本發(fā)明涉及無人機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制方法、裝置及旋翼無人機(jī)。

背景技術(shù)：

無人駕駛飛機(jī)簡稱“無人機(jī)”，是利用無線電遙控設(shè)備和自備的程序控制裝置操縱的不載人飛機(jī)。操控者利用遙控終端的控制桿調(diào)節(jié)旋翼無人機(jī)的俯仰角、滾轉(zhuǎn)角姿態(tài)以及旋翼的傾斜角度，使無人機(jī)獲得加速度，也可以通過調(diào)節(jié)旋翼無人機(jī)的旋翼的角度，使得旋翼無人機(jī)在俯仰或滾轉(zhuǎn)姿態(tài)不變的情況下實現(xiàn)縱向和橫側(cè)向飛行。目前，在對旋翼無人機(jī)的姿態(tài)進(jìn)行控制時，旋翼無人機(jī)的姿態(tài)控制回路計算期望的姿態(tài)角與通過航姿參考系統(tǒng)解算得到的無人機(jī)的姿態(tài)角的差值，將此差值作為地面坐標(biāo)系下姿態(tài)角偏差，并經(jīng)過比例控制器得到地面坐標(biāo)系下期望的姿態(tài)調(diào)整角速率，采用此姿態(tài)調(diào)整角速率調(diào)整姿態(tài)角度。

目前，旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制通常為pid控制器采用比例-積分-微分控制方法，或者稱為pid控制方法調(diào)整姿態(tài)角度。pid控制器由比例單元(p)、積分單元(i)和微分單元(d)組成，pid控制算法的原理如圖1所示，pid控制算法為ut為控制輸出量，kp為比例系數(shù)，ki為積分系數(shù)，kd為微分系數(shù)，et姿態(tài)角偏差值。如圖2所示，pid控制器對旋翼無人機(jī)的姿態(tài)角度(滾轉(zhuǎn)或者俯仰)進(jìn)行控制，控制目標(biāo)是使得旋翼無人機(jī)能夠調(diào)整到目標(biāo)姿態(tài)角度。pid控制器為通用的控制器，沒有考慮旋翼飛行器的動力學(xué)特征，在某些情況下會使得無人機(jī)出現(xiàn)高度突然增高等現(xiàn)象。例如，當(dāng)旋翼無人機(jī)前向加速、然后突然減速剎車時，高度將會上升，高度升上的主要原因是角度控制器的感度增益沒有及時地根據(jù)飛機(jī)在前進(jìn)和剎車兩個狀態(tài)下螺旋槳效率不同而改變。在pid控制器進(jìn)行控制的過程中出現(xiàn)的無人機(jī)高度產(chǎn)生劇烈變化等現(xiàn)象，影響了無人機(jī)的可靠性和穩(wěn)定性，并且降低了用戶體驗。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

有鑒于此，本發(fā)明要解決的一個技術(shù)問題是提供一種旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制方法、裝置及旋翼無人機(jī)。

根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供一種旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制方法，包括：基于飛行空速、飛行攻角以及槳盤氣流速度動態(tài)調(diào)整pid控制器進(jìn)行pid控制運(yùn)算的控制系數(shù)；根據(jù)需要調(diào)整的目標(biāo)姿態(tài)角度、當(dāng)前的實際姿態(tài)角度確定姿態(tài)角偏差值；向所述pid控制器輸入所述姿態(tài)角偏差值，以使所述pid控制器根據(jù)所述姿態(tài)角偏差值進(jìn)行pid控制運(yùn)算，將無人機(jī)的姿態(tài)角度調(diào)整到所述目標(biāo)姿態(tài)角度。

可選地，所述基于飛行空速、飛行攻角以及槳盤氣流速度動態(tài)調(diào)整pid控制器進(jìn)行pid控制運(yùn)算的控制系數(shù)包括：實時獲取所述飛行空速并確定所述飛行攻角；基于所述飛行空速和所述飛行攻角確定所述槳盤氣流速度；根據(jù)所述基于飛行空速、飛行攻角以及所述槳盤氣流速度確定增益調(diào)整值；通過所述增益調(diào)整值調(diào)整所述控制系數(shù)。

可選地，所述根據(jù)所述增益調(diào)整系數(shù)調(diào)整所述控制系數(shù)包括：將預(yù)設(shè)的控制系數(shù)與所述增益調(diào)整值相乘，獲得當(dāng)前進(jìn)行pid控制運(yùn)算的控制系數(shù)；其中，所述控制系數(shù)為比例系數(shù)、微分系數(shù)和積分系數(shù)中的一個或多個。

可選地，確定所述飛行攻角

α＝arcos(cosφ*cosθ)；

其中，φ為無人機(jī)當(dāng)前的俯仰角，θ為無人機(jī)當(dāng)前的滾轉(zhuǎn)角。

可選地，所述基于所述飛行空速和所述飛行攻角確定所述槳盤氣流速度包括：確定對于所述槳盤氣流速度的函數(shù)關(guān)系

基于所述函數(shù)關(guān)系求解出所述槳盤氣流速度；其中，υi為所述槳盤氣流速度，υ∞為所述飛行空速，υh為無人機(jī)在懸停狀態(tài)下的槳盤氣流速度。

可選地，根據(jù)所述基于飛行空速、飛行攻角以及所述槳盤氣流速度確定增益調(diào)整值包括：確定所述增益調(diào)整值

可選地，所述pid控制器根據(jù)所述姿態(tài)角偏差值進(jìn)行pid控制運(yùn)算的控制運(yùn)算公式為：

其中，ut為控制輸出量，kp為比例系數(shù)，ki為積分系數(shù)，kd為微分系數(shù)，et所述姿態(tài)角偏差值。

根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供一種旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制裝置，包括：控制參數(shù)調(diào)整模塊，用于基于飛行空速、飛行攻角以及槳盤氣流速度動態(tài)調(diào)整pid控制器進(jìn)行pid控制運(yùn)算的控制系數(shù)；姿態(tài)數(shù)據(jù)獲取模塊，用于根據(jù)需要調(diào)整的目標(biāo)姿態(tài)角度、當(dāng)前的實際姿態(tài)角度確定姿態(tài)角偏差值；姿態(tài)角度控制模塊，用于向所述pid控制器輸入所述姿態(tài)角偏差值，以使所述pid控制器根據(jù)所述姿態(tài)角偏差值進(jìn)行pid控制運(yùn)算，將無人機(jī)的姿態(tài)角度調(diào)整到所述目標(biāo)姿態(tài)角度。

可選地，所述控制參數(shù)調(diào)整模塊，包括：增益計算單元，用于實時獲取所述飛行空速并確定所述飛行攻角，基于所述飛行空速和所述飛行攻角確定所述槳盤氣流速度；根據(jù)所述基于飛行空速、飛行攻角以及所述槳盤氣流速度確定增益調(diào)整值；參數(shù)設(shè)置單元，用于通過所述增益調(diào)整值調(diào)整所述控制系數(shù)。

可選地，所述參數(shù)設(shè)置單元，還用于將預(yù)設(shè)的控制系數(shù)與所述增益調(diào)整值相乘，獲得當(dāng)前進(jìn)行pid控制運(yùn)算的控制系數(shù)；其中，所述控制系數(shù)為比例系數(shù)、微分系數(shù)和積分系數(shù)中的一個或多個。

可選地，所述增益計算單元，用于確定所述飛行攻角α＝arcos(cosφ*cosθ)；其中，φ為無人機(jī)當(dāng)前的俯仰角，θ為無人機(jī)當(dāng)前的滾轉(zhuǎn)角。

可選地，所述增益計算單元，用于確定對于所述槳盤氣流速度的函數(shù)關(guān)系

基于所述函數(shù)關(guān)系求解出所述槳盤氣流速度；

其中，υi為所述槳盤氣流速度，υ∞為所述飛行空速，υh為無人機(jī)在懸停狀態(tài)下的槳盤氣流速度。

可選地，所述增益計算單元，還用于確定所述增益調(diào)整值

可選地，所述pid控制器根據(jù)所述姿態(tài)角偏差值進(jìn)行pid控制運(yùn)算的控制運(yùn)算公式為：

其中，ut為控制輸出量，kp為比例系數(shù)，ki為積分系數(shù)，kd為微分系數(shù)，et所述姿態(tài)角偏差值。

根據(jù)本發(fā)明的又一方面，提供一種旋翼無人機(jī)，包括：如上所述的旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制裝置。

根據(jù)本發(fā)明的再一方面，提供一種旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制裝置，包括：存儲器；以及耦接至所述存儲器的處理器，所述處理器被配置為基于存儲在所述存儲器中的指令，執(zhí)行如上所述的無人機(jī)姿態(tài)控制方法。

本發(fā)明的旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制方法、裝置及旋翼無人機(jī)，設(shè)置用于調(diào)整pid控制運(yùn)算的控制系數(shù)的增益調(diào)整值，增益調(diào)整值可以隨著無人機(jī)的速度、角度等參數(shù)的變化而改變，通過增益調(diào)整值能夠動態(tài)調(diào)節(jié)pid控制器的比例、積分和微分單元的控制系數(shù)，可以提高無人機(jī)姿態(tài)調(diào)整以及飛行的穩(wěn)定性。

附圖說明

為了更清楚地說明本發(fā)明實施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對實施例或現(xiàn)有技術(shù)描述中所需要使用的附圖作一簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實施例，對于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動性的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。

圖1為現(xiàn)有技術(shù)中pid控制算法的原理示意圖；

圖2為現(xiàn)有技術(shù)中的姿態(tài)角度的示意圖；

圖3為根據(jù)本發(fā)明的旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制方法的一個實施例的流程示意圖；

圖4a為通過高斯牛頓法獲取槳盤氣流速度υi的示意圖；

圖4b為根據(jù)本發(fā)明的旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制方法的一個實施例中的pid控制算法的原理示意圖；

圖5為根據(jù)本發(fā)明的旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制裝置的一個實施例的模塊示意圖；

圖6為根據(jù)本發(fā)明的旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制裝置的一個實施例中的控制參數(shù)調(diào)整模塊的模塊示意圖；

圖7為根據(jù)本發(fā)明的旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制裝置的另一個實施例的模塊示意圖。

具體實施方式

下面參照附圖對本發(fā)明進(jìn)行更全面的描述，其中說明本發(fā)明的示例性實施例。下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例?；诒景l(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下面結(jié)合各個圖和實施例對本發(fā)明的技術(shù)方案進(jìn)行多方面的描述。

圖3為根據(jù)本發(fā)明的旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制方法的一個實施例的流程示意圖，如圖3所示：

步驟301，基于飛行空速、飛行攻角以及槳盤氣流速度動態(tài)調(diào)整pid控制器進(jìn)行pid控制運(yùn)算的控制系數(shù)。

本發(fā)明涉及旋翼無人機(jī)，在下文中簡稱為無人機(jī)。飛行空速為無人機(jī)在飛行中相對于空氣的速度,飛行功角為處于自旋中的旋翼相對氣流的攻角。槳盤，又作槳盤平面，一般指旋翼類飛行器在飛行時旋轉(zhuǎn)著的旋翼槳葉所構(gòu)成的平面，槳盤氣流速度是指流過槳盤的氣流速度。

步驟302，根據(jù)需要調(diào)整的目標(biāo)姿態(tài)角度、當(dāng)前的實際姿態(tài)角度確定姿態(tài)角偏差值。

目標(biāo)姿態(tài)角度與實際姿態(tài)角度為三通道的姿態(tài)角，即俯仰角度、偏航角度、滾轉(zhuǎn)角度中的一個或多個。無人機(jī)的實際姿態(tài)角度可以通過分析處理加速度計、陀螺儀以及磁羅盤等傳感器采集的數(shù)據(jù)獲得，無人機(jī)的位置、速度可以通過分析處理gps、超聲波傳感器、視覺傳感器等傳感器獲得的數(shù)據(jù)獲得。

在航姿參考系統(tǒng)的坐標(biāo)系中，可以獲取無人機(jī)在x軸、y軸與z軸的俯仰角度、偏航角度、滾轉(zhuǎn)角度的姿態(tài)角偏差。需要調(diào)整的目標(biāo)姿態(tài)角度，為根據(jù)遙控器操作桿的輸入按比例得到的期望姿態(tài)角或由無人機(jī)的期望位置計算得到的目標(biāo)姿態(tài)角度，實際姿態(tài)角度為無人機(jī)當(dāng)前的姿態(tài)角度。本發(fā)明不限制航姿參考系統(tǒng)的坐標(biāo)系的設(shè)置方式。

步驟103，向pid控制器輸入姿態(tài)角偏差值，以使pid控制器根據(jù)姿態(tài)角偏差值進(jìn)行pid控制運(yùn)算，將無人機(jī)的姿態(tài)角度調(diào)整到目標(biāo)姿態(tài)角度。

在無人機(jī)的飛行過程中，pid控制器根據(jù)姿態(tài)角偏差值進(jìn)行pid控制運(yùn)算并輸出控制量。可以設(shè)置對多種參數(shù)進(jìn)行控制的pid控制器，pid控制器輸出控制量到被控設(shè)備，被控設(shè)備根據(jù)控制量可以控制無人機(jī)的姿態(tài)角度調(diào)整，通過調(diào)整俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角，將無人機(jī)的姿態(tài)角度調(diào)整到目標(biāo)姿態(tài)角度，以使得無人機(jī)符合當(dāng)前需要執(zhí)行的飛行動作。

可以采用多種方法基于飛行空速、飛行攻角以及槳盤氣流速度動態(tài)調(diào)整pid控制器進(jìn)行pid控制運(yùn)算的控制系數(shù)。例如，實時獲取飛行空速并確定飛行攻角，基于飛行空速和飛行攻角確定槳盤氣流速度，根據(jù)基于飛行空速、飛行攻角以及槳盤氣流速度確定增益調(diào)整值，通過增益調(diào)整值調(diào)整控制系數(shù)?？梢詫㈩A(yù)設(shè)的控制系數(shù)與增益調(diào)整值相乘，獲得當(dāng)前進(jìn)行pid控制運(yùn)算的控制系數(shù)，控制系數(shù)可以為比例系數(shù)、微分系數(shù)和積分系數(shù)中的一個或多個。

在一個實施例中，飛行空速υ∞可以由導(dǎo)航算法得出，υh為懸停狀態(tài)下的漿盤氣流速度，可以由無人機(jī)機(jī)身重量和槳盤的功率給出，也通過實驗獲得。α為當(dāng)前的飛行攻角，可以由姿態(tài)估計算法得出，當(dāng)俯仰角為φ并且滾轉(zhuǎn)角為θ的時候(無風(fēng)的狀態(tài)下)，確定飛行攻角為：α＝arcos(cosφ*cosθ)，其中，φ為無人機(jī)當(dāng)前的俯仰角，θ為無人機(jī)當(dāng)前的滾轉(zhuǎn)角。

確定對于槳盤氣流速度的函數(shù)關(guān)系基于函數(shù)關(guān)系可以求解出槳盤氣流速度。υi為槳盤氣流速度，υ∞為飛行空速，υh為無人機(jī)在懸停狀態(tài)下的槳盤氣流速度。通過求解函數(shù)關(guān)系得到υi可以利用常用的數(shù)值迭代方法，例如高斯牛頓法等。

下面是通過高斯牛頓法獲得υi值的示例，首先定義函數(shù)：

其中參數(shù)c=υ∞sinα。

方程等價為f(υi)＝0。

選定初υi(0)值，通過高斯牛頓法求根的步驟如下：

1.規(guī)定一個誤差容許值∈＞0。

2.計算迭代步驟υi(k+1)＝υi(k)-λf(υi)/f′(υi)；f′(υi)表示的是函數(shù)f對于自變量υi的導(dǎo)數(shù)，可以求出解析解。λ＞0,為可調(diào)參數(shù)，表示解的收斂速度。

3.如果||vi(k+1)-vi(k)||≤∈，則計算結(jié)束，得到υi值。如果||vi(k+1)-vi(k)||＞∈，則設(shè)置k＝k+1,繼續(xù)執(zhí)行上述的步驟2，直至獲取υi值。

計算槳盤升力p為發(fā)動機(jī)功率。

基于飛行空速、飛行攻角以及槳盤氣流速度確定增益調(diào)整值為：

例如，獲得飛行空速υ∞為10m/s，通過計算得到飛行攻角α為20度,通過實驗獲得無人機(jī)在懸停狀態(tài)下的槳盤氣流速度υh＝6m/s，通過對于槳盤氣流速度的函數(shù)關(guān)系計算得到當(dāng)前的槳盤氣流速度υi＝0.35m/s,最后計算得到增益調(diào)整值k＝0.63。

如圖4a所示，當(dāng)初值取為υi(0)＝0時，采用前述高斯牛頓法求解υi，隨著迭代次數(shù)增加逐漸逼近其真實解υi＝0.35。由此，中υi的解可以有效率地算出，從而k也可以即時得出，從而可以方便地在pid控制器算法的計算單元中實現(xiàn)。

pid控制器根據(jù)姿態(tài)角偏差值進(jìn)行pid控制運(yùn)算的控制運(yùn)算的原理如圖4b所示，pid控制運(yùn)算的控制運(yùn)算公式為：

ut為控制輸出量，kp為比例系數(shù)，ki為積分系數(shù)，kd為微分系數(shù)，et姿態(tài)角偏差值。例如，可以設(shè)置對于俯仰角度、偏航角度、滾轉(zhuǎn)角度進(jìn)行控制的pid控制器，分別對俯仰角度、偏航角度、滾轉(zhuǎn)角度的姿態(tài)進(jìn)行控制。

上述實施例提供的無人機(jī)姿態(tài)控制方法，設(shè)置用于調(diào)整pid控制運(yùn)算的控制系數(shù)的增益調(diào)整值，增益調(diào)整值可以隨著無人機(jī)的速度、角度等參數(shù)的變化而改變，通過增益調(diào)整值能夠動態(tài)調(diào)節(jié)pid控制器的比例、積分和微分單元的控制系數(shù)，可以提高無人機(jī)姿態(tài)調(diào)整以及飛行的穩(wěn)定性，例如當(dāng)無人機(jī)突然減速且改變攻角時，增益調(diào)整值做出相應(yīng)改變并調(diào)整pid控制運(yùn)算的控制系數(shù)，可以避免飛行高度產(chǎn)生激烈變化等。

在一個實施例中，如圖5所示，本發(fā)明提供一種旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制裝置50，包括：控制參數(shù)調(diào)整模塊51、姿態(tài)數(shù)據(jù)獲取模塊52和姿態(tài)角度控制模塊53?？刂茀?shù)調(diào)整模塊51基于飛行空速、飛行攻角以及槳盤氣流速度動態(tài)調(diào)整pid控制器進(jìn)行pid控制運(yùn)算的控制系數(shù)。姿態(tài)數(shù)據(jù)獲取模塊52根據(jù)需要調(diào)整的目標(biāo)姿態(tài)角度、當(dāng)前的實際姿態(tài)角度確定姿態(tài)角偏差值。姿態(tài)角度控制模塊53向pid控制器輸入姿態(tài)角偏差值，以使pid控制器根據(jù)姿態(tài)角偏差值進(jìn)行pid控制運(yùn)算，將無人機(jī)的姿態(tài)角度調(diào)整到目標(biāo)姿態(tài)角度。

如圖6所示，控制參數(shù)調(diào)整模塊51包括：增益計算單元511和參數(shù)設(shè)置單元512。增益計算單元511實時獲取飛行空速并確定飛行攻角，基于飛行空速和飛行攻角確定槳盤氣流速度；根據(jù)基于飛行空速、飛行攻角以及槳盤氣流速度確定增益調(diào)整值。參數(shù)設(shè)置單元512通過增益調(diào)整值調(diào)整控制系數(shù)。

參數(shù)設(shè)置單元512將預(yù)設(shè)的控制系數(shù)與增益調(diào)整值相乘，獲得當(dāng)前進(jìn)行pid控制運(yùn)算的控制系數(shù)，控制系數(shù)包括：比例系數(shù)、微分系數(shù)和積分系數(shù)。

增益計算單元511確定飛行攻角α＝arcos(cosφ*cosθ)，φ為無人機(jī)當(dāng)前的俯仰角，θ為無人機(jī)當(dāng)前的滾轉(zhuǎn)角。增益計算單元511確定對于槳盤氣流速度的函數(shù)關(guān)系

基于函數(shù)關(guān)系求解出槳盤氣流速度，υi為槳盤氣流速度，υ∞為飛行空速，υh為無人機(jī)在懸停狀態(tài)下的槳盤氣流速度。

增益計算單元511確定增益調(diào)整值

則pid控制器根據(jù)姿態(tài)角偏差值進(jìn)行pid控制運(yùn)算的控制運(yùn)算公式為：

ut為控制輸出量，kp為比例系數(shù)，ki為積分系數(shù)，kd為微分系數(shù)，et姿態(tài)角偏差值。

在一個實施例中，本發(fā)明提供一種旋翼無人機(jī)，包括：如上的旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制裝置。

圖7為根據(jù)本發(fā)明的旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制裝置的另一個實施例的模塊示意圖。如圖7所示，該裝置可包括存儲器71、處理器72、通信接口73以及總線74。存儲器71用于存儲指令，處理器72耦合到存儲器71，處理器72被配置為基于存儲器71存儲的指令執(zhí)行實現(xiàn)上述的無人機(jī)姿態(tài)控制方法。

存儲器71可以為高速ram存儲器、非易失性存儲器(non-volatilememory)等，存儲器71也可以是存儲器陣列。存儲器71還可能被分塊，并且塊可按一定的規(guī)則組合成虛擬卷。處理器72可以為中央處理器cpu，或?qū)Ｓ眉呻娐穉sic(applicationspecificintegratedcircuit)，或者是被配置成實施本發(fā)明的無人機(jī)姿態(tài)控制方法的一個或多個集成電路。

上述實施例提供的旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制方法、裝置及旋翼無人機(jī)，設(shè)置用于調(diào)節(jié)pid控制運(yùn)算的控制系數(shù)的增益調(diào)整值，增益調(diào)整值可以隨著無人機(jī)的速度、角度等參數(shù)的變化而改變，通過增益調(diào)整值能夠動態(tài)調(diào)節(jié)pid控制器的比例、積分和微分單元的控制系數(shù)，可以提高無人機(jī)姿態(tài)調(diào)整以及飛行的穩(wěn)定性，例如當(dāng)無人機(jī)突然減速且改變攻角時，增益調(diào)整值做出相應(yīng)改變并調(diào)整pid控制運(yùn)算的控制系數(shù)，避免飛行高度產(chǎn)生激烈變化等，并且能夠提高飛行的安全系數(shù)、提高用戶體驗。

可能以許多方式來實現(xiàn)本發(fā)明的方法和系統(tǒng)。例如，可通過軟件、硬件、固件或者軟件、硬件、固件的任何組合來實現(xiàn)本發(fā)明的方法和系統(tǒng)。用于方法的步驟的上述順序僅是為了進(jìn)行說明，本發(fā)明的方法的步驟不限于以上具體描述的順序，除非以其它方式特別說明。此外，在一些實施例中，還可將本發(fā)明實施為記錄在記錄介質(zhì)中的程序，這些程序包括用于實現(xiàn)根據(jù)本發(fā)明的方法的機(jī)器可讀指令。因而，本發(fā)明還覆蓋存儲用于執(zhí)行根據(jù)本發(fā)明的方法的程序的記錄介質(zhì)。

本發(fā)明的描述是為了示例和描述起見而給出的，而并不是無遺漏的或者將本發(fā)明限于所公開的形式。很多修改和變化對于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員而言是顯然的。選擇和描述實施例是為了更好說明本發(fā)明的原理和實際應(yīng)用，并且使本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員能夠理解本發(fā)明從而設(shè)計適于特定用途的帶有各種修改的各種實施例。