[0001] 本发明涉及卫星控制技术领域，尤其涉及一种卫星的离轨控制方法、系统、电子设备和存储介质。

[0002] 低轨卫星通信的蓬勃发展已经成为当今世界科技领域最为引人注目的竞争焦点之一。先进的低轨卫星通信技术不仅将实现全球实时连接，更将为众多领域的应用提供强大支撑。目前正在建设的互联网卫星星座利用运行在400km～1500km轨道高度的卫星群向地面提供宽带互联网接入服务，通过多颗卫星组网实现全球覆盖。

[0003] 根据空间碎片协调委员会(IADC)规定，航天器在失效后25年内必须离轨，以减少空间碎片的数量，这就是卫星的“25年法则”。卫星寿命结束后的处理方式根据卫星轨道运行的不同而不同，通常有两种，一是对于运行在低轨的卫星，可让卫星降低轨道高度、返回地球，在进入地球的过程中，卫星将与地球大气剧烈摩擦，从而产生高温燃烧殆尽；二是对于运行在地球静止轨道的卫星，由于再入返回地球的代价巨大，所以通常将卫星推入更高的轨道，这样就可以远离其它正常卫星而绕行地球上百年。

[0004] 低轨通信卫星运行于倾斜或极轨轨道，常配置双轴双翼SADA实现太阳帆板法线对日，保证整星运行期间能源稳定。不同卫星星座建设规划及对卫星离轨要求不同，有的完全按照IADC的25年规定实施，有的则希望能在较短的时间如7年或10年完成离轨。

[0005] 通常卫星轨道控制及离轨任务实施采用地面指令控制方式，对地面任务规划资源需求及测运控资源消耗较大，大规模互联网星座中卫星离轨方式实现星上自主离轨是星座运营及运控的期望方式，当前该方面研究实施较少，同时考虑充分利用大气阻尼与太阳帆板控制策略的自主离轨工程实施更少。

[0045] 以下对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。

[0046] 下面以具体实施例对本发明的技术方案以及本发明的技术方案如何解决上述技术问题进行详细说明。下面这几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例中不再赘述。下面将结合附图，对本发明的实施例进行描述。

[0047] 如图1所示，本发明实施例的一种卫星的离轨控制方法，包括如下步骤：

[0048] S1、确定卫星的最优被动离轨初始轨道高度，具体地：

[0049] 基于卫星的结构、质量特性参数及离轨时长约束，利用STK软件确定卫星的最优被动离轨初始轨道高度，包括如下步骤：

[0050] S10、预设被动离轨初始轨道高度的初始值为M，单位为km。

[0051] S11、结合M、卫星的结构和质量特性参数，使用STK软件的卫星寿命分析功能进行计算，计算得到卫星的被动离轨时长t，判断t是否小于等于离轨时长约束，得到第一判断结果，当第一判断结果为否时，继续执行S12，当当第一判断结果为是时，将被动离轨初始轨道高度的初始值M作为最优被动离轨初始轨道高度。

[0052] 其中，离轨时长约束为：卫星的任务要求离轨时长与预设时长之间的时长差值，其中，预设时长可为1年，也可根据实际情况设置，

[0053] S12、令m′＝M‑ΔH×N，M＝1，将计算得到的m′作为M，再次执行S11，当第一判断结果为否时，令N＝N+1，并将计算得到的m′作为M，再次执行S11，直至第一判断结果为是，将当前的n′确定为卫星的最优被动离轨初始轨道高度，记为m′′，其中，ΔH为迭代步长，单位为km。

[0054] 其中，M可为450km，ΔH可为5km，M和ΔH均可根据实际情况设置。

[0055] S2、当主动离轨轨道高度不为零时，计算卫星从启动自主离轨时的轨道转移至最优被动离轨初始轨道高度的轨道的累计点火总时长，并根据累计点火总时长，计算得到卫星在预设时长内的每个目标运行圈次内的点火时长，其中，主动离轨轨道高度为最优被动离轨初始轨道高度与卫星启动自主离轨时的轨道的高度之间的高度差。

[0056] 其中，根据S1计算得到的最优被动离轨初始轨道高度，能够计算得到主动离轨轨道高度为：H0‑m″，其中，H0为卫星接收到地面指令，启动自主离轨时的轨道高度，m″为最优被动离轨初始轨道高度。

[0057] S2中，计算卫星从启动自主离轨时的轨道转移至最优被动离轨初始轨道高度的轨道的累计点火总时长，具体实现过程如下：

[0058] 基于预设点火策略、最优被动离轨初始轨道高度和卫星的启动自主离轨时的轨道的高度，并利用霍曼变轨原理，计算卫星从启动自主离轨时的轨道转移至最优被动离轨初始轨道高度的轨道的累计点火总时长。

[0059] 如图2所示的霍曼转移示意图，轨道A和轨道B为卫星运行的不同轨道，将卫星启动自主离轨时的轨道的启动自主离轨时的轨道作为轨道A，将最优被动离轨初始轨道高度的轨道为轨道B，轨道A的高度为rA，轨道B的高度为rB，rB＝m″，记vA和vB分别是卫星沿轨道A和5 3
轨道B运行所需的速度大小，其值为： 其中μ＝3.9860044118×10km /
2
s ，为地 心 引力 常量 。v1 和 v2 的计 算 方法 如 下：
由此可得卫星在霍曼转移过程中的两次速度增量为：Δv1＝v1‑vA、
Δv2＝vB‑v2，因此，卫星从轨道B机动到轨道A所需的总速度增量‑ΔV为：‑ΔV＝k*(‑Δv1‑Δv2)，k为发动机脉冲推力模型与发动机连续小推力模型的效率转换系数，k的取值范围为
1.2～1.5，k具体可利用STK轨道机动模块进行多次仿真进行确定。

[0060] 进一步通过公式：Tall＝m×ΔV/F计算得到累计点火总时长Tall，单位为s；m为：当离轨任务启动时，卫星的质量，单位kg；F为卫星的电推进推力器的推力大小。

[0061] S2中，根据累计点火总时长，计算得到卫星在预设时长内的每个目标运行圈次内的点火时长，具体实现过程如下：

[0062] 计算卫星在预设时长内的运行圈次为Nall0，取与Nall0最近的偶数Nall，则共有Nall个目标运行圈次，卫星在每个目标运行圈次内的点火时长为：TQ＝Tall/Nall，需要说明的是，如果Nall0为偶数，则Nall0＝Nall。

[0063] 预设时长为离轨时长约束中的预设时长，以低轨通信卫星为例进行说明，低轨通信卫星常运行于400Km～1500Km高度得轨道范围内，可预留一年作为预设时长。

[0064] S3、基于卫星在预设时长内的每个目标运行圈次内的点火时长，并在能源平衡的约束下，计算卫星的太阳帆板驱动装置在每个目标运行圈次内对日的持续时长，得到对日时间规划，具体包括如下步骤：

[0065] 根据卫星上的能源消耗量与太阳帆板对日误差为5度时的发电效率，可计算得到卫星在每个目标运行圈次内，需要太阳帆板保持对日状态的时长TSADA。

[0066] S4、根据主动离轨轨道高度、预设点火策略和对日时间规划，利用主动离轨方案，将卫星从启动自主离轨时的轨道转移至最优被动离轨初始轨道高度的轨道，再利用被动离轨方案控制卫星离轨。

[0067] 其中，如图3所示，卫星的太阳帆板驱动装置包括三个依次排列设置的转动机构，位于中间的转动机构的旋转轴与位于两边的转动机构的旋转轴垂直，位于两边的转动机构分别连接一个太阳帆板，每个太阳帆板上设置一个太阳敏感器，具体地：

[0068] 根据卫星的太阳帆板展开状态，为每个太阳帆板分别配置一个转动机构，卫星包括两个太阳帆板，分别记为第一太阳帆板和第二太阳帆板，为第一太阳帆板配置的转动机构记为B1，为第二太阳帆板配置的转动机构记为B2，B1和B2之间设置一个转动机构，记为A，B1、A和B2依次排列设置，图2中的立方体用于表示卫星本体，卫星本体为：卫星除太阳帆板以及连接太阳帆板的结构所剩余的部分，以卫星本体的质心作为原点，建立卫星质心本体坐标系：O‑X‑Y‑Z，当两个太阳帆板均展开后，太阳帆板的电池片的法线与卫星质心本体坐标系的Z轴负方向一致，定义此时的B1的位置为B1的零位位置，定义此时的B2的位置为B2的零位位置，定义此时的A的位置为A的零位位置，当B1、B2和A均处于相应的零位位置时，B1的旋转轴的正方向与卫星质心本体坐标系的X轴负方向一致，B2的旋转轴的正方向与卫星质心本体坐标系的X轴正方向一致，A的旋转轴的正方向与卫星质心本体坐标系的Y轴正方向一致。

[0069] B1、B2和A的内部均采用步进电机，B1用于：通过步进电机驱动第一太阳帆板绕B1的旋转轴旋转，B2用于：通过步进电机驱动第二太阳帆板绕B2的旋转轴旋转，A用于：通过步进电机驱动第一太阳帆板和第二太阳帆板同时绕A的旋转轴旋转，在该过程中，均用右手定则判定第一太阳帆板和第二太阳帆板的旋转方向。

[0070] 其中，B1、B2和A通过遥测返回状态信息，状态信息包括角度测量信息以及转动机构的状态是否正常等，而且，B1、B2和A能够接收指令，以实现“按照设定的速度进行运动”、“按照设定的角度位置进行运动”和“运动到设定位置后处于保持状态”等功能。

[0071] B1、B2和A均支持速度优先运动模式、位置优先运动模式和位置保持模式，速度优先运动模式为：设置运动机构运动角速度按照设置的角速度大小及方向进行运动；位置优先运动模式为：同时设置运动机构的运动位置和运动速度，转动机构按照设定的速度运动到设定的位置，其中设定的运动速度只设定速度大小，运动方向由转动机构内部按照路径最短原则进行判断；位置保持模式为驱动机构保持当前位置不动。

[0072] 其中，A能够进行360°连续旋转，B1、B2能够在设定的运动范围内运动，运动范围参数设置根据Beta角和星体遮挡综合确定。B1、B2在综合确定的运动范围外设计机械限位机构。

[0073] 在第一太阳帆板和第二太阳帆板的电池片的法线正方向的一侧各自布局一个太阳敏感器，太阳敏感器为金字塔构型，在第一太阳帆板设置的太阳敏感器记为第一太阳敏感器，在第二太阳帆板设置的太阳敏感器记为第二太阳敏感器，布局位置如图3所示。第一太阳敏感器和第二太阳敏感器的视场范围为：‑90°～+90°，第一太阳敏感器和第二太阳敏感器以本身设置的太阳敏感器测量坐标系进行太阳矢量信息的采集，也可重新设置太阳敏感器测量坐标系，在卫星质心本体坐标系的X轴负方向配置电推进推力器。

[0074] 太阳进入第一太阳敏感器和第二太阳敏感器的视场范围内时，能够得到太阳矢量信息，若太阳未进入第一太阳敏感器和第二太阳敏感器的视场范围内时，得到的太阳矢量信息为零矢量。

[0075] 其中，主动离轨方案可为累计偶数圈次主动离轨方案，预设点火策略为相邻圈次点火位置对称的点火策略，如图4和图5所示。

[0076] 其中，累计偶数圈次主动离轨方案具体如下：

[0077] 将第M′个目标运行圈次记为QM′，M′为正整数，且M′不大于Nall，当卫星接收到地面发送的自主离轨任务启动指令后，首先进行偏航180°姿态机动，在该姿态状态下进行后续离轨任务的实施。具体地：

[0078] 1)如图4所示，对于首个目标运行圈次Q1，则在第一姿态调整时长T1内，控制A、B1、B2均归零，电推进推力器进行点火，点火持续TQ后，电推进推力器熄火，根据卫星的当前轨道的轨道确定数据，计算卫星在当前轨道上的轨道周期，并将卫星的姿态进行俯仰‑90°姿态机动，经过第二姿态调整时长T2后，完成姿态调整。其中，T1、T2由卫星方案设计时通过数学仿真进行估算，或，在离轨任务启动前通过在轨试验确定。

[0079] 2)如图5所示，对于第2个目标运行圈次至第Nall个目标运行圈次，则在姿态调整时长T1内，控制A、B1、B2均归零且完成姿态机动，调整后的姿态为：俯仰角为0°、偏航角为180°，滚转角0°，电推进推力器进行点火，点火持续TQ后，电推进推力器熄火，根据卫星的当前轨道的轨道确定数据，计算卫星在当前轨道上的轨道周期，并将卫星的姿态进行俯仰‑
90°姿态机动，经过T2时间完成姿态调整。如图5所示，经过T2时间完成姿态调整后，再经过TSat_M′+TSat_M′/2‑TQ‑T2‑T1时间后，启动QM′+1姿态调整。其中，将第M′个目标运行圈次对应的轨道周期记为TSat_M′。

[0080] 当每次姿态调整完毕后，根据卫星的当前轨道的轨道确定数据，计算得到的当前轨道的角速度和Beta角，将第M′个目标运行圈次对应的轨道的角速度记为OrbitM′，将第M′个目标运行圈次对应的轨道的Beta角记为BetaM′，角速度的单位为deg/s，Beta角的单位为deg。

[0081] 根据当前轨道的轨道确定数据及太阳矢量参数判断卫星是否处于地影区，得到第二判断结果。

[0082] 若第二判断结果为是，则控制A、B1、B2均归零，并在归零后保持状态不变。

[0083] 若第二判断结果为否，则控制A、B1、B2联合运动，驱动太阳帆板跟踪太阳，设置A在第M′个目标运行圈次内的运动角速度为：100×OrbitM′；B1、B2在第M′个目标运行圈次的运动角位置为：Ang_BetaM′和‑Ang_BetaM′，若太敏测量得到的角度信息在时长Tsun内均小于5度，且Tsun＜TSADA，则设置A的运动角速度为：OrbitM′，直至在推进系统下一次点火前姿态调整时刻，控制A、B1、B2均回零位。

[0084] 最后一个目标运行圈次点火结束后，根据此前时刻轨道参数计算当前时刻轨道高度，若启动自主离轨时的轨道低于最优被动离轨初始轨道高度，则主动离轨过程结束，开始执行被动离轨方案，否则继续执行累计偶数圈次主动离轨方案。

[0085] 其中，被动离轨方案具体如下：

[0086] 1)控制卫星进行俯仰‑90°姿态机动，且在该机动过程中，保持A、B1、B2的当前位置不动。

[0087] 2)当卫星完成俯仰‑90°姿态机动后，控制A、B1、B2均归零并保持不变。

[0088] 被动离轨方案能够充分利用大气阻力作用，减少主动离轨推进剂的消耗。

[0089] 其中，控制A、B1、B2均归零指：控制A、B1、B2运动到各自的零位位置。

[0090] 可选地，在上述技术方案中，还包括：

[0091] S5、当主动离轨轨道高度为零时，利用被动离轨方案控制卫星离轨。

[0092] 在上述各实施例中，虽然对步骤进行了编号S1、S2等，但只是本发明给出的具体实施例，本领域的技术人员可根据实际情况调整S1、S2等的执行顺序，此也在本发明的保护范围内，可以理解，在一些实施例中，可以包含如上述各实施方式中的部分或全部。

[0093] 如图6所示，本发明实施例的一种卫星的离轨控制系统200，包括最优被动离轨初始轨道高度确定模块201、累计点火总时长计算模块202、运行圈次点火时长计算模块203、对日时间规划获取模块204和控制离轨模块205；

[0094] 最优被动离轨初始轨道高度确定模块201用于：确定卫星的最优被动离轨初始轨道高度；

[0095] 累计点火总时长计算模块202用于：当主动离轨轨道高度不为零时，计算卫星从启动自主离轨时的轨道转移至所述最优被动离轨初始轨道高度的轨道的累计点火总时长，其中，所述主动离轨轨道高度为所述最优被动离轨初始轨道高度与卫星启动自主离轨时的轨道的高度之间的高度差；

[0096] 运行圈次点火时长计算模块203用于：根据所述累计点火总时长，计算得到所述卫星在预设时长内的每个目标运行圈次内的点火时长；

[0097] 对日时间规划获取模块204用于：基于所述卫星在预设时长内的每个目标运行圈次内的点火时长，并在能源平衡的约束下，计算所述卫星的太阳帆板驱动装置在每个目标运行圈次内对日的持续时长，得到对日时间规划；

[0098] 控制离轨模块205用于：根据所述主动离轨轨道高度、预设点火策略和所述对日时间规划，利用主动离轨方案，将所述卫星从启动自主离轨时的轨道转移至所述最优被动离轨初始轨道高度的轨道，再利用被动离轨方案控制所述卫星离轨。

[0099] 可选地，在上述技术方案中，控制离轨模块205还用于：

[0100] 当主动离轨轨道高度为零时，利用被动离轨方案控制卫星离轨。

[0101] 可选地，在上述技术方案中，累计点火总时长计算模块202具体用于：

[0102] 基于预设点火策略、最优被动离轨初始轨道高度和卫星的启动自主离轨时的轨道的高度，并利用霍曼变轨原理，计算卫星从启动自主离轨时的轨道转移至最优被动离轨初始轨道高度的轨道的累计点火总时长。

[0103] 可选地，在上述技术方案中，最优被动离轨初始轨道高度确定模块201具体用于：基于卫星的结构、质量特性参数及离轨时长约束，利用STK软件确定卫星的最优被动离轨初始轨道高度。

[0104] 需要说明的是，上述实施例提供的一种卫星的离轨控制方法的有益效果与上述一种卫星的离轨控制系统200的有益效果相同，在此不再赘述。此外，上述实施例提供的系统在实现其功能时，仅以上述各功能模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能模块完成，即将系统根据实际情况划分成不同的功能模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。另外，上述实施例提供的系统与方法实施例属于同一构思，其具体实现过程详见方法实施例，在此不再赘述。

[0105] 其中，本发明的卫星的离轨控制系统，可以是运行于计算机设备中的一个计算机程序(包括程序代码)，例如，本发明的卫星的离轨控制系统为一个应用软件，可以用于执行本发明的卫星的离轨控制方法中的相应步骤。

[0106] 在一些实施例中，本发明的卫星的离轨控制系统，可以采用软硬件结合的方式实现，作为示例，本发明的卫星的离轨控制系统可以是采用硬件译码处理器形式的处理器，其被编程以执行本发明的卫星的离轨控制方法，例如，硬件译码处理器形式的处理器可以采用一个或多个应用专用集成电路(ASIC，Application Specific Integrated Circuit)、DSP、可编程逻辑器件(PLD，Programmable Logic Device)、复杂可编程逻辑器件(CPLD，Complex Programmable Logic Device)、现场可编程门阵列(FPGA，Field‑Programmable Gate Array)或其他电子元件。

[0107] 其中，描述于本发明实施例中所涉及到的模块可以通过软件的方式实现，也可以通过硬件的方式来实现。其中，模块的名称在某种情况下并不构成对该模块本身的限定。

[0108] 本发明实施例的一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现上述任一项卫星的离轨控制方法，也就是说，本发明实施例的一种电子设备，可以包括但不限于：处理器和存储器；存储器，用于存储计算机程序；处理器，用于通过调用计算机程序执行本发明任一实施例所示的卫星的离轨控制方法。

[0109] 在一个可选实施例中提供了一种电子设备，如图7所示，图7所示的电子设备4000包括：处理器4001和存储器4003。其中，处理器4001和存储器4003相连，如通过总线4002相连。可选地，电子设备4000还可以包括收发器4004，收发器4004可以用于该电子设备与其它电子设备之间的数据交互，如数据的发送和/或数据的接收等。需要说明的是，实际应用中收发器4004不限于一个，该电子设备4000的结构并不构成对本发明实施例的限定。

[0110] 处理器4001可以是CPU(Central Processing Unit，中央处理器)，通用处理器，DSP(Digital Signal Processor，数据信号处理器)，ASIC(Application Specific Integrated Circuit，专用集成电路)，FPGA(Field Programmable Gate Array，现场可编程门阵列)或者其他可编程逻辑器件、晶体管逻辑器件、硬件部件或者其任意组合。其可以实现或执行结合本发明公开内容所描述的各种示例性的逻辑方框，模块和电路。处理器4001也可以是实现计算功能的组合，例如包含一个或多个微处理器组合，DSP和微处理器的组合等。

[0111] 总线4002可包括一个通路，在上述组件之间传送信息。总线4002可以是PCI(Peripheral Component Interconnect，外设部件互连标准)总线或EISA(Extended Industry Standard Architecture，扩展工业标准结构)总线等。总线4002可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图7中仅用一条粗线表示总线4002，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。

[0112] 存储器4003可以是ROM(Read Only Memory，只读存储器)或可存储静态信息和指令的其他类型的静态存储设备，RAM(Random Access Memory，随机存取存储器)或者可存储信息和指令的其他类型的动态存储设备，也可以是EEPROM(Electrically Erasable Programmable Read Only Memory，电可擦可编程只读存储器)、CD‑ROM(Compact Disc Read Only Memory，只读光盘)或其他光盘存储、光碟存储(包括压缩光碟、激光碟、光碟、数字通用光碟、蓝光光碟等)、磁盘存储介质或者其他磁存储设备、或者能够用于携带或存储具有指令或数据结构形式的期望的程序代码并能够由计算机存取的任何其他介质，但不限于此。

[0113] 存储器4003用于存储执行本发明方案的应用程序代码(计算机程序)，并由处理器4001来控制执行。处理器4001用于执行存储器4003中存储的应用程序代码，以实现前述方法实施例所示的内容。

[0114] 其中，电子设备也可以是终端设备，终端设备可以是任何可以安装应用，并可通过应用访问网页的终端设备，包括智能手机、平板电脑、笔记本电脑、台式计算机、智能音箱、智能手表、智能电视、智能车载设备中的至少一项。

[0115] 需要说明的是，图7示出的电子设备仅仅是一个示例，不应对本发明实施例的功能和使用范围带来任何限制。

[0116] 本发明实施例的一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述任一项卫星的离轨控制方法。

[0117] 可选地，计算机可读存储介质可以是只读存储器(Read‑Only Memory，ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)、只读光盘(Compact Disc Read‑Only Memory，CD‑ROM)、磁带、软盘和光数据存储设备等。

[0118] 在示例性实施例中，还提供了一种计算机程序产品或计算机程序，该计算机程序产品或计算机程序包括计算机指令，该计算机指令存储在计算机可读存储介质中。电子设备的处理器从计算机可读存储介质读取该计算机指令，处理器执行该计算机指令，使得该电子设备执行上述任一项卫星的离轨控制方法。

[0119] 可以以一种或多种程序设计语言或其组合来编写用于执行本发明的操作的计算机程序代码，上述程序设计语言包括面向对象的程序设计语言—诸如Java、Smalltalk、C++，还包括常规的过程式程序设计语言—诸如“C”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算机上执行、部分地在用户计算机上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算机上部分在远程计算机上执行、或者完全在远程计算机或服务器上执行。在涉及远程计算机的情形中，远程计算机可以通过任意种类的网络——包括局域网(LAN)或广域网(WAN)—连接到用户计算机，或者，可以连接到外部计算机(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。

[0120] 应该理解的是，附图中的流程图和框图，图示了按照本发明各种实施例的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，该模块、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，两个接连地表示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操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。

[0121] 本发明实施例提供的计算机可读存储介质，可以是但不限于电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子可以包括但不限于：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机访问存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(CD‑ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本发明中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。

[0122] 上述计算机可读存储介质承载有一个或者多个程序，当上述一个或者多个程序被该电子设备执行时，使得该电子设备执行上述实施例所示的方法。

[0123] 以上描述仅为本发明的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本发明中所涉及的公开范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离上述公开构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本发明中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。

[0124] 需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而代表对特定的顺序或先后次序进行限定。在适当情况下对于类似的对象的使用顺序可以互换，以便这里描述的本申请的实施例能够以除了图示或描述的顺序以外的顺序实施。

[0125] 所属技术领域的技术人员知道，本发明可以实现为系统、方法或计算机程序产品，因此，本发明可以具体实现为以下形式，即：可以是完全的硬件、也可以是完全的软件(包括固件、驻留软件、微代码等)，还可以是硬件和软件结合的形式，本文一般称为“电路”、“模块”或“系统”。此外，在一些实施例中，本发明还可以实现为在一个或多个计算机可读介质中的计算机程序产品的形式，该计算机可读介质中包含计算机可读的程序代码。

[0126] 尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。