一种基于弹性蒙皮的飞机除冰装置

摘要

本发明适用于飞行器除冰领域，尤其是涉及一种基于弹性蒙皮的飞机除冰装置，包括弹性蒙皮、执行机构、凸轮系和电机，所述弹性蒙皮和执行机构通过连接件固定在机翼上，执行机构包括上执行机构和下执行机构，上下执行机构上均设置平动件，所述凸轮系带动上下执行机构沿翼面做直线运动，从而带动弹性蒙皮的不同段周期性地拉伸变形，进而致使积冰与弹性蒙皮发生相对错位滑动从而使得积冰脱落。本发明的飞机除冰装置，执行机构的能量利用率高，不会影响电机寿命；并且弹性蒙皮沿机翼面周期性拉伸，翼型前缘的弹性蒙皮也会带动发生一定的弹性变形，除冰效果大大提升；本发明采用螺钉将弹性蒙皮与执行机构固定在机翼上，易于蒙皮更换且密封效果较好。

权利要求

1.一种基于弹性蒙皮的飞机除冰装置，其特征在于，包括弹性蒙皮（1）、执行机构（2）、凸轮系（3）和电机（4）；

所述执行机构（2）包括上执行机构（21）和下执行机构（22）；

所述上执行机构（21）上设置有第一上平动件（2141）和第二上平动件（2142）；

所述下执行机构（22）上设置有第一下平动件（2241）和第二下平动件（2242）；

所述凸轮系（3）包括第一凸轮（31）和第二凸轮（32），所述第一凸轮（31）和所述第二凸轮（32）同轴且两个凸轮中心线非平行；

所述第一凸轮（31）设置在所述第一上平动件（2141）和所述第二下平动件（2242）之间，所述第二凸轮（32）设置在所述第一下平动件（2241）和所述第二上平动件（2142）之间；

所述电机（4）驱动所述凸轮系（3）转动；

所述执行机构（2）固定于所述弹性蒙皮（1）。

2.根据权利要求1所述的飞机除冰装置，其特征在于，所述上执行机构和所述下执行机构分别包括至少两个连接架和至少两个连接杆。

3.根据权利要求2所述的飞机除冰装置，其特征在于，所述上执行机构（21）还包括：第一上连接架（211）、第二上连接架（212）、第三上连接架（213），所述第一上连接架（211）、第二上连接架（212）、第三上连接架（213）均为U型结构，所述U型结构包括第一支脚（2111）和第二支脚（2112）；

所述第一上连接架（211）、所述第二上连接架（212）通过第一连接杆（2151）、第二连接杆（2152）、第三连接杆（2153）、第四连接杆（2154）连接，所述第二上连接架（212）、所述第三上连接架（213）通过第五连接杆（2155）、第六连接杆（2156）、第七连接杆（2157）、第八连接杆（2158）连接，各连接杆互相平行；各连接架相互平行；

所述第一连接杆（2151）、第二连接杆（2152）、第五连接杆（2155）、第六连接杆（2156）设置在所述第一支脚（2111）上，所述第三连接杆（2153）、第四连接、第七连接杆（2157）、第八连接杆（2158）设置在所述第二支脚（2112）上。

4.根据权利要求2所述的飞机除冰装置，其特征在于，所述下执行机构（22）还包括：第一下连接架（221）、第二下连接架（222）、第三下连接架（223），所述第一下连接架（221）、第二下连接架（222）、第三下连接架（223）均为U型结构，所述U型结构包括第三支脚（2211）和第四支脚（2212）；

所述第一下连接架（221）、所述第二下连接架（222）通过第九连接杆（2251）、第十连接杆（2252）、第十一连接杆（2253）、第十二连接杆（2254）连接，所述第二下连接架（222）、所述第三下连接架（223）通过第十三连接杆（2255）、第十四连接杆（2256）、第十五连接杆（2257）、第十六连接杆（2258）连接，各连接杆互相平行；各连接架相互平行；

所述第九连接杆（2251）、第十连接杆（2252）、第十三连接杆（2255）、第十四连接杆（2256）设置在所述第三支脚（2211）上，所述第十一连接杆（2253）、第十二连接杆（2254）、第十五连接杆（2257）、第十六连接杆（2258）设置在所述第四支脚（2212）上。

5.根据权利要求3所述的飞机除冰装置，其特征在于，所述第一上平动件（2141）包括第一支撑杆（21411）和第一平板（21412），所述第二上平动件（2142）包括第二支撑杆（21421）和第二平板（21422），所述第一支撑杆（21411）和所述第二支撑杆（21421）垂直连接在所述第七连接杆（2157）和所述第八连接杆（2158）之间；所述第一平板（21412）对应于所述第一凸轮（31），所述第二平板（21422）对应于所述第二凸轮（32）。

6.根据权利要求4所述的飞机除冰装置，其特征在于，所述第一下平动件（2241）包括第三支撑杆（22411）和第三平板（22412），所述第二下平动件（2242）包括第四支撑杆（22421）和第四平板（22422），所述第三支撑杆（22411）和所述第四支撑杆（22421）垂直连接在所述第九连接杆（2251）和所述第十连接杆（2252）之间；所述第三平板（22412）对应于所述第二凸轮（32），所述第四平板（22422）对应于所述第一凸轮（31）。

7.根据权利要求3或4所述的飞机除冰装置，其特征在于，在所述的U型结构上设置连接件，通过该连接件将所述上执行机构（21）和所述下执行机构（22）固定连接在弹性蒙皮（1）上。

8.根据权利要求7所述的飞机除冰装置，其特征在于，所述连接件上设置螺纹孔，采用紧固螺钉将所述上执行机构（21）、所述下执行机构（22）固定连接在弹性蒙皮（1）上。

9.根据权利要求1所述的飞机除冰装置，其特征在于，所述第一凸轮（31）和所述第二凸轮（32）的中心线角度为90度。

说明书

一种基于弹性蒙皮的飞机除冰装置

技术领域

[0001] 本发明涉及一种用于飞行器除冰领域，尤其是涉及一种基于弹性蒙皮的飞机除冰装置。

背景技术

[0002] 飞机在空中飞行时，如果遇到结冰气象条件，在其机翼表面、发动机进气道、各类暴露在飞机机身外的传感器等表面会发生结冰现象，影响飞行安全。因此，飞机除冰是保障
飞机正常飞行的必要条件。当前常用的除冰方式包括液体除冰、机械除冰与热除冰等，以上
方式虽能达到除冰的效果，但均存在一些不足，例如液体除冰方式中蒙皮制造困难、供液装
置复杂；机械除冰方式中的气囊除冰破坏气动外形、供气装置复杂，而电脉冲除冰方式噪音
大、电源体积和重量大；热除冰方式效率低、能耗大。

[0003] 此外，弹性带除冰也得到了关注，该除冰方式通过弹性带垂直或沿翼面方向的变形而达到除冰的目的，例如专利CN109808897B，将弹性带包裹于机翼前缘蒙皮外表面，机翼
内腔通过凸轮驱动弹性带与积冰之间发生错位，从而进行除冰。但是该方法由于弹性蒙皮
在前缘处的变形小，该处除冰效果差；并且弹性蒙皮与机翼件摩擦力大，因此耗能大、效率
低；水和冰会从除冰铲和蒙皮间的间隙进入机翼腔，密封性难以保证。

[0004] 专利US5681014A在弹性蒙皮下设置扭力驱动机构，当扭矩管转动时，带动弹性蒙皮发生形变，从而进行除冰。该方法仍然存在一下缺陷：1、需要电机不断正反转，影响电机
寿命；2、专利中弹性蒙皮的变形需要柔性肋25带动实现，导致能量利用率低；3、一般机翼前
缘结冰最多，而专利中此处的变形最小，因此，除冰效果差。

[0005] 因此，即便现有技术已有一些关于弹性带除冰的装置，但是现有的除冰装置除冰效果差，并且能耗高，密封性也难以保证。

发明内容

[0006] 为了解决现有技术的不足，本发明的目的是提供一种基于弹性蒙皮的飞机除冰装置，执行机构的能量利用率高，不会影响电机寿命；并且采用本发明的除冰装置，弹性蒙皮
沿机翼面周期性拉伸，翼型前缘的弹性蒙皮也会带动发生一定的弹性变形，除冰效果大大
提升；本发明采用螺钉将弹性蒙皮与执行机构固定在机翼上，易于蒙皮更换且密封效果较
好。

[0007] 本发明是这样实现的，一种基于弹性蒙皮的飞机除冰装置包括弹性蒙皮、执行机构、凸轮系和电机；

[0008] 所述执行机构包括上执行机构和下执行机构；

[0009] 所述上执行机构上设置有第一上平动件和第二上平动件；

[0010] 所述下执行机构上设置有第一下平动件和第二下平动件；

[0011] 所述凸轮系包括第一凸轮和第二凸轮，所述第一凸轮和所述第二凸轮同轴且两个凸轮中心线非平行；

[0012] 所述第一凸轮设置在所述第一上平动件和所述第二下平动件之间，所述第二凸轮设置在所述第一下平动件和所述第二上平动件之间；

[0013] 所述电机驱动所述凸轮系转动；

[0014] 所述执行机构固定于所述弹性蒙皮。

[0015] 进一步地，所述上执行机构和所述下执行机构分别包括至少两个连接架和至少两个连接杆。

[0016] 进一步地，所述上执行机构还包括：第一上连接架、第二上连接架、第三上连接架，所述第一上连接架、第二上连接架、第三上连接架均为U型结构，所述U型结构包括第一支脚
和第二支脚；

[0017] 所述第一上连接架、所述第二上连接架通过第一连接杆、第二连接杆、第三连接杆、第四连接杆连接，所述第二上连接架、所述第三上连接架通过第五连接杆、第六连接杆、
第七连接杆、第八连接杆连接，各连接杆互相平行；各连接架相互平行；

[0018] 所述第一连接杆、第二连接杆、第五连接杆、第六连接杆设置在所述第一支脚上，所述第三连接杆、第四连接、第七连接杆、第八连接杆设置在所述第二支脚上。

[0019] 进一步地，所述下执行机构还包括：第一下连接架、第二下连接架、第三下连接架，所述第一下连接架、第二下连接架、第三下连接架均为U型结构，所述U型结构包括第三支脚
和第四支脚；

[0020] 所述第一下连接架、所述第二下连接架通过第九连接杆、第十连接杆、第十一连接杆、第十二连接杆连接，所述第二下连接架、所述第三下连接架通过第十三连接杆、第十四
连接杆、第十五连接杆、第十六连接杆连接，各连接杆互相平行；各连接架相互平行；

[0021] 所述第九连接杆、第十连接杆、第十三连接杆、第十四连接杆设置在所述第三支脚上，所述第十一连接杆、第十二连接杆、第十五连接杆、第十六连接杆设置在所述第四支脚
上。

[0022] 进一步地，所述第一上平动件包括第一支撑杆和第一平板，所述第二上平动件包括第二支撑杆和第二平板，所述第一支撑杆和所述第二支撑杆垂直连接在所述第七连接杆
和所述第八连接杆之间；所述第一平板对应于所述第一凸轮，所述第二平板对应于所述第
二凸轮。

[0023] 进一步地，所述第一下平动件包括第三支撑杆和第三平板，所述第二下平动件包括第四支撑杆和第四平板，所述第三支撑杆和所述第四支撑杆垂直连接在所述第十五连接
杆和所述第十六连接杆之间；所述第三平板对应于所述第二凸轮，所述第四平板对应于所
述第一凸轮。

[0024] 进一步地，在所述的U型结构上设置连接件，通过该连接件将所述上执行机构和所述下执行机构固定连接在弹性蒙皮上。

[0025] 进一步地，所述连接件上设置螺纹孔，采用紧固螺钉将所述上执行机构、所述下执行机构固定连接在弹性蒙皮上。

[0026] 进一步地，所述第一凸轮和所述第二凸轮的中心线角度为90度。

[0027] 进一步地，所述第一连接杆、第二连接杆、第三连接杆、第四连接杆与所述第五连接杆、第六连接杆、第七连接杆、第八连接杆的长度相同或不同。

[0028] 进一步地，所述第九连接杆、第十连接杆、第十一连接杆、第十二连接杆与所述第十三连接杆、第十四连接杆、第十五连接杆、第十六连接杆的长度相同或不同。

[0029] 采用本发明的一种基于弹性蒙皮的飞机除冰装置，相较于现有技术，至少具有以下有益效果：

[0030] 1. 本发明的除冰装置结构简单、重量轻，并且电机通过凸轮带动执行机构发生移动，电机耗能减少，除冰能耗低，可用于动力较小的飞机，尤其是小型无人机；

[0031] 2. 本发明的除冰装置在除冰过程中不破坏气动外形，且蒙皮与机翼的密封性好，可避免冰晶或过冷水进入机翼内腔；

[0032] 3. 本发明的执行机构可带动翼型前缘的弹性蒙皮周期性拉伸变形，其除冰效果得以提升；

[0033] 4. 本发明除冰装置的除冰方法简单，易于操作。

附图说明

[0034] 为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，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，下面所描述的附图仅仅是本发明的
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。

[0035] 图1是本发明实施例的一种基于弹性蒙皮的飞机除冰装置的安装结构示意图；

[0036] 图2是本发明中实施例的上执行机构和下执行机构的装配图；

[0037] 图3是本发明中实施例的上执行机构的结构示意图；

[0038] 图4是本发明中实施例的下执行机构的结构示意图；

[0039] 图5是本发明实施例的平动件与凸轮系的装配示意图；

[0040] 图6是本发明实施例的凸轮系结构示意图；

[0041] 图7是本发明实施例的凸轮系正视图。

[0042] 图中，1‑弹性蒙皮，11‑第一蒙皮段，12‑第二蒙皮段，13‑第三蒙皮段，14‑第四蒙皮段，2‑执行机构，21‑上执行机构，211‑第一上连接架，212‑第二上连接架，213‑第三上连接
架，2141‑第一上平动件，2142‑第二上平动件，21411‑第一支撑杆，21412‑第一平板，21421‑
第二支撑杆，21422‑第二平板，2111‑第一支脚，2112‑第二支脚，2151‑第一连接杆，2152‑第
二连接杆，2153‑第三连接杆，2154‑第四连接杆，2155‑第五连接杆，2156‑第六连接杆，
2157‑第七连接杆，2158‑第八连接杆；22‑下执行机构，221‑第一下连接架，222‑第二下连接
架，223‑第三下连接架，2241‑第一下平动件，2242‑第二下平动件，22411‑第三支撑杆，
22412‑第三平板，22421‑第四支撑杆，22422‑第四平板，2211‑第三支脚，2212‑第四支脚，
2251‑第九连接杆，2252‑第十连接杆，2253‑第十一连接杆，2254‑第十二连接杆，2255‑第十
三连接杆，2256‑第十四连接杆，2257‑第十五连接杆，2258‑第十六连接杆；3‑凸轮系，31‑第
一凸轮，32‑第二凸轮，33‑转轴，4‑电机，5‑机翼。

具体实施方式

[0043] 以下的说明提供了许多不同的实施例、或是例子，用来实施本发明的不同特征。以下特定例子所描述的元件和排列方式，仅用来精简的表达本发明，其仅作为例子，而并非用
以限制本发明。

[0044] 在本发明的描述中，需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接
于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。

[0045] 需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“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的限制。

[0046] 此外，术语“第一”、“第二”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”的特征可以明示或者
隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，
除非另有明确具体的限定。

[0047] 对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

[0048] 为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。

[0049] 本发明提供一种基于弹性蒙皮1的飞机除冰装置，如附图1所示，包括弹性蒙皮1、执行机构2、凸轮系3和电机4；

[0050] 弹性蒙皮1的内表面翼型与机翼5的翼型相同，以实现二者的重合配合。

[0051] 如图2‑3所示，执行机构2包括上执行机构21和下执行机构22；

[0052] 上执行机构21上设置有第一上平动件2141和第二上平动件2142；

[0053] 下执行机构22上设置有第一下平动件2241和第二下平动件2242；

[0054] 上执行机构21还包括：第一上连接架211、第二上连接架212、第三上连接架213，第一上连接架211、第二上连接架212、第三上连接架213均为U型结构，所述U型结构包括第一
支脚2111和第二支脚2112；该U型结构与飞机的翼型相匹配。

[0055] 第一上连接架211、所述第二上连接架212通过第一连接杆2151、第二连接杆2152、第三连接杆2153、第四连接杆2154连接，第二上连接架212、第三上连接架213通过第五连接
杆2155、第六连接杆2156、第七连接杆2157、第八连接杆2158连接，各连接杆互相平行；各连
接架相互平行；

[0056] 第一连接杆2151、第二连接杆2152、第五连接杆2155、第六连接杆2156设置在第一支脚2111上，第三连接杆2153、第四连接杆2154、第七连接杆2157、第八连接杆2158设置在
第二支脚2112上。

[0057] 下执行机构22还包括：第一下连接架221、第二下连接架222、第三下连接架223，第一下连接架221、第二下连接架222、第三下连接架223也都设置为U型结构，该U型结构包括
第三支脚2211和第四支脚2212；

[0058] 第一下连接架221、第二下连接架222通过第九连接杆2251、第十连接杆2252、第十一连接杆2253、第十二连接杆2254连接，第二下连接架222、第三下连接架223通过第十三连
接杆2255、第十四连接杆2256、第十五连接杆2257、第十六连接杆2258连接，各连接杆互相
平行；各连接架相互平行；

[0059] 第九连接杆2251、第十连接杆2252、第十三连接杆2255、第十四连接杆2256设置在第三支脚2211上，第十一连接杆2253、第十二连接杆2254、第十五连接杆2257、第十六连接
杆2258设置在第四支脚2212上。

[0060] 如图2‑5所示，凸轮系3包括第一凸轮31和第二凸轮32，第一凸轮31和第二凸轮32通过转轴33连接，第一凸轮31和第二凸轮32同轴且两个凸轮中心线非平行，如图6所示，作
为优选，第一凸轮31和第二凸轮32的中心线角度为90度，如图7所示。

[0061] 第一上平动件2141包括第一支撑杆21411和第一平板21412，第二上平动件2142包括第二支撑杆21421和第二平板21422，第一支撑杆21411和第二支撑杆21421垂直连接在第
七连接杆2157和所述第八连接杆2158之间；第一平板21412对应于第一凸轮31，第二平板
21422对应于第二凸轮32。

[0062] 第一下平动件2241包括第三支撑杆22411和第三平板22412，第二下平动件2242包括第四支撑杆22421和第四平板22422，第三支撑杆22411和第四支撑杆22421垂直连接在第
十五连接杆2257和第十六连接杆2258之间；第三平板22412对应于第二凸轮32，第四平板
22422对应于第一凸轮31。

[0063] 由此，第一凸轮31设置在第一上平动件2141和第二下平动件2242之间，第二凸轮32设置在第一下平动件2241和第二上平动件2142之间。本领域技术人员可以理解，为了实
现各段蒙皮的拉伸变形，第一凸轮31的两侧为上平动件和下平动件，同样的，第二凸轮32的
两侧为下平动件和上平动件。第一凸轮31和第二凸轮32的形状和尺寸完全相同，二者在转
动平面内相互垂直。

[0064] 本领域技术人员可以理解，按照本发明的上执行机构和下执行机构的结构，只要上下执行机构中分别包括至少两个连接架和至少两个连接杆，本发明的飞机除冰机构就能
执行其除冰的功能；所以，本发明飞机除冰装置中上下执行机构中的连接架和连接杆的数
量可以根据飞机机翼的结构和具体尺寸进行确定。

[0065] 由此，执行机构2装配于机翼5内腔，其几何形状和尺寸与翼面的结冰范围和翼型有关，其运动自由度为一，即只能沿翼面做直线运动。

[0066] 进一步地，第一连接杆2151、第二连接杆2152、第三连接杆2153、第四连接杆2154与第五连接杆2155、第六连接杆2156、第七连接杆2157、第八连接杆2158的长度相同或不
同。第九连接杆2251、第十连接杆2252、第十一连接杆2253、第十二连接杆2254与第十三连
接杆2255、第十四连接杆2256、第十五连接杆2257、第十六连接杆2258的长度相同或不同。
即，执行机构2可以等间隔布置也可以根据翼型和结冰范围等因素以自由间隔布置以对所
述弹性蒙皮1分段，在间隔布置的所述执行机构2作用下各段弹性蒙皮1实现拉伸变形。

[0067] 并且，在U型结构上均匀设置连接件，通过该连接件将上执行机构21和下执行机构22固定连接在弹性蒙皮1上，作为优选，在连接件上设置螺纹孔，采用螺钉将上执行机构21
和下执行机构22固定连接在弹性蒙皮1上。同时，弹性蒙皮1上留有通孔以实现弹性蒙皮1与
连结件间的螺纹连结。机翼5表面开有方槽，连结件穿过机翼5上的方槽与弹性蒙皮1连接。

[0068] 本领域技术人员可以理解，U型结构上的连接件可以均匀设置，也可以非均匀间隔（即自由间隔）设置；当均匀设置时，便于飞机弹性蒙皮上预留通孔的加工。

[0069] 本发明的基于弹性蒙皮1的飞机除冰装置的除冰原理为：第一凸轮31的转动使第一上平动件2141和第二下平动件2242分别产生不同方向的平动，从而第二蒙皮段12和第四
蒙皮段14拉伸（如图2所示）；第二凸轮32的转动使下第一下平动件2241和第二上平动件
2142分别产生不同方向的平动，从而第一蒙皮段11和第三蒙皮段13拉伸。由于第一凸轮31
和第二凸轮32在转动平面内垂直布置，二者在一个转动周期内交替产生平动作用，从而使
第二蒙皮段12和第四蒙皮段14与第一蒙皮段11和第三蒙皮段13交替产生拉伸变形，致使积
冰与弹性蒙皮1发生相对错位滑动从而使得积冰脱落。

[0070] 本发明的除冰装置的执行机构2的运动由凸轮系3控制，而凸轮系3的转动由电机4驱动；飞机在飞行过程中，不断检测机翼5的结冰厚度，当结冰厚度达到除冰要求时，启动电
机4，电机4带动凸轮系3转动。当第一凸轮31转动到接触到第一上平动件2141和第二下平动
件2242时，参见图5，第一上平动件2141带动上执行机构21向左侧平动，第二下平动件2242
带动下执行机构22向右侧平动，从而使得图2中的第二蒙皮段12和第四蒙皮段14逐渐拉伸；
凸轮继续转动，第二蒙皮段12和第四蒙皮段14的拉伸力逐渐减小，同时，当第二凸轮32转动
到接触到第一下平动件2241和第二上平动件2142时，第一下平动件2241带动下执行机构22
向左侧平动，第二上平动件2142带动上执行机构21向右侧平动，从而使得图2中第一蒙皮段
11和第三蒙皮段13逐渐拉伸，凸轮继续转动，第一蒙皮段11和第三蒙皮段13的拉伸力逐渐
减小，开始下一转动周期，如此往复，各段弹性蒙皮1拉伸变形进行除冰；同时检测除冰情
况，当结冰已完全被清除或结冰影响满足飞行要求时关闭电机4，停止除冰。

[0071] 本领域技术人员可以理解，本发明实施例只在飞机机翼中设置了一个该除冰装置，但是在实际应用过程中，特别是对于大型飞机，本发明的除冰装置可以根据实际情况在
机翼的多个部位设置多个，这种方式只是本发明的除冰装置的具体应用而已，不作为对本
发明的限制。

[0072] 以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。