CN213067623U - 一种用于飞行器的导航舱 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种用于飞行器的导航舱，涉及惯性导航设备技术领域。本导航舱包括惯性测量组合和舱体，惯性测量组合，其包括底座和罩设在底座上的罩体，底座上并排设有本体组件和控制组件，且罩体与控制组件形成一与本体组件隔断的密封区，分别以罩体的长度方向、高度方向和宽度方向为x轴、y轴和z轴建立空间直角坐标系，本体组件的质心与惯性测量组合的质心在坐标系yoz平面上的投影距离为0～5mm，舱体用于收容惯性测量组合，舱体的中心轴与惯性测量组合的质心在坐标系yoz平面上的投影距离为0～10mm。本申请提供的用于飞行器的导航舱可以有效提升惯性测量组合的抗振性能，减小惯性测量组合的测量精度受温度的影响，并降低小批量生产时的生产周期。

Description

一种用于飞行器的导航舱

技术领域

本申请涉及惯性导航设备技术领域，特别涉及一种用于飞行器的导航舱。

背景技术

惯性测量组合是惯导系统的重要组成部分，不仅可以控制物体的飞行轨迹，还能够把物体在飞行过程中的加速度、姿态、俯仰角等信息传递给其他部件。其中，惯性测量组合主要由光纤陀螺和加速度计组成的，光纤陀螺主要用来测量角速度信息，加速度计则用来测量加速度信息，惯性测量组合在导航系统中有很大的优势，其受环境等外在条件的影响很小，准确度很高，然而也存在一些缺点和问题。

惯性测量组合的光纤陀螺和加速度计作为敏感器件，其受动态载荷的影响比较显著，因此惯性测量组合的振动适应性决定了惯性测量组合在使用环境中的动态特性。一般，光纤陀螺的外径越大，精度相应越高，但随着光纤陀螺外径的增加，会使得整机重心偏移，继而出现线角耦合问题，线角耦合会严重影响测量的精度，也对惯性测量组合的抗振性能有较大的影响，也会影响到舱体。因此，振动激励的作用是相对的，对于线角耦合，惯性测量组合和舱体之间会相互作用，从而影响全弹的航行姿态。

进一步的，对应的光纤陀螺的尺寸越大，需要对应的内部承力骨架的尺寸也越大，由于涉及到敏感期间安装面的精加工，承力架构尺寸越大，加工工序越复杂，在生产量不大的情况下，生产成本和生产周期均大大增加。

进一步的，由于光纤陀螺和加速度计作为敏感器件，其精度对温度的影响比较显著，具体表现在；光纤陀螺本身温度过高或过低直接影响输出精度；温度场变化引发的结构热变形影响光纤陀螺和加速度计的安装正交性误差，而由于尺寸原因，敏感器件距离热源如电源、主板等元器件的距离较近，难免受到温度的影响。

发明内容

本申请实施例提供一种用于飞行器的导航舱，以同时解决相关技术中导航舱整体存在线角耦合、测量结构受温度影响明显以及加工制作难度大的问题。

第一方面，提供了一种用于飞行器的导航舱，其包括：

惯性测量组合，其包括底座和罩设在所述底座上的罩体，所述底座上并排设有本体组件和控制组件，且所述罩体与控制组件形成一与所述本体组件隔断的密封区，分别以所述罩体的长度方向、高度方向和宽度方向为x轴、y轴和z轴建立空间直角坐标系，所述本体组件的质心与所述惯性测量组合的质心在所述坐标系yoz平面上的投影距离为0～5mm；

舱体，其包括大头端和小头端，所述舱体用于收容所述惯性测量组合，且所述本体组件位于所述舱体内靠近所述大头端的位置，所述舱体的中心轴与所述惯性测量组合的质心在所述坐标系yoz平面上的投影距离为0～10mm。

一些实施例中，所述本体组件包括：

所述本体组件包括：

基座，其内设有一容纳腔，所述容纳腔内设有一安装台，所述容纳腔两侧外壁上对称设有四个支耳，每一所述支耳上均设有大减振器；

三个加速度计，三个所述加速度计两两空间正交安装于所述安装台上；

三个光纤陀螺，三个所述光纤陀螺两两空间正交安装于所述容纳腔的侧壁上。

一些实施例中，与所述坐标系xoy平面平行的所述光纤陀螺设于所述容纳腔的内侧壁，与所述坐标系yoz平面平行的所述光纤陀螺设于所述容纳腔的外侧壁，与所述坐标系xoz平面平行的所述光纤陀螺设于所述容纳腔的底部外侧，且与所述坐标系xoy平面平行的所述光纤陀螺与安装台的对应面沿z轴的距离为10mm。

一些实施例中，所述本体组件的质心与四个所述大减振器在减振平面的投影形成的矩形的形心之间的距离为0～10mm。

一些实施例中，四个所述支耳顶部所处的平面与所述基座内侧设有所述光纤陀螺的侧面的对立面的顶部沿y轴的距离为0～5mm，所述安装台的底部与四个所述支耳平行于所述坐标系xoz平面的对称面沿y 轴的距离不大于15mm，所述安装台的底部的中心与穿过四个所述大减振器的中心轴共同在减振平面的投影形成的矩形的形心且平行于所述坐标系xoy平面的平面沿z轴的距离不大于30mm。

一些实施例中，所述底座上设有两个凸台，两个所述凸台分别与四个所述支耳通过四个大减振器相连。

一些实施例中，所述控制组件包括：

立板模块，其设于所述本体组件的一侧，并沿与所述坐标系yoz 平面平行的所述光纤陀螺远离的方向设置，所述立板模块包括立板，所述立板与所述底座和罩体接触的四周边沿上均设有密封垫，所述立板背离所述本体组件的一面上设有光源件和数据处理板，所述光源件上设有散热板；

侧板模块，其设于所述立板远离所述本体组件的一侧，所述侧板模块包括侧板，所述侧板与底座和罩体接触的四周边沿上也均设有密封垫，所述侧板与底座、罩体和立板之间形成与所述本体组件隔断的密封区，所述侧板靠近所述立板的一面上设有电源块和I/F模块。

一些实施例中，所述立板靠近所述本体组件的一面上铺设有一层隔热垫。

一些实施例中，所述控制组件还包括多个小减振器，多个所述小减振器分别设于所述光源件、数据处理板、电源块和I/F模块上，并分别用于将所述光源件和数据处理板与立板连接，将所述电源块和I/F模块与侧板连接。

一些实施例中，所述底座上还设有三个光纤陀螺主板，三个所述光纤陀螺主板沿Z轴的方向并排设于所述立板和侧板之间。

本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：

本申请实施例提供了一种用于飞行器的导航舱，其中，罩体与控制组件形成一与本体组件隔断的密封区，能较好的将控制组件产生的热量与设有敏感器件的本体组件隔开，避免本体组件上的敏感器件因受到温度的影响而影响测量或安装精度；另外，本体组件的质心与惯性测量组合的质心在坐标系yoz平面上的投影距离为0～5mm，舱体的中心轴与惯性测量组合的质心在坐标系yoz平面上的投影距离为0～10mm，这使得本体组件的质心、惯性测量组合的质心和舱体的中心轴在坐标系yoz平面上的投影距离被限定在很小的单位内，这样可以尽可能最大限度地减小由于偏差太大带来的振动时可能会产生的线角耦合的问题，且本体组件位于舱体内靠近大头端的位置，使得惯性测量组合的质心靠近大头端，能减小振动激励在本体组件底部的放大作用，减小本体组件的响应量级，减小线角耦合。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例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申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例提供的用于飞行器的导航舱的惯性测量组合的内部结构示意图；

图2为本申请实施例提供的用于飞行器的导航舱的本体组件的结构爆炸示意图；

图3为本申请实施例提供的用于飞行器的导航舱的本体组件的结构示意图；

图4为本申请实施例提供的用于飞行器的导航舱的结构示意图；

图5为本申请实施例提供的用于飞行器的导航舱的惯性测量组合的结构示意图；

图6为本申请实施例提供的用于飞行器的导航舱的罩体的结构示意图；

图7为本申请实施例提供的用于飞行器的导航舱的立板模块的结构爆炸示意图；

图8为本申请实施例提供的用于飞行器的导航舱的侧板模块的结构爆炸示意图；

图9为本申请实施例提供的用于飞行器的导航舱的大头端的侧视图；

图10为本申请实施例提供的用于飞行器的导航舱的沿x轴方向的横截面示意图。

图中：1-惯性测量组合，100-底座，101-罩体，102-凸台，11-本体组件，110-基座，111-加速度计，112-光纤陀螺，113-安装台，114- 支耳，115-大减振器，116-配重块，12-控制组件，120-立板，121-光源件，122-数据处理板，123-散热板，124-侧板，125-电源块，126-I/F模块，127-小减振器，128-光纤陀螺主板，2-舱体。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

本申请实施例提供了一种用于飞行器的导航舱，其能解决相关技术中导航舱整体存在线角耦合、测量结构受温度影响明显以及加工制作难度大的问题。

参见图1和图4所示，本导航舱包括惯性测量组合1和舱体2，惯性测量组合1包括底座100和罩设在底座100上的罩体101，底座100 上并排设有本体组件11和控制组件12，且罩体101与控制组件12形成一与本体组件11隔断的密封区，分别以罩体101的长度方向、高度方向和宽度方向为x轴、y轴和z轴建立空间直角坐标系，其中，参见图9所示，本体组件11的质心与惯性测量组合1的质心在坐标系yoz 平面上的投影距离为0～5mm，并定义该投影距离为a；参见图9和图 10所示舱体2包括大头端和小头端，舱体2用于收容惯性测量组合1，且本体组件11位于舱体2内靠近大头端的位置，其中，舱体2的中心轴与惯性测量组合1的质心在坐标系yoz平面上的投影距离为 0～10mm，并定义该投影距离为b。这里，空间坐标系的原点o为舱体 2的小头端所处的平面与舱体2的中心轴的交点。

具体的，限定本体组件11的质心与惯性测量组合1的质心在坐标系yoz平面上的投影距离为0～5mm，舱体2的中心轴与惯性测量组合1的质心在坐标系yoz平面上的投影距离为0～10mm，目的在于能够最大限度的减小由于偏心导致在振动时出现线角耦合的问题，从而影响到测量的精度。因为飞行器的发动机位于尾端处，而舱体2的大头端靠近飞行器的尾端，因此发动机产生的振动激励主要作用在舱体2的大头端上，而大头端附件的振动激励又会作用在惯性测量组合1的安装面，对于沿x轴向的振动激励，该安装面的振动激励又会作用于本体组件11的底部安装面上，若惯性测量组合1整体安装于舱体2内不满足上面的距离限定，则首先惯性测量组合1整体会产生线角耦合，导致作用在本体组件11上的不同处的激励量级不一致，导致不同部位的振动激励不同，引发本体组件11的线角耦合，而此时惯性测量组合 1整体也会作为一个激励源作用于舱体2上，导致舱体2线角耦合。因此，保证本体组件11的质心、惯性测量组合1的质心与舱体2的中心轴在坐标系yoz平面上的投影在一定的范围内，可以最大限度上减小结构之间的振动激励的影响，尽可能的减小线角耦合的发生，保证整个飞行器的航行姿态。

另外，将惯性测量组合1整体安装于舱体2内时，将设有本体组件11的一端设于舱体2内靠近所述大头端的位置，这可以避免作用在本体组件11沿y轴和z轴方向的振动激励进一步放大，既能减小本体组件11的响应量级，又能减小线角耦合。

进一步的，参见图2和图3所示，本体组件11具体包括基座110、三个加速度计111和三个光纤陀螺112，其中，基座110为本体组件11 的主要支撑骨架，其呈类似长方体的结构，基座110内设有一个容纳腔，容纳腔内设有一安装台113，容纳腔沿其长度方向设置的两侧外壁上对称设有四个支耳114，每一侧外壁上的两个支耳114也左右对称，在每一支耳114上均设有大减振器115，四个大减振器115分别对应安装于四个支耳114上，其中，四个支耳114沿y轴方向的对称面为减振平面，四个大减振器115在减振平面的四点投影形成的矩形的形心为减振中心，优选的，大减振器115为T型大减振器。三个加速度计 111两两空间正交安装于安装台113上；三个光纤陀螺112两两空间正交安装于容纳腔的侧壁上。

进一步的，与坐标系xoy平面平行的光纤陀螺112设于容纳腔的内侧壁，与坐标系yoz平面平行的光纤陀螺112设于容纳腔的外侧壁，与坐标系xoz平面平行的光纤陀螺112设于容纳腔的底部外侧，且与坐标系xoy平面平行的光纤陀螺112与安装台113相对的侧面沿z轴的距离为10mm。这样设置的目的在于：其中一个光纤陀螺112设置在容纳腔的内侧壁上，这可以保证在沿x轴向上该光纤陀螺112与4个大减振器115的分布位置不干涉，保证4个大减振器115的分布在沿x 轴的方向上没有限制。假若不按这种分布方式设置，在沿z轴方向占用空间相同的情况下，大减振器115由于需要避让对应的光纤陀螺112，势必会造成沿x轴方向的占用空间增加；若不改变沿x轴方向的尺寸，大减振器115则需要以尺寸比较大的悬臂结构绕开对应的光纤陀螺 112，而这势必又增加了沿z轴方向的占用空间，且不利于减振安装面的刚度。

进一步的，本体组件11的质心与四个大减振器115在减振平面的投影形成的矩形的形心之间的距离为0～10mm，即本体组件11的质心与减振中心之间的距离为0～10mm。与坐标系xoy平面平行的光纤陀螺 112和设于容纳腔内部的三个加速度计111和安装台113均设于本体组件11靠近中部的位置，光纤陀螺112、三个加速度计111和安装台113 作为均具有一定重量的部件，因此本体组件11的结构有利于本体组件 11的质心与四个大减振器115形成的减振平面的中心在坐标系xoz平面上的投影的重合。另外，在基座110上还设有配重块116，其用于调节本体组件11整体的质心。

本体组件11采用此结构，既保证了自身的结构刚度，同时还在最大程度上减小了沿x轴和z轴方向的尺寸，保证整体结构的小型化，降低主要部件的外形尺寸后，能够使用板材、棒材作为原材料，同时尺寸满足一般机床的粗加工要求，能够避免部件的铸造工序，降低生产成本及生产周期。

进一步的，四个支耳114顶部所处的平面与基座110上内侧设有光纤陀螺112的侧面的对立面的顶部沿y轴的距离为0～5mm，安装台 113的底部与四个支耳114平行于坐标系xoz平面的对称面沿y轴的距离不大于15mm，安装台113的底部的中心与穿过四个大减振器115在减振平面的投影形成的矩形的形心且平行于坐标系xoy平面的平面沿z 轴的距离不大于30mm。该三处位置的距离的限定能较好的调节本体组合11的质心的位置，即尽量把重量较大的部件调整到离减振平面中心近的位置，保证整体结构尽可能小的同时还保证质心在对应的平面上的投影尽可能重合。另外，还可以减小三个加速度计111到减振平面中心的杆臂，杆臂小有利于对加速度计111的值进行相应的解算，这里安装台113沿坐标轴三个方向的位置均可以调节，有利于安装台113 与三个加速度计111整体的减振性能。

进一步的，底座100上设有两个凸台102，两个凸台102分别与四个支耳114相连，具体的通过四个大减振器115将基座110固定在底座100的凸台102上。

进一步的，参见图5和图6所示，罩体101具体由多块板材拼接构成，且与舱体2小头端对应的一面为开放端，另外，为了节约安装空间，罩体101的一部分顶角处设有倒角。

进一步的，参见图7和图8所示，控制组件12具体包括立板模块和侧板模块，立板模块设于本体组件11的一侧，并沿与坐标系yoz平面平行的光纤陀螺112远离的方向设置，立板模块具体包括立板120，立板120与底座100和罩体101接触的四周边沿上均设有密封垫，立板120背离本体组件11的一面上设有光源件121和数据处理板122，光源件121上设有散热板123，使得光源件121和数据处理板122等主要产热的热源与本体组件11完全隔离开。侧板模块设于立板120远离本体组件11的一侧，侧板模块包括侧板124，侧板124与底座100和罩体101接触的四周边沿上也均设有密封垫，因此侧板124与底座100、罩体101和立板120之间形成与本体组件11隔断的密封区，侧板124 靠近立板120的一面上设有电源块125和I/F模块126，这里I/F模块 126为电流/频率转换模块，该密封区可以将各产热的元器件与本体组件11隔离开，尽可能减少温度对本体组件11内的敏感器件的影响。

进一步的，为了保证隔热的效果，在立板120靠近本体组件11的一面上铺设有一层隔热垫。

进一步，控制组件12还包括多个小减振器127以及光源件安装支架、数据处理板安装支架、电源块安装支架和I/F模块安装支架，多个小减振器127分别设于光源件121、数据处理板122、电源块125和I/F 模块126上，并穿过对应的安装支架分别用于将光源件121和数据处理板122与立板120连接，将电源块125和I/F模块126与侧板124连接。这里，光源件121、数据处理板122、电源块125和I/F模块126 与对应的安装支架之间均设有导热硅胶垫。

进一步的，底座100上还设有三个光纤陀螺主板128，三个光纤陀螺主板128沿Z轴的方向并排设于立板120和侧板124之间，并位于形成的密封区内，三个光纤陀螺主板128的底部还设有光纤陀螺主板支架，且光纤陀螺主板支架与光纤陀螺主板128之间也设有导热硅胶垫。

进一步的，立板120为配合光纤的走纤，其上加工有走纤通孔、走纤槽以及盘纤凸台；在本体组件11的基座110上也设有走纤槽，用于光纤陀螺112的光纤的走纤，基座110上还设有减重孔。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

1.一种用于飞行器的导航舱，其特征在于，其包括：

惯性测量组合(1)，其包括底座(100)和罩设在所述底座(100)上的罩体(101)，所述底座(100)上并排设有本体组件(11)和控制组件(12)，且所述罩体(101)与控制组件(12)形成一与所述本体组件(11)隔断的密封区，分别以所述罩体(101)的长度方向、高度方向和宽度方向为x轴、y轴和z轴建立空间直角坐标系，所述本体组件(11)的质心与所述惯性测量组合(1)的质心在所述坐标系的yoz平面上的投影距离为0～5mm；

舱体(2)，其包括大头端和小头端，所述舱体(2)用于收容所述惯性测量组合(1)，且所述本体组件(11)位于所述舱体(2)内靠近所述大头端的位置，所述舱体(2)的中心轴与所述惯性测量组合(1)的质心在所述坐标系的yoz平面上的投影距离为0～10mm。

2.如权利要求1所述的一种用于飞行器的导航舱，其特征在于，所述本体组件(11)包括：

基座(110)，其内设有一容纳腔，所述容纳腔内设有一安装台(113)，所述容纳腔两侧外壁上对称设有四个支耳(114)，每一所述支耳(114)上均设有大减振器(115)；

三个加速度计(111)，三个所述加速度计(111)两两空间正交安装于所述安装台(113)上；

三个光纤陀螺(112)，三个所述光纤陀螺(112)两两空间正交安装于所述容纳腔的侧壁上。

3.如权利要求2所述的一种用于飞行器的导航舱，其特征在于：与所述坐标系的xoy平面平行的所述光纤陀螺(112)设于所述容纳腔的内侧壁，与所述坐标系的yoz平面平行的所述光纤陀螺(112)设于所述容纳腔的外侧壁，与所述坐标系的xoz平面平行的所述光纤陀螺(112)设于所述容纳腔的底部外侧，且与所述坐标系的xoy平面平行的所述光纤陀螺(112)与安装台(113)的对应面沿z轴的距离为10mm。

4.如权利要求3所述的一种用于飞行器的导航舱，其特征在于：所述本体组件(11)的质心与四个所述大减振器(115)在减振平面的投影形成的矩形的形心之间的距离为0～10mm。

5.如权利要求4所述的一种用于飞行器的导航舱，其特征在于：四个所述支耳(114)顶部所处的平面与所述基座(110)内侧设有所述光纤陀螺(112)的侧面的对立面的顶部沿y轴的距离为0～5mm，所述安装台(113)的底部与四个所述支耳(114)平行于所述坐标系的xoz平面的对称面沿y轴的距离不大于15mm，所述安装台(113)的底部的中心与穿过四个所述大减振器(115)的中心轴共同在减振平面的投影形成的矩形的形心且平行于所述坐标系的xoy平面的平面沿z轴的距离不大于30mm。

6.如权利要求2所述的一种用于飞行器的导航舱，其特征在于：所述底座(100)上设有两个凸台(102)，两个所述凸台(102)分别与四个所述支耳(114)通过四个大减振器(115)相连。

7.如权利要求2所述的一种用于飞行器的导航舱，其特征在于，所述控制组件(12)包括：

立板模块，其设于所述本体组件(11)的一侧，并沿与所述坐标系的yoz平面平行的所述光纤陀螺(112)远离的方向设置，所述立板模块包括立板(120)，所述立板(120)与所述底座(100)和罩体(101)接触的四周边沿上均设有密封垫，所述立板(120)背离所述本体组件(11)的一面上设有光源件(121)和数据处理板(122)，所述光源件(121)上设有散热板(123)；

侧板模块，其设于所述立板(120)远离所述本体组件(11)的一侧，所述侧板模块包括侧板(124)，所述侧板(124)与底座(100) 和罩体(101)接触的四周边沿上也均设有密封垫，所述侧板(124)与底座(100)、罩体(101)和立板(120)之间形成与所述本体组件(11)隔断的密封区，所述侧板(124)靠近所述立板(120)的一面上设有电源块(125)和I/F模块(126)。

8.如权利要求7所述的一种用于飞行器的导航舱，其特征在于：所述立板(120)靠近所述本体组件(11)的一面上铺设有一层隔热垫。

9.如权利要求7所述的一种用于飞行器的导航舱，其特征在于：所述控制组件(12)还包括多个小减振器(127)，多个所述小减振器(127)分别设于所述光源件(121)、数据处理板(122)、电源块(125)和I/F模块(126)上，并分别用于将所述光源件(121)和数据处理板(122)与立板(120)连接，将所述电源块(125)和I/F模块(126)与侧板(124)连接。

10.如权利要求7所述的一种用于飞行器的导航舱，其特征在于：所述底座(100)上还设有三个光纤陀螺主板(128)，三个所述光纤陀螺主板(128)沿Z轴的方向并排设于所述立板(120)和侧板(124)之间。

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