本發(fā)明涉及無人機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種云臺姿態(tài)控制方法及系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

隨著控制理論的不斷發(fā)展，無人飛行器也受到各國研究者的關(guān)注，世界上產(chǎn)生了各式各樣的飛行器，對于其中機(jī)械結(jié)構(gòu)簡單、占地體積小旋翼類飛行器尤為引人關(guān)注。但大多是對機(jī)身的姿態(tài)進(jìn)行控制，來改變螺旋槳升力的方向，從而實現(xiàn)對飛行器空間位置的控制。但這種方法和結(jié)構(gòu)就要求機(jī)身姿態(tài)的可控制器件比較多，才能完成對系統(tǒng)姿態(tài)的調(diào)整。這樣就使得機(jī)體結(jié)構(gòu)和控制算法變得復(fù)雜起來。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的主要目的在于提出一種云臺姿態(tài)控制方法及系統(tǒng)，能夠通過解耦的方式獲得電流期望，實現(xiàn)對云臺姿態(tài)的電流閉環(huán)控制。

為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供的一種云臺姿態(tài)控制方法，包括：

電機(jī)控制板采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，并將所述機(jī)械角數(shù)據(jù)發(fā)送給主控板；

主控板根據(jù)姿態(tài)數(shù)據(jù)及所述機(jī)械角數(shù)據(jù)計算出電流期望，并將所述電流期望發(fā)送至電機(jī)控制板；

電機(jī)控制板根據(jù)所述電流期望進(jìn)行電流閉環(huán)控制。

可選地，所述姿態(tài)數(shù)據(jù)包括云臺姿態(tài)及機(jī)體角速度，通過慣性測量單元采集得到所述姿態(tài)數(shù)據(jù)，并通過姿態(tài)航向系統(tǒng)對所述姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行解算得到所述云臺姿態(tài)及機(jī)體角速度。

可選地，所述主控板根據(jù)姿態(tài)數(shù)據(jù)及所述機(jī)械角數(shù)據(jù)計算出電流期望包括：

以轉(zhuǎn)子角速度作為姿態(tài)角度環(huán)的控制量，主控板運行姿態(tài)角度環(huán)，姿態(tài)角度環(huán)通過反饋及坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換輸出轉(zhuǎn)子角速度期望；

根據(jù)所述轉(zhuǎn)子角速度期望及所述機(jī)體角速度實現(xiàn)轉(zhuǎn)子角速度閉環(huán)控制，并輸出電流期望。

可選地，根據(jù)所述云臺姿態(tài)和所述機(jī)械角數(shù)據(jù)解算出無人機(jī)姿態(tài)，由無人機(jī)姿態(tài)量衡量翻滾程度，當(dāng)所述翻滾程度達(dá)到預(yù)設(shè)的保護(hù)閾值時，進(jìn)入保護(hù)模式。

可選地，所述電機(jī)控制板通過電機(jī)角度傳感器采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，所述電機(jī)角度傳感器包括磁編碼器和線性霍爾傳感器。

可選地，所述電機(jī)包括橫滾軸電機(jī)、俯仰軸電機(jī)和偏航軸電機(jī)，所述電機(jī)控制板包括橫滾軸電機(jī)控制板、俯仰軸電機(jī)控制板和偏航軸電機(jī)控制板。

可選地，當(dāng)所述偏航軸電機(jī)的偏航機(jī)械角大于45度時，逐步減少所述偏航軸電機(jī)的轉(zhuǎn)子角速度期望，當(dāng)所述偏航機(jī)械角到達(dá)90度時，所述轉(zhuǎn)子角速度期望為零。

可選地，所述主控板和電機(jī)控制板通過控制器局域網(wǎng)絡(luò)CAN進(jìn)行通信。

可選地，所述姿態(tài)航向系統(tǒng)包括陀螺儀和加速度計。

作為本發(fā)明的另一個方面，提供的一種云臺姿態(tài)控制系統(tǒng)，包括：電機(jī)控制板和主控板，其中，

所述電機(jī)控制板，用于采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，并將所述機(jī)械角數(shù)據(jù)發(fā)送給主控板；

所述主控板，用于根據(jù)姿態(tài)數(shù)據(jù)及所述機(jī)械角數(shù)據(jù)計算出電流期望，并將所述電流期望發(fā)送至電機(jī)控制板；

所述電機(jī)控制板，還用于根據(jù)所述電流期望進(jìn)行電流閉環(huán)控制。

可選地，所述姿態(tài)數(shù)據(jù)包括云臺姿態(tài)及機(jī)體角速度，通過慣性測量單元采集得到所述姿態(tài)數(shù)據(jù)，并通過姿態(tài)航向系統(tǒng)對所述姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行解算得到所述云臺姿態(tài)及機(jī)體角速度。

可選地，所述主控板根據(jù)姿態(tài)數(shù)據(jù)及所述機(jī)械角數(shù)據(jù)計算出電流期望包括：

以轉(zhuǎn)子角速度作為姿態(tài)角度環(huán)的控制量，主控板運行姿態(tài)角度環(huán)，姿態(tài)角度環(huán)通過反饋及坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換輸出轉(zhuǎn)子角速度期望；

根據(jù)所述轉(zhuǎn)子角速度期望及所述機(jī)體角速度實現(xiàn)轉(zhuǎn)子角速度閉環(huán)控制，并輸出電流期望。

可選地，根據(jù)所述云臺姿態(tài)和所述機(jī)械角數(shù)據(jù)解算出無人機(jī)姿態(tài)，由無人機(jī)姿態(tài)量衡量翻滾程度，當(dāng)所述翻滾程度達(dá)到預(yù)設(shè)的保護(hù)閾值時，進(jìn)入保護(hù)模式。

可選地，所述電機(jī)控制板通過電機(jī)角度傳感器采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，所述電機(jī)角度傳感器包括磁編碼器和線性霍爾傳感器。

可選地，所述電機(jī)包括橫滾軸電機(jī)、俯仰軸電機(jī)和偏航軸電機(jī)，所述電機(jī)控制板包括橫滾軸電機(jī)控制板、俯仰軸電機(jī)控制板和偏航軸電機(jī)控制板。

可選地，當(dāng)所述偏航軸電機(jī)的偏航機(jī)械角大于45度時，逐步減少所述偏航軸電機(jī)的轉(zhuǎn)子角速度期望，當(dāng)所述偏航機(jī)械角到達(dá)90度時，所述轉(zhuǎn)子角速度期望為零。

本發(fā)明提出的一種云臺姿態(tài)控制方法及系統(tǒng)，該方法包括：電機(jī)控制板采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，并將所述機(jī)械角數(shù)據(jù)發(fā)送給主控板；主控板根據(jù)姿態(tài)數(shù)據(jù)及所述機(jī)械角數(shù)據(jù)計算出電流期望，并將所述電流期望發(fā)送至電機(jī)控制板；電機(jī)控制板根據(jù)所述電流期望進(jìn)行電流閉環(huán)控制，能夠通過解耦的方式獲得電流期望，實現(xiàn)對云臺姿態(tài)的電流閉環(huán)控制。

附圖說明

圖1為本發(fā)明實施例一提供的一種云臺姿態(tài)控制方法流程圖；

圖2為本發(fā)明實施例一提供的另一種云臺姿態(tài)控制方法流程圖；

圖3為本發(fā)明實施例二提供的一種云臺姿態(tài)控制系統(tǒng)示范性結(jié)構(gòu)框圖；

圖4為本發(fā)明實施例二提供的另一種云臺姿態(tài)控制系統(tǒng)示范性結(jié)構(gòu)框圖。

本發(fā)明目的的實現(xiàn)、功能特點及優(yōu)點將結(jié)合實施例，參照附圖做進(jìn)一步說明。

具體實施方式

應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。

在后續(xù)的描述中，使用用于表示元件的諸如“模塊”、“部件”或“單元”的后綴僅為了有利于本發(fā)明的說明，其本身并沒有特定的意義。因此，"模塊"與"部件"可以混合地使用。

實施例一

如圖1所示，在本實施例中，一種云臺姿態(tài)控制方法，包括：

S10、電機(jī)控制板采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，并將所述機(jī)械角數(shù)據(jù)發(fā)送給主控板；

S20、主控板根據(jù)姿態(tài)數(shù)據(jù)及所述機(jī)械角數(shù)據(jù)計算出電流期望，并將所述電流期望發(fā)送至電機(jī)控制板；

S30、電機(jī)控制板根據(jù)所述電流期望進(jìn)行電流閉環(huán)控制。

在本實施例中，主要用于無人機(jī)云臺控制，能夠通過解耦的方式獲得電流期望，實現(xiàn)對云臺姿態(tài)的電流閉環(huán)控制。

在本實施例中，所述姿態(tài)數(shù)據(jù)包括云臺姿態(tài)及機(jī)體角速度，通過慣性測量單元采集得到所述姿態(tài)數(shù)據(jù)，并通過姿態(tài)航向系統(tǒng)對所述姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行解算得到所述云臺姿態(tài)及機(jī)體角速度。

在本實施例中，所述姿態(tài)航向系統(tǒng)AHRS(Attitude and Heading Reference System)包括陀螺儀和加速度計，其與慣性測量單元IMU(Inertial Measurement Unit)的區(qū)別在于包含了嵌入式的姿態(tài)數(shù)據(jù)解算單元與航向信息，慣性測量單元IMU僅僅提供傳感器數(shù)據(jù)，并不提供準(zhǔn)確可靠的姿態(tài)數(shù)據(jù)，在本實施例中，所述姿態(tài)航向系統(tǒng)為云臺上的姿態(tài)航向系統(tǒng)。

在本實施例中，所述主控板和電機(jī)控制板通過控制器局域網(wǎng)絡(luò)CAN(Controller Area Network)進(jìn)行通信，電機(jī)板通過CAN總線以1000hz通過CAN給主控板發(fā)送機(jī)械角數(shù)據(jù)進(jìn)行解耦控制，主控板通過CAN總線以1000hz的頻率向電機(jī)板發(fā)送期望電流數(shù)據(jù)，實現(xiàn)整體的解耦與閉環(huán)控制。

如圖2所示，在本實施例中，所述步驟S20包括：

S21、以轉(zhuǎn)子角速度作為姿態(tài)角度環(huán)的控制量，主控板運行姿態(tài)角度環(huán)，姿態(tài)角度環(huán)通過反饋及坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換輸出轉(zhuǎn)子角速度期望；

S22、根據(jù)所述轉(zhuǎn)子角速度期望及所述機(jī)體角速度實現(xiàn)轉(zhuǎn)子角速度閉環(huán)控制，并輸出電流期望。

在本實施例中，主控板運行姿態(tài)角度環(huán)得出轉(zhuǎn)子角速度期望，并且根據(jù)陀螺儀和機(jī)械角數(shù)據(jù)，主控板解算出轉(zhuǎn)子角速度，然后運行轉(zhuǎn)子角速度環(huán)，最后輸出給電機(jī)電流期望，也即，主控板運行姿態(tài)角度環(huán)、轉(zhuǎn)子角速度環(huán)；電機(jī)只運行電流環(huán)。

在本實施例中，電流期望通過CAN總線把電流期望發(fā)送給三個電機(jī)板，電機(jī)板通過磁場導(dǎo)向控制FOC(field-oriented control)方案實現(xiàn)電流閉環(huán)，最后對電機(jī)輸出空間矢量脈寬調(diào)制SVPWM(Space Vector Pulse Width Modulation)實現(xiàn)云臺整個閉環(huán)控制。

在本實施例中，根據(jù)所述云臺姿態(tài)和所述機(jī)械角數(shù)據(jù)解算出無人機(jī)姿態(tài)，由無人機(jī)姿態(tài)量衡量翻滾程度，當(dāng)所述翻滾程度達(dá)到預(yù)設(shè)的保護(hù)閾值時，進(jìn)入保護(hù)模式。

現(xiàn)有技術(shù)中，當(dāng)無人機(jī)翻轉(zhuǎn)到大角度甚至直接反過來向上的姿態(tài)時，一方面電機(jī)角度達(dá)到機(jī)械允許的最大角度被堵轉(zhuǎn)，另一方面姿態(tài)檢測會出現(xiàn)roll＝90度的奇點，此時姿態(tài)會出現(xiàn)跳變，導(dǎo)致云臺姿態(tài)控制失效，而本方案中，根據(jù)云臺姿態(tài)和機(jī)械角數(shù)據(jù)解算出無人機(jī)姿態(tài)，由無人機(jī)姿態(tài)量衡量翻滾程度，當(dāng)所述翻滾程度達(dá)到預(yù)設(shè)的保護(hù)閾值時，進(jìn)入保護(hù)模式，在保護(hù)模式中，三個電機(jī)閉環(huán)控制在機(jī)械角0度，當(dāng)無人機(jī)回到正常角度時，退出保護(hù)模式。

在本實施例中，所述電機(jī)控制板通過電機(jī)角度傳感器采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，所述電機(jī)角度傳感器包括磁編碼器和線性霍爾傳感器。

在本實施例中，所述電機(jī)包括橫滾軸電機(jī)、俯仰軸電機(jī)和偏航軸電機(jī)，所述電機(jī)控制板包括橫滾軸電機(jī)控制板、俯仰軸電機(jī)控制板和偏航軸電機(jī)控制板。

在本實施例中，當(dāng)所述偏航軸電機(jī)的偏航機(jī)械角大于45度時，逐步減少所述偏航軸電機(jī)的轉(zhuǎn)子角速度期望，當(dāng)所述偏航機(jī)械角到達(dá)90度時，所述轉(zhuǎn)子角速度期望為零。

當(dāng)橫滾軸電機(jī)m_x從機(jī)械角0度旋轉(zhuǎn)到機(jī)械角±90度時，出現(xiàn)萬向節(jié)死鎖，俯仰軸電機(jī)m_y與偏航軸電機(jī)m_z逐漸趨向重合，系統(tǒng)由全驅(qū)動變成欠驅(qū)動，解耦中表現(xiàn)為z軸電機(jī)轉(zhuǎn)子角速度期望w_zfzd出現(xiàn)無窮大，此時應(yīng)使w_zfzd為0，為使系統(tǒng)平滑切換，選擇從m_z轉(zhuǎn)到±45度時開始減少w_zfzd，直到±90度時使w_zfzd為0。

在本實施例中，當(dāng)無人機(jī)飛行后，設(shè)置在無人機(jī)上的云臺也跟著變化，如果所述偏航軸電機(jī)的偏航機(jī)械角yaw角僅僅通過姿態(tài)航向系統(tǒng)的陀螺儀進(jìn)行積分解算，此法得到所述偏航軸電機(jī)的偏航機(jī)械角yaw角無法精確的表示相對于云臺初始位置的水平偏轉(zhuǎn)了多少角度，所以云臺實現(xiàn)跟頭拍攝并不選擇直接通過飛控發(fā)送航向期望進(jìn)行跟頭；而是直接通過云臺姿態(tài)以及電機(jī)角度解算出基座航向，設(shè)云臺航向期望為基座航向，可得云臺與基座的航向進(jìn)行角度閉環(huán)控制，此時的航向偏差與云臺檢測的航向角無關(guān)，故不會包含航向檢測的積分誤差。

實施例二

如圖3所示，在本實施例中，一種云臺姿態(tài)控制系統(tǒng)，包括：電機(jī)控制板10和主控板20，其中，

所述電機(jī)控制板，用于采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，并將所述機(jī)械角數(shù)據(jù)發(fā)送給主控板；

所述主控板，用于根據(jù)姿態(tài)數(shù)據(jù)及所述機(jī)械角數(shù)據(jù)計算出電流期望，并將所述電流期望發(fā)送至電機(jī)控制板；

所述電機(jī)控制板，還用于根據(jù)所述電流期望進(jìn)行電流閉環(huán)控制。

在本實施例中，主要用于無人機(jī)云臺控制，能夠通過解耦的方式獲得電流期望，實現(xiàn)對云臺姿態(tài)的電流閉環(huán)控制。

在本實施例中，所述姿態(tài)數(shù)據(jù)包括云臺姿態(tài)及機(jī)體角速度，通過慣性測量單元采集得到所述姿態(tài)數(shù)據(jù)，并通過姿態(tài)航向系統(tǒng)對所述姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行解算得到所述云臺姿態(tài)及機(jī)體角速度。

在本實施例中，所述姿態(tài)航向系統(tǒng)AHRS(Attitude and Heading Reference System)包括陀螺儀和加速度計，其與慣性測量單元IMU(Inertial Measurement Unit)的區(qū)別在于包含了嵌入式的姿態(tài)數(shù)據(jù)解算單元與航向信息，慣性測量單元IMU僅僅提供傳感器數(shù)據(jù)，并不提供準(zhǔn)確可靠的姿態(tài)數(shù)據(jù)，在本實施例中，所述姿態(tài)航向系統(tǒng)為云臺上的姿態(tài)航向系統(tǒng)。

在本實施例中，所述主控板和電機(jī)控制板通過控制器局域網(wǎng)絡(luò)CAN(Controller Area Network)進(jìn)行通信，電機(jī)板通過CAN總線以1000hz通過CAN給主控板發(fā)送機(jī)械角數(shù)據(jù)進(jìn)行解耦控制，主控板通過CAN總線以1000hz的頻率向電機(jī)板發(fā)送期望電流數(shù)據(jù)，實現(xiàn)整體的解耦與閉環(huán)控制。

在本實施例中，所述主控板根據(jù)姿態(tài)數(shù)據(jù)及所述機(jī)械角數(shù)據(jù)計算出電流期望包括：

以轉(zhuǎn)子角速度作為姿態(tài)角度環(huán)的控制量，主控板運行姿態(tài)角度環(huán)，姿態(tài)角度環(huán)通過反饋及坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換輸出轉(zhuǎn)子角速度期望；

根據(jù)所述轉(zhuǎn)子角速度期望及所述機(jī)體角速度實現(xiàn)轉(zhuǎn)子角速度閉環(huán)控制，并輸出電流期望。

在本實施例中，主控板運行姿態(tài)角度環(huán)得出轉(zhuǎn)子角速度期望，并且根據(jù)陀螺儀和機(jī)械角數(shù)據(jù)，主控板解算出轉(zhuǎn)子角速度，然后運行轉(zhuǎn)子角速度環(huán)，最后輸出給電機(jī)電流期望，也即，主控板運行姿態(tài)角度環(huán)、轉(zhuǎn)子角速度環(huán)；電機(jī)只運行電流環(huán)。

在本實施例中，電流期望通過CAN總線把電流期望發(fā)送給三個電機(jī)板，電機(jī)板通過磁場導(dǎo)向控制FOC(field-oriented control)方案實現(xiàn)電流閉環(huán)，最后對電機(jī)輸出空間矢量脈寬調(diào)制SVPWM(Space Vector Pulse Width Modulation)實現(xiàn)云臺整個閉環(huán)控制。

如圖4所示，在本實施例中，云臺姿態(tài)控制系統(tǒng)除了電機(jī)控制板10和主控板20組成的解耦部分，還包括翻轉(zhuǎn)控制模塊30和偏航控制模塊40。

在本實施例中，翻轉(zhuǎn)控制模塊，用于根據(jù)所述云臺姿態(tài)和所述機(jī)械角數(shù)據(jù)解算出無人機(jī)姿態(tài)，由無人機(jī)姿態(tài)量衡量翻滾程度，當(dāng)所述翻滾程度達(dá)到預(yù)設(shè)的保護(hù)閾值時，進(jìn)入保護(hù)模式。

現(xiàn)有技術(shù)中，當(dāng)無人機(jī)翻轉(zhuǎn)到大角度甚至直接反過來向上的姿態(tài)時，一方面電機(jī)角度達(dá)到機(jī)械允許的最大角度被堵轉(zhuǎn)，另一方面姿態(tài)檢測會出現(xiàn)roll＝90度的奇點，此時姿態(tài)會出現(xiàn)跳變，導(dǎo)致云臺姿態(tài)控制失效，而本方案中，根據(jù)云臺姿態(tài)和機(jī)械角數(shù)據(jù)解算出無人機(jī)姿態(tài)，由無人機(jī)姿態(tài)量衡量翻滾程度，當(dāng)所述翻滾程度達(dá)到預(yù)設(shè)的保護(hù)閾值時，進(jìn)入保護(hù)模式，在保護(hù)模式中，三個電機(jī)閉環(huán)控制在機(jī)械角0度，當(dāng)無人機(jī)回到正常角度時，退出保護(hù)模式。

在本實施例中，所述電機(jī)控制板通過電機(jī)角度傳感器采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，所述電機(jī)角度傳感器包括磁編碼器和線性霍爾傳感器。

在本實施例中，所述電機(jī)包括橫滾軸電機(jī)、俯仰軸電機(jī)和偏航軸電機(jī)，所述電機(jī)控制板包括橫滾軸電機(jī)控制板、俯仰軸電機(jī)控制板和偏航軸電機(jī)控制板。

在本實施例中，偏航控制模塊，用于當(dāng)所述偏航軸電機(jī)的偏航機(jī)械角大于45度時，逐步減少所述偏航軸電機(jī)的轉(zhuǎn)子角速度期望，當(dāng)所述偏航機(jī)械角到達(dá)90度時，所述轉(zhuǎn)子角速度期望為零。

當(dāng)橫滾軸電機(jī)m_x從機(jī)械角0度旋轉(zhuǎn)到機(jī)械角±90度時，出現(xiàn)萬向節(jié)死鎖，俯仰軸電機(jī)m_y與偏航軸電機(jī)m_z逐漸趨向重合，系統(tǒng)由全驅(qū)動變成欠驅(qū)動，解耦中表現(xiàn)為z軸電機(jī)轉(zhuǎn)子角速度期望w_zfzd出現(xiàn)無窮大，此時應(yīng)使w_zfzd為0，為使系統(tǒng)平滑切換，選擇從m_z轉(zhuǎn)到±45度時開始減少w_zfzd，直到±90度時使w_zfzd為0。

在本實施例中，當(dāng)無人機(jī)飛行后，設(shè)置在無人機(jī)上的云臺也跟著變化，如果所述偏航軸電機(jī)的偏航機(jī)械角yaw角僅僅通過姿態(tài)航向系統(tǒng)的陀螺儀進(jìn)行積分解算，此法得到所述偏航軸電機(jī)的偏航機(jī)械角yaw角無法精確的表示相對于云臺初始位置的水平偏轉(zhuǎn)了多少角度，所以云臺實現(xiàn)跟頭拍攝并不選擇直接通過飛控發(fā)送航向期望進(jìn)行跟頭；而是直接通過云臺姿態(tài)以及電機(jī)角度解算出基座航向，設(shè)云臺航向期望為基座航向，可得云臺與基座的航向進(jìn)行角度閉環(huán)控制，此時的航向偏差與云臺檢測的航向角無關(guān)，故不會包含航向檢測的積分誤差。

需要說明的是，在本文中，術(shù)語“包括”、“包含”或者其任何其他變體意在涵蓋非排他性的包含，從而使得包括一系列要素的過程、方法、物品或者裝置不僅包括那些要素，而且還包括沒有明確列出的其他要素，或者是還包括為這種過程、方法、物品或者裝置所固有的要素。在沒有更多限制的情況下，由語句“包括一個……”限定的要素，并不排除在包括該要素的過程、方法、物品或者裝置中還存在另外的相同要素。

上述本發(fā)明實施例序號僅僅為了描述，不代表實施例的優(yōu)劣。

通過以上的實施方式的描述，本領(lǐng)域的技術(shù)人員可以清楚地了解到上述實施例方法可借助軟件加必需的通用硬件平臺的方式來實現(xiàn)，當(dāng)然也可以通過硬件，但很多情況下前者是更佳的實施方式?；谶@樣的理解，本發(fā)明的技術(shù)方案本質(zhì)上或者說對現(xiàn)有技術(shù)做出貢獻(xiàn)的部分可以以軟件產(chǎn)品的形式體現(xiàn)出來，該計算機(jī)軟件產(chǎn)品存儲在一個存儲介質(zhì)(如ROM/RAM、磁碟、光盤)中，包括若干指令用以使得一臺終端設(shè)備(可以是手機(jī)，計算機(jī)，服務(wù)器，空調(diào)器，或者網(wǎng)絡(luò)設(shè)備等)執(zhí)行本發(fā)明各個實施例所述的方法。

以上僅為本發(fā)明的優(yōu)選實施例，并非因此限制本發(fā)明的專利范圍，凡是利用本發(fā)明說明書及附圖內(nèi)容所作的等效結(jié)構(gòu)或等效流程變換，或直接或間接運用在其他相關(guān)的技術(shù)領(lǐng)域，均同理包括在本發(fā)明的專利保護(hù)范圍內(nèi)。