一种直升机尾传动轴被击穿后剩余承载能力评估方法

摘要

本申请公开了一种直升机尾传动轴被击穿后剩余承载能力评估方法，该方法包括：步骤1，采用侵彻动力学，对被小物体击穿后的尾传动轴进行侵彻动力学分析，建立侵彻‑扭转屈曲一体化模型；步骤2，采用有限元线性特征值分析方法，对侵彻‑扭转屈曲一体化模型进行临界扭转屈曲分析，计算尾传动轴的一阶失稳模态；步骤3，将一阶失稳模态乘以比例系数，采用非线性后屈曲分析方法，将尾传动轴两端面上的节点分别与两端面的圆心耦合绑定，并在尾传动轴的自由端的圆心上施加位移载荷，计算载荷‑位移曲线，将载荷‑位移曲线中峰值对应的载荷记作尾传动轴的预测失效载荷。通过本申请中的技术方案，提高了直升机尾传动轴击穿后失效载荷评估的准确性。

权利要求

1.一种直升机尾传动轴被击穿后剩余承载能力评估方法，其特征在于，该方法包括：步骤1，采用侵彻动力学，对被小物体击穿后的尾传动轴进行侵彻动力学分析，建立侵彻‑扭转屈曲一体化模型；

步骤11，采用侵彻动力学，对尾传动轴的小物体击中侵彻过程进行数值仿真计算，计算小物体侵彻对尾传动轴的破坏损伤，其中，在进行数值仿真计算的过程中，先对被击穿后的尾传动轴进行第一网格划分，并以所述小物体的入射位置为中心、预设长度为半径确定网格加密区域，再对所述网格加密区域进行第二网格划分；

步骤12，根据计算出的尾传动轴的破坏损伤，确定击中损伤尾传动轴的有限元模型；

步骤13，对所述有限元模型进行网格筛选，删除异常网格，并将筛选后的有限元模型记作所述侵彻‑扭转屈曲一体化模型；

步骤2，采用有限元线性特征值分析方法，对所述侵彻‑扭转屈曲一体化模型进行临界扭转屈曲分析，计算所述尾传动轴的一阶失稳模态；

步骤3，将所述一阶失稳模态乘以比例系数，采用非线性后屈曲分析方法，将所述尾传动轴两端面上的节点分别与两端面的圆心耦合绑定，并在所述尾传动轴的自由端的圆心上施加位移载荷，计算载荷‑位移曲线，将所述载荷‑位移曲线中峰值对应的载荷记作所述尾传动轴的预测失效载荷，其中，所述尾传动轴两端分别为所述自由端和固定端。

2.如权利要求1所述的直升机尾传动轴被击穿后剩余承载能力评估方法，其特征在于，所述异常网格至少包括离散网格、干涉网格和畸变网格，其中，将网格长宽比大于畸变阈值的网格记作所述畸变网格，所述畸变阈值的取值为5。

3.如权利要求1所述的直升机尾传动轴被击穿后剩余承载能力评估方法，其特征在于，所述步骤2之前，所述方法包括：定义所述侵彻‑扭转屈曲一体化模型的边界条件，将所述侵彻‑扭转屈曲一体化模型中尾传动轴两端面上的节点分别与两端面的圆心耦合绑定在一起。

4.如权利要求1所述的直升机尾传动轴被击穿后剩余承载能力评估方法，其特征在于，所述比例系数的取值为0.01。

5.如权利要求1所述的直升机尾传动轴被击穿后剩余承载能力评估方法，其特征在于，施加在所述自由端圆心的所述位移载荷为扭转角位移载荷。

说明书

一种直升机尾传动轴被击穿后剩余承载能力评估方法

技术领域

[0001] 本申请涉及直升机传动系统的技术领域，具体而言，涉及一种直升机尾传动轴被击穿后剩余承载能力评估方法。

背景技术

[0002] 直升机在飞行过程中可能会被空中的飞鸟、石子、子弹等物体击中，特别是其传动系统中的尾传动轴，若尾传动轴被击中后发生破坏失效，则会引起直升机的坠落和人员的伤亡。为了保障直升机尾传动轴被物体击中后仍然具备足够的机械强度，亟需对直升机尾传动轴进行剩余承载能力分析。由于直升机尾传动轴在运转过程中主要受到扭转载荷作用，又因其形状具有长而薄的特征，其失效模式主要表现为扭转屈曲失效。

[0003] 目前，虽然针对直升机关键结构件的扭转屈曲已有诸多研究，然而小物体击中后的尾传动轴扭转屈曲分析仍未见有报道。小物体击中损伤直升机尾传动轴后，其扭转屈曲实质上为侵彻‑扭转屈曲一体化分析，相对其他类型侵彻损伤具有其特殊的难点。

[0004] 首先，小物体击中损伤直升机尾传动轴后，扭转屈曲有限元分析需要建立与实际工况相近的三维有限元模型，尤其是局部损伤区域的网格模型，需要和实际损伤工况保持高度一致。然而，尾传动轴被击中后损伤孔洞周围的局部区域容易发生卷边和翘曲等损伤工况，难以通过有限元软件直接建立与实际工况近似的三维模型，需要通过侵彻动力学仿真计算并优化得到；

[0005] 其次，尾传动轴被小物体击中后，动力学仿真后损伤孔洞周围会产生大量的畸变和失效网格，无法直接进行有限元软件屈曲分析；

[0006] 再次，尾传动轴被小物体击中后，侵彻过程对网格的质量要求非常高，需要通过局部加密的网格从而适应于侵彻和扭转屈曲分析；

[0007] 最后，尾传动轴的发生非线性屈曲失效的临界点无法直接获得，需要通过图像方法间接导出，拐点位置较难确定。

[0008] 因此，直升机尾传动轴被小物体击中损伤后的剩余承载能力分析实质上非常困难。

发明内容

[0009] 本申请的目的在于：如何对直升机尾传动轴被小物体击中损伤后的剩余承载能力进行分析，确保击穿后尾传动轴仍然能够承受较大的扭转载荷，以提高直升机的安全性能。

[0010] 本申请的技术方案是：提供了一种直升机尾传动轴被击穿后剩余承载能力评估方法，该方法包括：步骤1，采用侵彻动力学，对被小物体击穿后的尾传动轴进行侵彻动力学分析，建立侵彻‑扭转屈曲一体化模型；步骤2，采用有限元线性特征值分析方法，对侵彻‑扭转屈曲一体化模型进行临界扭转屈曲分析，计算尾传动轴的一阶失稳模态；步骤3，将一阶失稳模态乘以比例系数，采用非线性后屈曲分析方法，将尾传动轴两端面上的节点分别与两端面的圆心耦合绑定，并在尾传动轴的自由端的圆心上施加位移载荷，计算载荷‑位移曲线，将载荷‑位移曲线中峰值对应的载荷记作尾传动轴的预测失效载荷，其中，尾传动轴两端分别为自由端和固定端。

[0011] 上述任一项技术方案中，进一步地，步骤1中，具体包括：步骤11，采用侵彻动力学，对尾传动轴的小物体击中侵彻过程进行数值仿真计算，计算小物体侵彻对尾传动轴的破坏损伤，其中，在进行数值仿真计算的过程中，先对被击穿后的尾传动轴进行第一网格划分，并以小物体的入射位置为中心、预设长度为半径确定网格加密区域，再对网格加密区域进行第二网格划分；步骤12，根据计算出的尾传动轴的破坏损伤，确定击中损伤尾传动轴的有限元模型；步骤13，对有限元模型进行网格筛选，删除异常网格，并将筛选后的有限元模型记作侵彻‑扭转屈曲一体化模型。

[0012] 上述任一项技术方案中，进一步地，异常网格至少包括离散网格、干涉网格和畸变网格，其中，将网格长宽比大于畸变阈值的网格记作畸变网格，畸变阈值的取值为5。

[0013] 上述任一项技术方案中，进一步地，步骤2之前，方法包括：定义侵彻‑扭转屈曲一体化模型的边界条件，将侵彻‑扭转屈曲一体化模型中尾传动轴两端面上的节点分别与两端面的圆心耦合绑定在一起。

[0014] 上述任一项技术方案中，进一步地，比例系数的取值为0.01。

[0015] 上述任一项技术方案中，进一步地，施加在自由端圆心的位移载荷为扭转角位移载荷。

[0016] 本申请的有益效果是：

[0017] 本申请中的技术方案，通过利用有限元线性特征值分析方法，对建立的侵彻‑扭转屈曲一体化模型进行临界扭转屈曲分析，得到一阶失稳模态，并在非线性后屈曲分析方法过程中，引入位移加载模式，将尾传动轴两端面的节点分别与其圆心耦合绑定在一起，进而在为传动轴的自由端圆心加上一定大小的扭转角位移载荷，得到精度较高的预测失效载荷，有助于提升直升机的安全性能。

[0018] 本申请中技术方案的优势具体如下：

[0019] 1.本申请针对直升机传动系统结构安全问题，通过对小物体击中后的直升机尾传动轴剩余承载能力进行预测，为其抗小物体击中强度设计奠定基础，有助于提升直升机的安全性能。

[0020] 2.本申请针对直升机尾传动轴损伤孔洞周围局部缺陷建模困难的问题，采用了侵彻动力学分析方法，建立了侵彻‑扭转屈曲一体化模型，并对畸变、离散和干涉网格进行特殊处理，得到了与实际损伤工况高度一致的有限元三维模型，为后续精确预测尾传动轴临界屈曲载荷(失效载荷)奠定了基础。

[0021] 3.本申请针对直升机尾传动轴有限元非线性屈曲分析临界失稳点难以确定的问题，通过将尾传动轴两端面上的节点分别与两端面的圆心耦合绑定，引入了基于位移加载模式的方法，在此加载模式下，尾传动轴的临界失稳点(曲线的拐点)更接近实验的失效载荷，其在曲线上的位置也更突出，有助于计算出精确的预测失效载荷。

附图说明

[0022] 本申请的上述和/或附加方面的优点在结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

[0023] 图1是根据本申请的一个实施例的直升机尾传动轴被击穿后剩余承载能力评估方法的示意流程图；

[0024] 图2是根据本申请的一个实施例的尾传动轴的仿真模型的软件截图示意图；

[0025] 图3是根据本申请的一个实施例的尾传动轴的临界屈曲扭转载荷结果的软件截图示意图；

[0026] 图4是根据本申请的一个实施例的尾传动轴的非线性屈曲失效载荷结果示意图；

[0027] 图5是传统扭矩加载方式下的非线性屈曲失效载荷结果示意图。

具体实施方式

[0028] 为了能够更清楚地理解本申请的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本申请进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请的实施例及实施例中的特征可以相互结合。

[0029] 在下面的描述中，阐述了很多具体细节以便于充分理解本申请，但是，本申请还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本申请的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。

[0030] 通过实验发现，小物体击中尾传动轴后孔洞的尺寸为局部损伤，对全局的刚度损伤影响较小，因此，尾传动轴的失效仍然属于扭转屈曲失效。所以，本实施例研究的尾传动轴被击穿后后剩余承载能力主要指击穿损伤后的扭转屈曲极限强度，即(非线性屈曲)失效载荷。

[0031] 如图1所示，本实施例提供了一种直升机尾传动轴被击穿后剩余承载能力评估方法，包括：

[0032] 步骤1，采用侵彻动力学，对被小物体击穿后的尾传动轴进行侵彻动力学分析，建立侵彻‑扭转屈曲一体化模型；

[0033] 具体的，尾传动轴被小物体击中后将在管壁上留下一定尺寸大小的孔洞。若通过在管壁上切割与小物体击中孔洞尺寸一致的孔洞，形成三维扭转屈曲模型，则无法考虑小物体在侵彻过程中留下的管壁翘曲、卷边等复杂变形情况。但这些翘曲变形对扭转屈曲极限载荷可能造成较大影响。

[0034] 因此，本实施例提出了一种侵彻‑扭转屈曲一体化建模方法，可考虑实际小物体击中造成的翘曲、不规则边界等复杂形貌。

[0035] 首先，采用侵彻动力学，对尾传动轴的小物体击中侵彻过程进行数值仿真计算，计算小物体侵彻对尾传动轴的破坏损伤。

[0036] 在模拟小物体侵彻对尾传动轴过程中，金属材料大应变、高应变率、高温环境下发生失效。为了真实地反映材料的破坏与变形，研究过程中选用JOHNSON‑COOK模型来模拟小物体与尾传动的材料特性。结合实验结果与数值模型结果，发现在该侵彻过程中，小物体的形态基本不发生改变。本实施例中为了保证仿真模拟的准确性并节省有限元模型计算时间，采用刚体模型来等效小物体材料。

[0037] 定义单元类型，使用SOLID164八节点六面体单元对尾传动轴和小物体进行离散化，采用单点积分算法以满足大变形过程的计算；

[0038] 建立实体模型，尾传动轴的外半径为57.2mm，内半径为55.6mm，厚度为1.6mm，长度为3085mm；采用三维Lagrange计算方法进行网格划分，合理的网格尺寸有利于减小模型的计算时间。

[0039] 本实施例中，为了确定网格的最优尺寸，研究了不同网格尺寸对尾传动轴损伤形貌的影响，并最终确定0.7mm的网格不仅能够准确的模拟该侵彻过程同时能够显著减小计算耗时。

[0040] 由于小物体尺寸远小于尾传动轴尺寸，还需对小物体击中区域的局部网格加密至小物体尺寸以下。但是网格加密区域的大小需要科学地设置。本实施例中在入射位置处分别向外延伸20mm并以该区域作为网格加密区域，对比实验结果发现，该处理方式能够有效地反映尾传动轴的损伤形貌并节约模型计算时间。

[0041] 因此，在进行数值仿真计算的过程中，以0.7mm为边长，先对被击穿后的尾传动轴进行第一网格划分，并以小物体的入射位置为中心、以预设长度20mm为半径确定网格加密区域，再对网格加密区域进行第二网格划分，其中，第一网格划分的网格边长大于第二网格划分的网格边长。

[0042] 之后，采用面面侵蚀接触算法，定义小物体与尾传动轴发生的冲击碰撞接触；设定小物体的初始速度设置为500m/s，入射位置为尾传动轴中部边缘位置，角度为45°；根据输出的需求，设定输出时刻、输出相关参量等；将ANSYS前处理后的模型输出为LS‑DYNA可读取的文件(ASCII码格式K文件)，再使用UltraEdit软件根据选定的材料模型和测定的材料参数修改K文件，最后调用LS‑DYNA求解器进行求解；求解完毕后，通过LS‑PREPOST后处理器进行结果的可视化和分析。

[0043] 其次，根据计算出的尾传动轴的破坏损伤，采用有限元分析方法，确定小物体击中损伤尾传动轴的有限元模型，保留完整的损伤形貌。

[0044] 最后，对有限元模型进行网格筛选，删除异常网格，并将筛选后的有限元模型记作侵彻‑扭转屈曲一体化模型，其中，异常网格至少包括离散网格、干涉网格和畸变网格。

[0045] 具体的，由于采用侵彻‑扭转屈曲一体化仿真建模输出的结果文件中包含有大量畸变、离散、干涉网格，不满足有限元网格相容性检验，无法直接进行后续的有限元临界屈曲分析。因此，需要先处理掉小物体击中后网格模型中大量难处理的离散、干涉和畸变网格，同时完成网格质量检验，形成小物体击中后满足网格相容性检验的三维损伤有限元模型。

[0046] 本实施例中，离散网格为损伤孔洞周围被小物体击中打飞后不再与尾传动轴发生接触的网格，即击中后不再属于尾传动轴的网格。干涉网格为同一空间有两个及以上的网格发生重叠情况的网格。

[0047] 将输出的结果文件(ASCII码格式K文件)导入到有限元前处理软件中，筛选出前期侵彻分析后得到的大量畸变、离散和干涉网格，畸变网格的判断标准为长宽比大于5，随后将筛选出的不合格网格分离并进行网格质量检查，检验合格后最后得到的三维有限元模型如图2所示。

[0048] 步骤2，采用有限元线性特征值分析方法，对侵彻‑扭转屈曲一体化模型进行临界扭转屈曲分析，计算尾传动轴的一阶失稳模态。

[0049] 在上述含复杂损伤形貌的侵彻‑扭转屈曲一体化模型基础上，定义尾传动轴的材料属性、分析步、约束、初始扭转载荷和边界条件，并再次检验有限元网格的相容性。

[0050] 特别的，与常规建模方法获得的有限元模型不同，由于此时需要处理的是有局部不规则孔洞且整体形状不规则的尾传动轴网格模型而非几何模型，无法对尾传动轴的端面施加载荷。

[0051] 因此，在定义边界条件之前需要将尾传动轴两端面的节点分别与其圆心耦合绑定在一起，这样可以将施加在轴端面的约束和载荷转移到两端面的圆心上，从而实现对端面的加载。

[0052] 随后采用有限元线性特征值分析方法，对小物体侵彻后带局部损伤孔洞的网格模型进行临界扭转屈曲分析，计算得到尾传动轴的特征值和一阶失稳模态，输入的初始载荷乘以计算出的特征值即为小物体侵彻后含复杂损伤形貌传动轴的临界扭转屈曲载荷。

[0053] 将完成网格相容性检验的有限元模型以inp文件的形式输出并导入到ABAQUS中，尾传动轴的材料属性选用线弹性材料模型，其材料参数通过对多根尾传动轴试验件的拉伸试验结果进行总结分析得到，如下表所示：

[0054] 表1试验件的材料参数

[0055]

[0056] 表2试验轴材料塑性参数

[0057]应力 塑性应变
341.5 0
360 0.00417
380 0.01263
400 0.02387
420 0.0373
440 0.05557
460 0.0828
480 0.18257

[0058] 利用有限元软件中的屈曲分析模块，可以对尾传动轴进行线性特征值分析，边界条件选用一端固定，另一端自由的模式。

[0059] 为了模拟将载荷加载到轴端面的实际工况，需要将圆柱壳模型的两端面与分别与其圆心耦合在一块，从而通过向自由端圆心施加载荷即可完成载荷的传递。

[0060] 本实施例中，为了在保证计算精度的同时降低计算量，采用C3D8R单元。

[0061] 由于尾传动轴的非线性屈曲分析需要在上一步临界屈曲分析的基础上递进进行，因此，需要将临界屈曲分析求解得到的一阶失稳模态的位移场作为初始分析模型输入到非线性屈曲分析中。

[0062] 可以通过在inp文件中*end step上面插入关键字*node file,global＝yes；U,将节点位移以.fil文件的形式输出一阶失稳模态的位移场。

[0063] 提交运算后将会得到尾传动轴的特征值和失稳模态，结果如图3所示，输入的初始载荷乘以计算出的特征值即为临界扭转屈曲载荷，根据输出结果计算得到在中部边缘位置45°角以500m/s的速度小物体击中后含局部复杂损伤形貌的尾传动轴的临界屈曲载荷为
2783Nm。

[0064] 步骤3，将一阶失稳模态乘以比例系数，采用非线性后屈曲分析方法，将尾传动轴两端面上的节点分别与两端面的圆心耦合绑定，并在尾传动轴的自由端的圆心上施加位移载荷，计算载荷‑位移曲线，将载荷‑位移曲线中峰值对应的载荷记作尾传动轴的预测失效载荷，其中，尾传动轴两端分别为自由端和固定端。

[0065] 优选的，施加在自由端圆心的位移载荷为扭转角位移载荷。

[0066] 具体的，由于实际生产出来的轴往往存在一定的几何或尺寸缺陷，而建立的无损有限元轴模型存在刚度过大的问题，往往会导致非线性屈曲失效载荷的预测值比实际值偏高，因此，首先需要对有限元模型施加一定的初始几何缺陷。

[0067] 将临界屈曲分析得到的一阶失稳模态乘以一个微小的比例系数作为初始缺陷，引入到非线性后屈曲分析中，将“屈曲”分析步替换成通用“静态”分析步，并考虑大变形引起的几何非线性问题。

[0068] 可以将临界屈曲分析得到的一阶失稳模态乘以一个微小的比例系数如0.01，作为初始缺陷引入到非线性后屈曲分析中。

[0069] 传统的扭转屈曲分析一般采用扭矩加载的方式，其大小会随着转角的增加不断变大，由于轴发生扭转失稳的瞬间会有一个卸载的过程，以往把扭矩‑转角图像斜率突然减小的点对应的载荷作为轴的临界扭转屈曲载荷，但是实际图像中斜率转变的区域很大，难以精确导出拐点所在位置，因此，会造成预测的非线性屈曲载荷与实际误差较大。

[0070] 基于此，本实施例给出了一种位移加载模式，将尾传动轴两端面的节点分别与其圆心耦合绑定在一起，在自由端圆心加上一定大小的扭转角位移载荷，作为分析过程中的加载点，并输出加载点每个分析步的力矩与转角，导出加载点的载荷‑位移图像(曲线)。

[0071] 针对弹击后孔洞周围存在卷边、翘曲和残余应力的问题，需要对尾传动轴损伤孔洞周围卷边和翘曲的网格施加150‑200Mpa的压应力。另外，由于尾轴的非线性屈曲涉及到力学大变形的问题，因为需要打开几何非线性分析模块。将“Buckle”分析步替换成通用“Static”分析步，打开几何非线性分析和阻尼控制，使用位移加载模式，载荷设置为0.4弧度，单元类型、材料属性、约束和边界条件均不变，输出加载点的力矩与转角，追踪并输出载荷‑位移路径，并以图像的形式输出。

[0072] 如图4所示，随着传动轴端面扭转角位移载荷的增加，根据有限元计算反馈输出的尾传动轴端面受到的扭矩不断增大，即曲线不断上升。当尾传动轴端面受到的载荷大于其非线性屈曲失稳载荷时，会出现一个明显的卸载过程，即只需要相对较小的扭矩就能使尾传动轴继续发生扭转变形。在载荷‑位移曲线中表现为随着尾传动轴端面施加的扭转角位移载荷的增加，输出的尾传动轴端面受到的力矩发生一定程度的下降。因此，载荷‑位移曲线的峰值即为尾传动轴的非线性屈曲失稳载荷。根据载荷‑位移曲线的图像结果以及导出ABAQUS中扭矩的历史输出数据可知，在中部边缘位置45°角以500m/s的速度小物体击中后含局部复杂损伤形貌的尾传动轴的非线性屈曲失稳载荷约为2450Nm。

[0073] 当小物体击中后含复杂损伤形貌的尾传动轴发生屈曲失稳时，输出的载荷‑位移图像会有一个明显的卸载(下降)过程，此时，载荷的峰值就是尾传动轴的非线性屈曲失效载荷的预测值，也是尾传动轴的屈曲失效载荷。

[0074] 如图5所示，对于采用传统扭矩加载方式进行预测失效载荷分析的情况，随着尾传动轴端面受到的扭矩不断增大，尾传动轴端面的扭转角会缓慢增加，即曲线缓慢上升。当尾传动轴端面受到的扭矩大于其非线性屈曲失稳载荷时，只需要相对较小的扭矩就能使得尾传动轴继续发生扭转，但由于施加的扭矩是输入变量只会不断增大，因此，在载荷‑位移曲线的图像上表现为随着尾传动轴端面受到的扭矩缓慢增大，尾传动轴端面的扭转角会陡然增加，即曲线陡然上升。正是由于这个曲线上升速率转变一般有一个弧线的过渡，导致难以精确得到具体的转变点，预测尾传动轴的失效载荷的精度较低。因此，与传统基于扭矩加载方式进行预测失效载荷分析的方法相比，本实施例中得到的预测失效载荷结果更加精确。

[0075] 以上结合附图详细说明了本申请的技术方案，本申请提出了一种直升机尾传动轴被击穿后剩余承载能力评估方法，该方法包括：步骤1，采用侵彻动力学，对被小物体击穿后的尾传动轴进行侵彻动力学分析，建立侵彻‑扭转屈曲一体化模型；步骤2，采用有限元线性特征值分析方法，对侵彻‑扭转屈曲一体化模型进行临界扭转屈曲分析，计算尾传动轴的一阶失稳模态；步骤3，将一阶失稳模态乘以比例系数，采用非线性后屈曲分析方法，将尾传动轴两端面上的节点分别与两端面的圆心耦合绑定，并在尾传动轴的自由端的圆心上施加位移载荷，计算载荷‑位移曲线，将载荷‑位移曲线中峰值对应的载荷记作尾传动轴的预测失效载荷，其中，尾传动轴两端分别为自由端和固定端。通过本申请中的技术方案，提高了直升机尾传动轴击穿后失效载荷评估的准确性，有助于提升直升机的安全性能。

[0076] 本申请中的步骤可根据实际需求进行顺序调整、合并和删减。

[0077] 本申请装置中的单元可根据实际需求进行合并、划分和删减。

[0078] 尽管参考附图详地公开了本申请，但应理解的是，这些描述仅仅是示例性的，并非用来限制本申请的应用。本申请的保护范围由附加权利要求限定，并可包括在不脱离本申请保护范围和精神的情况下针对发明所作的各种变型、改型及等效方案。