基于振动分析的旋翼调节方法、系统、装置及存储介质与流程

1.本技术涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种基于振动分析的旋翼调节方法、系统、装置及存储介质。


背景技术：

2.在直升机的旋翼系统的工作过程中，由于旋翼质量不平衡以及气动不平衡，会导致桨叶产生振动，由于直升机主要依赖旋翼高速旋转来提供升力，振动的桨叶会给直升机带来安全威胁，而且持续的振动可能会导致直升机部件出现疲劳断裂等问题，从而影响直升机的使用寿命。因此，实现旋翼部件的动平衡调节，控制振动的幅度，是保证直升机可靠运行的重要前提。
3.相关技术中，实现旋翼调节需要通过调整旋翼锥体和不平衡质量来减少旋翼引起的垂直振动和水平振动，因此需要测量旋翼锥体，并实现动平衡。一般使用标杆法、照相法等技术来测量旋翼锥体，而这些方法需要花费较大的人力成本和硬件设备成本，并且容易受到雨雪天气等外界环境影响；另外相关技术中，使用试重法进行动平衡，但是一般只关注1阶振动，而且在动平衡过程中可能需要反复调节，导致旋翼调节的过程比较缓慢。


技术实现要素：

4.本技术旨在至少在一定程度上解决相关技术中的技术问题之一。为此，本技术提出一种基于振动分析的旋翼调节方法、系统、装置及存储介质。
5.第一方面，本技术实施例提供了一种基于振动分析的旋翼调节方法，包括：当飞行器处于稳定的飞行状态，获取所述飞行器机身多个振动通道对应的振动值，并根据所述振动值确定振动值矩阵；根据所述飞行状态、振动通道系数、振动比重系数、所述振动值矩阵以及所述飞行器对应的影响系数矩阵，确定第一旋翼调整量矩阵；根据所述第一旋翼调整量矩阵，对所述飞行器的旋翼进行调节，以使所述振动值下降。
6.可选地，所述方法还包括确定所述影响系数矩阵这一步骤，该步骤具体包括：在所述飞行器进行试飞的过程中，分别对所述旋翼中不同的调节部件进行调节，确定第二旋翼调整量矩阵；根据调节所述调节部件前后所述振动通道所对应的所述振动值的变化，确定第一振动变化量矩阵；根据所述旋翼调整量矩阵和所述第一振动变化量矩阵，确定当前飞行状态对应的所述影响系数矩阵。
7.可选地，所述旋翼包括主桨和尾桨，所述调节部件包括所述主桨中的第一配重片、小拉杆、后缘调整片以及所述尾桨中的第二配重片，所述第二旋翼调整量矩阵包括主桨调整量矩阵和尾桨调整量矩阵，所述在所述飞行器进行试飞的过程中，分别对所述旋翼中不同的调节部件进行调节，确定第二旋翼调整量矩阵，包括：在所述飞行器进行试飞的过程中，分别对所述主桨中的所述第一配重片、所述小拉杆和所述后缘调整片进行调节，确定所述主桨调整量矩阵；完成对所述主桨中的所述调节部件的调节后，对所述尾桨中的所述第二配重片进行调节，确定所述尾桨调整量矩阵。
8.可选地，所述振动通道包括第一振动通道和第二振动通道；所述第一振动通道设置在驾驶位地板和机身中部，所述第二振动通道设置在垂尾位置和所述尾桨，所述第一振动变化量矩阵包括第二振动变化量矩阵和第三振动变化量矩阵，所述根据调节所述调节部件前后所述振动通道所对应的所述振动值的变化，确定第一振动变化量矩阵，包括：根据调节所述前后所述第一振动通道所对应的所述振动值的变化，确定第二振动变化量矩阵，并根据调节前后所述第二振动通道所对应的所述振动值的变化，确定第三振动变化量矩阵。
9.可选地，所述影响系数矩阵包括主桨影响系数矩阵和尾桨影响系数矩阵，所述根据所述旋翼调整量矩阵和所述第一振动变化量矩阵，确定当前飞行状态对应的所述影响系数矩阵，包括：根据所述主桨调整量矩阵和所述第二振动变化量矩阵，确定当前所述飞行状态对应的所述主桨影响系数矩阵；根据所述尾桨调整量矩阵和所述第三振动变化量矩阵，确定当前所述飞行状态对应的所述尾桨影响系数矩阵。
10.可选地，所述根据所述飞行状态、振动通道系数、振动比重系数、所述振动值矩阵以及所述飞行器对应的影响系数矩阵，确定第一旋翼调整量矩阵，包括：根据所述振动值矩阵和预设的所述振动比重系数，确定第四振动变化量矩阵；根据所述飞行状态、所述振动通道系数、所述第四振动变化量矩阵和所述影响系数矩阵，确定所述第一旋翼调整量矩阵。
11.可选地，所述飞行状态包括地面小桨距状态、悬停状态、第一平飞状态和第二平飞状态；其中，所述第一平飞状态的速度小于所述第二平飞状态的速度。
12.第二方面，本技术实施例提供了一种基于振动分析的旋翼调节系统，包括：第一模块，用于当飞行器处于稳定的飞行状态，获取所述飞行器机身多个振动通道对应的振动值，并根据所述振动值确定振动值矩阵；第二模块，用于根据所述飞行状态、振动通道系数、振动比重系数、所述振动值矩阵以及所述飞行器对应的影响系数矩阵，确定第一旋翼调整量矩阵；第三模块，用于根据所述第一旋翼调整量矩阵，对所述飞行器的旋翼进行调节，以使所述振动值下降。
13.第三方面，本技术实施例提供了一种装置，包括：至少一个处理器；至少一个存储器，用于存储至少一个程序；当所述至少一个程序被所述至少一个处理器执行，使得所述至少一个处理器实现如第一方面所述的基于振动分析的旋翼调节方法。
14.第四方面，本技术实施例提供了一种计算机存储介质，其中存储有处理器可执行的程序，所述处理器可执行的程序在由所述处理器执行时用于实现如第一方面所述的基于振动分析的旋翼调节方法。
15.本技术实施例的有益效果如下：在本技术提出的旋翼调节方法中，当飞行器处于稳定的飞行状态，获取飞行器机身多个振动通道对应的振动值，并根据振动值确定振动值矩阵；然后根据飞行状态、振动通道系数、振动比重系数、振动值矩阵以及飞行器对应的影响系数矩阵，确定第一旋翼调整量矩阵；最后根据第一旋翼调整量矩阵，对飞行器的旋翼进行调节，以使振动值下降。本技术实施例提供的旋翼调节方法无需额外的设备来测量旋翼锥体，有助于减轻飞行器的重量并且节约设备成本；另外，由于本技术提出的旋翼调节方法是通过检测机身振动，然后根据振动来确定调整旋翼，最终达到减振的效果，因此能够避免相关技术中单独对旋翼锥体或者动平衡进行调整时，二者互相影响导致的反复操作，降低了旋翼调节的复杂程度。
附图说明
16.附图用来提供对本技术技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本技术的实施例一起用于解释本技术的技术方案，并不构成对本技术技术方案的限制。
17.图1为本技术实施例提供的基于振动分析的旋翼调节方法的步骤流程图；
18.图2为本技术实施例提供的确定影响系数矩阵的步骤流程图；
19.图3为本技术实施例提供的直升机的示意图；
20.图4为本技术实施例提供的基于振动分析的旋翼调节系统的示意图；
21.图5为本技术实施例提供的装置的示意图。
具体实施方式
22.为了使本技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本技术进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本技术，并不用于限定本技术。
23.需要说明的是，虽然在系统示意图中进行了功能模块划分，在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于系统中的模块划分，或流程图中的顺序执行所示出或描述的步骤。说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。
24.在直升机的旋翼系统的工作过程中，由于旋翼质量不平衡以及气动不平衡，会导致桨叶产生振动。在稳定转速条件下，若旋翼质量不平衡，则作用在飞行器各片桨叶上的离心力不同，旋翼中心将会有离心合力产生，导致旋翼水平方向产生振动；而在稳定总距和转速条件下，桨叶如果存在气动载荷不同(也就是气动不平衡)，各桨叶桨尖轨迹将有一定差别，导致产生的力矩无法达到平衡，继而导致旋翼垂直方向出现振动。由于直升机主要依赖旋翼高速旋转来提供升力，振动的桨叶会给直升机带来安全威胁，而且持续的振动可能会导致直升机部件出现疲劳断裂等问题，从而影响直升机的使用寿命。因此，实现旋翼部件的动平衡调节，控制振动的幅度，是保证直升机可靠运行的重要前提。
25.相关技术中，实现旋翼调节需要通过调整旋翼锥体和不平衡质量来减少旋翼引起的垂直振动和水平振动，因此需要测量旋翼锥体，并实现动平衡。一般使用标杆法、照相法等技术来测量旋翼锥体，而这些方法需要花费较大的人力成本和硬件设备成本，并且容易受到雨雪天气等外界环境影响。另外相关技术中，使用试重法进行动平衡，但是一般只关注1阶振动。而且因为一般旋翼锥体和动平衡是按顺序进行的，但是由于锥体和振动可能互相影响，良好的锥体并不一定有效地降低旋翼振动水平，而降低振动的旋翼调整也可能导致一个较差的锥体平衡，因此动平衡过程中可能需要反复调节，导致旋翼调节的过程比较缓慢。
26.基于此，本技术实施例提出了一种基于振动分析的旋翼调节方法、系统、装置及存储介质。在本技术提出的旋翼调节方法中，当飞行器处于稳定的飞行状态，获取飞行器机身多个振动通道对应的振动值，并根据振动值确定振动值矩阵；然后根据飞行状态、振动通道系数、振动比重系数、振动值矩阵以及飞行器对应的影响系数矩阵，确定第一旋翼调整量矩阵；最后根据第一旋翼调整量矩阵，对飞行器的旋翼进行调节，以使振动值下降。本技术实施例提供的旋翼调节方法无需额外的设备来测量旋翼锥体，有助于减轻飞行器的重量并且
节约设备成本；另外，由于本技术提出的旋翼调节方法是通过检测机身振动，然后根据振动来确定调整旋翼，最终达到减振的效果，因此能够避免相关技术中单独对旋翼锥体或者动平衡进行调整时，二者互相影响导致的反复操作，降低了旋翼调节的复杂程度。
27.下面结合附图，对本技术实施例作进一步阐述。
28.参考图1，图1为本技术实施例提供的基于振动分析的旋翼调节方法的步骤流程图，该方法包括但不限于步骤s100-s120：
29.s100、当飞行器处于稳定的飞行状态，获取飞行器机身多个振动通道对应的振动值，并根据振动值确定振动值矩阵；
30.具体地，上述内容中提到，在不同的飞行状态下，发生在旋翼飞行器旋翼质量不平衡以及气动不平衡都会导致飞行器的各个部位产生持续的振动，对飞行器的飞行产生一定的安全威胁。因此在本步骤中，本技术实施例通过设置在机身不同位置的多个振动通道来采集飞行器在不同飞行状态下的振动情况，并且根据多个振动通道采集到的振动值，确定振动值矩阵。可以理解的是，每个振动通道可以对应若干个振动传感器，根据振动传感器测得的振动值来确定振动值矩阵。
31.需要说明的是，相关技术中调节旋翼时一般只关注主桨上端面水平方向上的1阶振动，事实上其他的旋翼引起的低频振动(如2阶振动)也会一定程度上造成机身的疲劳破坏，而机舱内部的振动也会令驾驶员感到不适，影响飞行安全。因此本技术实施例在采集振动值时会考虑1阶振动和2阶的低频振动，也会采集机舱内部的振动，从而实现对多种振动的有效抑制。
32.可以理解的是，当飞行器处于一个稳定的飞行状态，通过振动通道采集到的振动值能够更加准确地体现机身的振动情况，因此，需要在飞行器处于稳定的飞行状态下进行振动值的测量以及旋翼的调整。
33.在本技术实施例中，飞行器的飞行状态包括；其中，第一平飞状态的速度小于第二平飞状态的速度，也就是说第一平飞状态是小速度平飞，第二平飞状态是大速度平飞。可以理解的是，不同飞行状态下，旋翼调整量对机身振动的影响也会有差异，因此本技术实施例需要根据飞行状态来确定具体的旋翼调整量。
34.s110、根据飞行状态、振动通道系数、振动比重系数、振动值矩阵以及飞行器对应的影响系数矩阵，确定第一旋翼调整量矩阵；
35.具体地，上述内容中提到，设置在飞行器多个区域的振动通道可以采集桨叶旋转引起的1阶振动、2阶振动以及机舱内部振动，由于旋翼调整对不同类型的振动的减振效果不同，因此用户可以预先设置振动通道系数，该振动通道系数反映的是用户对不同振动通道减振效果的要求，例如用户更关注1阶振动的减振效果，则可以设置与1阶振动相关的振动通道的振动通道系数权重更大，其余的振动通道对应的振动通道系数更小，则在生成第一旋翼调整量矩阵是可以参考振动通道系数来确定不同调节部件的具体调整量。
36.而在本技术实施例中，振动比重系数是指旋翼调整前和旋翼调整后，振动通道分别测得的不同阶次振动值的权值，也就是说，用户可以通过设置振动比重系数，来确定需要将当前的振动降低到什么程度。因此，根据步骤s100获取到的飞行器当前的振动值矩阵和该振动比重系数，可以预算到旋翼调整后的振动值，并且根据飞行器当前的振动值矩阵以及旋翼调整后的振动值，确定振动的变化量，在本技术实施例中，该变化量称为第四振动变
化量矩阵。
37.另外，上述内容中提到，不同飞行状态下，旋翼调整量对机身振动的影响存在差异，因此根据飞行器当前的飞行状态，可以确定对应的影响系数矩阵。在本技术实施例中，影响系数矩阵用于表征旋翼上的各种调整部件的调整量对机身振动所产生的影响，也就是说，根据当前的飞行状态，可以确定对应的影响系数矩阵。
38.根据上述内容可以确定，在对旋翼上各种调节部件进行调节的时候(如相关技术中调整小拉杆来调整旋翼锥体，调整配重片来进行动平衡)，会令机身各处的振动情况发生改变。因此在本技术实施例的基于振动分析的旋翼调节方法中，提出建立旋翼调整量(旋翼调整量是指桨叶上不同调节部件的调整量)与机体振动之间的映射关系，从而确定旋翼调整量对机体振动的影响系数。因此在本技术实施例中，在同一飞行状态下，机体振动的变化量(也就是第四振动变化量矩阵)、影响系数矩阵和旋翼调整量(第一旋翼调整量矩阵)之间的模型关系可以用以下式子来表示：
39.δv＝cδa
40.其中，δv表示机体振动的变化量(第四振动变化量矩阵)，δa表示旋翼调整量(第一旋翼调整量矩阵)，c表示不同飞行状态下的影响系数矩阵。可以理解的是，当影响系数矩阵和第四振动变化量矩阵均确定，则可以求解得到第一旋翼调整量矩阵，该求解问题是一个超定方程组，可以通过最小二乘法来优化求解第一旋翼调整量矩阵。
41.而可以理解的是，在相同的飞行状态下，同一飞行器的影响系数矩阵应当不变，因此，可以在飞行器试飞的过程中对影响系数矩阵进行构建和求解，当飞行器正式飞行，则可以根据飞行状态、振动通道系数、第四振动变化量矩阵和影响系数矩阵，计算出第一旋翼调整量矩阵，也就是计算确定旋翼具体需要调整哪个调节部件以及对应的调整量。
42.s120、根据第一旋翼调整量矩阵，对飞行器的旋翼进行调节，以使振动值下降；
43.具体地，通过步骤s110，确定为飞行器减振所需要的第一旋翼调整量矩阵，可以设置飞行器根据该第一旋翼调整量矩阵，自动进行旋翼对应调节部件的调整；也可以以具体的调整参数的形式显示在驾驶员的操作界面上，由驾驶员参考进行对应操作，以使飞行器在旋翼调节完毕后，其机身各处的振动值能够下降到理想的范围。
44.可以理解的是，相关技术中对旋翼锥体和动平衡进行调节，其目的是为了实现机身的减振，而本技术实施例并没有单独调整锥体或者是单独进行动平衡，而是通过振动和预先测试得到的影响系数来实现减振，因此，根据第四振动变化量矩阵和影响系数矩阵求得的第一旋翼调整量矩阵的过程，实际上就是寻求令机身有效减振的最佳旋翼调整参数组合的过程，因此本技术实施例所提供的基于振动分析的旋翼调节方法，能够避免旋翼锥体和动平衡之间互相影响而造成的反复调节的情况，有效提高减振的效率。
45.通过步骤s100-s120，本技术实施例提供了一种基于振动分析的旋翼调节方法，当飞行器处于稳定的飞行状态，获取飞行器机身多个振动通道对应的振动值，并根据振动值确定振动值矩阵；然后根据飞行状态、振动通道系数、振动比重系数、振动值矩阵以及飞行器对应的影响系数矩阵，确定第一旋翼调整量矩阵；最后根据第一旋翼调整量矩阵，对飞行器的旋翼进行调节，以使振动值下降。本技术实施例提供的旋翼调节方法无需额外的设备来测量旋翼锥体，能够避免雨雪天气对锥体测量情况的影响，并且有助于减轻飞行器的重量，节约设备成本；另外，由于本技术提出的旋翼调节方法是通过检测机身振动，然后根据
振动来确定调整旋翼，最终达到减振的效果，因此能够避免相关技术中单独对旋翼锥体或者动平衡进行调整时，二者互相影响导致的反复操作，降低了旋翼调节的复杂程度。
46.上述内容中提到，在相同的飞行状态下，同一飞行器的影响系数矩阵应当不变，因此可以在飞行器试飞的过程中对影响系数矩阵进行构建和求解，下面结合图2，阐述本技术实施例中确定影响系数矩阵这一步骤。
47.参照图2，图2为本技术实施例提供的确定影响系数矩阵的步骤流程图，该方法包括但不限于步骤s200-s220：
48.s200、在飞行器进行试飞的过程中，分别对旋翼中不同的调节部件进行调节，确定第二旋翼调整量矩阵；
49.具体地，上述内容中也提到，旋翼中存在着多种调节部件，通过调节这些调节部件，可以实现如平衡旋翼质量、调节旋翼锥体等等目的。在本步骤中，分别对旋翼中不同的调节部件进行调节，从而确定不同调节部件对机体振动所带来的影响。
50.一般来说，飞行器的旋翼包括主桨和尾桨。参照图3，图3为本技术实施例提供的直升机的示意图，如图3所示，标号310所表示的是直升机的主桨，主桨的桨叶数目与直升机的型号有关；而标号320所表示的是直升机的尾桨。在主桨中，可进行调节的调节部件包括第一配重片311、小拉杆312和后缘调整片313，在尾桨中，调节部件包括第二配重片321。对如图3所示的多个调节部件分别进行调节，整理记录后确定第二旋翼调整量矩阵。
51.在飞行器旋翼的主桨和尾桨上，分别设有调节部件，而可以理解的是，不同位置的调节部件，其对于机体不同位置的振动影响存在差异。例如主桨上的调节部件，主要影响的是机身的振动情况，而尾桨上的调节部件则主要影响垂尾部分的振动情况，因此为了能够对旋翼调整量矩阵进行简化，在一些实施例中，可以将第二旋翼调整量矩阵分为主桨调整量矩阵和尾桨调整量矩阵，也就是说在飞行器进行试飞的过程中，分别对主桨中的配重片、小拉杆和后缘调整片进行调节，生成主桨调整量矩阵；同理，完成对主桨中的调节部件的调节后，对尾桨中的配重片进行调节，确定尾桨调整量矩阵。获得旋翼主桨和尾桨对应的调整量矩阵后，就可以根据对应位置的振动变化情况，来确定主桨和尾桨对应的影响系数矩阵。
52.s210、根据调节调节部件前后振动通道所对应的振动值的变化，确定第一振动变化量矩阵；
53.具体地，完成步骤s200后，机体的振动情况会因为旋翼的调整而发生改变，因此，在旋翼调整前后，分别通过振动通道获取到机体的振动值，然后可以确定机体的第一振动变化量矩阵，根据步骤s200的第二旋翼调整量矩阵和本步骤的第一振动变化量矩阵，可以确定旋翼调整量与机身振动变化量之间的映射关系，也就是确定影响系数矩阵。
54.上述内容中提到，设置在不同部位的调节部件对机体各个部分的减振效果存在差异，因此可以对应主桨和尾桨，将振动通道分为第一振动通道和第二振动通道，第一振动通道设置在驾驶位地板和机身中部，也就是调节主桨时振动情况发生较大变化的位置；第二振动通道设置在垂尾位置和尾桨，也就是调节尾桨时振动情况发生较大变化的位置。
55.因此，第一振动通道在主桨调节前后所测得的振动变化情况表示为第二振动变化矩阵，根据调节前后第一振动通道所对应的振动值的变化，确定第二振动变化量矩阵；同理，第二振动通道在尾桨调节前后所测得的振动变化情况表示为第三振动变化矩阵，也就是根据调节前后第二振动通道所对应的振动值的变化，确定第三振动变化量矩阵。
56.s220、根据旋翼调整量矩阵和第一振动变化量矩阵，确定当前飞行状态对应的影响系数矩阵；
57.具体地，上述内容中提到，在同一飞行状态下，机体振动的变化量和旋翼调整量之间存在一定的映射关系，该映射关系可以通过影响系数矩阵表现出来，因此根据δv＝cδa(δv表示机体振动的变化量，δa表示旋翼调整量，c表示不同飞行状态下的影响系数矩阵)这一模型关系，可以构建得到不同飞行状态下的影响系数矩阵。
58.根据上述内容，设置在不同部位的调节部件对机体各个部分的减振效果存在差异，因此对应主桨和尾桨，可以将影响系数矩阵分为主桨调整量矩阵和尾桨调整量矩阵。根据上述的主桨调整量矩阵和第二振动变化量矩阵，确定当前飞行状态对应的主桨影响系数矩阵；同理，根据上述的尾桨调整量矩阵和第三振动变化量矩阵，确定当前飞行状态对应的尾桨影响系数矩阵。
59.通过步骤s200-s220，本技术实施例阐述了确定影响系数矩阵这一步骤的实现过程。可以理解的是，在飞行器试飞的过程中确定包括主桨影响系数矩阵和尾桨影响系数矩阵在内的影响系数矩阵，则在飞行器正式飞行的时候，当飞行器处于稳定的飞行状态，则获取飞行器机身多个振动通道对应的振动值，并根据振动值确定振动值矩阵；然后根据飞行状态、振动通道系数、振动比重系数、振动值矩阵以及预先计算得到的影响系数矩阵，确定第一旋翼调整量矩阵；最后根据第一旋翼调整量矩阵，对飞行器的旋翼进行调节，以使振动值下降。本技术实施例提供的旋翼调节方法无需额外的设备来测量旋翼锥体，有助于减轻飞行器的重量并且节约设备成本；另外，由于本技术提出的旋翼调节方法是通过检测机身振动，然后根据振动来确定调整旋翼，最终达到减振的效果，因此能够避免相关技术中单独对旋翼锥体或者动平衡进行调整时，二者互相影响导致的反复操作，降低了旋翼调节的复杂程度。
60.参照图4，图4为本技术实施例提供的基于振动分析的旋翼调节系统的示意图，该系统400包括但不限于第一模块410、第二模块420以及第三模块430。第一模块用于当飞行器处于稳定的飞行状态，获取飞行器机身多个振动通道对应的振动值，并根据振动值确定振动值矩阵；第二模块用于根据飞行状态、振动通道系数、振动比重系数、振动值矩阵以及飞行器对应的影响系数矩阵，确定第一旋翼调整量矩阵；第三模块用于根据第一旋翼调整量矩阵，对飞行器的旋翼进行调节，以使振动值下降。
61.参考图5，图5为本技术实施例提供的装置的示意图，该装置500包括至少一个处理器510，还包括至少一个存储器520，用于存储至少一个程序；图5中以一个处理器及一个存储器为例。
62.处理器和存储器可以通过总线或者其他方式连接，图5中以通过总线连接为例。
63.存储器作为一种非暂态计算机可读存储介质，可用于存储非暂态软件程序以及非暂态性计算机可执行程序。此外，存储器可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非暂态存储器，例如至少一个磁盘存储器件、闪存器件或其他非暂态固态存储器件。在一些实施方式中，存储器可选包括相对于处理器远程设置的存储器，这些远程存储器可以通过网络连接至该装置。上述网络的实例包括但不限于互联网、企业内部网、局域网、移动通信网及其组合。
64.本技术的另一个实施例还提供了一种装置，该装置可用于执行如上任意实施例中
的控制方法，例如，执行以上描述的图1中的方法步骤。
65.以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。
66.本技术实施例还公开了一种计算机存储介质，其中存储有处理器可执行的程序，处理器可执行的程序在由处理器执行时用于实现本技术提出的方法。
67.本领域普通技术人员可以理解，上文中所公开方法中的全部或某些步骤、系统可以被实施为软件、固件、硬件及其适当的组合。某些物理组件或所有物理组件可以被实施为由处理器，如中央处理器、数字信号处理器或微处理器执行的软件，或者被实施为硬件，或者被实施为集成电路，如专用集成电路。这样的软件可以分布在计算机可读介质上，计算机可读介质可以包括计算机存储介质(或非暂时性介质)和通信介质(或暂时性介质)。如本领域普通技术人员公知的，术语计算机存储介质包括在用于存储信息(诸如计算机可读指令、数据结构、程序模块或其他数据)的任何方法或技术中实施的易失性和非易失性、可移除和不可移除介质。计算机存储介质包括但不限于ram、rom、eeprom、闪存或其他存储器技术、cd-rom、数字多功能盘(dvd)或其他光盘存储、磁盒、磁带、磁盘存储或其他磁存储装置、或者可以用于存储期望的信息并且可以被计算机访问的任何其他的介质。此外，本领域普通技术人员公知的是，通信介质通常包含计算机可读指令、数据结构、程序模块或者诸如载波或其他传输机制之类的调制数据信号中的其他数据，并且可包括任何信息递送介质。
68.以上是对本技术的较佳实施进行了具体说明，但本技术并不局限于上述实施方式，熟悉本领域的技术人员在不违背本技术精神的前提下还可作出种种的等同变形或替换，这些等同的变形或替换均包含在本技术权利要求所限定的范围内。