本發(fā)明屬于雷達(dá)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種基于角度搜索的多機載雷達(dá)協(xié)同探測航路規(guī)劃方法，適用于機載雷達(dá)協(xié)同探測。

背景技術(shù)：

偵察監(jiān)視是戰(zhàn)場情報的主要來源，古今中外，軍事家憑借了解敵情，以求“知己知彼，百戰(zhàn)不殆”，創(chuàng)造了許多豐富多彩的戰(zhàn)例。準(zhǔn)確而及時的偵察情報不僅是軍隊?wèi)?zhàn)斗力的“倍增器”，而且是決定戰(zhàn)爭勝負(fù)的重要因素。為了能在現(xiàn)代戰(zhàn)爭特別是在信息化戰(zhàn)爭中立于不敗之地，更需要全面掌握敵情，確保指揮員在瞬息萬變的戰(zhàn)爭中運籌帷幄，駕駛戰(zhàn)局。在現(xiàn)代戰(zhàn)爭條件下，隨著現(xiàn)代高新技術(shù)的飛速發(fā)展與進步，推進了軍事偵察情報裝備現(xiàn)代化進程。

機載雷達(dá)與地面雷達(dá)相比，具有較強的低空、超低空探測能力、機動能力和戰(zhàn)場指揮能力，是空軍預(yù)警探測和作戰(zhàn)指揮系統(tǒng)的重要組成部分。機載預(yù)警雷達(dá)可用于空中值勤，執(zhí)行重大活動和重要目標(biāo)的安保任務(wù)或監(jiān)視周邊敵對國軍事行動，維護國家領(lǐng)空、領(lǐng)海、領(lǐng)土主權(quán)，以防突然襲擊。

研究表明，由于現(xiàn)代戰(zhàn)場全方位、大縱深的特點，單個機載雷達(dá)常常無法完成對所有目標(biāo)的空中偵察任務(wù)，需要多機載雷達(dá)協(xié)同工作，因此，多機載雷達(dá)協(xié)同航路規(guī)劃便顯得愈發(fā)重要了。

航路規(guī)劃是指在特定約束條件下，尋找運動物體從起始點到目標(biāo)點，滿足某種性能指標(biāo)和某些約束的最優(yōu)運動路線、路徑。目前研究較多的航路規(guī)劃算法有動態(tài)規(guī)劃法、粒子群算法、a*算法及其改進算法、遺傳算法以及蟻群算法等。這些航路規(guī)劃算法均有一個限制條件：有固定的起始點和目標(biāo)點。然而對于多機載雷達(dá)執(zhí)行警戒任務(wù)的情況，載機需要在特定的區(qū)域內(nèi)不斷飛行，沒有固定的目標(biāo)點，這就使得目前已有的航路規(guī)劃算法無法使用。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

針對上述現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明的目的在于提供一種基于角度搜索的多機載雷達(dá)協(xié)同探測航路規(guī)劃方法，能夠有效的解決多機載雷達(dá)協(xié)同執(zhí)行警戒任務(wù)時的航路規(guī)劃問題。

為達(dá)到上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案予以實現(xiàn)。

一種基于角度搜索的多機載雷達(dá)協(xié)同探測航路規(guī)劃方法，所述方法包括：

步驟1，設(shè)定多機載雷達(dá)的協(xié)同探測區(qū)域，所述協(xié)同探測區(qū)域內(nèi)有n部載機，每部載機上設(shè)置一個機載雷達(dá)，第i部載機的初始位置記為(xi，yi)，且i＝1，2，...，n，第i部載機的探測范圍為：以第i部載機的當(dāng)前位置(xi，yi)為圓心，以ri為半徑的圓形區(qū)域，ri為第i部載機上的機載雷達(dá)的最大作用距離；將所述n部載機的初始位置信息和初始速度信息分別存儲于位置矩陣p和速度向量v中；

令迭代次數(shù)n＝1，搜索步長l＝1，i＝1；且n＝1，...，num，l＝1，...，l，i＝1，...，n；num為總的迭代次數(shù)，l為總的搜索步長，n為載機的總個數(shù)；

步驟2，記點e為第i部載機的當(dāng)前位置，第i部載機的速度方向水平向右，點f為第i部載機在δt時間內(nèi)直線飛行所到達(dá)的位置，點e與點f之間的距離記為最小直飛距離，點g為第i部載機在δt時間內(nèi)以最小轉(zhuǎn)彎半徑向上轉(zhuǎn)彎所達(dá)到的位置，點h為第i部載機在δt時間內(nèi)以最小轉(zhuǎn)彎半徑向下轉(zhuǎn)彎所達(dá)到的位置，從而得到第i部載機在δt時間內(nèi)所能達(dá)到的所有位置組成的圓弧gh；其中，δt為載機由當(dāng)前節(jié)點飛往下一節(jié)點的路程中所需要的時間。

步驟3，將圓弧gh平分為m段，則在圓弧gh上有個m+1節(jié)點，將所述m+1個節(jié)點作為第i部載機在下一時刻所能達(dá)到的位置，計算第i部載機在下一時刻飛往所述m+1個節(jié)點中的每個節(jié)點時對應(yīng)的飛行代價，并選取飛行代價最小的一個節(jié)點作為第i部載機在下一時刻的位置，并得到第i部載機下一時刻位于飛行代價最小的一個節(jié)點時的位置和速度方向；

步驟4，令i的值加1，并重復(fù)執(zhí)行步驟2和步驟3，直到i＝n，得到n部載機在下一時刻分別對應(yīng)的飛行代價最小的一個節(jié)點，以及每部載機下一時刻位于飛行代價最小的一個節(jié)點時對應(yīng)的位置和速度方向；

步驟5，設(shè)置臨時位置矩陣pcur和臨時速度向量vcur，將步驟4得到的n部載機下一時刻位于飛行代價最小的一個節(jié)點時對應(yīng)的位置和速度方向分別存儲于所述臨時位置矩陣pcur和臨時速度向量vcur中；

步驟6，令迭代次數(shù)n的值加1，并重置i＝1，依次重復(fù)執(zhí)行步驟2至步驟5，直到n＝num，并將此時步驟5中所述臨時位置矩陣pcur的位置信息存儲于位置矩陣p中，將此時步驟5中所述臨時速度向量vcur的速度方向信息存儲于速度向量v中；

從而所述位置矩陣p中記錄的n部載機的位置信息即為此輪迭代得到的n部載機在下一時刻分別對應(yīng)的位置，所述速度向量v中記錄的n部載機的速度信息即為此輪迭代得到的n部載機在下一時刻分別對應(yīng)的速度方向；

步驟7，令搜索步長l的值加1，并重置i＝1，迭代次數(shù)n＝1，依次重復(fù)執(zhí)行步驟2至步驟6，直到l＝l，完成l個搜索步長的多機載雷達(dá)協(xié)同探測航路規(guī)劃過程。

本發(fā)明的有益效果為：本發(fā)明提出的基于角度搜索的多機載雷達(dá)協(xié)同探測的航路規(guī)劃方法，能夠有效的解決多機載雷達(dá)協(xié)同執(zhí)行警戒任務(wù)時的的航路規(guī)劃問題，本發(fā)明的技術(shù)方案是基于飛機的實際飛行方式，能夠保證規(guī)劃出的航路對于載機來說是能夠?qū)嶋H飛行的；機載雷達(dá)在執(zhí)行警戒任務(wù)時要求能夠?qū)崟r覆蓋任務(wù)區(qū)域，然而機載雷達(dá)的載機在轉(zhuǎn)彎時會對機載雷達(dá)的探測性能造成負(fù)面的影響，本發(fā)明技術(shù)方案可以在保證覆蓋率的同時盡量減少載機的轉(zhuǎn)彎，同時兼顧覆蓋率與機載雷達(dá)的轉(zhuǎn)彎次數(shù)，在保證實時覆蓋率的情況下為多機載雷達(dá)同時規(guī)劃出合理的航路。

附圖說明

為了更清楚地說明本發(fā)明實施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對實施例或現(xiàn)有技術(shù)描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實施例，對于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。

圖1為本發(fā)明方法流程圖；

圖2為任務(wù)區(qū)域示意圖；其中點oabc所圍成的矩形區(qū)域為任務(wù)區(qū)域；

圖3為δt時間內(nèi)載機的飛行區(qū)域示意圖；其中點e代表載機當(dāng)前位置，點f代表δt時間內(nèi)載機直線飛行所能到達(dá)的位置，點g代表載機在δt時間內(nèi)以最小轉(zhuǎn)彎半徑向上轉(zhuǎn)彎所到達(dá)的位置，點h為載機在δt時間內(nèi)以最小轉(zhuǎn)彎半徑向下轉(zhuǎn)彎所到達(dá)的位置，水平的箭頭代表載機在點e處的速度，傾斜的箭頭代表載機在點g處的速度；

圖4為搜索節(jié)點示意圖；點e代表載機當(dāng)前位置，點f代表δt時間內(nèi)載機直線飛行所能到達(dá)的位置，點g代表載機在δt時間內(nèi)以最小轉(zhuǎn)彎半徑向上轉(zhuǎn)彎所到達(dá)的位置，點h為載機在δt時間內(nèi)以最小轉(zhuǎn)彎半徑向下轉(zhuǎn)彎所到達(dá)的位置，弧線gh上的點代表本算法要搜索的節(jié)點，假設(shè)當(dāng)前正在搜索的節(jié)點為點m，載機由點e飛往點m位置的偏轉(zhuǎn)角為αnm，速度的偏轉(zhuǎn)角為水平的箭頭代表載機在點e處的速度，傾斜的箭頭代表載機在點m處的速度；

圖5為任務(wù)區(qū)域與載機起始分布圖；其中橫坐標(biāo)表示x軸，單位為km，縱坐標(biāo)表示y軸，單位為km；點oabc所圍成的矩形區(qū)域為任務(wù)區(qū)域；圖中的灰色點代表載機的當(dāng)前位置坐標(biāo)；

圖6為各載機的航跡圖，其中橫坐標(biāo)表示x軸，單位為km，縱坐標(biāo)表示y軸，單位為km；

圖7為任務(wù)區(qū)域覆蓋率與搜索步數(shù)的關(guān)系圖，其中橫坐標(biāo)為搜索步數(shù)，縱坐標(biāo)為覆蓋率。

具體實施方式

下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例?；诒景l(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。

本發(fā)明實施例提供一種基于角度搜索的多機載雷達(dá)協(xié)同探測航路規(guī)劃方法，參考圖1，所述方法包括：

步驟1，設(shè)定多機載雷達(dá)的協(xié)同探測區(qū)域，所述協(xié)同探測區(qū)域內(nèi)有n部載機，每部載機上設(shè)置一個機載雷達(dá)，第i部載機的初始位置記為(xi，yi)，且i＝1，2，...，n，第i部載機的探測范圍為：以第i部載機的當(dāng)前位置(xi，yi)為圓心，以ri為半徑的圓形區(qū)域，ri為第i部載機上的機載雷達(dá)的最大作用距離；將所述n部載機的初始位置信息和初始速度信息分別存儲于位置矩陣p和速度向量v中。

參考圖2，點oabc所圍成的矩形區(qū)域為需警戒的區(qū)域，即多部機載雷達(dá)的任務(wù)區(qū)(即多機載雷達(dá)的協(xié)同探測區(qū)域)，其中點o為坐標(biāo)原點。

ri為第i部載機上的機載雷達(dá)的最大作用距離，其表達(dá)式為：

其中，pt表示雷達(dá)系統(tǒng)峰值功率，g表示天線增益，λ表示電磁波波長，σ表示目標(biāo)散射截面積，k表示波爾茲曼常數(shù)，t0表示標(biāo)準(zhǔn)室溫，b表示接收機帶寬，f表示噪聲系數(shù)，l表示雷達(dá)自身損耗，(s/n)omin表示最小可檢測門限。

令迭代次數(shù)n＝1，搜索步長l＝1，i＝1；且n＝1，...，num，l＝1，...，l，i＝1，...，n；num為總的迭代次數(shù)，l為總的搜索步長，n為載機的總個數(shù)；

步驟2，記點e為第i部載機的當(dāng)前位置，第i部載機的速度方向水平向右，點f為第i部載機在δt時間內(nèi)直線飛行所到達(dá)的位置，點e與點f之間的距離記為最小直飛距離，點g為第i部載機在δt時間內(nèi)以最小轉(zhuǎn)彎半徑向上轉(zhuǎn)彎所達(dá)到的位置，點h為第i部載機在δt時間內(nèi)以最小轉(zhuǎn)彎半徑向下轉(zhuǎn)彎所達(dá)到的位置，從而得到第i部載機在δt時間內(nèi)所能達(dá)到的所有位置組成的圓弧gh；其中，δt為載機由當(dāng)前節(jié)點飛往下一節(jié)點的路程中所需要的時間，并不是算法執(zhí)行的時間，也不是算法一步執(zhí)行的時間，假設(shè)δt＝20s.假設(shè)算法執(zhí)行一步需要1s，算法執(zhí)行一步得出的結(jié)果是20s后載機應(yīng)該飛到哪個節(jié)點，然后載機由當(dāng)前結(jié)點飛到算法執(zhí)行一步得到的那個節(jié)點需要20s的時間。

飛機在進行轉(zhuǎn)彎時，一般是依靠副翼進行差動，使得機身發(fā)生傾斜，從而利用升力的向心分量來進行轉(zhuǎn)彎，在定高定速轉(zhuǎn)彎時垂直于軸向平面內(nèi)的受力方程為：

lcosγ＝mg

mvp²/r＝lsinγ

式中l(wèi)為升力，γ為機身傾斜角即滾轉(zhuǎn)角，m為機身自重，r為轉(zhuǎn)彎半徑，yp為載機飛行速度，可得：

r＝vp²/(g·tanγ)

tanγ在一些文獻中被稱為過載。由上式可見轉(zhuǎn)彎半徑r隨著滾轉(zhuǎn)角γ的增大而減小。由于飛機具有最大過載限制，因此過載達(dá)到最大時，即滾轉(zhuǎn)角最大時，載機的轉(zhuǎn)彎半徑為最小轉(zhuǎn)彎半徑rmin。

根據(jù)最小轉(zhuǎn)彎半徑rmin可以計算出載機以最小轉(zhuǎn)彎半徑轉(zhuǎn)一個圓圈所需要的時間為：

假設(shè)該算法的兩次搜索之間的時間間隔為δt，參照圖3，點e為載機當(dāng)前位置，其速度方向如水平箭頭所示，水平向右，點f為載機在δt時間內(nèi)直線飛行所到達(dá)的位置，點e與點f之間的距離稱為最小直飛距離lmin；點g為載機在δt時間內(nèi)以最小轉(zhuǎn)彎半徑向上轉(zhuǎn)彎所到達(dá)的位置，同理，點h為載機在δt時間內(nèi)以最小轉(zhuǎn)彎半徑向下轉(zhuǎn)彎所到達(dá)的位置。根據(jù)相似三角形的幾何關(guān)系，可以證明：

θ＝2α

其中，θ為第i部載機沿弧線從點e飛到點g所轉(zhuǎn)過的角度，α為線段ef與線段eg之間的夾角，即位置偏轉(zhuǎn)角，為第i部載機從點e沿弧線飛到點g速度方向變化的角度，即速度偏轉(zhuǎn)角。

為簡化模型，我們令eg＝ef＝eh，即將載機在δt時間內(nèi)所飛出的絕對距離(與點e的距離)近似為相等，由于點g與點h是載機在δt時間內(nèi)以最小轉(zhuǎn)彎半徑轉(zhuǎn)彎所到達(dá)的位置，所以載機在δt時間內(nèi)以其它半徑轉(zhuǎn)彎所能到達(dá)的位置必在點g與點h之間，所以載機勻速飛行δt時間后所有能到達(dá)的位置均在圓弧gh上。分別用矩陣p和向量v表示多架載機的位置信息和速度方向信息，其中p＝[x；y]，即矩陣p的第一行記錄各載機的x坐標(biāo)，第二行記錄各載機的y坐標(biāo)。

步驟3，將圓弧gh平分為m段，則在圓弧gh上有個m+1節(jié)點，將所述m+1個節(jié)點作為第i部載機在下一時刻所能達(dá)到的位置，計算第i部載機在下一時刻飛往所述m+1個節(jié)點中的每個節(jié)點時對應(yīng)的飛行代價，并選取飛行代價最小的一個節(jié)點作為第i部載機在下一時刻的位置，并得到第i部載機下一時刻位于飛行代價最小的一個節(jié)點時的位置和速度方向。

步驟3具體包括如下子步驟：

(3a)計算第i部載機在下一時刻飛往所述m+1個節(jié)點中的第m個節(jié)點時對應(yīng)的飛行代價f(xnm，ynm)，n表示迭代次數(shù)，n＝1，2，...，num，m表示正在被搜索的節(jié)點，m＝1，2，...，m+1，xnm表示當(dāng)前被搜索節(jié)點的x坐標(biāo)，ynm表示當(dāng)前被搜索節(jié)點的y坐標(biāo)；

(3b)示例性的，參照圖4，記第i部載機由當(dāng)前位置點e飛往第m個節(jié)點的位置偏轉(zhuǎn)角為αnm，速度偏轉(zhuǎn)角為且設(shè)置向量c存儲圓弧gh上的m+1節(jié)點的編號，即則：

cm為向量中的第m個值；

(3c)第i部載機由當(dāng)前位置點e飛往第m個節(jié)點后，第i部載機在節(jié)點m處的狀態(tài)信息為：

xnm＝xn-1+vp·δt·cos(αnm+vn-1)

ynm＝y(tǒng)n-1+vp·δt·sin(αnm+vn-1)

其中，xnm為當(dāng)前正在被搜索節(jié)點的x坐標(biāo)，ynm為當(dāng)前正在被搜索節(jié)點的y坐標(biāo)，xn-1為載機當(dāng)前位置的x坐標(biāo)，yn-1為載機當(dāng)前位置的y坐標(biāo)，vp為載機的速度，δt為兩次搜索之間的時間間隔，vnm為載機飛到正在被搜索節(jié)點后速度方向，vn-1為載機當(dāng)前位置的速度方向；

(3d)第i部載機在下一時刻飛往所述m+1個節(jié)點中的第m個節(jié)點時對應(yīng)的飛行代價f(xnm，ynm)表示為：

f(xnm，ynm)＝0.999·1/p+0.001·abs(cm/10)

其中，p為第i部載機飛到位置(xnm，ynm)后，所有載機在探測區(qū)域內(nèi)的覆蓋率。p為第i部載機飛到位置(xnm，ynm)后，所有載機在探測區(qū)域內(nèi)的覆蓋率p表示為：

p＝所有載機的探測范圍覆蓋面積/協(xié)同探測區(qū)域面積

且計算所有載機的探測范圍覆蓋面積時，第i部載機的探測范圍是以位置(xnm，ynm)為圓心，以機載雷達(dá)的最大作用距離為半徑的圓形范圍，除第i部載機之外的其他所有載機的探測范圍是以位置矩陣p中記錄的對應(yīng)位置為圓心，以機載雷達(dá)的最大作用距離為半徑的圓形范圍。

所有載機的坐標(biāo)及探測威力均為已知，考慮到多架載機的探測范圍可能會有重疊，因此所有載機的探測威力覆蓋面積采用統(tǒng)計的方法來計算，具體過程為：將任務(wù)區(qū)域內(nèi)可以被載機探測到的節(jié)點標(biāo)記為1，剩下的節(jié)點標(biāo)記為0，統(tǒng)計任務(wù)區(qū)域內(nèi)節(jié)點被標(biāo)記為1的個數(shù)。與之對應(yīng)，任務(wù)面積即為所有節(jié)點的個數(shù)。此處需要注意的是，正在搜索下一節(jié)點的載機的探測范圍是以目前正在計算的節(jié)點(xnm，ynm)為圓心，以該載機探測威力為半徑的圓；其他載機的探測范圍是以其他載機所在位置(xi，yi)(i＝1，...，n)為圓心，以載機探測威力ri為半徑的圓；其中若有載機的探測范圍超出任務(wù)區(qū)域，應(yīng)以任務(wù)區(qū)域為邊界，超出任務(wù)區(qū)域的面積不算作載機的探測范圍。

步驟4，令i的值加1，并重復(fù)執(zhí)行步驟2和步驟3，直到i＝n，得到n部載機在下一時刻分別對應(yīng)的飛行代價最小的一個節(jié)點，以及每部載機下一時刻位于飛行代價最小的一個節(jié)點時對應(yīng)的位置和速度方向；

步驟5，設(shè)置臨時位置矩陣pcur和臨時速度向量vcur，將步驟4得到的n部載機下一時刻位于飛行代價最小的一個節(jié)點時對應(yīng)的位置和速度方向分別存儲于所述臨時位置矩陣pcur和臨時速度向量vcur中；

步驟6，令迭代次數(shù)n的值加1，并重置i＝1，依次重復(fù)執(zhí)行步驟2至步驟5，直到n＝num，并將此時步驟5中所述臨時位置矩陣pcur的位置信息存儲于位置矩陣p中，將此時步驟5中所述臨時速度向量vcur的速度方向信息存儲于速度向量v中；

從而所述位置矩陣p中記錄的n部載機的位置信息即為此輪迭代得到的n部載機在下一時刻分別對應(yīng)的位置，所述速度向量v中記錄的n部載機的速度信息即為此輪迭代得到的n部載機在下一時刻分別對應(yīng)的速度方向；

步驟7，令搜索步長l的值加1，并重置i＝1，迭代次數(shù)n＝1，依次重復(fù)執(zhí)行步驟2至步驟6，直到l＝l，完成l個搜索步長的多機載雷達(dá)協(xié)同探測航路規(guī)劃過程。

下面結(jié)合仿真實驗對本發(fā)明效果做進一步詳細(xì)說明。

(一)仿真參數(shù)

在本實驗中涉及到的參數(shù)如下：參照圖5，任務(wù)區(qū)域為200km×200km的正方形區(qū)域，點o、a、b、c的坐標(biāo)分別為(0，0)、(0，200)、(200，200)、(200，0)，單位為km。載機架數(shù)為6，載機的起始位置按順序分別為(0，40)、(0，100)、(50，0)、(130，0)、(60，200)、(140，200)。各載機的探測威力均為70km。在本實驗中搜索步數(shù)為100步，即步驟6進行100次，各架載機飛行100個節(jié)點。具體的算法參數(shù)如下表所示：

(二)仿真數(shù)據(jù)處理結(jié)果及分析

圖6為各載機的航跡圖，其中橫坐標(biāo)表示x軸，單位為km，縱坐標(biāo)表示y軸，單位為km。圖7為任務(wù)區(qū)域覆蓋率與搜索步數(shù)的關(guān)系圖，其中橫坐標(biāo)為搜索步數(shù)，縱坐標(biāo)為覆蓋率。

從圖6可以看出，各載機的航跡在大部分時間內(nèi)都為直線。從圖7可以看出，隨著不斷的搜索，所有載機在任務(wù)區(qū)域內(nèi)的覆蓋率也不斷升高，大概在16步后就已經(jīng)覆蓋了整個任務(wù)區(qū)域，并且之后一直保持接近100％的覆蓋率。因此本發(fā)明方法可以很好地解決區(qū)域覆蓋問題，在鼓勵直線飛行的情況下仍保持良好的覆蓋率。

綜上所述，仿真實驗驗證了本發(fā)明的正確性，有效性和可靠性。

本領(lǐng)域普通技術(shù)人員可以理解：實現(xiàn)上述方法實施例的全部或部分步驟可以通過程序指令相關(guān)的硬件來完成，前述的程序可以存儲于計算機可讀取存儲介質(zhì)中，該程序在執(zhí)行時，執(zhí)行包括上述方法實施例的步驟；而前述的存儲介質(zhì)包括：rom、ram、磁碟或者光盤等各種可以存儲程序代碼的介質(zhì)。

以上所述，僅為本發(fā)明的具體實施方式，但本發(fā)明的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護范圍為準(zhǔn)。