具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1至图5所示，根据本发明的具体实施例提供了一种研究环境因素对流量测量影响的试验装置，研究环境因素对流量测量影响的试验装置包括燃料供应单元10、动力单元20、压力测量单元30、涡轮流量计40、现场校准组件50。其中燃料供应单元10用于储存燃料。动力单元20与燃料供应单元10连接，动力单元20用于为燃料输送提供不同压力状态下的动力。压力测量单元30与动力单元20连接，压力测量单元30用于测量管线内燃料的压力。涡轮流量计40与压力测量单元30连接，涡轮流量计40用于提供管线流量测量值。现场校准组件50，现场校准组件50两端分别与涡轮流量计40、燃料供应单元10连接，现场校准组件50用于提供管线流量标准值，现场校准组件50包括电动调节阀51，电动调节阀51用于调节管线内燃料流量的大小。其中，试验装置通过调节动力单元20和电动调节阀51在保证管线内的燃料流量不变的前提下改变燃料压力，对比涡轮流量计40和现场校准组件50的测量值以获取不同压力值对涡轮流量计40的流量测量值的影响。

应用此种配置方式，研究环境因素对流量测量影响的试验装置过调节动力单元20和电动调节阀51在保证管线内的燃料流量不变的前提下改变燃料压力，通过压力测量单元30测量管线内的压力，对比涡轮流量计40和现场校准组件50的测量值以获取不同压力值对涡轮流量计40的流量测量值的影响。电动调节阀51可调节管线中流量的大小，为现场校准组件50提供背压。该试验装置能够针对环境因素对航天发动机试车台流量测量系统的影响展开模拟试验，得到压力对航天发动机试车台流量测量系统的影响规律，为航天发动机试车台试验分析及航天发动机试车台设计提供技术保障。

作为本发明的一个具体实施例，可采用油箱作为燃料供应单元，可采用变频泵作为动力单元，可采用压力传感器为压力测量单元。研究压力对流量测量影响时，打开变频泵提供动力将油箱中的燃料供应到试验管线，调节电动调节阀51到选定的的流量测量点，读取压力传感器示数以获得第一压力值，记录涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差异，完成一次试验数据的记录。调节变频泵，改变供油压力以改变管道内的燃油压力，调节电动调节阀51使得此时管线内的流量值位于选定的流量测量点，读取压力传感器示数以获得第二压力值，记录涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差异，完成第二次试验数据的记录。重复上述步骤进行多次测量，根据不同压力下对应的涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差值，得到压力对航天发动机试车台流量测量系统的影响规律。

进一步地，为了使得现场校准组件50能够提供更加准确的流量测量值并实现研究高压情况下压力对航天发动机试车台流量测量系统的影响规律的研究，现场校准组件50包括被动式体积管52、减压单元53，被动式体积管52两端分别与涡轮流量计40、燃料供应单元10连接，被动式体积管52用于提供管线流量标准值。减压单元53设置在涡轮流量计40、电动调节阀51之间，减压单元53用于降低管线内的燃料压力。

应用此种配置方式，通过设置被动式体积管52提高了现场校准组件50流量测量的准确度，被动式体积管52对流量测量精度更高，且在存在压力的环境条件下测量性能更稳定，有效地降低了压力对航天发动机试车台流量测量的影响。在此种方式下，电动调节阀51通过调节现场管线中的流量的大小，为现场校准组件50提供背压，有利于被动式体积管52活塞的流畅运动，防止产生气穴现象。通过设置减压单元53有效地降低或消除压力对现场校准组件50流量测量的影响，压力的降低有利于保护被动式体积管52，以实现在高压状态下研究压力对航天发动机试车台流量测量系统的影响规律。

作为本发明的一个具体实施例，可采用减压阀为减压单元，研究压力对流量测量影响时，打开变频泵提供动力将油箱中的燃料供应到试验管线，调节电动调节阀51到选定的的流量测量点，读取压力传感器示数以获得第一压力值，记录涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差异，完成一次试验数据的记录。调节变频泵，改变供油压力以改变管道内的燃油压力，使得管线内的燃料压力高于3MPa，调节电动调节阀51使得此时管线内的流量值位于选定的流量测量点，读取压力传感器示数以获得第二压力值，记录涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差异，完成第二次试验数据的记录。重复上述步骤进行多次测量，根据不同压力下对应的涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差值，得到压力对航天发动机试车台流量测量系统的影响规律。

进一步地，为了实现对航天发动机试车台现场管线内质量流量的准确预估，现场校准组件50还包括质量流量计54、电动开关阀55。质量流量计54两端分别与减压单元53、被动式体积管52连接，质量流量计54用于提供管线的质量流量值。电动开关阀55设置在质量流量计54和减压单元53之间，电动开关阀55用于控制管线内燃料的开闭。

应用此种配置方式，通过质量流量计54可在正式流量测量前对管线内的流量进行准确预估，以便于选取特定的质量流量校准点对涡轮流量计40进行校准。通过电动开关阀55控制现场校准组件内管线的开闭。该种方式可以实现在正式测量前对管线内质量流量的准确预估，实现在特定流量条件下研究压力对涡轮流量计40测量的影响。

进一步地，如图3所示，为了研究振动对涡轮流量计流量测量的影响，研究环境因素对流量测量影响的试验装置还包括振动台60，振动台60置于涡轮流量计40下端，用于模拟发动机试车台的振动环境，压力测量单元30、涡轮流量计40以及现场校准组件50中的减压单元53、电动开关阀55、质量流量计54、被动式体积管52、电动调节阀51均采用波纹软管连接。其中，在动力单元20输送稳定压力的动力状态下，试验装置通过对比振动条件下涡轮流量计40的测量值以及无振动条件下现场校准组件50的测量值以获取不同振动值对涡轮流量计40的流量测量值的影响。

应用此种配置方式，通过振动台60模拟发动机试车台试验时涡轮流量计处的振动图谱，通过对比振动条件下涡轮流量计40的测量值以及无振动条件下现场校准组件50的测量值以获取不同振动值对涡轮流量计40的流量测量值的影响。再者，通过波纹软管连接压力测量单元30、涡轮流量计40以及现场校准组件50中的减压单元53、电动开关阀55、质量流量计54、被动式体积管52、电动调节阀51可以降低振动对现场校准组件50测量的影响，使得现场校准组件50测量更精确。

作为本发明的一个具体实施例，研究振动对流量测量影响时，变频泵提供动力将油箱中的燃料供应到试验管线，通过调节变频泵以及电动调节阀51使得管线内的燃料稳定在所选定的压力及流量，开启振动台60使得振动台60以加速度1g(g＝9.8m/s²)振动，被动式体积管52开始工作，根据此时涡轮流量计40通过被动式体积管52标准体积以及燃料经过被动式体积管52标准体积的所需的时间计算得到管线内燃料的标准流量值。记录此时涡轮流量计40与被动式体积管52流量测量值之间的差值。改变振动台60参数使其分别以加速度2g、3g、4g、5g振动，分别记录此时涡轮流量计40与被动式体积管52流量测量值之间的差值。根据不同振动条件下对应的涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差值，得到振动对航天发动机试车台流量测量系统的影响规律。

在此种方式下，被动式体积管52对流量测量精度更高，且在存在振动的环境条件下测量性能更稳定，有效地降低了振动对航天发动机试车台流量测量的影响。

进一步地，为了对管线内的燃料温度进行监测并对管线内燃料中的固体杂质进行过滤，研究环境因素对流量测量影响的试验装置还包括温度测量单元70、过滤单元80。温度测量单元70设置在压力测量单元30与涡轮流量计40之间，温度测量单元70用于测量管线内燃料的温度值。过滤单元80设置在燃料供应单元10和动力单元20之间，过滤单元80用于滤除管线燃料内的固体杂质。

应用此种配置方式，通过温度测量单元70对管线内的燃料温度进行测量对管线内的燃料温度进行监测，避免因温度过高出现安全隐患。通过过滤单元80去除管线燃料中的颗粒物等杂质，避免燃料供应单元10中的固体杂质进入试验管线造成管线堵塞。作为本发明的一个具体实施例，可采用温度传感器作为温度测量单元70、可采用过滤器作为过滤单元80。温度传感器能感受管线内的燃料温度并转换成可用的输出信号显示，过滤器能够阻挡管线中的固体杂质。

进一步地，为了研究压力和振动耦合影响下对涡轮流量计40的影响，研究环境因素对流量测量影响的试验装置包括燃料供应单元10、动力单元20、压力测量单元30、涡轮流量计40、现场校准组件50和振动台60。振动台60置于涡轮流量计40下端，用于模拟发动机试车台的振动环境，压力测量单元30、涡轮流量计40以及现场校准组件50中的减压单元53、电动开关阀55、质量流量计54、被动式体积管52、电动调节阀51均采用波纹软管连接。其中，在动力单元20输送不同压力的动力状态下，试验装置通过对比不同振动条件下涡轮流量计40的测量值以及无振动条件下现场校准组件50的测量值以获取不同压力及振动值对涡轮流量计40的流量测量值的影响。

应用此种配置方式，通过动力单元20和振动台60的共同作用，同时改变管线内燃料的压力和振动值，可以研究压力和振动共同作用对涡轮流量计40流量测量的影响。在此种方式下，被动式体积管52对流量测量精度更高，且在同时存在压力和振动的环境条件下测量性能更稳定，有效地降低了压力和振动对航天发动机试车台流量测量的影响。

作为本发明的一个具体实施例，变频泵提供动力将油箱中的燃料供应到试验管线，通过调节变频泵以及电动调节阀51使得管线内的燃料稳定在第一压力及所选定的流量，保持变频泵输出的动力值以及电动调节阀51的开度不变，开启振动台60，振动台60以加速度1g振动，被动式体积管52开始工作，根据此时涡轮流量计通过被动式体积管52标准体积以及燃料经过被动式体积管52标准体积的所需的时间计算得到管线内燃料的标准流量值。记录此时涡轮流量计40与被动式体积管52流量测量值之间的差值。改变振动台60参数使其分别以加速度2g、3g、4g、5g振动，分别记录此时涡轮流量计40与被动式体积管52流量测量值之间的差值。根据不同振动条件下对应的涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差值，得到燃料压力为第一压力时，振动对航天发动机试车台涡轮流量计40流量测量系统的影响规律。调节变频泵，改变供油压力以改变管道内的燃油压力，调节电动调节阀51使得此时管线内的流量值仍然位于所选定的流量，读取压力传感器示数以获得第二压力值，改变振动台60参数使其分别以加速度2g、3g、4g、5g振动，分别记录涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差异，完成第二次试验数据的记录。重复上述步骤进行多次测量，根据不同压力和振动值下对应的涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差值，得到压力和振动的耦合条件下对航天发动机试车台涡轮流量计40流量测量值的影响规律。

根据本发明的另一方面，如图4至图5所示，提供了一种研究环境因素中的气泡对流量测量影响的试验装置，该试验装置包括燃料供应单元10、高压气体储存箱90、涡轮流量计40、现场校准组件50、燃料回收单元100。其中，燃料供应单元10用于储存燃料。高压气体储存箱90与燃料供应单元10连接，高压气体储存箱90用于储存高压气体。涡轮流量计40与燃料供应单元10连接，涡轮流量计40用于提供管线流量测量值。现场校准组件50与涡轮流量计40连接，现场校准组件50用于提供管线流量标准值。燃料回收单元100通过第一开关110与现场校准组件50连接，燃料回收单元100用于回收试验燃料，燃料回收单元100通过第二开关120与涡轮流量计40连接，第二开关120与现场校准组件50、第一开关110并联设置。其中，试验装置具有两种测量状态，在第一测量状态下，第一开关110闭合，第二开关120打开，燃料回收单元100在第一设定时间内回收试验燃料，试验燃料静置第二设定时间，试验装置根据试验燃料在第一设定时间后的第一体积以及第二设定时间后的第二体积的差值以获取单位时间内的气泡含量。在第二测量状态下，第一开关110打开，第二开关120闭合，试验装置根据单位时间内的气泡含量并对比涡轮流量计40和现场校准组件50的测量值以获取气泡对涡轮流量计40的流量测量值的影响。

应用此种配置方式，通过燃料回收单元100静置设定时间后体积的变化情况得到管线内气泡的含量，通过涡轮流量计40和现场校准组件50的测量值以获取气泡对涡轮流量计40的流量测量值的影响。此种方式能够有效获取环境因素中气泡给航天发动机试车台流量测量系统的影响规律或量值，进而提高发动机试车台试验精度。

作为本发明的一个具体实施例，可采用油箱作为燃料供应单元10，可采用高压气瓶作为高压气体储存箱90，可采用标准金属量器作为燃料回收单元100。高压气瓶为油箱提供稳压的压缩气体以模拟发动机试车台附带气泡的燃油状态。关闭第一开关110，打开第二开关120，燃油通过第二开关120流入标准金属量器，标准金属量器在第一设定时间内回收试验燃料，试验燃料静置第二设定时间，试验装置根据试验燃料在第一设定时间后的第一体积以及第二设定时间后的第二体积的差值以获取单位时间内的气泡含量。打开第一开关110，关闭第二开关120，试验装置根据单位时间内的气泡含量并对比涡轮流量计40和现场校准组件50的测量值以获取气泡对涡轮流量计40的流量测量值的影响。通过改变高压气瓶的压力改变油箱内燃油气泡的含量，进而改变管线内燃油的气泡含量，再次测量管线单位时间内的气泡含量并对比涡轮流量计40和现场校准组件50的测量值以获取不同气泡含量下，管线内气泡对涡轮流量计40的流量测量值的影响。

进一步地，为了实现对航天发动机试车台现场管线中流量大小的调节以及实现对气泡影响的修正，现场校准组件50还包括质量流量计54、电动开关阀55、电动调节阀51，质量流量计54两端分别与消气单元56、被动式体积管52连接，质量流量计54用于提供管线的质量流量值。电动开关阀55设置在质量流量计54和消气单元56之间，电动开关阀55用于控制管线内燃料的开闭。电动调节阀51设置在被动式体积管52与第一开关110之间，电动调节阀51用于调节管线内燃料流量的大小。

应用此种配置方式，通过质量流量计54可在正式流量测量前对管线内的流量进行预估，以便于选取特定的质量流量校准点对涡轮流量计40进行校准。再者，通过质量流量计54测量燃料的质量流量对被动式体积管52实测容积进行修正从而降低气泡的影响，通过电动开关阀55和电动调节阀51控制现场校准系统中流量的大小，为现场校准组件50提供背压，有助于被动式体积管52活塞的流畅运动，防止产生气穴现象，进一步降低了气泡对流量测量的影响，该种方式能够进一步修正气泡对管线内流量测量精度的影响，有效地提高现场校准组件50流量测量的准确度。

进一步地，现场校准组件50还包括减压单元53，减压单元53设置在涡轮流量计40、消气单元56之间，减压单元53用于降低管线内的燃油压力。

应用此种配置方式，通过设置减压单元53有效地降低或消除压力对现场校准组件50流量测量的影响，压力的降低有利于保护体积管51，以实现在高压状态下研究气泡对航天发动机试车台流量测量系统的影响规律。

为了对本发明有进一步地了解，下面结合图1至图5对本发明的研究环境因素对流量测量影响的试验装置进行详细说明。

如图1至图5所示，研究环境因素对流量测量影响的试验装置包括依次连接的燃料供应单元10、过滤单元80、动力单元20、压力测量单元30、温度测量单元70、涡轮流量计40、现场校准组件50，现场校准组件50包括依次相连的减压单元53、消气单元56、电动开关阀55、质量流量计54、被动式体积管52、电动调节阀51，振动台60置于涡轮流量计40下端。燃料供应单元10用于储存燃料，过滤单元80用于滤除管线燃料内的固体杂质，动力单元20用于为燃料输送提供不同压力状态下的动力，压力测量单元30用于测量管线内燃料的压力，温度测量单元70用于测量管线内燃料的温度值，涡轮流量计40用于提供管线流量测量值，减压单元53用于降低管线内的燃油压力，电动开关阀55用于控制管线内燃料的开闭，质量流量计54用于提供管线的质量流量值，被动式体积管52用于提供管线流量标准值，电动调节阀51用于调节管线内燃料流量的大小，振动台60用于模拟发动机试车台的振动环境。其中，压力测量单元30、温度测量单元70、涡轮流量计40以及现场校准组件50中的的减压单元53、消气单元56、电动开关阀55、质量流量计54、被动式体积管52、电动调节阀51依次采用波纹软管连接。可采用油箱作为燃料供应单元10，可采用过滤器作为过滤单元80，可采用变频泵作为动力单元20、可采用压力传感器作为压力测量单元30、可采用温度传感器作为温度测量单元70。此外，为了避免管线内燃料压力过大造成管线破裂引发安全隐患，可在燃料供应单元10与压力传感器之间设置安全阀，安全阀与变频泵并联设置。

研究压力对流量测量影响时，打开变频泵提供动力将油箱中的燃料供应到试验管线，调节电动调节阀51到选定的的流量测量点，读取压力传感器示数以获得第一压力值，记录涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差异，完成一次试验数据的记录。调节变频泵，改变供油压力以改变管道内的燃油压力，使得管线内的燃料压力高于3MPa，调节电动调节阀51使得此时管线内的流量值位于选定的流量测量点，读取压力传感器示数以获得第二压力值，记录涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差异，完成第二次试验数据的记录。重复上述步骤进行多次测量，根据不同压力下对应的涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差值，得到压力对航天发动机试车台流量测量系统的影响规律。

研究振动对流量测量影响时，变频泵提供动力将油箱中的燃料供应到试验管线，通过调节变频泵以及电动调节阀51使得管线内的燃料稳定在所选定的压力及流量，开启振动台60使得振动台60以加速度1g振动，被动式体积管52开始工作，根据此时涡轮流量计40通过被动式体积管52标准体积以及燃料经过被动式体积管52标准体积的所需的时间计算得到管线内燃料的标准流量值。记录此时涡轮流量计40与被动式体积管52流量测量值之间的差值。改变振动台60参数使其分别以加速度2g、3g、4g、5g振动，分别记录此时涡轮流量计40与被动式体积管52流量测量值之间的差值。根据不同振动条件下对应的涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差值，得到振动对航天发动机试车台流量测量系统的影响规律。

研究压力和振动耦合对涡轮流量计40流量测量的影响时，变频泵提供动力将油箱中的燃料供应到试验管线，通过调节变频泵以及电动调节阀51使得管线内的燃料稳定在第一压力及所选定的流量，保持变频泵输出的动力值以及电动调节阀51的开度不变，开启振动台60，振动台60以加速度1g振动，被动式体积管52开始工作，根据此时涡轮流量计通过被动式体积管52标准体积以及燃料经过被动式体积管52标准体积的所需的时间计算得到管线内燃料的标准流量值。记录此时涡轮流量计40与被动式体积管52流量测量值之间的差值。改变振动台60参数使其分别以加速度2g、3g、4g、5g振动，分别记录此时涡轮流量计40与被动式体积管52流量测量值之间的差值。根据不同振动条件下对应的涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差值，得到燃料压力为第一压力时，振动对航天发动机试车台涡轮流量计40流量测量系统的影响规律。调节变频泵，改变供油压力以改变管道内的燃油压力，调节电动调节阀51使得此时管线内的流量值仍然位于所选定的流量，读取压力传感器示数以获得第二压力值，改变振动台60参数使其分别以加速度2g、3g、4g、5g振动，分别记录涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差异，完成第二次试验数据的记录。重复上述步骤进行多次测量，根据不同压力和振动值下对应的涡轮流量计40与现场校准组件50流量测量值之间的差值，得到压力和振动的耦合条件下对航天发动机试车台涡轮流量计40流量测量值的影响规律。

下面对研究环境因素中的气泡对流量测量影响的试验装置进行详细说明，如图4至图5所示，研究环境因素中的气泡对流量测量影响的试验装置包括高压气体储存箱90、燃料供应单元10、过滤单元80、压力测量单元30、温度测量单元70、涡轮流量计40、现场校准组件50、第一开关110、第二开关120、燃料回收单元100，其中，现场校准组件50包括依次连接的减压单元53、消气单元56、电动开关阀55、质量流量计54、被动式体积管52、电动调节阀51。其中高压气体储存箱90、燃料供应单元10、过滤单元80、压力测量单元30、温度测量单元70、涡轮流量计40依次连接，燃料回收单元100通过第一开关110与现场校准组件50连接，燃料回收单元100用于回收试验燃料，燃料回收单元100通过第二开关120与涡轮流量计40连接，第二开关120与现场校准组件50、第一开关110并联设置。可采用油箱作为燃料供应单元10，可采用高压气瓶作为高压气体储存箱90，可采用标准金属量器作为燃料回收单元100，可采用压力传感器为压力测量单元30。

高压气瓶为油箱提供稳压的压缩气体以模拟发动机试车台附带气泡的燃油状态。通过调节变频泵以及电动调节阀51并观测压力传感器以及质量流量计54的示数，使得管线内的燃料稳定在所选定的压力及流量。关闭第一开关110，打开第二开关120，燃油通过第二开关120流入标准金属量器，标准金属量器在第一设定时间内回收试验燃料，试验燃料静置第二设定时间，试验装置根据试验燃料在第一设定时间后的第一体积以及第二设定时间后的第二体积的差值以获取单位时间内的气泡含量。打开第一开关110，关闭第二开关120，被动式体积管52工作对管线内的流量进行测量，并通过质量流量计54对被动式体积管52所测得的流量值进行进一步修正。试验装置试验装置根据单位时间内的气泡含量并对比涡轮流量计40和现场校准组件50的测量值以获取气泡对涡轮流量计40的流量测量值的影响。通过改变高压气瓶的压力改变油箱内燃油气泡的含量，进而改变管线内燃油的气泡含量，再次测量管线单位时间内的气泡含量并对比涡轮流量计40和现场校准组件50的流量测量值以获取不同气泡含量下，管线内燃料气泡含量对涡轮流量计40的流量测量值的影响。

综上所述，本发明的环境因素对流量测量影响的试验装置相对于现有技术而言，能够消除环境因素以及发动机试车台自身设计引起的对发动机试车台流量测量系统的准确性的影响，能够区分压力、振动、气泡等发动机试车台现场环境因素给航天发动机流量现场测量的影响规律和量值，对航天发动机试车台两种动力源系统(泵直打供油和压缩气体供油)进行模拟试验，为发动机试车台试验分析、航天发动机试车台设计提供技术保障。

在本发明的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。