CN115629618A - 一种基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法，包括：选取经验可行的分离体落点信息；设计分离体弹道规划约束条件；分离体弹道规划，根据分离体弹道规划约束条件进行求解优化；将分离体落点信息输入分离体弹道进行求解优化，若得到一个可行弹道作为分离体飞行的标准弹道；若不能得到可行弹道，则重新获取可行的分离体落点信息直至得到可行弹道。本发明提出一种基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法，在射前离线确定分离体的弹道，使得分离体的理论落点位于选定的安全区域中。

Description

一种基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法

技术领域

本发明属于运载火箭弹道设计领域的延伸和拓展具体是分离体落区弹道规划算法技术领域，具体涉及一种基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法。

背景技术

随着航天技术的发展，特别是卫星设计与生产的集成化和小型化、发射需求的密集化，市场对于低成本、运载能力500kg以下的轻型运载火箭的需求有了大幅提升。为了追求低成本与灵活性，具备快速响应能力的轻型运载火箭逐步开始采用简易发射装置或发射车作为发射平台，更有甚者，考虑到发射任务的特殊性或者为了确保发射任务的隐蔽性，发射点可能有全地域和全地形的需求。但是发射点和发射平台的灵活多变给落区的选择带来的较大的挑战，比如某一发射点可能无法满足某类任务的落点要求，因此本质上限制了发射任务的灵活性。为了解决灵活发射情况下的落区控制问题，在不影响火箭最优弹道的前提下，最为可行的方案是分离体本身应当具备主动落区选择和控制能力。

在任务规划之初，首先应确保规划出的火箭标准弹道应完全发挥火箭的可用运载能力，在此基础上通过落区规划算法规划出各级分离体满足落区要求的分离体标准弹道，最后在飞行试验中分离体按飞行程序分离后，按照分离体标准弹道，通过在线计算姿控和制导指令受控在指定的落点附近着陆。为此，需要在射前确定分离体的弹道，使得分离体的理论落点位于安全区域中，保证落点附近人员和建筑的安全。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明提出一种基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法，在射前离线确定分离体的弹道，使得分离体的理论落点位于选定的安全区域中。

为实现上述目的，本发明提供的技术方案如下：

一种基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法，包括如下步骤：

选取经验可行的分离体落点信息；

设计分离体弹道规划约束条件；

分离体弹道规划，根据分离体弹道规划约束条件采用Legendre伪谱法对分离体弹道进行求解优化；

将所述分离体落点信息输入分离体弹道进行求解优化，若得到一个可行弹道则将所述可行弹道输出，作为分离体飞行的标准弹道；若不能得到可行弹道，则重新获取可行的分离体落点信息直至得到可行弹道。

进一步地，所述选取经验可行的分离体落点信息包括

根据发射点、分离体分离点以及人物活动区域的位置关系，要求分离体落点散布在人、物频繁活动区域周边，选取经验可行的分离体落点n个，所述n个分离体落点对应n条分离体弹道，所述n为自然数1，2......i。

进一步地，所述每一条分离体弹道规划中设计分离体约束条件包括

获取分离体总体参数，包括质量和质心参数；

气动和载荷约束，根据分离体通过气动力做弱机动进而改变落点的特点，在规划弹道时利用满足要求的攻角和侧滑角作为控制变量得到在分离体上产生的横法向过载值，所述横、法向过载要求其随时间的积分最小，为此选取如下二次型目标泛函：

由于分离体在飞行过程中所受到的横法向过载均由气动力产生，且与攻角、侧滑角的大小直接相关，因此式可等效为如下形式：

式中：

k₁,k₂,k_α,k_β——人为确定的系数；

n_y——横向过载；

n_z——法向过载；

α——攻角(不考虑风)；

β——侧滑角(不考虑风)；

所述满足要求的攻角和侧滑角跟俯仰舵偏角和偏航舵偏角的关系即分离体所受约束条件如下：

式中

q＝0.5ρV²——弹道动压

s——参考面积

l——参考长度

C_m——俯仰力矩系数

C_n——偏航力矩系数

Ma——马赫数

δ_p——俯仰舵偏角

δ_r——偏航舵偏角

δ_max——最大允许舵偏角

k——舵效限制(一般小于1，需要留取一定舵偏余量用于姿态调整)；

分离体落点要求满足约束如下：

式中

t_f——着陆时间(规划前不确定)

(x,y,z)——落点在发射系中的坐标

i——落点编号，Xi，Yi，Zi是可行落点的坐标，在发射系中的坐标

动力学方程构建。一般分离体质心运动方程可表示如下：

式中

V——分离体速度，初值为分离时刻标准弹道速度，向量；

X——分离体在发射系中的坐标；

m——分离体质量。

进一步地，所述根据分离体约束条件对分离体弹道进行求解优化包括

为简单起见，记控制变量(向量)为

记状态变量(向量)为

将静态约束公式(1.3)的内容记为向量g(s,u)≤0，0作为向量，根据公式(1.3)能表达成小于等于0的标量形式；将终端约束公式(1.4)的内容记为向量h_i(s)＝0，0作为向量；对应第i个落点的目标泛函公式(1.2)记为J_i(u)，将动力学与运动学方程公式(1.5)记为

那么用于规划对应第i个落点的优化问题可按下列提法给出：

记分离时刻为t₀＝0，着陆时间为t_f，做如下微分变换：

利用Legendre伪谱法选择离散点τ₀,τ₁,…,τ_N，其中τ₀＝-1,τ_N＝1，那么状态量可由插值点近似表示为

上式中s对τ求导可得

并将目标泛函转化为离散形式后，可以给出弹道规划问题的提法如下：

由上，弹道规划优化问题已经转变为关于控制变量序列u(τ₀),u(τ₁),…,u(τ_N)的最优化问题，通过一般的优化算法方便求解，终止条件为优化算法收敛或者运行时间超过一定值。

进一步地，所述若得到一个可行弹道则将所述可行弹道输出，作为分离体飞行的标准弹道，包括

所述n个分离体落点对应n条分离体弹道分别采用Legendre伪谱法对分离体弹道进行求解优化，若得到任何一条可行弹道则终止计算，将所述可行弹道输出，作为分离体飞行的标准弹道。

进一步地，若不能得到可行弹道，则重新获取可行的分离体落点信息直至得到可行弹道，包括

所述n个分离落点在现有约束条件下均不能得到可行弹道(不可达(算法不收敛，超时终止))，则为规划失败落点；根据优化后的控制变量序列u(τ₀),u(τ₁),…,u(τ_N)的取值，输出期望的分离体落点相对规划失败落点的可行方向，根据输出的可行方向重新获取可行的分离体落点信息，重新进行弹道规划，直至得到满足要求的分离体弹道为止。

进一步地，所述根据输出的可行方向重新选取可行的分离体落点信息，包括

在优化后的控制变量序列u(τ₀),u(τ₁),,u(τ_N)中如果攻角连续K个取值均达到kδ_max，则落点相对分离体初始位置沿射向过远，则选取沿速度方向较规划失败落点近的落点；同样地，若攻角连续K个均达到-kδ_max，则落点相对分离体初始位置沿射向过近，则选取沿速度方向较规划失败落点远的落点；同样，如果侧滑角连续K个取值均达到kδ_max或-kδ_max，则落点相对分离体初始位置沿速度垂向过远，则选取沿速度垂向较规划失败落点近的落点。

另一方面，本发明还提供一种计算机可读的存储介质，所述计算机可读的存储介质包括存储的程序，其中，所述程序运行时执行前述的基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法。

再者，本发明还提供一种电子装置，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器被设置为通过所述计算机程序执行前述的基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法。

本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：

本发明设计了一种基于落点筛选和伪谱法的分离体落点最优弹道生成算法和装置。主要内容按实施的先后顺序包括：首先根据人口分布确定可行落点，之后按照气动约束、载荷约束按照弹道不飞跃人口稠密区优先，其他弹道次之的顺序依次尝试利用伪谱法生成最优弹道，直到最优弹道有解收敛。若算法无法给出最优弹道，则给出落点的大致可行方向，为重新选择落点提供参考。本发明作为火箭无动力带气动舵分离体的落点约束最优弹道生成手段，算法的输入为标准弹道对应的分离体质心位置和速度，输出为分离体最优弹道或者落点调整远近的方向指示建议，根据输出的可行方向指示建议重新获取可行的分离体落点信息，重新进行弹道规划，直至得到满足要求的分离体弹道为止，做到了在射前确定分离体的弹道，使得分离体的理论落点位于安全区域中。

附图说明

图1为分离体可行落点与不可行区域的相对位置关系示意图。

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、完整地描述，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，均属于本发明保护的范围。

本发明的实施例提供一种基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法，包括如下步骤：

步骤S1，选取经验可行的分离体落点信息；根据发射点、分离体分离点以及人物活动区域的位置关系，要求分离体落点散布在人、物频繁活动区域周边，选取经验可行的分离体落点n个，所述n个分离体落点对应n条分离体弹道，所述n为自然数1，2......i......n，，一般人为主观根据发射点位置，附近人物活动区域选取，理论上不一定可达，可行落点实际上不止一个，但应当都在射面附近。

步骤S2，设计分离体弹道规划约束条件，获取分离体总体参数，包括质量和质心参数；考虑气动和载荷约束，根据分离体通过气动力做弱机动进而改变落点的特点，在规划弹道时利用满足要求的攻角和侧滑角作为控制变量得到在分离体上产生的横法向过载值，考虑到分离体本质上为一薄壳体，其所能够承受的横法向过载有限，在设计规划算法的时候应当尽量降低理论最优弹道上分离体壳体所受到的横法向过载，因此所述横、法向过载要求其随时间的积分最小，为此选取如下二次型目标泛函：

由于分离体在飞行过程中所受到的横法向过载均由气动力产生，且与攻角、侧滑角的大小直接相关，因此式可等效为如下形式：

(1.1)式和(1.2)式中：

k₁,k₂,k_α,k_β——人为确定的系数；首先取一个值，然后根据结果调整，k₁大于k₂，取值范围[0.5，5]，根据火箭的具体运载能力的不同进行改变，但必须是正值，不等于0，一般从1开始选取；

k_α与k₁成正相关，k_β与k₂成正相关，具体比值大小与气动参数有关，不同的火箭取值不同。实际优化时可直接选取k_α和k_β，不一定要从k₁和k₂的取值开始，在实际操作时也是直接选取k_α和k_β开始试探求解，在此写出公式(1.1)中的系数k₁和k₂，是为了说明如何将过载最小这一优化目标转化为公式(1.2)，其实公式(1.1)并不参与最后的优化求解。

n_y——横向过载；

n_z——法向过载；

α——攻角(不考虑风)

β——侧滑角(不考虑风)；

在构造约束条件时，不考虑环境热、结构强度的情况下，从控制专业考虑，分离体能否按照设计的弹道程序姿态稳定飞行，很大程度上取决于在规划出来的弹道上，分离体所受合力矩是否能够达到平衡；由于分离体是一旋转对称体，在选取约束条件时只需要考虑俯仰和偏航两个通道；若以质心作为参考点，所述满足要求的攻角和侧滑角跟俯仰舵偏角和偏航舵偏角的关系即分离体所受约束条件如下：

式中所有符号都是标量

q＝0.5ρV²——弹道动压，ρ为当地大气密度，V为来流速度(没有风时是箭体速度)，是标量，其他公式例如(1.5)中的速度V是箭体速度，是向量；

s——参考面积

l——参考长度

C_m——俯仰力矩系数，与(α，β，Ma，δ_p，δ_r)相关的俯仰力矩系数

C_n——偏航力矩系数

Ma——马赫数

δ_p——俯仰舵偏角

δ_r——偏航舵偏角

δ_max——最大允许舵偏角

k——舵效限制(一般小于1，需要留取一定舵偏余量用于姿态调整)；

分离体落点要求满足约束如下：

式中

t_f——着陆时间(规划前不确定)

(x,y,z)——落点在发射系中的坐标

i——落点编号，Xi，Yi，Zi是可行落点的坐标，在发射系中的坐标动力学方程构建。一般分离体质心运动方程可表示如下：

式中

V——分离体速度，初值为分离时刻标准弹道速度，向量；头上“.”代表求导；

X——分离体在发射系中的坐标，三维位置向量，代表发射系中xyz三个标量；头上“.”代表求导；

m——分离体质量；

F——是作用在分离体上的合力。

步骤S3，分离体弹道规划，根据分离体弹道规划约束条件采用Legendre伪谱法对分离体弹道进行求解优化；

优化问题提法如下：

为简单起见，记控制变量(向量)为

记状态变量(向量)为

将静态约束公式(1.3)的内容记为向量g(s,u)≤0，0作为向量，根据公式(1.3)能表达成小于等于0的标量形式；将终端约束公式(1.4)的内容记为向量h_i(s)＝0，0作为向量；对应第i个落点的目标泛函公式(1.2)记为J_i(u)，将动力学与运动学方程公式(1.5)记为

那么用于规划对应第i个落点的优化问题可按下列提法给出：

上式中的min_uJ_i(u)式物理意义为找到一个控制变量u使得目标泛函最小；s.t.代表约束条件(简写)；

公式(1.6)的解法为：记分离时刻为t₀＝0，着陆时间为t_f，做如下微分变换：

的物理意义为如果t＝0，τ就等于-1，如果t＝t_f，τ就等于1；x(1)、y(1)和z(1)代表落点坐标，τ等于1时候的落点坐标值。

利用Legendre伪谱法选择离散点τ₀,τ₁,…,τ_N，其中τ₀＝-1,τ_N＝1，τ₀＝-1，是分离时刻，τ_N＝1是落点时刻，那么状态量可由插值点近似表示为

s(τ)是状态向量，u(τ)是控制变量，在对状态向量和控制变量进行插值时，需要选择离散点，依据离散点拟合曲线，在拟合曲线时，对不同离散点的权重是不一样的，ω_i(τ)是权重；

上式中s对τ求导可得

D_i(τ)即是ω_i(τ)求导再做累加；

并将目标泛函转化为离散形式后，可以给出弹道规划问题的提法如下：

由上，弹道规划问题已经转变为关于控制变量序列u(τ₀),u(τ₁),…,u(τ_N)的最优化问题，可通过一般的优化算法方便求解，终止条件为优化算法收敛或者运行时间超过一定值，具体值需结合具体平台考虑，一般性能的计算机，能正常收敛的情况下，半小时左右属正常。发散的情况则要强制停止解算。即是把公式(1.6)转换成公式(1.10)的离散形式，便于计算机解算。实际是通过优化该问题最后输出沿弹道的攻角和侧滑角，进而计算出对应的俯仰角和偏航角。

步骤S4，将所述分离体落点信息输入分离体弹道进行求解优化，若得到一个可行弹道则将所述可行弹道输出，作为分离体飞行的标准弹道；若不能得到可行弹道，则重新获取可行的分离体落点信息直至得到可行弹道。

具体地，若得到一个可行弹道则将所述可行弹道输出，作为分离体飞行的标准弹道，本实施例中四个分离体落点对应四条分离体弹道分别采用Legendre伪谱法对分离体弹道进行求解优化，若得到任何一条可行弹道则终止计算，将所述可行弹道输出，作为分离体飞行的标准弹道。

假设可行落点与不可行区域的相对位置关系如图1所示，图中射点为O，分离体与箭体(继续飞行的部分)分离点为F，散布在人、物频繁活动区域G周边的四个可行落区分别以A、B、C和D为中心。箭体首先在射面内沿弹道OF飞行至分离点F，之后分离体从F点开始以可行弹道飞行至A、B、C和D四个落点(假设四个落点均可达)，这四条弹道都可以利用本发明的方法步骤S1-S3给出，若无法给出可行弹道，即是运行时间超过一定值，强制停止解算的情况，则对应落点为不可达落点，从落点方案中剔除。在实际生成弹道过程中，考虑到计算时间限制，一般只要得到一个可行弹道之后便可终止计算，并将该可行弹道输出，作为分离体飞行的标准弹道。

若不能得到可行弹道，则重新获取可行的分离体落点信息直至得到可行弹道，本实施例中四个分离落点在现有约束条件下均不能得到可行弹道(即不可达，算法不收敛，超时终止)，则为规划失败落点；根据优化后的控制变量序列u(τ₀),u(τ₁),…,u(τ_N)的取值(即是没有收敛或强制终止之后得到的控制变量序列)，输出期望的分离体落点相对规划失败落点的可行方向，根据输出的可行方向重新获取可行的分离体落点信息，具体给出可行弹道方向提示，再通过调整期望落点信息输入后，重新进行分离体弹道规划，直至得到满足要求的分离体弹道为止。虽然算法不收敛或强制终止，但每一个规划失败落点还是会有一个最后的结果u(τ₀),u(τ₁),…,u(τ_N)输出，只是结果不能够满足终端或者静态约束条件，据此结果的具体情况来调整下一次优化的方向。

根据输出的可行方向重新选取可行的分离体落点信息，具体是：在优化后的控制变量序列u(τ₀),u(τ₁),…,u(τ_N)中如果攻角连续K个取值均达到kδ_max(公式(1.3)中)，则落点相对分离体初始位置沿分离体射向过远，即抬头飞-飞得远，则选取沿速度方向较规划失败落点近的落点，具体，K的数量根据值插值点的密度，如果密度大，K值选取多一些，如果一直处于最大值，则落点相对分离体初始位置沿射向过远，往近调；同样地，若攻角连续K个均达到-kδ_max(公式(1.3)中)，则落点相对分离体初始位置沿射向过近，则选取沿速度方向较规划失败落点远的落点；同样，如果侧滑角连续K个取值均达到kδ_max或-kδ_max，则落点相对分离体初始位置沿分离体速度垂向过远，则选取沿速度垂向较规划失败落点近的落点。分离体射向就是分离体的速度在水平面上投影指向，分离体速度垂向就是分离体的速度在水平面上投影指向的垂直方向。

另一方面，本发明还提供一种计算机可读的存储介质，所述计算机可读的存储介质包括存储的程序，其中，所述程序运行时执行前述的基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法。

再者，本发明还提供一种电子装置，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器被设置为通过所述计算机程序执行前述的基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法。

Claims (9)

1.一种基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法，其特征在于包括如下步骤：

选取经验可行的分离体落点信息；

设计分离体弹道规划约束条件；

分离体弹道规划，根据分离体弹道规划约束条件采用Legendre伪谱法对分离体弹道进行求解优化；

将所述分离体落点信息输入分离体弹道进行求解优化，若得到一个可行弹道则将所述可行弹道输出，作为分离体飞行的标准弹道；若不能得到可行弹道，则重新获取可行的分离体落点信息直至得到可行弹道。

2.根据权利要求1所述的分离体最优弹道规划的方法，其特征在于所述选取经验可行的分离体落点信息包括

根据发射点、分离体分离点以及人物活动区域的位置关系，要求分离体落点散布在人、物频繁活动区域周边，选取经验可行的分离体落点n个，所述n个分离体落点对应n条分离体弹道，所述n为自然数1，2......i。

3.根据权利要求2所述的分离体最优弹道规划的方法，其特征在于所述每一条分离体弹道规划中设计分离体约束条件包括

获取分离体总体参数，包括质量和质心参数；

气动和载荷约束，根据分离体通过气动力做弱机动进而改变落点的特点，在规划弹道时利用满足要求的攻角和侧滑角作为控制变量得到在分离体上产生的横法向过载值，所述横、法向过载要求其随时间的积分最小，为此选取如下二次型目标泛函：

由于分离体在飞行过程中所受到的横法向过载均由气动力产生，且与攻角、侧滑角的大小直接相关，因此式等效为如下形式：

式中：

k₁,k₂,k_α,k_β——人为确定的系数；

n_y——横向过载；

n_z——法向过载；

α——攻角(不考虑风)

β——侧滑角(不考虑风)；

所述满足要求的攻角和侧滑角跟俯仰舵偏角和偏航舵偏角的关系即分离体所受约束条件如下：

式中

q＝0.5ρV²——弹道动压

s——参考面积

l——参考长度

C_m——俯仰力矩系数

C_n——偏航力矩系数

Ma——马赫数

δ_p——俯仰舵偏角

δ_r——偏航舵偏角

δ_max——最大允许舵偏角

k——舵效限制(一般小于1，需要留取一定舵偏余量用于姿态调整)；

分离体落点要求满足约束如下：

式中

t_f——着陆时间(规划前不确定)

(x,y,z)——落点在发射系中的坐标

i——落点编号，Xi，Yi，Zi是可行落点的坐标，在发射系中的坐标动力学方程构建。一般分离体质心运动方程可表示如下：

式中

V——分离体速度，初值为分离时刻标准弹道速度，向量；

X——分离体在发射系中的坐标；

m——分离体质量。

4.根据权利要求3所述的分离体最优弹道规划的方法，其特征在于所述根据分离体约束条件对分离体弹道进行求解优化包括

记控制变量(向量)为

记状态变量(向量)为

将静态约束公式(1.3)的内容记为向量g(s,u)≤0；将终端约束公式(1.4)的内容记为向量h_i(s)＝0；对应第i个落点的目标泛函公式(1.2)记为J_i(u)，将动力学与运动学方程公式(1.5)记为

那么用于规划对应第i个落点的优化问题可按下列提法给出

记分离时刻为t₀＝0，着陆时间为t_f，做如下微分变换：

利用Legendre伪谱法选择离散点τ₀,τ₁,…,τ_N，其中τ₀＝-1,τ_N＝1，那么状态量可由插值点近似表示为

上式中s对τ求导可得

并将目标泛函转化为离散形式后，可以给出弹道规划问题的提法如下：

由上，弹道规划优化问题已经转变为关于控制变量序列u(τ₀),u(τ₁),…,u(τ_N)的最优化问题，通过一般的优化算法方便求解，终止条件为优化算法收敛或者运行时间超过一定值。

5.根据权利要求4所述的分离体最优弹道规划的方法，其特征在于所述若得到一个可行弹道则将所述可行弹道输出，作为分离体飞行的标准弹道，包括所述n个分离体落点对应n条分离体弹道分别采用Legendre伪谱法对分离体弹道进行求解优化，若得到任何一条可行弹道则终止计算，将所述可行弹道输出，作为分离体飞行的标准弹道。

6.根据权利要求4所述的分离体最优弹道规划的方法，其特征在于所述若不能得到可行弹道，则重新获取可行的分离体落点信息直至得到可行弹道，包括

所述n个分离落点在现有约束条件下均不能得到可行弹道，则为规划失败落点；根据优化后的控制变量序列u(τ₀),u(τ₁),…,u(τ_N)的取值输出拟可行的分离体落点相对规划失败落点的可行方向，根据输出的可行方向重新获取可行的分离体落点信息，重新进行弹道规划，直至得到满足要求的分离体弹道为止。

7.根据权利要求6所述的分离体最优弹道规划的方法，其特征在于所述根据输出的可行方向重新选取可行的分离体落点信息，包括

在优化后的控制变量序列u(τ₀),u(τ₁),…,u(τ_N)中如果攻角连续K个取值均达到kδ_max，则落点相对分离体初始位置沿速度指向过远，则选取沿速度方向较规划失败落点近的落点；同样地，若攻角连续K个均达到-kδ_max，则落点相对分离体初始位置沿速度指向过近，则选取沿速度方向较规划失败落点远的落点；同样，如果侧滑角连续K个取值均达到kδ_max或-kδ_max，则落点相对分离体初始位置沿速度垂向过远，则选取沿速度垂向较规划失败落点近的落点。

8.一种计算机可读的存储介质，其特征在于，所述计算机可读的存储介质包括存储的程序，其中，所述程序运行时执行上述权利要求1至7任一项中所述的方法。

9.一种电子装置，包括存储器和处理器，其特征在于，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器被设置为通过所述计算机程序执行所述权利要求1至7任一项中所述的方法。

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