混合动力多旋翼飞行器及其控制方法

1.一种混合动力多旋翼飞行器，包括多个螺旋桨以及电机驱动系统，所述电机驱动系统包括多个电机，每个电机驱动相应一个螺旋桨转动，其特征在于，还包括发动机驱动系统以及传动机构，所述发动机驱动系统包括发动机且该发动机通过传动机构与电机的输出转矩合成并可用于驱动对应同一个螺旋桨转动。
2.如权利要求1所述的混合动力多旋翼飞行器，其特征在于，所述传动机构包括太阳轮、齿圈、行星架和行星轮，行星轮设置在行星架上且包围太阳轮设置，齿圈设置在行星轮外围，行星轮与太阳轮外啮合，同时与齿圈内啮合，太阳轮、齿圈以及行星架三者其中之一与电机联动，其中第二个与发动机联动，其中第三个为螺旋桨提供最终动力输出。
3.如权利要求2所述的混合动力多旋翼飞行器，其特征在于，太阳轮与电机联动，齿圈与发动机联动，太阳轮和齿圈其中至少一个可带动中间的行星轮往某一个方向转动，行星轮所在的行星架为螺旋桨提供最终动力输出。
4.如权利要求1-3任意一项所述的混合动力多旋翼飞行器，其特征在于，还包括飞行控制系统，所述飞行控制系统不仅控制飞行器的正常飞行，亦用于控制电机和发动机的各自占输出总功率的比例。
5.如权利要求1-3任意一项所述的混合动力多旋翼飞行器，其特征在于，还包括发电装置，所述发动机输出的动力通过发电装置部分转换为电能，所述电能用于储存于电池中为电机供电或直接为电机供电。
6.一种混合动力多旋翼飞行器的控制方法，其特征在于，在多旋翼飞行器上同时设置电机与发动机，且通过传动机构将电机与发动机的转矩合成，然后再输出至多旋翼飞行器的螺旋桨，为螺旋桨提供动力。
7.如权利要求6所述的混合动力多旋翼飞行器的控制方法，其特征在于，还包括飞行控制系统，所述飞行控制系统不仅控制飞行器的正常飞行，亦用于控制电机和发动机的各自占输出总功率的比例。
8.如权利要求7所述的混合动力多旋翼飞行器的控制方法，其特征在于，所述飞行控制系统控制电机和发动机单独输出转矩或者混合输出转矩。
9.如权利要求7所述的混合动力多旋翼飞行器的控制方法，其特征在于，所述飞行控制系统控制电机在输出总功率中占较低的比例，同时控制发动机在输出总功率中占较高的比例。
10.如权利要求7所述的混合动力多旋翼飞行器的控制方法，其特征在于，所述飞行控制系统控制电机处于扭矩输出高效率区间，同时控制发动机处于高扭矩输出区间。
11.如权利要求6所述的混合动力多旋翼飞行器的控制方法，其特征在于，还将发动机输出的动力通过外加发电装置，部分转换为电能，给电机直接提供电力或者储存在电池中给电机提供电力。

混合动力多旋翼飞行器及其控制方法\n【技术领域】\n[0001] 本发明涉及飞行技术领域，特别是涉及一种混合动力多旋翼飞行器及其控制方法。\n【背景技术】\n[0002] 多旋翼飞行器结构较为简单，成本低廉，性能卓越，飞行控制技术较为完善，具有广阔的应用前景，已经成为国际上的流行热点。\n[0003] 多旋翼飞行器动力系统主要包括电池，电调，电机，螺旋桨，再配合各种传感器和飞行控软件，通过电调调节电流大小，从而调节电机的转速，使得螺旋桨产生拉力和各个方向的力矩，实现飞行器起飞、降落以及其他飞行姿态的控制。\n[0004] 现有多旋翼飞行器主要是全电动驱动结构，这种飞行器结构简单，反应灵敏，操控便捷，但由于电池容量的局限性，以及电池本身重量较大，多旋翼飞行器的实际使用时间受到很大的影响，往往只能飞行10-20分钟，极大的限制了飞行器的应用场景。使用大容量电池虽然可以增加一定的续航时间，但电池的重量同比增加，直接增加了飞行器的总负载，各种成本也随之大大增加，同时电池无论是满电还是缺电状态，重量基本不会发生变化，因此纯靠增加电池容量来提升续航时间是效率最低的方式。因此对于飞行器的动力结构的改进成为飞行器改进的一个热点。\n[0005] 例如其中一种改进是增加发动机作为动力来源，由全电动驱成改为电动机/发动机的混合动力驱动。中国专利公开第CN105035328A号，第CN104943857A号，及第CN104760696A号等涉及到使用电动机和发动机作为混合动力的飞行器的设计。这些专利增加了一套发动机驱动系统和专门的一套螺旋桨作为飞行器的主要动力源，这样可以利用发动机的动力强劲，油耗低等特点增加飞行器的实际使用时间，但由于发动机的响应速度慢，对操控性不利，因此同时补充若干电动机驱动另外一套螺旋桨进行飞行器操控方面的辅助控制，利用电动机的高响应速度来保证飞行器的操控性能。这虽然解决了飞行器的实际使用时间问题，但很明显大大改变了飞行器的结构，增加了很多额外的部件。例如中国专利公开第CN104760696A号在飞行器的中部增加了两个巨大的旋翼，为了抵消旋翼产生的扭矩，还采用的是共轴反向同速结构，结构极其复杂；再如中国专利第CN105035328A号在飞行器的中间同样增加了两个巨大的旋翼，而把其他旋翼挤到了外侧四个角落，把一个简单的全中心对称的6旋翼飞行器变成了一个异形结构。上述设计很多都是从理论的角度来分析如何实现飞行器的操控，若真正进行气动结构方面的试验，则很明显这种复杂的结构对于飞行器的气动性能干扰是非常大的，传统的飞行控制技术往往不一定适用于这类飞行器，需要大量修改传统飞行控制系统。传动的全电动的多旋翼飞行器的布局是非常精简的，各个旋翼之间的气流干扰是相对最小的，对于空气动力性能影响最小化，因此极大的简化了飞行器的控制难度，降低了飞行器的成本，这才是多旋翼飞行器得到迅速推广的最直接原因，而上述设计改进后的飞行器却弱化了这个优点，有本末倒置之嫌。\n[0006] 同时，上述技术的主要动力设备源自发动机，电动机是用来提供控制辅助和次要动力，一旦发动机驱动系统出现故障，那飞行器不可避免的将失去大部分动力，极有可能坠毁。假如电动机驱动系统在发动机驱动系统故障时依然能提供足够的动力使之继续飞行，基于螺旋桨升力的计算原理，这种辅助操控用的螺旋桨规格太小，电动机的功率也很小，根本无法提供足够的动力，因此电动机驱动系统也需要匹配一套更大规格的螺旋桨和相应的大功率电机，但这样不仅增加了成本，而且严重增加了飞行器的尺寸和重量，更大程度上影响了飞行器的气动性能，在发动机驱动系统正常工作的情况下，这套更大规格的电动驱动系统反而是个累赘，有悖于电动驱动系统只是辅助操控的设计初衷。\n[0007] 另外一种使用电动机和发动机作为混合动力的飞行器的设计可见于中国专利公告第CN204587313U号，公开第CN103359284A号等专利文献中。这些专利不直接使用发动机驱动系统作为飞行器动力来源，而是用发动机发电，将所发的电能直接提供给电动机或者用电池储存以备电动机使用；飞行器的实际布局和普通的全电动驱动的多旋翼飞行器基本一致，动力来源依然是电动机驱动。虽然上述技术比较好的解决了飞行器的实际使用时间问题，同时由于依然延续了现有多旋翼飞行器的布局，因此气动性能变化不大；但发动机发电配合电池充电放电这套系统比由发动机直接驱动效率要下降不少，同时大大增加了飞行器的重量和成本，间接的降低了飞行器的可操控性、机动性和续航时间。事实上市面上出现的这类混合动力飞行器的尺寸都相当大，售价相当昂贵，不利于这类飞行器的推广使用，完全不是中大型多旋翼飞行器的主流。\n【发明内容】\n[0008] 本发明的目的之一：由现有的全电动驱动飞行器改为电动机、发动机的混合动力驱动飞行器，同时使用特殊的传动结构设计，使得电动机和发动机的转矩合成后，同时驱动同一套螺旋桨，而不是各自独立的驱动对应的螺旋桨，配合改进的飞行控制系统，最大化的综合利用电动机和发动机的优点，提高飞行器的最大负载、续航时间等特性。\n[0009] 本发明目的之二：保持现有的多旋翼飞行器的气动布局，最大化的减少需要增加的附加结构，减少尺寸和重量的增加，继续采用现有的多旋翼飞行器的控制技术，从而保持甚至提高多旋翼飞行器的操控性和机动性，并降低成本，利于多旋翼飞行器的市场推广。\n[0010] 本发明目的之三：依托本发明提供的传动结构设计，配合改进的飞行控制系统，最大程度上提高多旋翼飞行器的安全系数，使得飞行器在发动机驱动系统故障或者一个或若干个电动机故障的情况下，依然可以安全飞行，直至着落。\n[0011] 本发明采用如下技术方案：\n[0012] 一种混合动力多旋翼飞行器，包括多个螺旋桨以及电机驱动系统，所述电机驱动系统包括多个电机，每个电机驱动相应一个螺旋桨转动，还包括发动机驱动系统以及传动机构，所述发动机驱动系统包括发动机且该发动机通过传动机构与电机的输出转矩合成并可用于驱动对应同一个螺旋桨转动。\n[0013] 在一些实施例中，所述传动机构包括太阳轮、齿圈、行星架和行星轮，行星轮设置在行星架上且包围太阳轮设置，齿圈设置在行星轮外围，行星轮与太阳轮外啮合，同时与齿圈内啮合，太阳轮、齿圈以及行星架三者其中之一与电机联动，其中第二个与发动机联动，其中第三个为螺旋桨提供最终动力输出。\n[0014] 在一些实施例中，太阳轮与电机联动，齿圈与发动机联动，太阳轮和齿圈其中至少一个可带动中间的行星轮往某一个方向转动，行星轮所在的行星架为螺旋桨提供最终动力输出。\n[0015] 在一些实施例中，还包括发电装置，所述发动机输出的动力通过发电装置部分转换为电能，所述电能用于储存于电池中为电机供电或直接为电机供电。\n[0016] 一种混合动力多旋翼飞行器的控制方法，在多旋翼飞行器上同时设置电机与发动机，且通过传动机构将电机与发动机的转矩合成，然后再输出至多旋翼飞行器的螺旋桨，为螺旋桨提供动力。\n[0017] 在一些实施例中，还包括飞行控制系统，所述飞行控制系统用于控制飞行器的正常飞行，亦用于控制电机和发动机的各自占输出总功率的比例。\n[0018] 在一些实施例中，所述飞行控制系统控制电机和发动机单独输出转矩或者混合输出转矩。\n[0019] 在一些实施例中，所述飞行控制系统控制电机在输出总功率中占较低的比例，同时控制发动机在输出总功率中占较高的比例。\n[0020] 在一些实施例中，所述飞行控制系统控制电机处于扭矩输出高效率区间，同时控制发动机处于高扭矩输出区间。从另外一个角度而言，所述飞行控制系统控制电机低转速和发动机中高转速运转。低速、中速和高速运转是相对于电机和发动机的输出特性而言，且由于电机低转速扭矩输出效率较高，发动机中高转速时输出功率较大。速度的具体量化可根据其速度输出范围划分为三个部分，其中较小的速度输出可以认为是低转速，较高的速度输出可以认为是高转速，介于两者之间的可以认为是中转速。\n[0021] 在一些实施例中，还将发动机输出的动力通过外加发电装置，部分转换为电能，给电机直接提供电力或者储存在电池中给电机提供电力。\n[0022] 与现有技术相比，本发明的有益效果在于：通过提供多种动力系统并且采用传动机构将多动力系统的输出转矩合成后再用于驱动螺旋桨的转动，不但能极高地提升飞行器的续航能力，且不会增加飞行器的结构复杂度，同时能够保障飞行器的操控性、机动性和安全性等性能。\n【附图说明】\n[0023] 图1是本发明实施例提供的一种混合动力多旋翼飞行器的结构示意图；\n[0024] 图2是图1中所示混合动力多旋翼飞行器的传动机构的结构示意图；\n[0025] 图3是发动机输出曲线示意图；\n[0026] 图4是电机输出曲线示意图。\n【具体实施方式】\n[0027] 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。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。\n[0028] 此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。本发明所指的电机，是指转动螺旋桨用的直流无刷电机，也可以是其他类型的用于带动螺旋桨的电机；本发明所指的发动机，是指燃烧油类或者醇类等其他液体燃料作为动力的发动机；本发明所指的混合动力多旋翼飞行器，包含4、6、8轴飞行器在内的飞行器；本发明所指的电调，是指用于调节电机转速的电子调速器；本发明所指的拉力，是指电机产生的电机轴方向的力；本发明所指的升力，是指拉力在垂直方向的分力；本发明所指的效率，是指做的单位功产生的拉力，其单位为G/W；\n[0029] 本发明在现有全电动驱动飞行器的结构基础上，增加一个或多个发动机，发动机通过传动设备连接驱动对应的螺旋桨；然后经过一传动结构可以将电机和发动机各自独立的不同的转矩合成后，同时驱动同一套螺旋桨，并通过相应改进后的飞行控制系统，随时根据飞行器的操控需求，协调电机驱动和发动机驱动的转矩合成情况，以适应不同的飞行器飞行状态。\n[0030] 实施例1：\n[0031] 以4旋翼飞行器为例：如图1所示，电机A1，A2，A3，A4以一对一的方式驱动对应的C1，C2，C3，C4四个螺旋桨，增加一个发动机B，发动机输出的动力通过齿轮组和皮带等传动机构输出到对应的C1，C2，C3，C4四个螺旋桨方向。\n[0032] 电机A1，A2，A3，A4和发动机B的转矩，通过传动结构合成后，同时驱动C1，C2，C3，C4四个螺旋桨。如图2所示，本实施例中的传动结构，包括太阳轮10、齿圈11、行星架12和行星轮13，行星轮13设置在行星架12上，且包围太阳轮10设置，各个行星轮13与太阳轮10啮合。\n齿圈11设置在行星轮13外围并与各个行星轮13啮合。也即，行星轮13与太阳轮10外啮合，同时与齿圈11内啮合。\n[0033] 太阳轮与电机联动，可由电机驱动转动；齿圈11与发动机联动，可由发动机驱动转动。太阳轮和齿圈其中至少一个可带动中间的行星轮往某一个方向转动，行星轮所在的行星架为螺旋桨提供最终动力输出，使其旋转提供飞行器飞行的动力。太阳轮和齿圈的尺寸和齿数比，由不同电机和发动机的动力情况，以及螺旋桨的拉力情况，三者协调计算后可得。可以理解上述具体连接仅是示例，在其他实施例中只要太阳轮、齿圈以及行星架三者其中之一与电机联动，其中第二个与发动机联动，其中第三个为螺旋桨提供最终动力输出，并通过适当控制即可获得相同的效果。\n[0034] 可以理解，传动结构的具体组成不局限于图2所示的设计，将两个有差异的或独立的输出合成为一个输出的传动机构都可以用于本专利设计，如差动轮系传动结构等其他传动结构，都可用于本发明的技术方案。\n[0035] 本实施例中，电机和发动机都可以各自单独的驱动螺旋桨转动，亦可通过传动结构合成力矩后同时工作，驱动同一套螺旋桨工作，电机和发动机的驱动力在合成过程中所占比例由改进后的飞行控制系统调节。\n[0036] 本实施例中，飞行器的控制系统工作过程描述如下：\n[0037] 1、飞行器的控制系统控制飞行器姿态：\n[0038] 发动机提供的转矩对于4个螺旋桨上的分配是均匀的，而飞行器的姿态控制过程中，控制方法与现有的全电动驱动飞行器类似，由A1，A2，A3，A4电机产生不同的转矩后，与对应的发动机转矩合成后，最终输出给螺旋桨的转矩产生差值，使得螺旋桨的转速发生变化，拉力随之发生变化，最终产生各个方向上的力矩差，从而控制飞行器各种姿态。飞行器上升或者下降，可以增大或减小电机或发动机的输出来实现。\n[0039] 2、飞行器的控制系统控制动力输出比例：\n[0040] 由于图2所示的传动结构可以合成任何大小不同的转矩，在悬停或者平飞时，飞行器的控制系统通过调控，尽量让发动机输出的转矩占更多的动力输出比例，减少电机的输出转矩所占比例，这样可以使发动机提供主要飞行动力，从而减少能耗，最大限度延长飞行时间，当需要迅速的调整姿态时，由于发动机响应速度较慢，控制系统使得电机输出转矩迅速做出调整，从而保证飞行器的姿态得以迅速控制。\n[0041] 如图3所示为某一具有代表性的发动机的输出特性，其中横轴代表转速，两个纵轴分别代表转矩(扭矩)和功率；如图4所示为某一具有代表性的电机的输出特性，其中横轴代表转矩，四个纵轴分别代表输出电流、转速、功率和效率。由图3和图4可以看出，发动机低转速时转矩输出较小，中高转速时能持续输出峰值转矩；而电机与之相反，在较低转速时能输出爆发性转矩，效率最高，而高转速时转矩输出爆发力下降，效率大大下降。飞行器的控制系统可以充分利用两套动力不同的输出曲线，通过图2所示的传动结构，将飞行器的动力总体输出，尽量分配到发动机中高转速阶段和电机低转速阶段，这样发动机有持续高转矩输出，而电机有高爆发性转矩输出，不仅能最大化的节约能耗，而且进行任何操作控制时，动力系统产生的转矩都是持续高爆发，飞行器的机动性，可操控性都可得到极大的提高。\n[0042] 3、飞行器的安全飞行：\n[0043] 3.1、电机驱动系统出现故障\n[0044] 任意一个电机A1，A2，A3，A4出现故障后，飞行器控制系统可迅速关停其他所有电机，切换到全发动机驱动，同时加大发动机的动力输出，使得飞行器依然有足够的动力，保证其不会坠落，飞行器稳定后，控制系统减小发动机的动力输出，同时微调剩下正常工作的的电机来微调飞行器的姿态，使其迅速安全着陆。\n[0045] 3.2、发动机驱动系统出现故障\n[0046] 本发明选用的电机不仅仅用于辅助飞行控制，电机驱动的和发动机是同一套螺旋桨，可以单独通过螺旋桨系统，提供满足飞行器正常飞行的动力。\n[0047] 当发动机驱动系统出现故障时，飞行控制系统可以迅速的切换到全电机驱动，此时飞行器就变为了普通的全电动多旋翼飞行器，依然可以正常的进行控制和飞行。\n[0048] 本发明提供的飞行器的气动布局基本不受影响，飞行器的姿态控制依然是通过灵敏度高的电机进行主要控制，发动机和电机的动力是合成后输出给同一套螺旋桨，且这两套驱动系统的动力分配可由飞行控制系统实时调整，飞行器的两套驱动系统均可以单独提供足够的动力给飞行器飞行。这个特点将赋予本发明中的飞行器如下优点：\n[0049] 1、飞行器续航能力的提高\n[0050] 本发明新增了一套发动机驱动系统为飞行器提供动力，由于发动机功率大，且以液体为燃料，提供足够多的燃料可以大大延长飞行器续航时间；电机驱动需要配备电池为动力源，现有电池技术下单位电池重量所蕴含的能量(能量密度)远远低于液体燃料，因此燃料所能提供给飞行器的续航时间大大超过同样重量的电池；更有益的是，液体燃料在飞行过程中，随着消耗，重量会越来越轻，大大降低飞行器的总重量，但电池的重量在飞行过程中，不会产生变化，这个特性，将进一步的提高飞行器的续航时间。\n[0051] 假设发动机每小时消耗1kg的汽油，转换效率只有25％，产生的能量为1.15×107焦耳，折合3.2千瓦时，而3.2千瓦时在螺旋桨效率为10g/w的情况下，可以支持32千克重的飞行器悬停1个小时；如果电动飞行器产生3.2千瓦时所需要的电池(22.2v)为140000毫安时，市场上一个4000毫安时的电池重量超过300g，意味着需要重约11公斤左右的电池才能提供同等单位的能量；毫无疑问，本发明选用发动机提供主要动力驱动源，将大大延长飞行器的续航时间。\n[0052] 同时，通过图2所示的传动结构，飞行控制系统可以特别的选择将发动机高功率输出工作阶段的转矩和电机高效率工作阶段的转矩合成，尽量使得两套动力系统在飞行器飞行全程中，全部处于最优工作阶段，进一步的降低能耗，延长飞行器续航时间。\n[0053] 本发明中的发动机与电机驱动的是同一套螺旋桨系统，不需额外新增其他螺旋桨系统，因此气动性能和传统的全电动多旋翼飞行器基本没有区别，最大程度上减少新增设备对于飞行器的续航时间的不利影响。\n[0054] 特别的，本发明还可以将发动机输出的动力通过外加发电装置，部分转换为电能，给电机直接提供电力或者储存在电池中，供电机使用，这样最小化的减少飞行器所需携带的电池重量，最大化的延长飞行器续航时间。\n[0055] 2、飞行器的控制性能的提高\n[0056] 本发明选用的发动机的工作曲线如图3，电机的工作曲线如图4。传动的全电动飞行器正常飞行时，电机转速非常高，已经处于工作曲线的后半部分，动力输出效率大大下降，转矩爆发性输出能力随之降低，影响姿态调整的响应速度，同时增大了姿态调整时的电耗。\n[0057] 如本发明的背景技术部分中所提到的中国专利公开第CN105035328A号，第CN104943857A号，第CN104760696A号等所提到飞行器，虽然采用响应速度快的电机进行飞行器的控制辅助，但由于飞行器结构明显冗余，对于气动性能影响很大，飞行器的整体控制性能必然受到削弱；而中国专利公告第CN204587313U号，公开第CN103359284A号等所提到的飞行器，发动机是用来发电提供电能，依然是全电动输出动力，同样使得电机和传统全电动飞行器一样处于工作曲线中输出效率下降的阶段，产生的不利影响和普通的全电动飞行器没有区别，甚至由于重量的大大增加，飞行器的控制性能要弱于普通的全电动飞行器。\n[0058] 本发明中，首先，发动机和电机共用一套螺旋桨系统输出，飞行器的外形和结构对于整体的气动性能影响是最小的；其次，飞行器可采用全自动飞行控制系统，通过高性能的计算能力，能实时将飞行器的所需动力精确的分配给发动机和电机，使得发动机和电机全部处于最优工作区间，在这个工况下，飞行器的任何操作，都能得到发动机持续性的高功率输出和电机持续性的转矩高效率输出，尤其是姿态控制时采用的电机驱动系统，处于转矩最高输出效率峰值阶段，比传统全电动飞行器的电机反应灵敏度高出数倍，极大的提高了飞行器的控制性能。\n[0059] 由于飞行器控制性能的提升，本发明中的飞行器可以在更恶劣环境中进行工作，可抗更大级别的风力干扰，进一步的拓展了飞行器的使用范畴。\n[0060] 3、飞行器载重能力的提高\n[0061] 本发明中的飞行器得益于动力总成的优化，飞行器载重能力将有不小的提升，而且通过装配适当的发动机和电机以及飞行控制系统的协调，对于载重要求比较高的飞行器，依然可以保持较高的可操控性和较长的飞行时间，进一步提高飞行器的使用范畴，有利于飞行器市场的扩大。\n[0062] 4、飞行器使用成本的下降\n[0063] 通过上述优点1中的计算结果可得知，对于现有的电动多旋翼飞行器，尤其是大型多旋翼飞行器，一块电池的使用时间往往只有10-15分钟，但充电耗时长达几个小时，为了保持长时间飞行，需要准备数块电池，这种飞行器专用的电池的成本很高，增加了飞行器的实际使用成本。\n[0064] 本发明采用了使用液体燃料的发动机作为动力源，而液体燃料的能量密度高而成本低，获取容易，可以保证飞行器有相对较长的续航时间，同时添加液体燃料非常方便，飞行器燃料耗尽后，可随时随地的迅速补充燃料，保证飞行器能不间断的工作，大大降低了飞行器的使用成本，拓宽了飞行器的使用范畴。\n[0065] 5、飞行器安全性能的提高\n[0066] 本发明中的飞行器，动力冗余较大，无论是电机驱动系统和发动机驱动系统，都能独立提供足够的动力，在任何一套系统出现故障的时候，可通过飞行控制系统切换至正常工作的动力系统，最大化的保证飞行器的安全飞行。\n[0067] 以上所述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。