技术领域
[0001] 本
发明涉及一种单视场多功能光学敏感器及实现方法，属于光学自主导航技术领域。
背景技术
[0002] 光学自主导航是目前深空探测任务中必不可少的一项关键技术，通常通过多种光学敏感器协同工作实现，主要包括星敏感器，太阳敏感器，光学导航相机等设备。星敏感器获取飞船
姿态信息，导航相机拍摄带有
恒星背景的目标天体图像，结合当前飞船姿态求解出目标天体视线矢量，进而根据几何关系解算
航天器位置。多敏感器组合形式的光学
导航系统不但结构复杂，成本高，重量功耗大，而且星敏感器和导航相机间存在安装误差进一步限制了导航
精度的提升。如果单敏感器可同时具有姿态测量及目标天体视线矢量提取两种功能则对深空探测任务来说将是最佳选择。这需要敏感器同时对星点目标和天体目标清晰成像，并对它们的目标特征进行提取。然而星点和天体目标间存在巨大的辐照度差距，现今图像
传感器动态范围通常为40-70dB，不足以保证其同时清晰成像。为解决这个问题目前国内外通常采用两种方法。
[0003] 一是通过光学系统设计降低高辐照度目标入射
能量，即复合型光学敏感器。利用多视场光学系统将星点目标和天体目标成像于同一像面上，使用偏光棱镜及
镀膜技术降低天体目标的入射能量。这种方法直接从源头抑制了高辐照度目标的入射能量，便于后续
软件处理。缺点是其光学系统设计复杂，设备重量大成本高。二是通过多重
采样技术提高图像动态范围。利用不同曝光时间拍摄两次或多次从而获得低辐照度和高辐照度目标的清晰图像，再利用图像合成
算法，将清晰部分合成为一副完整图像。多重采样技术的优点是可以在不降低
信噪比的前提下提高图像动态范围。缺点是占用存储资源多，图像合成算法复杂，
帧频低。由于航天器始终处于运动状态，不同帧间观测目标的位移会导致合成图像出现重影现象，降低目标特征提取精度，影响导航精度的提高。综上所述，针对深空探测中航天设备小型化轻量化的客观需求，迫切需要一种可通过单次曝光同时对星点目标和天体目标清晰成像，并有效提取目标特征的单视场多功能光学敏感器。
发明内容
[0004] 本发明技术解决问题：克服
现有技术的不足，提供一种单视场多功能光学敏感器及实现方法，以单敏感器实现传统多敏感器组合式导航系统功能，大大简化系统复杂度，降低重量和成本。
[0005] 本发明技术解决方案：一种单视场多功能光学敏感器，集成了星敏感器功能，导航敏感器功能及空间光学相机功能，包括高动态范围曝光模
块、
图像处理模块、姿态解算模块、自主导航模块和图像压缩模块；
[0006] 高动态范围曝光模块，针对天体目标和星点目标辐照度差距大的特点，利用可变势阱容量技术在较长曝光时间下实现了单次曝光对同一视场内天体目标和星点目标的清晰成像；同时对成像过程中涉及的曝光参数进行优化，以保证有足够星点目标可被提取的同时使天体目标的边缘提取误差最小，以提高导航精度，所述曝光参数为总曝光时间 T、调节曝光时间TS和势阱容量QS；所述动态范围指图像传感器可分辨的最大光强
信号和最小光强信号范围，动态范围可达100dB；
[0007] 图像处理模块，用于对高动态范围曝光模块所成图像进行实时处理；利用极小
转动惯量法求解天体目标的对称轴方向。利用亚
像素梯度拟合内插算法提取图像中天体目标边缘。天体目标边缘利用最小二乘拟合算法求解天体目标质心、视半径及相
角。星点目标利用质心
定位算法求解星点质心；
[0008] 姿态解算模块，用于对图像处理模块输出的星点质心进行处理；利用星图识别算法，对视场内的星点目标进行识别，解算航天器当前姿态信息，实现星敏感器功能，并将姿态信息输出给自主导航模块；
[0009] 自主导航模块，用于求解航天器在惯性
坐标系下的位置；利用图像处理模块输出的天体目标特征信息和姿态解算模块输出的姿态信息，结合天体目标和太阳的星历信息以及航天器、天体目标、太阳间的空间几何关系解算航天器位置，实现导航敏感器功能；
[0010] 图像压缩模块利用
压缩感知原理对高动态范围曝光模块所成图像进行压缩，减少图像占用的存储空间，便于图像下传，高动态范围曝光模块与图像压缩模块结合共同实现空间光学相机功能。
[0011] 所述高动态范围曝光模块中，对成像过程中涉及的曝光参数进行优化方法步骤如下：
[0012] (1)估计被观测天体目标入射光通量
[0013] 天体目标以反射
太阳辐射的方式向外界辐射能量，单位像素接收到的天体目标入射光通量表示为：
[0014]
[0015] 其中Isun为单位时间单位表面积太阳的总辐照度，rS为太阳半径，RSP为太阳到天体目标的距离，τ为镜头透射率，D为镜头通光孔径，F为镜头焦距，Spix为像素面积，ρ为天体目标的几何反照率，ξ为相角，P(ξ)为相角函数；
[0016] (2)确定总曝光时间T
[0017] 总曝光时间T由导航敏感器的极限探测星等决定，为保证星图识别算法的有效性，视场内必须有足够数量的星点目标，认为当星点目标信噪比大于5时，可有效提取出星点质心，则总曝光时间T需满足使极限探测星等恒星的信噪比大于5，设大小为3×3的星点弥散斑最暗像元处的信号能量占信号总能量的比例为K，则总曝光时间满足：
[0018]
[0019] 其中nShort为散粒噪声，nDark为暗
电流噪声，nPRNU为光响应不均匀性噪声，nDSNU为
暗电流不均匀性噪声，nFPN为
固定模式噪声，nread为读出噪声，nADC为量化噪声，φS0表示0等星入射到像面上的光通量，ηQE为
量子效率，MV为极限探测星等；
[0020] (3)确定调节曝光时间TS和势阱容量QS最优值
[0021] 首先构建天体目标的边缘模型：
[0022]
[0023] xc为边缘灰度分布的拐点，满足 模型为分段函数，不易得到 TS和QS的最优解析解，因此采用蒙特卡洛仿真实验得到最优化参数；
[0024] 通过仿真，所述调节曝光时间TS的最优值由下式给出：
[0025]
[0026] 所述势阱容量QS的优化由两个条件决定，一是不会降低极限探测星等星点目标的信噪比，由下式给出：
[0027]
[0028] 其中KB为星点弥散斑最亮像元处的信号能量占信号总能量的比例，给出了势阱容量应满足的下限，根据势阱容量的取值范围，由蒙特卡洛仿真实验得到势阱容量的最优值；二是使天体目标边缘提取误差最小的条件。
[0029] 一种单视场多功能光学敏感器的实现方法，步骤如下：
[0030] (1)利用高动态范围曝光方法对天体目标和星点目标成像，高动态范围曝光方法采用可变势阱容量技术，突破图像传感器动态范围的限制，抑制高辐照度天体目标入射能量；曝光过程中的总曝光时间T被分成两段，将第一段曝光时间TS称为调节曝光时间，则第二段曝光时间为T-TS，设置曝光时间达到TS时势阱容量从QS增加至满势阱QMAX，调节曝光时间结束前高辐照度天体目标在单位像素产生的累积光
电子数被限制在QS，多余的
光电子通过图像传感器溢流
门排出，在第二段曝光时间累积光电子数继续增长，曝光结束后单位像素产生的累积光电子数Q用下式表示：
[0031]
[0032] 其中I为信号产生的光电流大小，直接反应了目标的辐照度大小，曝光过程中的参数T、TS及QS需要进行优化；
[0033] (2)根据连通域判断天体目标在图像中的大致位置，并对其进行开窗处理。利用极小转动惯量法求解天体目标对称轴方向，使用高斯导数模板对图像进行滤波，在去除噪声的同时求解图像的梯度图及二阶、三阶导数图，高斯半径取值可由数值仿真确定。找到梯度极大值像素点在并梯度方向上进行泰勒展开；在天体目标窗口内利用亚像素梯度拟合内插法找到二阶导数过零点，即天体目标的亚像素边缘位置，进而利用最小二乘拟合算法，求解出天体目标在图像中的质心、视半径及相角，对窗口外的图像应用质心定位算法得到星点质心；
[0034] (3)根据星点质心进行星图识别，求解航天器当前姿态，并将结果输出给自主导航模块；
[0035] (4)自主导航算法根据航天器当前姿态，天体目标质心、视半径可求得多功能光学敏感器到天体目标的矢量方向，根据天体目标对称轴方向及相角可求得天体目标到太阳的矢量方向，查询天体目标及太阳在惯性坐标系下的星历信息，求解航天器当前在惯性坐标系下的位置，实现自主导航；
[0036] (5)快速天文图像压缩算法利用压缩感知原理，对图像进行压缩；首先对图像进行分块处理，以减少计算量，使用构建好的
观测矩阵对图像进行观测，实现压缩过程，压缩图像可通过数据
接口传输给星载计算机。
[0037] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0038] (1)星点目标辐照度较小，若要确定航天器姿态需要尽可能多的导航星参与计算，因此通常使用较长的曝光时间保证能量较弱的暗星可被有效识别。而对于辐照度高的天体目标来说，需要使用短曝光时间以保证其正常成像，较长的曝光时间会导致天体目标图像视半径扩大，图像特征信息损失。因此目前的光学导航系统利用多台光学敏感器组合、复合视场光学敏感器等途径分别对星点目标和天体目标进行探测。本发明利用可变势阱容量技术，针对单视场光学系统，突破了图像传感器动态范围的限制，实现了单视场光学敏感器单次曝光同时对星点目标和天体目标清晰成像并有效进行特征提取的目标。在保证视场内有足够多导航星的同时防止了天体目标过曝，避免了图像特征信息的损失
[0039] (2)迎合航天仪器轻量化，小型化，集成化的发展趋势，本发明兼具星敏感器姿态测量功能，导航敏感器的位置测量功能以及光学相机的图像压缩下传功能，具有多功能，重量小，成本低，更新率高，精度高的优点。相比于现有的导航敏感器技术，本发明一机多用，可通过单一敏感器实现光学自主导航。此外排除了不同敏感器间安装误差及图像融合算法重影效应的影响，提高了导航精度。可为我国各类航天器尤其是微小型航天器和深空探测器自主导航技术的发展提供重要的技术
支撑。
附图说明
[0040] 图1为本发明多功能光学敏感器结构图；
[0041] 图2为可变势阱容量曝光技术原理；
[0042] 图3为本发明中应用变势阱曝光后天体目标成像示意图；
[0044] 图5为本发明多功能光学敏感器成像示意图；
[0045] 图6为本发明月球边缘提取及圆拟合结果；
[0046] 图7为本发明多功能光学敏感器导航原理；
具体实施方式
[0048] 如图1所示为多功能光学敏感器原理框图，主要包括：高动态范围曝光模块，图像处理模块，姿态解算模块，自主导航模块和图像压缩模块。基本工作原理如下：采用高
分辨率成像器件CMV20000(5120×3840像元)，利用可变势阱曝光容量技术对星点目标和天体目标进行成像，并进行实时图像处理。图像中的星点质心和天体目标边缘分别被提取出来。星点质心经姿态解算模块星图识别后计算航天器当前姿态。天体目标边缘经过
数据处理得到多功能光学敏感器到天体目标矢量方向及天体目标到太阳的矢量方向，结合天体目标的星历信息解算飞船位置参数。同时，本发明采用压缩感知算法对图像进行压缩，以便下传图像数据。
[0049] 多功能光学敏感器实现了以下三种功能：星敏感器功能，导航敏感器功能，空间光学相机功能。高动态范围曝光模块，针对天体目标和星点目标辐照度差距大的特点，利用可变势阱容量技术在较长曝光时间下实现了单次曝光对同一视场内天体目标和星点目标的清晰成像。同时对成像过程中涉及的曝光参数进行了优化。使用最优曝光参数对星点目标和天体目标进行成像后，图像分别送入图像处理模块和图像压缩模块。
[0050] 图像处理模块用于对高动态范围曝光模块所成图像进行实时处理。利用极小转动惯量法求解天体目标的对称轴方向。利用亚像素梯度拟合内插算法提取图像中天体目标边缘。天体目标边缘利用最小二乘拟合算法求解天天体目标质心、视半径及相角。星点目标利用质心定位算法求解星点质心。
[0051] 姿态解算模块，用于对图像处理模块输出的星点质心进行处理。利用星图识别算法，对视场内成像的星点进行识别，解算航天器当前姿态信息，并将姿态信息输出给自主导航模块，实现了星敏感器功能。
[0052] 自主导航模块，用于求解航天器在惯性坐标系下的位置。利用图像处理模块输出的天体目标特征信息和姿态解算模块输出的姿态信息，结合天体目标的星历及航天器、天体目标、太阳间的空间几何关系解算航天器位置，实现了导航敏感器功能。
[0053] 图像压缩模块利用压缩感知原理对高动态范围曝光模块所成图像进行压缩，减少图像占用的存储空间，便于图像下传。高动态范围曝光模块与图像压缩模块结合共同实现了空间光学相机功能。
[0054] 如图2所示为可变势阱容量曝光技术原理。天体目标的辐照度远大于星点目标，通常的曝光方式无法保证天体目标和星点目标同时清晰成像。本发明采用可变势阱容量技术，突破了图像传感器动态范围的限制，达到抑制天体目标入射能量的目的，实现在同一视场内一次曝光完成对天体目标和星点目标的清晰成像。图2中IL、IM、IH分别表示低辐照度信号、中等辐照度信号、高辐照度信号产生的光电流大小。总积分时间被分成 TS和T-TS两段，将第一段曝光时间TS称为调节曝光时间，累积电荷生成数是关于积分时间的分段线性函数。在第二段曝光开始时，势阱容量从QS增加到满阱QMAX。低辐照度信号IL累积电荷数不受影响。高辐照度信号IH在第一段积分时间内累积电荷达到势阱容量 QS后不再增加，多余光电子从溢流栅排出。积分时间达到TS后，累积电荷继续增加直到满阱或曝光完成。这里得出对于光电流大小为I的信号而言，单位像元的累积光电子数可用下式表示：
[0055]
[0056] 对于曝光完成后未达到满势阱的信号，累积光电子数可表示为：
[0057]
[0058] 其中 为单位阶跃函数，I为观测信号产生的光电流。本发明利用变势阱容量曝光方法对高辐照度信号的累积电荷抑制作用，达到控制天体目标成像
质量的目的。
[0059] 如图3所示为本发明中应用变势阱曝光后天体目标成像示意图。浅灰色实轮廓线表示曝光时间为TS时刻的灰度分布，中心区域累积光电子数被限制为QS。深灰色实轮廓线表示曝光完成后的灰度分布。可见使用变势阱曝光方法对天体目标成像，避免了目标过饱和出现的视直径扩大现象。由公式(8)可见，目标信号在像面上的累积电荷数，由曝光参数T，TS，QS及信号辐照强度决定，因此本发明对曝光参数进行优化，降低曝光方法对目标特征提取精度的影响，使导航敏感器获得最佳性能。
[0060] 如图4所示为本发明曝光参数优化过程的流程图。总曝光时间的合理取值保证了导航敏感器视场中有足够多的导航星进行星图识别，是导航敏感器姿态测量功能可靠工作的先决条件。总曝光时间通常较长以保证暗星可被有效识别，但这将导致天体目标过曝。因此本发明采用可变势阱曝光方法，并在此
基础上，对曝光参数进行优化，使天体目标边缘提取误差最小，导航敏感器获得最佳的导航性能。
[0061] 优化步骤如下：
[0062] (1)估计被观测天体目标入射光通量
[0063] 天体目标以反射太阳辐射的方式向外界辐射能量，航天器位置处的天体目标辐照强度可用下式表示：
[0064]
[0065] 其中Isun为单位时间单位表面积太阳的总辐照度，rS为太阳半径，rP为天体目标半径， RSP为太阳到天体目标的距离，RPC为航天器到天体目标的距离，ρ为天体目标的几何反照率，ξ为相角，P(ξ)为相角函数。
[0066] 经过多功能光学敏感器光学系统后，天体目标在成像面上的面积可表示为：
[0067]
[0068] 则单位像素接收到的天体目标入射光通量可表示为：
[0069]
[0070] 其中τ为镜头透射率，D为镜头通光孔径，F为镜头焦距，Spix为像素面积。
[0071] (2)确定总曝光时间T
[0072] 总曝光时间T由导航敏感器的极限探测星等决定，为保证星图识别算法的有效性，视场内必须有足够数量的星点目标，认为当星点目标信噪比大于5时，可有效提取出星点质心，则总曝光时间T需满足使极限探测星等恒星的信噪比大于5，设大小为3×3的星点弥散斑最暗像元处的信号能量占信号总能量的比例为K，则总曝光时间满足：
[0073]
[0074] 其中nShort为散粒噪声，nDark为暗电流噪声，nPRNU为光响应不均匀性噪声，nDSNU为暗电流不均匀性噪声，nFPN为固定模式噪声，nread为读出噪声，nADC为量化噪声，φS0表示0等星入射到像面上的光通量，ηQE为量子效率，MV为极限探测星等；
[0075] (3)确定调节曝光时间TS和势阱容量QS最优值
[0076] 首先构建天体目标的边缘模型：
[0077]
[0078] xc为灰度分布的拐点，满足 模型为分段函数，不易得到TS和 QS的最优解析解，因此采用蒙特卡洛仿真实验得到最优化参数。
[0079] 调节曝光时间TS是影响天体目标边缘提取精度的主要因素。经过仿真分析，当势阱容量一定时，随着调节曝光时间的增加，边缘提取系统误差先减小后增大。对星点质心定位精度来说，调节曝光时间对其影响不大。因此从边缘提取精度入手对调节曝光时间进行优化。
[0080] 根据本发明给出的可变势阱容量曝光情况下天体目标边缘模型，生成多组实验样本图像，每组样本的势阱容量和调节曝光时间不同，保证有足够多的样本数量。每组包含多幅天体图像，这些天体目标图像的中心坐标固定，半径大小在单像素内服从均匀分布，相当于边缘位置在单像素内变化。对每幅图像添加随机噪声。利用所述边缘提取算法对这些天体图像进行边缘提取，通过最小二乘圆拟合法对边缘数据点进行拟合，得到拟合圆半径的绝对误差，拟合半径的误差是边缘提取误差的直接表现。最后将这些绝对误差的标准差作为当前势阱容量和调解曝光时间下的边缘提取误差试验值。在相同的势阱容量情况下，筛选出误差最小的试验值对应的调节曝光时间作为最优值。
[0081] 通过仿真，所述调节曝光时间TS的最优值满足以下关系：
[0082]
[0083] 势阱容量QS的优化由两个条件决定。首先势阱容量取值过小会降低较暗星点目标的信噪比，可能导致极限探测星等的星点无法被识别，因此需要给出势阱容量需满足的下限条件。其次QS是影响天体目标边缘提取精度的主要因素，QS的取值应满足使天体目标边缘提取误差最小的条件。最优化势阱容量由以上两个条件综合得到。
[0084] 为保证设定的极限探测星等恒星的信噪比满足要求，需要保证极限探测星等星点目标能量不受抑制，信噪比不受影响。由此给出QS需满足下限：
[0085]
[0086] 其中KB为星点弥散斑最亮像元处的信号能量占信号总能量的比例。由下限条件得到势阱容量可能的取值范围，进而通过蒙特卡洛仿真实验法得到势阱容量的最优值。由于式(14)已经给出了最优化调节曝光时间与势阱容量满足的函数关系，所以在确定最优势阱容量的同时也确定了当前成像条件下的最优调节曝光时间。仿真方法同前文所述类似，利用边缘提取算法对仿真生成的天体图像进行边缘提取，以拟合圆半径标准偏差作为当前成像条件下边缘提取误差的试验值。
[0087] 如图5所示为多功能光学导航敏感器成像示意图。利用可变势阱容量曝光法对目标成像，图像中包含目标天体及背景恒星。本发明在利用星点目标解算姿态的同时，可高效准确的获取天体目标特征信息。对图像中的天体目标进行开窗处理，窗口外的图像应用质心定位算法提取星点目标质心。导航参数利用窗口内目标天体的图像特征信息进行计算，主要包括目标天体质心，视半径，对称轴方向及相角。
[0088] 本发明利用图像的梯度信息，在像素级梯度极值点处沿梯度方向进行泰勒展开，通过拟合内插法找到二阶导数过零点的亚像素位置，进而提取出亚像素边缘信息。算法检测精度可达到亚像素级，且具有较好的鲁棒性和较强的通用性，并且算法本身有很强的并行性。
[0089] 如图6所示为对月球图像进行边缘提取及圆拟合结果，图中给出了拟合月球轮廓及月球质心位置。天体目标图像边缘由两段曲线组成，真实边界及明暗分界线，边缘提取完成后，利用极小转动惯量法求得目标天体的对称轴方向，区分出真实边界段和明暗分界线。对真实边界数据利用最小二乘圆拟合法求得目标质心及视半径。图像处理完成后，将提取出的图像特征信息输出给自主导航模块。
[0090] 图7所示为自主导航原理图。多功能光学敏感器本体坐标系为T，其Z轴方向TZ为光学敏感器视轴指向。天体目标坐标系为R，其Z轴RZ为敏感器到近天体的视轴方向， X轴RX为近天体到太阳方向矢量在垂直于Z轴平面上的投影方向。多功能光学敏感器对图像处理模块输出的星点质心进行星图识别确定航天器当前姿态，即光学敏感器视轴指向。根据天体目标在图像中的质心位置得到多功能光学敏感器到天体目标在本体坐标系下的方向矢量：
[0091]
[0092] 其中 (x0,y0)为天体目标在图像中的质心坐标。根据空间几何关系，目标天体对称轴位于航天器，天体，太阳三者所构成的平面内。
充分挖掘目标天体图像信息，利用其对称轴方向，旋转角α及明暗分界线半短轴长度可以得到相角ξ。则坐标系R下目标天体到太阳的方向矢量可表示为：
[0093]
[0094] 天体目标坐标系到光学敏感器坐标系的转换关系为 其中根据光学敏感器得出的惯性姿态可
求解出敏感器坐标系到惯性坐标系的坐标转换关系，进而得到光学敏感器到目标天体在惯性坐标系下的方向矢量iCM，目标天体到太阳的方向矢量iMS及光学敏感器到太阳的方向矢量iCS。通过查询机载星历表获得目标天体及太阳在惯性坐标系下的坐标，解算出航天器在惯性坐标系下的位置坐标。T为光学敏感器的本体坐标系，TX、TY是坐标系的X、 Y方向。
[0095] 如图8所示为快速天文图像压缩原理框图。多功能光学敏感器采用大面阵CMOS图像传感器，分辨率高。星上
硬件平台的存储空间，数据传输带宽有限，如此
大数据量的图像传输时效性无法保证。若要提高帧频，节省存储空间则必须对图像进行实时，高效的图像压缩。本发明采用压缩感知算法，突破了传统香农采样定理对信号带宽和采样
频率的限制。压缩感知的基本原理是如果信号在某个变换域下是稀疏的，即变换基对应的系数矩阵中绝大部分系数等于或接近于0，那么可以用一个与变换基不相关的观测矩阵将信号投影到一个低维空间上。解压缩过程实际上是通过求解一个优化问题从这些少量投影信号中高概率恢复出原始信号。
[0096] 如图8所示，假设原始图像总共有N＝IJ个像素，希望获取M个测量值，先对图像 x进行子图分割，得到互不重叠大小为B×B的低分辨率子图xi，这样可以减少观测矩阵维度，减少计算量。在离散小波域Φ对信号进行
稀疏变换xi＝ΦΛαi。其中ΦΛ为小波域内的一组N维标准
正交基，αi为系数向量。设计一个平稳的，与变换基ΦΛ不相关的 M×N维观测矩阵Ψ，对整幅图像而言Ψ是一个由ΨB组成的块对角矩阵，如下式所示：
[0097]
[0098] 则相应的测量值向量可以表示为yi＝ΨBxi，ΨB为m×B2测量矩阵，对信号进行观测得到M×1维观测集合yi＝Ψxi＝ΨΦΛαi，实现图像压缩，其中M≤N。图像复原为低维图像压缩数据的解压缩过程，主要通过求解以下最优化问题实现：
[0099]
[0100] 观测矩阵Ψ设计为固定矩阵，便于
硬件实现。本发明复杂度主要集中在解压缩过程，压缩过程计算复杂度低，压缩率高，实时性强，可以实现并行处理，满足星载处理算法的要求。
[0101] 提供以上
实施例仅仅是为了描述本发明的目的，而并非要限制本发明的范围。本发明的范围由所附
权利要求限定。不脱离本发明的精神和原理而做出的各种等同替换和
修改，均应涵盖在本发明的范围之内。
