基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法、装置及系统与流程

本发明涉及自动化控制技术领域，尤其是涉及基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法、装置及系统。

背景技术：

在过去的十年中，无人直升机系统的发展取得了重大进展，特别是四旋翼飞行器，因为它们比传统的直升机有两大优势：包括旋翼驱动不需要复杂的机械控制连接，以及对于给定的机身尺寸，四旋翼的每个旋翼比常规直升机的主旋翼小。

因此，在控制领域中对四旋翼飞行器做了很多研究，并提出了一些控制方法来实现机体的自动飞行。然而，四旋翼动力学涉及多个不确定性，包括参数摄动、耦合、非线性和外部干扰。首先，由于不同的任务需求，有效载荷配置可能会发生变化，这将导致四旋翼重量和惯性张量的变化，因此机体动力学受到参数摄动的影响。其次，四旋翼模型中姿态角与其变化率存在严重的非线性和轴间耦合。此外，机体动力学容易受到突然或持续阵风的影响，外部干扰会严重影响机体的飞行性能，甚至导致闭环系统的不稳定。科研人员提出了新的滑模控制方法来实现四旋翼飞行过程中的抗干扰。但是闭环控制系统的动态跟踪性能不能得到不连续控制方法的保证。Dydek等人讨论了自适应控制算法，以实现对四旋翼的鲁棒轨迹跟踪控制。但是，在整个频率范围内，标准的H_∞控制方法无法抑制非线性和耦合对闭环控制系统的影响。此外，以往大部分工作都集中在基于欧拉角的鲁棒控制器上用来描述直升机的旋转动力学，然而这种表示方法存在奇点问题。有人应用四元数表示法来避免由欧拉角定义的旋转矩阵固有的奇异性，通过补偿科里奥利和陀螺扭矩实现了指数态稳定。然而在设计的闭环控制系统的性能分析中，尚未充分讨论不确定性的影响。

以往的许多研究工作都集中在通过自适应控制方法来改善基于四元数表示的直升机系统的鲁棒性。Johnson和Kannan等人提出了基于神经网络的直接自适应控制方法来实现自主直升机的轨迹跟踪。Isidori，和L.Marconi等人设计了一种新颖的非线性自适应输出调节器来控制垂直运动，同时稳定直升机的横向和水平位置。但自适应闭环系统的动态跟踪性能无法确定，时变扰动对控制系统的影响在其稳定性分析中尚未充分讨论。实际上，四元数的加减定义是非线性和复杂的，这可能导致闭环控制系统的跟踪性能受到不确定性的影响。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明的目的在于提供基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法、装置及系统，具有较好的稳态和动态跟踪性能。

第一方面，本发明实施例提供了一种基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法，其中，包括：

根据姿态信息和四旋翼飞行器旋转运动的动力学模型建立误差模型；

构建标称控制器，根据所述标称控制器对所述误差模型进行跟踪，获取标称闭环控制系统；

构建鲁棒补偿器，根据所述鲁棒补偿器对所述误差模型进行不确定性的抑制，获取鲁棒姿态控制信息。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第一种可能的实施方式，其中，所述姿态信息包括角速度、转动惯量、外部转矩和旋转矩阵，所述根据姿态信息和四旋翼飞行器旋转运动的动力学模型建立误差模型，包括：

所述动力学模型根据下式获得：

其中，ω_b(t)为在飞行器本体坐标系中的所述角速度，J为机体的所述转动惯量，τ_b(t)为作用在本体坐标系上的所述外部转矩，R(t)为所述旋转矩阵。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第二种可能的实施方式，其中，所述根据姿态信息和四旋翼飞行器旋转运动的动力学模型建立误差模型，还包括：

所述误差模型根据下式获得：

其中，e(t)为跟踪误差，A和B均为常数矩阵，u(t)为控制输入，Δ(t)为输入等效干扰。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第三种可能的实施方式，其中，所述构建标称控制器，根据所述标称控制器对所述误差模型进行跟踪，获取标称闭环控制系统，包括：

所述标称控制器根据下式获得：

u^N(t)＝-Ke(t)＝-[K_q K_ω]e(t)

其中，u^N(t)为所述标称控制器的标称控制输入，K为线性增益矩阵，K_q、K_ω均为标称控制器参数，e(t)为所述误差模型中的跟踪误差。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第四种可能的实施方式，其中，所述构建鲁棒补偿器，根据所述鲁棒补偿器对所述误差模型进行不确定性的抑制，获取鲁棒姿态控制信息，包括：

所述所述鲁棒补偿器根据下式获得：

u^R(s)＝-F(s)Δ(s)，

其中，u^R(s)为拉普拉斯变换后所述鲁棒补偿器的鲁棒补偿输入，F(s)为所述鲁棒补偿器的增益，Δ(s)为拉普拉斯变换后所述误差模型中的输入等效干扰。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第五种可能的实施方式，其中，所述方法还包括：

按照预设时间采集四旋翼飞行器旋转运动的所述姿态信息。

第二方面，本发明实施例还提供一种四旋翼飞行器鲁棒姿态控制装置，其中，包括飞行控制计算机；

所述飞行控制计算机通过板载数字信号处理DSP实现如权利要求1～5所述的基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法。

结合第二方面，本发明实施例提供了第二方面的第一种可能的实施方式，其中，还包括惯性测量系统；

所述惯性测量系统，用于按照预设时间采集四旋翼飞行器旋转运动的姿态信息，并将所述姿态信息传输至所述飞行控制计算机。

结合第二方面，本发明实施例提供了第二方面的第二种可能的实施方式，其中，所述惯性测量系统包括分别与所述飞行控制计算机相连的陀螺仪、数字磁力仪和数字加速度计。

第三方面，本发明实施例还提供一种基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制系统，其中，包括：

误差模型建立单元，用于根据姿态信息和四旋翼飞行器旋转运动的动力学模型建立误差模型；

第一构建单元，用于构建标称控制器，根据所述标称控制器对所述误差模型进行跟踪，获取标称闭环控制系统；

第二构建单元，用于构建鲁棒补偿器，根据所述鲁棒补偿器对所述误差模型进行不确定性的抑制，获取鲁棒姿态控制信息。

本发明实施例带来了以下有益效果：本发明提供的基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法、装置及系统，包括根据姿态信息和四旋翼飞行器旋转运动的动力学模型建立误差模型；构建标称控制器，根据标称控制器对误差模型进行跟踪，获取标称闭环控制系统；构建鲁棒补偿器，根据鲁棒补偿器对误差模型进行不确定性的抑制，获取鲁棒姿态控制信息。本发明具有较好的稳态和动态跟踪性能。

本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。

为使本发明的上述目的、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发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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的附图。

图1为本发明实施例一提供的基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法流程图；

图2为本发明实施例一提供的四旋翼结构图；

图3为本发明实施例二提供的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制装置结构示意图；

图4—14为发明实施例二提供的实验测试的示意图；

图15为发明实施例三提供的基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制系统流程图。

图标：

110-飞行控制计算机；120-陀螺仪；130-数字磁力仪；140-数字加速计；150-声纳；160-GPS接收模块；171-第一Zigbee无线模块；172-第二Zigbee无线模块；180-PC；210-误差模型建立单元；220-第一构建单元；230-第二构建单元。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

目前，以往的许多研究工作都集中在通过自适应控制方法来改善基于四元数表示的直升机系统的鲁棒性。Johnson和Kannan等人提出了基于神经网络的直接自适应控制方法来实现自主直升机的轨迹跟踪。Isidori，和L.Marconi等人设计了一种新颖的非线性自适应输出调节器来控制垂直运动，同时稳定直升机的横向和水平位置。但自适应闭环系统的动态跟踪性能无法确定，时变扰动对控制系统的影响在其稳定性分析中尚未充分讨论。实际上，四元数的加减定义是非线性和复杂的，这可能导致闭环控制系统的跟踪性能受到不确定性的影响。

基于此，本发明实施例提供的基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法、装置及系统，可以具有较好的稳态和动态跟踪性能。

为便于对本实施例进行理解，首先对本发明实施例所公开的基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法进行详细介绍。

实施例一：

图1为本发明实施例一提供的基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法流程图。

参照图1，基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法包括如下步骤：

步骤S110，按照预设时间采集四旋翼飞行器旋转运动的姿态信息；

步骤S120，根据姿态信息和四旋翼飞行器旋转运动的动力学模型建立误差模型；

步骤S130，构建标称控制器，根据标称控制器对误差模型进行跟踪，获取标称闭环控制系统；

步骤S140，构建鲁棒补偿器，根据鲁棒补偿器对误差模型进行不确定性的抑制，获取鲁棒姿态控制信息。

该方法的步骤S110和步骤S120提出的是基于四元数的数学模型，步骤S130和步骤S140提出的是基于四元数表示的四旋翼模型的系统鲁棒控制器的设计，包括标称控制器的设计和鲁棒补偿器的设计。

如图2所示，四旋翼飞行器包括一个刚性十字架和四个旋翼。纵向一对旋翼(1，3)逆时针旋转，侧向一对旋翼(2，4)顺时针旋转。如果需要俯仰运动，可以增加由旋翼1产生的推力T₁(t)并减小T₃(t)。可以通过类似的方式改变T₂(t)和T₄(t)来实现滚动运动。实现偏转运动则可以减小一对旋翼的推力同时增加另一对旋翼的推力，利用四个旋翼产生的反作用转矩来完成。如图1所示，设E_I＝{E_Ix,E_Iy,E_Iz}代表地球固定坐标系，E_B＝{E_Bx,E_By,E_Bz}是一个与机体固连的本体坐标系。描述旋转运动的动力学模型如公式(1)所示：

其中，ω_b(t)＝[ω_bi(t)]_3×1在E_B中的角速度，J是机体的转动惯量，是一个对称正定常数矩阵，τ_b(t)＝[τ_bi(t)]_3×1是作用在机体系E_B上的外部转矩，R(t)∈SO(3)是旋转矩阵，表示由以E_B基底转换为以E_I基底，且S(ω_b(t))的表示如公式(2)所示：

本实施例采用单位四元数表示来描述旋转运动，以避免基于欧拉角的表示所具有的奇异性问题。令表示单位四元数，其中q₁(t)和分别是四元数的标量部分和矢量部分，并且满足

旋转矩阵可以由四个四元数给出，如公式(3)所示：

实际上，公式(1)中的第一个方程可以用公式(4)所示的四元数传递方程代替：

其中，I_n为n×n单位矩阵。坐标系E_B中的外部转矩可以通过公式(5)得到：

其中，l_d>0表示从每个旋翼到机体质心的距离，τ_i(t)(i＝1,2,3,4)是由四个旋翼分别产生的反作用转矩。由每个旋翼产生的推力和反作用力矩可以由公式(6)给出：

其中，ω_ri(t)(i＝1,2,3,4)分别是旋翼i的旋转速度，k_Tω和k_τω是相对于空气密度，阻力常数和叶片的几何特征(例如弦长，螺距角和叶片形状)的正常数。令其被设置为正常数，以近似抵消重力在悬停中的影响。设计控制输入u_i(t)(i＝1,2,3)为公式(7)所示：

通过配电盘将四个控制输入u_i(t)(i＝1,2,3)和u_g分配给四个旋翼。每个控制输入与旋翼的相应转速之间存在内部动力学，但实际旋转速度与所需旋转速度的收敛速度比姿态跟踪误差对零点的收敛速度快得多，因此内部动力学被忽略。

这里，期望的姿态参考用表示。假定所需的参考及其一阶和二阶导数是分段均匀有界的。姿态跟踪误差矢量可以通过非线性函数来获得。的表达式可以由公式(8)给出：

定义其中和e(t)为误差向量，为定义在的坐标系E_B上的转速的期望旋转速度。实际上，e_q(t)是姿态跟踪误差，e_ω(t)是转速跟踪误差矢量。跟踪误差可以通过直接分解e(t)得到，如公式(9)所示：

定义u(t)＝[u₁(t) u₂(t) u₃(t)]^T∈R^3×1,B_τ＝diag(k_Tωl_d,k_Tωl_d,k_τω)，并结合公式(1)、(5)～(7)，可以得到公式(10)：

令B_ω＝J^-1B_τ。然后其满足公式(11)：

其中，d_eτ(t)∈R^3×1是外部有界不确定性，例如，作用在机体上的外部风力扰动；四旋翼参数矩阵B_ω可以分为两部分：B_ω＝B_ωN+B_ωΔ。这里，下标N表示标称参数矩阵，Δ表示参数不确定性。矩阵B_ωN是一个对称正定矩阵，并被假定为满足该将A、B分别定义为：

其中，Ο₃为3×3零矩阵。将误差模型(11)进行重写，如公式(13)所示：

其中，Δ(t)∈R^3×1是输入等效干扰，并具有以下形式：

进一步的，将对设计鲁棒非线性姿态控制器的以下方面进行描述：对于给定的正常数ε和给定的初始状态e(0)，存在正的常数T^*，使得姿态跟踪误差和旋转速度跟踪误差是有界的，满足不等式：

关于基于四元数表示的四旋翼模型的系统鲁棒控制器设计方法。设计的控制输入u(t)包含两个项：标称控制输入和稳健补偿输入并且满足关系式(15)：

u(t)＝u^N(t)+u^R(t) (15)，

上述的标称控制输入用以实现标称闭环系统的期望跟踪，增加的鲁棒补偿输入用以抑制输入等效干扰Δ(t)的影响。

首先，标称控制器可以被构造如公式(16)所示：

u^N(t)＝-Ke(t)＝-[K_q K_ω]e(t), (16)，

其中，线性增益矩阵K＝[k_ij]_3×6需要被选择为使得A_K＝A-BK是Hurwitz。结合公式(13)、(15)和(16)，可以得到公式(17)：

误差模型(17)可以忽略输入等效扰动Δ(t)而被认为是标称闭环控制系统。通过选择线性增益矩阵K，可以设置具有所需极点的标称闭环系统。

然后，引入鲁棒补偿器来抑制不确定性的影响。期望的鲁棒补偿输入u^R(t)由-Δ(t)给出。从公式(14)可以看出，Δ(t)包含不确定参数和外部不确定性；根据公式(13)可以得出如公式(18)所示的结论：

这里的是不可测变量，因此，引入鲁棒控制器的控制参数F_i(s)(i＝1,2,3)如下所示：

其中,s是拉普拉斯算子，f_i(i＝1,2,3)是正常数。F_i(s)(i＝1,2,3)是低阶滤波器，具有以下特性：如果f_i(i＝1,2,3)选用较大的正值，则这些滤波器带宽将更宽，从而滤波器的增益将接近1。因此，构建鲁棒补偿输入如公式(20)所示：

u^R(s)＝-F(s)Δ(s) (20)，

其中，F＝diag(F₁(s),F₂(s),F₃(s))。根据公式(18)和(20)得到：

其中，c_n,i为第i行外为1，其余为0的行向量。鲁棒补偿器可以按照公式(22)所示的方式实现：

进而，鲁棒控制器可以用公式(23)来描述：

上述实施例旨在解决基于四元数的四旋翼飞行器姿态控制问题，其动力学涉及参数摄动、耦合、非线性和外部干扰。首先通过忽略角速度之间的耦合项来获得标称模型，而耦合项、参数不确定性和外部不确定性被认为是输入等效干扰。所提出的控制器由两部分组成：标称控制和鲁棒补偿器。标称控制器被设计为实现标称系统期望的跟踪，而鲁棒补偿器被引入以衰减输入等效干扰的影响。上述实施例削弱了各种不确定性对闭环控制系统的影响，可以确定所提出的控制系统的动态跟踪性能，并且轨迹跟踪误差收敛到原点的给定邻域中。此外，通过给定鲁棒补偿器参数的下限，姿态跟踪误差可以在给定的有限时间内进入原点的给定邻域，四旋翼跟踪性能得到很大改善。

实施例二：

图3为本发明实施例二提供的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制装置结构示意图。

本发明实施例还提供了四旋翼飞行器鲁棒姿态控制装置，用于实现上述的基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法。四旋翼飞行器鲁棒姿态控制装置是在模型直升机的机械框架、叶片和四个电机的基础上，增加了电子电路和姿态传感器。

如图3所示，四旋翼飞行器鲁棒姿态控制装置包括航空电子系统和地面站。航空电子系统中包括惯性测量单元和飞行控制计算机，惯性测量单元包括分别与飞行控制计算机相连的陀螺仪、数字磁力仪和数字加速度计。陀螺仪、数字磁力仪和数字加速度计按照预设时间采集四旋翼飞行器旋转运动的姿态信息，并将姿态信息传输至所述飞行控制计算机；基于该姿态信息，飞行控制计算机通过板载数字信号处理DSP实现上述的基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法，并且，采样时间可以为2ms。另外，航空电子系统中还包括与飞行控制计算机相连的声纳和GPS接收器，飞行控制计算机还通过第一Zigbee无线模块、第二Zigbee无线模块与地面站的PC((personal computer，个人计算机)相连。

进一步的，通过实验测试对上述实施例所提供的方法和装置进行描述。将标称参数矩阵为B_ωN＝diag(10,10,15)，控制器参数设置为K_q＝[4 4 3]，K_ω＝[3 3 2]，f₁＝3，f₂＝3和f₃＝3。为了清楚地显示姿态参考的直观物理意义，通过期望的欧拉角参考获得基于单位四元数表示的期望姿态参考。可以实现如公式(24)所示：

其中，φ^r(t)是期望滚动角，θ^r(t)是期望的俯仰角，并且ψ^r(t)是期望偏航角。通过实施三个实验测试来检查所提出的闭环系统的跟踪性能。

情况一：四旋翼飞行器需要跟踪耦合条件下的正弦参考信号，以检查控制系统的动态跟踪性能。在这种情况下，正弦波基准值分别为10s周期和12°、18°和6°振幅，分别表示滚转角、偏航角和俯仰角。无人机从φ^r(0)＝0，θ^r(0)＝0，和ψ^r(0)＝0的状态开始。q(t)需要遵循由公式(24)确定的q^r(t)。从公式(1)的动力学模型中可以看出，姿态角和角速度之间存在轴间耦合。通过所提出的鲁棒控制方法，可以在各种不确定性的影响下实现良好的跟踪性能，如图4所示。为了使所提出的控制方法的优点明显，基于欧拉角表示的等效姿态响应如图3所示。图5和图6中角度的跟踪误差。可见，滚动、偏航和俯仰角的跟踪误差分别为1.2°、0.3°和0.8°。这里采用连续姿态控制器对不确定四旋翼飞行器进行控制，以抑制多重不确定性对闭环控制系统的影响。所提出的控制系统的稳态和动态跟踪性能可以得到保证。

情况二：检测闭环控制系统的稳态跟踪性能。要求机体遵循方位角波形基准，其摆幅和偏航角度分别为10°和20°。基于四元数表示和控制输入的姿态响应如图7和图8所示。图9给出了基于欧拉角表示的等效姿态响应，并显示了滚转角和偏航角的跟踪误差。从图9和图10可以看出，当滚转角和偏航角分别为10°和20°时，滚转角，偏航角和俯仰角的稳态跟踪误差仅为0.3°、0.1°和0.3°，从12秒到15秒。闭环控制系统在耦合条件下达到良好的稳态跟踪性能。闭环控制系统在耦合条件下达到良好的稳态跟踪性能。从图7可以看出，q₃(t)不能跟踪以及其他四元数，但q₃(t)的绝对跟踪误差与q₂(t)和q₄(t)相似。

情况三：无人机需要在阵风的作用下跟踪正弦波参考。电风扇大约0秒接通，大约5秒关闭。然后，大约10秒再次打开，大约15秒关闭。有效分辨率为0.1m/s的风速计用于测量风速。当风机开启时，可以产生4.2米/秒速度的阵风。滚动和偏航角度分别需要跟踪正弦波参考10s和10°和20°振幅。俯仰角需要保持在0°。在图11和图12中描绘了基于四元数表示和相应的控制输入的姿态响应。在图13中示出了基于欧拉角表示的等效姿态响应，并且在图14中示出了滚转角和偏航角的跟踪误差。可以看到，当闭环控制系统遇到阵风的影响时，对于正弦波参考跟踪任务中的横滚，偏航和俯仰角，跟踪误差分别为2.2°、0.7°和2.0°。这里采用四旋翼飞行器实现了大角度参考跟踪任务中的鲁棒姿态控制和阵风耦合条件。

实施例三：

图15为发明实施例三提供的基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制系统流程图。

参照图15，基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制系统包括如下单元：

误差模型建立单元210，用于根据姿态信息和四旋翼飞行器旋转运动的动力学模型建立误差模型；

第一构建单元220，用于构建标称控制器，根据标称控制器对误差模型进行跟踪，获取标称闭环控制系统；

第二构建单元230，用于构建鲁棒补偿器，根据鲁棒补偿器对误差模型进行不确定性的抑制，获取鲁棒姿态控制信息。

本发明实施例所提供的装置、系统，其实现原理及产生的技术效果和前述方法实施例相同，为简要描述，装置、系统实施例部分未提及之处，可参考前述方法实施例中相应内容。

本发明实施例提供的基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制系统，与上述实施例提供的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制装置、基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法具有相同的技术特征，所以也能解决相同的技术问题，达到相同的技术效果。

上述的发明实施例带来了以下有益效果：本发明提供的基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法、装置及系统，包括根据姿态信息和四旋翼飞行器旋转运动的动力学模型建立误差模型；构建标称控制器，根据标称控制器对误差模型进行跟踪，获取标称闭环控制系统；构建鲁棒补偿器，根据鲁棒补偿器对误差模型进行不确定性的抑制，获取鲁棒姿态控制信息。本发明具有较好的稳态和动态跟踪性能。

本发明实施例还提供一种电子设备，包括存储器、处理器，存储器中存储有可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现上述实施例提供的基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法的步骤。

本发明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上存储有计算机程序，计算机程序被处理器运行时执行上述实施例的基于四元数的四旋翼飞行器鲁棒姿态控制方法的步骤。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统、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，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。

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，在本发明各个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，可以存储在一个处理器可执行的非易失的计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明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)执行本发明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。

最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，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发明揭露的技术范围内，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发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。