一种合成孔径雷达卫星

1.本公开涉及卫星设计领域，尤其涉及一种合成孔径雷达卫星。


背景技术：

2.从美国成功发射第一颗合成孔径雷达卫星(sar卫星)开始，卫星雷达成像得到了越来越多的关注，传统的sar卫星通常为大卫星，造价昂贵。本领域亟需一种制造成本和发射成本低廉的微小合成孔径雷达卫星(微小sar卫星)。


技术实现要素：

3.本公开提供了一种制造成本和发射成本低廉的合成孔径雷达卫星。
4.本公开提供了一种合成孔径雷达卫星，包括安装卫星器件的一体化卫星结构；
5.所述一体化卫星结构，包括卫星结构框架及若干板结构，所述若干板结构分别安装于所述卫星结构框架所形成的各安装表面；
6.所述卫星结构框架，包括第一多边形框、第二多边形框以及多个梁，每个所述梁的两端分别连接于第一多边形框和第二多边形框的角部，以使每个所述梁分别支撑于所述第一多边形框和所述第二多边形框之间，连接成多边形的卫星结构框架；
7.所述卫星器件包括星载计算系统，安装于所述板结构；所述星载计算系统包括至少两台计算机设备，所述至少两台计算机设备分别拥有计算核心。
8.在一些技术方案中，所述第一多边形框、第二多边形框均包括多个连接杆与多个连接件，每两个所述连接杆之间通过一个连接件进行连接并在连接处形成角部，以组成第一多边形框或第二多边形框，所述梁的两端分别通过所述第一多边形框的连接件、第二多边形框的连接件连接于所述第一多边形框和所述第二多边形框之间。
9.在一些技术方案中，所述一体化卫星结构中，所述若干板结构包括安装于所述第一多边形框的第一水平板、安装于所述第二多边形框的第二水平板以及多个侧板，所述多个侧板分别安装于所述第一多边形框与所述第二多边形框之间所形成的各安装表面。
10.在一些技术方案中，所述卫星器件还包括：太阳能电池阵列、推进系统、控制力矩陀螺系统、配电器、蓄电池组、sar天线、以及sar天线控制机构中的至少一种；
11.所述太阳能电池阵列至少有两个，分别安装于所述多个侧板中相对的两个侧板，所述推进系统安装于所述一体化卫星结构内部且靠近所述第一水平板，所述sar天线控制机构安装于所述一体化卫星结构内部且靠近所述第二水平板，所述sar天线安装于所述一体化卫星结构外部且靠近所述第二水平板，所述控制力矩陀螺系统安装于所述一体化卫星结构内部且位于所述推进系统与所述sar天线控制机构之间，所述配电器、蓄电池组安装于所述一体化卫星结构内部且靠近所述第二水平板。
12.在一些技术方案中，所述多个侧板中安装所述太阳能电池阵列的两个侧板以外的其余侧板中，至少还存在一个用于安装所述星载计算系统的侧板。
13.在一些技术方案中，在一些技术方案中，所述卫星结构框架为铝合金材料。
14.在一些技术方案中，所述第一水平板、第二水平板以及多个侧板为蜂窝夹层板。
15.在一些技术方案中，所述第一水平板、第二水平板以及多个侧板为碳纤维复合材料。
16.在一些技术方案中，所述星载计算系统包括第一计算机设备和第二计算机设备；
17.所述第一计算机设备，包括第一计算核心；
18.所述第二计算机设备，包括第二计算核心；
19.所述第一计算机设备、所述第二计算机设备还共享算法配置模块，所述算法配置模块分别与所述第一计算核心、所述第二计算核心连接，用于对所述第一计算核心、所述第二计算核心进行预设算法配置，以使所述第一计算核心、所述第二计算核心能够实现与配置的预设算法对应的预设功能。
20.在一些技术方案中，所述控制力矩陀螺系统面向所述第二水平板的一侧设置有多个支撑杆，每个所述支撑杆的一端连接于所述控制力矩陀螺系统面向所述第二水平板的一侧，另一端连接于所述第二多边形框。
21.本公开的技术方案，通过两个多边形框和多个梁构建了多边形的卫星结构框架，并通过至少两台计算机设备进行数据处理，能够在保证卫星的功能的同时，使得卫星的体积和重量变小。
附图说明
22.在下文中将基于实施例并参考附图来对本公开进行更详细的描述：
23.图1为本公开实施例提供的一种合成孔径雷达卫星的框架示意图；
24.图2为本公开实施例提供的一种合成孔径雷达卫星示意图；
25.图3为本公开实施例提供的另一合成孔径雷达卫星爆炸图；
26.图4为本公开实施例提供的一种合成孔径雷达卫星的sar天线示意图；
27.图5(a)为本公开实施例提供的蜂窝夹层板示意图；
28.图5(b)为本公开实施例提供的芯格结构示意图；
29.图6为本公开实施例提供的一种合成孔径雷达卫星的星载计算系统示意图；
30.图7为本公开实施例提供的一种合成孔径雷达卫星的星载计算系统示意图；
31.图8为本公开实施例提供的一种合成孔径雷达卫星的星载计算系统示意图。
32.100-第一多边形框；
33.200-第二多边形框；
34.1-连接件；
35.2-梁；
36.3-连接杆；
37.41-第一水平板；
38.42-第二水平板；
39.5-侧板；
40.51-上面板；
41.52-下面板；
42.53-胶黏剂；
43.54-蜂窝芯层；
44.6-sar天线；
45.61-轻型天线蒙皮；
46.62-天线连接杆；
47.63-馈电阵列；
48.64-sar天线本体；
49.7-sar天线控制机构；
50.8-蓄电池组；
51.9-配电器；
52.10-推进系统；
53.11-控制力矩陀螺系统；
54.12-支撑杆；
55.13-太阳能电池阵列。
56.在附图中，相同的部件使用相同的附图标记，附图并未按照实际的比例绘制。
具体实施方式
57.为了使本技术领域的人员更好地理解本公开方案，并对本公开如何应用技术手段来解决技术问题，并达到相应技术效果的实现过程能充分理解并据以实施，下面将结合本公开实施例中的附图，对本公开实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本公开一部分的实施例，而不是全部的实施例。本公开实施例以及实施例中的各个特征，在不相冲突前提下可以相互结合，所形成的技术方案均在本公开的保护范围之内。基于本公开中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本公开保护的范围。
58.需要说明的是，本公开的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本公开的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
59.需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。
60.本公开中，对卫星结构形式进行简单化设计。在满足卫星各项要求的前提下，减少结构件数量，简化结构形式；通用化及模块化设计。对卫星结构进行模块化、系列化设计，实现了卫星的生产过程简化和效率提升。
61.实施例一
62.微小合成孔径雷达卫星(微小sar卫星)的一体化设计包括卫星结构的一体化设计和星载计算系统的一体化设计。
63.图1为本公开实施例提供的一种合成孔径雷达卫星的卫星结构框架示意图，图2为本公开实施例提供的一种合成孔径雷达卫星示意图，图3为本公开实施例提供的另一合成孔径雷达卫星爆炸图。
64.如图1至图3所示，本实施例公开了一种合成孔径雷达卫星，包括安装卫星器件的一体化卫星结构；
65.所述一体化卫星结构，包括卫星结构框架及若干板结构，所述若干板结构分别安装于所述卫星结构框架所形成的各安装表面；
66.如图1所示，所述卫星结构框架，包括第一多边形框100、第二多边形框200以及多个梁2，每个所述梁2的两端分别连接于第一多边形框100和第二多边形框200的角部，以使每个所述梁2分别支撑于所述第一多边形框100和所述第二多边形框200之间，连接成多边形的卫星结构框架；
67.图1所示的卫星结构框架中，第一多边形框100、第二多边形框200分别对应上方的多边形框、下方的多边形框，多边形优选为六边形，因此第一多边形框100、第二多边形框200能够形成六个角部，相应地，梁2的数量与多边形的边数(也是角部数量)相同，为六个。第一多边形框100和第二多边形框200的各个角部分别对应，六个梁2支撑于第一多边形框100和第二多边形框200之间，连接于相对应的角部之间，以实现支撑作用，形成具有稳定结构的卫星结构框架。
68.所述卫星器件包括星载计算系统，安装于所述板结构；所述星载计算系统包括至少两台计算机设备，所述至少两台计算机设备分别拥有计算核心。
69.本实施例通过两个多边形框和多个梁构建了多边形的卫星结构框架，并通过至少两台计算机设备进行数据处理，能够在保证卫星的功能的同时，使得卫星的体积和重量变小。
70.实施例二
71.如图1所示，在上述实施例的基础上，所述第一多边形框100、第二多边形框200均包括多个连接杆3与多个连接件1，每两个所述连接杆3之间通过一个连接件1进行连接并在连接处形成角部，以组成第一多边形框100或第二多边形框200，所述梁2的两端分别通过所述第一多边形框100的连接件1、第二多边形框200的连接件1连接于所述第一多边形框100和所述第二多边形框200之间。
72.在所述一体化卫星结构中，所述若干板结构包括安装于所述第一多边形框100的第一水平板41、安装于所述第二多边形框200的第二水平板42以及多个侧板5，所述多个侧板5分别安装于所述第一多边形框100与所述第二多边形框200之间所形成的各安装表面。可以理解的是，第二水平板42开设有开口，用于sar天线6、以及sar天线控制机构7之间的连接。
73.本实施例使用卫星结构框架作为卫星的主结构，该卫星结构框架中，多个连接杆3通过连接件1连接围成一个多边形框，上下两个多边形框与多个梁2连接而成卫星结构框架，框架结构稳定，卫星结构框架是整个卫星存在的基础，为卫星建立主结构的支撑，搭建卫星内部空间，提供卫星结构外形，同时为板结构提供安装表面，框架结构需要具有一定的强度和刚度，为有效载荷和推进系统留出足够的空间。
74.卫星结构框架还包括第一水平板41和第二水平板42，上方、下方的多边形框分别
提供第一水平板41、第二水平板42的安装表面，第一多边形框100与所述第二多边形框200之间，由于安装了多个梁2，形成了多个矩形框，为多个侧板5提供了安装表面。一方面，这样的卫星结构框架使框架结构更紧固，并为卫星器件的安装提供内部空间，另一方面，多个侧板5还为小型的卫星器件提供安装载体。
75.实施例三
76.如图3所示，在上述实施例的基础上，所述卫星器件还包括：太阳能电池阵列13、推进系统10、控制力矩陀螺系统11、配电器9、蓄电池组8、sar天线6、以及sar天线控制机构7中的至少一个；
77.所述太阳能电池阵列13至少有两个，分别安装于所述多个侧板5中相对的两个侧板5，所述推进系统10安装于所述一体化卫星结构内部且靠近所述第一水平板，所述sar天线控制机构7安装于所述一体化卫星结构内部且靠近所述第二水平板42，所述sar天线6安装于所述一体化卫星结构外部且靠近所述第二水平板42，所述控制力矩陀螺系统11安装于所述一体化卫星结构内部且位于所述推进系统10与所述sar天线控制机构7之间，便于进行姿态控制，所述配电器9、蓄电池组8安装于所述一体化卫星结构内部且靠近所述第二水平板42，例如，所述配电器9、蓄电池组8安装于sar天线6和控制力矩陀螺系统11之间，便于电力供应。
78.通过sar天线控制机构7对sar天线6进行控制，sar天线6可实现方位向和距离向的自由转动，使得sar天线6的姿态与卫星结构框架的姿态解耦，因此可灵活规划遥感任务。太阳能电池阵列13可通过转动实现对太阳定向，增大阳光入射角，增加能量供应。
79.在本实施例中，所述多个侧板5中安装所述太阳能电池阵列的两个侧板5以外的其余侧板5中，至少还存在一个用于安装所述星载计算系统的侧板5。也就是说，星载计算系统安装在侧板上，且与安装太阳能电池阵列的侧板不是同一个侧板，因而不会造成单个侧板过载。
80.在本实施例中，在六个侧板5中，选择相对的两个侧板5安装太阳能电池阵列13，在没有安装太阳能电池阵列13的四个侧板5中，选择三个侧板5作为器件安装板(包括器件安装板a、器件安装板b、器件安装板c)，用于安装表1所示的小型卫星器件，以节省星内空间。供电的线缆分布在剩余空间中(图中未画出)。
81.器件安装板a、器件安装板b、器件安装板c所安装的器件如表1所示。
82.表1器件安装板分配
[0083][0084]
通过将卫星器件安装于卫星结构框架及板结构上，能够极大地节省星内空间，实现合成孔径雷达卫星的结构简化，体积减小，同时不影响卫星的功能实现。
[0085]
实施例四
[0086]
如图2所示，在上述实施例的基础上，为了进一步加强合成孔径雷达卫星的内部结构，保证器件安装结构稳定，所述控制力矩陀螺系统11面向所述第二水平板42的一侧设置有多个支撑杆12，每个所述支撑杆12的一端连接于所述控制力矩陀螺系统11面向所述第二
水平板42的一侧，另一端连接于所述第二多边形框200。
[0087]
在实际应用中，为加强内部结构，可以增加多个支撑杆12将控制力矩陀螺系统11和卫星结构框架进行连接，用于固定控制力矩陀螺系统11，同时为卫星内部线缆的布线提供便利。
[0088]
以四个支撑杆12为例来说，四个支撑杆分别为第一支撑杆、第二支撑杆、第三支撑杆、第四支撑杆。
[0089]
第一支撑杆的一端连接于控制力矩陀螺系统11面向第二水平板42的一侧的平面上的第一位置，另一端连接于卫星结构框架的连接杆或连接件；第二支撑杆的一端与第一支撑杆连接于控制力矩陀螺系统11的同一位置，另一端连接于第二多边形框200的连接杆或连接件，第一支撑杆、第二支撑杆所连接的连接杆或连接件不同，使第一支撑杆、第二支撑杆形成一定角度，以支撑控制力矩陀螺系统11；第三支撑杆的一端连接于控制力矩陀螺系统11的面向第二水平板42的一侧的平面上的第二位置，另一端连接于第二多边形框200的连接杆或连接件；第四支撑杆的一端与第三支撑杆连接于控制力矩陀螺系统11的同一位置，另一端连接于第二多边形框200的连接杆和/或连接件，第三支撑杆、第四支撑杆所连接的连接杆或连接件不同，且均与第一支撑杆、第二支撑杆所连接的连接杆或连接件不同，使第一支撑杆、第二支撑杆形成一定角度，以支撑控制力矩陀螺系统11；其中，所述控制力矩陀螺系统11的第一位置与控制力矩陀螺系统11的第二位置是不同的位置，实际应用中可以根据需要进行调整。通过在控制力矩陀螺系统11面向第二水平板42的一侧的平面的两个位置，利用上述四个支撑杆形成两个支撑结构，将控制力矩陀螺系统11固定至卫星结构框架，达到了加强固定陀螺力矩系统11的效果。
[0090]
实施例五
[0091]
图4为本公开实施例提供的一种合成孔径雷达卫星的sar天线示意图，如图4所示，在上述实施例的基础上，本实施例的sar天线6包括：轻型天线蒙皮61、天线连接杆62、馈电阵列63、以及sar天线本体64。
[0092]
在上述实施例的基础上，本实施例的卫星结构框架为铝合金材料。
[0093]
在上述实施例的基础上，本实施例的所述第一水平板41、第二水平板42以及多个侧板5为蜂窝夹层板。
[0094]
在上述实施例的基础上，本实施例的所述第一水平板41、第二水平板42以及多个侧板5为碳纤维复合材料。
[0095]
卫星对结构重量和结构强度要求比较高，因此在选择材料时应考虑密度小、比强度高的材料。航天领域常用的金属材料有铝合金、镁合金、钛合金等，从密度小、刚度大、强度高以及成本低、便于加工等方面考虑，组成卫星结构框架的梁2、连接杆和连接件1均选择铝合金材料。
[0096]
在本实施例中，板结构既作为支撑结构受力，又为载荷提供安装表面与支撑，尽量减小外部激励对单机载荷的影响，还具有保护卫星内部环境的功能。因此板结构的作用比较重要，对其性能要求较高，主要包括板结构的质量尽量小、强度要求高、抗弯刚度高、隔热性能好等。
[0097]
夹层结构具有较高的比强度和比刚度、良好的抗疲劳性、阻尼减振、吸声、隔热等性能优点，能够完好符合这些要求，在航天领域得到了广泛应用。因此第一水平板41、第二
水平板42以及多个侧板5采用蜂窝夹层板。
[0098]
图5(a)示出了一种蜂窝夹层板，包括：上面板51、下面板52、胶黏剂53、以及蜂窝芯层54。上面板51和下面板52分别通过胶黏剂53粘接至蜂窝芯层54，构成蜂窝夹层板。
[0099]
在蜂窝夹层结构中，构成上面板51和下面板52的面板材料主要有铝合金、钛合金、纤维复合材料等，其中复合材料具有可设计性强的特点，其应用成为面板材料的发展趋势。水平板、器件安装板都需要承受较大载荷，因此面板的材料暂取优选为弹性模量较大的型号为m40的碳纤维复合材料。
[0100]
在蜂窝夹层结构中，构成蜂窝芯层的夹芯材料有铝合金、钛合金、芳纶纤维等，其中铝蜂窝具有比强度和比刚度较高、塑性好、加工方便、成本低等特点，在航天领域得到了广泛的应用。因此，夹芯材料选择应用较多的铝蜂窝结构，材料选用lf2—y，如图5(b)所示，芯格结构选择加工方便、结构效率较高、性能优良的正六边形。
[0101]
为了进一步降低卫星结构质量，未安装器件的侧板5采用镁合金蒙皮蜂窝板。
[0102]
实施例六
[0103]
在上述实施例的基础上，本实施例的所述星载计算系统包括第一计算机设备和第二计算机设备；
[0104]
所述第一计算机设备，包括第一计算核心；
[0105]
所述第二计算机设备，包括第二计算核心；
[0106]
所述第一计算机设备、所述第二计算机设备还共享算法配置模块，所述算法配置模块分别与所述第一计算核心、所述第二计算核心连接，用于对所述第一计算核心、所述第二计算核心进行预设算法配置，以使所述第一计算核心、所述第二计算核心能够实现与配置的预设算法对应的预设功能。
[0107]
在本实施例中，星载计算系统的总体设计思路如图6所示，星载计算系统分别与星上数据源和控制执行机构进行电连接，还与地面站进行双向通信。
[0108]
所述星载计算系统包括：数据储存、数据处理、星务管理、以及部件控制等模块，用于承担绝大多数的星上计算任务。
[0109]
所述星上数据源包括：星敏感器、imu、gps、温度传感器、sar天线、以及其他传感器。
[0110]
所述控制执行机构包括：力矩陀螺、磁力矩器、推力器、天线控制器、热控、以及电源分配等。
[0111]
所述星载计算系统的数据存储模块，用于汇集传感器、敏感器、相机等星上数据源的测量数据，实现数据的共享与综合利用。例如，星敏感器的测量数据用于姿态确定和/或轨道确定。星上数据源的测量数据以及其他星上数据的综合利用，可有效提高星载计算系统的运行效率和容错能力，保证星载计算系统中各模块的稳健运行。
[0112]
所述星载计算系统的数据处理模块，用于对各传感器的数据进行处理，获得当前航天器的总体运行状态，包括姿态、轨道信息，卫星健康状况等。
[0113]
所述星载计算系统的星务管理模块和部件控制模块，用于运行相应的控制算法，给出各控制执行机构的控制信号，实现对各控制执行机构的控制；还用于负责卫星任务管理，合理规划星上资源的使用，使卫星处在有序的、有节奏的、可控的、无竞争的工作状态；还用于实现故障检测，及时进行故障修复或实现计算机重构，保证系统安全运行。
[0114]
空间辐射环境十分恶劣，高能带电粒子辐射极易引发单粒子效应和总剂量效应，对电子系统造成干扰甚至破坏。一旦星载计算系统失灵，卫星将面临失控的危险。
[0115]
传统的星载计算系统主要采用两种方法解决上述问题：一是采用高等级的抗辐射芯片，不必担心辐射问题，但面临的问题是抗辐射芯片价格昂贵，且可选择的类型少；二是采用来源广泛的非加固器件，并采取额外的抗辐射措施，或增加冗余备份系统以防主星载计算系统发生致命故障。
[0116]
现场可编程门阵列(fpga)是一种可定制的集成电路，用户可以自由组合其大量的门阵列以实现不同的电路功能。fpga是作为专用集成电路(asic)领域中的一种半定制电路而出现的，既解决了定制电路的不足，又克服了原有可编程器件门电路数有限的缺点。相比于冯诺依曼结构的cpu、gpu等通用处理器，fpga具有效率更高速度更快的优点；相比于专职专用的asic，fpga则具有开发难度小，开发周期更短的优势，更适用于复杂多变的数据中心等应用。
[0117]
fpga的可编程特性使其具有自然的“可重构”特性。此外，fpga以并行运算为主，可以同时运行多种控制算法，实现不同功能。因此，以fpga为核心设计星载计算系统具有明显优势。
[0118]
本实施例以fpga为核心设计星载计算系统。
[0119]
星载计算系统的整体架构如图7所示，星载计算系统包括两台以fpga为计算核心的第一计算机和第二计算机。两台计算机分别拥有单独的计算核心fpga，并共享星上数据存储模块、算法存储模块、算法配置模块(mcu)和无线通信模块。虽然两台计算机物理结构相同，但可通过算法配置模块(mcu)对fpga的编程，能够使得两台计算机实现不同的功能。
[0120]
由于sar遥感信号的在轨处理需求大、算法复杂，因此由第一计算机专门负责sar遥感信号的在轨处理，而由第二计算机负责其他部件的控制。
[0121]
第一计算机和第二计算机均由五个模块构成，包括计算模块、算法配置模块、算法储存模块、星上数据存储模块、以及无线通信模块，其中，计算模块包括fpga，也就是计算核心。
[0122]
计算模块，是计算机的核心部分，负责处理数据、实现预设控制算法。
[0123]
算法配置模块，是一个简单的微控制器(mcu)，例如简单的c8051单片机，用于对fpga进行配置(重构)，决定了fpga所实现的功能。
[0124]
算法储存模块，储存卫星在任务周期内需执行的任务程序和各类控制算法，所述控制算法例如是轨道确定算法、姿态确定算法、cmg控制率、推力器控制算法、相机控制算法等，经算法配置模块提供给第一计算机和/或第二计算机的fpga，以对第一计算机和/或第二计算机进行重构，使第一计算机和/或第二计算机实现对应功能。
[0125]
星上数据存储模块，储存星上数据源(星敏感器、陀螺仪、imu等)的数据。
[0126]
无线通信模块，用于实现计算机与星敏感器等星上数据源、控制执行机构等部件的无线通信。
[0127]
在第一计算机和/或第二计算机内部，模块之间的关系如图8所示。
[0128]
所述算法存储模块存储有例如姿态确定算法、轨道确定算法、cmg控制率、推力器控制算法、天线控制算法、以及相机控制算法等，根据实际应用中的需求，可以存储不同的预设算法。
[0129]
所述算法配置模块分别与算法存储模块和计算模块连接，通过配置文件将卫星在任务周期内需执行的任务程序和各类控制算法传送至计算模块，对计算模块进行配置(重构)。
[0130]
在本实施例中，一方面，通过第一计算机和/或第二计算机分别进行计算处理，降低了对单个计算机的性能需求，降低了计算机的成本；另一方面，通过使第一计算机和第二计算机共用fpga之外的模块，进一步降低了计算机的成本。
[0131]
需要说明的是，在本公开中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限的要素，并不排除在包括要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。
[0132]
虽然本公开所揭露的实施方式如上，但上述的内容只是为了便于理解本公开而采用的实施方式，并非用以限定本公开。任何本公开所属技术领域内的技术人员，在不脱离本公开所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式上及细节上作任何的修改与变化，但本公开的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。