一种基于太阳敏感器和地球敏感器的卫星姿态捕获方法与流程

本发明涉及卫星姿态捕获领域。更具体地，涉及一种基于太阳敏感器和地球敏感器的卫星姿态捕获方法、计算机设备和存储介质。

背景技术：

卫星初始入轨或卫星姿态失稳需要恢复正常姿态时，需要进行姿态捕获，确定卫星相对参考坐标系的三轴姿态。太阳敏感器和红外地球敏感器是卫星上常用的姿态测量敏感器。太阳敏感器敏感太阳光，可以给出太阳矢量在卫星本体坐标系中的方位，从而得到星体相对太阳矢量的姿态信息。红外地球敏感器以地球为探测目标，利用红外光学系统探测地球和太空之间红外辐射的差异，通过信息处理，给出在卫星本体坐标系中当地垂线的方位，并得到卫星俯仰和滚动姿态信息。单独采用太阳敏感器或红外地球敏感器无法确定卫星的三轴姿态，可以通过太阳敏感器和红外地球敏感器协同工作完成三轴姿态测量。

对于非太阳同步轨道卫星，太阳方位相对轨道面及质心轨道坐标系变化范围大。静态红外地球敏感器视场小，传统卫星姿态捕获方法存在一定不足。

技术实现要素：

本发明的一个目的在于提供一种基于太阳敏感器和地球敏感器的卫星姿态捕获方法、计算机设备和存储介质。

为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

本发明第一方面提供一种基于太阳敏感器和地球敏感器的卫星姿态捕获方法，包括：

根据太阳敏感器测量太阳矢量，根据地球敏感器测量地球矢量，当太阳矢量和地球矢量均有效时，采用双矢量法完成卫星姿态捕获；当太阳矢量和地球矢量出现至少一个无效时，根据情况自主转换不同的捕获模式，最终实现卫星姿态捕获。

在一个具体示例中，所述当太阳矢量和地球矢量出现至少一个无效时，自主转换绕日寻地、绕地寻日或全天寻日三种不同的姿态捕获模式包括：

当太阳矢量有效，地球矢量无效时，执行绕日寻地姿态捕获模式；

当太阳矢量无效，地球矢量有效时，执行绕地寻日姿态捕获模式；

当太阳矢量和地球矢量均无效时，执行全天寻日姿态捕获模式。

在一个具体示例中，所述绕日寻地姿态捕获模式包括：

s211、根据卫星轨道位置及太阳历表，获得太阳矢量在地心赤道惯性系下的坐标si，根据太阳敏感器的测量信息及太阳敏感器的安装矩阵，获得太阳矢量在卫星本体系下的坐标sb；

s212、在星体的xb轴和-xb轴方向分别安装太阳敏感器，根据太阳敏感器的安装位置，选择星体的xb轴或-xb轴为对日搜索轴；

s213、根据太阳矢量在卫星本体系下的坐标sb与所述对日搜索轴的夹角计算误差姿态及控制量，将对日搜索轴指向太阳；

s214、根据卫星位置及太阳方位，确定可以直接搜索还是对轨道位置采用分区搜索，若需要分区搜索，在满足搜索条件的轨道位置绕对日搜索轴旋转进行寻地搜索，在不满足搜索条件的轨道位置保持对日姿态不变；若可以直接搜索，进行步骤s216；

s215、确定分区搜索所需的角速度；

s216、计算对日搜索轴指向太阳的误差角，当对日搜索轴指向太阳的误差角小于第一阈值时，绕对日搜索轴以固定转速旋转搜索地球，直到地球敏感器捕获地球信号；当对日搜索轴的指向误差大于第二阈值时，返回步骤s213，其中第二阈值大于第一阈值；

s217、地球敏感器捕获到地球信号后，输出本体系下的地球矢量，输出的地球矢量与有效太阳矢量采用双矢量法完成卫星姿态捕获。

在一个具体示例中，所述绕地寻日姿态捕获模式包括：

s221、在星体的zb轴方向安装地球敏感器，并将星体的zb轴作为对地搜索轴；

s222、根据本体系下地球矢量eb与选定的对地搜索轴的夹角，计算控制量，将对地搜索轴指向地球；

s223、计算对地搜索轴指向地球的误差角，当对地搜索轴指向地球的误差角小于第三阈值时，绕对地搜索轴以固定转速旋转搜索太阳，直到太阳敏感器捕获太阳信号，当对地搜索轴的指向误差大于第四阈值时，返回步骤s222，其中第四阈值大于第三阈值；

s224、太阳敏感器捕获到太阳信号后，输出本体系下的太阳矢量，输出的太阳矢量与有效地球矢量采用双矢量法完成卫星姿态捕获。

在一个具体示例中，所述全天寻日姿态捕获模式包括：

s231、根据太阳敏感器的安装位置，选择本体yb轴作为寻日轴；

s232、绕寻日轴以固定转速旋转搜索太阳；

s233、若太阳敏感器先捕获到太阳，则进入绕日寻地姿态捕获模式；若地球敏感器先捕获到地球，则进入绕地寻日姿态捕获模式，直到太阳敏感器和地球敏感器均捕获到目标，采用双矢量法完成卫星姿态捕获。

本发明第二方面提供一种计算机设备，包括：

一个或多个处理器；

存储装置，用于存储一个或多个程序；

当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行，使得所述一个或多个处理器实现如本发明第一方面所述的方法。

本发明第三方面提供一种存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现如本发明第一方面所述的方法。

本发明的有益效果如下：

针对现有技术中存在的技术问题，本发明提供一种基于太阳敏感器和地球敏感器的卫星姿态捕获方法、计算机设备和存储介质，通过判断太阳矢量和地球矢量的有效性，自主转换绕日寻地、绕地寻日、全天寻日三种不同的捕获模式，其中，绕日寻地姿态捕获模式中，根据太阳敏感器-地球敏感器-卫星之间的相对位置关系确定搜索区，仅在满足搜索条件的轨道位置搜索地球，可以有效避免在不满足搜索条件的轨道位置长时间大范围姿态机动，提高了搜索效率，节约星上能源。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1示出本发明的一个实施例的基于太阳敏感器和地球敏感器的卫星姿态捕获方法的流程图。

图2示出本发明的一个实施例中，绕日寻地姿态捕获模式的子步骤流程图。

图3a示出本发明实施例中太阳方位接近于垂直轨道面的绕日寻地姿态捕获示意图。

图3b示出本发明实施例中太阳方位接近于轨道面的绕日寻地姿态捕获示意图。

图4示出绕日寻地模式姿态捕获过程卫星姿态角速度示意图。

图5示出绕日寻地姿态捕获过程太阳敏感器、地球敏感器和姿态有效性示意图。

图6示出本发明的一个实施例中，绕地寻日姿态捕获模式的子步骤流程图。

图7示出绕地寻日模式姿态捕获过程卫星姿态角速度示意图。

图8示出绕地寻日姿态捕获过程太阳敏感器、地球敏感器和姿态有效性示意图。

图9示出本发明的一个实施例中，全天寻日姿态捕获模式的子步骤流程图。

图10示出全天寻日姿态捕获过程卫星姿态角速度示意图。

图11示出全天寻日姿态捕获过程太阳敏感器、地球敏感器和姿态有效性示意图。

图12示出计算机设备的结构示意图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。

本发明的一个实施例提供了一种基于太阳敏感器和地球敏感器的卫星姿态捕获方法，包括：

根据太阳敏感器测量太阳矢量，根据地球敏感器测量地球矢量，当太阳矢量和地球矢量均有效时，采用双矢量法完成卫星姿态捕获；当太阳矢量和地球矢量出现至少一个无效时，自主转换绕日寻地、绕地寻日或全天寻日三种不同的姿态捕获模式，最终实现卫星姿态捕获。

在一个具体示例中，如图1所示，根据太阳敏感器测量太阳矢量，根据地球敏感器测量地球矢量，其中，太阳敏感器是指一种模拟式太阳敏感器，通过敏感太阳光，得到太阳矢量在卫星本体系下的坐标；地球敏感器是指一种静态红外地球敏感器，通过敏感地球和太空之间红外辐射的差异，输出地球矢量在卫星本体系下的坐标。当太阳敏感器和地球敏感器同时捕获到目标时，即太阳矢量和地球矢量均有效时，采用双矢量法才能确定卫星的三轴姿态，完成卫星姿态捕获。

当太阳矢量和地球矢量出现至少一个无效时，自主转换绕日寻地、绕地寻日或全天寻日三种不同的姿态捕获模式，最终实现卫星姿态捕获，具体为：

当太阳矢量有效，地球矢量无效时，执行绕日寻地姿态捕获模式；

当太阳矢量无效，地球矢量有效时，执行绕地寻日姿态捕获模式；

当太阳矢量和地球矢量均无效时，执行全天寻日姿态捕获模式。

在一个具体示例中，某低轨卫星运行在高度1100km，轨道倾角80°的非太阳同步轨道。轨道测量正常，陀螺及执行机构工作正常。卫星的初始三轴姿态角为[30；0；0]°，姿态角速度为[0.001；0.001；0.002]rad/s。初始时刻太阳矢量有效，地球矢量无效，执行绕日寻地姿态捕获模式。

如图2所示，所述绕日寻地姿态捕获模式包括如下子步骤：

s211、轨道测量有效，根据卫星轨道位置及太阳历表，获得太阳矢量在地心赤道惯性系下的坐标si，根据太阳敏感器的测量信息及太阳敏感器的安装矩阵，获得太阳矢量在卫星本体系下的坐标sb。

s212、在星体的xb轴和-xb轴方向分别安装太阳敏感器，根据太阳敏感器的安装位置，选择星体的xb轴或-xb轴作为对日搜索轴，具体方法包括：

太阳矢量在卫星本体系下的坐标sb与星体xb轴的夹角，当夹角小于lim1时，将xb轴作为对日搜索轴，当夹角大于lim2时，将-xb轴作为对日搜索轴，其中，lim1为小于90°的预设角度，lim2为大于90°的预设角度，为了避免临界状态下对日搜索轴在xb与-xb轴之间反复切换，设置lim2>lim1，形成控制滞环。例如设计lim1＝88°，lim2＝92°。初始时刻本体系下太阳矢量sb与星体xb的夹角为60°，小于lim1，故选择xb轴作为对日搜索轴。

s213、根据太阳矢量在卫星本体系下的坐标sb与所述对日搜索轴的夹角计算误差姿态及控制量，将对日搜索轴指向太阳。

s214、根据卫星位置及太阳方位，确定可以直接搜索还是对轨道相位区间采用分区搜索，若需要分区搜索，在满足搜索条件的轨道相位区间绕对日搜索轴旋转进行寻地搜索，在不满足搜索条件的轨道位置保持对日姿态不变，若可以直接搜索，进行步骤s216；具体方法包括：

地球敏感器安装在星体对地轴zb，视场半角为γc，太阳入射方向与卫星轨道位置p的夹角为γ，太阳高度角为β。

当太阳高度角β满足|β|＞π/2-γc时，太阳方位接近于垂直轨道面，如图3a所示，在任何卫星轨道位置下，γ均满足|γ-π/2|≤γc，此时直接搜索即可，当对日搜索轴指向太阳后，绕对日搜索轴旋转必然能搜索到地球，例如，在所设置的轨道条件下，太阳高度角β＝67°，视场半角γc＝25°，当对日搜索轴指向太阳后，绕对日搜索轴旋转必然能搜索到地球。

当太阳高度角β满足|β|＜π/2-γc时，太阳方位接近于轨道面，如图3b所示，仅在部分轨道位置满足|γ-π/2|≤γc，此时需要分区搜索，当对日搜索轴指向太阳后，仅在满足|γ-π/2|≤γc的轨道位置绕对日搜索轴旋转可以保证地球位于地球敏感器视场内。因此，为了避免在不满足搜索条件的轨道位置进行长时间无效的搜索机动，采用分区搜索的策略，仅在满足搜索条件的轨道相位区间进行寻地搜索，其余轨道位置保持对日姿态不变。例如将在所设置的轨道条件下，太阳高度角β＝64°，视场半角γc＝25°，由于|β|＜π/2-γc，故采用分区搜索的绕日寻地姿态捕获策略。

s215、确定分区搜索所需的角速度。

在一个具体示例中，当太阳高度角β＝0时，即太阳入射方向平行于轨道面，此时满足地球搜索条件的搜索区轨道相位范围最小。太阳入射方向与卫星轨道位置的夹角γ角完全位于轨道面内，仅在|γ-π/2|≤γc的范围内满足搜索条件。一个轨道周期内进行两次搜索。为了在一个轨道周期内搜索到地球，在相邻两个搜索区内搜索角度应覆盖360°。根据卫星轨道周期t(单位：s)和地球敏感器视场半角γc(单位：°)，可以计算出绕对日搜索轴搜索地球所需的最低角速度为360²/4γct(°/s)。

在一个具体示例中，例如，计算得到绕对日搜索轴搜索地球所需的最低角速度为0.20°/s，可以实际设置绕对日搜索轴搜索地球的角速度为0.25°/s。当β＝0°时，满足搜索条件的区间最小，一个搜索区内的搜索角度约225°，在一个轨道周期内，搜索范围覆盖360°，可以保证搜索到地球。

s216、计算对日搜索轴指向太阳的误差角，当对日搜索轴指向太阳的误差角小于第一阈值时，绕对日搜索轴以固定转速旋转搜索地球，直到地球敏感器捕获地球信号；当对日搜索轴的指向误差大于第二阈值时，返回步骤s213，其中第二阈值大于第一阈值。当卫星位于满足|γ-π/2|≤γc的轨道位置时，若对日指向误差角小于θe1，绕对日搜索轴旋转进行搜索地球；若对日指向误差角大于θe2，返回绕日寻地模式步骤s213，将对日轴指向太阳。其中，θe1为第一阈值，即预设的满足精度要求的角度，例如设为2°，θe2为第二阈值，即预设的不满足精度要求的角度，例如设为5°。为避免对日指向误差角在临界状态下对日机动(即对日轴指向太阳这种姿态机动)和绕日搜索两个过程频繁切换，设计θe2>θe1形成控制滞环。若太阳矢量与轨道位置的夹角不满足|γ-π/2|≤γc时，返回绕日寻地模式步骤s213，保持对日轴指向太阳。对于步骤s214所述的分区搜索情况，由于在相邻两个搜索区地球位置所在的惯性方位相反，因此相邻两搜索区的搜索方向相反。

在一个具体示例中，绕日寻地模式姿态捕获过程卫星姿态角速度如图4所示，太阳敏感器、地球敏感器和姿态确定的有效性如图5所示。初始时刻卫星位于搜索区，首先令对日搜索轴对日，待指向误差小于2°后绕对日搜索轴以0.25°/s旋转搜索地球。在卫星飞出搜索区后，停止搜索，保持对日姿态不变。再次进入搜索区后，绕对日搜索轴以-0.25°/s的角速度旋转，地球敏感器捕获地球信号后(地球敏感器有效标志为1)，姿态确定有效(定姿有效标志大于0)，完成姿态捕获。

s217、地球敏感器捕获到地球信号后，输出本体系下的地球矢量，输出的地球矢量与有效太阳矢量采用双矢量法完成卫星姿态捕获。

需要说明的是，若绕日寻地姿态捕获过程中卫星经过地影区，太阳敏感器无法捕获到太阳光。地影区太阳矢量可以根据进入地影区之前太阳矢量最后一帧有效数据经过陀螺递推得到，仍认为太阳矢量是有效的。

在一个具体示例中，如图6所示，所述绕地寻日姿态捕获模式包括如下子步骤：

s221、在星体的zb轴方向安装地球敏感器，并将星体的zb轴作为对地搜索轴。

s222、根据本体系下地球矢量eb与选定的对地搜索轴的夹角，计算控制量，将对地搜索轴指向地球。

s223、计算对地搜索轴指向地球的误差角，当对地搜索轴指向地球的误差角小于第三阈值时，第三阈值用θe3表示，即预设的满足精度要求的角度，例如设为2°，设置绕对地搜索轴以固定转速旋转搜索太阳，直到太阳敏感器捕获太阳信号，当对地搜索轴的指向误差大于第四阈值时，第四阈值用θe4表示，即预设的不满足精度要求的角度，例如设为5°，返回步骤s222，其中第四阈值大于第三阈值。

s224、太阳敏感器捕获到太阳信号后，输出本体系下的太阳矢量，输出的太阳矢量与有效地球矢量采用双矢量法完成卫星姿态捕获。

在一个具体示例中，初始三轴姿态角为[10；0；0]°，姿态角速度为[0.1；0；0]°/s，地球敏感器正常工作，太阳敏感器未捕获到太阳，地球矢量有效而太阳矢量无效，执行绕地寻日姿态捕获模式。当对地搜索轴指向地球的误差角小于2°时，绕对地搜索轴以0.25°/s旋转搜索太阳，直到太阳敏感器捕获太阳信号。若当对地搜索轴指向地球的误差角大于5°，返回绕地寻日模式s222，将对地搜索轴指向地球。

绕地寻日模式姿态捕获过程卫星姿态角速度如图7所示，太阳敏感器、地球敏感器和姿态确定的有效性如图8所示。初始时刻地球敏感器有效(地球敏感器有效标志为1)，太阳敏感器无效(太阳敏感器有效标志为0)，定姿无效(定姿有效标志为-1)；绕地寻日183s后，太阳敏感器捕获到太阳矢量(太阳敏感器有效标志为1)，定姿有效(定姿有效标志大于0)，姿态捕获完成。

在一个具体示例中，如图9所示，所述全天寻日姿态捕获模式包括：

s231、根据太阳敏感器的安装位置，选择本体yb轴作为寻日轴；

s232、绕寻日轴以固定转速旋转搜索太阳；

s233、若太阳敏感器先捕获到太阳，则进入绕日寻地姿态捕获模式；若地球敏感器先捕获到地球，则进入绕地寻日姿态捕获模式，直到太阳敏感器和地球敏感器均捕获到目标，采用双矢量法完成卫星姿态捕获。

在一个具体示例中，初始三轴姿态角为[-30；0；0]°，姿态角速度[0.1；0；0]°/s。初始时刻太阳敏感器无法敏感到太阳光，故太阳矢量无效。初始姿态偏差使得地球敏感器未捕获地球，输出地球矢量无效，执行全天寻日姿态捕获模式。全天寻日模式姿态捕获过程卫星姿态角速度如图10所示，太阳敏感器、地球敏感器和姿态确定的有效性如图11所示。前308s太阳矢量和地球矢量均无效(太阳敏感器、地球敏感器有效标志均为0)，执行全天寻日模式，绕yb轴以0.25°/s的速度旋转寻日。当太阳敏感器捕获到太阳后，太阳矢量有效(太阳敏感器有效标志为1)。此时地球矢量尚未有效(地球敏感器有效标志为0)，执行绕日寻地模式。首先姿态机动将对日轴指向太阳，待满足搜索条件后绕对日轴以0.25°/s的角速度旋转搜索，直到地球敏感器捕获到目标(地球敏感器有效标志为1)，姿态捕获完成(定姿有效标志大于0)。

需要说明的是，图4、图5、图7、图8、图10和图11中wx表示是x轴姿态角速度，wy表示y轴姿态角速度，wz表示z轴姿态角速度。

本发明提供的一种基于太阳敏感器和地球敏感器的卫星姿态捕获方法，通过判断太阳矢量和地球矢量的有效性，自主转换绕日寻地、绕地寻日、全天寻日三种不同的捕获模式，其中，绕日寻地姿态捕获模式中，根据太阳敏感器-地球敏感器-卫星之间的相对位置关系确定搜索区，仅在满足搜索条件的轨道位置搜索地球，可以有效避免在不满足搜索条件的轨道位置长时间大范围姿态机动，提高了搜索效率，节约星上能源。

本发明的另一个实施例提供了一种计算机设备的结构示意图，图12显示的计算机设备12仅仅是一个示例，不应对本发明实施例的功能和使用范围带来任何限制。

如图12所示，计算机设备12以通用计算设备的形式表现。计算机设备12的组件可以包括但不限于：一个或者多个处理器或者处理单元16，系统存储器28，连接不同系统组件(包括系统存储器28和处理单元16)的总线18。

总线18表示几类总线结构中的一种或多种，包括存储器总线或者存储器控制器，外围总线，图形加速端口，处理器或者使用多种总线结构中的任意总线结构的局域总线。举例来说，这些体系结构包括但不限于工业标准体系结构(isa)总线，微通道体系结构(mac)总线，增强型isa总线、视频电子标准协会(vesa)局域总线以及外围组件互连(pci)总线。

计算机设备12典型地包括多种计算机系统可读介质。这些介质可以是任何能够被计算机设备12访问的可用介质，包括易失性和非易失性介质，可移动的和不可移动的介质。

系统存储器28可以包括易失性存储器形式的计算机系统可读介质，例如随机存取存储器(ram)30和/或高速缓存存储器32。计算机设备12可以进一步包括其它可移动/不可移动的、易失性/非易失性计算机系统存储介质。仅作为举例，存储系统34可以用于读写不可移动的、非易失性磁介质(图12未显示，通常称为“硬盘驱动器”)。尽管图12中未示出，可以提供用于对可移动非易失性磁盘(例如“软盘”)读写的磁盘驱动器，以及对可移动非易失性光盘(例如cd-rom，dvd-rom或者其它光介质)读写的光盘驱动器。在这些情况下，每个驱动器可以通过一个或者多个数据介质接口与总线18相连。存储器28可以包括至少一个程序产品，该程序产品具有一组(例如至少一个)程序模块，这些程序模块被配置以执行本发明各实施例的功能。

具有一组(至少一个)程序模块42的程序/实用工具40，可以存储在例如存储器28中，这样的程序模块42包括但不限于操作系统、一个或者多个应用程序、其它程序模块以及程序数据，这些示例中的每一个或某种组合中可能包括网络环境的实现。程序模块42通常执行本发明所描述的实施例中的功能和/或方法。

计算机设备12也可以与一个或多个外部设备14(例如键盘、指向设备、显示器24等)通信，还可与一个或者多个使得用户能与该计算机设备12交互的设备通信，和/或与使得该计算机设备12能与一个或多个其它计算设备进行通信的任何设备(例如网卡，调制解调器等等)通信。这种通信可以通过输入/输出(i/o)接口22进行。并且，计算机设备12还可以通过网络适配器20与一个或者多个网络(例如局域网(lan)，广域网(wan)和/或公共网络，例如因特网)通信。如图12所示，网络适配器20通过总线18与计算机设备12的其它模块通信。应当明白，尽管图12中未示出，可以结合计算机设备12使用其它硬件和/或软件模块，包括但不限于：微代码、设备驱动器、冗余处理单元、外部磁盘驱动阵列、raid系统、磁带驱动器以及数据备份存储系统等。

处理器单元16通过运行存储在系统存储器28中的程序，从而执行各种功能应用以及数据处理，例如实现：

根据太阳敏感器测量太阳矢量，根据地球敏感器测量地球矢量，当太阳矢量和地球矢量均有效时，采用双矢量法完成卫星姿态捕获；当太阳矢量和地球矢量出现至少一个无效时，自主转换绕日寻地、绕地寻日或全天寻日三种不同的姿态捕获模式，最终实现卫星姿态捕获。

本发明的又一个实施例提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现：

根据太阳敏感器测量太阳矢量，根据地球敏感器测量地球矢量，当太阳矢量和地球矢量均有效时，采用双矢量法完成卫星姿态捕获；当太阳矢量和地球矢量出现至少一个无效时，自主转换绕日寻地、绕地寻日或全天寻日三种不同的姿态捕获模式，最终实现卫星姿态捕获。

在实际应用中，所述计算机可读存储介质可以采用一个或多个计算机可读的介质的任意组合。计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质。计算机可读存储介质例如可以是但不限于电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机存取存储器(ram)、只读存储器(rom)、可擦式可编程只读存储器(eprom或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(cd-rom)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本实施例中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。

计算机可读的信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读的信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。

计算机可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括但不限于无线、电线、光缆、rf等等，或者上述的任意合适的组合。

可以以一种或多种程序设计语言或其组合来编写用于执行本发明操作的计算机程序代码，所述程序设计语言包括面向对象的程序设计语言—诸如java、smalltalk、c++，还包括常规的过程式程序设计语言—诸如“c”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算机上执行、部分地在用户计算机上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算机上部分在远程计算机上执行、或者完全在远程计算机或服务器上执行。在涉及远程计算机的情形中，远程计算机可以通过任意种类的网络——包括局域网(lan)或广域网(wan)—连接到用户计算机，或者，可以连接到外部计算机(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。