki＝diag([0.020.020.02])；

kr＝1、n＝3600。

旋转载荷的运动周期为36s，仿真步长为0.01s，故n＝36/0.01＝3600。

卫星姿态的初始姿态参数为ωb0＝[000]；θb0＝[000]；

目标姿态参数为ωbt＝[000]；θbt＝[000]；

卫星平台的质量：1200kg；

旋转载荷的质量：800kg；

卫星平台的转动惯量：

旋转载荷的转动惯量：

飞轮最大转速：6000r/min；

飞轮最大角动量：50n·m·s；

飞轮最大控制力矩：1n·m。

图5所示，利用pid控制器及重复控制器同时控制卫星平台的姿态，卫星平台从静止状态到趋于稳定之后维持在目标姿态的角速度变化示意图。图5中横轴为时间轴，以秒(s)为单位；纵轴为：卫星平台分别在x轴、y轴及z轴上的角速度，且三个轴上的角速度的变化用不同的线型表示。

图6所示，利用pid控制器及重复控制器同时控制卫星平台的姿态，卫星平台从静止状态到趋于稳定之后维持在目标姿态的角度变化示意图。图6中横轴为时间轴，以秒(s)为单位；纵轴为：x轴、y轴及z轴上的角度，三个轴上的角度的变化用不同的线型表示。

图7所示，旋转载荷的旋转角速度变化示意图，图7的横轴为时间轴，纵轴为旋转载荷的角速度。

图8所示，pid控制器输出的控制力矩在x轴、y轴及z轴上的变化示意图。图8中横轴为时间轴，纵轴为力矩轴。

图9为重复控制器输出的控制力矩在x轴、y轴及z轴上的变化示意图。图9中横轴为时间轴，纵轴为力矩轴。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的设备和方法，可以通过其它的方式实现。以上所描述的设备实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，如：多个单元或组件可以结合，或可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另外，所显示或讨论的各组成部分相互之间的耦合、或直接耦合、或通信连接可以是通过一些接口，设备或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性的、机械的或其它形式的。

上述作为分离部件说明的单元可以是、或也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是、或也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，也可以分布到多个网络单元上；可以根据实际的需要选择其中的部分或全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明各实施例中的各功能单元可以全部集成在一个处理模块中，也可以是各单元分别单独作为一个单元，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中；上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用硬件加软件功能单元的形式实现。

本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：移动存储设备、只读存储器(rom，read-onlymemory)、随机存取存储器(ram，randomaccessmemory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。