运载火箭主动飞行段的攻角测量方法和装置与流程

1.本发明涉及航天测控技术领域，具体地，涉及一种运载火箭主动飞行段的攻角测量方法和装置。


背景技术：

2.嵌入式大气数据系统(flush air data system)是利用飞行状态与飞行器表面压力分布之间的相关关系进行大气数据测量的，通过分布在飞行器前端的压力传感器阵列来测量飞行器表面的压力分布，并按照一定的算法解算，间接获得飞行大气参数。可实时测量飞行器的攻角、侧滑角、马赫数、动压等大气参数信息，为大气层内飞行器的飞行控制提供实时的高精度飞行来流参数。对于运载火箭而言，准确地测量出其飞行攻角、马赫数和静压等大气数据参数对运载火箭姿控和载荷设计是至关重要的，可以合理地采用减载控制技术减小火箭飞行攻角，在保证高空风场干扰飞行的安全可靠基础上，降低飞行气动载荷，进而降低结构强度设计要求，减轻结构质量，从而提高运载能力，降低发射成本。
3.传统大气数据测量系统(air data sensing)是以空速管为基础进行角度测量的，探针式测量技术发展比较成熟。由于采用探针式的外置传感器测量方案，随着航空航天技术的发展，该技术方案的局限性愈加明显，在全箭气动布局、热防护及生存环境等方面难以满足航天高性能和高可靠性的任务需求。
4.运载火箭的飞行特点是从地面以较大的推力加速、用很短的时间穿过稠密的大气层上升到外层空间，中间经历了低速(ma＜0.3)、亚声速(0.3≤ma＜0.75)、跨声速(0.75≤ma＜1.2)、超声速(1.2≤ma＜5)和高超声速(ma≥5)等阶段，整个飞行速域和飞行空域跨度比较大，面临严酷的气动载荷和气动加热现象；同时火箭卫星整流罩涉及分离和抛罩等程序指令，因此采用传统探针式大气数据系统测量飞行攻角在运载火箭上难以实现。虽然采用嵌入式大气数据系统，可以在不改变运载火箭气动外形前提下实现飞行攻角的测量和解算，但如何建立一套高精度的运载火箭嵌入式大气数据系统设计方法，提高测量系统可靠性，是提高运载火箭性能和运载能力的关键。


技术实现要素：

5.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种运载火箭主动飞行段的攻角测量方法和装置。
6.第一方面，本技术实施例提供一种运载火箭主动飞行段的攻角测量方法，包括：
7.步骤1：建立箭体三维坐标系；
8.步骤2：基于所述箭体三维坐标系，在运载火箭卫星整流罩球头顶点、水平锥面和垂直锥面上的测点位置处设置压力传感器；
9.步骤3：基于独立设置的采集系统，获取各个测点位置处的压力信号值；
10.步骤4：根据所述压力信号值进行温度和测量管损效应修正，得到箭体表面压力数据；
11.步骤5：根据所述箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算出火箭的飞行攻角。
12.可选地，所述步骤1包括：
13.设置坐标系的原点o位于星整流罩实际尖点，x轴沿箭体轴线指向发动机，y轴在中纵平面内且指向上方，z轴垂直于中纵平面，其中，坐标轴的指向根据右手法则确定。
14.可选地，所述步骤2包括：
15.在坐标系原点o左右偏置50mm处设置2个压力传感器测点，用于测量总压的变化情况；
16.在yoz平面内的卫星整流罩母线上，水平左右对称布置4个压力传感器测点，用于测量侧滑角方向的压力变化情况；
17.在xoy平面内的卫星整流罩母线上，竖直上下对称布置4个压力传感器测点，用于测量攻角方向的压力变化情况；
18.在xoy平面内的卫星整流罩筒段母线上，竖直上下对称布置2个压力传感器测点，用于测量静压的变化情况。
19.可选地，所述步骤3中采用独立于火箭电气和遥测系统之外的回收式采集系统进行单独供配电和数据采集、存储、传输。
20.可选地，所述步骤2中的各个测点位置处的压力传感器采用冗余方式配置，当存在测点数据采集故障时，通过冗余的压力传感器获取压力信号值。
21.可选地，还包括：
22.步骤6：根据所述箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算火箭主动飞行段的大气数据，并对解算的精度及有效性进行评估；其中，所述大气数据包括：马赫数、动压。
23.第二方面，本技术实施例提供一种运载火箭主动飞行段的攻角测量装置，包括：
24.坐标系构建模块，用于建立箭体三维坐标系；
25.压力测点布设模块，用于基于所述箭体三维坐标系，在运载火箭卫星整流罩球头顶点、水平锥面和垂直锥面上的测点位置处设置压力传感器；
26.采集模块，用于基于独立设置的采集系统，获取各个测点位置处的压力信号值；
27.数据修正模块，用于根据所述压力信号值进行温度和测量管损效应修正，得到箭体表面压力数据；
28.数据解算模块，用于根据所述箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算出火箭的飞行攻角。
29.可选地，所述坐标系构建模块，具体用于：
30.设置坐标系的原点o位于星整流罩实际尖点，x轴沿箭体轴线指向发动机，y轴在中纵平面内且指向上方，z轴垂直于中纵平面，其中，坐标轴的指向根据右手法则确定。
31.可选地，所述压力测点布设模块，具体用于：
32.在坐标系原点o左右偏置50mm处设置2个压力传感器测点，用于测量总压的变化情况；
33.在yoz平面内的卫星整流罩母线上，水平左右对称布置4个压力传感器测点，用于测量侧滑角方向的压力变化情况；
34.在xoy平面内的卫星整流罩母线上，竖直上下对称布置4个压力传感器测点，用于测量攻角方向的压力变化情况；
35.在xoy平面内的卫星整流罩筒段母线上，竖直上下对称布置2个压力传感器测点，用于测量静压的变化情况。
36.可选地，所述采集模块中采用独立于火箭电气和遥测系统之外的回收式采集系统进行单独供配电和数据采集、存储、传输。
37.可选地，所述压力测点布设模块中的各个测点位置处的压力传感器采用冗余方式配置，当存在测点数据采集故障时，通过冗余的压力传感器获取压力信号值。
38.可选地，所述数据解算模块，还用于：根据所述箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算火箭主动飞行段的大气数据，并对解算的精度及有效性进行评估；其中，所述大气数据包括：马赫数、动压。
39.第三方面，本技术实施例提供一种运载火箭主动飞行段的攻角测量设备，包括：处理器和存储器，所述存储器中存储有可执行的程序指令，所述处理器调用所述存储器中的程序指令时，所述处理器用于：
40.执行如第一方面中任一项所述的运载火箭主动飞行段的攻角测量方法的步骤。
41.第四方面，本技术实施例提供一种计算机可读存储介质，用于存储程序，所述程序被执行时实现如第一方面中任一项所述的运载火箭主动飞行段的攻角测量方法的步骤。
42.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
43.1)、本技术实施例提供的运载火箭主动飞行段的攻角测量方法，通过将整个运载火箭等效为一支超大尺度的空速管，合理利用整流罩球头空间进行测点布置，在不改变火箭气动外形的情况下，实现对飞行攻角的测量，解决了当前火箭在飞行任务中气动攻角等大气数据无法精确获取的问题。
44.2)、本技术实施例提供的运载火箭主动飞行段的攻角测量方法，采用基于多点测压的压力传感器测点布局冗余设计技术，基于三点法解算模型实现非对称测点交叉求解设计，解决了测压孔故障过程中数据获取的可靠性。
45.3)、本技术实施例提供的运载火箭主动飞行段的攻角测量方法，通过对测量系统中驻点总压偏移布置方案进行校准和修正，解决因卫星整流罩分离对总压测点位置不能布置在球头中心的约束要求。
46.4)、本技术实施例提供的运载火箭主动飞行段的攻角测量方法，可以通过嵌入式大气数据测量系统，使其独立于火箭电气和遥测系统，采用独立的黑匣子系统进行供配电和数据采集、存储、传输，对运载火箭发射主任务的可靠性无影响。
附图说明
47.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，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，还可以根据提供的附图获得其他的附图。通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
48.图1为本技术实施例提供一种运载火箭主动飞行段的攻角测量方法流程图；
49.图2为本技术实施例提供的运载火箭主动飞行段的攻角测量方法的流程图；
50.图3为本技术实施例中压力测量孔及冗余方案布局的示意图；
51.图4为本技术实施例中坐标系、测压孔圆周角及圆锥角的定义结构示意图；
52.图5为本技术实施例中箭上攻角测量系统的硬件结构示意图。
具体实施方式
53.为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
54.需要说明的是，当组件被称为“固定于”另一个组件，它可以直接在另一个组件上或者也可以存在居中的组件。当一个组件被认为是“连接”另一个组件，它可以是直接连接到另一个组件或者可能同时存在居中组件。
55.除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本技术的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本技术的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本技术。本文所使用的术语“及/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。
56.本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”等(如果存在)是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例，例如能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
57.下面以具体地实施例对本发明的技术方案以及本技术的技术方案如何解决上述技术问题进行详细说明。下面这几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例中不再赘述。
58.下面结合附图，对本技术的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
59.本技术实施例提供一种运载火箭主动飞行段的攻角测量方法，旨在解决了运载火箭在主动段飞行中已知程序攻角而无法精确、实时获取飞行攻角等大气数据的问题，结合惯性导航系统数据实现对运载火箭在实际飞行中载荷工况的精确评估，为运载火箭姿控和载荷设计提供可靠的数据源，从而提高火箭性能和运载能力，降低发射成本。
60.图1为本技术实施例提供一种运载火箭主动飞行段的攻角测量方法流程图，如图1所示，本实施例中的方法可以包括：
61.步骤s101：建立箭体三维坐标系。
62.示例性的，设置坐标系的原点o位于星整流罩实际尖点，x轴沿箭体轴线指向发动机，y轴在中纵平面内且指向上方，z轴垂直于中纵平面，其中，坐标轴的指向根据右手法则确定。
63.步骤s102：基于箭体三维坐标系，在运载火箭卫星整流罩球头顶点、水平锥面和垂直锥面上的测点位置处设置压力传感器。
64.示例性的，可以在坐标系原点o左右偏置50mm处设置2个压力传感器测点，用于测量总压的变化情况；在yoz平面内的卫星整流罩母线上，水平左右对称布置4个压力传感器测点，用于测量侧滑角方向的压力变化情况；在xoy平面内的卫星整流罩母线上，竖直上下对称布置4个压力传感器测点，用于测量攻角方向的压力变化情况；在xoy平面内的卫星整流罩筒段母线上，竖直上下对称布置2个压力传感器测点，用于测量静压的变化情况。
65.具体地，按照大气参数测量方案设计中的测压孔配置方案，在步骤s101建立的箭体坐标系中，在运载火箭卫星整流罩球头顶点、水平和垂直锥面上相应测点位置设置压力传感器，并进行测点冗余设计。
66.本实施例中，各个测点位置处的压力传感器采用冗余方式配置，当存在测点数据采集故障时，通过冗余的压力传感器获取压力信号值。
67.步骤s103：基于独立设置的采集系统，获取各个测点位置处的压力信号值。
68.示例性的，采用独立于火箭电气和遥测系统之外的回收式采集系统进行单独供配电和数据采集、存储、传输。
69.步骤s104：根据压力信号值进行温度和测量管损效应修正，得到箭体表面压力数据。
70.步骤s105：根据箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算出火箭的飞行攻角。
71.具体地，根据火箭飞行弹道中不同时刻的参数如飞行高度、大气环境压力、马赫数、攻角等，进行相应的地面风洞模拟试验或者气动仿真预示，并进行有效的飞行攻角解算，评估解算精度是否满足指标要求。然后，根据箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算出火箭的飞行攻角。
72.进一步地，还可以包括：根据箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算火箭主动飞行段的大气数据，并对解算的精度及有效性进行评估；其中，大气数据包括：马赫数、动压。
73.图2为本技术实施例提供的运载火箭主动飞行段的攻角测量方法的流程图，如图2所示，首先通过建立箭体三维坐标系，定义卫星整流罩实际尖点o为坐标轴原点，沿箭体的轴线作为x轴，以指向尾部发动机方向为x轴的正方向，过原点垂直于x轴向上为y轴正方向，z轴垂直于中纵平面，指向根据右手法则确定；在所建坐标系下，在火箭的卫星整流罩球头及前锥面上布置多个压力传感器测点，按照不同截面及不同周向位置进行测点冗余设计；根据布置的多个压力传感器测点，采用独立于火箭电气和遥测系统之外的回收式采集系统进行单独供配电和数据采集、存储、传输，获取各测点的压力信号值；进行温度及测量管损效应修正，生成一组新的箭体表面压力数据；根据地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，采用对新的箭体表面压力数据进行解算，获取火箭飞行的气动攻角等大气参数，并评估攻角解算精度是否满足指标要求；当某个压力测点出现故障时，采用冗余设计的测点或其它截面测点重新进行解算，获取火箭主动飞行中的气动攻角数据。
74.如图2中所示运载火箭嵌入式大气数据解算流程，依据传感器测得的压力数据，设置初始ma和α0，计算系数ε0，然后依次计算当地迎角αe和当地侧滑角βe，形压系数ε，动静压
及马赫数，判断马赫数范围采用不同的求解方法，最后进行修正，判断求解精度。
75.其气动模型在不可压缩速度段时服从位势流理论，在可压缩速度段时服从修正后的牛顿流理论。利用形压系数结合两种气动模型，可以得到钝头体表面测压孔i的压力满足如下：
76.p(θi)＝qc(cos2θi+εsin2θi)+p
∞
77.式中，p(θi)为第i个测压孔的压力值，qc为动压，p
∞
为静压，θi为第i点的入射角(该点的曲面法线方向与来流速度矢量的夹角)，ε为无量纲的形压系数。由几何关系，可知第i点的入射角θi由如下式子确定：
[0078][0079]
式中，αe和βe分别为当地迎角和当地侧滑角，和λi分别为该点的圆周角和圆锥角。形压系数ε综合考虑了气流的压缩效应、气动外形、系统误差等参数，根据上述气动模型及公式，来流的迎角α和侧滑角β与孔位压力值之间存在一定的函数关系，可通过风洞试验或者飞行试验手段得到对应的函数关系曲线。
[0080]
动静压之比与马赫数之间的关系根据的一维等熵流体力学关系可得到：
[0081][0082]
角度解算基于各选孔方案组合正视图呈十字形分布，中心名义总压孔为p1号孔，其余孔位以标记起始，顺时针分别为p2、p3、p4以及p5孔，不同选孔方案只是在模型上轴向位置不同。通过利用这5个孔位以及远端静压孔所得测量值进行攻角和侧滑角标校。通过线性拟合的方法求解角度校准公式。攻角系数k
α
、侧滑角系数k
β
计算公式如下：
[0083][0084][0085]
在可压缩速度段，来流总压p0与来流静压p
∞
的关系式如下：
[0086][0087]
可知ma取决与总压p0与来流静压p
∞
之间的比值关系式，为求解总压p0和静压p
∞
，拟定总压修正系数c0和动压修正系数cq，其具体公式如下：
[0088][0089][0090]
p
ol
为风洞运行给出的标准总压，p
∞l
为风洞给出的标准静压，为名义静压值，即
解算攻角时，侧滑角解算时，对总压p0与静压p
∞
之间关系式进一步等效变换，可得动压q
∞
计算公式：
[0091][0092][0093]
只需要得到总压修正系数c0和动压修正系数cq以及各孔压力值，即可求解出马赫数。易发现c0和cq与角度呈一定的函数关系。
[0094]
当计算得到角度数据后，即可根据此公式解算得到总压修正系数c0和动压修正系数cq。由定义，可知总压p0和静压p
∞
的计算公式为：
[0095][0096][0097]
可以求解得到动压q
∞
和ma，计算公式如下：
[0098][0099][0100]
通过上述解算方法对飞行测量结果进行处理，得到火箭主动飞行段的高精度大气数据，包括飞行攻角、马赫数、动压等，并评估解算精度及有效性。
[0101]
图3为本技术实施例中压力测量孔及冗余方案布局的示意图，如图2所示，运载火箭整的流罩外形一般由球头段、第一锥段、第二锥段、整流罩筒段组成，测压孔位沿周向呈十字形布局。孔位以“n-n”形式命名，第一个n表示该孔安装时的朝向；第二个n表示孔位与前缘的距离，数字越小距离前缘越近，如“2-1”表示正向安装时在前缘总压孔“0-1”正上方的第一个孔。总压孔位于正视图中心，命名为“0-1”，偏置总压孔命名为“0-2”。传感器布置按照冗余设计的原则，在球头以球心为原点，极角为20
°
、45
°
以及60
°
处开孔得到方案n-1、n-2以及n-3；在静压测量时需要考虑激波的影响，为了尽可能准确测量波后静压，选择在整流罩筒段远端处布置3组静压测点a和b。
[0102]
传感器压力信号有效性选择策略，判断相互备份或者对称布置的传感器压力值，其压力差值在一定误差范围(一般可取δp≤2000pa)，则表征压力采集数据有效，否则跳过该测点输出信号，选择另一组测点方案压力信号进行输出。
[0103]
由于运载火箭在主动段飞行特点是以较大的推力加速、用很短的时间穿过稠密的大气层上升到外层空间，中间经历了低速、亚声速、跨声速超声速和高超声速等阶段，期间
需要经历高速的气动加热现象，尤其是布置在整流罩头部的传感器测点，需要耐受较高的温度；同时在气流密度变化较快区域会导致压力波在引气管路中产生较大的摩擦阻尼和压力干扰等，需要进行温度及测量管损效应修正。
[0104]
图4为本技术实施例中坐标系、测压孔圆周角及圆锥角的定义结构示意图，如图3所示，典型的钝头旋成体构形，给出了火箭整流罩头部测压孔圆周角及及圆锥角定义示意图。
[0105]
图5为本技术实施例中箭上攻角测量系统的硬件结构示意图，如图4所示，运载火箭嵌入式大气数据测量系统板载传感器采集整流罩表面压力，控制芯片采集压力信号的同时采集陀螺仪信号，经过芯片内部程序运算之后获得飞行攻角等数据信息之后向外部主控系统输出。采用独立于火箭电气和遥测系统之外的回收式采集系统进行单独供配电和数据采集、存储、传输，获取各测点的压力信号值。
[0106]
本实施例，通过将整个运载火箭等效为一支超大尺度的空速管，在火箭头部卫星整流罩区域布置若干压力测点，通过气动模型建立、测量系统冗余设计、温度和管损补偿设计等实现获取运载火箭主动飞行段的高精度攻角数据。采用基于嵌入式大气数据测量技术建立气动模型，实现运载火箭飞行攻角测量的可行性。卫星整流罩上压力测点布局冗余设计，解决测压孔故障过程中数据获取的可靠性。驻点总压测点偏移设计及精度分析，解决卫星整流罩分离对压力测点位置的约束影响。解算算法冗余设计和温度补偿设计设计技术，从而提高运载火箭主动段飞行攻角测量的精度和稳定性。
[0107]
本技术实施例提供一种运载火箭主动飞行段的攻角测量装置，包括：
[0108]
坐标系构建模块，用于建立箭体三维坐标系；
[0109]
压力测点布设模块，用于基于箭体三维坐标系，在运载火箭卫星整流罩球头顶点、水平锥面和垂直锥面上的测点位置处设置压力传感器；
[0110]
采集模块，用于基于独立设置的采集系统，获取各个测点位置处的压力信号值；
[0111]
数据修正模块，用于根据压力信号值进行温度和测量管损效应修正，得到箭体表面压力数据；
[0112]
数据解算模块，用于根据箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算出火箭的飞行攻角。
[0113]
可选地，坐标系构建模块，具体用于：
[0114]
设置坐标系的原点o位于星整流罩实际尖点，x轴沿箭体轴线指向发动机，y轴在中纵平面内且指向上方，z轴垂直于中纵平面，其中，坐标轴的指向根据右手法则确定。
[0115]
可选地，压力测点布设模块，具体用于：
[0116]
在坐标系原点o左右偏置50mm处设置2个压力传感器测点，用于测量总压的变化情况；
[0117]
在yoz平面内的卫星整流罩母线上，水平左右对称布置4个压力传感器测点，用于测量侧滑角方向的压力变化情况；
[0118]
在xoy平面内的卫星整流罩母线上，竖直上下对称布置4个压力传感器测点，用于测量攻角方向的压力变化情况；
[0119]
在xoy平面内的卫星整流罩筒段母线上，竖直上下对称布置2个压力传感器测点，用于测量静压的变化情况。
[0120]
可选地，采集模块中采用独立于火箭电气和遥测系统之外的回收式采集系统进行单独供配电和数据采集、存储、传输。
[0121]
可选地，压力测点布设模块中的各个测点位置处的压力传感器采用冗余方式配置，当存在测点数据采集故障时，通过冗余的压力传感器获取压力信号值。
[0122]
可选地，数据解算模块，还用于：根据箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算火箭主动飞行段的大气数据，并对解算的精度及有效性进行评估；其中，大气数据包括：马赫数、动压。
[0123]
本实施例中的装置可以用来实现上述方法中的步骤，具体实现过程和技术效果参见上述方法中的描述，此处不再赘述。
[0124]
本技术实施例提供一种运载火箭主动飞行段的攻角测量设备，包括：处理器和存储器，存储器中存储有可执行的程序指令，处理器调用存储器中的程序指令时，处理器用于：执行如上述的运载火箭主动飞行段的攻角测量方法的步骤。
[0125]
本技术实施例提供一种计算机可读存储介质，用于存储程序，程序被执行时实现如上述的运载火箭主动飞行段的攻角测量方法的步骤。
[0126]
所属技术领域的技术人员能够理解，本发明的各个方面可以实现为系统、方法或程序产品。因此，本发明的各个方面可以具体实现为以下形式，即：完全的硬件实施方式、完全的软件实施方式(包括固件、微代码等)，或硬件和软件方面结合的实施方式，这里可以统称为“电路”、“模块”或“平台”。
[0127]
此外，本技术实施例还提供一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质中存储有计算机执行指令，当用户设备的至少一个处理器执行该计算机执行指令时，用户设备执行上述各种可能的方法。
[0128]
其中，计算机可读介质包括计算机存储介质和通信介质，其中通信介质包括便于从一个地方向另一个地方传送计算机程序的任何介质。存储介质可以是通用或专用计算机能够存取的任何可用介质。一种示例性的存储介质耦合至处理器，从而使处理器能够从该存储介质读取信息，且可向该存储介质写入信息。当然，存储介质也可以是处理器的组成部分。处理器和存储介质可以位于asic中。另外，该asic可以位于用户设备中。当然，处理器和存储介质也可以作为分立组件存在于通信设备中。
[0129]
本技术还提供一种程序产品，程序产品包括计算机程序，计算机程序存储在可读存储介质中，服务器的至少一个处理器可以从可读存储介质读取计算机程序，至少一个处理器执行计算机程序使得服务器实施上述本发明实施例任一的方法。
[0130]
本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：只读内存(read-only memory，rom)、随机存取存储器(random access memory，ram)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
[0131]
其可以采用便携式紧凑盘只读存储器(cd-rom)并包括程序代码，并可以在终端设备，例如个人电脑上运行。然而，本发明的程序产品不限于此，在本文件中，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。
[0132]
程序产品可以采用一个或多个可读介质的任意组合。可读介质可以是可读信号介质或者可读存储介质。可读存储介质例如可以为但不限于电、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。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。
[0133]
计算机可读存储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，其中承载了可读程序代码。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。可读存储介质还可以是可读存储介质以外的任何可读介质，该可读介质可以发送、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。可读存储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、有线、光缆、rf等等，或者上述的任意合适的组合。
[0134]
可以以一种或多种程序设计语言的任意组合来编写用于执行本发明操作的程序代码，程序设计语言包括面向对象的程序设计语言—诸如java、c++等，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设备上执行、部分地在用户设备上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算设备上部分在远程计算设备上执行、或者完全在远程计算设备或服务器上执行。在涉及远程计算设备的情形中，远程计算设备可以通过任意种类的网络，包括局域网(lan)或广域网(wan)，连接到用户计算设备，或者，可以连接到外部计算设备(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。
[0135]
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。
[0136]
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。