農(nóng)田信息采集用多旋翼無人機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與試驗(yàn)

廖懿華，張鐵民，蘭玉彬

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農(nóng)田信息采集用多旋翼無人機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與試驗(yàn)

廖懿華1，張鐵民1※，蘭玉彬2

（1. 華南農(nóng)業(yè)大學(xué)南方農(nóng)業(yè)機(jī)械與裝備關(guān)鍵技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，廣州 510642； 2. 國家精準(zhǔn)農(nóng)業(yè)航空施藥技術(shù)國際聯(lián)合研究中心，廣州 510642）

農(nóng)田信息快速采集是精準(zhǔn)農(nóng)業(yè)的基礎(chǔ)。為快速、高效、準(zhǔn)確、節(jié)能獲取農(nóng)田信息，該文搭建了多旋翼無人機(jī)平臺(tái)，設(shè)計(jì)了以STM32F407為主控制器的多旋翼飛行控制系統(tǒng)。采用了比例積分微分（proportion，integration，differentiation，PID）雙閉環(huán)控制策略，外環(huán)為角度反饋，內(nèi)環(huán)為角速度反饋。通過工程湊試法得到合適的PID控制參數(shù)。運(yùn)用專家控制策略改進(jìn)上述控制方法，使控制參數(shù)適應(yīng)無人機(jī)姿態(tài)變化。對(duì)所設(shè)計(jì)的無人機(jī)控制系統(tǒng)進(jìn)行抗干擾和階躍響應(yīng)試驗(yàn)。系統(tǒng)在受到30°橫滾與俯仰角干擾后，其對(duì)應(yīng)恢復(fù)平衡時(shí)間均在3.4 s內(nèi)，航向角30°干擾后恢復(fù)時(shí)間在4 s內(nèi)。系統(tǒng)橫滾與俯仰角階躍響應(yīng)調(diào)節(jié)時(shí)間在1～2 s內(nèi)，航向角在3.4 s內(nèi)。試驗(yàn)結(jié)果表明：雙閉環(huán)PID控制策略實(shí)現(xiàn)多旋翼無人機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定控制，專家控制策略增強(qiáng)無人機(jī)的抗干擾能力。在室外農(nóng)田環(huán)境中，無人機(jī)能根據(jù)指令在1～2 s內(nèi)快速調(diào)整姿態(tài)。當(dāng)姿態(tài)受風(fēng)影響發(fā)生傾斜時(shí)，陀螺儀測量角速度大于3 (°)/s，采用的控制策略能迅速調(diào)整電機(jī)轉(zhuǎn)速，保持無人機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定平衡。試驗(yàn)證明該控制系統(tǒng)穩(wěn)定可控且具有較強(qiáng)抗干擾性，滿足多旋翼無人機(jī)低空采集農(nóng)田信息的要求。

無人機(jī)；飛行控制系統(tǒng)；姿態(tài)控制；飛行試驗(yàn)；PID專家控制器；信息采集

0 引 言

農(nóng)用無人機(jī)主要用于噴施農(nóng)藥、液肥、預(yù)警災(zāi)害、采集農(nóng)田信息等，市場潛力巨大。隨著家庭農(nóng)場、土地流轉(zhuǎn)等新型農(nóng)業(yè)經(jīng)營模式的興起，給農(nóng)用無人機(jī)發(fā)展帶來無限機(jī)遇[1]。由于中國作物品種多樣，農(nóng)戶規(guī)模較小，需要在小范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)精準(zhǔn)農(nóng)業(yè)，采用多旋翼無人機(jī)獲取地面農(nóng)田信息可有效解決上述問題[2-4]。多旋翼無人機(jī)具有結(jié)構(gòu)簡單，操控方便、機(jī)動(dòng)性好、視野廣、作業(yè)選擇性強(qiáng)等特點(diǎn)，能及時(shí)獲取低空高分辨率圖像和其他近地面信息，減少人力物力資源消耗，成為農(nóng)田信息采集平臺(tái)之一[5]。近年來，隨著無人機(jī)遙感監(jiān)測技術(shù)迅速發(fā)展，美國已研發(fā)適用于農(nóng)田信息采集的無人機(jī)[6]。國內(nèi)從事農(nóng)業(yè)航空技術(shù)的企業(yè)已研制出多種機(jī)型、不同載荷的適用于超低空獲取農(nóng)田信息的微小型多旋翼無人機(jī)平臺(tái)[7]。雖然國外商用與科研的無人機(jī)技術(shù)發(fā)展較先進(jìn)，但少有提供技術(shù)開發(fā)支持。國外有開源項(xiàng)目，但開源項(xiàng)目通用性強(qiáng)，開發(fā)程序龐大，對(duì)其深入研究需要一定時(shí)間和技術(shù)支持。國內(nèi)大型無人機(jī)商業(yè)公司多在閉源系統(tǒng)上開發(fā)核心軟件。

多旋翼無人機(jī)為欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，在農(nóng)田環(huán)境下其飛行穩(wěn)定性易受自然風(fēng)、電磁干擾等近地面環(huán)境因素影響，其飛行穩(wěn)定性關(guān)系到能否采集符合要求的農(nóng)田信息。文獻(xiàn)[8-13]采用改進(jìn)的PID控制器以優(yōu)化控制性能，為四旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)的進(jìn)一步研究提供理論基礎(chǔ)。文獻(xiàn)[14-16]提出了在四旋翼無人機(jī)中嘗試專家系統(tǒng)等智能控制算法的建議。文獻(xiàn)[17]設(shè)計(jì)的PID控制器在飛行實(shí)驗(yàn)中實(shí)現(xiàn)良好的姿態(tài)控制效果，并提出改進(jìn)該控制器以獲得更好的控制效果。文獻(xiàn)[18]使用雙閉環(huán)串級(jí)PD控制器實(shí)現(xiàn)對(duì)四旋翼飛行器姿態(tài)調(diào)整和控制，且抗干擾能力強(qiáng)，需要進(jìn)一步對(duì)系統(tǒng)的階躍響應(yīng)和抗干擾能力性能測試。文獻(xiàn)[19]設(shè)計(jì)的智能比例和智能積分控制器可使姿態(tài)角快速回復(fù)到平衡點(diǎn)，具有更好的動(dòng)態(tài)性能和穩(wěn)態(tài)精度，達(dá)到了較為滿意的姿態(tài)控制效果。文獻(xiàn)[20]提出了在植保四軸飛行器應(yīng)用模糊PID控制算法以實(shí)現(xiàn)四軸飛行器的穩(wěn)定飛行。為此，本研究參考上述文獻(xiàn)，運(yùn)用雙閉環(huán)PID控制結(jié)構(gòu)，結(jié)合專家控制策略實(shí)時(shí)調(diào)整控制策略，讓多旋翼控制系統(tǒng)姿態(tài)穩(wěn)定、可控且具有較好的抗干擾能力。并對(duì)采用的控制方法進(jìn)行抗干擾、階躍響應(yīng)試驗(yàn)與農(nóng)田環(huán)境飛行試驗(yàn)，以用于低空農(nóng)田信息采集。

1 多旋翼無人機(jī)運(yùn)動(dòng)分析

采用導(dǎo)航坐標(biāo)系（n系）和機(jī)體坐標(biāo)系（b系）描述低空作業(yè)的“X”型四旋翼無人機(jī)姿態(tài)，如圖1所示。在導(dǎo)航坐標(biāo)系中，n軸垂直于水平面且方向向上，n與n互相垂直且在水平面內(nèi)，n軸指向北，n軸指向東[21-22]。機(jī)體坐標(biāo)系以機(jī)體中心為原點(diǎn)，原點(diǎn)至1、4號(hào)旋翼夾角中心線為b軸，原點(diǎn)至1、2號(hào)旋翼夾角中心線為b軸，b軸垂直向上。姿態(tài)測算系統(tǒng)中的陀螺儀、加速度計(jì)，磁強(qiáng)計(jì)均以機(jī)體坐標(biāo)系輸出測量值。定義多旋翼的橫滾角是b軸與地平面的夾角，(°)；俯仰角是b軸與地平面的夾角，(°)；偏航角是繞b軸旋轉(zhuǎn)的角度，(°)，順時(shí)針為正方向。

多旋翼的橫滾運(yùn)動(dòng)指機(jī)身繞n軸轉(zhuǎn)動(dòng)，水平方向合力沿n方向。同時(shí)增加或減小旋翼1、4的轉(zhuǎn)速，并等量減小或增加旋翼2、3的轉(zhuǎn)速，兩組旋翼的拉力差實(shí)現(xiàn)無人機(jī)橫滾運(yùn)動(dòng)。俯仰運(yùn)動(dòng)與橫滾運(yùn)動(dòng)類似，旋翼1、2和旋翼3、4兩組旋翼的拉力差實(shí)現(xiàn)俯仰運(yùn)動(dòng)。偏航運(yùn)動(dòng)是指機(jī)身繞n軸轉(zhuǎn)動(dòng)，當(dāng)旋翼1、3轉(zhuǎn)速增加或減少，同時(shí)旋翼2、4轉(zhuǎn)速減少或增加時(shí)，產(chǎn)生不平衡的反扭力矩實(shí)現(xiàn)偏航運(yùn)動(dòng)。

2 多旋翼無人機(jī)平臺(tái)構(gòu)建

采集農(nóng)田信息平臺(tái)為搭載小型電荷耦合元件（charge- coupled device，CCD）攝像頭的微小型多旋翼。選用軸距為330 mm四軸機(jī)架，質(zhì)量為1.45×10-4kg。機(jī)架中心板采用玻纖，機(jī)臂采用塑料，具有耐摔耐用特點(diǎn)。為了避免無人機(jī)對(duì)農(nóng)田作業(yè)環(huán)境造成污染，采用放電倍率大、重量輕的鋰電池作動(dòng)力。選用電池容量為2 200 mA·h，放電倍率為20 C的3節(jié)串聯(lián)鋰電池，輸出最大持續(xù)電流 44 A，電壓11.1 V。

電子調(diào)速器簡稱電調(diào)，用于把輸入的直流電轉(zhuǎn)換為三相交流電驅(qū)動(dòng)無刷電機(jī)，并根據(jù)控制信號(hào)實(shí)現(xiàn)電機(jī)轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)。螺旋槳的主要參數(shù)是直徑和螺距。槳的直徑和螺距越大，提供拉力越大。螺旋槳升力除了抬起機(jī)身及搭載設(shè)備外，還需保留60%的動(dòng)力完成前后左右動(dòng)作，抵抗外界干擾以及避免電池電壓降低后動(dòng)力不足。

選用朗宇980 KV型號(hào)無刷電機(jī)，20 A電調(diào)和8038型號(hào)的纖維混合制造正反槳，產(chǎn)生最大理論拉力3.21× 10-2N。機(jī)身及搭載設(shè)備合計(jì)質(zhì)量5.75×10-4kg，符合設(shè)計(jì)要求。圖2是本文多旋翼無人機(jī)平臺(tái)構(gòu)建。

圖2 用于農(nóng)田信息采集的多旋翼無人機(jī)平臺(tái)構(gòu)建

3 多旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)

3.1 主控制器STM32F407設(shè)置

采用STM32F407作為無人機(jī)控制系統(tǒng)主控制器。它具有Cortex?-M4內(nèi)核，工作頻率168 MHz。使用兩線式串行總線（inter integrated circuit，I2C）接口與6軸運(yùn)動(dòng)處理傳感器MPU6050，磁強(qiáng)計(jì)AK8975通信。使用16位和32位定時(shí)器捕獲遙控器通道輸入PWM（pulse width modulation）信號(hào)和輸出電機(jī)轉(zhuǎn)速PWM控制信號(hào)[23-24]。STM32生產(chǎn)商德意法公司為用戶提供固件庫開發(fā)程序，方便用戶使用固件庫操作主控制器寄存器。

采用外部高速時(shí)鐘（high speed external，HSE）作為主控制器時(shí)鐘源，連接頻率為8 MHz的石英諧振器。使用高級(jí)高性能總線（advanced high-performance bus，AHB）分頻器分頻。

設(shè)置STM32F407定時(shí)器TIM3為輸入捕獲模式以捕獲測量4個(gè)輸入通道的PWM脈沖寬度。設(shè)置每檢測一次信號(hào)沿觸發(fā)一次捕獲，第一次設(shè)置為上升沿捕獲。當(dāng)TIM3檢測到上升沿，記錄此時(shí)定時(shí)器計(jì)數(shù)值，然后設(shè)置下降沿捕獲，記錄此時(shí)定時(shí)器計(jì)數(shù)值，定時(shí)器計(jì)數(shù)值前后兩次時(shí)間差是高電平脈寬長度，即完成一次脈沖捕獲。

STM32F407定時(shí)器TIM1輸出4個(gè)通道的PWM信號(hào)以控制4個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速。設(shè)置輸出頻率為4 MHz，遞增計(jì)數(shù)脈沖寬度調(diào)制(pulse width modulation，PWM)模式，修改捕獲/比較寄存器以設(shè)置PWM占空比。

3.2 系統(tǒng)外接設(shè)備

主控制器外接設(shè)備包括4個(gè)發(fā)光二極管（light emitting diode，LED），6軸運(yùn)動(dòng)處理傳感器MPU6050和3軸磁場計(jì)AK8975。使用LED顯示系統(tǒng)不同狀態(tài)，如表1所示，方便操控人員掌握無人機(jī)狀態(tài)。

表1 LED顯示系統(tǒng)不同狀態(tài)

MPU6050集成了微機(jī)電系統(tǒng)（micro electro mechanical system，MEMS）3軸陀螺儀和3軸加速度傳感器，用于測量機(jī)體角速度和加速度，芯片尺寸為4 mm×4 mm× 0.9 mm，具有可擴(kuò)展數(shù)字運(yùn)動(dòng)處理器（digital motion processor，DMP）[25-26]。設(shè)置MPU6050采樣頻率為1 kHz，陀螺儀最大量程為±2 000 (°)/s，加速度傳感器最大量程為±80 N。使用文獻(xiàn)[27]方法對(duì)MPU6050進(jìn)行校準(zhǔn)。

AK8975是測量機(jī)體3軸磁場的磁強(qiáng)計(jì)芯片，芯片尺寸為4 mm×4 mm×0.75 mm[28]?？刂葡到y(tǒng)上電后設(shè)置AK8975為單一測量模式，讀取3軸磁場測量的原始數(shù)據(jù)并進(jìn)行校正。采集2 000個(gè)數(shù)據(jù)作為校準(zhǔn)樣本，在樣本中計(jì)算3軸各自測量的最大值、最小值、中心偏移值、總量程與量程增益。

3.3 系統(tǒng)運(yùn)行與任務(wù)調(diào)度

無人機(jī)控制系統(tǒng)需要統(tǒng)籌執(zhí)行多個(gè)任務(wù)，包括：多個(gè)傳感器信息測量和姿態(tài)融合解算，處理遙控器通道輸入信號(hào)、運(yùn)行姿態(tài)增穩(wěn)抗干擾控制，輸出電機(jī)控制量。因此，使用時(shí)間調(diào)度方法對(duì)控制系統(tǒng)各任務(wù)進(jìn)行統(tǒng)籌，使各個(gè)任務(wù)在指定時(shí)間內(nèi)有序進(jìn)行?？刂葡到y(tǒng)對(duì)主控制器和外接設(shè)備初始化后，檢查外接設(shè)備能否正常工作，然后各任務(wù)循環(huán)調(diào)度?？刂葡到y(tǒng)把執(zhí)行任務(wù)分為5個(gè)時(shí)間等級(jí)，分別在1、2、5、10、50 ms不同時(shí)間間隔內(nèi)分別執(zhí)行相應(yīng)任務(wù)，如圖3所示。

4 雙閉環(huán)PID姿態(tài)控制

4.1 控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型

四旋翼無人機(jī)運(yùn)動(dòng)微分方程由動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)兩組方程組成[29]。對(duì)無人機(jī)進(jìn)行運(yùn)動(dòng)分析，其可分為平移運(yùn)動(dòng)和旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。

當(dāng)不考慮旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，僅考慮平移運(yùn)動(dòng)時(shí)，四旋翼在導(dǎo)航坐標(biāo)系下受到的作用力主要來自于旋翼產(chǎn)生的升力Fn（N）、機(jī)體自身重力Fn（N）和空氣阻力Fn（N）。根據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)原理，Fb表示每個(gè)螺旋槳產(chǎn)生的升力，N。Fb下標(biāo)1，2，3，4分別為對(duì)應(yīng)旋翼，其方向始終為機(jī)體坐標(biāo)系的b軸方向。Ω，表示電機(jī)轉(zhuǎn)速，r/s。Ω下標(biāo)1，2，3，4分別對(duì)應(yīng)多旋翼的4個(gè)電機(jī)。Fb=kΩ2，其中k為電機(jī)轉(zhuǎn)速Ω與對(duì)應(yīng)旋翼升力Fb之間的轉(zhuǎn)換系數(shù)[30-31]，kg·m/r2。Fb=∑Fb。通過旋轉(zhuǎn)矩陣把機(jī)體坐標(biāo)系中的升力Fb轉(zhuǎn)換為導(dǎo)航坐標(biāo)系的升力Fn。Fn表示機(jī)體所受重力，方向垂直向下。Fn表示無人機(jī)受到的空氣阻力。該力與無人機(jī)在導(dǎo)航坐標(biāo)系三軸的飛行速度分量成正比，、、表示速度分量，m/s。Fn=[]T，其中，K，K，K為對(duì)應(yīng)方向的平移阻力系數(shù)，kg/s。根據(jù)牛頓定律和導(dǎo)航坐標(biāo)系中無人機(jī)的受力分析，可建立平移運(yùn)動(dòng)方程，如式（1）。

當(dāng)不考慮平移運(yùn)動(dòng)，只考慮剛體自身受外力矩作用下的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí)，用、、表示機(jī)體坐標(biāo)系下繞三軸的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，(°)/s。、、表示機(jī)體坐標(biāo)系下繞三軸的轉(zhuǎn)動(dòng)角加速度，(°)/s2。多旋翼在機(jī)體坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)合力矩M，M，M（N·m），如式（2）。

式中J，J，J為機(jī)體三軸對(duì)應(yīng)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，kg·m2。

多旋翼的升力矩M，M，M（N·m），如式（3）。

式中為旋翼中心到機(jī)體質(zhì)心的距離，m；為力到力矩轉(zhuǎn)換系數(shù)，m。

四旋翼無人機(jī)在飛行過程中會(huì)出現(xiàn)陀螺力矩[32-36]M（N·m），如式（4）。

式中J表示旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，kg·m2。結(jié)合式（2）、（3）、（4）得到旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)方程式（5）。

定義U為多旋翼控制系統(tǒng)的電機(jī)控制輸入量[37-38]，得式（6）。

式中1、2、3、4分別為上升、橫滾、俯仰、偏航控制輸入量。將式（6）代入式（1）、式（5）得式（7）多旋翼數(shù)學(xué)模型。

由式（7）可知，控制多旋翼需要掌握其姿態(tài)并能控制4個(gè)電機(jī)電壓，以實(shí)現(xiàn)多旋翼運(yùn)動(dòng)控制。為了便于控制算法實(shí)現(xiàn)，根據(jù)下述3點(diǎn)簡化多旋翼數(shù)學(xué)模型：1）多旋翼運(yùn)動(dòng)狀態(tài)多為懸停狀態(tài)和小角度變化，引入角度計(jì)算增加計(jì)算量，且角度相關(guān)項(xiàng)的計(jì)算值遠(yuǎn)小于其他項(xiàng)，因此可簡化角度相關(guān)項(xiàng)；2）在懸停狀態(tài)下，坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)矩陣接近單位矩陣，機(jī)體坐標(biāo)系的角加速度可認(rèn)為是導(dǎo)航坐標(biāo)系的姿態(tài)角加速度；3）由于僅有4個(gè)控制輸入量1~4，因此在控制回路中不能控制多于4個(gè)變量，僅選擇對(duì)姿態(tài)角與高度進(jìn)行控制。式（8）為簡化后的多旋翼控制模型。

控制算法處理控制輸入量和傳感器測量姿態(tài)，為平衡無人機(jī)姿態(tài)提供電機(jī)PWM控制信號(hào)，如圖4a所示。

控制算法通過式（8）把姿態(tài)角與高度控制輸入量轉(zhuǎn)換為電機(jī)轉(zhuǎn)速控制?？刂撇呗圆捎肞ID技術(shù)。通過式（6）得式（9）電機(jī)轉(zhuǎn)速控制矩陣，用于計(jì)算電機(jī)轉(zhuǎn)速Ω與控制輸入量U關(guān)系。

由式（9）可知，多旋翼無人機(jī)通過調(diào)節(jié)4個(gè)帶槳電機(jī)轉(zhuǎn)速實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制。每個(gè)電機(jī)的PWM控制量均由三軸姿態(tài)角控制量和上升控制量疊加，疊加的正負(fù)與電機(jī)位置相關(guān)。通過式（9）計(jì)算電機(jī)控制量，把相應(yīng)電機(jī)控制量寫入TIM1的4個(gè)通道PWM波形比較寄存器，調(diào)整電機(jī)轉(zhuǎn)速。圖5是多旋翼控制系統(tǒng)框圖。

圖5 多旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)框圖

多旋翼無人機(jī)螺旋槳轉(zhuǎn)速與升力呈非線性關(guān)系，屬于欠阻尼系統(tǒng)。此外，無人機(jī)在農(nóng)田低空飛行時(shí)，為避免受到風(fēng)場、負(fù)載或磁場干擾，采用單閉環(huán)PID難以保持系統(tǒng)穩(wěn)定。為此，加入角速度內(nèi)環(huán)，構(gòu)成雙閉環(huán)PID控制結(jié)構(gòu)。當(dāng)受外界干擾時(shí)，可迅速回復(fù)平衡狀態(tài)并具有較快的控制輸入響應(yīng)[39-41]。圖4b是本系統(tǒng)采用的雙閉環(huán)控制方法結(jié)構(gòu)圖。外環(huán)的姿態(tài)角度測量采用文獻(xiàn)[27]方法，角速度采用MPU6050陀螺儀測量。

4.2 PID參數(shù)調(diào)整

PID參數(shù)整定是控制系統(tǒng)的關(guān)鍵。比例控制維持系統(tǒng)平衡，過大引起低頻振蕩；微分控制抑制偏差作用，過大會(huì)引起高頻振蕩；積分控制消除靜差，過大引起系統(tǒng)震蕩。采用工程湊試法獲取合理的PID控制參數(shù)，選擇參數(shù)時(shí)可先在大范圍內(nèi)嘗試，確定小范圍后，進(jìn)行微小調(diào)節(jié)，反復(fù)調(diào)試以獲得滿意響應(yīng)。圖6為多旋翼無人機(jī)試驗(yàn)平臺(tái)。

圖6 多旋翼無人機(jī)飛行控制器試驗(yàn)平臺(tái)

調(diào)整參數(shù)過程如下：首先調(diào)整雙閉環(huán)中橫滾角和俯仰角的內(nèi)環(huán)角速度比例參數(shù)rot_p，其余參數(shù)設(shè)置為0，當(dāng)rot_p很大時(shí)，飛機(jī)不能維持平衡，此時(shí)加入外環(huán)角度比例參數(shù)ang_p，并調(diào)整rot_p。合適的rot_p可使飛行器抗干擾，快速回復(fù)到平衡位置，不會(huì)造成連續(xù)振蕩，但有靜差。

然后調(diào)整內(nèi)環(huán)微分參數(shù)rot_d。逐漸增大rot_d，飛機(jī)受到干擾后，回復(fù)速度加快。合適的rot_d可使飛機(jī)迅速回復(fù)但不會(huì)回復(fù)過猛，此時(shí)飛機(jī)存在靜差。

加入積分控制，飛機(jī)可消除平衡靜差，增大積分控制ang_i可加快回復(fù)速度。此時(shí)，需要調(diào)整rot_d和rot_p。調(diào)整內(nèi)環(huán)PID參數(shù)后，飛機(jī)較理想的狀態(tài)為1～2 s內(nèi)回復(fù)到0°平衡位置。此時(shí)，飛機(jī)具有抗干擾能力且可控，但遙控器放舵后，飛機(jī)需要較長時(shí)間才回復(fù)到水平平衡位置。

加入航向角的外環(huán)和內(nèi)環(huán)比例控制，較合理的參數(shù)可以使航向角受干擾后回復(fù)平衡。但當(dāng)橫滾和俯仰角受干擾后，飛機(jī)容易產(chǎn)生微小振動(dòng)，此時(shí)應(yīng)減少橫滾與俯仰的rot_p。加入航向角的微分控制，逐漸增加rot_d，直到飛機(jī)回復(fù)較快且沒有超調(diào)。加入內(nèi)環(huán)積分控制消除航向角靜差。不斷調(diào)整rot_i和rot_d，直到系統(tǒng)回復(fù)速度較快同時(shí)超調(diào)減少，同時(shí)調(diào)整rot_p使系統(tǒng)在較短時(shí)間內(nèi)回復(fù)到平衡位置。

內(nèi)環(huán)參數(shù)整定后，飛機(jī)受小角度干擾后，能短時(shí)間內(nèi)回復(fù)到平衡狀態(tài)。但打舵時(shí)姿態(tài)角反應(yīng)緩慢；施加大角度干擾后，飛機(jī)不能快速回復(fù)，因此需要調(diào)整橫滾與俯仰外環(huán)比例控制。增加外環(huán)比例參數(shù)ang_p，飛機(jī)的打舵反應(yīng)速度加快，但放舵和受干擾后產(chǎn)生高頻振蕩。此時(shí)減少rot_p使飛機(jī)在放舵或受干擾后反應(yīng)趨于平緩，同時(shí)增加ang_p使飛機(jī)回復(fù)速度加快。調(diào)整航向角ang_p，使航向角在受干擾后回復(fù)速度加快且不會(huì)產(chǎn)生超調(diào)振蕩。

然后調(diào)整外環(huán)微分與積分參數(shù)ang_d、ang_i。合適的ang_d使系統(tǒng)受干擾后，反應(yīng)快速且平穩(wěn)。調(diào)整ang_i使系統(tǒng)受干擾后可回復(fù)到0°平衡位置。但ang_i不能太大，否則造成系統(tǒng)穩(wěn)定滯后。整定后得到本文無人機(jī)控制系統(tǒng)內(nèi)環(huán)與外環(huán)合適的PID參數(shù)，如表2所示。

表2 整定后內(nèi)環(huán)與外環(huán)控制合適的PID參數(shù)取值

注：rot_p，rot_i，rot_d為內(nèi)環(huán)角速度控制的比例、積分、微分參數(shù)；ang_p,ang_p,ang_d為外環(huán)角度控制的比例、積分、微分參數(shù)。

Note:rot_p,rot_iandrot_dare proportional, integral and differential parameters of angle rate control-inner loop respectively;ang_p,ang_pandang_dare proportional, integral and differential parameters of angle control-outer loop respectively.

4.3 專家控制器

無人機(jī)控制過程除受外界干擾外，也受系統(tǒng)控制過程參數(shù)變化影響，如系統(tǒng)控制輸入量，角度和角速度積分飽和，角度偏差變化率。因此引入專家控制方法，以適應(yīng)無人機(jī)控制過程的姿態(tài)變化，達(dá)到加強(qiáng)穩(wěn)定控制效果[42-43]。針對(duì)無人機(jī)控制過程特點(diǎn)，分析總結(jié)專家規(guī)則如下。

1）專家規(guī)則1：油門輸入

通常一組PID參數(shù)僅適用于某一給定油門值。因此在遙控器油門輸入變化情況下，需要調(diào)整積分限幅，限制電機(jī)輸出總控制量。

因此將油門輸入作為角度、角速度積分限幅參數(shù)。當(dāng)油門輸入控制量較小時(shí)，限幅按線性比例增加。當(dāng)油門輸入可使飛機(jī)起飛，積分限幅為常數(shù)。式（10）中的油門比重Thrrto為積分限幅參數(shù)。

式中CH_Thr為遙控器油門輸入控制量。

2）專家規(guī)則2：角度與角速度積分限幅

PID輸出控制量是電機(jī)PWM值，受電機(jī)最大轉(zhuǎn)速限制。如果PID控制量超出電機(jī)有效執(zhí)行范圍，會(huì)發(fā)生“飽和效應(yīng)”，系統(tǒng)不能按預(yù)期控制策略進(jìn)行[44]。因此采用積分限幅方法，把積分控制限制在一定范圍內(nèi)，式（11）為角度積分控制ang_i()計(jì)算方法。

式中表示某一時(shí)刻，ang()為角度偏差，(°)，最大控制角度為25°。因需要保留部分控制量給比例和微分控制，所以分配給角度積分控制的范圍是最大姿態(tài)角度的一半。計(jì)算角度積分控制量時(shí)，先累加本次積分值，判斷是否超出限值范圍。若未超出，則按普通積分計(jì)算，若超出，則按積分限幅值計(jì)算。

角速度積分控制與角度積分控制使用相同抑制方法，使用式（12）計(jì)算角速度積分控制量rot_i()。

式中最大控制角速度為300 (°)/s。

3）專家規(guī)則3：角度偏差變速微分處理

微分控制有助于克服系統(tǒng)振蕩，加快系統(tǒng)響應(yīng)，減少調(diào)節(jié)時(shí)間。在一般PID算法中，微分系數(shù)是常數(shù)。為改善系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能，采用變速微分方法，改變微分系數(shù)，使其與偏差大小相對(duì)應(yīng)。

設(shè)置變速微分系數(shù)d(ang())，與當(dāng)前偏差絕對(duì)值|ang()|關(guān)系如式（13），角度控制中變速微分控制量輸出ang_d()如式（14）。

式（13）中，30°表示最大偏差角度。

4）專家規(guī)則4：輸入輸出限幅

在外環(huán)姿態(tài)角控制中，控制器把遙控器橫滾和俯仰通道輸入指令轉(zhuǎn)化為期望角度，最大幅值為±25°，偏航通道按照0.3 (°)/s比例轉(zhuǎn)換為航向角。輸入姿態(tài)角與測量姿態(tài)角相減的偏差角度限值為±30°。外環(huán)角度輸出控制量ang()轉(zhuǎn)換為內(nèi)環(huán)角速度控制的角速度期望值，范圍是-300～300 (°)/s。然后與陀螺測量角速度相減，得到角速度偏差rot，作為內(nèi)環(huán)控制輸入，內(nèi)環(huán)控制輸出為電機(jī)控制量。角度控制輸出量應(yīng)該跟隨角度偏差大小改變，引入角度控制比例系數(shù)out(ang())限制角度控制輸出，如 式（15）。

5）專家規(guī)則5：內(nèi)外環(huán)結(jié)合

按式（16）計(jì)算角度、角速度比例控制ang_p()、rot_p()。

利用本次陀螺儀測量角速度值rotreal()減去上次測量角速度值rotreal(-1)得角加速度，(°)/s2，與rot_d相乘，得角速度微分控制rot_d()，如式（17）。

式（18）計(jì)算角度、角速度PID控制。

式中ang()、rot()為角度、角速度控制輸出量。采用式（19）互補(bǔ)濾波方法對(duì)ang()與rot()進(jìn)行融合，計(jì)算雙閉環(huán)PID專家姿態(tài)角控制輸出量dual。

式中dual為內(nèi)環(huán)與外環(huán)控制結(jié)合系數(shù)，取值0.2。dual()是雙閉環(huán)專家PID姿態(tài)控制輸出量，圖4c是雙閉環(huán)專家PID姿態(tài)角控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖。

5 試 驗(yàn)

5.1 抗干擾試驗(yàn)

多旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)采用雙閉環(huán)PID專家控制方法對(duì)姿態(tài)角進(jìn)行控制。對(duì)橫滾、俯仰、航向角施加擾動(dòng)以測試無人機(jī)的穩(wěn)定性。

在固定位置調(diào)整墊塊高度，使平臺(tái)支撐架接觸墊塊后，無人機(jī)側(cè)傾角為5°、10°、15°、25°、30°。把遙控器油門推到中間位置，對(duì)測試平臺(tái)支撐架施加外力，使其接觸墊塊，模擬無人機(jī)受干擾，在控制系統(tǒng)中采用文獻(xiàn)[27]方法測量并輸出無人機(jī)姿態(tài)角，以觀察無人機(jī)受干擾后回復(fù)狀況，通過無線傳輸方式將測量的姿態(tài)角變化發(fā)送到電腦。

圖7為無人機(jī)在橫滾、俯仰、偏航方向受干擾后姿態(tài)角變化。由圖7可知，無人機(jī)在比例和微分控制作用下快速回復(fù)到平衡狀態(tài)并略有超調(diào)，積分控制使無人機(jī)平衡時(shí)姿態(tài)角接近0°。該試驗(yàn)證明提出的雙閉環(huán)PID專家控制方法能有效抑制干擾，保證無人機(jī)在較強(qiáng)干擾下能快速恢復(fù)并保持穩(wěn)定狀態(tài)。

表3是系統(tǒng)受不同干擾后恢復(fù)平衡狀態(tài)的時(shí)間統(tǒng)計(jì)，記錄了姿態(tài)變化曲線的上升時(shí)間和調(diào)節(jié)時(shí)間。

在傳統(tǒng)PID控制中，當(dāng)所受干擾增加，系統(tǒng)的上升時(shí)間和調(diào)節(jié)時(shí)間均增加。但在變速微分作用下，當(dāng)干擾角度較大時(shí)，上升時(shí)間沒有繼續(xù)增加。在橫滾與俯仰角方向，系統(tǒng)上升時(shí)間不超過0.27 s。系統(tǒng)在受到30°干擾后，橫滾與俯仰角恢復(fù)平衡時(shí)間在3.4 s內(nèi)，航向角時(shí)間在4 s內(nèi)，系統(tǒng)在受到大角度干擾后能快速恢復(fù)到穩(wěn)定狀態(tài)。

圖7 多旋翼無人機(jī)受姿態(tài)角不同角度干擾后自平衡過程

表3 系統(tǒng)受干擾后恢復(fù)平衡狀態(tài)時(shí)間統(tǒng)計(jì)

5.2 階躍響應(yīng)試驗(yàn)

對(duì)多旋翼無人機(jī)進(jìn)行階躍響應(yīng)試驗(yàn)。把遙控器油門搖桿推到中間位置，分別推動(dòng)遙控器橫滾、俯仰通道搖桿至最大控制角度一半，航向通道搖桿輕推到最大控制角度一半后立即回復(fù)中間位置，觀察系統(tǒng)姿態(tài)角在階躍輸入后的響應(yīng)曲線，如圖8所示。

統(tǒng)計(jì)系統(tǒng)在階躍輸入后的上升時(shí)間，最大超調(diào)量，調(diào)節(jié)時(shí)間和振蕩次數(shù)，以評(píng)價(jià)系統(tǒng)快速性和穩(wěn)定性，如表4。由表4可知，當(dāng)給多旋翼系統(tǒng)加入最大控制姿態(tài)角一半的階躍輸入后，橫滾角最大超調(diào)量為53%，上升時(shí)間為0.77 s；俯仰角最大超調(diào)量為40%，上升時(shí)間為0.69 s；航向角最大超調(diào)量為19%，上升時(shí)間為0.8 s，橫滾與俯仰角的調(diào)節(jié)時(shí)間為1~2 s，航向角的調(diào)節(jié)時(shí)間不超過3.4 s。橫滾與俯仰角在階躍響應(yīng)中沒有振蕩，航向角振蕩次數(shù)為1。系統(tǒng)能根據(jù)控制指令作出準(zhǔn)確響應(yīng)，最后收斂并趨于穩(wěn)定。

圖8 多旋翼無人機(jī)姿態(tài)角階躍響應(yīng)

表4 系統(tǒng)階躍響應(yīng)性能參數(shù)統(tǒng)計(jì)

由圖8和表4可知，設(shè)計(jì)的雙閉環(huán)PID專家控制策略使多旋翼姿態(tài)控制系統(tǒng)具有響應(yīng)快速、波動(dòng)較小、可穩(wěn)定控制性能。

5.3 室外農(nóng)田環(huán)境飛行試驗(yàn)

在試驗(yàn)平臺(tái)上，采用工程湊試法得到雙閉環(huán)專家控制系統(tǒng)合適的PID參數(shù)，使無人機(jī)對(duì)控制輸入具有良好響應(yīng)，并具有抗干擾能力。在華南農(nóng)業(yè)大學(xué)水稻育種基地試驗(yàn)田對(duì)無人機(jī)進(jìn)行室外農(nóng)田環(huán)境飛行試驗(yàn)。時(shí)間為十月上旬，水稻成熟，約有1 m高。試驗(yàn)選擇在天氣晴朗，風(fēng)力為1～3級(jí)的天氣環(huán)境下進(jìn)行。在農(nóng)田中，因田地潮濕，需要在1～2 m寬的田埂起飛與降落。試驗(yàn)過程中均采用相同質(zhì)量的電池進(jìn)行懸停、俯仰和偏航姿態(tài)運(yùn)動(dòng)飛行。

在雙閉環(huán)PID無人機(jī)姿態(tài)角控制中，rot_p決定電機(jī)對(duì)期望角速度響應(yīng)快慢。該值設(shè)定過高會(huì)使無人機(jī)搖擺不定，過低則造成響應(yīng)緩慢。

ang_p決定無人機(jī)對(duì)主控器輸入期望角度與實(shí)際角度之間誤差的響應(yīng)，并將輸出的角度控制量轉(zhuǎn)化為相應(yīng)的期望角速度，然后輸出至角速度控制器。增大該值會(huì)使飛機(jī)反應(yīng)靈敏，加快響應(yīng)和增強(qiáng)抗風(fēng)能力。較低值會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)反應(yīng)非常緩慢，無法抵抗風(fēng)的干擾。

增大ang_d值加強(qiáng)無人機(jī)恢復(fù)平衡能力和對(duì)遙控輸入的響應(yīng)。

航向控制的PID值決定了無人機(jī)根據(jù)偏航輸入作出的旋轉(zhuǎn)反應(yīng)。增大該值會(huì)使無人機(jī)旋轉(zhuǎn)更快。設(shè)置過高的航向ang_p或rot_p將使無人機(jī)搖擺不定，過低則不能保持機(jī)頭朝向。因此在戶外條件下，航向控制的內(nèi)外環(huán)PID值不變，橫滾和俯仰角的rot_p，ang_p，ang_d增加，其余不變。調(diào)整后橫滾和俯仰的rot_p為1，ang_p為0.5，ang_d為1.5。

根據(jù)上述修正參數(shù)，多旋翼能在育種基地完成懸停、側(cè)傾和前傾的飛行。多旋翼無人機(jī)飛行穩(wěn)定，符合設(shè)計(jì)要求。試驗(yàn)時(shí)，通過無線數(shù)據(jù)傳輸方式把狀態(tài)信息發(fā)送到電腦，在電腦保存數(shù)據(jù)并進(jìn)行分析。分析結(jié)果如圖9所示。

圖9 多旋翼無人機(jī)室外農(nóng)田環(huán)境姿態(tài)角控制過程

由圖9可知，無人機(jī)接收到控制指令后，能根據(jù)指令在1～2 s內(nèi)快速調(diào)整姿態(tài)。試驗(yàn)過程中，當(dāng)姿態(tài)受風(fēng)影響發(fā)生傾斜時(shí)，陀螺儀測量角速度大于3(°)/s，設(shè)計(jì)的控制策略能迅速調(diào)整電機(jī)轉(zhuǎn)速，保持無人機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定平衡。設(shè)計(jì)的多旋翼無人機(jī)控制方法能有效抵抗干擾且能穩(wěn)定控制姿態(tài)角，在微風(fēng)干擾下能自動(dòng)調(diào)整姿態(tài)平穩(wěn)飛行，適用于低空農(nóng)田信息采集。

6 結(jié) 論

通過對(duì)多旋翼無人機(jī)進(jìn)行運(yùn)動(dòng)分析，搭建了適用于農(nóng)田信息采集的多旋翼無人機(jī)試驗(yàn)平臺(tái)。

1）設(shè)計(jì)了以STM32為主控制器與多傳感器組成的控制系統(tǒng)，使用任務(wù)調(diào)度方法安排系統(tǒng)任務(wù)運(yùn)行。建立控制系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，采用雙閉環(huán)PID控制方法，并使用工程湊試法找到合適的控制參數(shù)，使無人機(jī)具有自穩(wěn)定能力。

2）引入專家控制方法，根據(jù)無人機(jī)控制過程特性加入專家規(guī)則，使控制系統(tǒng)在控制過程發(fā)生狀態(tài)變化時(shí)及時(shí)調(diào)整控制參數(shù)，增強(qiáng)無人機(jī)的抗干擾能力。

3）對(duì)所設(shè)計(jì)的無人機(jī)控制系統(tǒng)進(jìn)行抗干擾和階躍響應(yīng)試驗(yàn)。系統(tǒng)在受到30°干擾后，橫滾與俯仰角恢復(fù)平衡時(shí)間在3.4 s內(nèi)，航向角時(shí)間在4 s內(nèi)。系統(tǒng)橫滾角和俯仰角階躍響應(yīng)調(diào)節(jié)時(shí)間在1～2 s內(nèi)，航向角在3.4 s內(nèi)。試驗(yàn)結(jié)果表明：雙閉環(huán)PID控制策略可實(shí)現(xiàn)多旋翼無人機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定控制，專家控制策略增強(qiáng)無人機(jī)的抗干擾能力。

4）在室外農(nóng)田環(huán)境中，無人機(jī)能根據(jù)指令在約1～ 2 s內(nèi)快速調(diào)整姿態(tài)。當(dāng)姿態(tài)受風(fēng)影響發(fā)生傾斜時(shí)，陀螺儀測量角速度大于3 (°)/s，設(shè)計(jì)的控制策略能迅速調(diào)整電機(jī)轉(zhuǎn)速，保持無人機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定平衡。試驗(yàn)證明該控制系統(tǒng)穩(wěn)定可控且具有較強(qiáng)抗干擾性，滿足多旋翼無人機(jī)低空采集農(nóng)田信息的要求。

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Design and test ofattitude stabilization control system of multi-rotor unmanned aerial vehicle applied in farmland information acquisition

Liao Yihua1, Zhang Tiemin1※, Lan Yubin2

(1.510642,; 2.510642,)

Farmland information acquisition is the basis of precision agriculture. Multi-rotor unmanned aerial vehicle (UAV) can obtain farmland information quickly, efficiently and accurately. But as an under actuated system, the flight stability of multi-rotor UAV is susceptible to natural wind, electromagnetic interference and the near surface factors in farmland environment. The flight stability control method is important in multi-rotor UAV flight and affects qualified information acquisition. In this paper, multi-rotor UAV was adopted as research object and its body coordinate system and navigation coordinate system were established. Based on its motion analysis, changing 4 motors speed can realize multi-rotor UAV attitude regulation. The multi-rotor UAV platform consisted of brushless motors, electric speed controllers and composite-fiber fabric propellers. The flight control system was designed based on STM32F407 as master controller, MPU6050 as motion sensor integrated with 3-axis accelerometer and 3-axis gyroscope, AK8975 as 3-axis magnetometer. The attitude of multi-rotor UAV was measured and computed by the sensors above. The timers in the controller were used for capturing the input signals from remote control and generating PWM output signals for motors control. Multiple tasks including attitude measurement remote control input process, attitude stabilization management and motors control output were scheduled by task scheduling method in the control system. The mathematical model of multi-rotor UAV attitude control was established. Through matrix calculation, the multi-rotor UAV attitude angle and throttle control inputs were mapped to each motors speed control. Then the control principle applied in this study was explained. The double closed-loop proportional integral differential (PID) control strategy with angular velocity as the inner feedback loop and angle as the outer feedback loop was proposed. A multi-rotor UAV experimental platform was built to gain the proper PID control parameters of inner and outer control loops through engineer debugging method. The double closed loop PID control method was further improved by expert control strategy. The expert control rules included throttle input ratio definition, angle and angular velocity integration limitation, angle differential control parameter variation, input and output control limitation. By introducing the expert rules, the control parameters were diverse to be adapted to the multi-rotor UAV attitude change. Anti-interference tests and step response tests were taken to testify the designed control system on the experimental platform. In the traditional PID control, when interference angle increased, the rise time and the adjustment time of the system increased. But under the effect of variable derivative, when the interference angle became large, the rise time did not increase. The rise time of the system was less than 0.27 s. When the system was subjected to 30°interference angle, the adjustment times for roll angle, pitch angle and yaw angle restored to balance were less than 3.4 and 4 s respectively. In the step response tests, rise time, maximum overshoot, adjustment time and oscillation frequency of the system were recorded. According to the statistics, the maximum adjustment times for roll angle, pitch angle and yaw angle were less than 2.2 s and 3.4 s respectively. It proved that the double closed-loop PID expert control strategy adopted in this paper made the multi-rotor UAV have quick response, small fluctuation and stable control performance. Rice breeding base was chosen as outdoor farmland circumstance to test the multi-rotor UAV attitude control performance. Because the multi-rotor UAV flight cannot avoid wind interference in outdoor, higher inner loop proportion value, outer loop proportion and differential value in roll and pitch control made the multi-rotor UAV more agile, responsive to control input and stronger resistance to wind disturbance. In the outdoor farmland flight tests, the collected information were sent to computer through wireless data transmission and were stored and analyzed in computer. From the experiment results, it could be concluded that the multi-rotor UAV can regulate its motors speed in a short while and adjust its attitude according to the remote control input in 1-2 s. When the multi-rotor UAV flight control was disturbed by wind, the angular velocities measured by gyroscope were larger than 3 (°)/s, the control strategy made the multi-rotor UAV automatically adjust its attitude to keep stable flight and effectively resist to the wind disturbance. It proved that the control strategy designed in this research is suitable for multi-rotor UAV applied in farmland information acquisition.

unmanned aerial vehicles(UVA); flight control systems; attitude control; flight experiment; expert PID controller; information acquisition

10.11975/j.issn.1002-6819.2017.03.012

V275+.1

A

1002-6819(2017)-03-0088-11

2016-07-29

2016-12-07

國家高技術(shù)研究發(fā)展計(jì)劃（“863”計(jì)劃）資助項(xiàng)目（SS2013AA102303）；機(jī)器人學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室開放課題資助項(xiàng)目（RL2012-O02）

廖懿華，博士，主要從事農(nóng)業(yè)航空應(yīng)用技術(shù)研究。廣州華南農(nóng)業(yè)大學(xué)南方農(nóng)業(yè)機(jī)械與裝備關(guān)鍵技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，510642。 Email：liaoyihuags@163.com

張鐵民，教授，主要從事智能檢測與控制、農(nóng)業(yè)航空應(yīng)用和機(jī)器人技術(shù)、農(nóng)業(yè)電氣化與自動(dòng)化研究。廣州華南農(nóng)業(yè)大學(xué)南方農(nóng)業(yè)機(jī)械與裝備關(guān)鍵技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，510642。Email：tm-zhang@163.com

廖懿華，張鐵民，蘭玉彬.農(nóng)田信息采集用多旋翼無人機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與試驗(yàn)[J]. 農(nóng)業(yè)工程學(xué)報(bào)，2017，33(3)：88－98. doi：10.11975/j.issn.1002-6819.2017.03.012 http://www.tcsae.org

Liao Yihua, Zhang Tiemin, Lan Yubin.Design and test of attitude stabilization control system of multi-rotor unmanned aerial vehicle applied in farmland information acquisition[J]. Transactions of the Chinese Society of Agricultural Engineering (Transactions of the CSAE), 2017, 33(3): 88－98. (in Chinese with English abstract) doi：10.11975/j.issn.1002-6819.2017.03.012 http://www.tcsae.org