本發(fā)明屬于飛行器測(cè)試技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種高速飛行器氣動(dòng)熱飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法。

背景技術(shù)：

飛行試驗(yàn)是獲取真實(shí)服役環(huán)境及其作用下的材料響應(yīng)數(shù)據(jù)最為直接和有效的手段。飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)不僅能夠?qū)岘h(huán)境計(jì)算模型和方法起到驗(yàn)證作用，更能夠?yàn)闊岘h(huán)境領(lǐng)域的重點(diǎn)、難點(diǎn)問題研究提供數(shù)據(jù)支撐。

然而，由于飛行試驗(yàn)代價(jià)高昂、準(zhǔn)備周期長、風(fēng)險(xiǎn)控制難度較大，且受飛行安全、結(jié)構(gòu)約束、測(cè)量能力、經(jīng)濟(jì)成本等眾多因素影響，故，一次飛行試驗(yàn)獲取的有效測(cè)量數(shù)據(jù)非常有限，難以同時(shí)獲取到飛行器各典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)。若要獲取飛行器全部典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)，通常需要進(jìn)行多次飛行試驗(yàn)，大大增加了測(cè)試成本和測(cè)試周期。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的技術(shù)解決問題：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種高速飛行器氣動(dòng)熱飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法，旨在提高典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)的利用效率，降低測(cè)試成本，提高測(cè)試效率。

為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明公開了一種高速飛行器氣動(dòng)熱飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法，其特征在于，包括：

基于飛行器第一典型部位和第二典型部位之間熱流的三維流線關(guān)系，對(duì)所述三維流線關(guān)系進(jìn)行解析擬合，得到所述第一典型部位與第二典型部位之間熱流的關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式；

根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，對(duì)不同典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)進(jìn)行關(guān)聯(lián)分析。

在上述高速飛行器氣動(dòng)熱飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法中，所述根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，對(duì)不同典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)進(jìn)行關(guān)聯(lián)分析，包括：

根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，結(jié)合對(duì)飛行器第一典型部位或第二典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)的采集結(jié)果，對(duì)飛行器第二典型部位或第一典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)進(jìn)行關(guān)聯(lián)分析。

在上述高速飛行器氣動(dòng)熱飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法中，所述根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，結(jié)合對(duì)飛行器第一典型部位或第二典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)的采集結(jié)果，對(duì)飛行器第二典型部位或第一典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)進(jìn)行關(guān)聯(lián)分析，包括：

當(dāng)通過第一傳感器測(cè)量得到所述第一典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)時(shí)，根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，確定所述第二典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)；其中，所述第一傳感器安裝在所述第一典型部位處；

當(dāng)通過第二傳感器測(cè)量得到所述第二典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)時(shí)，根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，確定所述第一典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)；其中，所述第二傳感器安裝在所述第二典型部位處。

在上述高速飛行器氣動(dòng)熱飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法中，當(dāng)所述第一典型部位為飛行器端頭駐點(diǎn)，第二典型部位為飛行器錐身大面積時(shí)：

所述建立所述第一典型部位和第二典型部位之間熱流的三維流線關(guān)系，包括：

基于邊界層局部相似解的層流參考焓工程計(jì)算方法，建立端頭駐點(diǎn)與錐身大面積之間層流熱流關(guān)系：

其中，q'_e表示錐身大面積的層流熱流，q'_s表示為端頭駐點(diǎn)熱流，ρ表示氣體密度，μ表示氣體動(dòng)力黏度，u_e表示邊界層外緣速度，s表示表面弧長，r表示橫向比例因子，h_r表示氣體恢復(fù)焓，h₀表示氣體總焓，h_w表示氣體壁焓，下標(biāo)0表示駐點(diǎn)條件，下標(biāo)∞表示自由來流條件，上標(biāo)*表示參考條件，

所述對(duì)所述三維流線關(guān)系進(jìn)行解析擬合，得到所述第一典型部位和第二典型部位之間熱流的關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，包括：

根據(jù)上述公式1，由不同自由來流條件下的基于精確流線的“軸對(duì)稱比擬”方法計(jì)算結(jié)果，擬合得到端頭駐點(diǎn)與錐身大面積之間層流熱流的關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式：

其中，α為攻角，A'、B'、C'和D'為常值系數(shù)。

在上述高速飛行器氣動(dòng)熱飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法中，當(dāng)所述第一典型部位為飛行器端頭駐點(diǎn)，第二典型部位為飛行器錐身大面積時(shí)：

所述建立所述第一典型部位和第二典型部位之間熱流的三維流線關(guān)系，包括：

基于湍流參考焓工程計(jì)算方法，建立端頭駐點(diǎn)與錐身大面積之間湍流熱流關(guān)系：

其中，q'_e'表示錐身大面積的湍流熱流，c₁、c₂、c₃、c₄和m都是速度剖面指數(shù)N的函數(shù)，Pr為氣體普朗特?cái)?shù)；

所述對(duì)所述三維流線關(guān)系進(jìn)行解析擬合，得到所述第一典型部位和第二典型部位之間熱流的關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，包括：

根據(jù)上述公式2，由不同自由來流條件下的基于精確流線的“軸對(duì)稱比擬”方法計(jì)算結(jié)果，擬合得到端頭駐點(diǎn)與錐身大面積之間湍流熱流的關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式：

其中，A”、B”、C”、D”和為常值系數(shù)。

在上述高速飛行器氣動(dòng)熱飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法中，當(dāng)所述第一典型部位為飛行器端頭駐點(diǎn)，第二典型部位為翼前緣時(shí)：

所述建立所述第一典型部位和第二典型部位之間熱流的三維流線關(guān)系，包括：

根據(jù)邊界層方程的相似變換，圓柱駐點(diǎn)線熱流可與半徑相同的球頭熱流相比擬，從外形上將翼前緣等效為一個(gè)后掠圓柱，得到有攻角情況下翼前緣熱流與端頭駐點(diǎn)熱流之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系：

其中，q_y表示翼前緣熱流，λ_e為有效后掠角，λ為翼前緣后掠角，n＝1.2～1.5，R_s為端頭半徑，R_y為翼前緣半徑；λ_e＝sin^-1(sinλcosα)。

所述對(duì)所述三維流線關(guān)系進(jìn)行解析擬合，得到所述第一典型部位和第二典型部位之間熱流的關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，包括：

根據(jù)上述公式3，擬合得到端頭駐點(diǎn)與翼前緣之間熱流的關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式：

其中，A”'、B”'、C”'和D”'為常值系數(shù)。

本發(fā)明具有以下優(yōu)點(diǎn)：

本發(fā)明所述的高速飛行器氣動(dòng)熱飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法，對(duì)典型部位之間復(fù)雜的三維流線關(guān)系進(jìn)行解析擬合處理，得到簡(jiǎn)化的關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，實(shí)現(xiàn)對(duì)不同典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析。當(dāng)已知某一典型部位的飛行試驗(yàn)氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)時(shí)，可以根據(jù)關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式外推得到相關(guān)聯(lián)的另一典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)，對(duì)一次實(shí)驗(yàn)過程中得到的飛行試驗(yàn)氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)進(jìn)行了充分挖掘和有效外推，實(shí)現(xiàn)了有限飛行試驗(yàn)氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)的高效利用，降低了測(cè)試成本，提高了測(cè)試效率。

附圖說明

圖1是本發(fā)明實(shí)施例中一種高速飛行器氣動(dòng)熱飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法的步驟流程圖；

圖2是本發(fā)明實(shí)施例中一種高速飛行器的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3是本發(fā)明實(shí)施例中一種端頭駐點(diǎn)熱流對(duì)比圖；

圖4是本發(fā)明實(shí)施例中又一種端頭駐點(diǎn)熱流對(duì)比圖。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明公共的實(shí)施方式作進(jìn)一步詳細(xì)描述。

參照?qǐng)D1，示出了本發(fā)明實(shí)施例中一種高速飛行器氣動(dòng)熱飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法的步驟流程圖。在本實(shí)施例中，所述高速飛行器氣動(dòng)熱飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法，包括：

步驟101，基于飛行器第一典型部位和第二典型部位之間熱流的三維流線關(guān)系，對(duì)所述三維流線關(guān)系進(jìn)行解析擬合，得到所述第一典型部位與第二典型部位之間熱流的關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式。

在本實(shí)施例中，典型部位可以是指：用于獲取與關(guān)鍵測(cè)試流程相關(guān)的影響試驗(yàn)成敗數(shù)據(jù)的部位；根據(jù)典型部位獲取的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)不僅能夠?qū)岘h(huán)境計(jì)算模型和方法起到驗(yàn)證作用，更能夠?yàn)闊岘h(huán)境領(lǐng)域的重點(diǎn)、難點(diǎn)問題研究提供數(shù)據(jù)支撐。其中，基于飛行器第一典型部位和第二典型部位之間熱流的三維流線關(guān)系，對(duì)所述三維流線關(guān)系進(jìn)行解析擬合，可以得到所述第一典型部位與第二典型部位之間熱流的關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式。

步驟102，根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，對(duì)不同典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)進(jìn)行關(guān)聯(lián)分析。

在本實(shí)施例中，根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，結(jié)合對(duì)飛行器第一典型部位或第二典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)的采集結(jié)果，可以對(duì)飛行器第二典型部位或第一典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)進(jìn)行關(guān)聯(lián)分析。

例如，當(dāng)通過第一傳感器測(cè)量得到所述第一典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)時(shí)，根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，可以確定所述第二典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)。其中，所述第一典型部位處安裝有第一傳感器，所述第二典型部位處未安裝傳感器。

又例如，當(dāng)通過第二傳感器測(cè)量得到所述第二典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)時(shí)，可以根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，確定所述第一典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)。其中，所述第二典型部位處安裝有第一傳感器，所述第一典型部位處未安裝傳感器。

在上述實(shí)施例的基礎(chǔ)上，參照?qǐng)D2，示出了本發(fā)明實(shí)施例中一種高速飛行器的結(jié)構(gòu)示意圖。如圖2所示，飛行器的典型部位包括但不僅限于：端頭、錐身大面積和翼前緣。其中，由于飛行安全及傳感器測(cè)量能力等原因限制，僅在本實(shí)施例所示高速飛行器的錐身大面積和翼前緣處安裝了氣動(dòng)熱參數(shù)測(cè)量傳感器，端頭部位未安裝氣動(dòng)熱參數(shù)測(cè)量傳感器。

其中：

一、針對(duì)端頭駐點(diǎn)與錐身大面積之間的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法可以如下：

在本實(shí)施例中，可以通過安裝在錐身大面積處的傳感器得到錐身大面積處的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)?，F(xiàn)有的錐身大面積熱環(huán)境工程計(jì)算方法一般采用基于精確流線的“軸對(duì)稱比擬”有攻角錐體氣動(dòng)加熱計(jì)算方法，具有嚴(yán)格的理論基礎(chǔ)，能夠?qū)﹀F身大面積部位熱環(huán)境進(jìn)行準(zhǔn)確的模擬。

優(yōu)選的，在層流熱流計(jì)算時(shí)，可以采用基于邊界層局部相似解的層流參考焓方法，得到端頭駐點(diǎn)與錐身大面積之間層流熱流關(guān)系：

其中，q'_e表示錐身大面積的層流熱流，q'_s表示為端頭駐點(diǎn)熱流，ρ表示氣體密度，μ表示氣體動(dòng)力黏度，u_e表示邊界層外緣速度，s表示表面弧長，r表示橫向比例因子，h_r表示氣體恢復(fù)焓，h₀表示氣體總焓，h_w表示氣體壁焓，下標(biāo)0表示駐點(diǎn)條件，下標(biāo)∞表示自由來流條件，上標(biāo)*表示參考條件，

基于上述公式1解析可知：錐身大面積的層流熱流與端頭駐點(diǎn)的層流熱流之比并不與來流特征參數(shù)(如，來流雷諾數(shù)Re和來流馬赫數(shù)Ma)顯式相關(guān)，且公式1中與邊界層相關(guān)的參數(shù)(如，ρ^*、μ^*、u_e和h等)都具有一樣的冪，再考慮到邊界層的相似性，可以確定錐身大面積的層流熱流與端頭駐點(diǎn)的層流熱流的比值近似與來流特征參數(shù)無關(guān)。進(jìn)一步的，公式1中的是有攻角狀態(tài)下橫向比例因子r(即等效徑向半徑)產(chǎn)生的有關(guān)項(xiàng)，不同攻角下橫向比例因子不同，可以確定錐身大面積的層流熱流與端頭駐點(diǎn)熱流的比值只近似與來流攻角相關(guān)。

針對(duì)錐身大面積層流流態(tài)，根據(jù)上述解析結(jié)果，由不同狀態(tài)下的基于精確流線的“軸對(duì)稱比擬”方法計(jì)算結(jié)果，可以擬合得到錐身大面積某一位置處(如，X＝2.0m處)的層流熱流與端頭駐點(diǎn)的層流熱流的關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式如下：

其中，α為攻角，A'、B'、C'和D'為常值系數(shù)。需要說明的是，對(duì)于錐身大面積的不同位置，錐身大面積的層流熱流與端頭駐點(diǎn)熱流之間的關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式形式一致，僅常值系數(shù)有所區(qū)別。

另一優(yōu)選的，在湍流熱流計(jì)算時(shí)，可以采用湍流參考焓方法，得到端頭駐點(diǎn)與錐身大面積之間湍流熱流關(guān)系：

其中，q″_e表示錐身大面積的湍流熱流，c₁、c₂、c₃、c₄和m都是速度剖面指數(shù)N的函數(shù)，Pr為氣體普朗特?cái)?shù)。

基于上述公式2解析可知：湍流狀態(tài)下錐身大面積熱流變化規(guī)律與層流狀態(tài)不同，湍流狀態(tài)下的錐身大面積無量綱熱流不再僅與攻角相關(guān)。由于雷諾數(shù)及馬赫數(shù)為高速湍流流動(dòng)的特征準(zhǔn)則數(shù)，湍流熱流與該兩項(xiàng)特征準(zhǔn)則數(shù)的大小密切相關(guān)，可以確定湍流狀態(tài)錐身大面積與端頭駐點(diǎn)熱流的比值近似與來流雷諾數(shù)Re和來流馬赫數(shù)Ma及來流攻角相關(guān)。

針對(duì)錐身大面積湍流流態(tài)，根據(jù)上述解析結(jié)果，由不同狀態(tài)下的基于精確流線的“軸對(duì)稱比擬”方法計(jì)算結(jié)果，可以擬合得到錐身大面積某一位置處(如，X＝2.0m處)的湍流熱流與端頭駐點(diǎn)熱流的關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式如下：

其中，A”、B”、C”、D”和為常值系數(shù)。需要說明的是，對(duì)于錐身大面積的不同位置，錐身大面積的湍流熱流與端頭駐點(diǎn)的湍流熱流之間的關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式形式一致，僅常值系數(shù)有所區(qū)別。

基于上述和可以對(duì)全流態(tài)下的錐身大面積熱流與端頭駐點(diǎn)熱流的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)進(jìn)行關(guān)聯(lián)分析。

二、針對(duì)端頭駐點(diǎn)與翼前緣之間的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法可以如下：

在本實(shí)施例中，可以通過安裝在翼前緣的傳感器得到翼前緣處的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)。根據(jù)邊界層方程的相似變換，圓柱駐點(diǎn)線熱流可與半徑相同的球頭熱流相比擬，從外形上可以將翼前緣等效為一個(gè)后掠圓柱，得到有攻角情況下翼前緣熱流與端頭駐點(diǎn)熱流之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系如下：

其中，q_y表示翼前緣熱流，λ_e為有效后掠角，λ為翼前緣后掠角，n＝1.2～1.5，R_s為端頭半徑，R_y為翼前緣半徑；λ_e＝sin^-1(sinλcosα)。

根據(jù)上述公式3，可以擬合得到端頭駐點(diǎn)與翼前緣之間熱流的關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式：

其中，A”'、B”'、C”'和D”'為常值系數(shù)。

基于上述可以對(duì)翼前緣熱流與端頭駐點(diǎn)熱流的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)進(jìn)行關(guān)聯(lián)分析。

上述實(shí)施例只是對(duì)本發(fā)明的解釋，而不能作為對(duì)本發(fā)明的限制，因此凡是與本發(fā)明思路類似的實(shí)施方式或用于其他類似結(jié)構(gòu)但思路與本發(fā)明類似的實(shí)施方式均在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。在本實(shí)施例中，所述高速飛行器氣動(dòng)熱飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法可以應(yīng)用于對(duì)任意兩個(gè)典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析。例如：可以將某高速飛行器的翼前緣、舵前緣、翼面、舵面、端頭駐點(diǎn)、錐身大面積等典型部位，兩兩之間進(jìn)行關(guān)聯(lián)，根據(jù)其中一個(gè)典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)外推出相關(guān)聯(lián)的另一典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)。

例如，根據(jù)上述實(shí)施例所述得到的錐身大面積與端頭駐點(diǎn)之間的熱流關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式、以及翼前緣與駐點(diǎn)端頭之間的熱流關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，由錐身大面積及翼前緣部位的熱流測(cè)量數(shù)據(jù)可以外推出飛行狀態(tài)下飛行器端頭駐點(diǎn)的熱流，并與預(yù)示結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。參照?qǐng)D3，示出了本發(fā)明實(shí)施例中一種端頭駐點(diǎn)熱流對(duì)比圖；參照?qǐng)D4，示出了本發(fā)明實(shí)施例中又一種端頭駐點(diǎn)熱流對(duì)比圖。如圖3和圖4，兩組關(guān)聯(lián)外推數(shù)據(jù)(基于關(guān)聯(lián)間式，根據(jù)錐身大面積的熱流外推得到的端頭駐點(diǎn)的熱流；以及，基于關(guān)聯(lián)間式，根據(jù)翼前緣的熱流外推得到的端頭駐點(diǎn)的熱流)分布趨勢(shì)及量值較為一致，且與端頭駐點(diǎn)熱流的預(yù)示結(jié)果吻合良好，驗(yàn)證了本發(fā)明實(shí)施例所述的關(guān)聯(lián)分析方法的有效性。

綜上所述，本發(fā)明實(shí)施例所述的高速飛行器氣動(dòng)熱飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析方法，對(duì)典型部位之間復(fù)雜的三維流線關(guān)系進(jìn)行解析擬合處理，得到簡(jiǎn)化的關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，根據(jù)所述關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式，實(shí)現(xiàn)對(duì)不同典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)分析。當(dāng)已知某一典型部位的飛行試驗(yàn)氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)時(shí)，可以根據(jù)關(guān)聯(lián)簡(jiǎn)式外推得到相關(guān)聯(lián)的另一典型部位的氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)，對(duì)一次實(shí)驗(yàn)過程中得到的飛行試驗(yàn)氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)進(jìn)行了充分挖掘和有效外推，實(shí)現(xiàn)了有限飛行試驗(yàn)氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)的高效利用，降低了測(cè)試成本，提高了測(cè)試效率。

以上所述，僅為本發(fā)明最佳的具體實(shí)施方式，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。

本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。