CN117406773A - 飞行控制方法、装置以及飞行器 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了一种飞行控制方法、装置以及飞行器。该方法包括：在飞行器倾转过渡的过程中，根据飞行数据对飞行器进行受力分析，获得飞行器的虚拟加速度；根据虚拟加速度获得飞行器的角回路控制参数；根据角回路控制参数获得飞行器的虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度；基于虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度获得飞行器的倾转执行机构的总输出；基于飞行器的各倾转执行机构对总输出进行控制分配，获得飞行器的各倾转执行机构的目标输出；基于目标输出控制飞行器的各倾转执行机构工作，以控制飞行器倾转飞行，进而基于虚拟加速度对飞行器的各倾转执行机构的输出进行统一控制分配，简化了飞行器飞行控制的操纵，也提高了用户的体验感。
Description
技术领域
本申请涉及飞行器控制技术领域，更具体地，涉及一种飞行控制方法、装置以及飞行器。
背景技术
随着科学技术的发展，飞行器的使用越来越广泛，功能越来越多，如，飞行器的应用领域越来越广泛。相关技术中，飞行器的控制存在降低操纵复杂度的挑战。
发明内容
鉴于上述问题，本申请提出了一种飞行控制方法、装置以及飞行器，可以通过在飞行器倾转过渡的过程中，基于飞行器为六自由度刚体运动的前提，响应于输入的速度变化指令，根据飞行器的飞行数据获得飞行器的虚拟加速度，并基于该虚拟加速度对飞行器的各倾转执行机构的输出进行统一控制分配，简化了飞行器飞行控制的操纵，也提高了用户的体验感。
第一方面，本申请实施例提供了一种飞行控制方法，应用于倾转旋翼的飞行器，所述方法包括：在所述飞行器倾转过渡的过程中，响应于输入的速度变化指令，获取所述飞行器的飞行数据；根据所述飞行数据对所述飞行器进行受力分析，获得所述飞行器的虚拟加速度；根据所述虚拟加速度获得所述飞行器的角回路控制参数；根据所述角回路控制参数获得所述飞行器的虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度；基于所述虚拟控制加速度以及所述虚拟控制角加速度获得所述飞行器的倾转执行机构的总输出；基于所述飞行器的各倾转执行机构对所述总输出进行控制分配，获得所述飞行器的各倾转执行机构的目标输出；基于所述目标输出控制所述飞行器的各倾转执行机构工作，以控制所述飞行器倾转飞行。
第二方面，本申请实施例提供了一种飞行控制装置，应用于倾转旋翼的飞行器，所述装置包括：飞行器数据获取模块、虚拟加速度获得模块、角回路控制参数获得模块、虚拟控制加速度和虚拟控制角加速度获得模块、总输出获得模块、目标数据获得模块以及控制模块。其中，飞行数据获取模块，用于在所述飞行器倾转过渡的过程中，响应于输入的速度变化指令，获取所述飞行器的飞行数据；虚拟加速度获得模块，用于根据所述飞行数据对所述飞行器进行受力分析，获得所述飞行器的虚拟加速度；角回路控制参数获得模块，用于根据所述虚拟加速度获得所述飞行器的角回路控制参数；虚拟控制加速度和虚拟控制角加速度获得模块，用于根据所述角回路控制参数获得所述飞行器的虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度；总输出获得模块，用于基于所述虚拟控制加速度以及所述虚拟控制角加速度获得所述飞行器的倾转执行机构的总输出；目标输出获得模块，用于基于所述飞行器的各倾转执行机构对所述总输出进行控制分配，获得所述飞行器的各倾转执行机构的目标输出；控制模块，用于基于所述目标输出控制所述飞行器的各倾转执行机构工作，以控制所述飞行器倾转飞行。
第三方面，本申请实施例提供了一种飞行器，包括存储器和处理器，所述存储器耦接到所述处理器，所述存储器存储指令，当所述指令由所述处理器执行时所述处理器执行上述第一方面提供的方法。
第四方面，本申请实施例提供了一种计算机可读取存储介质，所述计算机可读取存储介质中存储有程序代码，所述程序代码可被处理器调用执行上述方法。
本申请实施例提供的飞行控制方法、装置以及飞行器，通过在飞行器倾转过渡的过程中，响应于输入的速度变化指令，基于飞行器均为六自由度刚体运动的前提，获取飞行器的飞行数据，并根据该飞行数据对飞行器进行受力分析，获得飞行器的虚拟加速度；根据虚拟加速度获得飞行器的角回路控制参数；根据角回路控制参数获得飞行器的虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度；基于虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度获得飞行器的倾转执行机构的总输出；基于飞行器的各倾转执行机构对总输出进行控制分配，获得飞行器的各倾转执行机构的目标输出；基于目标输出控制飞行器的各倾转执行机构工作，以控制飞行器倾转飞行，实现基于虚拟加速度以及飞行器的运动物理模型对飞行器的各倾转执行机构的输出进行统一控制分配，降低了飞行控制的操纵复杂度，提高了用户的体验感。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，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它的附图。
图1示出了本申请一实施例提供的飞行控制方法的流程示意图；
图2示出了本申请一实施例提供的飞行器的结构示意图；
图3示出了本申请一实施例提供的坐标系的示意图；
图4示出了本申请一实施例提供的飞行控制方法的流程示意图；
图5示出了本申请一实施例提供的飞行控制方法的流程示意图；
图6示出了本申请一实施例提供的飞行控制装置的模块框图；
图7示出了本申请实施例用于执行根据本申请实施例的飞行控制方法的飞行器的框图；
图8示出了本申请实施例的用于保存或者携带实现根据本申请实施例的飞行控制方法的程序代码的存储单元。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。
随着科学技术的发展，飞行器的使用越来越广泛，如，飞行器应用于防灾减灾、城市管理、消防救援等领域。其中，倾转旋翼飞行器是一种介于固定翼飞机与普通直升机之间的一种新型飞行器；是由直升机发展而来，是为解决直升机速度较慢问题而衍生出的一种新型结构飞行器，是未来直升机发展的必然趋势。
其中，倾转翼飞行器是一种采用部分机翼与旋翼一同倾转的变结构新型无人飞行器，倾转翼飞行器飞行时有三个模式：起降模式、过渡模式和巡航模式。由于其独特的倾转结构，倾转翼飞行器在起降模式下可有效减小旋翼下被机翼阻挡的升力损失，从而减小飞机能耗，增大续航里程。
相关技术中，倾转构型飞行器的倾转执行机构的过渡过程大多通过飞行员手动操纵进行倾转过渡，其中，用户需要输入多个操纵指令触发倾转过程，操作过程复杂。另外，相关技术中存在多旋翼与固定翼控制律使用增益调度(即“1+1”控制律)来实现倾转过渡控制的过程，但是由于飞行器的特性不一，导致控制倾转过渡的过程中的控制参数整定过程复杂，难以实现对飞行器倾转飞行便利的统一控制。因此，飞行器的研发过程中存在降低操纵复杂度的挑战。
针对上述问题，发明人经过长期的研究发现，并提出了本申请实施例提供的飞行控制方法、装置以及飞行器，通过在飞行器倾转过渡的过程中，基于飞行器为六自由度刚体运动的前提，响应于输入的速度变化指令，根据飞行器的飞行数据获得飞行器的虚拟加速度，并基于该虚拟加速度对飞行器的各倾转执行机构的输出进行统一控制分配，简化了飞行器飞行控制的操纵，也提高了用户的体验感。其中，具体的飞行控制方法在后续的实施例中进行详细的说明。
请参阅图1，图1示出了本申请一实施例提供的飞行控制方法的流程示意图。在具体的实施例中，该飞行控制方法可以应用于如图6所示的飞行控制装置200以及配置有飞行控制装置200的飞行器100(图7)。下面将以飞行器为例，说明本实施例的具体流程，其中，该飞行器可以为倾转旋翼的飞行器，本实施例所应用的飞行器可以包括无人机、飞行汽车、飞行船只等可移动的飞行器，该飞行器可以包括固定翼、旋翼等倾转执行机构，在此不做限定。下面将针对图1所示的流程进行详细的阐述，所述飞行控制方法具体可以包括以下步骤：
步骤S110：在所述飞行器倾转过渡的过程中，响应于输入的速度变化指令，获取所述飞行器的飞行数据。
在本实施例中，飞行器可以是倾转旋翼飞行器，其中，该飞行器可以包括不同类型的倾转构型，其中，该倾转执行机构的类型可以是前倾式倾转执行机构、后倾式倾转执行机构、侧倾式倾转执行机构或者旋转式倾转执行机构等，在此不作限定。
示例性的，请参阅图2，其示出了本申请一实施例提供的半倾转构型的飞行器的结构示意图。其中，飞行器100的倾转执行机构可以包括可倾转的旋翼1、可倾转的旋翼2、非倾转的旋翼3、非倾转的旋翼4、用于提供滚转力矩的倾转执行机构副翼、用于提供俯仰力矩的倾转执行机构升降舵、用于提供偏航力矩的倾转执行机构方向舵，用于提供直接推力的倾转执行机构推力转向器。其中，可以理解的是，飞行器可以基于包括的各倾转执行机构配合工作实现飞行器的飞行。
在一些实施方式中，飞行器可以通过检测包括的固定翼和旋翼的工作状态确定飞行器的飞行模式。其中，该飞行模式可以包括旋翼飞行模式、倾转飞行过渡模式、固定翼飞行模式等模式。其中，飞行器可以在飞行器的垂向高度达到预设高度的情况下进入固定翼飞行模式，飞行器也可以在垂直着陆的情况下控制飞行器进入旋翼飞行模式；飞行器也可以控制旋翼轴向前倾，从旋翼飞行模式切换到固定翼飞行模式；飞行器还可以控制旋翼轴向向上倾斜，从固定翼飞行模式切换到旋翼飞行模式。示例性的，飞行器若检测到该飞行器处于动态变化的飞行阶段则可以确定飞行器处于倾转过渡的过程中；若检测到该飞行器处于稳态变化的飞行阶段则可以确定飞行器处于非倾转过渡过程中。
在一些实施方式中，飞行器在倾转过渡的过程中，可以接收输入的速度变化指令，其中，该速度变化指令可以用于指示飞行器速度增加，或者，速度减小。其中，该速度变化指令可以包括由用户操作飞行器的控制面板输入的速度变化操作；也可以由用户操纵相关联的电子设备，由相关联的电子设备生成的速度变化指令，并由相关联的电子设备通过无线或有线的方式将该速度变化指令输入该飞行器，在本实施例中，飞行器获得输入的速度变化指令的方式，在此不作限定。
其中，飞行器获得输入的速度变化指令后，可以响应于该输入的速度变化指令，实时获取该飞行器的飞行数据。相应地，飞行器可以基于获取的飞行数据，执行后续的倾转过渡飞行控制的操作。其中，飞行器的飞行数据可以包括飞行器的姿态、空速、垂向位置、侧向位移、GPS位置信息等。
步骤S120：根据所述飞行数据对所述飞行器进行受力分析，获得所述飞行器的虚拟加速度。
在一些实施方式中，飞行器获得该飞行器的飞行器数据后可以根据该飞行数据对该飞行器进行受力分析，获得该飞行器的虚拟加速度。其中，飞行器可以通过外环控制器，如，空速控制器、垂向速度控制器、侧向速度控制器，根据该飞行数据计算出飞行器倾转过渡飞行所需的三控制回路控制量，如，前向加速度axc、垂向加速度ayc以及侧向加速度azc。
其中，飞行器获得三控制回路控制量后，可以基于飞行器的姿态对该飞行器进行受力分析，获得飞行器线运动所需的虚拟加速度。
在一些实施方式中，飞行数据可以包括飞行器的空速、垂向位置以及侧向位移。其中，飞行器根据飞行数据对飞行器进行受力分析，获得飞行器的虚拟加速度的过程可以包括，基于飞行器的推进方向构建第一坐标系，以及基于飞行器的机体构建第二坐标系；在第一坐标系中，根据飞行器的空速、垂向位置以及侧向位移对该飞行器进行受力分析，获得受力结果，并将该受力结果映射至第二坐标系，获得该飞行器的前向加速度、垂向加速度以及侧向加速度。
其中，飞行器获得飞行数据后，可以基于飞行器的推进方向构建第一坐标系，以及基于飞行器的机体构建第二坐标系。示例性的，请参阅图3，其示出了本申请一实施例提供的构建的坐标系的示意图。其中，以纵向为例，将飞行数据按照飞行器的速度方向以及垂向简化分解。其中，第一坐标系可以基于飞行器的推进方向构建，如图3中虚线所示；第二坐标系可以基于飞行器的机体构建，如图3中实线所示的x轴-y轴组成的坐标系。
其中，飞行器可以在第一坐标系中根据飞行器的空速、垂向位置以及侧向位移对该飞行器进行受力分析，获得受力结果。示例性的，请再次参阅图3，其中，飞行器的倾转过渡过程可以为平飞过程，基于此，图3中的γ角为0°。其中，若Tx为飞行器的前向拉力，Th为飞行器的推力。其中，β为倾转角在[0°，90°]范围内，θ为迎角，飞行器的重力为mg，飞行器倾转过渡飞行所需的三控制回路控制量分别为前向加速度axc、垂向加速度ayc以及侧向加速度azc；另外，通过飞行器的观测器获取到飞行器当前飞行状态下的阻力为D。基于此，对飞行器进行受力分析：
Txcos(α)-Thsin(α)-mg×sin(θ-α)＝m×axc，
Thcos(θ)+Txsin(θ)-mg＝m×azc，
获得该飞行器的受力结果：
其中，对于飞行器的侧向方向的受力分析与Th和Tx的受力分析同理。其中，考虑到飞行器的力与飞行器的质量挂钩，为了便于统一使用加速度可以将该受力结果映射至第二坐标系，获得该飞行器的前向加速度、垂向加速度以及侧向加速度。也可以理解为，基于获得的Th与Tx获得飞行器线运动所需的虚拟加速度其中，axv表征根据受力结果获取的飞行器在第二坐标系中的前向加速度，ayv表征根据受力结果获取的飞行器在第二坐标系中的垂向加速度，azv表征根据受力结果获取的飞行器在第二坐标系的侧向加速度。
步骤S130：根据所述虚拟加速度获得所述飞行器的角回路控制参数。
在一些实施方式中，飞行器获得飞行器线运动所需的虚拟加速度后，可以在飞行器处于不同工况的情况下通过容错分配策略将该线运动的虚拟加速度分配至角回路指令。其中，飞行器可以根据虚拟加速度获得飞行器的角回路控制参数。其中，该角回路控制参数可以包括分配至旋翼需要输出的拉力、飞行器的倾转执行机构需要提供的前向加速度、控制飞行器线运动的迎角指令、控制飞行器线运动的俯仰指令、控制飞行器线运动的滚转角指令、控制飞行器线运动的偏航角速度指令等参数。
示例性的，飞行器获得虚拟加速度后，可以经过容错分配将飞行器的线运动的虚拟加速度分配至角回路控制参数其中，axv表征根据受力结果获取的飞行器的前向加速度，ayv表征根据受力结果获取的飞行器的垂向加速度，azv表征根据受力结果获取的飞行器的侧向加速度。其中，ahd表征分配至旋翼需要输出的拉力、axd表征飞行器的倾转执行机构需要提供的前向加速度、αd表征控制飞行器线运动的迎角指令、θd表征控制飞行器线运动的俯仰指令、φd表征控制飞行器线运动的滚转角指令、γd表征控制飞行器线运动的偏航角速度指令。
请参阅图4，在一些实施方式中，步骤S130可以包括步骤S131-步骤S132。
步骤S131：根据所述虚拟加速度确定分配至所述飞行器的各倾转执行机构的控制量。
在一些实施方式中，飞行器获得虚拟加速度后，可以根据该虚拟加速度确定分配至飞行器的各倾转执行机构的控制量。其中，飞行器获得虚拟加速度后可以检测飞行器的工况，并可以在不同工况下经过容错分配根据虚拟加速度获得飞行器的角回路控制参数。其中，飞行器的工况可以表征飞行器在和飞行动作有直接关系的条件下的工作状态，如，巡航飞行、俯冲飞行、正常下滑、半失速下滑、无动力失速、有动力失速、爬升、动力下降等工作状态。其中，飞行器可以结合工况经过容错分配将飞行器线运动的虚拟加速度分配至飞行器的各倾转执行机构。
其中，飞行器可以确定飞行器的当前工况，并根据该当前工况和虚拟加速度，确定分配至该飞行器的各倾转执行机构的控制量。如，分配至飞行器的旋翼需要输出的拉力、分配至飞行器的倾转执行机构需要提供的前向加速度、控制飞行器线运动的迎角指令、控制飞行器线运动的俯仰指令、控制飞行器线运动的滚转角指令、控制飞行器线运动的偏航角速度指令等控制量。
步骤S132：根据所述控制量获得所述角回路控制参数。
在一些实施方式中，飞行器获得各倾转执行机构的控制量后，可以获得飞行器的角回路控制参数。其中，飞行器获得各倾转执行机构的控制量后，可以获得与飞行器的角回路控制对应的飞行器线运动的虚拟加速度所需的三轴力矩对应的角加速度指令以及需求的虚拟加速度指令。
其中，角加速度指令可以理解为角加速度控制参数，如，控制飞行器线运动的迎角指令、控制飞行器线运动的俯仰指令、控制飞行器线运动的滚转角指令、控制飞行器线运动的偏航角速度指令等。其中，虚拟加速度指令可以理解为加速度控制参数，如，分配至旋翼需要输出的拉力、飞行器的倾转执行机构需要提供的前向加速度等。相应的，飞行器可以基于该角回路控制参数执行后续的飞行控制操作。
步骤S140：根据所述角回路控制参数获得所述飞行器的虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度。
在一些实施方式中，飞行器获得角回路控制参数后，可以根据该角回路控制参数获得飞行器的虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度。其中，飞行器获得角回路控制参数后，可以根据该角回路控制参数获得飞行器在各工况下待分配的虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度。
其中，角回路控制参数可以包括角加速度控制参数和加速度控制参数。其中，飞行器可以根据该角加速度控制参数获得飞行器倾转飞行的虚拟控制加速度；飞行器也可以根据该加速度控制参数获得飞行器倾转飞行的虚拟控制角加速度。
示例性的，飞行器可以通过角回路基于角回路控制参数控制飞行器的各倾转执行机构后，得到飞行器线运动的虚拟加速度对应的三轴力矩。如，角回路通过角加速度控制参数获得三轴力矩其中，αd表征控制飞行器线运动的迎角指令、θd表征控制飞行器线运动的俯仰指令、φd表征控制飞行器线运动的滚转角指令、γd表征控制飞行器线运动的偏航角速度指令。其中，表征飞行器线运动的滚转角加速度，表征飞行器线运动的俯仰角加速度，表征飞行器线运动的偏航角加速度。其中，飞行器的三轴力矩也可以理解为飞行器的虚拟角加速度。
其中，飞行器也可以通过角回路基于加速度控制参数获得控制飞行器的各倾转执行机构实现飞行器线运动的虚拟加速度的虚拟控制加速度，如，分配至旋翼需要输出的拉力ahd、分配至飞行器的倾转执行机构需要提供的前向加速度axd等。
步骤S150：基于所述虚拟控制加速度以及所述虚拟控制角加速度获得所述飞行器的倾转执行机构的总输出。
在一些实施方式中，飞行器获得虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度后，可以基于该虚拟控制加速度以及该虚拟控制角加速度获得该飞行器的倾转执行机构的总输出。
其中，飞行器可以根据第一控制分配矩阵、虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度，获得该飞行器的第一输出以及该飞行器的第二输出。其中，该第一控制分配矩阵可以根据该飞行器的空速和倾转角获得，该第一输出可以包括该飞行器的固定翼的倾转执行机构的输出，该第二输出可以包括该飞行器的旋翼的倾转执行机构的输出。
作为一种可实施的方式，第一控制分配矩阵可以经过容错分配策略结合飞行器的空速和倾转角计算获得。其中，第一控制分配矩阵可以包括5×9的雅克比矩阵。
其中，飞行器可以根据第一控制分配矩阵、虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度通过总输出计算公式：
获得该飞行器的第一输出以及该飞行器的第二输出。其中，表征第一控制分配矩阵。其中，表征飞行器的虚拟控制加速度和虚拟控制角加速度；其中，ahd表征分配至旋翼需要输出的拉力，axd表征分配至飞行器的倾转执行机构需要提供的前向加速度；其中，虚拟控制加速度包括ahd和axd。其中，表征飞行器线运动的滚转角加速度，表征飞行器线运动的俯仰角加速度，表征飞行器线运动的偏航角加速度；其中，虚拟控制角加速度包括以及
其中，表征飞行器的倾转执行机构的总输出；其中，表征飞行器的固定翼执行机构提供的前向加速度，表征飞行器的旋翼执行机构提供的前向加速度，表征飞行器的旋翼部分提供的垂向加速度，表征飞行器的固定翼执行机构提供的滚转角加速度，表征飞行器的固定翼执行机构提供的俯仰角加速度，表征飞行器的固定翼执行机构提供的偏航角加速度，表征飞行器的旋翼执行机构提供的滚转角加速度，表征飞行器的旋翼执行机构提供的俯仰角加速度，表征飞行器的旋翼执行机构能提供的偏航角加速度。
其中，该飞行器的第一输出可以包括该飞行器的固定翼的倾转执行机构的输出，如，以及其中，该飞行器的第二输出可以包括该飞行器的旋翼的倾转执行机构的输出，如，以及其中，第一输出可以理解为飞行器分配至固定翼的倾转执行机构的输出，第二输出可以理解为飞行器分配至旋翼的倾转执行机构的输出；其中，飞行器可以基于该第一输出和该第二输出控制飞行器的倾转执行机构配合工作，以提供飞行器线运动所需的虚拟加速度。
步骤S160：基于所述飞行器的各倾转执行机构对所述总输出进行控制分配，获得所述飞行器的各倾转执行机构的目标输出。
在一些实施方式中，飞行器获得倾转执行机构的总输出后，可以经过容错分配将该总输出分配至飞行器的各倾转执行机构，获得飞行器的各倾转执行机构的目标输出。
请参阅图5，在一些实施方式中，步骤S160可以包括步骤S161-步骤S163。
步骤S161：根据第二控制分配矩阵以及所述第一输出，获得所述飞行器的固定翼的角加速度和前向加速度，其中，所述第二控制分配矩阵根据所述固定翼的倾转执行机构的数量确定。
其中，飞行器获得倾转执行机构的总输出后，可以根据第二控制分配矩阵以及该总输出中包括的第一输出，获得该飞行器的固定翼的角加速度和前向加速度。其中，该第二控制分配矩阵可以根据该飞行器的固定翼的倾转执行机构的数量确定。其中，可以将第二控制分配矩阵理解为固定翼输出总量分配的矩阵，该第二控制分配矩阵可以为一个相互耦合的矩阵。示例性的，飞行器的固定翼有四套倾转执行机构，如，发动机油门、方向舵、升降舵以及副翼；基于此，第二控制分配矩阵可以是4×4的雅可比矩阵。
示例性的，请再次参阅图2，其中，飞行器为半倾转机，相应地，飞行器获得第一输出后，可以根据固定翼输出计算公式：
获得该飞行器的固定翼的角加速度和前向加速度。
其中，表征飞行器的固定翼执行机构提供的滚转角加速度，表征飞行器的固定翼执行机构提供的俯仰角加速度，表征飞行器的固定翼执行机构提供的偏航角加速度，表征飞行器的固定翼执行机构提供的前向加速度。其中，表征第二控制分配矩阵。其中，δail表征飞行器中提供滚转力矩执行机构(副翼)的输出，δele表征飞行器中提供俯仰力矩执行机构(升降舵)的输出，δrud表征飞行器中提供偏航力矩执行机构(方向舵)的输出，δthrust表征飞行器中提供直接推力执行机构(推力转向器)的输出，δrotor1表征飞行器中可倾转的旋翼1的输出，δrotor2表征飞行器中可倾转的旋翼2的输出，δrotor3表征飞行器中非倾转的旋翼3的输出，δrotor4表征飞行器中非倾转的旋4的输出。其中，固定翼的角加速度可以包括δail、δele以及δrud；其中，固定翼的前向加速度可以包括δthrust。
步骤S162：根据第三控制分配矩阵以及所述第二输出，获得所述飞行器的旋翼的输出力以及所述旋翼的倾转角，其中，所述第三控制分配矩阵根据所述旋翼的倾转执行机构的数量确定。
其中，飞行器获得倾转执行机构的总输出后，可以根据第三控制分配矩阵以及该总输出中包括的第二输出，获得该飞行器的旋翼的输出力以及旋翼的倾转角。其中，该第三控制分配矩阵可以根据旋翼的倾转执行机构的数量确定。示例性的，请参阅图3，其中，飞行器的旋翼包括的四个，第三控制分配矩阵可以包括4×4的雅可比矩阵。
在一些实施方式中，飞行器在根据第三控制分配矩阵以及第二输出，获得飞行器的旋翼的输出力以及旋翼的倾转角之前，飞行器可以基于归一化矩阵对第二输出进行归一化处理，获得归一化后的第二输出。其中，可以理解的是，总输出中旋翼对应的第二输出带量纲，为提高飞行器第二输出控制的效率和实用性，本实施例可以将旋翼部分带量纲的对应第二输出的控制参数转换为归一化的虚拟控制量，从而简化飞行器第二输出的控制量，节约飞行器的算力。
示例性的，飞行器可以基于归一化处理公式：
获得归一化后的第二输出。
其中，Bnorm表征归一化矩阵。其中，表征第二输出；其中，表征飞行器的旋翼执行机构提供的前向加速度，表征飞行器的旋翼部分提供的垂向加速度，表征飞行器的旋翼执行机构提供的滚转角加速度，表征飞行器的旋翼执行机构提供的俯仰角加速度，表征飞行器的旋翼执行机构能提供的偏航角加速度。其中，表征归一化后的第二输出；其中，表征归一化处理后飞行器的旋翼执行机构提供的前向加速度，表征归一化处理后飞行器的旋翼部分提供的垂向加速度，表征归一化处理后飞行器的旋翼执行机构提供的滚转角加速度，表征归一化处理后飞行器的旋翼执行机构提供的俯仰角加速度，表征归一化处理后飞行器的旋翼执行机构能提供的偏航角加速度。
相应地，飞行器获得归一化后的第二输出后，可以基于第三控制分配矩阵以及归一化后的第二输出，获得该飞行器的旋翼的输出力以及旋翼的倾转角。示例性的，请再次参阅图2，其中，飞行器为半倾转机，相应地，飞行器获得归一化后的第二输出后，可以通过旋翼输出计算公式：
获得飞行器的旋翼的输出力以及旋翼的倾转角。其中，表征归一化后的第二输出；其中，表征归一化处理后飞行器的旋翼执行机构提供的前向加速度，表征归一化处理后飞行器的旋翼部分提供的垂向加速度，表征归一化处理后飞行器的旋翼执行机构提供的滚转角加速度，表征归一化处理后飞行器的旋翼执行机构提供的俯仰角加速度，表征归一化处理后飞行器的旋翼执行机构能提供的偏航角加速度。其中，表征第三控制分配矩阵。
其中，表征飞行器的旋翼的输出力以及旋翼的倾转角；其中，βtiltor表征飞行器的旋翼的倾转角，x1表征飞行器的可倾转的旋翼输出的控制力之和，x2表征飞行器的非倾转的旋翼输出的控制力之和，x3表征飞行器的可倾转的旋翼输出的控制力之差，x4表征飞行器的非倾转的旋翼输出的控制力之差。其中，可以理解为飞行器线运动的虚拟加速度分配至飞行器的旋翼使得旋翼可输出的力的临时量以及对应的倾转角。
基于此，飞行器可以获得：
其中，考虑到在过渡的过程中，由于在βtiltor达到90°后，cos(βtiltor)为0将不能作为分式分母，本实施例，可以在βtiltor与90°的偏差小于第一阈值的情况下，通过来等效可理解的是，其中，βtiltor在非0或者非90°的条件下两者计算获得的x1值一致，避免了存在指令的跳变，提高了飞行控制的安全性。
其中，在飞行器加速倾转的过程中由于气动升力作用，旋翼悬停时所需输出的加速度从重力加速度9.8逐渐衰减至0；相应地，旋翼姿态控制作用逐渐过渡至舵面，所需输出的也变为0。基于此，可以计算出倾转角由0逐渐增加到90°。
其中，在飞行器减速倾转至悬停的过程中，旋翼从0逐渐增加到重力加速度9.8，而逐渐减小为0。基于此，可以计算出倾转角由90逐渐增减小至0°。
基于上述分析可以理解的是，飞行器倾转过渡的过程中飞行器可以仅获取输入的速度变化指令(如，速度增加指令/速度减小指令)，无需额外的操纵指令即可实现飞行器的加速倾转或者减速倾转。
相应地，基于中间变量x1、x2、x3以及x4，飞行器可以通过力分解公式：
获得飞行器包括的各旋翼需求输出的控制力。其中，F1表征旋翼1输出的控制力，F2表征旋翼2输出的控制力，F3表征旋翼3输出的控制力，F4表征旋翼4输出的控制力。
步骤S163：基于第四控制分配矩阵以及所述旋翼的输出力，获得所述旋翼的转速和桨距角，其中，所述第四控制分配矩阵与所述第三控制分配矩阵不同。
其中，飞行器获得旋翼的输出力后，可以基于第四控制分配矩阵以及旋翼的输出力，获得旋翼的转速和桨距角。其中，第四控制分配矩阵可以与第三控制分配矩阵不同，也可以相同，可以根据旋翼的倾转执行机构的数量获得。
示例性的，飞行器获得旋翼的输出力后，可以根据第四控制分配矩阵通过旋翼转速计算公式：
获得旋翼的转速和桨距角。其中，表征旋翼1的转速平方，表征旋翼2的转速平方，表征旋翼3的转速平方，表征旋翼4的转速平方；其中，C1表征旋翼1的桨距角，C2表征旋翼2的桨距角，C3表征旋翼3的桨距角，C4表征旋翼4的桨距角。
可以理解的是，针对目前多轴旋翼倾转构型飞行器而言，在构型相同容错策略相同以及指令响应要求相同的情况下，可以通过修改第四控制分配矩阵以及第二控制分配矩阵这两个与飞行器倾转执行机构相关的效率分配矩阵的参数，实现飞行器对本申请实施例提供的飞行器控制方法的应用。其中，在飞行器的构型存在变动的情况下，还可以通过修改第三控制分配矩阵的参数，在提高本申请实施例提供的飞行器控制方法的适用性的情况下，保证飞行器控制的安全性和准确性。
另外，可以理解的是，本申请实施例提供的飞行控制方法对于不同倾转构型飞行器而言，可以通过修改第一控制分配矩阵、第二控制分配矩阵、第三控制分配矩阵以及第四控制分配矩阵的参数实现对不同倾转构型飞行器的倾转执行机构的控制，也即，可以通过修改极少参数矩阵完成倾转旋翼控制器的修正，提高了飞行控制的适用性。其中，在飞行器倾转过渡的过程除了输入速度变化指令外，无需输入额外的操纵指令进行飞行器倾转执行机构的控制，简化了飞行员的操纵，提高了用户的体验感。
步骤S170：基于所述目标输出控制所述飞行器的各倾转执行机构工作，以控制所述飞行器倾转飞行。
在本实施例中，飞行器获得各倾转执行机构的目标输出后，可以基于该目标输出控制该飞行器的各倾转执行机构工作，以控制该飞行器倾转飞行。其中，飞行器可以基于获得的固定翼的角加速度以前向加速度控制固定翼对应的倾转执行机构工作；飞行器也可以基于获得的旋翼的倾转角，以及各旋翼对应的转速以及桨距角控制各旋翼工作，进而实现对飞行器倾转飞行的控制。
其中，需要说明的是飞行器均为六自由度刚体运动；其中，飞行器的三个线运动和三个转动构成了飞行器的六自由度运动。本实施例正是基于飞行器均为六自由度刚体运动的前提，基于运动物理模型实现对飞行器飞行控制的统一控制分配。其中，在飞行器倾转过渡的过程中，响应于速度变化指令进行飞行器倾转飞行的控制，无需用户输入额外的操纵指令进行控制，简化了飞行员的操纵；并且利用飞行器的速度控制回路以及高度控制回路对飞行器的飞行数据进行受力分析，获得控制飞行器倾转飞行器需要的虚拟加速度，并将该虚拟加速度分配为旋翼需要输出的垂向推力以及固定翼需要提供的前向拉力，来实现飞行器的倾转执行机构的统一控制分配，简化了飞行器倾转飞行控制的操纵；且可以通过根据倾转执行机构的数据修改飞行器中分配矩阵的参数，使得本实施例提供的飞行控制方法灵活的适用于基于六自由刚度运动的不同构型的倾转构型飞行，提高了飞行控制的适用性。
本申请一实施例提供的飞行控制方法，通过在飞行器倾转过渡的过程中，响应于输入的速度变化指令，基于飞行器均为六自由度刚体运动的前提，获取飞行器的飞行数据，并根据该飞行数据对飞行器进行受力分析，获得飞行器的虚拟加速度；根据虚拟加速度获得飞行器的角回路控制参数；根据角回路控制参数获得飞行器的虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度；基于虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度获得飞行器的倾转执行机构的总输出；基于飞行器的各倾转执行机构对总输出进行控制分配，获得飞行器的各倾转执行机构的目标输出；基于目标输出控制飞行器的各倾转执行机构工作，以控制飞行器倾转飞行，实现基于虚拟加速度对飞行器的各倾转执行机构的输出进行统一控制分配，降低了飞行控制的操纵复杂度，提高了用户的体验感。
请参阅图6，图6示出了本申请一实施例提供的飞行控制装置的模块框图。该飞行控制装置200应用于上述倾转旋翼的飞行器。下面将针对图6所示的流程进行详细的阐述，所述飞行控制装置200可以包括：飞行数据获取模块210、虚拟加速度获得模块220、角回路控制参数获得模块230、虚拟控制加速度和虚拟控制角加速度获得模块240、总输出获得模块250、目标输出获得模块260以及控制模块270，其中：
飞行数据获取模块210，用于在所述飞行器倾转过渡的过程中，响应于输入的速度变化指令，获取所述飞行器的飞行数据。
虚拟加速度获得模块220，用于根据所述飞行数据对所述飞行器进行受力分析，获得所述飞行器的虚拟加速度。
角回路控制参数获得模块230，用于根据所述虚拟加速度获得所述飞行器的角回路控制参数。
虚拟控制加速度和虚拟控制角加速度获得模块240，用于根据所述角回路控制参数获得所述飞行器的虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度。
总输出获得模块250，用于基于所述虚拟控制加速度以及所述虚拟控制角加速度获得所述飞行器的倾转执行机构的总输出。
目标输出获得模块260，用于基于所述飞行器的各倾转执行机构对所述总输出进行控制分配，获得所述飞行器的各倾转执行机构的目标输出。
控制模块270，用于基于所述目标输出控制所述飞行器的各倾转执行机构工作，以控制所述飞行器倾转飞行。
进一步地，所述飞行数据包括所述飞行器的空速、垂向位置以及侧向位移，所述虚拟加速度获得模块220可以包括：构建坐标系单元、受力分析单元以及虚拟加速度获得子单元，其中：
构建坐标系单元，用于基于所述飞行器的推进方向构建第一坐标系，以及基于所述飞行器的机体构建第二坐标系。
受力分析单元，用于在所述第一坐标系中，根据所述空速、所述垂向位置以及所述侧向位移对所述飞行器进行受力分析，获得受力结果。
虚拟加速度获得子单元，用于将所述受力结果映射至所述第二坐标系，获得所述飞行器的前向加速度、垂向加速度以及侧向加速度。
进一步地，所述角回路控制参数获得模块230可以包括：控制量确定单元以及角回路控制参数获得子单元，其中：
控制量确定单元，用于将所述垂向过载信息对应的重力减去所述垂向升力获得所述目标升力。
角回路控制参数获得子单元，用于根据所述控制量获得所述角回路控制参数。
进一步地，所述控制量确定单元可以包括：当前工况确定单元以及控制量确定子单元，其中：
当前工况确定单元，用于确定所述飞行器的当前工况。
控制量确定子单元，用于根据所述当前工况和所述虚拟加速度，确定分配至所述飞行器的各倾转执行机构的控制量。
进一步地，所述角回路控制参数包括角加速度控制参数和加速度控制参数，所述虚拟控制加速度和虚拟控制角加速度获得模块240可以包括：虚拟控制加速度获得单元以及虚拟控制角加速度获得单元，其中：
虚拟控制加速度获得单元，用于根据所述角加速度控制参数获得所述飞行器倾转飞行的虚拟控制加速度。
虚拟控制角加速度获得单元，用于根据所述加速度控制参数获得所述飞行器倾转飞行的虚拟控制角加速度。
进一步地，所述总输出获得模块250可以包括：总输出获得子单元，其中：
总输出获得子单元，用于根据第一控制分配矩阵、所述虚拟控制加速度以及所述虚拟控制角加速度，获得所述飞行器的第一输出以及所述飞行器的第二输出，其中，所述第一控制分配矩阵根据所述飞行器的空速和倾转角获得，所述第一输出包括所述飞行器的固定翼的倾转执行机构的输出，所述第二输出包括所述飞行器的旋翼的倾转执行机构的输出。
进一步地，所述目标输出获得模块260可以包括：固定翼控制获得单元和/或旋翼控制获得第一单元以及旋翼控制获得第二单元，其中：
固定翼控制获得单元，用于根据第二控制分配矩阵以及所述第一输出，获得所述飞行器的固定翼的角加速度和前向加速度，其中，所述第二控制分配矩阵根据所述固定翼的倾转执行机构的数量确定。
旋翼控制获得第一单元，用于根据第三控制分配矩阵以及所述第二输出，获得所述飞行器的旋翼的输出力以及所述旋翼的倾转角，其中，所述第三控制分配矩阵根据所述旋翼的倾转执行机构的数量确定。
旋翼控制获得第二单元，用于基于第四控制分配矩阵以及所述旋翼的输出力，获得所述旋翼的转速和桨距角，其中，所述第四控制分配矩阵与所述第三控制分配矩阵不同。
进一步地，在所述根据第三控制分配矩阵以及所述第二输出，获得所述飞行器的旋翼的输出力以及所述旋翼的倾转角之前，所述目标输出获得模块260还可以包括：归一化处理单元，其中：
归一化处理单元，用于基于归一化矩阵对所述第二输出进行归一化处理，获得归一化后的第二输出。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述装置和模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
在本申请所提供的几个实施例中，模块相互之间的耦合可以是电性，机械或其它形式的耦合。
另外，在本申请各个实施例中的各功能模块可以集成在一个处理模块中，也可以是各个模块单独物理存在，也可以两个或两个以上模块集成在一个模块中。上述集成的模块既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。
请参阅图7，其示出了本申请实施例提供的一种飞行器的结构框图。该飞行器100可以是无人机、飞行汽车、飞行船只等倾转旋翼的且能够运行应用程序的可移动飞行器。本申请中的飞行器100可以包括一个或多个如下部件：处理器110、存储器120以及一个或多个应用程序，其中一个或多个应用程序可以被存储在存储器120中并被配置为由一个或多个处理器110执行，一个或多个程序配置用于执行如前述方法实施例所描述的方法。
其中，处理器110可以包括一个或者多个处理核。处理器110利用各种接口和线路连接整个飞行器100内的各个部分，通过运行或执行存储在存储器120内的指令、程序、代码集或指令集，以及调用存储在存储器120内的数据，执行飞行器100的各种功能和处理数据。可选地，处理器110可以采用数字信号处理(Digital Signal Processing，DSP)、现场可编程门阵列(Field－Programmable Gate Array，FPGA)、可编程逻辑阵列(ProgrammableLogic Array，PLA)中的至少一种硬件形式来实现。处理器110可集成中央处理器(CentralProcessing Unit，CPU)、图形处理器(Graphics Processing Unit，GPU)和调制解调器等中的一种或几种的组合。其中，CPU主要处理操作系统、用户界面和应用程序等；GPU用于负责待显示内容的渲染和绘制；调制解调器用于处理无线通信。可以理解的是，上述调制解调器也可以不集成到处理器110中，单独通过一块通信芯片进行实现。
存储器120可以包括随机存储器(Random Access Memory，RAM)，也可以包括只读存储器(Read-Only Memory)。存储器120可用于存储指令、程序、代码、代码集或指令集。存储器120可包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储用于实现操作系统的指令、用于实现至少一个功能的指令(比如触控功能、声音播放功能、图像播放功能等)、用于实现下述各个方法实施例的指令等。存储数据区还可以存储飞行器100在使用中所创建的数据(比如电话本、音视频数据、聊天记录数据)等。
请参阅图8，其示出了本申请实施例提供的一种计算机可读取存储介质的结构框图。该计算机可读取介质300中存储有程序代码，所述程序代码可被处理器调用执行上述方法实施例中所描述的方法。
计算机可读取存储介质300可以是诸如闪存、EEPROM(电可擦除可编程只读存储器)、EPROM、硬盘或者ROM之类的电子存储器。可选地，计算机可读取存储介质300包括非易失性计算机可读介质(non-transitory computer-readable storage medium)。计算机可读取存储介质300具有执行上述方法中的任何方法步骤的程序代码310的存储空间。这些程序代码可以从一个或者多个计算机程序产品中读出或者写入到这一个或者多个计算机程序产品中。程序代码310可以例如以适当形式进行压缩。
综上所述，本申请实施例提供的飞行控制方法、装置以及飞行器，通过在飞行器倾转过渡的过程中，响应于输入的速度变化指令，基于飞行器均为六自由度刚体运动的前提，获取飞行器的飞行数据，并根据该飞行数据对飞行器进行受力分析，获得飞行器的虚拟加速度；根据虚拟加速度获得飞行器的角回路控制参数；根据角回路控制参数获得飞行器的虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度；基于虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度获得飞行器的倾转执行机构的总输出；基于飞行器的各倾转执行机构对总输出进行控制分配，获得飞行器的各倾转执行机构的目标输出；基于目标输出控制飞行器的各倾转执行机构工作，以控制飞行器倾转飞行，实现基于虚拟加速度对飞行器的各倾转执行机构的输出进行统一控制分配，降低了飞行控制的操纵复杂度，提高了用户的体验感。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不驱使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (11)
1.一种飞行控制方法，其特征在于，应用于倾转旋翼的飞行器，所述方法包括：
在所述飞行器倾转过渡的过程中，响应于输入的速度变化指令，获取所述飞行器的飞行数据；
根据所述飞行数据对所述飞行器进行受力分析，获得所述飞行器的虚拟加速度；
根据所述虚拟加速度获得所述飞行器的角回路控制参数；
根据所述角回路控制参数获得所述飞行器的虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度；
基于所述虚拟控制加速度以及所述虚拟控制角加速度获得所述飞行器的倾转执行机构的总输出；
基于所述飞行器的各倾转执行机构对所述总输出进行控制分配，获得所述飞行器的各倾转执行机构的目标输出；
基于所述目标输出控制所述飞行器的各倾转执行机构工作，以控制所述飞行器倾转飞行。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述飞行数据包括所述飞行器的空速、垂向位置以及侧向位移，所述根据所述飞行数据对所述飞行器进行受力分析，获得所述飞行器的虚拟加速度，包括：
基于所述飞行器的推进方向构建第一坐标系，以及基于所述飞行器的机体构建第二坐标系；
在所述第一坐标系中，根据所述空速、所述垂向位置以及所述侧向位移对所述飞行器进行受力分析，获得受力结果；
将所述受力结果映射至所述第二坐标系，获得所述飞行器的前向加速度、垂向加速度以及侧向加速度。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述虚拟加速度获得所述飞行器的角回路控制参数，包括：
根据所述虚拟加速度确定分配至所述飞行器的各倾转执行机构的控制量；
根据所述控制量获得所述角回路控制参数。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述根据所述虚拟加速度确定分配至所述飞行器的各倾转执行机构的控制量，包括：
确定所述飞行器的当前工况；
根据所述当前工况和所述虚拟加速度，确定分配至所述飞行器的各倾转执行机构的控制量。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述角回路控制参数包括角加速度控制参数和加速度控制参数，所述根据所述角回路控制参数获得所述飞行器的虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度，包括：
根据所述角加速度控制参数获得所述飞行器倾转飞行的虚拟控制加速度；
根据所述加速度控制参数获得所述飞行器倾转飞行的虚拟控制角加速度。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述虚拟控制加速度以及所述虚拟控制角加速度获得所述飞行器的倾转执行机构的总输出，包括：
根据第一控制分配矩阵、所述虚拟控制加速度以及所述虚拟控制角加速度，获得所述飞行器的第一输出以及所述飞行器的第二输出，其中，所述第一控制分配矩阵根据所述飞行器的空速和倾转角获得，所述第一输出包括所述飞行器的固定翼的倾转执行机构的输出，所述第二输出包括所述飞行器的旋翼的倾转执行机构的输出。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述基于所述飞行器的各倾转执行机构对所述总输出进行控制分配，获得所述飞行器的各倾转执行机构的目标输出，包括：
根据第二控制分配矩阵以及所述第一输出，获得所述飞行器的固定翼的角加速度和前向加速度，其中，所述第二控制分配矩阵根据所述固定翼的倾转执行机构的数量确定；和/或
根据第三控制分配矩阵以及所述第二输出，获得所述飞行器的旋翼的输出力以及所述旋翼的倾转角，其中，所述第三控制分配矩阵根据所述旋翼的倾转执行机构的数量确定；
基于第四控制分配矩阵以及所述旋翼的输出力，获得所述旋翼的转速和桨距角，其中，所述第四控制分配矩阵与所述第三控制分配矩阵不同。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，在所述根据第三控制分配矩阵以及所述第二输出，获得所述飞行器的旋翼的输出力以及所述旋翼的倾转角之前，还包括：
基于归一化矩阵对所述第二输出进行归一化处理，获得归一化后的第二输出。
9.一种飞行控制装置，其特征在于，应用于倾转旋翼的飞行器，所述装置包括：
飞行数据获取模块，用于在所述飞行器倾转过渡的过程中，响应于输入的速度变化指令，获取所述飞行器的飞行数据；
虚拟加速度获得模块，用于根据所述飞行数据对所述飞行器进行受力分析，获得所述飞行器的虚拟加速度；
角回路控制参数获得模块，用于根据所述虚拟加速度获得所述飞行器的角回路控制参数；
虚拟控制加速度和虚拟控制角加速度获得模块，用于根据所述角回路控制参数获得所述飞行器的虚拟控制加速度以及虚拟控制角加速度；
总输出获得模块，用于基于所述虚拟控制加速度以及所述虚拟控制角加速度获得所述飞行器的倾转执行机构的总输出；
目标输出获得模块，用于基于所述飞行器的各倾转执行机构对所述总输出进行控制分配，获得所述飞行器的各倾转执行机构的目标输出；
控制模块，用于基于所述目标输出控制所述飞行器的各倾转执行机构工作，以控制所述飞行器倾转飞行。
10.一种飞行器，其特征在于，包括：
一个或多个处理器；
存储器；
一个或多个应用程序，其中所述一个或多个应用程序被存储在所述存储器中并被配置为由所述一个或多个处理器执行，所述一个或多个程序配置用于执行如权利要求1-8任一项所述的方法。
11.一种计算机可读取存储介质，其特征在于，所述计算机可读取存储介质中存储有程序代码，所述程序代码可被处理器调用执行如权利要求1-8任一项所述的方法。
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