航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法及装置

技术领域

本申请属于航天运载器控制技术领域，具体涉及一种航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法及装置。

背景技术

为了实现对航天运载器的速度和姿态的控制，通常需要在航天运载器上面级配置姿轨控发动机。具体地，在航天运载器上面级的纵轴向布置用于速度控制的发动机，在航天运载器上面级的周向布置姿态控制发动机，以便于对航天运载器的俯仰、偏航、滚动三个通道的姿态进行控制。

传统的航天运载器上面级往往面临具备冗余功能和不具备冗余功能的矛盾。具备冗余功能就需要配置较多数目的发动机，不具备冗余功能又需要配置较少数目的发动机。为实现冗余功能，传统的航天运载器上面级通常需要在周向至少配置12个用于姿态控制的发动机，加上纵轴向配置的用于速度控制的发动机后，发动机的数量更多，因此研发和生产费用也更高。不采用冗余配置又不能对故障实现冗余，飞行可靠性相对较低。本申请发明人在研发过程中发现，在保证速度与姿态控制需求以及故障冗余的前提下，通过在航天运载器上面级合理配置姿轨控发动机，尽可能减少发动机的数量，能够显著地降低航天运载器的研发和制造成本。

发明内容

为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法及装置。

根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法，其包括以下步骤：

以航天运载器上面级的横截面的中心为坐标原点O，以航天运载器上面级偏航方向经过原点O的直线为X轴，以航天运载器上面级俯仰方向经过原点O的直线为Y轴，建立平面直角坐标系OXY；

在所述平面直角坐标系OXY的4个象限线上分别对应设置1台第一发动机，第一发动机 的推力线平行于航天运载器上面级的纵轴，且指向航天运载器上面级的头部；第一发动机 的推力线与航天运载器上面级的纵轴之间的距离为

在航天运载器上面级的周向设置4台第二发动机和4台第三发动机；

4台所述第二发动机分别对应设置在4个象限线上，所述第二发动机的推力线平行于其 所在的象限线，并指向航天运载器上面级的纵轴，所述第二发动机的推力线与航天运载器 纵向质心的距离均为

4台所述第三发动机中，其中一对所述第三发动机设置在第I象限的45°方向上，另一对 所述第三发动机设置在第III象限的45°方向上；或者，其中一对所述第三发动机设置在第 II象限的45°方向上，另一对所述第三发动机设置在第IV象限的45°方向上；每台所述第三 发动机的推力方向均沿航天运载器上面级横截面的切线方向，每对所述第三发动机的推力 指向相反；且所述第三发动机的推力线与航天运载器上面级的纵轴之间的距离为

利用所述第一发动机、第二发动机和第三发动机共同实现速度控制和俯仰、偏航、滚动通道的冗余姿态控制。

上述航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法中，还包括以下步骤：

在末速修正飞行段，根据上一控制周期第一发动机关闭的个数对末速修正开机时间进行修正。

进一步地，所述根据上一控制周期第一发动机关闭的个数对末速修正开机时间进行修正的具体过程为：

在每个控制周期，根据上一控制周期第一发动机关闭的个数

式中，

当

上述航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法中，所述第二发动机靠近航天运载器上面级的尾部设置，或者靠近航天运载器上面级的头部设置。

进一步地，所述利用所述第一发动机、第二发动机和第三发动机共同实现速度控制和俯仰、偏航、滚动通道的冗余姿态控制的过程包括：

在非末速修正飞行段，通过配合控制开启第一发动机和第二发动机，实现速度控制以及俯仰和偏航通道的姿态控制；

在末速修正飞行段，在第I~IV象限线上设置的第一发动机处于开启状态，通过控制开启第二发动机同时配合控制关闭第一发动机，实现速度控制以及俯仰和偏航通道的姿态控制；

通过控制开启第三发动机，实现滚动通道的姿态控制。

更进一步地，当所述第二发动机靠近航天运载器上面级的尾部设置时，所述在非末速修正飞行段，通过配合控制开启第一发动机和第二发动机，实现速度控制以及俯仰和偏航通道的姿态控制的具体过程为：

当俯仰姿态角偏差为正且大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当俯仰姿态角偏差为负且绝对值大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为正且大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第一档偏航姿态开关门槛值

其中，

更进一步地，当所述第二发动机靠近航天运载器上面级的尾部设置时，所述在末速修正飞行段，在第I~IV象限线上设置的第一发动机处于开启状态，通过控制开启第二发动机同时配合控制关闭第一发动机，实现速度控制以及俯仰和偏航通道的姿态控制的具体过程为：

当俯仰姿态角偏差为正且大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当俯仰姿态角偏差为负且绝对值大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为正且大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第一档偏航姿态开关门槛值

其中，

更进一步地，当所述第二发动机靠近航天运载器上面级的头部设置时，所述在非末速修正飞行段，通过配合控制开启第一发动机和第二发动机，实现速度控制以及俯仰和偏航通道的姿态控制的具体过程为：

当俯仰姿态角偏差为正且大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当俯仰姿态角偏差为负且绝对值大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为正且大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第一档偏航姿态开关门槛值

其中，

更进一步地，当所述第二发动机靠近航天运载器上面级的头部设置时，所述在末速修正飞行段，在第I~IV象限线上设置的第一发动机处于开启状态，通过控制开启第二发动机同时配合控制关闭第一发动机，实现速度控制以及俯仰和偏航通道的姿态控制的具体过程为：

当俯仰姿态角偏差为正且大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当俯仰姿态角偏差为负且绝对值大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为正且大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第一档偏航姿态开关门槛值

其中，

更进一步地，所述通过控制开启第三发动机，实现滚动通道的姿态控制的具体过程为：

当滚动姿态角偏差为正且大于滚动姿态开关门槛值

或者，当滚动姿态角偏差为正且大于滚动姿态开关门槛值

当滚动姿态角偏差为负且绝对值大于滚动姿态开关门槛值

或者，当滚动姿态角偏差为负且绝对值大于滚动姿态开关门槛值

根据本申请实施例的第二方面，本申请还提供了一种航天运载器关机后发动机自适应回零控制装置，其包括存储器和处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行上述任一项所述的航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法。

根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请对航天运载器上面级的姿轨控发动机进行一体化配置与控制，通过对用于速度控制的发动机与用于姿态控制的发动机进行复用，既能够保障航天运载器的速度与姿态控制功能，又能够实现冗余控制功能，还能够减少发动机数量，降低成本。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。

附图说明

下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。

图1为本申请实施例提供的一种航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法的流程图。

图2为本申请实施例提供的一种航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法中姿轨控发动机的配置形式示意图。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本申请所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本申请内容的实施例后，当可由本申请内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本申请内容的精神与范围。

本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，但并不作为对本申请的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。

关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本申请，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。

关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。

关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。

关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。

某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。

本申请航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法采用一体化配置方式，通过对用于速度控制的发动机和用于姿态控制的发动机进行复用，既能够保障航天运载器的速度与姿态控制功能，又能够实现冗余控制功能，还能够减少发动机数量，降低成本。

图1为本申请实施例提供的一种航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法的流程图。

如图1所示，本申请提供的航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法包括以下步骤：

S1、在航天运载器上面级配置姿轨控发动机；

具体地，在航天运载器上面级配置12台同型号的姿轨控发动机。这12台同型号的姿轨控发动机的额定推力大小相同。

其中，航天运载器上面级的横截面为圆形，以该圆形的中心为坐标原点O，以航天运载器上面级偏航方向经过原点O的直线为X轴，以航天运载器上面级俯仰方向经过原点O的直线为Y轴，建立平面直角坐标系OXY。

在该平面直角坐标系OXY的4个象限线上分别对应设置1台第一发动机，第一发动 机的推力线平行于航天运载器上面级的纵轴，且指向航天运载器上面级的头部。第一发动 机的推力线与航天运载器上面级的纵轴之间的距离为

在航天运载器上面级的周向设置4台第二发动机和4台第三发动机。

其中，4台第二发动机分别对应设置在4个象限线上，这4台第二发动机的推力线均 平行于其所在的象限线，并指向航天运载器上面级的纵轴，这4台第二发动机的推力线与航 天运载器纵向质心的距离均为

4台第三发动机中，其中一对第三发动机设置在第I象限的45°方向上，另一对第三 发动机设置在第III象限的45°方向上，或者其中一对第三发动机设置在第II象限的45°方 向上，另一对第三发动机设置在第IV象限的45°方向上；每台第三发动机的推力方向均沿航 天运载器上面级横截面的切线方向，每对第三发动机的推力指向相反；且这4台第三发动机 的推力线与航天运载器上面级的纵轴之间的距离均为

需要说明的是，第一发动机、第二发动机和第三发动机可以共平面，也可以不共平面。例如，第一发动机设置在航天运载器上面级的横截面的4个象限线上；第二发动机设置在第一发动机所在航天运载器上面级的横截面的轴向上，且位于象限线上；第三发动机设置在第一发动机所在航天运载器上面级的横截面的周向上，且位于象限45°方向上。

S2、利用航天运载器上面级配置的12台姿轨控发动机共同实现速度控制和俯仰、偏航、滚动通道的冗余姿态控制，并在不同的飞行阶段采用不同的控制策略。

需要说明的是，在各发动机均无故障的情况下，第一发动机用于速度控制，第二发动机用于俯仰和偏航通道的姿态控制，第三发动机用于滚动通道的姿态控制。姿态控制采用两档控制，实现对俯仰、偏航和滚动通道一度故障的冗余控制。其中，一度故障是指一台发动机故障。

当4台第二发动机均靠近航天运载器上面级的尾部设置时，采用以下控制策略，其具体过程为：

S21、在非末速修正飞行段（即除末速修正飞行段之外的飞行段），采用以下俯仰、偏航控制策略：

需要说明的是，第一发动机、第二发动机和第三发动机的初始状态均为关闭状态。

S211、当俯仰姿态角偏差为正且大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当俯仰姿态角偏差为正且大于第二档俯仰姿态开关门槛值

S212、当俯仰姿态角偏差为负且绝对值大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当俯仰姿态角偏差为负且绝对值大于第二档俯仰姿态开关门槛值

S213、当偏航姿态角偏差为正且大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为正且大于第二档偏航姿态开关门槛值

S214、当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第二档偏航姿态开关门槛值

S22、在末速修正飞行段，在第I~IV象限线上设置的第一发动机处于开启状态，同时需要配合俯仰、偏航姿态控制进行关闭控制，其具体过程为：

S221、当俯仰姿态角偏差为正且大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当俯仰姿态角偏差为正且大于第二档俯仰姿态开关门槛值

S222、当俯仰姿态角偏差为负且绝对值大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当俯仰姿态角偏差为负且绝对值大于第二档俯仰姿态开关门槛值

S223、当偏航姿态角偏差为正且大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为正且大于第二档偏航姿态开关门槛值

S224、当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第二档偏航姿态开关门槛值

S23、滚动姿态控制采用以下控制策略，其具体过程为：

S231、当滚动姿态角偏差为正且大于滚动姿态开关门槛值

或者，当滚动姿态角偏差为正且大于滚动姿态开关门槛值

S232、当滚动姿态角偏差为负且绝对值大于滚动姿态开关门槛值

或者，当滚动姿态角偏差为负且绝对值大于滚动姿态开关门槛值

当受航天运载器尾部结构空间约束，4台第二发动机均靠近航天运载器上面级的头部设置时，采用以下控制策略，其具体过程为：

Sp21、在非末速修正飞行段（即除末速修正飞行段之外的飞行段），采用以下俯仰、偏航控制策略：

需要说明的是，第一发动机、第二发动机和第三发动机的初始状态均为关闭状态。

Sp211、当俯仰姿态角偏差为正且大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当俯仰姿态角偏差为正且大于第二档俯仰姿态开关门槛值

Sp212、当俯仰姿态角偏差为负且绝对值大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当俯仰姿态角偏差为负且绝对值大于第二档俯仰姿态开关门槛值

Sp213、当偏航姿态角偏差为正且大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为正且大于第二档偏航姿态开关门槛值

Sp214、当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第二档偏航姿态开关门槛值

Sp22、在末速修正飞行段，在第I~IV象限线上设置的第一发动机处于开启状态，同时需要配合俯仰、偏航姿态控制进行关闭控制，其具体过程为：

Sp221、当俯仰姿态角偏差为正且大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当俯仰姿态角偏差为正且大于第二档俯仰姿态开关门槛值

Sp222、当俯仰姿态角偏差为负且绝对值大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当俯仰姿态角偏差为负且绝对值大于第二档俯仰姿态开关门槛值

Sp223、当偏航姿态角偏差为正且大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为正且大于第二档偏航姿态开关门槛值

Sp224、当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第二档偏航姿态开关门槛值

Sp23、滚动姿态控制采用以下控制策略，其具体过程为：

Sp231、当滚动姿态角偏差为正且大于滚动姿态开关门槛值

或者，当滚动姿态角偏差为正且大于滚动姿态开关门槛值

Sp232、当滚动姿态角偏差为负且绝对值大于滚动姿态开关门槛值

或者，当滚动姿态角偏差为负且绝对值大于滚动姿态开关门槛值

S3、在末速修正飞行段，记录第一发动机的累积关闭个数，并对末速修正开机时间进行修正，修正过程为：

S31、在每个控制周期，根据上一控制周期第一发动机关闭的个数

式（1）中，

S32、当

上述步骤S2中，第二档俯仰姿态开关门槛值

式（2）中，第一档俯仰姿态开关门槛值

通过采用以上姿轨控发动机的配置形式和控制策略，用于速度控制的第一发动机和用于姿态控制的第二发动机和第三发动机复用，不仅能够减少发动机数量，还能够保障航天运载器的速度与姿态控制功能。在能够实现冗余控制的同时，还能够降低成本。

通过开启与俯仰通道对应的第一发动机，能够产生俯仰控制力矩；通过开启与偏航通道对应的第一发动机，能够产生偏航力矩；通过本申请中的控制策略，能够实现与俯仰通道对应的第二发动机中任一台发动机以及与偏航通道对应的第二发动机中的任一台发动机发生故障时，俯仰通道和偏航通道仍然具有姿态控制能力。

图2为本申请实施例提供的一种航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法中姿轨控发动机的配置形式示意图。

下面以图2所示的姿轨控发动机的配置形式，对本申请航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法进行具体说明。

如图2所示，在第I~第IV象限线上分别对应设置第一发动机P1~P4。第一发动机P1~ P4的推力线均平行于航天运载器上面级的纵轴，且指向航天运载器上面级的头部。第一发 动机P1~P4的推力线与航天运载器上面级的纵轴之间的距离均为

位于航天运载器上面级的周向上，在第I~第IV象限线上分别对应设置第二发动机 P5~P8。第二发动机P5~P8的推力线均平行于其所在的象限线，并指向航天运载器上面级的 纵轴，第二发动机P5~P8的推力线与航天运载器纵向质心的距离均为

位于航天运载器上面级的周向上，在第II象限的45°方向上设置第三发动机P9和 P10；第三发动机P9的推力方向沿航天运载器上面级周向的切线方向，且指向顺时针方向； 第三发动机P10的推力方向沿航天运载器上面级周向的切线方向，且指向逆时针方向。第三 发动机P9和P10的推力线与航天运载器上面级的纵轴之间的距离均为

位于航天运载器上面级的周向上，在第IV象限的45°方向上设置第三发动机P11和 P12；第三发动机P11的推力方向沿航天运载器上面级周向的切线方向，且指向顺时针方向， 第三发动机P12的推力方向沿航天运载器上面级周向的切线方向，且指向逆时针方向。第三 发动机P11和P12的推力线与航天运载器上面级的纵轴之间的距离均为

上述12台发动机中，轴向的第一发动机P1~P4主要用于速度控制，周向的第二发动机P5和P7主要用于俯仰通道的姿态控制，周向的第二发动机P6和P8主要用于偏航通道的姿态控制，周向的第三发动机P9~P12主要用于滚动通道的姿态控制。在本申请中，轴向的4台第一发动机P1~P4、周向的4台第二发动机P5~P8和周向的4台第三发动机P9~P12共同实现速度控制和俯仰、偏航、滚动通道的冗余姿态控制，在不同的飞行阶段采用不同的控制策略。

当4台第二发动机P5~P8均靠近航天运载器上面级的尾部设置时，在非末修飞行段，采用以下俯仰、偏航控制策略：

其中，第一发动机P1~P4、第二发动机P5~P8和第三发动机P9~P12的初始状态均为关闭状态。

当俯仰姿态角偏差为正且大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当俯仰姿态角偏差为负且绝对值大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为正且大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第二档偏航姿态开关门槛值

当4台第二发动机P5~P8均靠近航天运载器上面级的尾部设置时，在末速修正飞行段，控制开启第一发动机P1~P4，同时需要配合俯仰、偏航姿态控制进行关闭控制，其具体过程为：

当俯仰姿态角偏差为正且大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当俯仰姿态角偏差为负且绝对值大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为正且大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第二档偏航姿态开关门槛值

采用以上控制策略，通过开启第一发动机P1或P3能够产生俯仰控制力矩；通过开启第一发动机P2或P4能够产生偏航力矩。这样控制能实现当第二发动机P5和P7其中一台发动机以及第二发动机P6和P8其中一台发动机发生故障时，俯仰、偏航通道仍具有姿态控制能力。

当4台第二发动机P5~P8均靠近航天运载器上面级的头部设置时，在非末修飞行段，采用以下俯仰、偏航控制策略：

其中，第一发动机P1~P4、第二发动机P5~P8和第三发动机P9~P12的初始状态均为关闭状态。

当俯仰姿态角偏差为正且大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当俯仰姿态角偏差为负且绝对值大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为正且大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第二档偏航姿态开关门槛值

当4台第二发动机P5~P8均靠近航天运载器上面级的头部设置时，在末速修正飞行段，控制开启第一发动机P1~P4，同时需要配合俯仰、偏航姿态控制进行关闭控制，其具体过程为：

当俯仰姿态角偏差为正且大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当俯仰姿态角偏差为负且绝对值大于第一档俯仰姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为正且大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第一档偏航姿态开关门槛值

当偏航姿态角偏差为负且绝对值大于第二档偏航姿态开关门槛值

无论第二发动机P5~P8均靠近航天运载器上面级的尾部还是头部设置时，滚动姿态控制均采用以下控制策略，其具体过程为：

当滚动姿态角偏差为正且大于滚动姿态开关门槛值

当滚动姿态角偏差为负且绝对值大于滚动姿态开关门槛值

通控制开启第一发动机P1或P3以及第二发动机P5或P7能够产生俯仰控制力矩，通过控制开启第一发动机P2或P4以及第二发动机P6或P8能够产生偏航控制力矩，这样控制能够实现当第三发动机P9或P11以及第三发动机P10或P12发生故障时，滚动通道仍然具有姿态控制能力。

根据步骤S3对末修飞行时间进行修正。

在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制装置，其包括存储器和处理器，处理器被配置为基于存储在存储器中的指令，执行本申请中任一个实施例中的航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法。

其中，存储器可以为系统存储器或固定非易失性存储介质等，系统存储器可以存储有操作系统、应用程序、引导装载程序、数据库以及其他程序等。

在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种计算机存储介质，是计算机可读存储介质，例如，包括计算机程序的存储器，上述计算机程序可由处理器执行，以完成本申请中任一个实施例中的航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法。

上述的本申请实施例可在各种硬件、软件编码或两者组合中进行实施。例如，本申请的实施例也可表示在数据信号处理器中执行上述方法的程序代码。本申请也可涉及计算机处理器、数字信号处理器、微处理器或现场可编程门阵列执行的多种功能。可根据本申请配置上述处理器执行特定任务，其通过执行定义了本申请揭示的特定方法的机器可读软件代码或固件代码来完成。可将软件代码或固件代码发展表示不同的程序语言与不同的格式或形式。也可表示不同的目标平台编译软件代码。然而，根据本申请执行任务的软件代码与其他类型配置代码的不同代码样式、类型与语言不脱离本申请的精神与范围。

以上所述仅为本申请示意性的具体实施方式，在不脱离本申请的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本申请保护的范围。