權(quán)利要求

1.一種航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其特征在于，包括：采用貼補技術(shù)，使用CMC-SiC補片作為貼補修復(fù)零件裂紋、腐蝕坑或纖維裂的結(jié)構(gòu)，并用脈沖激光在CMC-SiC補片與零件的接觸面上制備表面紋理，將釬料涂在CMC-SiC補片與零件接觸面上，然后將CMC-SiC補片與零件表面壓緊，經(jīng)過真空釬焊、打磨、清洗烘干、環(huán)境障涂層恢復(fù)、退火后完成航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件的貼補修復(fù)。

2.如權(quán)利要求1所述的航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其特征在于，具體包括以下步驟：

步驟一、去除零件表面的環(huán)境障涂層;

步驟二、采用熔體浸漬RMI工藝制作CMC-SiC補片，或采用CMC-SiC平板通過機械加工的方式制作CMC-SiC補片;

步驟三、采用激光毛化技術(shù)，使用脈沖激光在CMC-SiC補片與零件接觸面上制備表面紋理;

步驟四、將激光毛化后的CMC-SiC補片和零件置于丙酮中超聲清洗10～30min后烘干;

步驟五、選擇粉末釬料;

步驟六、將粉末釬料烘干，然后加入連接劑，粉末釬料與連接劑的質(zhì)量比為1:1～5:1，混合均勻成膏狀，涂在CMC-SiC補片與零件接觸面;所述連接劑為NiCrobrazⅡ型水基粘接劑、TENSOL No.6、三氯乙烯、聚苯乙烯、三氯乙烯、乙二醇、丙三醇中的一種;

步驟七、將CMC-SiC補片與零件表面壓緊，并使用重物或定位夾保證間隙;

步驟八、將零件放入真空釬焊爐進行真空釬焊，以升溫速率升溫至焊接溫度，然后保溫一定時間，最后在一定降溫速率下降溫或隨爐冷卻的方式降至室溫;

步驟九、取出釬焊后的零件，將焊縫處打磨平整，并置于丙酮溶液中超聲清洗10～30min后烘干;

步驟十、使用大氣等離子噴涂APS設(shè)備恢復(fù)零件環(huán)境障涂層;

步驟十一、打磨恢復(fù)的環(huán)境障涂層，使環(huán)境障涂層復(fù)合產(chǎn)品粗糙度要求;

步驟十二、對零件進行退火處理，完成零件的貼補修復(fù)。

3.如權(quán)利要求2所述的航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其特征在于，所述步驟一中，去除零件表面的環(huán)境障涂層采用激光清洗、噴砂或機械加工的方法，清洗至將CMC-SiC基體暴露出來。

4.如權(quán)利要求2所述的航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其特征在于，所述步驟二中，所述CMC-SiC補片形狀和尺寸的基本設(shè)計原則包括：所述CMC-SiC補片的形狀為圓形或帶圓角的矩形;

所述CMC-SiC補片的厚度不小于損傷處零件的原厚度;

所述CMC-SiC補片中碳化硅纖維的方向與零件修補處纖維方向平行;

所述CMC-SiC補片邊緣在與碳化硅纖維平行方向離零件損傷邊緣的最小距離L滿足下式關(guān)系：

其中，σ為CMC-SiC補片材料抗拉強度，τ為搭接接頭的拉伸剪切強度，H為損傷處零件平均厚度;CMC-SiC補片邊緣在垂直纖維方向離損傷邊緣至少3mm;

所述CMC-SiC補片放置于待修補零件損傷處，CMC-SiC補片與零件表面間的間隙確保不大于0.2mm。

5.如權(quán)利要求2所述的航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其特征在于，所述步驟三中，脈沖激光為飛秒激光，脈沖激光波長為0.8～1.06μm，單脈沖能量為35fs，重復(fù)頻率200～1000Hz，能量密度為1.5～2.5J/cm2，掃描速度50～350μm/s，掃描次數(shù)為1～5次。

6.如權(quán)利要求2所述的航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其特征在于，所述步驟四中，選擇粉末狀Cu基、Ag基、Ni基、Ti-Si或Ni-Si-Ti共晶作為釬料。

7.如權(quán)利要求2所述的航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其特征在于，所述步驟七中，還包括：控制CMC-SiC補片與零件間釬料厚度不超過0.2mm。

8.如權(quán)利要求2所述的航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其特征在于，所述步驟八中，焊接溫度為800～1400℃，保溫時間為5～50min，升溫速率為5～20℃/min，降溫速率為3～10℃/min。

9.如權(quán)利要求2所述的航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其特征在于，所述步驟十中，使用大氣等離子噴涂APS設(shè)備恢復(fù)零件環(huán)境障涂層的具體方法包括：使用夾具將待噴涂零件放置于轉(zhuǎn)臺上，噴涂時零件隨轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動，保證環(huán)境障涂層均勻;噴涂前通過等離子弧對零件基體進行預(yù)熱。

10.如權(quán)利要求2所述的航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其特征在于，所述步驟十二中，退火溫度為800～1300℃，退火保溫時間為半小時，隨爐冷卻。

說明書

技術(shù)領(lǐng)域

[0001]本發(fā)明屬于航空發(fā)動機修復(fù)技術(shù)領(lǐng)域，更具體地說，本發(fā)明涉及一種航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法。

背景技術(shù)

[0002]碳化硅陶瓷基復(fù)合材料(CMC-SiC),特別是碳化硅陶瓷纖維增強的碳化硅陶瓷基復(fù)合材料SiCf/SiC在航空發(fā)動機上的應(yīng)用越來越多，現(xiàn)已在發(fā)動機火焰筒、渦輪外環(huán)、導(dǎo)向器、尾噴管等熱端靜止件上獲得了應(yīng)用;為了防止CMC-SiC材料在高溫工作時與環(huán)境中的水蒸氣、氧氣、熔鹽等物質(zhì)發(fā)生腐蝕反應(yīng)，往往會在CMC-SiC零件表面制備一層環(huán)境障涂層(EBC)，目前最常見的EBC涂層為第三代EBC，即稀土硅酸鹽體系EBC。

[0003]由于陶瓷材料的特性，CMC-SiC制成的發(fā)動機零件出現(xiàn)裂紋、腐蝕等損傷后，修復(fù)方法有限，常規(guī)的氬弧焊等技術(shù)并不適用。

[0004]在碳化硅纖維基本未受損，而且基體僅僅存在寬度小于0.2mm的窄小裂紋情況下，可以采用釬焊的方式填充基體裂紋，使裂紋閉合并恢復(fù)部分強度。大致方法為：去除零件表面環(huán)境障涂層，并清洗零件后烘干;選擇合適的粉末狀Cu基、Ag基或Ni基活性金屬釬料，然后加入連接劑，混合均勻成膏狀，涂在零件表面裂紋處及附近區(qū)域;將零件放入真空釬焊爐按一定升溫、保溫、降溫曲線進行真空釬焊，熔融的釬料會在毛細作用下從零件表面進入并填滿裂紋內(nèi)部，并在合適溫度下發(fā)生反應(yīng)，形成焊接接頭，達到閉合裂紋并恢復(fù)一定強度的效果;熱噴涂恢復(fù)環(huán)境障涂層，并進行退火等后處理。其它損傷情況下，如基體裂紋較寬(大于0.2mm)或基體材料形成直徑較大(超過0.2mm)的腐蝕坑類損傷，或基體和碳化硅纖維都產(chǎn)生了裂紋、斷裂，目前該類損壞的零件只能提前報廢處理，使零件實際服役時間遠低于設(shè)計值。

[0005]目前釬焊修復(fù)技術(shù)只適合輕微損傷的CMC-SiC零件修復(fù)，即碳化硅纖維基本未受損，而且基體僅僅存在寬度小于0.2mm的窄小裂紋。

[0006]在碳化硅纖維未受損，基體存在裂紋較寬(大于0.2mm)或基體材料形成直徑較大(超過0.2mm)的腐蝕坑類損傷時，釬料熔化后由于裂紋、腐蝕坑內(nèi)基體材料間距過大，從而無法產(chǎn)生毛細作用或者釬焊縫中間釬料離陶瓷母材過遠無法互相反應(yīng)產(chǎn)生連接相，最終無法有效填充裂紋或腐蝕坑并且使釬焊區(qū)強度極低，無法滿足修復(fù)要求。

[0007]基體和作為主要承力部分的碳化硅纖維都產(chǎn)生了裂紋、斷裂的情況下，零件傳力路徑受到了破壞，現(xiàn)有釬焊修復(fù)方法無法恢復(fù)或新建等效的零件傳力路徑及承力能力。

[0008]另外，現(xiàn)有釬焊技術(shù)修復(fù)寬度小于0.2mm裂紋時，釬料進入裂紋內(nèi)部時產(chǎn)生的毛細作用受裂紋內(nèi)表面原始狀態(tài)影響較大，且根據(jù)裂紋內(nèi)部形貌具有一定隨機性，加之無法對裂紋內(nèi)表面狀態(tài)進行控制和優(yōu)化，所以無法在釬焊時產(chǎn)生較優(yōu)的毛細效果和連接效果。在接觸面可達的其它釬焊情況下，通常采用砂紙打磨和吹砂的方式優(yōu)化釬焊連接面，提升釬焊效果，但砂紙打磨或吹砂形成的表面狀態(tài)比較粗放，無法精確達到最優(yōu)的表面粗糙度、表面紋理，從而無法獲得最優(yōu)的釬焊結(jié)合性能。

發(fā)明內(nèi)容

[0009]本發(fā)明的一個目的是解決至少上述問題和/或缺陷，并提供至少后面將說明的優(yōu)點。

[0010]為了實現(xiàn)根據(jù)本發(fā)明的這些目的和其它優(yōu)點，提供了一種航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，包括：采用貼補技術(shù)，使用CMC-SiC補片作為貼補修復(fù)零件裂紋、腐蝕坑或纖維裂的結(jié)構(gòu)，并用脈沖激光在CMC-SiC補片與零件的接觸面上制備表面紋理，將釬料涂在CMC-SiC補片與零件接觸面上，然后將CMC-SiC補片與零件表面壓緊，經(jīng)過真空釬焊、打磨、清洗烘干、環(huán)境障涂層恢復(fù)、退火后完成航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件的貼補修復(fù)。

[0011]優(yōu)選的是，其中，具體包括以下步驟：

[0012]步驟一、去除零件表面的環(huán)境障涂層;

[0013]步驟二、采用熔體浸漬RMI工藝制作CMC-SiC補片，或采用CMC-SiC平板通過機械加工的方式制作CMC-SiC補片;

[0014]步驟三、采用激光毛化技術(shù)，使用脈沖激光在CMC-SiC補片與零件接觸面上制備表面紋理;

[0015]步驟四、將激光毛化后的CMC-SiC補片和零件置于丙酮中超聲清洗10～30min后烘干;

[0016]步驟五、選擇粉末釬料;

[0017]步驟六、將粉末釬料烘干，然后加入連接劑，粉末釬料與連接劑的質(zhì)量比為1:1～5:1，混合均勻成膏狀，涂在CMC-SiC補片與零件接觸面;

[0018]步驟七、將CMC-SiC補片與零件表面壓緊，并使用重物或定位夾保證間隙;

[0019]步驟八、將零件放入真空釬焊爐進行真空釬焊，以升溫速率升溫至焊接溫度，然后保溫一定時間，最后在一定降溫速率下降溫或隨爐冷卻的方式降至室溫;

[0020]步驟九、取出釬焊后的零件，將焊縫處打磨平整，并置于丙酮溶液中超聲清洗10～30min后烘干;

[0021]步驟十、使用大氣等離子噴涂APS設(shè)備恢復(fù)零件環(huán)境障涂層;

[0022]步驟十一、打磨恢復(fù)的環(huán)境障涂層，使環(huán)境障涂層復(fù)合產(chǎn)品粗糙度要求;

[0023]步驟十二、對零件進行退火處理，完成零件的貼補修復(fù)。

[0024]優(yōu)選的是，其中，所述步驟一中，去除零件表面的環(huán)境障涂層采用激光清洗、噴砂或機械加工的方法，清洗至將CMC-SiC基體暴露出來。

[0025]優(yōu)選的是，其中，所述步驟二中，所述CMC-SiC補片形狀和尺寸的基本設(shè)計原則包括：所述CMC-SiC補片的形狀為圓形或帶圓角的矩形;

[0026]所述CMC-SiC補片的厚度不小于損傷處零件的原厚度;

[0027]所述CMC-SiC補片中碳化硅纖維的方向與零件修補處纖維方向平行;

[0028]所述CMC-SiC補片邊緣在與碳化硅纖維平行方向離零件損傷邊緣的最小距離L滿足下式關(guān)系：

[0029]

[0030]其中，σ為CMC-SiC補片材料抗拉強度，τ為搭接接頭的拉伸剪切強度，H為損傷處零件平均厚度;CMC-SiC補片邊緣在垂直纖維方向離損傷邊緣至少3mm;

[0031]所述CMC-SiC補片放置于待修補零件損傷處，CMC-SiC補片與零件表面間的間隙確保不大于0.2mm。

[0032]優(yōu)選的是，其中，所述步驟三中，脈沖激光為飛秒激光，脈沖激光波長為0.8～1.06μm，單脈沖能量為35fs，重復(fù)頻率200～1000Hz，能量密度為1.5～2.5J/cm2，掃描速度50～350μm/s，掃描次數(shù)為1～5次。

[0033]優(yōu)選的是，其中，所述步驟四中，選擇粉末狀Cu基、Ag基、Ni基、Ti-Si或Ni-Si-Ti共晶作為釬料。

[0034]優(yōu)選的是，其中，所述步驟七中，還包括：控制CMC-SiC補片與零件間釬料厚度不超過0.2mm。

[0035]優(yōu)選的是，其中，所述步驟八中，焊接溫度為800～1400℃，保溫時間為5～50min，升溫速率為5～20℃/min，降溫速率為3～10℃/min。

[0036]優(yōu)選的是，其中，所述步驟十中，使用大氣等離子噴涂APS設(shè)備恢復(fù)零件環(huán)境障涂層的具體方法包括：使用夾具將待噴涂零件放置于轉(zhuǎn)臺上，噴涂時零件隨轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動，保證環(huán)境障涂層均勻;噴涂前通過等離子弧對零件基體進行預(yù)熱。

[0037]優(yōu)選的是，其中，所述步驟十二中，退火溫度為800～1300℃，退火保溫時間為半小時，隨爐冷卻。

[0038]本發(fā)明至少包括以下有益效果：本發(fā)明采用貼補技術(shù)，重建裂紋、腐蝕坑或纖維斷裂處的傳力路徑，恢復(fù)零件強度，解決對碳化硅陶瓷基復(fù)材零件上較寬裂紋、腐蝕坑或纖維斷裂等較嚴重損傷的修復(fù)難題。此外，在CMC-SiC補片和零件貼合面采用脈沖激光制備特定紋理、形貌，精確實現(xiàn)釬料與補片、零件母材的最優(yōu)結(jié)合效果和接頭強度。

[0039]本發(fā)明的其它優(yōu)點、目標和特征將部分通過下面的說明體現(xiàn)，部分還將通過對本發(fā)明的研究和實踐而為本領(lǐng)域的技術(shù)人員所理解。

附圖說明

[0040]圖1為本發(fā)明實施例1中CMC-SiC補片的示意圖。

具體實施方式

[0041]下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進一步的詳細說明，以令本領(lǐng)域技術(shù)人員參照說明書文字能夠據(jù)以實施。

[0042]應(yīng)當(dāng)理解，本文所使用的諸如“具有”、“包含”以及“包括”術(shù)語并不排除一個或多個其它元件或其組合的存在或添加。

[0043]實施例1

[0044]一種航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，包括以下步驟：

[0045]步驟一、采用激光清洗技術(shù)(激光參數(shù)基于涂層成分和厚度設(shè)置)將原有的環(huán)境障涂層去除干凈，將CMC-SiC基體暴露出來，并將損傷處打磨平整，去除毛刺、翻邊、凸起等。

[0046]步驟二、修復(fù)基體裂紋尺寸寬0.2mm，根據(jù)裂紋、腐蝕坑的形狀、尺寸和該處零件外形、厚度及碳化硅纖維延伸方向設(shè)計CMC-SiC補片;采用熔體浸滲RMI工藝制作CMC-SiC補片。CMC-SiC補片示意圖見圖1，圖1中1為零件原始裂紋，2為CMC-SiC補片。CMC-SiC補片形狀、尺寸基本設(shè)計原則如下：

[0047]CMC-SiC補片形狀采用圓形或帶圓角的矩形，如圖1所示，本實施例使用的CMC-SiC補片為帶圓角的矩形;

[0048]CMC-SiC補片厚度不小于損傷處零件的原厚度，零件損傷處厚度為2mm，本實施例使用的CMC-SiC補片厚度為2mm;

[0049]CMC-SiC補片中碳化硅纖維方向與零件修補處纖維方向平行

[0050]CMC-SiC補片邊緣在平行纖維方向離損傷邊緣的最小距離σ為CMC-SiC材料抗拉強度，為800MPa，τ為搭接接頭的拉伸剪切強度，為45MPa，H為損傷處零件平均厚度，為2mm，則計算得L取整為36mm;CMC-SiC補片邊緣在垂直纖維方向離損傷邊緣至少3mm。

[0051]將CMC-SiC補片放置于待修補損傷處，CMC-SiC補片與零件表面間的間隙確保不大于0.2mm。

[0052]步驟三、采用激光毛化(laser texturing)技術(shù)，即使用脈沖激光在CMC-SiC補片與零件接觸面上制備特定的表面紋理，優(yōu)化表面微觀結(jié)構(gòu)，提升后續(xù)CMC-SiC補片與零件表面釬焊時的接觸面積和熔融釬料的潤濕性，進而提升CMC-SiC補片與零件的連接效果和連接強度。激光毛化參數(shù)需根據(jù)使用的釬料性能進行選擇，激光參數(shù)為：脈沖激光波長為1.06μm，單脈沖能量為35fs，重復(fù)頻率500Hz，能量密度為2J/cm2，掃描速度200μm/s，掃描次數(shù)為3次;

[0053]步驟四、激光毛化后的CMC-SiC零件和CMC-SiC補片置于丙酮溶液中超聲清洗15min后烘干;

[0054]步驟五、選擇粉末狀A(yù)g基作為釬料;

[0055]步驟六、將Ag基粉末釬料烘干，然后加入NiCrobrazⅡ型水基連接劑，Ag基粉末釬料與連接劑的質(zhì)量比為5:1，混合均勻成膏狀,涂在補片與零件接觸面;

[0056]步驟七、將CMC-SiC補片與零件表面壓緊，并使用重物或定位夾保證間隙，控制CMC-SiC補片與零件間釬料厚度不超過0.2mm;

[0057]步驟八、將零件放入真空釬焊爐進行真空釬焊，熔融的釬料會在合適溫度下與陶瓷母材發(fā)生反應(yīng)，形成焊接接頭。焊接溫度890℃，需根據(jù)具體釬料成分和零件工作溫度要求選擇，保溫時間為20min，升溫速率為10℃/min，降溫速率為隨爐冷卻。

[0058]步驟九、取出釬焊后的零件，將焊縫處打磨平整，并置于丙酮溶液中超聲清洗15min后烘干;

[0059]步驟十、使用大氣等離子噴涂APS設(shè)備進行環(huán)境障涂層的恢復(fù)，使用夾具將待噴涂零件放置于轉(zhuǎn)臺上，噴涂時零件隨轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動，保證涂層均勻;噴涂前通過等離子弧對零件基體進行預(yù)熱。

[0060]步驟十一、打磨恢復(fù)的環(huán)境障涂層，使其符合產(chǎn)品的粗糙度要求。

[0061]步驟十二、在800℃進行退火熱處理，退火保溫時間半小時，隨爐冷卻，減小殘余應(yīng)力。

[0062]步驟十三、完成修復(fù)，使零件可繼續(xù)服役，避免了零件的提前報廢。

[0063]實施例2

[0064]本實施例提供了一種航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其與實施例1相比，不同的是步驟二中選用采購所需厚度的CMC-SiC平板，然后通過機械加工的方式制作CMC-SiC補片，本實施例其余步驟的工藝參數(shù)與實施例1相同。

[0065]實施例3

[0066]本實施例提供了一種航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其與實施例1相比，不同的是步驟五中選用粉末狀Cu基作為釬料，釬焊溫度為800℃左右，本實施例其余步驟的工藝參數(shù)與實施例1相同。

[0067]實施例4

[0068]本實施例提供了一種航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其與實施例1相比，不同的是步驟五中選用粉末狀Ni基作為釬料，釬焊溫度為1400℃左右，本實施例其余步驟的工藝參數(shù)與實施例1相同。

[0069]實施例5

[0070]本實施例提供了一種航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其與實施例1相比，不同的是步驟五中選用粉末狀Ti-Si作為釬料，本實施例其余步驟的工藝參數(shù)與實施例1相同。

[0071]實施例6

[0072]本實施例提供了一種航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其與實施例1相比，不同的是步驟五中選用粉末狀Ni-Si-Ti共晶作為釬料，本實施例其余步驟的工藝參數(shù)與實施例1相同。

[0073]對比例1

[0074]本對比例提供了一種航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其與實施例1相比，不同的是步驟三中未采用激光毛化技術(shù)在CMC-SiC補片與零件接觸面上制備表面紋理，而是在CMC-SiC補片與零件接觸面上一次使用400目、800目、1000目的砂紙進行打磨，然后進行真空釬焊，其余步驟的工藝參數(shù)與實施例1相同。

[0075]對比例2

[0076]本對比例提供了一種航空發(fā)動機碳化硅陶瓷基復(fù)合材料零件貼補修復(fù)方法，其與實施例1相比，不同的是步驟三中未采用激光毛化技術(shù)在CMC-SiC補片與零件接觸面上制備表面紋理，而是在CMC-SiC補片與零件接觸面上進行吹砂，然后進行真空釬焊，其余步驟的工藝參數(shù)與實施例1相同

[0077]其中，實施例1激光毛化后再釬焊的接頭的拉伸剪切強度達到47MPa，相較于對比例1砂紙打磨后再釬焊的拉伸剪切強度34MPa，提升了38%。

[0078]這里說明的設(shè)備數(shù)量和處理規(guī)模是用來簡化本發(fā)明的說明的。對本發(fā)明的應(yīng)用、修改和變化對本領(lǐng)域的技術(shù)人員來說是顯而易見的。

[0079]盡管本發(fā)明的實施方案已公開如上，但其并不僅僅限于說明書和實施方式中所列運用，它完全可以被適用于各種適合本發(fā)明的領(lǐng)域，對于熟悉本領(lǐng)域的人員而言，可容易地實現(xiàn)另外的修改，因此在不背離權(quán)利要求及等同范圍所限定的一般概念下，本發(fā)明并不限于特定的細節(jié)和這里示出與描述的圖例。

說明書附圖(1)