一种基于火箭返回的着陆控制方法和装置与流程

本发明涉及火箭回收技术领域，具体涉及一种基于火箭返回的着陆控制方法和装置。

背景技术：

随着商业航天的快速发展，降低运载火箭的成本是商业火箭公司考虑的重点。目前，发展运载火箭一子级回收技术是火箭研制的重点发展方向之一，该技术是通过一子级回收，使其能够多次使用，从而有效地降低运载火箭的成本，促进了商业航天产业的发展。

目前，spacex公司的运载火箭采用的是凸优化技术对其运载火箭一子级进行回收控制，但是由于凸优化计算量较大，制导稳定裕度不易明确，工程应用难度较大。

因此，如何降低运载火箭回收控制技术的计算量，是目前亟待解决的技术问题。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种基于火箭返回的着陆控制方法和装置，以降低运载火箭回收控制技术的计算量。

本发明实施例提供了以下方案：

第一方面，本发明实施例提供一种基于火箭返回的着陆控制方法，所述方法包括：

以目标着陆位置为坐标原点o建立控制坐标系oxyz；其中，所述控制坐标系oxyz包括互相垂直的x轴、y轴和z轴；所述x轴的方向为目标着陆位置与所述火箭的点火位置的连线的水平投影方向；所述y轴的方向为竖直向上方向；

判断所述火箭的实时速度与实时理论速度的差值是否大于第一阈值；若是，则进行速度反馈调节；若否，则不进行所述速度反馈调节；其中，所述实时理论速度是目标返回着陆理论轨迹中所述火箭的实时高度对应的理论速度；

判断所述火箭的x轴实时坐标和y轴实时坐标是否均位于所述目标返回着陆理论轨迹在oxy平面的投影轨迹上；若否，则进行第一位置反馈调节；若是，则不进行所述第一位置反馈调节；

判断所述火箭的z轴实时坐标是否为0；若否，则进行第二位置反馈调节；若是，则不进行所述第二位置反馈调节。

在一种可能的实施例中，所述判断所述火箭的实时速度与实时理论速度的差值是否大于第一阈值之前，所述方法还包括：

获取所述火箭的实时高度对应的所述第一阈值；其中，所述第一阈值的数值随着所述实时高度的降低而减小。

在一种可能的实施例中，

计算所述火箭在所述实时高度的x轴方向实时控制指令c1，具体计算公式为：

其中，θ1为所述火箭在所述实时高度位置在所述控制坐标系oxyz下的实时箭体姿态角；ω1为所述目标着陆位置与所述火箭在所述实时高度时对应的实际位置的连线与所述y轴之间的夹角的时间导数；

使用x轴方向实时控制指令c1驱使所述火箭的发动机的伺服机构转动，以改变所述发动机的推力方向。

在一种可能的实施例中，所述判断所述火箭的实时速度与实时理论速度的差值是否大于第一阈值之前，所述方法还包括：

判断所述目标着陆位置与第一返回着陆理论轨迹的设定着陆位置是否相同；

若是，则判断所述火箭在当前位置与所述第一返回着陆理论轨迹的设定点火位置是否相同；

若是，则判断所述火箭在当前位置的速度与所述第一返回着陆理论轨迹在设定点火位置的速度是否相同，若是则将所述第一返回着陆理论轨迹作为所述目标返回着陆理论轨迹，将所述当前位置作为所述火箭的点火位置，并控制所述火箭点火开机。

在一种可能的实施例中，所述判断所述目标着陆位置与第一返回着陆理论轨迹的设定着陆位置是否相同之前，所述方法还包括：

根据所述火箭的外形参数、性能参数、所述设定着陆位置和所述设定点火位置，计算拟合出所述第一返回着陆理论轨迹。

第二方面，本发明实施例提供一种基于火箭返回的着陆控制装置，所述装置包括：

控制坐标系建立模块，用于以目标着陆位置为坐标原点o建立控制坐标系oxyz；其中，所述控制坐标系oxyz包括互相垂直的x轴、y轴和z轴；所述x轴的方向为目标着陆位置与所述火箭的点火位置的连线的水平投影方向；所述y轴的方向为竖直向上方向；

第一判断模块，用于判断所述火箭的实时速度与实时理论速度的差值是否大于第一阈值，并在所述火箭的实时速度与实时理论速度的差值大于第一阈值时进行速度反馈调节，以及在所述火箭的实时速度与实时理论速度的差值不大于第一阈值时不进行所述速度反馈调节；其中，所述实时理论速度是目标返回着陆理论轨迹中所述火箭的实时高度对应的理论速度；

第二判断模块，用于判断所述火箭的x轴实时坐标和y轴实时坐标是否均位于所述目标返回着陆理论轨迹在oxy平面的投影轨迹上，并在所述火箭的x轴实时坐标和y轴实时坐标均位于所述目标返回着陆理论轨迹在oxy平面的投影轨迹上时进行第一位置反馈调节，以及在所述火箭的x轴实时坐标和y轴实时坐标不均位于所述目标返回着陆理论轨迹在oxy平面的投影轨迹上时不进行所述第一位置反馈调节；

第三判断模块，用于判断所述火箭的z轴实时坐标是否为0，并在所述火箭的z轴实时坐标为0时进行第二位置反馈调节，并在所述火箭的z轴实时坐标不为0时不进行所述第二位置反馈调节。

在一种可能的实施例中，所述装置还包括：

第一阈值获取模块，用于获取所述火箭的实时高度对应的所述第一阈值；其中，所述第一阈值的数值随着所述实时高度的降低而减小。

在一种可能的实施例中，所述第二判断模块，包括：

第一计算子模块，用于计算所述火箭在所述实时高度的x轴方向实时控制指令c1，具体计算公式为：

其中，θ1为所述火箭在所述实时高度时的实时箭体姿态角；ω1为所述目标着陆位置与所述火箭在所述实时高度时对应的实际位置的连线与所述y轴之间的夹角的时间导数；

转动控制子模块，用于使用x轴方向实时控制指令c1驱使所述火箭的发动机的伺服机构转动，以改变所述发动机的推力方向。

在一种可能的实施例中，所述装置还包括：

第四判断模块，用于判断所述目标着陆位置与第一返回着陆理论轨迹的设定着陆位置是否相同；

第五判断模块，用于在所述目标着陆位置与第一返回着陆理论轨迹的设定着陆位置相同时，判断所述火箭在当前位置与所述第一返回着陆理论轨迹的设定点火位置是否相同；

第六判断模块，用于在所述火箭在当前位置与所述第一返回着陆理论轨迹的设定点火位置相同时，判断所述火箭在当前位置的速度与所述第一返回着陆理论轨迹在设定点火位置的速度是否相同，并在所述火箭在当前位置的速度与所述第一返回着陆理论轨迹在设定点火位置的速度相同时，将所述第一返回着陆理论轨迹作为所述目标返回着陆理论轨迹，将所述当前位置作为所述火箭的点火位置，并控制所述火箭点火开机。

在一种可能的实施例中，所述装置还包括：

第一返回着陆理论轨迹计算拟合模块，用于根据所述火箭的外形参数、性能参数、所述设定着陆位置和所述设定点火位置，计算拟合出所述第一返回着陆理论轨迹。

第三方面，本发明实施例提供一种基于火箭返回的着陆控制设备，包括：

存储器，用于存储计算机程序；

处理器，用于执行所述计算机程序以实现第一方面中任一所述的催收暴力倾向评价方法的步骤。

第四方面，本发明实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时以实现第一方面中任一所述的催收暴力倾向评价方法的步骤。

本发明与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：

本发明预先为火箭配备了目标返回着陆理论轨迹，该目标返回着陆理论轨迹能够使火箭从点火位置稳定地返回到目标着陆位置，但由于实际环境对火箭飞行的影响，导致火箭的实际飞行轨迹往往会偏离该目标返回着陆理论轨迹。本发明在火箭返回的过程中，当火箭的实时位置偏离目标返回着陆理论轨迹以及实时速度不符合目标返回着陆理论轨迹要求时，就通过速度反馈调节、第一位置反馈调节和第二位置反馈调节等三维的pid调节，迅速调整火箭的实时速度和实时位置，使火箭能够继续沿着目标返回着陆理论轨迹稳定返回。由于目标返回着陆理论轨迹是预先生成的，本发明只需要通过速度反馈调节、第一位置反馈调节和第二位置反馈调节，就能够控制火箭完成平稳地返回，从而降低运载火箭回收控制技术的计算量。

附图说明

为了更清楚地说明本说明书实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本说明书的一些实施例，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，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例提供的一种可能的基于火箭返回的着陆控制方法实施例的流程图；

图2是本发明实施例提供的一种可能的基于火箭返回的着陆控制装置实施例的结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本发明实施例保护的范围。

本发明实施例中，火箭在进行返回时，首先是处于不点火状态，此时火箭根据惯性以及自身姿态进行自由飞行降落，而当火箭到达目标返回着陆理论轨迹要求的点火位置时，就发出点火指令，控制火箭的发动机进行点火工作。为了使火箭能够沿着目标返回着陆理论轨迹进行返回，本发明实施例提供了一种可能的基于火箭返回的着陆控制方法实施例，请参阅图1，图1所示为该方法实施例的流程图，具体包括步骤11至步骤14。

步骤11，以目标着陆位置为坐标原点o建立控制坐标系oxyz。

其中，所述控制坐标系oxyz包括互相垂直的x轴、y轴和z轴；所述x轴的方向为目标着陆位置与所述火箭的点火位置的连线的水平投影方向；所述y轴的方向为竖直向上方向。

具体的，z轴满足欧拉坐标系定义。本发明实施例构建了一个固定的控制坐标系oxyz，使得每时每刻都能够准确获知火箭和目标返回着陆理论轨迹之间的偏差，方便之后的具体着陆控制。

步骤12，判断所述火箭的实时速度与实时理论速度的差值是否大于第一阈值；若是，则进行速度反馈调节；若否，则不进行所述速度反馈调节。

其中，所述实时理论速度是目标返回着陆理论轨迹中所述火箭的实时高度对应的理论速度。

具体的，目标返回着陆理论轨迹可以是实现根据火箭飞行任务来设定拟合的，其包括了火箭姿势调整、空中滑行、点火降速和平稳落地等整个火箭返回的全过程中每时每刻火箭与目标着陆位置之间的相对位置关系以及火箭在返回过程中每个位置所对应的理论速度。

具体的，该理论速度是一个随着火箭当前高度而变化的数值，也就是说理论速度与高度呈函数关系，火箭如果严格该理论速度的控制降落，就能够沿着目标返回着陆理论轨迹，平稳到达目标着陆位置处。

具体的，速度反馈调节具体是通过调节火箭发动机的节流阀的开度来实现的，由于火箭点火后，火箭发动机的燃料喷出口朝向一般是向下，那么节流阀的开度越大，火箭的推力就越大，火箭的速度就会减小，而节流阀的开度越小，火箭的推力就越小，在重力作用下火箭的速度就会增加。本发明实施例通过采集火箭的实时速度，并将该火箭当前实时高度对应的理论速度作为参考值，对火箭发动机的节流阀进行pid反馈调节，使火箭的实时速度与理论速度的差值不超过第一阈值，从而实现速度反馈调节。这个过程中具体的pid参数，可以通过仿真优化来确定。

具体的，第一阈值可以为0，但是为了避免频繁对火箭发动机的节流阀进行控制，通常第一阈值的取值为大于0的数。

步骤13，判断所述火箭的x轴实时坐标和y轴实时坐标是否均位于所述目标返回着陆理论轨迹在oxy平面的投影轨迹上；若否，则进行第一位置反馈调节；若是，则不进行所述第一位置反馈调节。

具体的，本发明实施例将目标返回着陆理论轨迹投影到控制坐标系oxyz中，这样获取火箭实时位置的x轴实时坐标和y轴实时坐标后，再将目标返回着陆理论轨迹投影到oxy平面上，从而就能够判断出x轴实时坐标和y轴实时坐标是否位于目标返回着陆理论轨迹的投影轨迹上了。

具体的，火箭发动机上还设有伺服机构，该伺服机构可以是能够精确控制电机的输出量，在该伺服机构的带动下，火箭发送机能够改变其燃料喷出口的朝向，从而改变火箭推力方向，以控制火箭进行矢量移动。

具体的，本发明实施例通过采集火箭实时位置的x轴实时坐标和y轴实时坐标，并将该火箭当前实时高度对应的目标返回着陆理论轨迹位置点的x轴理论坐标和y轴理论坐标，作为参考值，在oxy平面内对火箭发动机的伺服机构进行pid反馈调节，使火箭在oxy平面内保持在目标返回着陆理论轨迹的投影轨迹上，从而实现第一位置反馈调节。这个过程中具体的pid参数，可以通过仿真优化来确定。

步骤14，判断所述火箭的z轴实时坐标是否为0；若否，则进行第二位置反馈调节；若是，则不进行所述第二位置反馈调节。

具体的，火箭发动机上还设有伺服机构，该伺服机构可以是能够精确控制电机的输出量，在该伺服机构的带动下，火箭发送机能够改变其燃料喷出口的朝向，从而改变火箭推力方向，以控制火箭进行矢量移动。

具体的，本发明实施例通过采集火箭实时位置的z轴实时坐标，并以0作为参考值，对火箭发动机的伺服机构进行pid反馈调节，使火箭保持在oxy平面内进行运动，从而实现第二位置反馈调节。这个过程中具体的pid参数，可以通过仿真优化来确定。

在一种可能的实施例中，为了兼顾pid调节的调整效率和火箭返回着陆的精确性，本发明实施例在进行速度反馈调节时，当火箭实时高度较高时，先将第一阈值的取值设定的大一些，减少速度反馈调节的工作频率，这个过程将调整重心置于第一位置反馈调节和第二位置反馈调节上，尽快将火箭稳定在目标返回着陆理论轨迹上，而当火箭逐渐接近目标着陆位置，即高度逐渐降低时，则将第一阈值的取值设定的小一些，增加速度反馈调节的工作频率，精确地控制火箭的实时速度，从而使火箭平稳、准确地降落在目标着陆位置处。具体为：所述判断所述火箭的实时速度与实时理论速度的差值是否大于第一阈值之前，所述方法还包括步骤1.1。

步骤1.1，获取所述火箭的实时高度对应的所述第一阈值；其中，所述第一阈值的数值随着所述实时高度的降低而减小。

具体的，所述第一阈值的取值是经过数字仿真确定的，预先存储在存储器中，可以通过读取存储器的方式来获取所述火箭的实时高度对应的所述第一阈值。

在一种可能的实施例中，为了方便对火箭发动机的伺服机构进行控制，本发明实施例创新性地使用火箭与目标着陆位置的视线角的角速度来构建用以驱使火箭在oxy平面移动的控制指令，并提供了一种第一位置反馈调节的实现方案，具体为：所述进行第一位置反馈调节，包括步骤2.1至步骤2.2。

步骤2.1，计算所述火箭在所述实时高度的x轴方向实时控制指令c1，具体计算公式为：

其中，θ1为所述火箭在所述实时高度位置在所述控制坐标系oxyz下的实时箭体姿态角；ω1为所述目标着陆位置与所述火箭在所述实时高度时对应的实际位置的连线与所述y轴之间的夹角的时间导数。

步骤2.1，使用x轴方向实时控制指令c1驱使所述火箭的发动机的伺服机构转动，以改变所述发动机的推力方向。

具体的，本发明实施例中，火箭的实时位置与目标着陆位置的连线与y轴之间的夹角为火箭的实时视线角，而根据火箭的实时位置对应的高度，能够在目标返回着陆理论轨迹中找到该高度对应的理论位置点，然后通过对比火箭的实时视线角和理论位置点对应的视线角，就可以判断出所述火箭的x轴实时坐标和y轴实时坐标是否均位于所述目标返回着陆理论轨迹在oxy平面的投影轨迹上。

具体的，x轴方向实时控制指令用以控制火箭发动机的伺服机构进行转动，使火箭能够在oxy平面内进行移动。其中，θ1为所述火箭在所述实时高度时的实时箭体姿态角，ω1为所述目标着陆位置与所述火箭在所述实时高度时对应的实际位置的连线与所述y轴之间的夹角的角速度，k1和k2具体的取值，要根据伺服机构的具体类型来确定，如果伺服机构为数字电机，那么k1和k2具体的取值就跟数字电机的控制电压相关联，如果伺服机构为模拟电机，那么k1和k2具体的取值就跟模拟电机的转动角相关联，具体的取值可以通过仿真模拟计算获得，在此不予以赘述。

在一种可能的实施例中，本发明实施例还提供了一种确定目标返回着陆理论轨迹的方案，具体为：所述判断所述火箭的实时速度与实时理论速度的差值是否大于第一阈值之前，具体包括步骤3.1至步骤3.3。

步骤3.1，判断所述目标着陆位置与第一返回着陆理论轨迹的设定着陆位置是否相同。

具体的，第一返回着陆理论轨迹来自于返回着陆理论轨迹集合中，通过在该集合中以设定的条件进行筛选，即可选出目标返回着陆理论轨迹。

步骤3.2，若是，则判断所述火箭在当前位置与所述第一返回着陆理论轨迹的设定点火位置是否相同。

步骤3.3，若是，则判断所述火箭在当前位置的速度与所述第一返回着陆理论轨迹在设定点火位置的速度是否相同，若是则将所述第一返回着陆理论轨迹作为所述目标返回着陆理论轨迹，将所述当前位置作为所述火箭的点火位置，并控制所述火箭点火开机。

在一种可能的实施例中，所述判断所述目标着陆位置与第一返回着陆理论轨迹的设定着陆位置是否相同之前，所述方法还包括步骤4.1。

步骤4.1，根据所述火箭的外形参数、性能参数、所述设定着陆位置和所述设定点火位置，计算拟合出所述第一返回着陆理论轨迹。

具体的，本发明实施例通过预先的建模模拟、风洞测试等方式，预先模拟获得了第一返回着陆理论轨迹，通过更改设定着陆位置、设定点火位置和/或设定着陆位置和所述设定点火位置对应的理论速度，从而获得了包含有第一返回着陆理论轨迹的返回着陆理论轨迹集合。在火箭实际降落返回时，只需通过简单的条件判断就能够确定出目标返回着陆理论轨迹，减少了大量的计算过程。

另外，还可以预先在目标着陆位置设置在实际目标着陆位置正上方设定距离高度，使火箭先以90度的姿态平稳到达该目标着陆位置处，然后再控制该火箭沿直线竖直下落，完成火箭的平稳回收。

本发明实施还进行实机测试验证，具体是以目标着陆位置上作为姿态调整位置点计算控制指令，采用前述的方法进行控制，当火箭飞行到姿态调整位置点后，对火箭进行姿态稳定控制，保障火箭着陆姿态满足90°的要求，并依据高度和速度，计算机满足落地速度为零的理想推力fi，控制发动机节流阀开度，使推力大小满足理想推力要求，本方案可有效降低着陆时的速度误差，降低对火箭的从着陆冲击。以某运载火箭的设计方案数据进行返回控制设计，着陆速度误差不大于1m/s，位置误差不大于10m，而增加着陆点高度400m位置为临时着陆点后，着陆速度误差不大于0.5m/s。

基于与方法同样的发明构思，本发明实施例还提供了一种基于火箭返回的着陆控制装置。请参阅图2，图2所示本发明实施例提供的装置结构示意图，所述装置包括：

控制坐标系建立模块21，用于以目标着陆位置为坐标原点o建立控制坐标系oxyz；其中，所述控制坐标系oxyz包括互相垂直的x轴、y轴和z轴；所述x轴的方向为目标着陆位置与所述火箭的点火位置的连线的水平投影方向；所述y轴的方向为竖直向上方向；

第一判断模块22，用于判断所述火箭的实时速度与实时理论速度的差值是否大于第一阈值，并在所述火箭的实时速度与实时理论速度的差值大于第一阈值时进行速度反馈调节，以及在所述火箭的实时速度与实时理论速度的差值不大于第一阈值时不进行所述速度反馈调节；其中，所述实时理论速度是目标返回着陆理论轨迹中所述火箭的实时高度对应的理论速度；

第二判断模块23，用于判断所述火箭的x轴实时坐标和y轴实时坐标是否均位于所述目标返回着陆理论轨迹在oxy平面的投影轨迹上，并在所述火箭的x轴实时坐标和y轴实时坐标均位于所述目标返回着陆理论轨迹在oxy平面的投影轨迹上时进行第一位置反馈调节，以及在所述火箭的x轴实时坐标和y轴实时坐标不均位于所述目标返回着陆理论轨迹在oxy平面的投影轨迹上时不进行所述第一位置反馈调节；

第三判断模块24，用于判断所述火箭的z轴实时坐标是否为0，并在所述火箭的z轴实时坐标为0时进行第二位置反馈调节，并在所述火箭的z轴实时坐标不为0时不进行所述第二位置反馈调节。

在一种可能的实施例中，所述装置还包括：

第一阈值获取模块，用于获取所述火箭的实时高度对应的所述第一阈值；其中，所述第一阈值的数值随着所述实时高度的降低而减小。

在一种可能的实施例中，所述第二判断模块23，包括：

第一计算子模块，用于计算所述火箭在所述实时高度的x轴方向实时控制指令c1，具体计算公式为：

其中，θ1为所述火箭在所述实时高度时的实时箭体姿态角；ω1为所述目标着陆位置与所述火箭在所述实时高度时对应的实际位置的连线与所述y轴之间的夹角的时间导数；

转动控制子模块，用于使用x轴方向实时控制指令c1驱使所述火箭的发动机的伺服机构转动，以改变所述发动机的推力方向。

在一种可能的实施例中，所述装置还包括：

第四判断模块，用于判断所述目标着陆位置与第一返回着陆理论轨迹的设定着陆位置是否相同；

第五判断模块，用于在所述目标着陆位置与第一返回着陆理论轨迹的设定着陆位置相同时，判断所述火箭在当前位置与所述第一返回着陆理论轨迹的设定点火位置是否相同；

第六判断模块，用于在所述火箭在当前位置与所述第一返回着陆理论轨迹的设定点火位置相同时，判断所述火箭在当前位置的速度与所述第一返回着陆理论轨迹在设定点火位置的速度是否相同，并在所述火箭在当前位置的速度与所述第一返回着陆理论轨迹在设定点火位置的速度相同时，将所述第一返回着陆理论轨迹作为所述目标返回着陆理论轨迹，将所述当前位置作为所述火箭的点火位置，并控制所述火箭点火开机。

在一种可能的实施例中，所述装置还包括：

第一返回着陆理论轨迹计算拟合模块，用于根据所述火箭的外形参数、性能参数、所述设定着陆位置和所述设定点火位置，计算拟合出所述第一返回着陆理论轨迹。

基于与前述实施例中同样的发明构思，本发明实施例还提供一种基于火箭返回的着陆控制设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现前文任一所述方法的步骤。

基于与前述实施例中同样的发明构思，本发明实施例还提供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前文任一所述方法的步骤。

本申请实施例中提供的技术方案，至少具有如下技术效果或优点：

本发明实施例预先为火箭配备了目标返回着陆理论轨迹，该目标返回着陆理论轨迹能够使火箭从点火位置稳定地返回到目标着陆位置，但由于实际环境对火箭飞行的影响，导致火箭的实际飞行轨迹往往会偏离该目标返回着陆理论轨迹。本发明在火箭返回的过程中，当火箭的实时位置偏离目标返回着陆理论轨迹以及实时速度不符合目标返回着陆理论轨迹要求时，就通过速度反馈调节、第一位置反馈调节和第二位置反馈调节等三维的pid调节，迅速调整火箭的实时速度和实时位置，使火箭能够继续沿着目标返回着陆理论轨迹稳定返回。由于目标返回着陆理论轨迹是预先生成的，本发明实施例只需要通过速度反馈调节、第一位置反馈调节和第二位置反馈调节，就能够控制火箭完成平稳地返回，从而降低运载火箭回收控制技术的计算量。

本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本发明可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、cd-rom、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。

本发明是参照根据本发明实施例的方法、装置(模块、系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式计算机或者其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。

这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。

这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。

尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。