火箭发动机和运载火箭

摘要

本申请实施例提供了一种火箭发动机和运载火箭。火箭发动机包括：壳体；喷管，喷管与壳体连接；第一装药和第二装药，均设置于壳体内；第一装药与第二装药和壳体围合出内腔，内腔与喷管连通，第一装药位于第二装药远离喷管的一侧，用于使得第二装药燃烧产生的第二燃气通过内腔进入喷管的周边区域、覆盖喷管的内壁，第一装药燃烧产生的第一燃气通过内腔进入喷管的中央区域、位于第二燃气远离喷管的内壁的一侧；第二燃气的温度低于第一燃气的温度。本申请实施例通过在火箭发动机壳体内采用组合装药的方式，避免壳体内第一装药燃烧后产生的高温第一燃气直接与喷管接触，降低了第一燃气烧蚀喷管内壁的风险，增强了喷管的可靠性。

权利要求

1.一种火箭发动机，其特征在于，包括：

壳体；

喷管，所述喷管与所述壳体连接；

第一装药和第二装药，均设置于所述壳体内且相互接触；所述第一装药与所述第二装药和所述壳体围合出内腔，所述内腔与所述喷管连通，所述第一装药位于所述第二装药远离所述喷管的一侧，用于使得所述第二装药燃烧产生的第二燃气通过所述内腔进入所述喷管的周边区域、覆盖所述喷管的内壁，所述第一装药燃烧产生的第一燃气通过所述内腔进入所述喷管的中央区域、位于所述第二燃气远离所述喷管的内壁的一侧；

所述第一装药和所述第二装药为组合装药，所述第二装药用于在所述第一装药浇注后再浇注得到；所述第二装药的质量分数与所述第一装药的质量分数之比不小于2％且不大于10％；

所述第二燃气的温度低于所述第一燃气的温度。

2.根据权利要求1所述的火箭发动机，其特征在于，所述第二燃气的温度不高于2000开氏度。

3.根据权利要求1所述的火箭发动机，其特征在于，所述第二燃气的流量与所述第一燃气的流量之比不小于2％且不大于10％；

所述第二燃气与所述第一燃气的相对流量不大于5％。

4.根据权利要求1所述的火箭发动机，其特征在于，所述第二燃气的附面层厚度由所述第二燃气的摩擦系数、加质流参数、形状系数、摩擦应力、以及喷管的尺寸确定得到。

5.根据权利要求1所述的火箭发动机，其特征在于，所述壳体的第一侧壁具有开口，所述喷管与所述开口连接；

所述第二装药位于所述第一装药与所述第一侧壁之间。

6.根据权利要求5所述的火箭发动机，其特征在于，所述喷管包括相互连通的喉部和扩张段；

所述喉部与所述开口链接并与所述内腔连通；

所述扩张段位于所述喉部远离所述壳体的一端；

所述喉部内壁设有喉衬，用于承受所述第二燃气。

7.根据权利要求1所述的火箭发动机，其特征在于，所述第二装药包括第二药柱，所述第二药柱的径向截面为圆环。

8.根据权利要求1所述的火箭发动机，其特征在于，所述内腔包括：相互连通的中心区和分支区；

所述中心区贯通所述第一装药和所述第二装药；

所述分支区位于所述中心区与所述第一装药靠近所述第二装药的端部之间。

9.一种运载火箭，其特征在于，包括：如权利要求1‑8中任一项所述的火箭发动机。

说明书

火箭发动机和运载火箭

技术领域

[0001] 本申请涉及自推进发射物技术领域，具体而言，本申请涉及一种火箭发动机和运载火箭。

背景技术

[0002] 运载火箭是由多级火箭组成的航天运载工具。通常，运载火箭将人造地球卫星、载人飞船、空间站、空间探测器等有效载荷送入预定轨道。因此，运载火箭的动力系统尤为重要。目前，运载火箭大多是通过内置的火箭发动机获得动力，使运载火箭飞行。大部分的火箭发动机靠排出高温高速的燃气来获得推力，火箭发动机自带推进剂，推进剂燃烧产生燃气，燃气经过喷管高速流出，膨胀做功产生推力，推动运载火箭飞行。

[0003] 但是，由于燃气温度非常高，经过喷管时容易烧蚀喷管内壁，导致降低了喷管结构工作时的可靠性，容易影响运载火箭的工作；而且，燃气的一部分在烧蚀喷管的过程中被消耗，导致燃气的利用率降低，发动机的性能降低。

发明内容

[0004] 本申请针对现有方式的缺点，提出一种火箭发动机和运载火箭，用以解决现有技术存在的燃气容易烧蚀喷管内壁，或者燃气的利用率较低的技术问题。

[0005] 第一个方面，本申请实施例提供了一种火箭发动机，包括：

[0006] 壳体；

[0007] 喷管，喷管与壳体连接；

[0008] 第一装药和第二装药，均设置于壳体内；第一装药与第二装药和壳体围合出内腔，内腔与喷管连通，第一装药位于第二装药远离喷管的一侧，用于使得第二装药燃烧产生的第二燃气通过内腔进入喷管的周边区域、覆盖喷管的内壁，第一装药燃烧产生的第一燃气通过内腔进入喷管的中央区域、位于第二燃气远离喷管的内壁的一侧；

[0009] 第二燃气的温度低于第一燃气的温度。

[0010] 可选地，第二燃气的温度不高于2000开氏度。

[0011] 可选地，第二装药的质量分数与第一装药的质量分数之比不小于2%且不大于10%。

[0012] 可选地，第二燃气的流量与第一燃气的流量之比不小于2%且不大于10%；

[0013] 第二燃气与第一燃气的相对流量不大于5%。

[0014] 可选地，第二燃气的附面层厚度由第二燃气的摩擦系数、加质流参数、形状系数、摩擦应力、以及喷管的尺寸确定得到。

[0015] 可选地，壳体的第一侧壁具有开口，喷管与开口连接；

[0016] 第二装药位于第一装药与第一侧壁之间。

[0017] 可选地，喷管包括相互连通的喉部和扩张段；

[0018] 喉部与开口链接并与内腔连通；

[0019] 扩张段位于喉部远离壳体的一端；

[0020] 喉部内壁设有喉衬，用于承受第二燃气。

[0021] 可选地，第二装药包括第二药柱，第二药柱的径向截面为圆环。

[0022] 可选地，内腔包括：相互连通的中心区和分支区；

[0023] 中心区贯通第一装药和第二装药；

[0024] 分支区位于中心区与第一装药靠近第二装药的端部之间。

[0025] 第二个方面，本申请实施例提供了一种运载火箭，包括：如前述第一个方面提供的火箭发动机。

[0026] 本申请实施例提供的火箭发动机和运载火箭带来的有益技术效果包括：

[0027] 通过在火箭发动机的壳体内采用第一装药和第二装药的组合装药方式，使得第二装药燃烧产生的第二燃气附着于喷管内壁的周边区域，第一装药燃烧产生的第一燃气进入喷管的中央区域，温度较低的第二燃气能够隔绝温度较高的第一燃气与喷管内壁，避免温度较高的第一燃气烧蚀喷管内壁，增强了喷管结构的可靠性，保证了运载火箭的正常工作；而且提高了第一燃气的利用率，增强了火箭发动机的工作性能。

[0028] 本申请附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，这些将从下面的描述中变得明显，或通过本申请的实践了解到。

附图说明

[0029] 本申请上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

[0030] 图1为本申请实施例提供的一种火箭发动机的剖面结构示意图；

[0031] 图2为本申请实施例提供的一种火箭发动机在A‑A方向上的截面示意图；

[0032] 图3为本申请实施例提供的一种火箭发动机的喷管流场简化示意图。

[0033] 图中：

[0034] 1‑火箭发动机；

[0035] 11‑壳体；111‑第一侧壁；

[0036] 12‑喷管；121‑喉部；122‑扩张段；1211‑喉衬；

[0037] 13‑第一装药；

[0038] 14‑第二装药；

[0039] 15‑内腔；151‑中心区；152‑分支区。

具体实施方式

[0040] 下面详细描述本申请，本申请的实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的部件或具有相同或类似功能的部件。此外，如果已知技术的详细描述对于示出的本申请的特征是不必要的，则将其省略。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本申请，而不能解释为对本申请的限制。

[0041] 本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语），具有与本申请所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语，应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样被特定定义，否则不会用理想化或过于正式的含义来解释。

[0042] 本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本申请的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的全部或任一单元和全部组合。

[0043] 本申请的发明人研究发现：

[0044] 现有技术中，火箭发动机内的装药经燃烧产生具有大量粒子的高温燃气，高温燃气经喷管流出产生推力，火箭发动机在正常工作工况下，发动机内温度在2000开氏度至4000开氏度之间，压强为5兆帕至20兆帕之间，喷管内压强为0.005兆帕至0.1兆帕之间，燃气的流速能够达到每秒3000米。而喷管一般采用碳基材料制成，在燃气经喷管流出的过程中，高速高温的燃气容易烧蚀喷管内壁，烧蚀率达到每秒0.1毫米至每秒0.3毫米，较大的烧蚀率使装药具有一定的损耗，进而降低了火箭发动机的工作性能。并且，烧蚀喷管也导致喷管结构的不稳定，进而影响喷管结构在火箭发动机工作时的可靠性。

[0045] 本申请提供的火箭发动机和运载火箭，旨在解决现有技术的如上技术问题。

[0046] 下面以具体地实施例对本申请的技术方案以及本申请的技术方案如何解决上述技术问题进行详细说明。

[0047] 请参考图1，本申请实施例提供了一种火箭发动机1，包括：壳体11、喷管12、第一装药13和第二装药14。

[0048] 喷管12，喷管12与壳体11连接。

[0049] 第一装药13和第二装药14，均设置于壳体11内；第一装药13与第二装药14和壳体11围合出内腔15，内腔15与喷管12连通，第一装药13位于第二装药14远离喷管12的一侧，用于使得第二装药14燃烧产生的第二燃气通过内腔15进入喷管12的周边区域、覆盖喷管12的内壁，第一装药13燃烧产生的第一燃气通过内腔15进入喷管12的中央区域、位于第二燃气远离喷管12的内壁的一侧。

[0050] 第二燃气的温度低于第一燃气的温度。

[0051] 在本实施例中，通过在火箭发动机1的壳体内采用第一装药13和第二装药14的组合装药方式，使得第二装药14燃烧产生的第二燃气附着于喷管12内壁的周边区域，第一装药13燃烧产生的第一燃气进入喷管12的中央区域，温度较低的第二燃气能够隔绝温度较高的第一燃气与喷管12内壁，避免温度较高的第一燃气烧蚀喷管12内壁，增强了喷管12结构的可靠性，保证了火箭发动机1的正常工作；而且提高了第一燃气的利用率，增强了火箭发动机1的工作性能。

[0052] 在本实施例中，内腔15可以看作燃烧室，第一装药13或第二装药14在内腔15内燃烧，产生第一燃气或第二燃气，再流经喷管12喷出，给运载火箭提供推力。

[0053] 在一些可能的实施方式中，第二燃气的温度不高于2000开氏度。

[0054] 在本实施例中，第二装药14的基础配方可以包括但不限于丁羟三组元（HTPB）或者易烧蚀的高聚物，可以控制第二燃气的温度不大于2000开氏度。而火箭发动机在正常工作工况下，发动机内温度在2000开氏度至4000开氏度之间，此时，温度较低的第二燃气将温度较高的第一燃气与喷管12内壁隔绝开来，避免第一燃气烧蚀喷管12内壁。

[0055] 在一些可能的实施方式中，第一燃气与第二燃气之间能够产生对流传热，使得第一燃气靠近第二燃气或可能通过第二燃气接触喷管12内壁的部分温度降低，也能避免高温的第一燃气直接接触喷管12内壁。

[0056] 在一些可能的实施方式中，第二装药14的质量分数与第一装药13的质量分数之比不小于2%且不大于10%。

[0057] 在本实施例中，第二装药14与第一装药13的质量之比可处于2% 10%之间，能够保~持火箭发动1的最佳性能，也能够使第二装药14燃烧产生的第二燃气附着于喷管12内壁，避免第一装药13燃烧产生的第一燃气烧蚀喷管12内壁。

[0058] 在一些可能的实施方式中，第二燃气的流量与第一燃气的流量之比不小于2%且不大于10%。

[0059] 第二燃气与第一燃气的相对流量不大于5%。

[0060] 在本实施例中，相对流量是指在同一时刻、同一位置或同一时刻的相同位置，第二燃气的流量与第一燃气的流量之比。其中，第二装药14燃烧产生第二燃气的流量G3由下述公式(1)确定。

[0061] (1)

[0062] 公式(1)中，G3为第二燃气的流量；F3为第二装药14燃烧时的燃面，即燃烧的面积；B3为第二装药14加质气流参数，即产生的第二燃气的能量； 为第二装药14表面传热
传质系数，与第二装药14的黏性有关，表征第二装药14的传热效果。通过对第二装药14的加质气流参数与表面传热传质系数的乘积，在燃烧时的燃面上积分，得出第二燃气的流量。

[0063] 第一装药13燃烧产生第一燃气的流量G2由下述公式(2)确定。

[0064] (2)

[0065] 公式(2)中，G2为第一燃气的流量；F2为第一装药13燃烧时的燃面，即燃烧的面积；B2为第一装药13加质气流参数， 为第一装药13表面传热传质系数。通过对第一装药
13的加质气流参数与表面传热传质系数的成绩，在燃烧时燃面上积分，得出第一燃气的流量。

[0066] 通过上述公式(1)‑(2)可计算得出火箭发动机1工作时的第一装药13和第二装药14的流量，当第二燃气的流量与第一燃气的流量之比在不小于2%且不大于10%、第二燃气与第一燃气的相对流量不大于5%时，火箭发动机1比冲下降范围在0.3% 0.5%之间（包含0.3%~ ~
0.5%），能够保持火箭发动机1良好的推进性能，保证火箭发动机1的正常工作，同时，有效降低了壳体11内的组合装药产生的第一燃气对喷管12内壁的烧蚀情况。

[0067] 由于第二燃气在喷管12流动方向上有轴向压强梯度和表层传质的轴向对流，第二燃气具有一定厚度的附面层，以隔绝第一燃气与喷管12内壁。因此，在一些可能的实施方式中，第二燃气的附面层厚度由第二燃气的摩擦系数、加质流参数、形状系数、摩擦应力、以及喷管12的尺寸确定得到。

[0068] 在本实施例中，可以通过第二燃气的一些参数，确定出第二燃气的附面层厚度，附面层为流体流经固体边壁时，在壁面附近形成的流速梯度明显的流动薄层，而附面层厚度，指从附面层壁面开始，到沿着壁面切向的流动速度达到自由来流速度的99%的位置的垂直于壁面的高度。具体地，附面层厚度可以通过下述公式(3)确定得到：

[0069] (3)

[0070] 公式(3)为能量关系式，可以简化为 ，其中，A项求导后能够得出两个大项X1和X2，因此，能够得到方程组 ，解方程组，即可得到附面层的动力学厚度
。

[0071] 现在对公式(3)中的具体参数进行解释：

[0072] 为摩擦系数；

[0073] 为加质流参数；

[0074] 为形状系数；

[0075] 为冲量损失厚度；

[0076] 为压缩厚度；

[0077] 为摩擦应力；

[0078] 为气流特征密度，μ为附面层气流速度；

[0079] 为加质气体密度， 为加质气体速度；

[0080] 为附面层外气体密度， 为附面层外气体速度；

[0081] 为附面层的动力学厚度；

[0082] s为喷管12曲面坐标；

[0083] r为喷管12当地半径。

[0084] 请参考图3，图3示出了在以喷管12曲面为坐标的情况下，第二燃气的流场简图，可以看出第二燃气具有一定的附面层厚度，根据相关实验和计算，能够得出火箭发动机1比冲下降不超过0.3% 0.5%的情况下，喷管12热防护材料的烧蚀率可降低4 5倍，明显提高了火~ ~箭发动机1壳体11内装药的利用率，也减少了喷管12内壁烧蚀的风险，增强了喷管12在火箭发动机1工作时的可靠性。

[0085] 可选地，第二装药14可以装设于火箭发动机1的后封头处，也可以装设于喷管12入口处，便于第二燃气在第一装药13燃烧产生的第一燃气之前进入喷管12，提前附着于喷管12内壁，隔绝第一燃气与喷管12内壁。

[0086] 在一些可能的实施方式中，壳体11的第一侧壁111具有开口，喷管12与开口连接。

[0087] 第二装药14位于第一装药13与第一侧壁111之间。

[0088] 在本实施例中，喷管12与壳体11的开口连接，并与壳体11内的内腔15连通。第二装药14比第一装药13更靠近喷管12，因此，第二装药14燃烧产生的第二燃气能够较第一装药13燃烧产生的第一燃气更早进入喷管12内，进而隔绝第一燃气与喷管12内壁，由于第二燃气温度较低，因此第二燃气对喷管12内壁的影响较小，烧蚀率降低，保证了喷管12在火箭发动机1正常工作情况下的可靠性。

[0089] 在一些可能的实施方式中，喷管12包括相互连通的喉部121和扩张段122。

[0090] 喉部121与开口链接并与内腔15连通。

[0091] 扩张段122位于喉部121远离壳体11的一端。

[0092] 喉部121内壁设有喉衬1211，用于承受第二燃气。

[0093] 在本实施例中，喷管12包括相互连通的喉部121和扩张段122，喉部121更靠近壳体11内的内腔15区域，第一燃气或第二燃气从内腔15内流向喷管12的喉部121，此时第一燃气或第二燃气的速度较快，温度较高，喉衬1211是喷管12喉部121的一层耐高温层，能够承受第二燃气，喉衬1211能够一定程度上耐受第二燃气或可能接触到的第一燃气，保护喷管12本体。

[0094] 本申请中，第一装药13相当于高温装药，第一装药13燃烧产生的第一燃气相当于高温燃气；第二装药14相当于低温装药，第二装药14燃烧产生的第二燃气相当于低温燃气；采用高低温组合装药的方式，给喷管12提供了低温冷幕帘燃气，改善了喷管12喉部121的两相流环境，大大降低了喷管12喉衬1211和扩张段122的烧蚀。并且，相比传统的一种燃温的发动机装药方式，采用高低温组合装药的方式，由于喷管12喉部121的热环境的改善，能进一步设计延长发动机工作时间，并提高发动机工作的可靠性。

[0095] 在一些可能的实施方式中，第二装药14包括第二药柱，第二药柱的径向截面为圆环。

[0096] 在本实施例中，第二装药14包括呈柱状的第二药柱，第二药柱的径向截面为圆环，内里是空心的，空心处可以是内腔15的一部分，用做第二装药14的燃烧室。

[0097] 可选地，本申请实施例中的火箭发动机1包括但不限于固体火箭发动机。固体发动机是采用固体推进剂作为燃料的一种一次性使用的化学火箭动力装置，广泛应用于运载火箭、航天飞机和空间站的动力装置中。

[0098] 固体发动机是一种由多种材料(推进剂装药、绝热层、包覆层、衬层、金属或非金属的壳体11)粘接而成的组合结构。其中作为结构主体的固体推进剂装药，一方面作为承力结构件要承担各种环境载荷，另一方面，作为燃料贮存能源。因此，如何准确、合理地评估固体火箭发动机的结构完整性，经济地确定其贮存寿命，是设计、生产和使用部门十分关心的问题。其中，装药的浇注、结构形状及尺寸设计，均是十分重要的步骤。

[0099] 可选地，火箭发动机1装药的顺序是：先浇注第一装药13，后浇注第二装药14，第一装药13的形状结构较为复杂，先浇注第一装药13，再浇注第二装药14，能够使得浇注过程更加便捷。

[0100] 可选地，火箭发动机1内还具有芯模，用于浇注第一装药13或第二装药14的成模作用，当第一装药13或第二装药14成型后，即可取出，浇注过程更加方便。芯模可根据需要的第一装药13或第二装药14的形状结构制备。

[0101] 在一些可能的实施方式中，请参考图2，内腔15包括：相互连通的中心区151和分支区152。

[0102] 中心区151贯通第一装药13和第二装药14。

[0103] 分支区152位于中心区151与第一装药13靠近第二装药14的端部之间。

[0104] 在本实施例中，第一装药13和第二装药14并列设置，第一装药13与第二装药14为中空结构，中间的空心部分即为内腔15，内腔15包括贯通第一装药13和第二装药14的中心区151，在第一装药13远离第二装药14的一端，第一装药13的径向截面也为圆环，圆环中间的空心圆的半径，比前述实施例中第二装药14径向截面的圆环的空心圆半径要小。在第一装药13靠近第二装药14的一端，由于分支区152的存在，内腔15的截面类似于星形，容积装填系数可高达0.95，第一装药13的表面积和应力最小，结构重量轻。

[0105] 基于同一发明构思，本申请实施例提供了一种运载火箭，包括：如前述任一实施例提供的火箭发动机1。

[0106] 在本实施例中，采用了前述任一实施例提供的火箭发动机1，火箭发动机1可参考前述任一实施例，在此不再赘述。

[0107] 可选地，运载火箭包括但不限于固体运载火箭。

[0108] 应用本申请实施例，至少能够实现如下有益效果：

[0109] 1、通过在火箭发动机1的壳体内采用第一装药13和第二装药14的组合装药方式，使得第二装药14燃烧产生的第二燃气附着于喷管12内壁的周边区域，第一装药13燃烧产生的第一燃气进入喷管12的中央区域，温度较低的第二燃气能够隔绝温度较高的第一燃气与喷管12内壁，避免温度较高的第一燃气烧蚀喷管12内壁，增强了喷管12结构的可靠性，保证了火箭发动机1的正常工作；而且提高了第一燃气的利用率，增强了火箭发动机1的工作性能。

[0110] 2、第二装药14与第一装药13的质量之比为2% 10%之间，能够保持火箭发动机1的~最佳性能，也能够使第二装药14燃烧产生的第二燃气附着于喷管12内壁，避免第一装药13燃烧产生的第一燃气烧蚀喷管12内壁。

[0111] 3、喷管12与壳体11的开口连接，并与壳体11内的内腔15连通。第二装药14比第一装药13更靠近喷管12，第二装药14燃烧产生的第二燃气能够较第一装药13燃烧产生的第一燃气更早进入喷管12内，进而隔绝第一燃气与喷管12内壁。

[0112] 4、喉衬1211是喷管12喉部121的一层耐高温层，能够承受第二燃气，喉衬1211能够一定程度上耐受第二燃气或可能接触的第一燃气，保护喷管12本体。

[0113] 在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“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申请和简化描述，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申请的限制。

[0114] 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。在本申请的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

[0115] 在本申请的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，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，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

[0116] 在本说明书的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

[0117] 以上所述仅是本申请的部分实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本申请的保护范围。