具体实施方式

以下详细描述本质上仅是示例性的，而且并不旨在限制本发明或本发明的应用和使用。此外，并不旨在受到在前述背景技术或以下详细描述中提出的任何理论的约束。

本文公开了改进的飞机、与该飞机一起使用的改进的推进系统、与该推进系统一起使用的改进的喷嘴组件以及组装该推进系统的方法。为了减小喷嘴组件的径向外围的尺寸，本文公开的发明需要将用于喷嘴的(多个)可移动部件的(多个)致动器机构(在本文中也称为“致动器”)从喷嘴组件本身重新定位到飞机上的某个其他位置，并进一步提供从(多个)致动器机构延伸到(多个)可移动部件的联动装置。因为用于喷嘴组件的可移动部件的致动器通常安置在喷嘴主体和覆盖喷嘴主体的罩之间的间隙中，所以从间隙中移除致动器提供了使喷嘴主体和罩之间的间隙变窄的机会。这进而得到减小的沿着喷嘴组件的纵向轴线的喷嘴组件径向外围。在致动器设置在与喷嘴组件间隔开的位置的情况下(例如，可以将致动器和联动装置的一部分安置在用于将推进系统安装到飞机的吊架中，或者可以将致动器安装到机身，并且相关联的联动装置通过吊架被定路线到可移动部件)，间隙仅需大到足以容纳联动装置。通过减小间隙的大小，罩尽可能多地围绕喷嘴主体有效地“缩小包裹”，从而减小喷嘴组件的横截面轮廓、减小阻力、改善燃料消耗、减小任何所得音爆的大小并改善推进系统和安装推进系统的飞机的整体性能。

可以通过对本申请所附的图示的审阅以及对下面的详细描述的审阅，来获得对以上讨论的飞机、推进系统和喷嘴组件以及制造推进系统的方法的更好的理解。

图1是根据本公开的教导制造的飞机20的示意性平面图。在所示的实施例中，飞机20是能够以超过1马赫的速度行进的概念超音速飞机。然而，应当理解，本文公开的教导不限于超音速飞机，而是也适合于与亚音速飞机一起使用。此外，尽管本文的教导是在固定翼飞机的背景下公开和讨论的，但是它们也与旋翼飞机兼容。此外，本文公开的教导不限于与飞机一起使用，而是也与诸如航天器、水运工具和陆基交通工具的其他类型的交通工具兼容。此外，利用推进系统或任何种类的机械装置的、会受益于在一方面的推进系统或机器与外壳、罩或任何种类的封装之间具有更紧布置的任何类型的交通工具和任何其他机器或机构，都可以采用本文公开的教导。

飞机20具有机身22和一对机翼24。飞机20已配备有两个推进系统：推进系统26和推进系统28。如图所示，推进系统26已安装到机翼24中的一个，而推进系统28已安装到机身22的后部。这样做是为了通过在不提供多个相应图示的情况下示出多种常用安装方案来简化本公开。应当理解，在具有采用本文公开的发明的多个推进系统的飞机的实际实现中，所有推进系统将最可能仅安装到飞机机翼或仅安装到飞机机身。然而，本文的教导应被解释为用于将推进系统安装到飞机的任何配置，无论它们是否遵循该常用方法。

图1示出了推进系统26已经经由吊架30安装到机翼24的上表面。应当理解，在其他实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，推进系统26可以安装到机翼24的下侧。在又一实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，推进系统26可以部分或全部嵌入机翼24内。

推进系统28已经经由吊架32在一对机翼24后部的位置处安装到机身22的侧面。在其他实施例中，推进系统28可以安装到围绕机身22圆周的任何其他周向位置。另外，在不脱离本公开的教导的情况下，推进系统28可以替代地沿着机身22的纵向长度安装在任何其他纵向位置处。

在继续参考图1的情况下，图2是配备有喷嘴组件40的推进系统42的示意性截面图。在一些非限制性实施例中，推进系统26和/或推进系统28可以包括推进系统42。因此，在不脱离本公开的教导的情况下，推进系统42可以安装到飞机机翼的上表面、安装到机身的后部的侧面或安装在飞机上的任何其他合适的位置处。为了避免混淆，下面详细讨论的飞机部件74不是推进系统42的部分。

在图2中所示的非限制性实施例中，喷嘴组件40和推进系统42是轴对称组件。在其他实施例中，喷嘴组件40和推进系统42可以具有非轴对称配置，而不是具有轴对称配置。此外，应当理解，本公开的教导不以任何方式限制与具有图2中所示的配置的推进系统一起使用。相反，图2中所示的配置仅是示例性的，并且为了易于图示而被选择。

如图2中所示，喷嘴组件40包括喷嘴主体50。在所示的实施例中，喷嘴主体50具有在向后方向上渐缩的截锥形配置。在其他实施例中，喷嘴主体50可以具有在向后方向上扩张的截锥形配置。在其他实施例中，喷嘴主体50可以具有圆筒形(cylindrical)配置，其在向后方向上既不渐缩也不扩张，而是具有恒定的横截面尺寸和/或配置。在又一实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，喷嘴主体50可以具有任何其他合适的配置。喷嘴主体50具有限定路径53的内壁51。路径53接收并引导由发动机排出且由发动机定向到喷嘴主体50中的射流。

在所示的实施例中，喷嘴组件40还包括中心主体52。在所示的实施例中，中心主体52具有菱形配置。在其他实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，喷嘴组件40可以具有任何其他合适的配置。在又一实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，喷嘴组件40可以完全省略中心主体52。中心主体52的后部包括喷嘴塞，喷嘴塞被配置为在射流离开喷嘴组件40时控制射流的膨胀。为了避免混淆，如本文所使用的，术语“射流”是指由推进系统的发动机产生的高能量质量流，其从它穿过发动机排气的出口平面的点开始，持续直到它到达喷嘴的出口平面为止。术语“羽流”或“排气羽流”是指经过喷嘴的出口平面并与自由流相互作用后的高能量质量流。在所示的实施例中，中心主体52经由支柱54安装到喷嘴主体50。在其他实施例中，可以采用有效地将中心主体50支撑在路径53内的任何其他合适的安装机构。在所示的实施例中，支柱54的上部和下部穿过内壁51突出。在其他实施例中，支柱54的上部和下部可以在内壁51中限定的通道内安装。在又一实施例中，支柱54的上部和下部可以与内壁51或与喷嘴组件40的允许滑动或平移布置的任何其他部分接合，以允许中心主体52移动，如下面详细讨论的。

喷嘴喉部58形成在内壁51和中心主体52之间的距离最小的位置处。换句话说，喷嘴喉部58是路径53的其中路径53的横截面面积最小的部分。发动机设计者通常对喷嘴喉部的位置和尺寸进行设计，以使流过喉部的射流阻塞(即，达到局部声速)。喷嘴喉部的位置和尺寸基于预期的流动压力以及其他因素。喷嘴喉部在本领域中称为A8站。

在所示的实施例中，中心主体52被配置为在如双头箭头56指示的纵向方向上平移。在实施例中，支柱54可以被配置为在内壁51中限定的狭槽内滑动，以使中心主体52在向前位置(以实线示出)和后部位置(以虚线示出)之间移动。在所示的实施例中，中心主体52的纵向平移将对喷嘴喉部58的尺寸具有影响。在所示的实施例中，随着中心主体52朝着向前位置移动，喷嘴喉部58将扩张，并且随着中心主体52朝着后部位置移动，喷嘴喉部58将收缩。改变喷嘴喉部58的大小提供了一种手段来控制分别穿过路径53和离开喷嘴组件40的射流和排气羽流的压力和推力。

应当理解，以上公开的可变喷嘴喉部的实施例本质上是示例性的，而且并不旨在将本文公开的发明的应用限制于具有所示配置的可变喷嘴喉部。相反，本文公开的发明兼容于与有效改变喷嘴喉部尺寸的任何合适的机构一起使用。此外，并不旨在将本文公开的发明的应用限制于具有可变喷嘴喉部的喷嘴组件。相反，本文公开的发明兼容于与具有需要致动的其他移动部分的喷嘴组件一起使用，而不管喷嘴喉部是否可以改变。

喷嘴组件40还包括罩59。罩59是覆盖并包围喷嘴主体50的外皮。罩59与经过喷嘴组件40的自由空气流相互作用，并且具有被设计为减小和/或最小化作用在喷嘴组件40上的诱导阻力的光滑的空气动力学形状。如图所示，在罩59的内表面和喷嘴主体50的外表面之间设置有间隙61。

喷嘴组件40还包括可扩张出口平面，其包括被配置为绕铰链63枢转的可枢转翼片62。如图2中所示，可枢转翼片62与形成喷嘴主体50的壁对准，以形成具有第一尺寸的出口平面。当可枢转翼片62绕铰链63在向外方向上(即，远离中心主体52)枢转时，喷嘴组件40的出口平面扩张。相反，当可枢转翼片62在向内方向上(即，朝向中心主体52)旋转时，出口平面收缩。可能有必要扩张或收缩出口平面，以分别容纳膨胀不足的排气羽流或膨胀过度的排气羽流。

应当理解，本文公开的可扩张出口平面的实施例本质上是示例性的，而且并不旨在将本文公开的发明的应用限制于具有所示配置的可变出口平面。相反，本文公开的发明兼容于与有效改变出口平面的尺寸的任何合适的机构一起使用。此外，应当理解，并不旨在将本文公开的发明的应用限制于具有可变出口平面的喷嘴组件。相反，本文公开的发明兼容于与具有静态出口平面的喷嘴组件一起使用。

喷嘴组件40还包括联动装置55。在非限制性实施例中，联动装置55可以包括由金属材料制成并配置为传递力的圆筒形杆。在其他实施例中，联动装置55可以由任何其他合适的材料制成，并且可以具有有效地传递力的任何其他合适的配置。在图2中，联动装置55设置在间隙61内，并且配置为在双头箭头57指示的方向上前后纵向移动。联动装置55在其后端处与支柱54耦合。随着联动装置55通过间隙61前后纵向移动，力通过联动装置55传递到支柱54。这进而使中心主体52也以相应的方式前后纵向移动。

推进系统42包括喷嘴组件40和发动机60。在所示的实施例中，发动机60包括被配置为产生射流(即，高压高能量质量流)的燃气涡轮发动机。在其他实施例中，发动机60可以包括被配置为产生能够推动或贡献于交通工具(诸如但不限于飞机20)的推进的射流的任何发动机。在一些实施例中，发动机60可以具有发动机旁路或导致发动机产生多个流的某个其他特征(或附加特征)。为了简洁起见，当在本文中使用定义的术语“射流”时，应将其解释为包括由发动机60排放和/或以其他方式排出并且被定向到喷嘴组件40中的所有流的组合。喷嘴主体50与发动机60的后部流体地耦合。以该方式耦合，喷嘴主体50被布置和定位成接收由发动机60排出的射流。一旦喷嘴主体50接收到射流，射流就沿着路径53通过喷嘴主体50向下游前进。

推进系统42可以包括附加部件。例如，推进系统42可以包括压缩表面，以减缓接近的超音速自由空气流。推进系统42还可以包括将自由空气流引导到发动机60的正面的入口。推进系统42还可以包括短舱以为发动机60和喷嘴组件40的一部分提供空气动力学外壳，以减小阻力并使冲击的生成最小化，该冲击否则会在自由空气流经过推进系统42时生成。推进系统42还可以包括设置在喷嘴组件40内的加力燃烧室，以重新加热射流，从而为其增加能量并增强射流能够赋予的推力。在不脱离本公开的教导的情况下，推进系统42也可以包括各种其他部件和特征。为了简化起见，这些各种部件和特征已从图中省略。

如图2中所示，联动装置55的前端经由致动器臂72与致动器70耦合。在所示的实施例中，致动器70被配置为以下列方式移动致动器臂72：在纵向方向上向联动装置55施加力，进而导致联动装置55的由双头箭头57指示的纵向移动。致动器70可以包括线性致动器、旋转致动器、通过停用(deactivation)而致动的机械锁、或有效地向联动装置55施加导致由双头箭头57指示的纵向移动的力的任何其他类型的致动器。

致动器70安装到飞机部件74。飞机部件74可以包括飞机20的与喷嘴组件40间隔开的任何零件、部分或部件。例如且没有限制性的，飞机部件74可以包括机翼24的一部分或机身22的一部分。在其他实施例中，飞机部件74可以包括吊架30或吊架32。在又一实施例中，飞机部件74可以包括飞机20的除了推进系统42之外的任何零件、部分或部件。

如以上在背景技术部分中所讨论的，在常规喷嘴组件中，致动器70将安装到喷嘴主体50的外表面。这要求间隙61被给予大到足以容纳致动器70的尺寸。在其中致动器70的所有尺寸(例如，长度和宽度和高度)超过联动装置55的厚度的实施例中，则通过将致动器70设置在与喷嘴组件40间隔开的位置处，间隙61的尺寸与常规喷嘴组件上的间隙尺寸相比可以是减小的。在所示的实施例中，为了易于图示，将间隙61描绘为比联动装置55的厚度大很多倍。然而，应当理解，间隙61仅需要宽到足以容纳联动装置55的最小尺寸，以允许联动装置55移动(例如，前后纵向平移、或旋转、或枢转或其任何组合)。因此，与将致动器安置在罩和喷嘴主体之间的间隙中的常规喷嘴组件的外部径向外围相比，可以获得喷嘴组件40的大大减小的外部径向外围。这是在使用术语“缩小包裹”时在本文中的含义。可替代地，与将致动器安置在罩和喷嘴主体之间的间隙中的常规喷嘴组件的外部径向外围相比，该技术还允许在不增加喷嘴组件40的外部径向外围的情况下增加喷嘴组件40的内部径向外围(即，路径53的外部径向外围)。

在继续参考图1至图2的情况下，图3示出了喷嘴组件40'和推进系统42'，它们分别是喷嘴组件40和推进系统42的替代实施例。在喷嘴组件40'和推进系统42'中，联动装置55未被配置为使中心主体52移动，而是联动装置55与铰链63耦合并且配置为控制可枢转翼片62的移动，从而控制可扩张出口平面66的扩张和收缩。在所示的实施例中，可扩张出口平面66是由发动机60生成的射流离开喷嘴主体50、开始与周围环境相互作用并变成(如以上解释和定义的)排气羽流的位置。可扩张出口平面66被本领域普通技术人员称为A9站。

当致动器70在向后方向上纵向移动联动装置55时，联动装置55使可枢转翼片62在向内方向上枢转，从而减小可扩张出口平面的横截面面积。如上所述，本公开不仅考虑平移，而且将其他类型的运动赋予联动装置55，包括但不限于旋转运动、枢转运动、任何其他类型的运动和/或其组合。随着致动器70在纵向向前方向上移动联动装置55，可枢转翼片62在向外方向上旋转，从而扩张可扩张出口平面的横截面面积。与喷嘴组件40的情况一样，在喷嘴组件40'中，致动器70与喷嘴组件40'间隔开。这允许减小间隙61的大小，进而提供以上讨论的优点，包括但不限于允许喷嘴组件40'具有比将致动器安置在间隙61内的常规喷嘴组件小的径向外围。

在继续参考图1至图3的情况下，图4示出了喷嘴组件40”和推进系统42”，它们分别是喷嘴组件40和推进系统42的另外的替代实施例。在喷嘴组件40”和推进系统42”中，联动装置55与平移铰链80耦合，并且配置为控制推力反向器门82的展开。推力反向器门82被并入罩59中，并且被设置为当推力反向器门82处于收起位置时与罩59基本共面。联动装置55被配置为在双头箭头84指示的方向上前后纵向移动。随着致动器70在纵向后方向上移动联动装置55，联动装置55向平移铰链80施加力，使其也在向后方向上移动。这使推力反向器门82也在向后方向上移动。

当平移铰链80到达其行程的末端时，它停止纵向向后移动。在平移铰链80已经到达其纵向行程的极限之后，随着联动装置55继续在纵向向后方向上向平移铰链80施加力，推力反向器门82将绕平移铰链80旋转。随着其旋转，推力反向器门82将从与喷嘴主体50的壁基本共面的位置枢转到相对于喷嘴主体50的壁基本歪斜的展开位置(以虚线示出)。在展开位置，推力反向器门82的后部被设置为在排气羽流经过喷嘴组件40”的出口平面时拦截排气羽流。当设置在该位置时，推力反向器门82拦截并重新定向离开喷嘴组件40”的排气羽流的一部分。这使流的重新定向部分在大体向前方向上施加推力，其与飞机20的行进方向相反。这种向前定向的推力有效地充当制动器，使飞机20减速。与喷嘴组件40和喷嘴组件40'一样，在喷嘴组件40”中，致动器70与喷嘴组件40”间隔开。这允许减小间隙61的大小，进而提供以上讨论的优点，包括但不限于允许喷嘴组件40”具有比将致动器安置在间隙61内的常规喷嘴组件小的径向外围。

关于图2至图4，以上示例性讨论针对具有单个可移动部件的喷嘴组件和经由单个联动装置与其连接的单个致动器。应当理解，本公开还设想喷嘴组件，其具有多个可移动部件和安装到飞机上除了喷嘴组件之外的位置的对应的多个致动器，并且还具有将这样的多个可移动部件耦合到相应的多个致动器的多个联动装置。例如且没有限制性的，喷嘴组件可以具有推力反向器和可变出口平面(可变A9)、或推力反向器和平移中心主体(可变A8)、或推力反向器和平移中心主体和可变出口平面。本文公开的教导适用于具有和不具有中心主体的喷嘴组件。在又一实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，可以采用附加的和/或替代的可移动部件。在又一实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，两个或更多个可移动部件可以由单个致动器和/或单个联动装置来致动。

在继续参考图1至图4的情况下，图5是示出了包括各种部件的非限制性布置100的透视片段图，所述各种部件兼容于与喷嘴组件40、40'和40”以及根据本文公开的教导制造的其他喷嘴组件一起使用。应当理解，布置100本质上仅是示例性的，并且在不脱离本公开的教导的情况下，具有不同部件和/或不同配置的其他布置也可以与具有可移动部件的喷嘴组件(诸如但不限于喷嘴组件40、40'和40”)一起使用。

布置100包括致动器102。致动器102可以包括线性致动器、旋转致动器或适合于在联动装置上施加力或力矩或两者的任何其他类型的致动器。为了简化图示，已经将致动器102示出为具有长度L、高度H和宽度W的矩形框。在其他实施例中，致动器102可以具有任何其他合适的配置(例如，伺服电动机)。在所示的实施例中，致动器102的最小尺寸是其宽度W。因此，致动器102的宽度W小于其高度H或其长度L。在其他实施例中，长度或高度可以构成最小尺寸。如本文所使用的，术语“最小尺寸”是指诸如致动器102之类的致动器具有最小大小的任何尺寸。

致动器102与联动装置104耦合。在所示的实施例中，联动装置104包括具有圆形横截面的细长实心钢杆。应当理解，联动装置104可以替代地由钛、镍基超级合金或适合于承受载荷的任何其他材料构成。还应当理解，联动装置104不限于具有圆形横截面，并且在其他实施例中，联动装置104可以具有圆筒形配置(即，其可以具有空心)、正方形配置、矩形配置或三角形配置、或者适合于沿联动装置104的纵向轴线传递力或适合于传递旋转力(例如，力矩或扭矩)的任何其他配置。在所示的实施例中，致动器102被配置为向联动装置104递送力，该力产生联动装置104在双头箭头106指示的纵向方向上的前后移动。

在致动器102的下游示出了罩110的一部分和喷嘴主体112的一部分。间隙114设置在罩110和喷嘴主体112之间。在图5中没有示出喷嘴组件的、或推进系统的、或飞机的其他部件，并且应当理解，布置100是致动器以及如上讨论和描述的飞机的推进系统的喷嘴组件的一些其他部件的简化表示。还应当理解，致动器102被安装到飞机的除了推进系统的喷嘴组件之外的一部分。还应当理解，在一些实施例中，致动器102被安装到飞机的除了推进系统之外的一部分。

还应当理解，为了简化和易于图示，图5示出了联动装置104和致动器102之间的直接耦合。在实际应用中，可能存在耦合到联动装置104的接头和耦合到该接头的附加联动装置。在这样的应用中，将是附加联动装置而不是联动装置104会被耦合到致动器102。

如图5中所示，联动装置104的一部分延伸通过间隙114。将间隙114的尺寸定为大到足以容纳联动装置104的存在和移动，但是小于致动器102的最小尺寸(在当前情况下，小于致动器102的宽度W)。因此，致动器102不适应间隙114，因而不能安装在罩110和喷嘴主体112之间。相反，间隙114恰好大到足以容纳联动装置104。通过将间隙114的大小缩小到恰好大到足以容纳联动装置104，与罩110和喷嘴主体112相关联的整个喷嘴组件可以被给予比如果将间隙114的尺寸定为大到足以容纳致动器102而可能会有的径向外围小的径向外围。

可替代地，射流的路径(诸如路径53)可以被给予比如果将间隙114的尺寸定为大到足以容纳致动器102而可能会有的外围大的外围。另外，当间隙114减小到恰好大到足以允许联动装置104穿过时，整个喷嘴组件可以被给予更小的径向外围，并且射流的路径可以被给予更大的径向外围。

在继续参考图1至图5的情况下，图6是示出用于组装飞机的推进系统的方法120的非限制性实施例的框图。方法120可以用于组装以上讨论的推进系统42、42'和42”。另外，方法120可以用于组装根据本文公开的教导制造的任何其他推进系统。

在步骤122，获得发动机和排气喷嘴组件。发动机被配置为产生射流。在一些实施例中，发动机可以包括燃气涡轮发动机。排气喷嘴组件包括被配置为接收射流的喷嘴主体。排气喷嘴组件还包括至少部分地覆盖喷嘴主体的外罩(outer cover)。排气喷嘴组件还包括可移动部件，该可移动部件被配置为当向可移动部件施加力时相对于喷嘴主体在第一位置和第二位置之间移动。可移动部件被设置和配置为当可移动部件在第一位置和第二位置之间移动时，对射流、或对由推进系统产生的排气羽流、或对这两者具有影响。喷嘴组件还包括联动装置，该联动装置耦合到可移动部件并适于耦合到致动器。致动器被配置为生成力。当联动装置与致动器耦合时并且当致动器被致动时，联动装置被配置为将力传递到可移动部件。

在步骤124，将喷嘴主体组件的喷嘴主体流体地耦合到发动机。用于实现喷嘴主体与发动机的下游端的流体耦合的方法和机构在本领域中是众所周知的，并且为了简洁起见，这里将不进行描述。

关于喷嘴组件，由外罩的内表面和喷嘴主体的外表面之间的空间限定间隙。在一些实施例中，联动装置的横截面尺寸可以小于致动器的最小尺寸。此外，在一些实施例中，间隙的尺寸可以小于致动器的最小尺寸并大于联动装置的横截面尺寸。这允许联动装置至少部分地设置在间隙内，同时排除了致动器在间隙内的安装。排气喷嘴组件中没有(freeof)致动器。

在继续参考图1至图6的情况下，图7示出了喷嘴组件40”'和推进系统42”'，它们分别是喷嘴组件40和推进系统42的另外的替代实施例。在喷嘴组件40”'和推进系统42”'中，联动装置55再次与平移铰链80耦合，并且被配置为控制推力反向器门82的展开。在这方面，喷嘴组件40”'和推进系统42”'分别类似于喷嘴组件40”和推进系统42”。两个推进系统之间以及两个喷嘴组件之间的差异在于，在喷嘴组件40”和推进系统42”的情况下，致动器70与喷嘴组件40”间隔开。然而，在图7中所示的实施例中，致动器70被直接安装到喷嘴主体50。具体地，致动器70被安装为贴近喷嘴主体50上的安装位置130。安装位置130是安装结构132将喷嘴组件40”'附接到飞机部件74的位置。安装结构132可以包括有效地用于将推进系统安装到飞机部件(诸如机身或机翼或其他承重结构)的任何合适的承重结构。

围绕安装结构132和致动器70的是整流罩134。整流罩134被配置为在安装结构132和致动器70周围提供空气动力学外壳，以减小飞机20在飞行中的阻力。与上述较早描述的实施例相比，这种安装布置允许致动器70被安装得更靠近可移动部件，同时仍允许罩按照联动装置55所允许的被放置为靠近喷嘴主体50，从而减小喷嘴组件40”'的整个周向外围。

尽管在本公开的前述详细描述中已经提出了至少一个示例性实施例，但是应当理解，存在大量的变型。还应当理解，示例性实施例或多个示例性实施例仅是示例，并且不旨在以任何方式限制本发明的范围、适用性或配置。相反，前述详细描述将为本领域技术人员提供用于实现本发明的示例性实施例的便利路线图。应当理解，在不脱离如所附权利要求书中阐述的本公开的范围的情况下，可以在示例性实施例中描述的元件的功能和布置上进行各种改变。