Carrier rocket tail section structure and carrier rocket

The invention provides a launch vehicle tail section structure and a launch vehicle, the launch vehicle tail section structure comprises an upper support frame, a middle frame and a lower support frame, and the upper support frame, the middle frame and the lower support frame are used for bearing radial load and are arranged at intervals along the axial direction of the launch vehicle tail section structure; the two ends of at least one longitudinal supporting piece in the multiple longitudinal supporting pieces are connected with the upper supporting frame and the middle frame correspondingly, and the two ends of at least one longitudinal supporting piece are connected with the middle frame and the lower supporting frame correspondingly; the skin is arranged on the longitudinal supporting pieces and wraps the upper supporting frame, the middle frame, the lower supporting frame and the longitudinal supporting pieces; the connecting support is arranged on the longitudinal supporting piece and located outside the containing cavity. The connecting support is used for being connected with a landing supporting mechanism of the carrier rocket. By arranging the connecting support, the landing supporting mechanism can be rapidly installed on the tail section and conveniently disassembled and maintained, and then the installation efficiency and the maintenance efficiency of the carrier rocket are improved.

0001.

1.一种运载火箭尾段结构，其特征在于，包括：

上支撑框(10)、中间框(20)和下支撑框(30)，所述上支撑框(10)、所述中间框(20)和所述下支撑框(30)用于承载径向载荷，且沿所述运载火箭尾段结构的轴向依次间隔设置；

纵向支撑件(40)，所述纵向支撑件(40)为多个，多个所述纵向支撑件(40)中的至少一个所述纵向支撑件(40)的两端分别与所述上支撑框(10)和所述中间框(20)连接，至少一个所述纵向支撑件(40)的两端分别与所述中间框(20)和所述下支撑框(30)连接，多个所述纵向支撑件(40)共同承载轴向载荷；

蒙皮(50)，设置在所述纵向支撑件(40)上，所述蒙皮(50)包覆所述上支撑框(10)、所述中间框(20)、所述下支撑框(30)和所述纵向支撑件(40)，以形成容纳腔(51)；

连接支座(60)，所述连接支座(60)设置在所述纵向支撑件(40)上，且位于所述容纳腔(51)外；所述连接支座(60)用于与运载火箭的着陆支撑机构相连接。

0002.

2.根据权利要求1所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，所述中间框(20)为至少两个，包括中上框(21)和中下框(22)，所述中上框(21)和所述中下框(22)沿所述运载火箭尾段结构的轴向间隔设置；其中，所述中上框(21)通过所述纵向支撑件(40)与所述上支撑框(10)连接固定，所述中下框(22)通过所述纵向支撑件(40)与所述下支撑框(30)连接固定。

0003.

3.根据权利要求2所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，所述中上框(21)由截面形状为“Ω”型，所述中上框(21)由两个二分之一框组成，所述二分之一框由铝合金板滚弯而成，所述铝合金板的抗拉强度不低于420MPa。

0004.

4.根据权利要求2所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，所述中下框(22)由截面形状为“C”型，所述中下框(22)由四个四分之一框组成，所述四分之一框由铝合金板滚弯而成，所述铝合金板的抗拉强度不低于420MPa，所述铝合金板的厚度为2-3mm。

0005.

5.根据权利要求1所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，多个所述纵向支撑件(40)中的至少一个所述纵向支撑件(40)为支撑梁(41)，所述支撑梁(41)依次与所述上支撑框(10)、所述中间框(20)和所述下支撑框(30)连接；所述连接支座(60)设置在所述支撑梁(41)上；多个所述纵向支撑件(40)中包括多个支撑桁条(42)，一部分所述支撑桁条(42)的两端分别与所述上支撑框(10)和所述中间框(20)连接，一部分所述支撑桁条(42)的两端分别与所述中间框(20)和所述下支撑框(30)连接。

0006.

6.根据权利要求5所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，每三个所述支撑梁(41)形成一个主支撑部(43)，其中，位于中间的所述支撑梁(41)为主梁(431)，分别位于所述主梁(431)两边的两个所述支撑梁(41)为第一副梁(432)和第二副梁(433)，所述主梁(431)的形心、所述第一副梁(432)的形心和所述第二副梁(433)的形心共面，形成第一定位面，以所述运载火箭尾段结构的中轴线和所述第一定位面的交点为圆心，所述第一副梁(432)的形心与所述圆心的连线为第一径，所述主梁(431)的形心与所述圆心的连线为主径，所述第二副梁(433)的形心与所述圆心的连线为第二径，所述第一径与所述主径之间的夹角和所述第二径与所述主径之间的夹角相同，度数范围为5-7度。

0007.

7.根据权利要求5所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，每三个所述支撑梁(41)形成一个主支撑部(43)，其中，位于中间的所述支撑梁(41)为主梁(431)，分别位于所述主梁(431)两边的两个所述支撑梁(41)为第一副梁(432)和第二副梁(433)，所述连接支座(60)与所述主梁(431)通过键连接固定；所述连接支座(60)为多个，多个所述连接支座(60)沿所述蒙皮(50)的周向间隔设置，所述主支撑部(43)为多个，多个所述连接支座(60)与多个所述主支撑部(43)一一对应设置。

0008.

8.根据权利要求6所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，所述支撑桁条(42)的形心在所述第一定位面上的投影为投影点，所述投影点与所述圆心的连线为投影线，所述第一径或所述第二径与相邻的所述投影线之间的夹角为8-10度。

0009.

9.根据权利要求5所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，所述支撑桁条(42)为多个，两端分别与所述上支撑框(10)和所述中间框(20)连接的多个所述支撑桁条(42)为一组，两端分别与所述中间框(20)和所述下支撑框(30)连接的多个所述支撑桁条(42)为另一组；

其中，同一组中的多个所述支撑桁条(42)的形心共面，形成第二定位面，以所述运载火箭尾段结构的中轴线和所述第二定位面的交点为中心，相邻的两个所述支撑桁条(42)的形心分别与所述中心的连线，分别为第一边和第二边，所述第一边和所述第二边之间的夹角为9-11度。

0010.

10.根据权利要求1所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，所述纵向支撑件(40)为铝合金锻件，其抗拉强度不低于600MPa。

0011.

11.根据权利要求1所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，所述运载火箭尾段结构还包括舱门(70)，所述蒙皮(50)上开设有用于连通所述容纳腔(51)的舱口(52)，所述舱门(70)设置在所述舱口(52)处，用于开闭所述舱口(52)。

0012.

12.根据权利要求11所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，所述舱口(52)为多个，多个所述舱口(52)在所述蒙皮(50)上间隔设置，所述舱门(70)为多个，多个所述舱门(70)与多个所述舱口(52)一一对应设置。

0013.

13.根据权利要求1所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，所述上支撑框(10)和所述下支撑框(30)均由铝合金材料的挤压型材拉弯而成，所述铝合金材料的抗拉强度不低于600MPa。

0014.

14.根据权利要求1所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，所述蒙皮(50)由厚度为1.2-1.5mm的铝合金板搭接成型；所述连接支座(60)由TC4钛合金材料锻造成型。

0015.

15.根据权利要求1所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，所述连接支座(60)包括：

支撑板(61)，所述支撑板(61)与所述蒙皮(50)抵接；

连接键(62)，所述连接键(62)设置在所述支撑板(61)朝向所述蒙皮(50)的一面上，且穿过所述蒙皮(50)；所述连接键(62)与所述纵向支撑件(40)配合，以固定所述连接支座(60)；

连接部(63)，所述连接部(63)设置在所述支撑板(61)背离所述蒙皮(50)的一面上，所述连接部(63)用于与所述运载火箭的着陆支撑机构相连接。

0016.

16.一种运载火箭，其特征在于，包括如权利要求1至15任一项所述的运载火箭尾段结构。

运载火箭尾段结构及运载火箭

附图说明

[0023]
构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

[0024]
图1示出了本发明的实施例提供的运载火箭尾段结构的具体结构示意图；

[0025]
图2示出了本发明的实施例提供的上支撑框、中间框和下支撑框的具体结构示意图；

[0026]
图3示出了本发明的实施例提供的支撑梁的具体结构示意图；

[0027]
图4示出了本发明的实施例提供的蒙皮的具体结构示意图；

[0028]
图5示出了本发明的实施例提供的舱门的正面结构示意图；

[0029]
图6示出了本发明的实施例提供的舱门的背面结构示意图；

[0030]
图7示出了本发明的实施例提供的连接支座的立体结构示意图；

[0031]
图8示出了图7中连接支座在另一个角度的结构示意图。

[0032]
其中，上述附图包括以下附图标记：

[0033]
10、上支撑框；

[0034]
20、中间框；21、中上框；22、中下框；

[0035]
30、下支撑框；

[0036]
40、纵向支撑件；41、支撑梁；42、支撑桁条；43、主支撑部；431、主梁；432、第一副梁；433、第二副梁；

[0037]
50、蒙皮；51、容纳腔；52、舱口；

[0038]
60、连接支座；61、支撑板；62、连接键；63、连接部；

[0039]
70、舱门。

技术领域

[0001]
本发明涉及运载火箭技术领域，具体而言，涉及一种运载火箭尾段结构及运载火箭。

具体实施方式

[0040]
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。

[0041]
如图1至图8所示，本发明的实施例提供了一种运载火箭尾段结构，包括：上支撑框10、中间框20、下支撑框30、纵向支撑件40、蒙皮50和连接支座60；

[0042]
上支撑框10、中间框20和下支撑框30用于承载径向载荷，且沿运载火箭尾段结构的轴向依次间隔设置；

[0043]
纵向支撑件40为多个，多个纵向支撑件40中的至少一个纵向支撑件40的两端分别与上支撑框10和中间框20连接，至少一个纵向支撑件40的两端分别与中间框20和下支撑框30连接，多个纵向支撑件40共同承载轴向载荷；

[0044]
蒙皮50设置在纵向支撑件40上，蒙皮50包覆上支撑框10、中间框20、下支撑框30和纵向支撑件40，以形成容纳腔51；

[0045]
连接支座60设置在纵向支撑件40上，且位于容纳腔51外；连接支座60用于与运载火箭的着陆支撑机构相连接。

[0046]
本发明通过设置连接支座60与运载火箭的着陆支撑机构相连接，使得运载火箭尾段结构上具有了单独与着陆支撑机构相配合的结构，实现了着陆支撑机构在尾段上的快速安装和便捷拆卸及维护，进而提高了运载火箭的安装效率和维护效率；本发明提出的运载火箭尾段结构，占用空间小，结构强度高，部段质量小，本发明通过设置纵向支撑件40位于容纳腔51内，使得本发明提出的运载火箭尾段结构具有良好的气动外形，适用性强；本发明也可以为可重复使用的运载火箭提供尾段结构支持。

[0047]
在本发明的一个具体实施例中，如图1所示，上支撑框10和下支撑框30上分别具有用于和运载火箭的其他段相连接的对接口，对接口为多个，多个对接口间隔设置在上支撑框10和下支撑框30上。通过设置多个对接口，便于运载火箭尾段结构后续在运载火箭上的对接安装；其中，在本发明的另一个具体实施例中，多个对接口包括对接螺栓孔和对接导向销孔，上支撑框10和下支撑框30上均有36个Φ13mm的对接螺栓孔和4个Φ14.5mm的对接导向销孔。

[0048]
在本发明的一个具体实施例中，蒙皮50与上支撑框10、中间框20、下支撑框30和纵向支撑件40之间均通过铆接固定，以保证蒙皮50的固定强度满足实际航天需要。

[0049]
如图2所示，中间框20为至少两个，包括中上框21和中下框22，中上框21和中下框22沿运载火箭尾段结构的轴向间隔设置；其中，中上框21通过纵向支撑件40与上支撑框10连接固定，中下框22通过纵向支撑件40与下支撑框30连接固定。通过设置中上框21和中下框22，进一步增加了运载火箭尾段结构在径向上的强度和刚度。

[0050]
具体地，如图2所示，中上框21由截面形状为“Ω”型，中上框21由两个二分之一框组成，二分之一框由铝合金板滚弯而成，铝合金板的抗拉强度不低于420MPa。这样设置，既便于中上框21的加工，进而降低成本，又保证了中上框21的强度满足实际使用需求。

[0051]
需要说明的是：在本发明的一个具体实施例中，两个二分之一框通过接头垫板连接形成，以保证两个二分之一框的连接强度。

[0052]
具体地，如图2所示，中下框22由截面形状为“C”型，中下框22由四个四分之一框组成，四分之一框由铝合金板滚弯而成，铝合金板的抗拉强度不低于420MPa，铝合金板的厚度为2-3mm。这样设置，既便于中下框22的加工，进而降低了成本，又保证了中下框22的强度满足实际使用需求。

[0053]
如图1和图3所示，多个纵向支撑件40中的至少一个纵向支撑件40为支撑梁41，支撑梁41依次与上支撑框10、中间框20和下支撑框30连接；连接支座60设置在支撑梁41上；多个纵向支撑件40中包括多个支撑桁条42，一部分支撑桁条42的两端分别与上支撑框10和中间框20连接，一部分支撑桁条42的两端分别与中间框20和下支撑框30连接。通过设置支撑梁41，能够对运载火箭尾段结构在轴向的载荷起到有效支撑；通过设置支撑桁条42，进一步提高运载火箭尾段结构在轴向上的强度和刚度，同时也便于运载火箭尾段结构整体的安装。

[0054]
在本发明的一个具体实施例中，如图1所示，多个支撑桁条42的两端分别连接中上框21和中下框22，多个支撑桁条42间隔设置，以有效连接和支撑中上框21和中下框22。

[0055]
需要说明的是；本发明中支撑桁条42和支撑梁41的长度均可根据尾段的大小和长度灵活调整，并且其数量及装配角度可变；中间框20的数量和位置可变，但至少要有一个中间框20来支撑连接支座60。

[0056]
如图1所示，每三个支撑梁41形成一个主支撑部43，其中，位于中间的支撑梁41为主梁431，分别位于主梁431两边的两个支撑梁41为第一副梁432和第二副梁433，主梁431的形心、第一副梁432的形心和第二副梁433的形心共面，形成第一定位面，以运载火箭尾段结构的中轴线和第一定位面的交点为圆心，第一副梁432的形心与圆心的连线为第一径，主梁431的形心与圆心的连线为主径，第二副梁433的形心与圆心的连线为第二径，第一径与主径之间的夹角和第二径与主径之间的夹角相同，度数范围为5-7度。通过设置主支撑部43，在保证对于运载火箭尾段结构在轴向载荷的有效承载的条件下，最大化地避免了支撑梁41的数量过多，进而便于运载火箭尾段结构整体的简单化和轻量化。通过设置第一径与主径之间的夹角和第二径与主径之间的夹角相同，有效保证了第一副梁432和第二副梁433的辅助支撑效果。

[0057]
需要说明的是：如图1所示，第一副梁432和第二副梁433整体的安装朝向指向运载火箭尾段结构的中轴线和第一定位面的交点，即指向圆心，这样设置，保证了主支撑部43整体重心分布的均匀性。

[0058]
如图1所示，每三个支撑梁41形成一个主支撑部43，其中，位于中间的支撑梁41为主梁431，分别位于主梁431两边的两个支撑梁41为第一副梁432和第二副梁433，连接支座60与主支撑部43中的主梁431通过键连接固定；连接支座60为多个，多个连接支座60沿蒙皮50的周向间隔设置，主支撑部43为多个，多个连接支座60与多个主支撑部43一一对应设置。通过设置多个连接支座60，实现了对于运载火箭上多个着陆支撑机构的灵活适配；通过设置多个连接支座60与多个主支撑部43一一对应，实现了对于每一个连接支座60的有效支撑，进而增加了运载火箭尾段结构与多个着陆支撑机构的配合工作效果，为后续运载火箭的重复使用提供了结构保障。

[0059]
具体地，支撑桁条42的形心在第一定位面上的投影为投影点，投影点与圆心的连线为投影线，第一径或第二径与相邻的投影线之间的夹角为8-10度。通过设置第一径或第二径与相邻的投影线之间的夹角，在满足支撑效果的同时，有效限定了主支撑部43相对于支撑桁条42的位置，使得主支撑部43和支撑桁条42的分布更加合理，使得运载火箭尾段结构整体的重量分布更加合理且均匀(例如：重心位于中轴线上)。

[0060]
在本发明的一个具体实施例中，第一径或第二径与相邻的投影线之间的夹角优选为9度。

[0061]
如图1所示，支撑桁条42为多个，两端分别与上支撑框10和中间框20连接的多个支撑桁条42为一组，两端分别与中间框20和下支撑框30连接的多个支撑桁条42为另一组；其中，同一组中的多个支撑桁条42的形心共面，形成第二定位面，以运载火箭尾段结构的中轴线和第二定位面的交点为中心，相邻的两个支撑桁条42的形心分别与中心的连线，分别为第一边和第二边，第一边和第二边之间的夹角为9-11度。这样设置，在保证支撑效果满足实际使用需求的前提下，既能够最大化地减小了支撑桁条42的数量，以便于运载火箭尾段结构整体的简单化和轻量化；又使得运载火箭尾段结构整体的重量分布更加合理。

[0062]
在本发明的一个具体实施例中，第一边和第二边之间的夹角优选为10度。

[0063]
在本发明的另一个具体实施例中，如图1所示，两端分别连接中上框21和中下框22的多个支撑桁条42也为一组，上述不同的三组支撑桁条42的安装位置共线设置，以保证支撑桁条42的支撑效果。

[0064]
具体地，纵向支撑件40为铝合金锻件，其抗拉强度不低于600MPa。通过设定纵向支撑件40的材料，既便于纵向支撑件40的加工成型，又降低了纵向支撑件40的成本。

[0065]
如图4、图5和图6所示，运载火箭尾段结构还包括舱门70，蒙皮50上开设有用于连通容纳腔51的舱口52，舱门70设置在舱口52处，用于开闭舱口52。通过设置舱门70，使得人员或其他仪器可以从运载火箭尾段结构直接进入到容纳腔51内，为后续相关仪器检查和设备安装提供便利。

[0066]
具体地，舱口52为多个，多个舱口52在蒙皮50上间隔设置，舱门70为多个，多个舱门70与多个舱口52一一对应设置。通过对不同舱口52进行不同的设计，以实现不同的功能。为后续舱门功能的分工提供结构支持。

[0067]
在本发明的一个具体实施例中，舱门70为三个，其中两个舱门70的具体尺寸为490mm×450mm(舱口52的尺寸也相应适配)，上述两个舱门为用于工作人员出入的通过舱门；另一个舱门70的具体尺寸为496mm×312mm(舱口52的尺寸也相应适配)，该舱门用于相关仪器的安装和检查。

[0068]
需要说明的是；本发明提供的运载火箭尾段结构，在装配时以上支撑框10和下支撑框30为基础，将支撑梁41、支撑桁条42和中间框20依次安装，然后安装蒙皮50，利用螺钉和铆钉将上支撑框10、中间框20、下支撑框30和纵向支撑件40固定成一体，最后，利用螺钉将舱门70安装在舱口52上，以及利用螺钉将连接支座60固定在主梁431上。

[0069]
具体地，上支撑框10和下支撑框30均由铝合金材料的挤压型材拉弯而成，铝合金材料的抗拉强度不低于600MPa。通过设定上支撑框10和下支撑框30的材料和加工工艺，既便于上支撑框10和下支撑框30的加工成型，又降低了上支撑框10和下支撑框30的成本。

[0070]
在本发明的一个具体实施例中，上支撑框10、中上框21、中下框22和下支撑框30之间的框距布置如下：从下支撑框30起，框距由下至上依次为640-460-460mm；这样设置，一是为了满足着陆支撑机构中伸缩杆的装配协调要求，即用于承载连接支座60的中下框22与下支撑框30之间的距离为640mm；二是为了尽可能地保证框距的一致性，以节省工艺准备，最终确定中上框21和中下框22之间、上支撑框10和中上框21之间的框距均为460mm。

[0071]
如图4所示，蒙皮50由厚度为1.2-1.5mm的铝合金板搭接成型；连接支座60由TC4钛合金材料锻造成型。通过设定连接支座60的材料和加工工艺，既使得连接支座60满足实际使用需求，又降低了连接支座60的成本。

[0072]
如图7和图8所示，连接支座60包括：支撑板61，支撑板61与蒙皮50抵接；连接键62，连接键62设置在支撑板61朝向蒙皮50的一面上，且穿过蒙皮50；连接键62与纵向支撑件40配合，以固定连接支座60；连接部63，连接部63设置在支撑板61背离蒙皮50的一面上，连接部63用于与运载火箭的着陆支撑机构相连接。通过设置连接支座60的结构，使得连接支座60整体趋于简单化，以便于后续加工和安装。

[0073]
在本发明的一个具体实施例中，连接支座60与连接部63中的主梁431键连接的具体形式为：连接键62穿过蒙皮50(此时蒙皮50上需要预先开设通过连接键62的孔)，并与主梁431上开设的键槽(如图3所示，支撑梁41中部开设的键槽)相配合，然后通过铆接或焊接等方式，将连接键62固定在支撑梁41上，实现了连接支座60与主梁431的固定配合。

[0074]
需要说明的是；在本发明的一个具体实施例中，如图8所示，连接部63为铰链连接的形式；即连接支座60为常见的铰链支座结构，铰链支座与着陆支撑机构中的伸缩杆铰接，以缓冲着陆时的反冲击力；连接支座60为4个，均匀分布在蒙皮50的四周，以保证载荷分布的均匀性。

[0075]
本发明还提供了一种运载火箭，包括上述的运载火箭尾段结构。上述运载火箭可以重复使用，进而可以成为降低发射成本和应对产能需求的选择，为未来大规模、低成本进出太空提供了结构基础。

[0076]
综上所述，本发明提供了一种运载火箭尾段结构及运载火箭，本发明通过设置连接支座60与运载火箭的着陆支撑机构相连接，使得运载火箭尾段结构上具有了单独与着陆支撑机构相配合的结构，实现了着陆支撑机构在尾段上的快速安装和便捷拆卸及维护，进而提高了运载火箭的安装效率和维护效率；本发明提出的运载火箭尾段结构，占用空间小，结构强度高，部段质量小，本发明通过设置纵向支撑件40位于容纳腔51内，使得本发明提出的运载火箭尾段结构具有良好的气动外形，适用性强；本发明也可以为可重复使用的运载火箭提供尾段结构支持。

[0077]
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。

[0078]
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，所述技术、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。

[0079]
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。

[0080]
为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……之上方”、“在……之上表面”、“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…