火箭喷嘴和用于火箭发动机内的燃烧气体流的控制方法

摘要

本发明涉及一种火箭喷嘴和用于火箭发动机内的燃烧气体流的控制方法。所述火箭喷嘴(8)，包括双钟形喷嘴(10)和构造为将气体引入由该双钟形喷嘴围绕的空间(80)内的气体引入部(40A、40B、40C、40D)。燃烧气体在该空间中流动。该双钟形喷嘴包括第一级喷嘴(20)和第二级喷嘴(30)，该第一级喷嘴是钟形的并且围绕该空间的上游部(81)，该第二级喷嘴是钟形的并且围绕该空间的下游部(82)。双钟形喷嘴具有位于第一级喷嘴和第二级喷嘴之间的拐点(12)。该气体引入部包括设置到第一级喷嘴的内壁面上的气体入口(45、63)。将气体从该气体入口引入该空间中。

说明书

技术领域

本发明涉及一种火箭喷嘴和用于火箭发动机内的燃烧气体流的控制方法。

背景技术

图1显示了作为火箭喷嘴的钟形喷嘴100A。当位于喉部101A处的流动路径横截面积是At，而位于喷嘴出口102A处的流动路径横截面积是A1时，钟形喷嘴100A的膨胀比eA由A1与At之间的比值(A1/At)表示。图2显示了作为火箭喷嘴的钟形喷嘴100B。当位于喉部101B处的流动路径横截面积是At，而位于喷嘴出口102B处的流动路径横截面积是A2时，钟形喷嘴100B的膨胀比eB由(A2/At)的比值表示。此处，A2大于A1，由此eB大于eA。

表示火箭喷嘴性能的比冲是已知的。比冲根据膨胀比和火箭喷嘴周围的环境压力变化。因此，在火箭上升期间，比冲改变。

图3是显示了比冲随高度变化的曲线图。该曲线图的垂直轴代表比冲，而水平轴代表高度。性能曲线121显示了钟形喷嘴100A的比冲随高度的变化。性能曲线122显示了钟形喷嘴100B的比冲随高度的变化。

性能曲线121和性能曲线122在特定高度彼此相交。在低于交点高度的高度处，钟形喷嘴100A的比冲大于钟形喷嘴100B的比冲，而在高于交点高度的高度处，钟形喷嘴100B的比冲大于钟形喷嘴100A的比冲。

在火箭上升期间，如果火箭喷嘴的膨胀比可改变，则火箭喷嘴的比冲可在宽广的高度范围上保持较高。

图4显示了作为火箭喷嘴的双钟形喷嘴110。该双钟形喷嘴110包括作为从喉部111到拐点112的部分的第一级喷嘴115和作为从拐点112到喷嘴出口113的部分的第二级喷嘴116。第一级喷嘴115和第二级喷嘴116的每一个都是钟形的。此处，喉部111处的流动路径横截面积由At表示，拐点112处的流动路径横截面积由A1表示，喷嘴出口113处的流动路径横截面积由A2表示。

如图5所示，当双钟形喷嘴110周围的环境压力高时，燃烧气体流从位于拐点112处的双钟形喷嘴110的内壁面处分开。下文中，这种流被称为低膨胀流。在低膨胀流状态下双钟形喷嘴110的膨胀比与钟形喷嘴100A的膨胀比几乎相等。

如图6中所示，当双钟形喷嘴110周围的环境压力低时，燃烧气体流从位于喷嘴出口113处的双钟形喷嘴110的内壁面处分开。下文中，这种流被称为高膨胀流。在高膨胀流状态下双钟形喷嘴110的膨胀比与钟形喷嘴100B的膨胀比几乎相等。

参照图3，最有利的是在对应于性能曲线121与性能曲线122的交点的高度处，双钟形喷嘴110内的燃烧气体流从低膨胀流状态过渡到高膨胀流状态。将性能曲线121与性能曲线122的交点称为最佳过渡点120。然而，正如在“A Critical Assessment of Dual-Bell Nozzles”，G.Hagemann、M.Frey和D.Manski，1997中所描述的，已知双钟形喷嘴110内的燃烧气体流在大大低于与最佳过渡点120相对应的高度的高度处从低膨胀流状态过渡到高膨胀流状态。为此，双钟形喷嘴110的比冲随高度的变化由性能曲线123表示。

由于双钟形喷嘴110内的燃烧气体流的状态在大大低于最佳过渡点120的高度处过渡，因此双钟形喷嘴110的比冲在过渡处减小。过渡发生的高度越低，比冲的减小幅度就越大。另外，由于当紧接过渡后的高度低时，在自喷嘴出口113起的上游位置燃烧气体流趋于与第二级喷嘴116的内壁面分离，因此振动将强烈。

发明内容

本发明的目的是提供一种火箭喷嘴和用于火箭发动机内的燃烧气体流的控制方法，利用该方法燃烧气体流的状态适当地过渡。

在本发明的第一方面中，火箭喷嘴包括双钟形喷嘴和构造为将气体引入由该双钟形喷嘴围绕的空间内的气体引入部。燃烧气体在该空间内流动。所述双钟形喷嘴包括钟形的并围绕所述空间的上游部的第一级喷嘴、以及钟形的并围绕所述空间的下游部的第二级喷嘴。所述双钟形喷嘴具有位于第一级喷嘴和第二级喷嘴之间的拐点。所述气体引入部包括设置到第一级喷嘴的第一内壁面上的第一气体入口。将气体从第一气体入口引入所述空间内。

在本发明的第二方面中，用于火箭发动机内的燃烧气体流的控制方法包括将气体引入由双钟形喷嘴围绕的空间内。燃烧气体在该空间内流动。所述双钟形喷嘴包括钟形的并围绕所述空间的上游部的第一级喷嘴、以及钟形的并围绕所述空间的下游部的第二级喷嘴。所述双钟形喷嘴具有位于第一级喷嘴和第二级喷嘴之间的拐点。在引入气体中，将气体从设置到第一级喷嘴的第一内壁面上的第一气体入口引入所述空间内。

根据本发明，提供了一种火箭喷嘴和一种用于火箭发动机内的燃烧气体流的控制方法，利用该方法提供了燃烧气体流状态的适当过渡。

附图说明

通过下文结合附图对特定实施例的描述，本发明的上述和其它目的、优点和特征将更加明显，其中：

图1显示了具有低膨胀比的钟形喷嘴；

图2显示了具有高膨胀比的钟形喷嘴；

图3是比较喷嘴的比冲与高度之间的关系的曲线图；

图4显示了双钟形喷嘴；

图5显示了双钟形喷嘴内的燃烧气体流的低膨胀流状态；

图6显示了双钟形喷嘴内的燃烧气体流的高膨胀流状态；

图7是包含根据本发明第一实施例的双钟形喷嘴的火箭喷嘴的示意图；

图8是靠近根据本发明第一实施例的双钟形喷嘴的拐点处的放大视图；

图9是解释根据第一实施例的双钟形喷嘴效果的曲线图；

图10是根据本发明第二实施例的双钟形喷嘴的示意图；

图11是根据本发明第三实施例的双钟形喷嘴的示意图；

图12是靠近根据本发明第三实施例的双钟形喷嘴的拐点处的放大视图；

图13是根据本发明第四实施例的双钟形喷嘴的示意图。

具体实施方式

在下文中将参照附图对根据本发明实施例的火箭喷嘴和用于火箭发动机内的燃烧气体流的控制方法加以描述。

(第一实施例)

图7显示了根据本发明第一实施例的火箭发动机1。火箭发动机1包括燃料舱2、氧化剂舱3、燃料涡轮泵4、氧化剂涡轮泵5和火箭喷嘴8。燃料涡轮泵4包括泵4a和与泵4a一起转动的涡轮4b。氧化剂涡轮泵5包括泵5a和与泵5a一起转动的涡轮5b。

火箭喷嘴8包括喷射器6、燃烧室7、双钟形喷嘴10、气体引入部40A。燃烧室7设有用于冷却燃烧室7的壁面的冷却路径7a。双钟形喷嘴10包括作为从喉部11到拐点12的部分的第一级喷嘴20和作为从拐点12到喷嘴出口13的部分的第二级喷嘴30。拐点12设置在第一级喷嘴20与第二级喷嘴30之间。第一级喷嘴20和第二级喷嘴30的每一个都是钟形的。双钟形喷嘴10围绕空间80。第一级喷嘴20围绕空间80的上游部81。第二级喷嘴30围绕空间80的下游部82。第一级喷嘴20可被称为基部喷嘴。第二级喷嘴30可被称为膨胀喷嘴。

歧管21到23沿第一级喷嘴20的周边设置。歧管21到23的每一个都是圆环形的。用于冷却第一级喷嘴20的壁面的冷却路径20a设置到第一级喷嘴20的位于歧管21与喉部11之间的部分。歧管22在歧管21的拐点12一侧设置为使得歧管22邻近歧管21。歧管23设置在歧管22和拐点12之间。用于冷却第一级喷嘴20壁面的冷却路径20b设置到第一级喷嘴20的位于歧管22和歧管23之间的部分。

气体引入部40A包括管道41和沿第一级喷嘴20的周边设置的歧管42。歧管42是圆环形的。歧管42在歧管23的拐点12一侧设置为使得歧管42邻近歧管23。管道41连接氧化剂涡轮泵5和歧管42。

燃料舱2存储诸如液态氢的燃料。氧化剂舱3存储诸如液态氧的氧化剂。燃料涡轮泵4将来自燃料舱2的燃料供应到喷射器6。氧化剂涡轮泵5将来自氧化剂舱3的氧化剂供应到喷射器6。喷射器6将燃料和氧化剂混合，并将它们喷射到燃烧室7中。点燃所喷射的燃料和氧化剂从而产生燃烧气体。燃烧气体从燃烧室7通过喉部11流入空间80中。燃烧气体按顺序流过上游部81和下游部82，并从喷嘴出口13流出。

燃料涡轮泵4还将燃料从燃料舱2供应到歧管21。在按顺序经过冷却路径20a和冷却路径7a后，燃料从歧管21进入歧管22。燃料从歧管22通过冷却路径20b进入歧管23，并且从歧管23供应到燃料涡轮泵4。燃料驱动燃料涡轮泵4和氧化剂涡轮泵5。在驱动燃料涡轮泵4和氧化剂涡轮泵5之后，作为燃料的涡轮排气通过管道41流入歧管42中。气体引入部40A将涡轮排气引入空间80内，以控制燃烧气体流。

参照图8，气体引入部40A包括设置到第一级喷嘴20的内壁面的入口45以及连接歧管42和入口45的引入路径43。入口45设置在拐点12的上游侧。引入路径43包括锥形部44，该锥形部的流动路径的横截面积朝着入口45减小。已流入歧管42中的涡轮排气从入口45通过引入路径43喷射到空间80中。涡轮排气在经过锥形部44时被加速。入口45将涡轮排气沿第一级喷嘴20的内壁面向拐点12喷射为膜状流。

从入口45喷射出的成为膜状流的涡轮排气防止在空间80内流动的燃烧气体在比最佳点更早的定时(较低高度)过渡到高膨胀流状态。

还期望通过引入空间80内的涡轮排气对第二级喷嘴30的壁面的冷却效果。

参照图9，将描述本发明实施例的效果。图9是显示发射后性能(比冲)随时间变化的曲线图。这个曲线图的垂直轴代表性能(比冲)，而水平轴代表自发射起的时间。性能曲线131显示了在低膨胀流状态(在该状态下燃烧气体流在拐点12处分开)的情况下火箭喷嘴8的性能(比冲)随时间的变化。性能曲线132显示了在高膨胀流状态(在该状态下燃烧气体流在喷嘴出口13处分开)的情况下火箭喷嘴8的性能(比冲)随时间的变化。最有利的是在与性能曲线131与性能曲线132的交点对应的定时，火箭喷嘴8内的燃烧气体流从低膨胀流状态过渡到高膨胀流状态。将性能曲线131与性能曲线132的交点称为最佳过渡点130。性能曲线133显示了在没有将涡轮排气从入口45引入空间80中的情况下火箭喷嘴8的性能的模拟效果。性能曲线134显示了在将涡轮排气从入口45引入空间80中的情况下火箭喷嘴8的性能的模拟效果。

通过将涡轮排气从入口45引入空间80中，从低膨胀流状态过渡到高膨胀流状态的定时被延迟并被控制为接近最佳过渡点130。当将过渡的定时控制为接近最佳过渡点130时，过渡处比冲的减少幅度小，并抑制了紧接该过渡后的振动。

(第二实施例)

除了将气体引入部40A替换成气体引入部40B之外，根据本发明第二实施例的火箭发动机1构造为与根据本发明第一实施例的火箭发动机1相同。参照图10，除了上面所描述的管道41、歧管42、引入路径43和入口45外，气体引入部40B还包括从管道41分支的排气管46和设置到排气管46的阀47。阀47根据控制信号71而打开和关闭。当阀47打开时，来自氧化剂涡轮泵5的涡轮排气的一部分从入口45被引入空间80中，剩余部分通过排气管46被排出到大气中。当阀47关闭时，来自氧化剂涡轮泵5的全部涡轮排气从入口45被引入空间80内。

包含火箭发动机1的火箭高度H被监控。火箭在阀47打开的状态下发射。之后，阀47保持开启，直到检测到高度H超过了预定高度H1。例如根据性能曲线133偏离性能曲线131的高度来确定该高度H1。由于火箭周围的环境压力在发射时以及紧随发射后足够高，所以即使当涡轮排气从入口45引入空间80的流量小时，燃烧气体流仍保持在低膨胀流状态。

当检测到高度H超过高度H1时，阀47关闭。之后，阀47保持关闭，直到检测到高度H超过了预定高度H2。例如根据上述最佳过渡点130来确定该高度H2。高度H2高于H1。在火箭从高度H1上升到H2期间，将从入口45引入空间80的涡轮排气的流量控制为较大。因此，涡轮排气流保持在低膨胀流状态。

当检测到高度H超过高度H2时，阀47打开。之后，阀47保持开启。通过打开阀47来减小从入口45引入空间80内的涡轮排气的流量，来促进燃烧气体从低膨胀流状态到高膨胀流状态的过渡。

在从发射到检测到高度H超出高度H1的期间，可关闭阀47，然而，期望通过打开阀47来减小从入口45引入空间80内的涡轮排气的流量，来稳定紧随点火后的燃烧气体流。

(第三实施例)

除了将气体引入部40A替换成气体引入部40C之外，根据本发明第三实施例的火箭发动机1构造为与根据本发明第一实施例的火箭发动机1相同。参照图11，除了上面所描述的管道41、歧管42、引入路径43和入口45外，气体引入部40C还包括设置到管道41上的三通阀51和设置在歧管42的拐点12一侧处的歧管52，从而歧管52与歧管42相邻。通过根据控制信号72在歧管42和歧管52之间转换，三通阀51将它们中的一个连接到氧化剂涡轮泵5。来自氧化剂涡轮泵5的涡轮排气根据三通阀51的转换状态流入歧管42或歧管52中。

参照图12，歧管52沿第一级喷嘴20(或拐点12)的周边设置。歧管52是圆环形的。气体引入部40C包括设置到第二级喷嘴30的内壁面上的入口55以及连接歧管52和入口55的引入路径53。引入路径53包括锥形部54，该锥形部的流动路径的横截面积朝着入口55减小。已流入到歧管52中的涡轮排气通过引入路径53从入口55喷射到空间80中。涡轮排气在流过锥形部54时被加速。入口55将涡轮排气沿第二级喷嘴30的内壁面向喷嘴出口13喷射为膜状流。

监控火箭的高度H。火箭在三通阀51连接歧管52和氧化剂涡轮泵5的状态下发射。当歧管52连接到氧化剂涡轮泵5时，入口55连接到氧化剂涡轮泵5。三通阀51保持连接歧管52和氧化剂涡轮泵5，直到检测到高度H超过上述的高度H1。由于火箭周围的环境压力在发射时以及紧随发射后足够高，所以即使当涡轮排气没有从位于拐点12上游侧的入口45引入空间80中时，燃烧气体流仍保持在低膨胀流状态。

当检测到高度H超过高度H1时，三通阀51从连接歧管52和氧化剂涡轮泵5的状态转换到连接歧管42和氧化剂涡轮泵5的状态。之后，三通阀51保持连接歧管42和氧化剂涡轮泵5的状态，直到检测到高度H超过了预定高度H2。当歧管42连接到氧化剂涡轮泵5时，入口45连接到氧化剂涡轮泵5。在火箭从高度H1上升到H2期间，涡轮排气从氧化剂涡轮泵5通过歧管42流向入口45并引入空间80中。因此，涡轮排气流保持在低膨胀流状态。

当检测到高度H超过高度H2时，三通阀51从连接歧管42和氧化剂涡轮泵5的状态转换到连接歧管52和氧化剂涡轮泵5的状态。之后，三通阀51保持连接歧管52和氧化剂涡轮泵5的状态。通过利用三通阀51停止从入口45到空间80内的引入，来促进涡轮排气从燃烧气体的低膨胀流状态到高膨胀流状态的过渡。在火箭上升到高度H2之上期间，涡轮排气从氧化剂涡轮泵5通过歧管52流向入口55并引入空间80中。因此，第二级喷嘴30的内壁面被薄膜冷却。

在从发射到检测到高度H超出高度H1的期间，三通阀51可保持在连接歧管42和氧化剂涡轮泵5的状态，然而，期望通过保持连接歧管52和氧化剂涡轮泵5的状态来稳定紧随点火后的燃烧气体流。

(第四实施例)

除了将气体引入部40A替换成气体引入部40D，以及在驱动燃料涡轮泵4和氧化剂涡轮泵5之前通过燃料冷却第二级喷嘴30的壁面之外，根据本发明第四实施例的火箭发动机1构造为与根据本发明第一实施例的火箭发动机1相同。

参照图13，在根据本实施例的火箭发动机1中，歧管24沿第一级喷嘴20的周边设置。歧管24设置在歧管23与拐点12之间。歧管23和歧管24通过设置在双钟形喷嘴10的外部的管道48彼此连接。歧管31沿喷嘴出口13设置。歧管24和31的每一个都是圆环形的。第二级喷嘴30设有用于冷却第二级喷嘴30的壁面的冷却路径30a。已经通过冷却路径20b进入歧管23的燃料通过管道48进入歧管24。然后，该燃料通过冷却路径30a进入歧管31并从歧管31供应到燃料涡轮泵4的涡轮4b。在驱动燃料涡轮泵4和氧化剂涡轮泵5之后，将该燃料排出。

气体引入部40D包括设置到第一级喷嘴20的外壁面的空气进口62、设置到第一级喷嘴20的内壁面的入口63、连接空气进口62和入口63的空气路径61、滑块64和驱动机构65。滑块64通过驱动机构65驱动以打开和关闭空气进口62。入口63设置在拐点12的上游侧。

监控火箭的高度H。火箭在滑块64设置在关闭空气进口62的位置处的状态下发射。之后，滑块64保持在关闭空气进口62的位置处，直到检测到高度H超过了上述的高度H1。由于火箭周围的环境压力在发射时以及紧随发射后足够高，所以即使当空气没有从入口63引入空间80中时，燃烧气体流仍保持在低膨胀流状态。

当检测到高度H超过了高度H1时，驱动机构65使滑块64滑动到不关闭空气进口62的位置。之后，滑块64保持在不关闭空气进口62的位置，直到检测到高度H超过了上述的高度H2。在火箭从高度H1上升到高度H2的期间，空气从入口63引入空间80中。因此，涡轮排气的流动保持在低膨胀流状态。

当检测到高度H超过了高度H2时，驱动机构65使滑块64滑动到关闭空气进口62的位置。通过停止空气从入口63到空间80内的引入，来促进燃烧气体从低膨胀流状态到高膨胀流状态的过渡。

在此之后，滑块64保持在关闭空气进口62的位置。防止燃烧气体通过空气路径61泄漏到外部。

在从发射到检测到高度H超出高度H1的期间，滑块64可保持在不关闭空气进口62的位置，然而，期望通过关闭空气进口62来稳定紧随点火后的燃烧气体流。

气体引入部40D可应用于固体燃料火箭。在第四实施例中，第二级喷嘴30的壁面可被薄膜冷却。

当将气体引入部40A到40D应用于包括发动机组的火箭时，容易使用于多个发动机的过渡定时同步。由此，稳定了包括发动机组的火箭的姿态控制。

此外，气体引入部40A到40D在火箭再进入大气层时是有效的。

在第二到第四实施例中，通过基于火箭的高度H来控制从设置到第一级喷嘴20的内壁面的入口45或63引入空间80中的气体流量可更精确地控制过渡定时。

上面的实施例可表达如下。在下面的描述中，添加数字以指示图中的相应实例。

一种火箭喷嘴包括双钟形喷嘴(10)和构造为将气体引入由该双钟形喷嘴围绕的空间(80)内的气体引入部(40A、40B、40C、40D)。燃烧气体在该空间中流动。该双钟形喷嘴包括第一级喷嘴(20)和第二级喷嘴(30)，该第一级喷嘴是钟形的并且围绕该空间的上游部(81)，该第二级喷嘴是钟形的并且围绕该空间的下游部(82)。双钟形喷嘴具有位于第一级喷嘴和第二级喷嘴之间的拐点(12)。该气体引入部包括设置到第一级喷嘴的第一内壁面上的第一气体入口(45、63)。将气体从第一气体入口引入该空间中。

优选将驱动涡轮泵(4、5)之后的涡轮排气用作该气体。

优选第一气体入口将气体沿第一内壁面喷射为膜状流。

优选气体引入部包括沿第一级喷嘴周边设置的第一歧管(42)以及连接该第一歧管和该第一入口的第一路径(43)。该第一路径包括其流动路径的横截面积朝着第一入口减小的部分(44)。涡轮排气从涡轮泵流入该歧管内，并通过该第一路径流向第一入口。

优选气体引入部包括连接涡轮泵和第一歧管的管道(41)、从该管道分支的排气管(46)以及设置到该排气管的阀(47)。

优选阀基于包括火箭喷嘴的火箭的高度工作。

优选气体引入部包括设置到第二级喷嘴的第二内壁面的第二气体入口(55)以及三通阀(51)。第一气体入口、第二气体入口和涡轮泵的每一个都连接到该三通阀。该第二气体入口将涡轮排气沿第二内壁面喷射为膜状流。

优选三通阀在第一气体入口和第二气体入口之间转换，以将第一气体入口和第二气体入口中的一个连接到涡轮泵。

优选将空气用作该气体。

优选气体引入部包括设置到第一级喷嘴的外壁面的空气进口(62)、连接该空气进口和第一气体入口的空气路径(61)以及构造为打开和关闭该空气进口的滑块(64)。

一种用于火箭发动机内的燃烧气体流的控制方法包括将气体引入由双钟形喷嘴(10)围绕的空间(80)中。燃烧气体在该空间中流动。该双钟形喷嘴包括第一级喷嘴(20)和第二级喷嘴(30)，该第一级喷嘴是钟形的并且围绕该空间的上游部(81)，该第二级喷嘴是钟形的并且围绕该空间的下游部(82)。双钟形喷嘴具有位于第一级喷嘴和第二级喷嘴之间的拐点(12)。在引入气体中，将气体从设置到第一级喷嘴的第一内壁面的第一气体入口(45、63)引入该空间中。

在引入气体中，优选基于包含双钟形喷嘴的火箭的高度来控制气体的流量。

优选将驱动涡轮泵(4、5)之后的涡轮排气用作该气体。排气管(46)从管道(41)分支，用于将涡轮排气从涡轮泵引向第一气体入口。阀(47)设置到该排气管。在引入气体中，优选当检测到火箭的高度超过第一高度时，已关闭的阀打开。

优选火箭在阀打开的状态下发射。在引入气体中，优选当检测到火箭的高度超过低于该第一高度的第二高度时，已打开的阀关闭。

优选将驱动涡轮泵(4、5)之后的涡轮排气用作该气体。第二气体入口(55)设置到第二级喷嘴的第二内壁面。该第二气体入口将涡轮排气沿第二内壁面喷射为膜状流。第一体入口和第二气体入口的每一个通过三通阀(51)连接到涡轮泵。在引入气体中，优选当检测到火箭的高度超过第一高度时，该三通阀从允许排气流向第一气体入口的第一状态转换到允许排气流向第二气体入口的第二状态。

优选火箭在三通阀处于第二状态的情况下发射。在引入气体中，优选当检测到火箭的高度超过低于该第一高度的第二高度时，三通阀从第二状态转换到第一状态。

优选将空气用作该气体。第一气体入口通过空气路径(61)连接到设置到第一级喷嘴的外壁面的空气进口(62)。在引入气体中，优选当检测到火箭的高度超过第一高度时，滑块(64)从不关闭该空气进口的第一位置滑动到关闭该空气进口的第二位置。

优选火箭在滑块设置在第二位置的情况下发射。在引入气体中，优选当检测到火箭的高度超过低于该第一高度的第二高度时，滑块从第二位置滑动到第一位置。

尽管上文已经结合了本发明的几个实施例对本发明进行了描述，但是对于本领域的技术人员显而易见地是，所提供的这些实施例仅仅是为了示例本发明，而不应根据这些实施例来以限制性的意义解释附带的权利要求。