本申请涉及飞行器控制技术领域，具体而言，涉及一种无人飞行器的鲁棒抗风扰位置控制方法和装置。
背景技术：
无人飞行器以其机动性、灵活性和通用性在民用和军事领域得到了广泛的应用。但是无人飞行器的跟踪性能会受到诸如持续性阵风和大气湍流等不利天气条件的影响，需要具有鲁棒性的控制系统来抑制这些干扰。以前的许多实验都只研究在悬停或接近悬停的情况下，无人飞行器在有持续固定风速的阵风的作用下的稳定性，所以在随时间变化的阵风干扰和大机动情况下，使飞行器获得更好的跟踪性能仍然具有挑战性。
技术实现要素：
有鉴于此，本申请的目的在于提供一种无人飞行器的鲁棒抗风扰位置控制方法和装置，用于解决现有技术中为飞行器飞行过程中受风的影响而导致的不稳定问题。
第一方面，本申请实施例提供了一种无人飞行器的鲁棒抗风扰位置控制方法，该方法包括：
基于设定的俯仰参考信号和获取的飞行器输出的俯仰状态信息，分别确定俯仰标称控制信号和俯仰鲁棒补偿信号，根据俯仰标称控制信号和俯仰鲁棒补偿信号，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号；
基于设定的偏航参考信号和获取的飞行器输出的偏航状态信息和滚转状态信息确定的偏航标称控制信号，以及根据所述偏航参考信号和所述偏航状态信息确定的第一偏航鲁棒补偿信号，根据所述偏航标称控制信号和所述第一偏航鲁棒补偿信号确定飞行器的偏航控制输入信号；
根据所述第一俯仰控制输入信号和所述偏航控制输入信号，控制飞行器的飞行姿态。
可选地，基于设定的俯仰参考信号和获取的飞行器输出的俯仰状态信息，确定俯仰标称控制信号，包括：
根据所述俯仰参考信号，以及预设的飞行器的俯仰参数，确定俯仰鲁棒补偿状态量；
根据所述俯仰鲁棒补偿状态量，以及所述俯仰状态信息、俯仰标称控制参数，确定所述俯仰标称控制信号。
可选地，基于设定的俯仰参考信号和获取的飞行器输出的俯仰状态信息，确定俯仰鲁棒补偿信号，包括：
计算所述俯仰状态信息的值和所述俯仰参考信号的值的差值，将所述差值作为俯仰角误差；
根据所述俯仰角误差，以及记录的第二俯仰控制输入信号和俯仰鲁棒补偿状态量，确定俯仰鲁棒补偿信号。
可选地，所述基于设定的偏航参考信号和获取的飞行器输出的偏航状态信息和滚转状态信息确定的偏航标称控制信号，包括：
计算所述偏航状态信息的值和所述偏航参考信号的值的差值将所述差值作为偏航角误差；
基于所述偏航角误差，以及所述滚转状态信息、所述偏航状态信息，确定所述偏航标称控制信号。
可选地，根据所述偏航参考信号和获取的飞行器输出的偏航状态信息确定的第一偏航鲁棒补偿信号，包括：
根据所述偏航参考信号和所述偏航状态信息，确定偏航状态量；
根据所述偏航状态量，以及记录的第二偏航鲁棒补偿信号，确定所述第一偏航鲁棒补偿信号。
第二方面，本申请实施例提供了一种无人飞行器的鲁棒抗风扰位置控制装置，该装置包括：
第一处理模块，用于基于设定的俯仰参考信号和获取的飞行器输出的俯仰状态信息，分别确定俯仰标称控制信号和俯仰鲁棒补偿信号，根据俯仰标称控制信号和俯仰鲁棒补偿信号，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号；
第二处理模块，基于设定的偏航参考信号和获取的飞行器输出的偏航状态信息和滚转状态信息确定的偏航标称控制信号，以及根据所述偏航参考信号和所述偏航状态信息确定的第一偏航鲁棒补偿信号，根据所述偏航标称控制信号和所述第一偏航鲁棒补偿信号确定飞行器的偏航控制输入信号；
第三处理模块，用于根据所述第一俯仰控制输入信号和所述偏航控制输入信号，控制飞行器的飞行姿态。
可选地，所述第一处理模块具体用于：
根据所述俯仰参考信号，以及预设的飞行器的俯仰参数，确定俯仰鲁棒补偿状态量；
根据所述俯仰鲁棒补偿状态量，以及所述俯仰状态信息、俯仰标称控制参数，确定所述俯仰标称控制信号。
可选地，所述第一处理模块具体用于：
计算所述俯仰状态信息的值和所述俯仰参考信号的值的差值，将所述差值作为俯仰角误差；
根据所述俯仰角误差，以及记录的第二俯仰控制输入信号和俯仰鲁棒补偿状态量，确定俯仰鲁棒补偿信号。
可选地，所述第二处理模块具体用于：
计算所述偏航状态信息的值和所述偏航参考信号的值的差值将所述差值作为偏航角误差；
基于所述偏航角误差，以及所述滚转状态信息、所述偏航状态信息，确定所述偏航标称控制信号。
可选地，所述第二处理模块具体用于：
根据所述偏航参考信号和所述偏航状态信息，确定偏航状态量；
根据所述偏航状态量，以及记录的第二偏航鲁棒补偿信号，确定所述第一偏航鲁棒补偿信号。
本申请实施例提供的一种无人飞行器的鲁棒抗风扰位置控制方法和装置，基于设定的俯仰参考信号和获取的飞行器输出的俯仰状态信息，分别确定俯仰标称控制信号和俯仰鲁棒补偿信号，根据俯仰标称控制信号和俯仰鲁棒补偿信号，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号；基于设定的偏航参考信号和获取的飞行器输出的偏航状态信息和滚转状态信息确定的偏航标称控制信号，以及根据所述偏航状态量确定的偏航鲁棒补偿信号，根据所述偏航标称控制信号和所述偏航鲁棒补偿信号确定飞行器的第一偏航控制输入信号；根据所述第一俯仰控制输入信号和所述第一偏航控制输入信号，控制飞行器的飞行姿态，在工程应用中易于实现，容易获取理想的飞行器动态和稳态跟踪性能。
为使本申请的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本申请的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。
图1为本申请实施例涉及的一种无人飞行器的结构示意图；
图2为本申请实施例提供的一种无人飞行器的鲁棒抗风扰位置控制方法的流程示意图；
图3为本申请实施例提供的一种飞行器中信号控制流向的示意图；
图4为本申请实施例提供的一种无人飞行器的鲁棒抗风扰位置控制装置的结构示意图；
图5A-B分别为本申请实施例一提供的一种静态反馈控制中的俯仰角的响应效果图和偏航角的响应效果图；
图6A-B分别为本申请实施例一提供的一种鲁棒控制中的俯仰角的响应效果图和偏航角的响应效果图；
图7A-C分别为本申请实施例二提供的一种静态反馈控制中的响应效果图、偏航角的响应效果图、滚转角的响应效果图；
图8A-C分别为本申请实施例二提供的一种鲁棒控制中的俯仰角的响应效果图、偏航角的响应效果图、滚转角的响应效果图；
图9A-C分别为本申请实施例三提供的一种静态反馈控制中的响应效果图、偏航角的响应效果图、滚转角的响应效果图；
图10A-C分别为本申请实施例三提供的一种鲁棒控制中的俯仰角的响应效果图、偏航角的响应效果图、滚转角的响应效果图。
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，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请的实施例，本领域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。
如图1所示，本申请公开的无人飞行器控制方法中的信号基于以下模型，该飞行器的动态模型可以描述为：
其中，θ(t)是飞行器输出的俯仰角，φ(t)是飞行器输出的滚转角，ψ(t)是飞行器输出的偏航角，Vf(t)和Vb(t)分别是施加在飞行器前后电机上的电压， wi(t)(i＝θ,φ,ψ)是由外部阵风作用于飞行器上产生的附加力，Vop是正常数， aij(i＝θ,φ,ψ；j＝1,2)和bi(i＝θ,φ)分别是飞行器参数。飞行器参数可以分为预定的标称参数(由上标N表示)和不确定参数(由Δ表示)。
其中，bψ＝aψ2Vop，
定义飞行器的俯仰控制输入信号uθ(t)＝Vf(t)+Vb(t)和偏航控制输入信号 uψ(t)＝Vf(t)-Vb(t)，那么，公式组(1)的飞行器模型可以重写为：
其中，qi(t)(i＝θ,φ,ψ1)称为等价扰动，包括参数变化、非线性、耦合和外部风干扰等，等价扰动由下式表示：
其中，uθ(t)为俯仰第一控制输入信号；
uψ(t)为偏航第一控制输入信号；
wθ(t)外部阵风作用于飞行器俯仰通道上产生的附加力；
wψ(t)外部阵风作用于飞行器偏航通道上产生的附加力；
wφ(t)外部阵风作用于飞行器滚转通道上产生的附加力；
将公式组(2)中偏航角方程的两侧微分可得：
其中，ψ(3)(t)为偏航角的三阶微分；为滚转角的一阶微分；为偏航等价扰等的一阶微分；
将公式(4)进一步微分可得：
其中，ψ(4)(t)为偏航角的四阶微分。
将公式组(2)和公式(4)代入到公式(5)中可得：
其中，qψ(t)
其中，qφ(t)为滚转等价扰动信号；
定义偏航状态量：
其中，xθ1(t)＝θ(t)-θr(t)
xψ1(t)＝ψ(t)-ψr(t)
其中，xθ1(t)为俯仰角误差；
θr(t)为俯仰角参考信号；
ψr(t)为偏航角参考信号；
表示xψ5(t)由偏航角误差xψ1(t)积分得到；
增加xθ3(t)和xψ5(t)用于设计静态反馈标称控制器，目的是为了提高标称闭环系统的稳态性能。定义参数和然后用下面的公式将误差系统用状态空间形式表示
其中，矩阵：
Bψ＝[0 0 0 1 0]T
鲁棒补偿器状态量：
其中，rθ(t)为俯仰鲁棒补偿状态量；
rψ(t)为偏航鲁棒补偿状态量；本申请实施例提供了一种无人飞行器的鲁棒抗风扰位置控制方法，如图2所示，该方法包括以下步骤：
S201，基于设定的俯仰参考信号和获取的飞行器输出的俯仰状态信息，分别确定俯仰标称控制信号和俯仰鲁棒补偿信号，根据俯仰标称控制信号和俯仰鲁棒补偿信号，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号；
可选地，基于设定的俯仰参考信号和获取的飞行器输出的俯仰状态信息，确定俯仰标称控制信号，包括：
根据所述俯仰参考信号，以及预设的飞行器的俯仰参数，确定俯仰鲁棒补偿状态量；
根据所述俯仰鲁棒补偿状态量，以及所述俯仰状态信息、俯仰标称控制参数，确定所述俯仰标称控制信号。
可选地，基于设定的俯仰参考信号和获取的飞行器输出的俯仰状态信息，确定俯仰鲁棒补偿信号，包括：
计算所述俯仰状态信息的值和所述俯仰参考信号的值的差值，将所述差值作为俯仰角误差；
根据所述俯仰角误差，以及记录的第二俯仰控制输入信号和俯仰鲁棒补偿状态量，确定俯仰鲁棒补偿信号。
如图3所示，第一俯仰控制输入信号uθ(t)有两部分：俯仰标称控制输入和基于鲁棒补偿技术的俯仰鲁棒补偿信号vθ(t)。因此，第一俯仰控制输入信号如下：
其中，uθ(t)为第一俯仰控制输入信号，为俯仰标称控制信号，vθ(t) 为俯仰鲁棒补偿信号。
忽略俯仰等价扰动qθ(t)，然后设计线性静态反馈控制律如下：
其中，Kθ为俯仰控制器参数，Xθ(t)为俯仰误差状态量，rθ(t)为俯仰鲁棒补偿器状态量，为飞行器的第一俯仰标称参数。
Xθ(t)＝[xθ1(t) xθ2(t) xθ3(t)]T
xθ1(t)＝θ(t)-θr(t)
其中，θ(t)为俯仰状态信息，θr(t)为俯仰参考信号；
xθ1(t)为第一俯仰误差状态量；
xθ2(t)为第一俯仰误差状态量的一阶微分。
需要选择合适的俯仰控制器参数Kθ＝[kθj]1×3使得标称控制器系统矩阵AθH＝Aθ+BθKθ为Hurwitz矩阵。其中，Aθ为标称控制器系统矩阵，Bθ为飞行器输出矩阵。
其中，AθH为俯仰标称控制器系统矩阵；Xθ(t)为俯仰误差状态量；为俯仰误差状态量的一阶微分；Bθ为飞行器的输出矩阵；为飞行器的第一俯仰标称参数；vθ(t)为记录的第二俯仰鲁棒补偿信号；qθ(t)为俯仰等效干扰信号；
其中，rθ(t)为俯仰鲁棒补偿状态量；
为飞行器的第一控制参数；
为飞行器的第二控制参数；
拉普拉斯变换公式：s是拉普拉斯算子，x(s)是时间函数x(t)在复频域的表示方式。下文的变量变换均按照此公式转换。
为了抑制不确定性的影响，加入了俯仰鲁棒补偿函数Fθ(s)，产生的俯仰鲁棒补偿信号vθ(s)由下式表示：
其中，qθ(s)为俯仰频域等价扰动参数；
其中，s为拉普拉斯算子，且，
其中，fθ1位第一俯仰鲁棒补偿参数，fθ2为第二俯仰鲁棒补偿器参数；
其参数fθ1>0，fθ2>0。从式(14)—(16)中，可以得到俯仰角通道的鲁棒补偿器的状态描述：
其中，xθ1(t)＝θ(t)-θr(t)
其中，vθ(t)为俯仰鲁棒补偿信号，z1θ(t)为第一俯仰鲁棒补偿器状态量， z2θ(t)为第二俯仰鲁棒补偿器状态量；fθ1为第一俯仰鲁棒补偿器参数，fθ2为第二俯仰鲁棒补偿器参数；为飞行器的第一俯仰标称参数；uθ0(t)为记录的第二俯仰控制输入信号；xθ1(t)为俯仰角误差，θ(t)为飞行器输出的俯仰信息，θr(t)为设定的俯仰参考信息，uθ0(t)为记录的第二俯仰控制输入信号。
S202，基于设定的偏航参考信号和获取的飞行器输出的偏航状态信息和滚转状态信息确定的偏航标称控制信号，以及根据所述偏航参考信号和所述偏航状态信息确定的第一偏航鲁棒补偿信号，根据所述偏航标称控制信号和所述第一偏航鲁棒补偿信号确定飞行器的偏航控制输入信号；
可选地，基于设定的偏航参考信号和获取的飞行器输出的偏航状态信息和滚转状态信息确定的偏航标称控制信号，包括：
计算所述偏航状态信息的值和所述偏航参考信号的值的差值将所述差值作为偏航角误差；
基于所述偏航角误差，以及所述滚转状态信息、所述偏航状态信息，确定所述偏航标称控制信号。
可选地，根据所述偏航参考信号和获取的飞行器输出的偏航状态信息确定的第一偏航鲁棒补偿信号，包括：
根据所述偏航参考信号和所述偏航状态信息，确定偏航状态量；
根据所述偏航状态量，以及记录的第二偏航鲁棒补偿信号，确定所述第一偏航鲁棒补偿信号。
第一偏航控制输入信号uψ(t)有两部分：偏航标称控制输入和基于鲁棒补偿技术的偏航鲁棒补偿信号vψ(t)。因此，第一偏航控制输入信号如下：
其中，uψ(t)为第一偏航控制输入信号，为偏航标称控制信号，vψ(t) 为偏航鲁棒补偿信号。
忽略不确定性项qψ(t)，然后设计线性静态反馈控制律如下
其中，Kψ为偏航控制器参数，Xψ(t)为偏航误差状态量，rψ(t)为偏航鲁棒补偿器状态，为飞行器偏航标称参数。
需要选择合适的偏航控制器参数Kψ＝[kψj]1×5使得矩阵AψH＝Aψ+BψKψ为Hurwitz矩阵。
其中，AψH为偏航标称控制器系统矩阵；
Xψ(t)为偏航误差状态量矩阵；
Bψ为飞行器输出矩阵；
为飞行器偏航标称参数；
vψ(t)为记录的第二偏航鲁棒补偿信号；
qψ(t)为偏航等效干扰信号；
为偏航误差状态量的一阶微分；
和ψ(3)(t)不能通过测量获得，因此重新设计偏航标称控制输入
其中，kψ1为第一偏航控制器参数，kψ2为第二偏航控制参数，kψ3为第三偏航控制参数，kψ4为第四偏航控制参数，kψ5为第五偏航控制参数；rψ(t) 为偏航鲁棒补偿器状态；xψ1(t)为第一偏航状态量，xψ2(t)为第二偏航状态量，xψ5(t)为第三偏航状态量；为飞行器的第一偏航标称参数，为飞行器的第二偏航标称参数，为飞行器的第三偏航标称参数；为滚转角的一阶微分；为偏航角的一阶微分，为偏航角参考信号的二阶微分，为偏航角参考信号的三阶微分。
拉普拉斯变换公式：s是拉普拉斯算子，x(s)是时间函数x(t)在复频域的表示方式。下文的变量变换均按照此公式转换。
为了抑制不确定性的影响，加入了俯仰鲁棒补偿函数Fθ(s)，产生的俯仰鲁棒补偿信号vθ(s)由下式表示：
其中，qψ(s)为偏航频域等价扰动信号；
其中，s为拉普拉斯算子，且，
其中，fψ1为第一偏航鲁棒补偿器参数，fψ2为第二偏航鲁棒补偿器参数
偏航鲁棒补偿器的参数fψj>0(j＝1,2)，从式(14)—(16)中，可以得到俯仰角通道的鲁棒补偿器的状态空间描述。
由于和ψ(3)(t)不能被测量，定义函数dψH(s)＝det(sI-AψH)和状态 yψ＝xψ1+xψ5。由式(20)可以得到等价干扰信号：
其中，yψ(s)为飞行器的频域偏航状态量；vψ(s)为偏航鲁棒频域补偿信号。
由公式(24)和(25)得到：
其中，vψ(s)为偏航鲁棒频域补偿信号；yψ(s)为飞行器的偏航频域状态量；s为拉普拉斯算子；dψH(s)为偏航传递函数；vψ0(s)为记录的第二偏航鲁棒频域补偿信号。
vψ(s)由拉普拉斯反转换公式转换为vψ(t)。
其中，yψ(s)可以通过拉普拉斯转换公式对偏航状态量yψ(t)进行处理得到。
yψ(t)＝xψ1(t)+xψ5(t)
xψ1(t)＝ψ(t)-ψr(t)
其中，ψ(t)为飞行器输出的偏航状态信息，ψr(t)为偏航参考信号。
只有当出现扰动时鲁棒补偿器才会打开。引入鲁棒控制部分来抑制外界风干扰的影响，保证了存在不确定性时闭环系统的渐近稳定性。
S203，根据所述第一俯仰控制输入信号和所述偏航控制输入信号，控制飞行器的飞行姿态。
其中，通过第一俯仰控制输入信号和偏航控制输入信号周期性控制无人飞行器的飞行姿态，上述的第二偏航控制输入信号、第二俯仰控制输入信号、第二俯仰鲁棒补偿信号均为与当前周期相邻的上一周期记录的信号。
在实施例1中，在悬停状态下，将鲁棒控制方法与静态反馈控制方法进行了比较。飞行器受到固定速度为4.2米/秒的阵风。实验目的是使飞行器俯仰角和偏航角度在0度保持稳定，静态反馈控制器和鲁棒控制器的实验结果分别如图5A-B和图6A-B所示。可以看出，尽管在跟踪误差方面存在不同，但这两种方法都能在阵风存在的情况下使两个角度保持稳定。
在实施例2中，在风速为4.2米/秒的阵风下进行大机动运动。飞行器需要跟踪两个大角度参考信号，并且这两个通道是耦合的。参考信号由下式给出：
其中，和分别为俯仰角和偏航角的参考信号，参考信号是周期为60s的方波信号，其振幅分别为20度和60度。当进行大机动运动时，可以看到偏航和俯仰通道受到阵风产生的外力的影响。将静态反馈控制器与鲁棒控制器的跟踪性能进行比较，实验结果分别如图7A-C和图 8A-C所示。可见，静态反馈控制器的跟踪响应受外界风干扰的影响较大，而鲁棒方法具有较好的动态性能。从图7A-C和图8A-C的第三子图可以看到，滚转角未达到机械限位。
在实施例3中，要求三自由度飞行器在未知时变风干扰下实现大机动的位置跟踪。所期望的轨迹与实施例2相同。图9A-C和图10A-C分别用静态反馈控制器和鲁棒控制器描绘跟踪响应。相应的外部风速分别显示在图9A-C和图10A-C的第三子图。从图中可以看出，鲁棒控制方法比静态反馈控制方法具有更好的动态和稳态性能，实现了大角度跟踪控制。
本申请实施例提供了一种无人飞行器的抗风扰位置控制装置，如图4 所示，该装置包括：
第一处理模块41，用于基于设定的俯仰参考信号和获取的飞行器输出的俯仰状态信息，分别确定俯仰标称控制信号和俯仰鲁棒补偿信号，根据俯仰标称控制信号和俯仰鲁棒补偿信号，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号；
第二处理模块42，基于设定的偏航参考信号和获取的飞行器输出的偏航状态信息和滚转状态信息确定的偏航标称控制信号，以及根据所述偏航参考信号和所述偏航状态信息确定的第一偏航鲁棒补偿信号，根据所述偏航标称控制信号和所述第一偏航鲁棒补偿信号确定飞行器的偏航控制输入信号；
第三处理模块43，用于根据所述第一俯仰控制输入信号和所述偏航控制输入信号，控制飞行器的飞行姿态。
可选地，所述第一处理模块41具体用于：
根据所述俯仰参考信号，以及预设的飞行器的俯仰参数，确定俯仰鲁棒补偿状态量；
根据所述俯仰鲁棒补偿状态量，以及所述俯仰状态信息、俯仰标称控制参数，确定所述俯仰标称控制信号。
可选地，所述第一处理模块41具体用于：
计算所述俯仰状态信息的值和所述俯仰参考信号的值的差值，将所述差值作为俯仰角误差；
根据所述俯仰角误差，以及记录的第二俯仰控制输入信号和俯仰鲁棒补偿状态量，确定俯仰鲁棒补偿信号。
可选地，所述第二处理模块42具体用于：
计算所述偏航状态信息的值和所述偏航参考信号的值的差值将所述差值作为偏航角误差；
基于所述偏航角误差，以及所述滚转状态信息、所述偏航状态信息，确定所述偏航标称控制信号。
可选地，所述第二处理模块42具体用于：
根据所述偏航参考信号和所述偏航状态信息，确定偏航状态量；
根据所述偏航状态量，以及记录的第二偏航鲁棒补偿信号，确定所述第一偏航鲁棒补偿信号。
在本申请所提供的实施例中，应该理解到，所揭露装置和方法，可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，又例如，多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些通信接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在本申请提供的实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。
所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释，此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本申请的具体实施方式，用以说明本申请的技术方案，而非对其限制，本申请的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请实施例技术方案的精神和范围。都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。