飞机加油车

技术领域

本发明涉及飞机加油设备技术领域，特别涉及一种飞机加油车。

背景技术

飞机加油车是一种特种设备，一般担负着为飞机加油和从飞机中抽油的任务。在执行抽油任务时，不希望加油系统启动，以免造成事故。

相关技术中，无法在启动抽油系统时，自动控制加油阀关闭，只能先手动关闭加油阀，之后再进行抽油状态的切换，操作不便，效率较低。

发明内容

本发明旨在提供一种能够在抽油时自动关闭加油阀的飞机加油车。

本发明所提供的飞机加油车，包括：

罐组件，包括油罐和底阀，底阀设置于油罐上；

加油系统，包括加油阀和加油气路，加油阀与底阀连接，加油气路与加油阀及底阀的控制端连接；

抽油系统，包括抽油阀和抽油气路，抽油阀与底阀连接，抽油气路与抽油阀和底阀的控制端连接；和

联锁阀，设置于加油气路上，且控制端与抽油气路连通，以在抽油气路中气体的作用下，控制加油气路断开。

在一些实施例中，抽油气路上设有抽油电磁阀和第一气控阀，抽油电磁阀分通过第一气控阀与底阀的控制端连接，第一气控阀的控制端与位于油罐顶部的高液位阀连接，联锁阀的控制端与第一气控阀和底阀控制端之间的气路连接。

在一些实施例中，第二支路上设有第一梭阀，第一梭阀的两个入口分别连接第一气控阀和位于油罐底部的低液位阀，第一梭阀的出口与底阀和加油阀的控制端连接，联锁阀的控制端与第一气控阀和第一梭阀之间的气路连接。

在一些实施例中，飞机加油车还包括：

装油系统，包括装油阀和装油气路，装油阀设置于油罐上，装油气路通过位于油罐顶部的高液位阀与装油阀的控制端连接；和

预检装置，包括检测阀和测压件，检测阀连接高液位阀的控制端与检测气路，并控制高液位阀的控制端与检测气路是否连通，以控制是否向高液位阀的控制端通入检测气体，测压件检测装油阀的控制端气压是否为0，预检装置根据测压件在检测阀控制向高液位阀的控制端中通入检测气体时的检测结果，确定高液位阀是否异常。

在一些实施例中，油罐顶部设有两个高液位阀，两个高液位阀彼此串联，且预检装置包括两个检测阀，两个检测阀并联地与检测气路连接，并与两个高液位阀的控制端一一对应地连接。

在一些实施例中，测压件设置于高液位阀与装油阀控制端之间的气路上。

在一些实施例中，装油系统还包括第二气控阀，第二气控阀连接高液位阀和装油阀的控制端，且第二气控阀的控制端与抽油气路连接，以在抽油气路中气体的作用下，控制高液位阀和装油阀的控制端之间断开，测压件设置于第二气控阀与高液位阀之间的气路上。

在一些实施例中，测压件包括压力开关。

在一些实施例中，飞机加油车还包括报警器，报警器在预检装置判断高液位阀异常时，报警。

在一些实施例中，报警器包括报警灯。

基于所设置的联锁阀，飞机加油车能够在启动抽油系统时，自动控制加油阀关闭，方便高效。

通过以下参照附图对本发明的示例性实施例进行详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例中飞机加油车的部分气路示意图。

图2为一些实施例中预检装置的控制原理示意图。

图3为另一些实施例中预检装置的控制原理示意图。

附图标记说明：

1、罐组件；11、油罐；12、底阀；13、高液位阀；14、低液位阀；

2、加油系统；21、加油阀；22、加油气路；23、加油电磁阀；24、联锁阀；

3、预检装置；31、检测阀；32、测压件；33、控制器；34、报警器；35、压力开关；36、报警灯；37、检测气路；38、减压阀；39、压力表。

4、抽油系统；41、抽油阀；41a、第一抽油阀；41b、第二抽油阀；42、抽油气路；421、第一支路；422、第二支路；43、抽油电磁阀；44、第一气控阀；45、第一梭阀；

5、装油系统；51、装油阀；52、装油气路；53、装油电磁阀；54、第二气控阀；55、第二梭阀；

6、气源。

具体实施方式

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开展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。

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，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。

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。

在本发明的描述中，需要理解的是，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。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

飞机加油车是机场维持正常运行的重要地面特种车辆。

参见图1，一些实施例中，飞机加油车包括罐组件1、加油系统2、抽油系统4和装油系统5。

罐组件1包括油罐11和底阀12。油罐11用于存储燃油。底阀12设置于油罐11上，用于与加油系统2和抽油系统4配合，实现加油功能和抽油功能。具体地，底阀12设置于油罐11的底部。

并且，油罐11的顶部和底部还分别设有高液位阀13和低液位阀14，分别用于对油罐11内的高液位和低液位进行检测，并根据液位变化进行换向，实现自动控制。其中，低液位阀14的浮球位于油罐11中，并位于与预设下限值相应的高度位置。低液位阀14在液位低于预设下限值时打开，并在液位高于预设下限值时关闭。高液位阀13的浮球位于油罐11中，并位于与预设上限值相应的高度位置。高液位阀13在液位低于预设上限值时打开，并在液位高于预设上限值时关闭。

加油系统2用于与底阀12配合，实现加油功能，即，实现将油罐11中的燃油加注至飞机中的功能。加油系统2包括加油阀21和加油气路22。加油阀21与底阀12通过油管连接，且加油阀21与卷盘加油阀(图中未示出)和平台加油阀(图中未示出)通过油管连接，使得在加油时，油罐11中的燃油能够在油泵作用下经由底阀12流至加油阀21，并从加油阀21流至卷盘加油阀和平台加油阀，最终进入飞机油箱中，实现加油功能。加油气路22与加油阀21和底阀12的控制端均连接，以控制加油阀21和底阀12的开闭。

参见图1，一些实施例中，加油气路22上设有加油电磁阀23。加油电磁阀23与气源6连接，以控制加油气路22与气源6是否连通。当加油开关(图中未示出)被打开时，加油电磁阀23打开，控制加油气路22与气源6连通，使得压缩空气进入加油气路22中。

并且，如图1所示，一些实施例中，加油电磁阀23通过低液位阀14与加油阀21的控制端和底阀12的控制端连接，使得在液位低于预设下限值时，低液位阀14能够控制加油气路22中的气体向加油阀21的控制端和底阀12的控制端流动。

加油作业时，打开加油开关，使得加油电磁阀23得电导通，则气源6所提供的压缩空气经由加油电磁阀23流向底阀12的控制端和加油阀21的控制端，使得底阀12和加油阀21打开，油罐11中的燃油从底阀12流出，并流经加油阀21，流至飞机中。

抽油系统4用于与底阀12配合，实现抽油功能，即实现将飞机中燃油抽至油罐11中的功能。抽油系统4包括抽油阀41和抽油气路42。

抽油阀41通过油管与底阀12连接，且抽油阀41与卷盘加油阀和平台加油阀通过油管连接，使得在抽油时，飞机油箱中的燃油能够在油泵作用下经由抽油阀41流至底阀12，并最终流入油罐11中，实现抽油功能。如图1所示，一些实施例中，抽油系统4包括两个抽油阀41，这两个抽油阀41串联于底阀12与卷盘加油阀和平台加油阀之间的油管上，使得抽油时，飞机中的燃油能够依次流经这两个抽油阀41后，到达底阀12。两个抽油阀41可以分别称为第一抽油阀41a和第二抽油阀41b，以便于区分。

抽油气路42与抽油阀41和底阀12的控制端均连接，以控制抽油阀41和底阀12的开闭。参见图1，一些实施例中，抽油气路42上设有抽油电磁阀43，抽油电磁阀43与气源6连接，以控制抽油气路42与气源6是否连通。当抽油开关(图中为示出)被打开时，抽油电磁阀43打开，控制抽油气路42与气源6连通，使得压缩空气进入抽油气路42中。并且，如图1所示，抽油电磁阀43分别通过第一支路421和第二支路422与抽油阀41的控制端和底阀12的控制端连接，使得在抽油电磁阀43打开后，抽油气路42中的压缩气体能够分别经由第一支路421和第二支路422流向抽油阀41的控制端和底阀12的控制端。在抽油系统4中设有两个抽油阀41时，两个抽油阀41的控制端并联地与抽油气路42连接，具体地，并联地与第一支路421连接。

参见图1，一些实施例中，第二支路422上设有第一气控阀44，使得抽油电磁阀43通过第一气控阀44与底阀12的控制端连接。第一气控阀44常闭。第一气控阀44的控制端与高液位阀13连接，以在从高液位阀13流出气体的作用下，控制第二支路422连通，使得在抽油作业时，若油罐11内的液位低于预设上限值，则第一气控阀44保持打开状态，控制第二支路422连通，使得抽油气路42中的气体能够流向底阀12的控制端，控制底阀12打开，而若油罐11内的液面超过预设上限值，则第一气控阀44换向，切换至关闭状态，控制第二支路422断开，使得抽油气路42中的气体无法再流向底阀12的控制端，控制底阀12自动关闭，避免燃油溢出。

并且，继续参见图1，一些实施例中，第二支路422上还设有第一梭阀45，第一梭阀45的两个入口分别连接第一气控阀44和低液位阀14，且第一梭阀45的出口与底阀12和加油阀21的控制端连接。此时，抽油气路42和加油气路22均通过第一梭阀45与底阀12的控制端和加油阀21的控制端连接。

抽油作业时，打开抽油开关，使得抽油电磁阀43得电导通，则气源6所提供的气体经由抽油电磁阀43，流向底阀12的控制端和抽油阀41的控制端，控制底阀12和抽油阀41打开，使得飞机中的燃油能依次流经抽油阀41和底阀12，流至油罐11中。

装油系统5包括装油阀51和装油气路52。装油阀51设置于油罐11上，并与装油接头阀(图中未示出)连接。具体地，装油阀51设置于油罐11底部。一些实施例中，装油阀51的安装位置低于底阀12的安装位置。需要装油时，装油阀51打开，且装油接头阀与油源(例如罐油台)处的接头连接，使得油源所提供的燃油能够经由装油接头阀和装油阀51进入油罐11中，实现装油功能。装油气路52与装油阀51的控制端连接，以控制装油阀51的开闭。由图1可知，装油气路52上设有装油电磁阀53，装油电磁阀53与气源6连接，以控制装油气路52与气源6是否连通。当装油防护杆(图中未示出)打开时，装油电磁阀53打开，控制装油气路52与气源连通，使得压缩空气能够进入装油气路52中。

如图1所示，一些实施例中，装油电磁阀53通过高液位阀13与装油阀51的控制端连接。这样，装油气路52通过高液位阀13与装油阀51的控制端连接。高液位阀13控制装油气路52与装油阀51控制端之间的通断。在油罐11内液位低于预设上限值时，高液位阀13打开，将装油气路52与装油阀51的控制端连通，使得装油气路52中的气体，能够流至装油阀51的控制端，将装油阀51打开；而在油罐11内液位达到预设上限值时，高液位阀13换向关闭，将装油气路52与装油阀51的控制端断开，使得装油气路52中的气体，无法再流至装油阀51的控制端，控制装油阀51自动关闭，使装油作业自动停止，以防止油罐11内液位过高，甚至溢出，从而实现更加安全的装油过程。

参见图1，一些实施例中，高液位阀13与装油阀51控制端之间的气路上设有第二气控阀54。第二气控阀54连接高液位阀13和装油阀51的控制端。第二气控阀54常开。第二气控阀54的控制端与抽油气路42连接，以在抽油气路42中气体的作用下，控制高液位阀13和装油阀51的控制端之间断开，使得能在抽油过程中，避免误装油。

如图1所示，一些实施例中，油罐11顶部设有两个高液位阀13，这两个高液位阀13彼此串联。此时，装油气路52通过彼此串联的两个高液位阀13与装油阀51的控制端连接。彼此串联的两个高液位阀13可以互为备用，避免装油作业时，因一个高液位阀13故障，而导致燃油溢出，提供工作可靠性。其中，两个高液位阀13的结构可以完全相同，以简化结构。

另外，参见图1，一些实施例中，抽油气路42也与高液位阀13连接。具体地，装油气路52上设有第二梭阀55，第二梭阀55的两个入口分别与装油电磁阀53和抽油电磁阀43连接，且第二梭阀55的出口与高液位阀13连接。此时，装油气路52和抽油气路42均通过第二梭阀55与高液位阀13连接。

为了能够在抽油作业时，实现对加油阀21的自动关闭，参见图1，一些实施例中，飞机加油车包括联锁阀24。联锁阀24设置于加油气路22上。联锁阀24常开。联锁阀24的控制端与抽油气路42连通，以在抽油气路42中气体的作用下，控制加油气路22断开。例如，参见图1，一些实施例中，联锁阀24的控制端与第一气控阀44和底阀12控制端之间的气路连接。具体地，如图1所示，一些实施例中，联锁阀24的控制端与第一气控阀44和第一梭阀45之间的气路连接。

基于上述设置，在打开装油防护杆，打开装油电磁阀53时，进入装油气路52中的气体能够流至联锁阀24的控制端，控制联锁阀24关闭，将加油气路22与加油阀21切断，使得加油阀21关闭，无法工作，以免因意外启动加油系统2，而引发事故。

可见，所设置的联锁阀24，能利用抽油信号控制加油阀21自动关闭，实现抽油系统4对加油系统2的自动锁定，有利于提高加油车的工作安全性。

由于加油车能够基于联锁阀24实现抽油时对加油阀21的自动锁定，而无需再手动关闭加油阀21，因此，更加方便高效。

前述各实施例中，高液位阀13除了可以在液位的控制下换向，还可以在自身控制端的控制下换向。高液位阀13的控制端内通入气体时，控制高液位阀13换向，使得高液位阀13由打开态切换至关闭状态，控制装油阀51的控制端与装油气路52之间断开，使得装油气路52中的气体无法再经由高液位阀13进入装油阀51的控制端中，从而控制装油阀51自动关闭。也就是说，向高液位阀13的控制端通气，能起到与液位上升相似的效果，实现对高液位阀13换向的自动控制。

作为高液位阀13的一种结构形式，参照图1，高液位阀13包括第一工作口、第二工作口和第三工作口，第一工作口与装油气路52连通，第二工作口与装油阀51的控制端连通。且高液位阀13具有第一工作位和第二工作位，处于第一工作位时，第一工作口与第二工作口连通，第三工作口截至；处于第二工作位时，第一工作口截至，第二工作口与第三工作口连通。常态下，高液位阀13处于第一工作位，控制装油阀51的控制端与装油气路52之间连通。当油罐11内液位升高至预设上限值时或高液位阀13的控制端内通入气体时，高液位阀13由第一工作位切换至第二工作位，控制装油阀51的控制端与装油气路52之间断开。

飞机加油车的工作环境一般较为恶劣，高液位阀13容易失效，尤其，当飞机加油车工作于低温或超低温环境下时，高液位阀13容易被冻住，无法正常工作，这就可能导致，即使液位达到预设上限值，高液位阀13也无法正常换向，无法正常阻止液位继续上升，最终引发燃油溢出事故。

相关技术中，高液位阀13的控制端并未通入气体，飞机加油车无法自动识别高液位阀是否正常，只能通过实际灌油来确认高液位阀是否失效，存在效率低，风险高，以及准确度低等问题。

为了能够方便地确定高液位阀13是否正常，参见图1-3，一些实施例中，在飞机加油车中设置了预检装置3，并基于所设置的预检装置3，实现对高液位阀13正常与否的自动检测，使得飞机加油车能在开始装油或抽油之前，预先对高液位阀13进行检测，高效且准确地确定高液位阀13是否能够正常换向，以保证高液位阀13在抽油和装油过程中能正常工作，可靠防止燃油溢出，实现安全的作业过程。

参见图1，预检装置3包括检测阀31和测压件32。检测阀31连接高液位阀13的控制端与检测气路37，并控制高液位阀13的控制端与检测气路37是否连通，以控制是否向高液位阀13的控制端通入检测气体。测压件32检测装油阀51的控制端气压是否为0。预检装置3根据测压件32在检测阀31控制向高液位阀13的控制端中通入检测气体时的检测结果，确定高液位阀13是否异常。

如前所述，高液位阀13的控制端通入气体时，能控制高液位阀13换向。因此，在油罐11内液位低于预设上限值，且装油气路52中通有压缩气体的情况下，利用检测阀31控制向高液位阀13的控制端通入检测气体，若高液位阀13正常，则高液位阀13能够正常换向，控制装油阀51的控制端与装油气路52断开，使得装油气路52中的气体无法到达装油阀51的控制端，装油阀51的控制端气压为0，而若高液位阀13异常，则高液位阀13无法正常换向，装油阀51的控制端与装油气路52仍保持连通，使得装油气路52中的气体仍能到达装油阀51的控制端，装油阀51的控制端气压不为0。所以，在油罐11内液位低于预设上限值，且装油气路52中通有压缩气体的情况下，由检测阀31控制向高液位阀13的控制端通入检测气体，并利用测压件32检测装油阀51的控制端气压是否为0，即可确定高液位阀13是否能够正常换向，实现对高液位阀13正常与否的检测。

其中，在检测阀31控制向高液位阀13的控制端中通入检测气体的情况下，若测压件32检测到装油阀51的控制端气压为0，则确定高液位阀13正常；而若测压件32检测到装油阀51的控制端气压不为0，则确定高液位阀13异常。

使用时，可以在装油气路52中通入气体的情况下，例如，在装油电磁阀53打开的情况下，打开检测阀31，向高液位阀13的控制端中通入检测气体，并根据测压件32检测到的气压是否为0，判断高液位阀13是否已经成功换向，若检测结果为0，则说明高液位阀13已经成功换向，已经成功将装油气路52与装油阀51的控制端断开，此时，确定高液位阀13是正常的，未失效，而若检测结果不为0，则说明高液位阀13未能成功换向，此时，确定高液位阀13异常，处于失效状态。

由上述可知，基于所设置的检测阀31和测压件32，预检装置3可以实现对高液位阀13正常与否的自动检测，使得可以在开始抽油或装油之前，利用预检装置3对高液位阀13进行预先检测，确定高液位阀13是否能够正常工作，以避免因高液位阀13失效而导致抽油和装油过程中出现燃油溢出问题。

可见，所设置的预检装置3，使得飞机加油车自身即能够实现对高液位阀13的自动检测，无需再通过灌油的方式来确定高液位阀13是否失效，因此，更加简单高效，可以更及时且准确地确定高液位阀13的状态。

并且，预检装置3直接利用高液位阀13原本就有的控制端来实现对高液位阀13的预检功能，无需对高液位阀13的结构进行改变，结构较为简单，成本较低。

在需要对高液位阀13进行检测时，可以先打开装油电磁阀53，使气体进入装油气路52中，但先不将连接于装油阀51上的装油接头阀与罐油台处的接头连接，即先不开始装油，然后打开检测阀31，对高液位阀13进行检测。

其中，检测阀31与高液位阀13一一对应地设置。如图1所示，在飞机加油车包括两个彼此串联的高液位阀13时，预检装置3中也设有两个检测阀31，这两个检测阀31彼此并联地与检测气路37连接，并与两个高液位阀13的控制端一一对应地连接。两个检测阀31的结构可以相同，以简化结构。

图1示出了检测阀31的一种结构形式。参见图1，一些实施例中，检测阀31包括第一阀口、第二阀口和第三阀口，第一阀口与检测气路37连通，第二阀口与高液位阀13的控制端连通。并且，检测阀31具有第一阀位和第二阀位，处于第一阀位时，第一阀口截至，第二阀口和第三阀口连通；处于第二阀位时，第一阀口与第二阀口连通，第三阀口截至。这样，通过控制检测阀31在第一阀位和第二阀位之间切换，即可控制检测气路37与高液位阀13控制端之间的通断，进而控制是否向高液位阀13的控制端通入检测气体。

检测阀31在第一阀位和第二阀位之间的切换，可以基于手动、电动或气动控制方式完成。例如，在一些实施例中，飞机加油车包括检测开关(图中未示出)，检测开关与检测阀31电连接，检测开关被触发时，控制检测阀31由第一阀位切换至第二阀位，使得高液位阀13的控制端与检测气路37之间由断开状态切换至连通状态。

检测气路37中的检测气体，可以来源于专门设置的气源，或者，也可以来源于上装总气路，即，检测气路37可以与另外专门设置的气源连通，或者也可以与上装总气路连通。由于当检测气路37与上装总气路连通，检测气体来源于上装总气路时，无需为检测气路37另设气源，因此，有利于简化结构，节约成本。

参见图1，一些实施例中，检测气路37上设有减压阀38，以使通入高液位阀13中的检测气体的气压符合需求。并且，一些实施例中，减压阀38上设有压力表39，这样便于直观了解检测气路37中气压的情况。

另外，参见图1，一些实施例中，测压件32设置于高液位阀13与装油阀51控制端之间的连接气路上，例如，由图1可知，一些实施例中，测压件32设置于第二气控阀54与高液位阀13连接的气路上。此时，测压件32通过检测高液位阀13与装油阀51控制端之间的连接气路中的气压，来实现对装油阀51控制端气压的检测。

参见图1和图3，一些实施例中，测压件32包括压力开关35。压力开关35不仅可以实现对压力的检测，而且可以实现压力信号向电信号的转变，因此，更方便预检装置3对高液位阀13状态的检测。

除了包括检测阀31和测压件32，参见图2，在一些实施例中，预检装置3还包括控制器33，控制器33与测压件32电连接，并根据测压件32在检测阀31控制向高液位阀13的控制端中通入检测气体时的检测结果，确定高液位阀13是否异常。其中，在检测阀31控制向高液位阀13的控制端中通入检测气体，且测压件32检测到装油阀51的控制端气压不为0时，控制器33确定高液位阀13异常；在检测阀31控制向高液位阀13的控制端中通入检测气体，且测压件32检测到装油阀51的控制端气压为0时，控制器33确定高液位阀13正常。

另外，为了进一步方便工作人员获知预检装置3的检测结果，参见图1，一些实施例中，飞机加油车包括报警器34，报警器34在预检装置3判断高液位阀13异常时，报警。具体地，报警器34与控制器33电连接。当控制器33确定高液位阀13异常时，控制器33向报警器34发出信号，控制报警器34报警，提醒工作人员及时采取措施。其中，报警器34可以采用声、光、气和振动等中的一种或多种方式进行报警。例如，参见图3，在一些实施例中，报警器34包括报警灯36。报警灯36可以在预检装置3判断高液位阀13异常时发光，例如常亮或闪烁，以提醒工作人员注意。

在一些实施例中，前文所描述的控制器可以为用于执行本发明所描述功能的通用处理器、可编程逻辑控制器(Programmable Logic Controller，简称：PLC)、数字信号处理器(Digital Signal Processor，简称：DSP)、专用集成电路(Application SpecificIntegrated Circuit，简称：ASIC)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，简称：FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件或者其任意适当组合。

以上所述仅为本发明的示例性实施例，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、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。