飞行器的电机控制方法、装置、电子调速器以及飞行器与流程

本申请涉及飞行器技术领域，具体而言，涉及一种飞行器的电机控制方法、装置、电子调速器以及飞行器。

背景技术：

随着飞行器行业的发展，针对飞行器的电子调速器的控制方法也在不断完善。

现有的对电子调速器的控制大多采用电流环控制的方式进行，电流环控制是指将控制电路对电机输出的电流反馈至电流输入端的方式，而电子调速器则将一定的脉宽信号发送给控制螺旋桨转速的电机。该控制方式通过电子调速器控制螺旋桨的转速，转速会存在较大的误差，不适合对转速有较高要求的系统。

技术实现要素：

有鉴于此，本申请实施例提供了一种飞行器的电机控制方法、装置、电子调速器以及飞行器，以改善现有的电机控制方式中，转速存在较大的误差，不适合对转速有较高要求的系统的问题。

为实现上述目的，本申请实施例提供了一种飞行器的电机控制方法，所述方法包括：接收飞行控制单元发送的转速控制值及矢量控制单元反馈的电机的估算转速值；确定所述估算转速值与所述转速控制值之间的转速误差值；对所述转速误差值进行比例积分运算，以获得参考电流值；接收所述矢量控制单元反馈的电机的估算电流值；确定所述估算电流值与所述参考电流值之间的电流误差值；对所述电流误差值进行比例积分运算，以获得参考电压值；将所述参考电压值输入至所述矢量控制单元，以使所述矢量控制单元根据所述参考电压值控制所述电机的转动。

本申请实施例还提供了一种电机控制装置，该装置包括：第一接收模块，用于接收飞行控制单元发送的转速控制值及矢量控制单元反馈的电机的估算转速值；转速误差获取模块，用于确定所述估算转速值与所述转速控制值之间的转速误差值；参考电流获取模块，用于对所述转速误差值进行比例积分运算，以获得参考电流值；估算电流获取模块，用于接收所述矢量控制单元反馈的电机的估算电流值；电流误差获取模块，用于确定所述估算电流值与所述参考电流值之间的电流误差值；参考电压获取模块，用于对所述电流误差值进行比例积分运算，以获得参考电压值；第一输入模块，用于将所述参考电压值输入至所述矢量控制单元，以使所述矢量控制单元根据所述参考电压值控制所述电机的转动。

本申请实施例还提供了一种电子调速器，该电子调速器包括上述的电机控制装置。

本申请实施例还提供了一种飞行器，该飞行器包括上述的电子调速器。

本申请实施例提供的飞行器的电机控制方法、装置、电子调速器以及飞行器的有益效果为：

本申请实施例通过接收飞行控制单元发送的转速控制值以及矢量控制单元反馈的电机的估算转速值，并根据估算转速值以及转速控制值确定转速误差值，并对转速误差值进行比例积分运算，以获得参考电流值，获得参考电流值与矢量控制单元反馈的估算电流值之间的电流误差值，并对该电流误差值进行比例积分运算，以获得参考电压值。将参考电压值输入至矢量控制单元，以使矢量控制单元根据参考电压值控制电机转动。与现有的控制方式相比，本申请实施例通过接收矢量控制单元反馈回的估算转速值以及估算电流值来对参考电压值进行调整，以改善现有的控制方式的转速存在较大误差，不适合对转速有较高要求的系统的问题。

附图说明

为了更清楚的说明本申请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的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，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是本申请实施例提供的飞行器的示意性结构框图；

图2是本申请实施例提供的矢量控制单元的示意性结构框图；

图3是本申请实施例提供的飞行器的电机控制方法的流程图；

图4是图3示出的步骤S1的具体步骤流程图；

图5是本申请实施例提供的飞行器的电机控制方法的一种具体实施方式的流程图；

图6是图5示出的步骤S10的具体步骤流程图；

图7是螺旋桨的转速数据与螺旋桨的拉力数据的函数关系图；

图8是本申请一实施例提供的飞行器的电机控制装置的示意性结构框图；

图9是图8示出的第一接收模块的示意性结构框图。

具体实施方式

下面将结合本申请实施例中附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

请参照图1，图1示出了本申请实施例提供的飞行器100的示意性结构框图。如图1所示，飞行器100可以包括存储器102、存储控制器104、控制器106、飞行控制单元108、通信单元110、电子调速器112、电机114，其中所述电子调速器112中包含矢量控制单元200。这些组件可以通过一条或多条通讯总线或信号线116实现相互之间的数据交互或通讯。具体地，所述飞行控制单元108与所述控制器106连接，所述控制器106与所述电子调速器112连接，所述矢量控制单元200与所述电机114连接。

存储器102可以存储各种软件程序以及模块，如本申请实施例提供的电机控制方法的程序指令/模块，控制器106通过运行存储在存储器102内的软件程序以及模块，从而执行各种功能、应用以及数据处理，如本申请实施例提供的电机控制方法。

存储器102可以包括但不限于随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)，只读存储器(Read Only Memory，ROM)，可编程只读存储器(Programmable Read-Only Memory，PROM)，可擦除只读存储器(Erasable Programmable Read-Only Memory，EPROM)，电可擦除只读存储器(Electric Erasable Programmable Read-Only Memory，EEPROM)等。控制器106以及其他可能的组件对存储器102的访问可在存储控制器104的控制下进行。

存储器102可以是外设的存储器，例如外设硬盘。当然，存储器102也可以与其他元件例如存储控制器104、控制器106集成在一起，存储器102设置的具体位置不应该理解为是对本申请的限制。

控制器106可以是一种集成电路芯片，具有信号处理能力。上述控制器106可以是通用处理器，包括中央处理器(Central Processing Unit，简称CPU)、网络处理器(Network Processor，简称NP)等；还可以是数字信号处理器(DSP)、专用集成电路(ASIC)、现成可编程门阵列(FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。其可以实现或者执行本申请实施例中的公开的各方法、步骤。通用处理器可以是微处理器或者该控制器也可以是任何常规的处理器等。

飞行控制单元108可以控制飞行器100根据控制器106的指示执行飞行任务。在一些实施例中，飞行控制单元108、控制器106以及存储控制器104可以在单个芯片中实现。在其他一些实例中，他们可以分别由独立的芯片实现。

通信单元110用于实现遥控器、控制台或其他合适的设备与飞行控制单元108之间的交互。具体地，通信单元110可以包括二次电源板PWC、通信主节点板NOD、双机倒换板EMA、主处理机板MPU、时钟驱动板CKV、交换网板BNET、存储板MEM、多频互控板MFC、协议处理板LAP、告警板ALM、信号音板SIG、模块通信处理板LPMC2以及光纤通信板OPT。通信单元110可以用于接收用户通过遥控器输入的不同的控制指令，并将该控制指令发送给飞行控制单元108。

飞行控制单元108用于接收通信单元110发送的控制指令，并根据控制指令发送相应的控制信号至电子调速器112。飞行控制单元108发送的控制信号具体为控制信号值。

电子调速器112用于接收飞行控制单元108输出的控制信号值，将所述控制信号值转换为转速控制值，并根据所述转速控制值及矢量控制单元反馈的电机的估算转速值，确定所述估算转速值与所述转速控制值之间的转速误差值；对所述转速误差值进行比例积分运算，以获得参考电流值；接收所述矢量控制单元反馈的电机的估算电流值；确定所述估算电流值与所述参考电流值之间的电流误差值；对所述电流误差值进行比例积分运算，以获得参考电压值；将所述参考电压值输入至所述矢量控制单元200，以使所述矢量控制单元200根据所述参考电压值控制所述电机的转动。其中将所述控制信号值转换为转速控制值的一种实施例为：根据控制信号值与转速控制值的线性关系直接将控制信号值转换为转送控制值，另一种实施例为：根据预定的控制信号值与输出力值的线性映射关系获得与控制信号值对应的输出力值。电子调速器112再根据预定的输出力值与电机转速值的函数关系获得与输出力值对应的转速值。所述输出力值对应的转速值所对应的控制信号可以作为飞行控制单元108发送至电子调速器112的转速控制值。

电子调速器112是控制电机114转速的控制装置，按照控制机构的不同可以分为电子式、液压式、气动式以及机械式，而本申请实施例提供的电子调速器112可以为电子式电子调速器。

可以理解，图1所示的结构仅为示意，飞行器100还可以包括比图1中所示更多或者更少的组件，或者具有与图1所示不同的配置。图1中所示的各组件可以采用硬件、软件或其组合实现。

请参见图2，图2示出了本申请实施例提供的矢量控制单元200的结构示意图。如图2中虚线框中所示，矢量控制单元200包括Park逆变换模块210、SVM模块220、三相全桥模块230、Clarke变换模块240、Park变换模块250以及位置和速度估算模块260。

Clarke变换模块240用于获得三相全桥模块230输出的电流信号Ia、Ib、Ic。其中，Ia、Ib、Ic为三相全桥模块230中每一相的电流。Clarke变换模块240通过Clarke变换将Ia、Ib、Ic变换为Iα和Iβ，将电流信号从一个三轴、二维定子坐标系变换到两轴的正交系中。其中，上述的三轴分别为a轴、b轴和c轴；上述的两轴分别为α轴和β轴。

Iα和Iβ经Park变换模块250进行Park变换后，变换为Id和Iq，使电流由两轴静止坐标系，变换到两轴旋转坐标系。其中，两轴静止坐标系的两坐标轴分别为α轴和β轴；两轴旋转坐标系的两坐标轴分别为d轴和q轴。α-β轴坐标系与d-q轴坐标系之间的角度可以用θ表示。其中，Iq即为矢量控制单元反馈的所述电机的估算电流值。

位置和速度估算模块260用于接收Iα和Iβ以及经过三相全桥模块230传来的电压Va、Vb、Vc，并根据上述参数估算电机114的位置以及转速。其中，根据上述参数估算出的电机114的转速ω即为电机的估算转速值。Va为Ia对应的电压信号，Vb为Ib对应的电压信号，Vc为Ic对应的电压信号。

电流Id经比例积分运算后得到Vd，Park逆变换模块210接收Vd和参考电压值Vq，并经过Park逆变换获得Vα和Vβ。即电压信号原先在两轴旋转坐标系中表示为Vd和Vq，电压信号在变换后的两轴静止坐标系中表示为Vα和Vβ。

SVM(Space Vector Modulation)模块220可以对Vα和Vβ进行Clarke逆变换，获得Vr1、Vr2和Vr3。即电压信号原先在两轴静止坐标系中表示为Vα和Vβ，电压信号在变换后的三轴三相定子参考坐标系中表示为Vr1、Vr2和Vr3。然后使用控制矢量调制(Space Vector Modulation)技术产生电机114的电压信号的脉宽调制信号。

三相全桥模块230根据Vr1、Vr2和Vr3获得Va、Vb、Vc，以及与Va、Vb、Vc分别对应的Ia、Ib、Ic。

实施例

请参见图3，图3示出了本申请实施例提供的应用于图1所示的飞行器100的电机控制方法的流程图。所述方法有关的步骤可以由所述电子调速器112实现。下面对图3所示的具体流程进行详细阐述。如图3所示，本申请实施例提供的转动机构控制方法可以包括如下步骤。

步骤S1，接收飞行控制单元发送的转速控制值及矢量控制单元反馈的电机的估算转速值。

具体的，飞行控制单元108发出的为控制信号值，电子调速器112可根据控制信号值与转速控制值的线性关系将该控制信号值转换为转送控制值。电子调速器112接收飞行控制单元108的转速控制值以便可以根据该转速控制值，将电机114的转速调整到与该转速控制值相一致，即如图2示出的ωRef。

步骤S2，确定所述估算转速值与所述转速控制值之间的转速误差值。

具体可以用转速控制值ωRef与估算转速值ω相减，以获得转速误差值。

步骤S3，对所述转速误差值进行比例积分运算，以获得参考电流值。

对转速控制值与估算转速值相减得到的转速误差值进行比例积分运算，以获得参考电流值IqRef，详情请参见图2。

步骤S4，接收所述矢量控制单元反馈的电机的估算电流值。

在矢量控制单元内，三相全桥模块230输出Ia、Ib、Ic。其中，Ia、Ib、Ic为三相全桥模块230中每一相的电流。Ia、Ib、Ic经Clarke变换模块240进行Clarke变换后，获得Iα和Iβ。Iα和Iβ经Park变换模块250进行Park变换后，获得Id和Iq。其中，Iq为上述的电机114的估算电流值。

步骤S5，确定所述估算电流值与所述参考电流值之间的电流误差值。

具体可以用参考电流值与估算电流值相减，以获得电流误差值。

步骤S6，对所述电流误差值进行比例积分运算，以获得参考电压值。

对参考电流值IqRef与估算电流值Iq相减获得的电流误差值进行比例积分运算，以获得参考电压值Vq。

步骤S7，将所述参考电压值输入至所述矢量控制单元200，以使所述矢量控制单元200根据所述参考电压值控制所述电机的转动。

详情请参见图2，将参考电压值Vq输入至矢量控制单元后，矢量控制单元对Vq和Vd进行Park逆变换获得Vα和Vβ，随后对Vα和Vβ进行Clarke逆变换，获得Vr1、Vr2以及Vr3。然后经过矢量控制单元的三相全桥获得Va、Vb、Vc，以及与Va、Vb、Vc分别对应的Ia、Ib、Ic。矢量控制单元将Ia、Ib、Ic输出给电机114以控制电机114的转动。

本申请实施例通过接收矢量控制单元200反馈回的估算转速值以及估算电流值来对参考电压值进行调整，使得电机114转速与控制信号值的误差变小，适合对转速有较高要求的系统。

详情请参见图4，图4示出了本申请另一实施例示出的步骤S1的具体步骤，包括：

步骤S11，接收飞行控制单元112输出的控制信号值。

该控制信号值具体可以是一个无量纲的数值，该数值可以为0—16384之间的任意值。该控制信号值的具体数值可以对应于无人机的遥控器的控制量程。例如，可以通过遥控器的拉杆对无人机的电机114的转速进行控制，当遥控器的拉杆拉到拉杆量程的一半时，飞行控制单元108可以输出数值为16384/2＝8192的控制信号值。

步骤S12，根据预定的控制信号值与输出力值的线性映射关系获得与所述控制信号值对应的输出力值。

所述输出力为电机114转动带动螺旋桨转动时，所述螺旋桨转动所产生的拉力。

控制信号值与输出力值的线性映射关系可以为输出力值＝控制信号值/最大控制信号值×最大输出力值。其中，最大控制信号值可以是事先设置的值，例如若控制信号值可以取0—16384之间的值时，最大控制信号值即为16384。最大输出力值为螺旋桨转速最大时，螺旋桨产生的拉力，可以通过实验的方式预先测得。

步骤S13，根据预定的输出力值与电机转速值的函数关系获得与所述输出力值对应的转速值，将该转速值作为所接收的飞行控制单元108发送的转速控制值。

输出力值与电机转速值存在明确的函数关系，获得具体的输出力值后，可以根据上述的函数关系获得与输出力值对应的电机转速值。

其中，输出力值与电机转速值的函数关系可以根据多个输出力值以及与多个输出力值分别对应的电机转速值来确定出输出力值与电机转速值的对应关系。

具体地，可以将0至最大电机转速值之间进行N等分，分别获得每个等分点的电机转速值对应的输出力；或将0至最大输出力值之间进行N等分，分别获得每个等分点的输出力值对应的电机转速值；N可以为大于1的自然数。

控制信号值与输出力值是线性的，并且输出力为电机转动带动螺旋桨转动，所述螺旋桨转动所产生的拉力，故与现有的电机控制方法相比，本实施例提供的方法能使飞行器飞行过程更平稳。

在根据预定的输出力值与电机转速值的函数关系获得与所述输出力值对应的转速值之前，所述方法还可以包括：

步骤S10，获得所述输出力值与电机转速的函数关系。详情请参见图5。

可以将0至最大电机转速值之间进行N等分，然后分别获得每个等分点的电机转速值对应的输出力值；

也可以将0至最大输出力值之间进行N等分，分别获得每个等分点的输出力值对应的电机转速值。

然后根据通过上述方式获得输出力值以及电机转速值，确定出输出力值与电机转速值的函数关系。

详情请参见图6，图6示出了图5中步骤S10的具体步骤，包括步骤S101至步骤S102。

步骤S101，获得多个电机转速值以及与每个电机转速值对应的输出力值。

所述输出力为电机转动带动螺旋桨转动，所述螺旋桨转动所产生的拉力。具体地，电机转速值以及输出力值可以通过如下方式获取：

将电子称水平放置，将电机114支架固定于电子称的表面，将电机114安装于上述的电机114支架，然后将螺旋桨安装于电机114靠近电子称的一侧，使得螺旋桨转动产生的拉力可以作用于电子称。将电子调速器112与电机114连接，通过电子调速器112给电机114转速，电机114的转速与螺旋桨的转速相等，并在电子称上读出与转速对应的拉力数据。得到一系列螺旋桨的拉力与螺旋桨的转速的数据后，用户可以将该系列数据输入至控制器106。

步骤S102，根据获得的所述每个电机转速值以及与所述每个电机转速值对应的输出力值确定出所述输出力值与电机转速值的函数关系。

具体可以将测量出的电机转速值以及与电机转速值对应的拉力的数据用MATLAB建模，以确定出拉力与转速的函数关系，即输出力值与电机转速值的函数关系。当然也可以通过飞行器中的控制器106进行确定，具体的确定过程不应该理解为是对本申请的限制。

例如，电机转速与拉力的数据可以如下表所示：

将测量出的电机转速与拉力数据进行拟合，以得到拉力与电机转速的函数关系，即输出力值与电机转速值的函数关系。所述输出力值与电机转速值的函数关系的表达式可以为y＝ax²+bx+c，其中，y表示所述电机转速值，x表示所述输出力值。a、b、c均为根据所述多个电机转速值中的每个电机转速值，以及与所述每个电机转速值对应的所述输出力值所确定的参数。

确定出的拉力与转速的具体方程请参见图7，上述的函数关系的表达式具体为：y＝-0.0395x²+38.928x+133.01。

本申请另一实施例还提供了一种飞行器的电机控制装置，该装置可设置于电子调速器200中，与矢量控制单元200连接，请参见图8，该装置300包括：

第一接收模块310，用于接收飞行控制单元发送的转速控制值及矢量控制单元反馈的电机的估算转速值。

转速控制值包括转速的具体数值，即发送该转速控制值至电子调速器，以使电子调速器根据转速的具体数值，将电机的转速调整到与上述的转速的具体数值相一致，即如图2示出的ωRef。

转速误差获取模块320，用于确定所述估算转速值与所述转速控制值之间的转速误差值。

具体可以用转速控制值ωRef与估算转速值ω相减，以获得转速误差值。

参考电流获取模块330，用于对所述转速误差值进行比例积分运算，以获得参考电流值。

对转速控制值与估算转速值相减得到的转速误差值进行比例积分运算，以获得参考电流值IqRef，详情请参见图2。

估算电流获取模块340，用于接收所述矢量控制单元反馈的电机的估算电流值。

在矢量控制单元内，三相全桥模块230输出Ia、Ib、Ic。其中，Ia、Ib、Ic为三相全桥模块230中每一相的电流。Ia、Ib、Ic经Clarke变换模块240进行Clarke变换后，获得Iα和Iβ。Iα和Iβ经Park变换模块250进行Park变换后，获得Id和Iq。其中，Iq为上述的电机的估算电流值。

电流误差获取模块350，用于确定所述估算电流值与所述参考电流值之间的电流误差值。

具体可以用参考电流值IqRef与估算电流值Iq相减，以获得电流误差值。

参考电压获取模块360，用于对所述电流误差值进行比例积分运算，以获得参考电压值。

对参考电流值IqRef与估算电流值Iq相减获得的电流误差值进行比例积分运算，以获得参考电压值Vq。

第一输入模块370，用于将所述参考电压值输入至所述矢量控制单元，以使所述矢量控制单元根据所述参考电压值控制所述电机的转动。

详情请参见图2，将参考电压值Vq输入至矢量控制单元后，矢量控制单元对Vq和Vd进行Park逆变换获得Vα和Vβ，随后对Vα和Vβ进行Clarke逆变换，获得Vr1、Vr2以及Vr3。然后经过矢量控制单元的三相全桥获得Va、Vb、Vc，以及与Va、Vb、Vc分别对应的Ia、Ib、Ic。矢量控制单元将Ia、Ib、Ic输出给电机以控制电机的转动。

详情请参见图9，图9示出了第一接收模块310的结构框图。第一接收模块310还包括：

控制信号接收子模块311，用于接收飞行控制单元输出的控制信号值。

该控制信号值具体可以是一个无量纲的数值，该数值可以为0—16384之间的任意值。该控制信号值的具体数值可以对应于无人机的遥控器的控制量程。例如，可以通过遥控器的拉杆对无人机的电机的转速进行控制，当遥控器的拉杆拉到拉杆量程的一半时，飞空单元可以输出数值为16384/2＝8192的控制信号值。

线性映射子模块312，用于根据预定的控制信号值与输出力值的线性映射关系获得与所述控制信号值对应的输出力值；所述输出力为电机转动带动螺旋桨转动，所述螺旋桨转动所产生的拉力。

所述输出力为电机转动带动螺旋桨转动时，所述螺旋桨转动所产生的拉力。

控制信号值与输出力值的线性映射关系可以为输出力值＝控制信号值/最大控制信号值×最大输出力值。其中，最大控制信号值可以是事先设置的值，例如若控制信号值可以取0—16384之间的值时，最大控制信号值即为16384。最大输出力值为螺旋桨转速最大时，螺旋桨产生的拉力，可以通过实验的方式预先测得。

函数关系子模块313，用于根据预定的输出力值与电机转速值的函数关系获得与所述输出力值对应的转速值，将该转速值作为所接收的飞行控制单元发送的转速控制值。

输出力值与电机转速值存在明确的函数关系，获得具体的输出力值后，可以根据上述的函数关系获得与输出力值对应的电机转速值。

其中，输出力值与电机转速值的函数关系可以根据多个输出力值以及与多个输出力值分别对应的电机转速值来确定出输出力值与电机转速值的对应关系。

具体地，可以将0至最大电机转速值之间进行N等分，分别获得每个等分点的电机转速值对应的输出力；或将0至最大输出力值之间进行N等分，分别获得每个等分点的输出力值对应的电机转速值；N可以为大于1的自然数。

控制信号值与输出力值是线性的，并且输出力为电机转动带动螺旋桨转动，所述螺旋桨转动所产生的拉力，故与现有的电机控制方法相比，本实施例提供的方法能使飞行器飞行过程更平稳。

详情请参见图8，还包括函数关系获取模块380，所述函数关系获取模块380用于获得所述输出力值与电机转速的函数关系。

该函数关系获取模块380可以包括：

输出力值获取子模块381，用于获得多个电机转速值以及与每个电机转速值对应的输出力值。

可以将0至最大电机转速值之间进行N等分，然后分别获得每个等分点的电机转速值对应的输出力值；也可以将0至最大输出力值之间进行N等分，分别获得每个等分点的输出力值对应的电机转速值。

函数拟合子模块382，用于根据获得的所述每个电机转速值以及与所述每个电机转速值对应的输出力值确定出所述输出力值与电机转速值的函数关系。

具体可以将测量出的电机转速值以及与电机转速值对应的拉力的数据用MATLAB建模，以确定出拉力与转速的函数关系，即输出力值与电机转速值的函数关系。当然也可以通过飞行器中的控制器106进行确定，具体的确定过程不应该理解为是对本申请的限制。

本申请实施例通过接收矢量控制单元反馈回的估算转速值以及估算电流值来对参考电压值进行调整，改善了现有的控制方式的转速存在较大误差，不适合对转速有较高要求的系统的问题。并且通过建立控制信号值与输出力值的线性关系，而不是建立控制信号值与转速的线性关系，改善了现有的飞行器因反复修正控制螺旋桨转速的控制信号值，所以在飞行过程中飞行器晃动不稳的问题。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的模块和方法，也可以通过其它的方式实现。以上所描述的模块实施例仅仅是示意性的，例如，附图中的流程图和框图显示了根据本申请的多个实施例的模块、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段或代码的一部分，所述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现方式中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个连续的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或动作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。

另外，在本申请各个实施例中的各功能模块可以集成在一起形成一个独立的部分，也可以是各个模块单独存在，也可以两个或两个以上模块集成形成一个独立的部分。

所述功能如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请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)执行本申请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。需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。