CN115616567A - 一种雷达测距误差修正方法 - Google Patents

一种雷达测距误差修正方法 Download PDF

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CN115616567A CN202211628989.1A CN202211628989A CN115616567A CN 115616567 A CN115616567 A CN 115616567A CN 202211628989 A CN202211628989 A CN 202211628989A CN 115616567 A CN115616567 A CN 115616567A
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夏明福
梁晓东
谢鸿
李荣学
孙永旭
别克扎提·巴合提
刘彩红
金鑫
邓龙飞
张鑫宇
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Hunan Lianzhi Monitoring Technology Co ltd
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    • G01S7/40—Means for monitoring or calibrating

Abstract

本发明公开一种雷达测距误差修正方法，能够利用双天线实时监测风机机舱摆动位移来消除毫米波雷达因机舱摆动的误差，增加监测精度，提供准确的数据，保障风机安全运行，即传统毫米波雷达布设在机舱上监测叶片净空值存在误差，风机在迎风运行时机舱会摆动偏移，而雷达是二维测量，机舱摆动位移大小跟风速有关，雷达安装在机舱会随着机舱摆动，实际测量出的数据叠加了风机机舱摆动位移，对数据的精度产生了巨大的影响，导致无法准确判断叶片与塔筒的净空值，本发明的修正方法能够很好的解决这个问题。

Description

一种雷达测距误差修正方法
技术领域
本发明涉及风电监测技术领域，具体涉及一种雷达测距误差修正方法。
背景技术
在现有风机监测中，采用毫米波测距雷达安装在机舱，实际风机迎风运行过程中，风机塔顶机舱会受到风的作用发生摆动，对于安装在风机机舱的毫米波雷会随着机舱摆动，风速越大毫米雷达测距误差越大，进而导致雷达的监测数据产生较大误差。
综上所述，急需一种雷达测距误差修正方法以解决现有技术中雷达因摆动产生误差的问题。
发明内容
本发明目的在于提供一种雷达测距误差修正方法，以解决雷达因摆动产生误差的问题，具体技术方案如下：
一种雷达测距误差修正方法，包括如下步骤：
步骤S1：在风机机舱的顶部安装GNSS主天线A与GNSS副天线B，机舱旋转中心点
Figure 916301DEST_PATH_IMAGE001
、主天线A和副天线B之间形成三角结构；雷达安装在风机上；
步骤S2：通过GNSS主天线A和GNSS副天线B的位置坐标获取机舱旋转中心的初始坐标；
步骤S3：在风机运行过程中，通过GNSS主天线A和GNSS幅天线B的位置变化获取机舱中心的水平偏移量；
步骤S4：通过雷达获取叶片的叶尖与风机塔筒之间的水平距离；
步骤S5：利用步骤S4中的水平距离与步骤S3中的水平偏移量的差值来消除机舱偏移导致雷达产生的误差。
以上技术方案优选的，所述步骤S1中，两组GNSS天线与地面的基准站配合实现测量数据的采集；雷达安装在风机的机舱上。
以上技术方案优选的，所述步骤S2中，在风机停转状态下控制风机塔顶机舱偏航转动，使风机机舱沿塔筒周向以固定角度
Figure 969707DEST_PATH_IMAGE002
旋转
Figure 684853DEST_PATH_IMAGE003
次，机舱旋转中心的初始坐标
Figure 165513DEST_PATH_IMAGE004
通过式1）获取：
Figure 457954DEST_PATH_IMAGE005
1）；
其中，
Figure 315052DEST_PATH_IMAGE006
，
Figure 884705DEST_PATH_IMAGE007
和
Figure 536266DEST_PATH_IMAGE008
分别为第
Figure 456949DEST_PATH_IMAGE009
次旋转时主天线A的坐标值和与其处于对称位置的第
Figure 852158DEST_PATH_IMAGE010
次旋转时主天线A的坐标值；
Figure 400951DEST_PATH_IMAGE011
和
Figure 364359DEST_PATH_IMAGE012
分别为第
Figure 631392DEST_PATH_IMAGE013
次旋转时副天线B的坐标值和与其处于对称位置的第
Figure 830292DEST_PATH_IMAGE014
次旋转时副天线B的坐标值。
以上技术方案优选的，所述步骤S2中，
Figure 108958DEST_PATH_IMAGE015
。
以上技术方案优选的，所述步骤S3中，第
Figure 367901DEST_PATH_IMAGE016
次测量的通过主天线A和副天线B的位置变化获取的机舱旋转中心的水平偏移量
Figure 122230DEST_PATH_IMAGE017
，如式2）所示：
Figure 859242DEST_PATH_IMAGE018
2）；
其中，
Figure 257994DEST_PATH_IMAGE019
为机舱旋转中心第
Figure 687838DEST_PATH_IMAGE020
次测量在XOY平面中的水平坐标，
Figure 663884DEST_PATH_IMAGE021
为机舱旋转中心的初始坐标在XOY平面中的水平坐标。
以上技术方案优选的，机舱旋转中心第
Figure 204587DEST_PATH_IMAGE020
次测量的坐标
Figure 723424DEST_PATH_IMAGE022
Figure 58591DEST_PATH_IMAGE023
通过式2.a）和式2.b）获取：
Figure 787512DEST_PATH_IMAGE024
2.a）；
Figure 741693DEST_PATH_IMAGE026
2.b）
其中，
Figure 239670DEST_PATH_IMAGE027
为主天线A的相位中心点第
Figure 745738DEST_PATH_IMAGE028
次测量在导航坐标系中的三维坐标；
Figure 837322DEST_PATH_IMAGE029
为主天线A的相位中心点与机舱旋转中心点
Figure 719827DEST_PATH_IMAGE030
在载体坐标系b中的三维坐标；
Figure 72311DEST_PATH_IMAGE031
为机舱的俯仰角，
Figure 14859DEST_PATH_IMAGE032
为机舱的方位角，
Figure 328160DEST_PATH_IMAGE033
为机舱的横滚角，
Figure 748777DEST_PATH_IMAGE034
为与
Figure 221347DEST_PATH_IMAGE035
、
Figure 69217DEST_PATH_IMAGE036
和
Figure 869814DEST_PATH_IMAGE037
相关的矩阵。
以上技术方案优选的，所述步骤S4包括：
步骤S4.1：利用毫米波雷达，采用调频连续波波形，对叶片经过雷达探测的范围区域整体进行探测进而获得叶片的叶尖经过该区域时与雷达的空间位置，结合经典的三角波测距原理，进而得出雷达与叶尖之间的径向距离和叶片方位角；
步骤S4.2：通过步骤S4.1获取的径向距离和叶片方位角，计算出叶尖与塔筒之间的水平距离。
以上技术方案优选的，所述步骤S4.1中，雷达与叶尖之间的径向距离
Figure 94122DEST_PATH_IMAGE038
如式3）所示：
Figure 421198DEST_PATH_IMAGE039
3)；
其中，
Figure 705549DEST_PATH_IMAGE040
是三角波进行快速傅里叶变换后的频点数；
Figure 118076DEST_PATH_IMAGE041
为雷达输出的上三角波进行快速傅里叶变换后的峰值频点位置；
Figure 755862DEST_PATH_IMAGE042
为雷达输出的下三角波进行快速傅里叶变换后的峰值频点位置；
Figure 937444DEST_PATH_IMAGE043
为光速；
Figure 268062DEST_PATH_IMAGE044
为三角波的上三角时间；
Figure 167885DEST_PATH_IMAGE045
为雷达带宽；
所述步骤S4.1中，叶片方位角
Figure 609362DEST_PATH_IMAGE046
如式4）所示：
Figure 645451DEST_PATH_IMAGE047
4）；
其中，
Figure 271605DEST_PATH_IMAGE048
为雷达上的两组接收天线的相位差，
Figure 534090DEST_PATH_IMAGE049
为雷达上的两组接收天线的相距。
以上技术方案优选的，所述步骤S4.2中，叶尖与塔筒之间的水平距离
Figure 638312DEST_PATH_IMAGE050
如式5）所示；
Figure 669853DEST_PATH_IMAGE051
5）；
其中，
Figure 466908DEST_PATH_IMAGE052
表示雷达与叶尖之间的径向距离；
Figure 75744DEST_PATH_IMAGE053
表示叶片方位角。
以上技术方案优选的，所述步骤S5中，雷达测量的消除误差后的叶尖与塔筒的水平距离
Figure 124602DEST_PATH_IMAGE054
如式6）所示：
Figure 135284DEST_PATH_IMAGE055
6）；
其中，
Figure 103240DEST_PATH_IMAGE056
表示叶尖与塔筒之间的水平距离；
Figure 199372DEST_PATH_IMAGE057
表示第
Figure 520763DEST_PATH_IMAGE058
次测量的通过主天线A和副天线B的位置变化获取的机舱旋转中心的水平偏移量。
应用本发明的技术方案，具有以下有益效果：
本发明中的雷达测距误差修正方法，能够利用双天线实时监测风机机舱摆动位移来消除毫米波雷达因机舱摆动的误差，增加监测精度，提供准确的数据，保障风机安全运行，即传统毫米波雷达布设在机舱上监测叶片净空值存在误差，风机在迎风运行时机舱会摆动偏移，而雷达是二维测量，机舱摆动位移大小跟风速有关，雷达安装在机舱会随着机舱摆动，实际测量出的数据叠加了风机机舱摆动位移，对数据的精度产生了巨大的影响，导致无法准确判断叶片与塔筒的净空值，本发明的修正方法能够很好的解决这个问题。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的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：
图1是本实施例中毫米波雷达波探测示意图；
图2是主天线A和副天线B的安装示意图；
图3是步骤S2中获取机舱旋转中心的初始坐标的原理图；
图4是是本实施例中风机运行过程中机舱旋转中心在XOY平面的位置变化示意图，
Figure 651530DEST_PATH_IMAGE059
示意初始位置，
Figure 790387DEST_PATH_IMAGE060
示意变化后的位置；
其中，1、机舱；2、塔筒；3、叶片。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以根据权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。
实施例：
一种雷达测距误差修正方法，包括步骤S1至步骤S5，如图1至图4所示，具体如下：
步骤S1：如图1和图2所示，在风机机舱的顶部安装GNSS主天线A和GNSS副天线B，使机舱旋转中心点
Figure 373815DEST_PATH_IMAGE061
、主天线A和副天线B之间形成三角结构；在机舱上安装至少一个雷达（毫米波雷达），毫米波雷达的接收天线至少两根以上（本实施例优选为两根）；
其中，两组GNSS天线（即GNSS主天线A和GNSS副天线B）与地面的基准站配合实现北斗测量数据的采集；毫米波雷达返回数据包括目标径向距离、目标角度以及目标速度。
步骤S2：如图3和图4所示，通过GNSS主天线A和GNSS副天线B的位置坐标获取机舱旋转中心的初始坐标，具体是：在风机风轮停转状态下控制风机塔顶机舱偏航转动，使风机机舱沿塔筒周向以固定角度
Figure 498897DEST_PATH_IMAGE062
旋转
Figure 484171DEST_PATH_IMAGE063
次，其中
Figure 793929DEST_PATH_IMAGE063
为正偶数（本实施例中共旋转了8次），且
Figure 864653DEST_PATH_IMAGE064
，通过GNSS主天线A和GNSS副天线B的位置坐标获取机舱旋转中心的初始坐标；图3中，字符A和B的右下标表示转动次数；
其中，机舱旋转中心的初始坐标
Figure 793426DEST_PATH_IMAGE065
通过式1）获取：
Figure 508573DEST_PATH_IMAGE067
1）；
其中，
Figure 989232DEST_PATH_IMAGE068
，
Figure 281673DEST_PATH_IMAGE069
和
Figure 14137DEST_PATH_IMAGE070
分别为第
Figure 708424DEST_PATH_IMAGE071
次旋转时主天线A的坐标值和与其处于对称位置的第
Figure 359985DEST_PATH_IMAGE072
次旋转时主天线A的坐标值；
Figure 280668DEST_PATH_IMAGE073
和
Figure 675877DEST_PATH_IMAGE074
分别为第
Figure 224670DEST_PATH_IMAGE075
次旋转时副天线B的坐标值和与其处于对称位置的第
Figure 312712DEST_PATH_IMAGE076
次旋转时副天线B的坐标值。
步骤S3：在风机运行过程中，通过GNSS主天线A和GNSS幅天线B的位置变化获取机舱中心的水平偏移量，具体如下：
第
Figure 455111DEST_PATH_IMAGE077
次测量的通过主天线A和副天线B的位置变化获取的机舱旋转中心的水平偏移量
Figure 388432DEST_PATH_IMAGE078
，如式2）所示：
Figure 57311DEST_PATH_IMAGE079
2）；
其中，
Figure 168182DEST_PATH_IMAGE080
为机舱旋转中心第
Figure 656933DEST_PATH_IMAGE081
次测量在XOY平面中的水平坐标，
Figure 659524DEST_PATH_IMAGE082
为机舱旋转中心的初始坐标在XOY平面中的水平坐标。
优选的，在上式2）中，机舱旋转中心第
Figure 182909DEST_PATH_IMAGE083
次测量的坐标
Figure 222540DEST_PATH_IMAGE084
Figure 464166DEST_PATH_IMAGE085
通过式2.a）和式2.b）获取：
Figure 4869DEST_PATH_IMAGE086
2.a）；
Figure 382760DEST_PATH_IMAGE088
2.b）
其中，
Figure 858872DEST_PATH_IMAGE089
为主天线A的相位中心点第
Figure 322214DEST_PATH_IMAGE090
次测量在导航坐标系中的三维坐标；
Figure 666608DEST_PATH_IMAGE091
为主天线A的相位中心点与机舱旋转中心点
Figure 164586DEST_PATH_IMAGE092
在载体坐标系b中的三维坐标；
Figure 670653DEST_PATH_IMAGE093
为机舱的俯仰角，
Figure 762237DEST_PATH_IMAGE094
为机舱的方位角，
Figure 644742DEST_PATH_IMAGE095
为机舱的横滚角，
Figure 997226DEST_PATH_IMAGE096
为与
Figure 674195DEST_PATH_IMAGE093
、
Figure 987496DEST_PATH_IMAGE094
和
Figure 673692DEST_PATH_IMAGE097
相关的矩阵。
步骤S4：通过雷达获取叶片的叶尖与风机塔筒之间的水平距离，本步骤S4包括步骤S4.1和步骤S4.2，具体如下：
步骤S4.1：利用毫米波雷达，采用调频连续波波形，对叶片经过雷达探测的范围区域整体进行探测进而获得叶片的叶尖经过该区域时与雷达的空间位置，结合经典的三角波测距原理，进而得出雷达与叶尖之间的径向距离（即目标径向距离）和叶片方位角；
所述步骤S4.1中，雷达与叶尖之间的径向距离
Figure 880683DEST_PATH_IMAGE098
如式3）所示：
Figure 994132DEST_PATH_IMAGE099
3)；
其中，
Figure 794729DEST_PATH_IMAGE100
是三角波进行快速傅里叶变换后的频点数；
Figure 19037DEST_PATH_IMAGE101
为雷达输出的上三角波进行快速傅里叶变换后的峰值频点位置；
Figure 346113DEST_PATH_IMAGE102
为雷达输出的下三角波进行快速傅里叶变换后的峰值频点位置；
Figure 630464DEST_PATH_IMAGE103
为光速；
Figure 652778DEST_PATH_IMAGE104
为三角波的上三角时间；
Figure 680777DEST_PATH_IMAGE105
为雷达带宽。
叶片方位角
Figure 862359DEST_PATH_IMAGE106
如式4）所示：
Figure 317612DEST_PATH_IMAGE107
4）；
其中，
Figure 827221DEST_PATH_IMAGE108
为雷达（毫米波雷达）上的两组接收天线的相位差，
Figure 393332DEST_PATH_IMAGE109
为雷达上的两组接收天线的相距；
步骤S4.2：通过步骤S4.1获取的径向距离和叶片方位角的角度，计算出叶尖与塔筒之间的水平距离；
叶尖与塔筒之间的水平距离
Figure 429421DEST_PATH_IMAGE110
（此时叶尖与塔筒之间的水平距离是带有机舱摆动位移误差的）如式5）所示；
Figure 55575DEST_PATH_IMAGE111
5）；
其中，
Figure 318060DEST_PATH_IMAGE112
表示雷达与叶尖之间的径向距离；
Figure 687861DEST_PATH_IMAGE113
表示叶片方位角。
步骤S5：利用步骤S4中的水平距离与步骤S3中的水平偏移量的差值来消除机舱偏移导致雷达产生的误差，在步骤S5中，雷达测量的消除误差后的叶尖与塔筒的水平距离
Figure 844036DEST_PATH_IMAGE114
如式6）所示：
Figure 641091DEST_PATH_IMAGE115
6）；
其中，
Figure 125293DEST_PATH_IMAGE116
表示叶尖与塔筒之间的水平距离；
Figure 33206DEST_PATH_IMAGE117
表示第
Figure 43887DEST_PATH_IMAGE118
次测量的通过主天线A和副天线B的位置变化获取的机舱旋转中心的水平偏移量。
以上所述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。

Claims (10)

1.一种雷达测距误差修正方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤S1：在风机机舱的顶部安装GNSS主天线A与GNSS副天线B，机舱旋转中心点
Figure 233807DEST_PATH_IMAGE001
、主天线A和副天线B之间形成三角结构；雷达安装在风机上；
步骤S2：通过GNSS主天线A和GNSS副天线B的位置坐标获取机舱旋转中心的初始坐标；
步骤S3：在风机运行过程中，通过GNSS主天线A和GNSS幅天线B的位置变化获取机舱中心的水平偏移量；
步骤S4：通过雷达获取叶片的叶尖与风机塔筒之间的水平距离；
步骤S5：利用步骤S4中的水平距离与步骤S3中的水平偏移量的差值来消除机舱偏移导致雷达产生的误差。
2.根据权利要求1所述的雷达测距误差修正方法，其特征在于，所述步骤S1中，两组GNSS天线与地面的基准站配合实现测量数据的采集；雷达安装在风机的机舱上。
3.根据权利要求1所述的雷达测距误差修正方法，其特征在于，所述步骤S2中，在风机停转状态下控制风机塔顶机舱偏航转动，使风机机舱沿塔筒周向以固定角度
Figure 150947DEST_PATH_IMAGE002
旋转
Figure 806051DEST_PATH_IMAGE003
次，机舱旋转中心的初始坐标
Figure 201260DEST_PATH_IMAGE004
通过式1）获取：
Figure 15632DEST_PATH_IMAGE005
1）；
其中，
Figure 838095DEST_PATH_IMAGE006
，
Figure 980494DEST_PATH_IMAGE007
和
Figure 179394DEST_PATH_IMAGE008
分别为第
Figure 848273DEST_PATH_IMAGE009
次旋转时主天线A的坐标值和与其处于对称位置的第
Figure 841637DEST_PATH_IMAGE010
次旋转时主天线A的坐标值；
Figure 595966DEST_PATH_IMAGE011
和
Figure 208344DEST_PATH_IMAGE012
分别为第
Figure 731729DEST_PATH_IMAGE013
次旋转时副天线B的坐标值和与其处于对称位置的第
Figure 161574DEST_PATH_IMAGE014
次旋转时副天线B的坐标值。
4.根据权利要求3所述的雷达测距误差修正方法，其特征在于，所述步骤S2中，
Figure 403199DEST_PATH_IMAGE015
。
5.根据权利要求1-4任意一项所述的雷达测距误差修正方法，其特征在于，所述步骤S3中，第
Figure 678323DEST_PATH_IMAGE016
次测量的通过主天线A和副天线B的位置变化获取的机舱旋转中心的水平偏移量
Figure 197160DEST_PATH_IMAGE017
，如式2）所示：
Figure 532326DEST_PATH_IMAGE018
2）；
其中，
Figure 261248DEST_PATH_IMAGE019
为机舱旋转中心第
Figure 340062DEST_PATH_IMAGE020
次测量在XOY平面中的水平坐标，
Figure 713406DEST_PATH_IMAGE021
为机舱旋转中心的初始坐标在XOY平面中的水平坐标。
6.根据权利要求5所述的雷达测距误差修正方法，其特征在于，机舱旋转中心第
Figure 485053DEST_PATH_IMAGE022
次测量的坐标
Figure 435691DEST_PATH_IMAGE023
Figure 318197DEST_PATH_IMAGE024
通过式2.a）和式2.b）获取：
Figure 670681DEST_PATH_IMAGE025
2.a）；
Figure 488595DEST_PATH_IMAGE027
2.b）
其中，
Figure 926530DEST_PATH_IMAGE028
为主天线A的相位中心点第
Figure 347147DEST_PATH_IMAGE029
次测量在导航坐标系中的三维坐标；
Figure 819716DEST_PATH_IMAGE030
为主天线A的相位中心点与机舱旋转中心点
Figure 933166DEST_PATH_IMAGE031
在载体坐标系b中的三维坐标；
Figure 733763DEST_PATH_IMAGE032
为机舱的俯仰角，
Figure 958071DEST_PATH_IMAGE033
为机舱的方位角，
Figure 19568DEST_PATH_IMAGE034
为机舱的横滚角，
Figure 303918DEST_PATH_IMAGE035
为与
Figure 716445DEST_PATH_IMAGE036
、
Figure 354231DEST_PATH_IMAGE037
和
Figure 535814DEST_PATH_IMAGE038
相关的矩阵。
7.根据权利要求5所述的雷达测距误差修正方法，其特征在于，所述步骤S4包括：
步骤S4.1：利用毫米波雷达，采用调频连续波波形，对叶片经过雷达探测的范围区域整体进行探测进而获得叶片的叶尖经过该区域时与雷达的空间位置，结合经典的三角波测距原理，进而得出雷达与叶尖之间的径向距离和叶片方位角；
步骤S4.2：通过步骤S4.1获取的径向距离和叶片方位角，计算出叶尖与塔筒之间的水平距离。
8.根据权利要求7所述的雷达测距误差修正方法，其特征在于，所述步骤S4.1中，雷达与叶尖之间的径向距离
Figure 725487DEST_PATH_IMAGE039
如式3）所示：
Figure 625310DEST_PATH_IMAGE040
3)；
其中，
Figure 191420DEST_PATH_IMAGE041
是三角波进行快速傅里叶变换后的频点数；
Figure 634034DEST_PATH_IMAGE042
为雷达输出的上三角波进行快速傅里叶变换后的峰值频点位置；
Figure 994608DEST_PATH_IMAGE043
为雷达输出的下三角波进行快速傅里叶变换后的峰值频点位置；
Figure 381727DEST_PATH_IMAGE044
为光速；
Figure 751529DEST_PATH_IMAGE045
为三角波的上三角时间；
Figure 517490DEST_PATH_IMAGE046
为雷达带宽；
所述步骤S4.1中，叶片方位角
Figure 314545DEST_PATH_IMAGE047
如式4）所示：
Figure 923381DEST_PATH_IMAGE048
4）；
其中，
Figure 96873DEST_PATH_IMAGE049
为雷达上的两组接收天线的相位差，
Figure 107555DEST_PATH_IMAGE050
为雷达上的两组接收天线的相距。
9.根据权利要求7所述的雷达测距误差修正方法，其特征在于，所述步骤S4.2中，叶尖与塔筒之间的水平距离
Figure 950877DEST_PATH_IMAGE051
如式5）所示；
Figure 47009DEST_PATH_IMAGE052
5）；
其中，
Figure 758613DEST_PATH_IMAGE053
表示雷达与叶尖之间的径向距离；
Figure 623801DEST_PATH_IMAGE054
表示叶片方位角。
10.根据权利要求7-9任意一项所述的雷达测距误差修正方法，其特征在于，所述步骤S5中，雷达测量的消除误差后的叶尖与塔筒的水平距离
Figure 762658DEST_PATH_IMAGE055
如式6）所示：
Figure 221452DEST_PATH_IMAGE056
6）；
其中，
Figure 471168DEST_PATH_IMAGE057
表示叶尖与塔筒之间的水平距离；
Figure 456442DEST_PATH_IMAGE058
表示第
Figure 766200DEST_PATH_IMAGE059
次测量的通过主天线A和副天线B的位置变化获取的机舱旋转中心的水平偏移量。
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