本發(fā)明涉及航空動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域，具體地，涉及一種傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制方法和控制裝置。

背景技術(shù)：
在相關(guān)技術(shù)中，固定翼飛行器與旋翼飛行器作為不同結(jié)構(gòu)的飛行器的兩個(gè)代表，其發(fā)展吸引了世界各國(guó)極大的關(guān)注。固定翼飛行器具有航程長(zhǎng)、噪聲小、飛行速度快等優(yōu)勢(shì)，但是受起降環(huán)境的影響較大，且不能在空中懸停。旋翼飛行器能夠?qū)崿F(xiàn)垂直起降、低空低速飛行、空中懸停等功能，但是受自身結(jié)構(gòu)限制，載重量小、噪聲大、航程較短。后來，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)被提出，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)兼具旋翼飛行器的垂直起降能力與固定翼飛行器的快速飛行能力，更加滿足了用戶日益增長(zhǎng)的需求。典型的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在固定翼兩翼的翼尖或機(jī)身安裝一套可在垂直位置和水平位置之間跟蹤發(fā)動(dòng)機(jī)短艙轉(zhuǎn)動(dòng)的傾轉(zhuǎn)旋翼組件，根據(jù)短艙轉(zhuǎn)角的不同，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)共有三種飛行模式：直升機(jī)模式、過渡模式和固定翼模式。圖1a-圖1c分別是直升機(jī)模式、過渡模式、和固定翼模式的示意圖。對(duì)于傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的研究可以追溯到上個(gè)世紀(jì)20年代，其中最為著名的為貝爾公司與波音公司共同研制的V-22“魚鷹”傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)。除了典型的兩傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)外，各國(guó)的學(xué)者在近幾年中不斷致力于小型多傾轉(zhuǎn)旋翼的研究。例如NASA的十傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)、土耳其伊斯塔布爾大學(xué)設(shè)計(jì)的四傾轉(zhuǎn)機(jī)翼機(jī)和希臘帕特雷大學(xué)設(shè)計(jì)的三傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)等等。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的特殊結(jié)構(gòu)使得旋翼與機(jī)翼及機(jī)身的氣動(dòng)干擾、飛行器動(dòng)力學(xué)數(shù)學(xué)模型、以及飛行控制系統(tǒng)等方面均成為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)研究的關(guān)鍵性問題。在直升機(jī)模式與過渡模式下，旋翼的下洗流對(duì)機(jī)翼與機(jī)身的沖擊以及機(jī)翼對(duì)于旋翼下洗流的阻擋產(chǎn)生了較大的向下載荷，直接影響了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的有效載荷及懸停能力，尤其對(duì)于兩傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)(例如，V-22)更為明顯。因此，在建立飛行動(dòng)力學(xué)模型的同時(shí)，需考慮旋翼對(duì)機(jī)翼、機(jī)身造成向下載荷的氣動(dòng)模型。由于傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)包含三種飛行模式，加之不同飛行模式下操縱方式的混淆，無疑增加了模型構(gòu)建的困難。不僅要解決飛行器的特殊布局引起的氣動(dòng)干擾問題，還需要解決直升機(jī)模式與固定翼模式下的兩種操縱方式引起的操縱策略問題。而傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制問題更是此類飛行器研究的核心部分，也是各種關(guān)鍵性技術(shù)所要服務(wù)的內(nèi)容。如何實(shí)現(xiàn)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在各個(gè)飛行模式下的穩(wěn)定行駛，以及全包線飛行下飛行模式的平穩(wěn)切換，是傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)控制方法研究的重點(diǎn)與難點(diǎn)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
本發(fā)明的目的是提供一種能夠控制傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)穩(wěn)定行駛的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制方法和裝置。為了實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制方法。所述方法包括：建立所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的動(dòng)力學(xué)參考模型；根據(jù)所述參考模型，設(shè)計(jì)用于控制所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制系統(tǒng)；根據(jù)所述參考模型，確定所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的系統(tǒng)狀態(tài)、以及所述參考模型和實(shí)際模型之間的模型差；根據(jù)所述系統(tǒng)狀態(tài)運(yùn)行所述控制系統(tǒng)，得到虛擬控制輸入；根據(jù)所述模型差對(duì)所述虛擬控制輸入進(jìn)行修正，得到實(shí)際控制輸入；根據(jù)所述實(shí)際控制輸入控制所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行?？蛇x地，所述控制系統(tǒng)包括線性二次型調(diào)節(jié)器。可選地，所述根據(jù)所述參考模型，確定所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的系統(tǒng)狀態(tài)和模型差的步驟包括：根據(jù)所述參考模型，通過自適應(yīng)集員估計(jì)濾波器，確定所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的系統(tǒng)狀態(tài)和模型差?？蛇x地，所述系統(tǒng)狀態(tài)和模型差滿足以下方程：其中，Xt為系統(tǒng)狀態(tài)，ft為模型差，Qa與Ra分別為系統(tǒng)過程噪聲Wta與測(cè)量噪聲Vt的橢球界限對(duì)角矩陣，Ca為增廣系統(tǒng)測(cè)量矩陣，為增廣系統(tǒng)矩陣，為增廣系統(tǒng)控制矩陣，Yt為系統(tǒng)輸出測(cè)量，為增廣系統(tǒng)控制輸入向量，rm為Ra的最大特征根，pm為CaPt|t-1CaT的最大特征根，Tr(X)為矩陣X的跡，第i個(gè)增廣狀態(tài)的橢球界限為Pii為Pt|t矩陣的第i個(gè)對(duì)角元素，ρt、Wt、Kt、δt、βt為中間變量?？蛇x地，所述根據(jù)所述模型差對(duì)所述虛擬控制輸入進(jìn)行修正，得到實(shí)際控制輸入的步驟包括：對(duì)于中的每一個(gè)計(jì)算與每一個(gè)相對(duì)應(yīng)的對(duì)于每一個(gè)用以下公式計(jì)算的最大值，得到使得并將作為所述實(shí)際控制輸入：其中，為中對(duì)于Xt的估計(jì)部分，為中對(duì)于ft的估計(jì)部分，Yti為系統(tǒng)輸出Yt的第i個(gè)元素，為Yt+1的不確定界邊界點(diǎn)估計(jì)值，i∈{1,2,...,l}，h＝{0,1}，|·|i為向量·的第i個(gè)元素的絕對(duì)值，為Yt+1的不確定界的邊界點(diǎn)。本公開還提供一種傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制裝置。所述裝置包括：建立模塊，用于建立所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的動(dòng)力學(xué)參考模型；設(shè)計(jì)模塊，用于根據(jù)所述參考模型，設(shè)計(jì)用于控制所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制系統(tǒng)；確定模塊，用于根據(jù)所述參考模型，確定所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的系統(tǒng)狀態(tài)、以及所述參考模型和實(shí)際模型之間的模型差；運(yùn)行模塊，用于根據(jù)所述系統(tǒng)狀態(tài)運(yùn)行所述控制系統(tǒng)，得到虛擬控制輸入；修正模塊，用于根據(jù)所述模型差對(duì)所述虛擬控制輸入進(jìn)行修正，得到實(shí)際控制輸入；控制模塊，用于根據(jù)所述實(shí)際控制輸入控制所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行。通過上述技術(shù)方案，確定傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的參考模型和實(shí)際模型的模型差，并根據(jù)模型差對(duì)基于參考模型運(yùn)行控制系統(tǒng)所得到的虛擬控制輸入進(jìn)行修正，以消除模型差對(duì)控制的影響。用修正以后得到的實(shí)際控制輸入來控制所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的運(yùn)動(dòng)，能夠使得傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行更加穩(wěn)定。本發(fā)明的其他特征和優(yōu)點(diǎn)將在隨后的具體實(shí)施方式部分予以詳細(xì)說明。附圖說明附圖是用來提供對(duì)本發(fā)明的進(jìn)一步理解，并且構(gòu)成說明書的一部分，與下面的具體實(shí)施方式一起用于解釋本發(fā)明，但并不構(gòu)成對(duì)本發(fā)明的限制。在附圖中：圖1a-圖1c分別是直升機(jī)模式、過渡模式、和固定翼模式的示意圖；圖2是一示例性實(shí)施例提供的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制方法的流程圖；圖3是一示例性實(shí)施例提供的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的3個(gè)模式之間進(jìn)行切換的示意圖；圖4是一示例性實(shí)施例提供的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的單個(gè)模式的飛行系統(tǒng)的示意圖；圖5是一示例性實(shí)施例提供的直升機(jī)模式下的狀態(tài)曲線圖；圖6是一示例性實(shí)施例提供的直升機(jī)模式切換至過渡模式后的速度曲線圖；圖7是一示例性實(shí)施例提供的直升機(jī)模式切換至過渡模式后的短艙角度變化曲線圖；圖8是一示例性實(shí)施例提供的全模式飛行下的速度曲線圖；圖9是一示例性實(shí)施例提供的全模式飛行下的短艙角度變化曲線圖；以及圖10是一示例性實(shí)施例提供的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制裝置的結(jié)構(gòu)框圖。具體實(shí)施方式以下結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的具體實(shí)施方式進(jìn)行詳細(xì)說明。應(yīng)當(dāng)理解的是，此處所描述的具體實(shí)施方式僅用于說明和解釋本發(fā)明，并不用于限制本發(fā)明。圖2是一示例性實(shí)施例提供的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制方法的流程圖。如圖2所示，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制方法可以包括以下步驟。在步驟S11中，建立傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的動(dòng)力學(xué)參考模型。在步驟S12中，根據(jù)參考模型，設(shè)計(jì)用于控制傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制系統(tǒng)。在步驟S13中，根據(jù)參考模型，確定傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的系統(tǒng)狀態(tài)、以及參考模型和實(shí)際模型之間的模型差。在步驟S14中，根據(jù)系統(tǒng)狀態(tài)運(yùn)行控制系統(tǒng)，得到虛擬控制輸入。在步驟S15中，根據(jù)模型差對(duì)虛擬控制輸入進(jìn)行修正，得到實(shí)際控制輸入。在步驟S16中，根據(jù)實(shí)際控制輸入控制傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行。通過上述技術(shù)方案，確定傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的參考模型和實(shí)際模型的模型差，并根據(jù)模型差對(duì)基于參考模型運(yùn)行控制系統(tǒng)所得到的虛擬控制輸入進(jìn)行修正，以消除模型差對(duì)控制的影響。用修正以后得到的實(shí)際控制輸入來控制所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的運(yùn)動(dòng)，能夠使得傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行更加穩(wěn)定。以下對(duì)每個(gè)步驟進(jìn)行詳細(xì)描述。在步驟S11中，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的動(dòng)力學(xué)參考模型通常都建立在一定假設(shè)的基礎(chǔ)上。將傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)視為剛體，其運(yùn)動(dòng)方程為剛體的6自由度歐拉方程，其中包括3個(gè)力平衡方程和3個(gè)力矩平衡方程。其姿態(tài)角與角速度之間還滿足3個(gè)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程。忽略慣量積Ixy與Iyz，可獲得運(yùn)動(dòng)學(xué)方程如下：其中，m為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的質(zhì)量，Ixx、Iyy、Izz、Ixz為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)體軸系在三個(gè)方向的慣量積和縱向平面的慣量積，g為重力加速度。該數(shù)學(xué)模型的系統(tǒng)狀態(tài)包括機(jī)體軸系的速度u、v、w，角速度p、q、r，姿態(tài)角θ、ψ。Fx、Fy、Fz與Mx、My、Mz為作用在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)重心上的合力與合力矩，由旋翼、機(jī)身、機(jī)翼、平尾、垂尾共同產(chǎn)生。以下分別詳細(xì)描述旋翼、機(jī)身、機(jī)翼、平尾、垂尾作用在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)重心上的合力與合力矩。1)旋翼傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的旋翼由直流無刷電機(jī)驅(qū)動(dòng)，所產(chǎn)生的拉力與反扭矩可由下式表示：Tr＝CTρAr2ω2Qr＝CQρAr2ω|ω|其中，ρ為空氣密度，r為旋翼半徑，A為轉(zhuǎn)子盤區(qū)面積，ω為旋翼轉(zhuǎn)速(單位：rpm)。CT、CQ為拉力與反扭矩系數(shù)，該系數(shù)與直流電機(jī)類型有關(guān)，為固定值，可通過實(shí)驗(yàn)確定。由于傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的旋翼短艙可進(jìn)行傾轉(zhuǎn)，此處定義變量in12、in34表示前后兩對(duì)短艙的轉(zhuǎn)角大小，90°時(shí)，處于直升機(jī)模式；0°時(shí)，處于固定翼模式。可以得到如下矩陣，以實(shí)現(xiàn)旋翼拉力與反扭矩由槳轂坐標(biāo)系到機(jī)體軸系的旋轉(zhuǎn)。單旋翼作用在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)重心上的合力Fr與合力矩Mr可表示如下式，其中x、y、z為旋翼氣動(dòng)中心相對(duì)于傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)重心的坐標(biāo)。2)機(jī)身機(jī)身氣動(dòng)中心相對(duì)于傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)重心的位置以x、y、z表示，若此時(shí)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行速度與角速度分別以u(píng)、v、w與p、q、r表示，那么機(jī)身速度可由下式表示。由此，可確定在此飛行速度下，機(jī)身氣動(dòng)中心處的動(dòng)壓Qf、機(jī)身迎角αf、側(cè)滑角βf可表示如下，其中ρ為空氣密度。機(jī)身部分在風(fēng)軸系中所受到的升力、阻力、側(cè)向力分別以Lf、Df、Sf表示，如下式所示。Lf＝Qf·CLfDf＝Qf·CDfSf＝Qf·Csf其中，CLf、CDf、Csf為升力系數(shù)、阻力系數(shù)與側(cè)向力系數(shù)，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以容易地獲取到此類氣動(dòng)力參數(shù)的近似形式，為機(jī)身攻角與側(cè)滑角的函數(shù)，準(zhǔn)確的氣動(dòng)參數(shù)值可以通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)確定。將風(fēng)軸系下的受力進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，即可得到機(jī)身作用在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)重心上的合力Ff與合力矩Mf，可表示如下式。3)機(jī)翼由單個(gè)機(jī)翼氣動(dòng)中心相對(duì)于傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)重心的位置x、y、z以及飛行速度與角速度，可以得到左機(jī)翼或者右機(jī)翼氣動(dòng)中心的動(dòng)壓Qw以及攻角αw、側(cè)滑角βw。在提供一定升力的同時(shí)，機(jī)翼上的副翼還控制固定翼飛行器的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，因而在此處引入控制量δAil表示副翼的傾轉(zhuǎn)角，此處升力系數(shù)CLW、阻力系數(shù)CDw與側(cè)向力系數(shù)CSw可表示為如下函數(shù)形式。CLW＝fLw(αw,βw,δAil)CDw＝fDw(αw,βw)CSw＝fSw(αw,βw)副翼傾轉(zhuǎn)角發(fā)生改變將造成機(jī)翼的升力系數(shù)發(fā)生變化，且左右機(jī)翼升力變化相反，以此實(shí)現(xiàn)對(duì)于傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的控制。氣動(dòng)力系數(shù)結(jié)合單個(gè)機(jī)翼氣動(dòng)中心的動(dòng)壓，即可計(jì)算機(jī)翼在風(fēng)軸系下所受到的升力、阻力與側(cè)向力。可將其轉(zhuǎn)化到機(jī)體軸系下，得到機(jī)翼作用在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)重心上的合力Fw與合力矩Mw。4)水平尾翼水平尾翼主要控制固定翼飛行器的俯仰運(yùn)動(dòng)，因而引入控制量δElev表示升降舵的傾轉(zhuǎn)角，而水平尾翼的升力系數(shù)CLH、阻力系數(shù)CDH與側(cè)向力系數(shù)CSH可以表示為如下函數(shù)形式。CLH＝fLH(αH,βH,δElev)CDH＝fDH(αH,βH)CSH＝fSH(αH,βH)αH與βH表示平尾的攻角與側(cè)滑角。當(dāng)升降舵轉(zhuǎn)角發(fā)生變化后，會(huì)引起水平尾翼的升力改變，產(chǎn)生俯仰力矩改變機(jī)體的俯仰角度。將此升力、阻力、側(cè)向力旋轉(zhuǎn)到機(jī)體軸系下，即可得到水平尾翼作用在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)重心上的合力FH與合力矩MH。5)垂直尾翼垂直尾翼主要控制固定翼飛行器的航向角，引入控制量δRud表示尾舵的轉(zhuǎn)角，因而垂直尾舵的升力系數(shù)CLV、阻力系數(shù)CDV、側(cè)向力系數(shù)CSV可以表示為如下函數(shù)形式。CLV＝fLV(αV,βV)CDV＝fDV(αV,βV)CSV＝fSV(αV,βV,δRud)αV與βV表示垂尾的攻角與側(cè)滑角。當(dāng)尾舵轉(zhuǎn)角發(fā)生變化后，會(huì)引起垂直尾翼的側(cè)向力改變，產(chǎn)生繞垂向的力矩改變航向角。將此升力、阻力、側(cè)向力旋轉(zhuǎn)到機(jī)體軸系下，即可得到垂直尾翼作用在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)重心上的合力FV與合力矩MV。以四傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)為例，將傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的上述5個(gè)部分產(chǎn)生的合力與合力矩帶入運(yùn)動(dòng)學(xué)方程中，即可得到6自由度非線性模型。該非線性模型的狀態(tài)變量為四個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速ω1～ω4，副翼、升降舵、尾舵的轉(zhuǎn)角δAil、δElev、δRud作為控制量U，且在過渡模式下，前后兩對(duì)短艙的傾轉(zhuǎn)角度in12、in34同樣可以視為控制輸入的元素之一。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)具有直升機(jī)與固定翼飛機(jī)的控制量，且在不同飛行模式下控制量并不相同。直升機(jī)模式下，以旋翼的轉(zhuǎn)速為控制量；固定翼模式下，以旋翼轉(zhuǎn)速、副翼傾轉(zhuǎn)角、升降舵傾轉(zhuǎn)角、尾舵傾轉(zhuǎn)角為控制量；過渡模式下，控制輸入包括直升機(jī)模式與固定翼模式下的控制量，同時(shí)短艙傾轉(zhuǎn)角度也可以作為控制輸入進(jìn)行考慮。為了對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的3個(gè)飛行模式進(jìn)行區(qū)分，同時(shí)考慮到在不同飛行模式下，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的前飛速度u具有不同的數(shù)值范圍，因而以機(jī)體軸系x軸方向(前飛方向)的速度為特征標(biāo)志，對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的3個(gè)模式進(jìn)行切換，圖3是一示例性實(shí)施例提供的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的3個(gè)模式之間進(jìn)行切換的示意圖，如圖3所示。在直升機(jī)模式下，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)需達(dá)到一定的速度后，向過渡模式切換；在過渡模式下進(jìn)行加速，保證機(jī)翼提供足夠大的升力并向固定翼模式切換。切換的要求是，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)不會(huì)因?yàn)樾矶膛搩A轉(zhuǎn)導(dǎo)致升力不足而發(fā)生墜機(jī)或飛行高度大幅度下降。對(duì)于傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的某一個(gè)飛行模式，模型的控制輸入是確定的，因而可以利用典型的現(xiàn)代控制理論對(duì)單個(gè)飛行模式進(jìn)行控制。本領(lǐng)域技術(shù)人員可以采用常用的控制思路，在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的3個(gè)模式下配平非線性模型并進(jìn)行線性化，獲得直升機(jī)模式、過渡模式與固定翼模式下的線性模型。本公開中可以將經(jīng)線性化后的線性模型作為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的動(dòng)力學(xué)參考模型。在步驟S12中，根據(jù)參考模型，設(shè)計(jì)用于控制傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制系統(tǒng)。從控制系統(tǒng)可以輸出對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制信號(hào)，以對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行動(dòng)作進(jìn)行控制。該控制系統(tǒng)可以包括LQR(linearquadraticregulator，線性二次型調(diào)節(jié)器)，以前向的飛行速度為特征標(biāo)志，在切換模式的同時(shí)切換至相應(yīng)的控制器。LQR考慮的是無限時(shí)間下的狀態(tài)調(diào)節(jié)問題，在此問題下，需要獲得控制量u0(t)＝-Kx(t)使下性能指標(biāo)取得最小值，由于LQR主要解決的是被控對(duì)象的鎮(zhèn)定問題，為了實(shí)現(xiàn)被控對(duì)象對(duì)于設(shè)定期望值的跟蹤，需要在LQR之前添加積分器以減少系統(tǒng)狀態(tài)與設(shè)定值之間的偏差，圖4是一示例性實(shí)施例提供的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的單個(gè)模式的飛行系統(tǒng)的示意圖。在圖4中，r表示控制系統(tǒng)的輸入，e表示控制系統(tǒng)的輸入與輸出的矢量和，xi表示積分器的輸出量，u表示LQR的輸出，x表示系統(tǒng)狀態(tài)向量，sys表示系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型，y表示控制系統(tǒng)的輸出。在進(jìn)行模式切換時(shí)，將以上一模式下的最終狀態(tài)作為下一模式非線性模型與控制器的初始狀態(tài)進(jìn)行控制，在控制器具有足夠魯棒性的前提下，多模式控制與模式切換過程中的穩(wěn)定性可得到保證。在步驟S13中，根據(jù)參考模型，確定傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的系統(tǒng)狀態(tài)、以及參考模型和實(shí)際模型之間的模型差。其中，模型差可以是實(shí)際全包線飛行中的模型差。假設(shè)：用非線性函數(shù)f(t)∈Rn來描述模型差。其中，X∈Rn是系統(tǒng)狀態(tài)，W∈Rn是懸停模型的過程噪聲，以下用f(t)來代表系統(tǒng)的模型差。在此，首先給出本公開采用的系統(tǒng)模型差變化模型的表達(dá)形式如下：其中X(t)是系統(tǒng)參考模型的狀態(tài)，在此為上述特定模態(tài)參考模，是系統(tǒng)實(shí)際動(dòng)力學(xué)的狀態(tài)，Bf為系數(shù)調(diào)整矩陣，可以手工選取。于是，全包線飛行中的實(shí)際系統(tǒng)的不確定性動(dòng)力學(xué)可以用如下數(shù)學(xué)形式加以表達(dá)：其中，A0＝diag{Alon,Alat,Ayaw-heave}A0與B0是名義系統(tǒng)的系統(tǒng)矩陣和控制矩陣，可以在懸停模態(tài)下進(jìn)行參數(shù)辨識(shí)；Blon為縱向控制矩陣，Alon為縱向系統(tǒng)矩陣，Alat為側(cè)向系統(tǒng)矩陣，Blat為側(cè)向控制矩陣，Ayaw-heave為航向高度耦合系統(tǒng)矩陣，Byaw-heave為航向高度耦合控制矩陣，U(t)是施加到真實(shí)系統(tǒng)的最終控制輸入，u0(t)是基于參考模型所設(shè)計(jì)的控制輸入，V(t)∈Rl×1是系統(tǒng)測(cè)量噪聲，C∈Rl×n是系統(tǒng)測(cè)量矩陣，Y(t)是真實(shí)系統(tǒng)的輸出，可以通過IMU(Inertialmeasurementunit，慣性測(cè)量單元)直接測(cè)量。在u0(t)已知的基礎(chǔ)上，可以完成模型差f(t)估計(jì)以及U(t)的施加策略。通過上述的轉(zhuǎn)化，將模型差以狀態(tài)形式導(dǎo)入狀態(tài)方程可以采用多種估計(jì)方法對(duì)方程進(jìn)行估計(jì)。然而，通過上述分析可知，系統(tǒng)模型來自于模型線性化、忽略的動(dòng)力學(xué)、擾動(dòng)以及參數(shù)的時(shí)變，于是在全包線飛行中，過程噪聲向量Wa統(tǒng)計(jì)學(xué)分布特性無解析表達(dá)，因此，可以作如下假設(shè)：假設(shè)：模型差的驅(qū)動(dòng)過程噪聲ht是非正態(tài)分布的隨機(jī)過程。在該步驟S13中，根據(jù)所述參考模型，可以通過ASMF(adaptiveset-membershipfilter，自適應(yīng)集員估計(jì)濾波器)，確定所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的系統(tǒng)狀態(tài)和模型差。考慮到ASMF(adaptiveset-membershipfilter，自適應(yīng)集員估計(jì)濾波器)，它是一種基于不確定界型的估計(jì)器，不需要噪聲的統(tǒng)計(jì)學(xué)特性，只是要求其有界，它不僅能夠估計(jì)得到系統(tǒng)狀態(tài)值，而且可以得到相應(yīng)的不確定界。此不確定界可以為控制器的魯棒性提供保證。這樣，根據(jù)ASMF的原理，可以建立如下的自適應(yīng)集員濾波器，即系統(tǒng)狀態(tài)和模型差滿足以下方程：其中，Xt為系統(tǒng)狀態(tài)，ft為模型差，Qa與Ra分別為系統(tǒng)過程噪聲Wta與測(cè)量噪聲Vt的橢球界限對(duì)角矩陣，Ca為增廣系統(tǒng)測(cè)量矩陣，為增廣系統(tǒng)矩陣，為增廣系統(tǒng)控制矩陣，Yt為系統(tǒng)輸出測(cè)量，為增廣系統(tǒng)控制輸入向量，rm為Ra的最大特征根，pm為CaPt|t-1CaT的最大特征根，Tr(X)為矩陣X的跡，第i個(gè)增廣狀態(tài)的橢球界限為Pii為Pt|t矩陣的第i個(gè)對(duì)角元素，ρt、Wt、Kt、δt、βt為中間變量。在步驟S14中，根據(jù)系統(tǒng)狀態(tài)運(yùn)行控制系統(tǒng)，得到虛擬控制輸入。根據(jù)以上描述，可以基于當(dāng)前狀態(tài)的估計(jì)值運(yùn)行基于參考模型所設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)，得到虛擬控制輸入具體的控制系統(tǒng)的運(yùn)行，為本領(lǐng)域技術(shù)人員所公知，于此不再詳細(xì)描述。在步驟S15中，根據(jù)模型差對(duì)虛擬控制輸入進(jìn)行修正，得到實(shí)際控制輸入?；谀Ｐ筒詈拖到y(tǒng)狀態(tài)的聯(lián)合估計(jì)結(jié)果，為了消除特定模態(tài)動(dòng)力學(xué)描述的模型差對(duì)控制的影響，即使得由其離散化方程可知要滿足如下條件：其中，是由基于特定模態(tài)參考模型設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)的輸出。以下將對(duì)于基于模型特定模態(tài)的LQR輸出控制器加以補(bǔ)償，以得到補(bǔ)償后的輸出Ut，以此最大限度地保持名義控制器在理想控制條件下的性能。然而，t時(shí)刻的控制系統(tǒng)輸入U(xiǎn)t并不能直接求解，原因如下：a)由于傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)是欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，t時(shí)刻系統(tǒng)輸入U(xiǎn)t的維數(shù)遠(yuǎn)小于ft，這樣只能得到近似解；b)ft估計(jì)結(jié)果是一個(gè)不確定集合，ASMF穩(wěn)定性與其相關(guān)，需要靜態(tài)優(yōu)化方法加以求解。面對(duì)以上兩點(diǎn)問題，下面首先提出可包含動(dòng)力學(xué)修正與穩(wěn)定性保持的綜合指標(biāo)函數(shù)；然后提出基于估計(jì)不確定界的指標(biāo)最優(yōu)解計(jì)算方法來得到最優(yōu)的控制量修正值，即對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的實(shí)際控制輸入。首先引入如下的二次型代價(jià)函數(shù)來解決問題a)：其中H是可以手工調(diào)整的正定權(quán)重矩陣。另一方面，ft來自于上述ASMF的估計(jì)結(jié)果，這樣其數(shù)值穩(wěn)定性對(duì)于整個(gè)在線控制系統(tǒng)尤為重要，即上述問題b)。ASMF算法的穩(wěn)定性與系統(tǒng)補(bǔ)償后的輸入U(xiǎn)t具有直接聯(lián)系，其穩(wěn)定性可以通過穩(wěn)定性指標(biāo)δt反映出來，可表示為：根據(jù)ASMF方法的原理，δt直接反映ASMF估計(jì)結(jié)果的有效性和數(shù)值穩(wěn)定性，即當(dāng)δt>0時(shí)，結(jié)果有效且穩(wěn)定。這樣，定義可以得到，保證δt+1>0的充分條件是在估計(jì)結(jié)果處的取值的最大值應(yīng)小于或等于1，即顯然，δt越大說明ASMF算法估計(jì)值的可靠性越高，算法越穩(wěn)定。因此，需要求解到Ut，使得盡量小，即綜合考慮系統(tǒng)修正量指標(biāo)和穩(wěn)定性指標(biāo)，引入如下的優(yōu)化指標(biāo)函數(shù)其中，a是可以選取的正常數(shù)，它決定ASMF穩(wěn)定性指標(biāo)在控制優(yōu)化中的權(quán)重?？紤]到這樣可以在處得到最小化所對(duì)應(yīng)的控制量，即其中,在此，可以選擇于是，得到的修正后的最優(yōu)控制量形式如下：其中，是中對(duì)于Xt的估計(jì)部分，是中對(duì)于ft的估計(jì)部分。對(duì)于上述方程中在當(dāng)前時(shí)刻t處，無法測(cè)量的Yt+1，可認(rèn)為整個(gè)控制系統(tǒng)穩(wěn)定的情況下，有Yt+1∈Δ(Yt)其中Δ(Yt)是Yt在t時(shí)刻的不確定域，可以通過ASMF方法估計(jì)得到。又正定，因此其最大值點(diǎn)一定位于Δ(Yt)邊界點(diǎn)上。這樣，需要通過優(yōu)化搜索方法在不確定界內(nèi)求解的最優(yōu)解來解決上述問題b)。首先，定義集合該集合包含第i個(gè)系統(tǒng)輸出元素不確定界估計(jì)結(jié)果的邊界點(diǎn)，即其中，代表系統(tǒng)輸出Yt的第i個(gè)元素，是Yt+1的不確定界邊界點(diǎn)估計(jì)值。這樣對(duì)于集合i∈{1,2,...,l}，h＝{0,1}；|·|i是向量·的第i個(gè)元素的絕對(duì)值，算子Col{j}定義如下：然后，再定義包含有全部可測(cè)量狀態(tài)的不確定界邊界點(diǎn)的集合St如下：其中，代表Yt+1可能的不確定界的邊界點(diǎn)。這樣，將集合St中有限個(gè)不確定集頂點(diǎn)分別代入指標(biāo)函數(shù)選取使得最大且小于1的頂點(diǎn)元素，即不確定界滿足條件，作為式中Yt+1的代替量，以此得到最優(yōu)控制修正量*Ut。即，將作為上述實(shí)際控制輸入。根據(jù)以上描述，根據(jù)所述模型差對(duì)所述虛擬控制輸入進(jìn)行修正，得到實(shí)際控制輸入的步驟(步驟S15)可以包括以下步驟。在步驟S151中，對(duì)于中的每一個(gè)計(jì)算與每一個(gè)相對(duì)應(yīng)的在步驟S152中，對(duì)于每一個(gè)用以下公式計(jì)算的最大值，得到使得并將作為所述實(shí)際控制輸入：在步驟S16中，根據(jù)實(shí)際控制輸入控制傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行。也就是，用實(shí)際控制輸入代替虛擬控制輸入，控制傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)，這樣，能夠在一定程度上消除特定模態(tài)動(dòng)力學(xué)描述的模型差對(duì)控制的影響，從而實(shí)現(xiàn)各個(gè)飛行模式下的穩(wěn)定以及模態(tài)間的平穩(wěn)切換。通過上述技術(shù)方案，確定傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的參考模型和實(shí)際模型的模型差，并根據(jù)模型差對(duì)基于參考模型運(yùn)行控制系統(tǒng)所得到的虛擬控制輸入進(jìn)行修正，以消除模型差對(duì)控制的影響。用修正以后得到的實(shí)際控制輸入來控制所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的運(yùn)動(dòng)，能夠使得傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行更加穩(wěn)定。以四個(gè)旋翼6自由度模型為例，基于以上所構(gòu)建的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)參考模型、以及控制方法與模式切換策略，以下是3個(gè)飛行模式下的仿真實(shí)驗(yàn)結(jié)果和全模式下的飛行仿真結(jié)果。直升機(jī)模式下的控制量為四個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速，由于在直升機(jī)模式下多為懸停狀態(tài)，故此模式下的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)控制與四旋翼飛行器的控制類似。圖5是一示例性實(shí)施例提供的直升機(jī)模式下的狀態(tài)曲線圖。當(dāng)機(jī)體軸系的速度期望以及航向角期望分別為[5；1；-1]與π/2rad時(shí)，所得到的曲線如圖5所示，其中，z表示前向速度，v表示側(cè)向速度，w表示垂向速度，pusi表示航向角?？梢姡诩尤敕e分器后，具有不確定性主動(dòng)估計(jì)與補(bǔ)償環(huán)節(jié)的自適應(yīng)LQR可以有效地跟蹤速度與航向角設(shè)定值，可保證傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在直升機(jī)模式下穩(wěn)定懸停，并達(dá)到一定的前向飛行速度，以向過渡模式切換。圖6是一示例性實(shí)施例提供的直升機(jī)模式切換至過渡模式后的速度曲線圖。當(dāng)給予傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的速度期望為[15；0；-1]時(shí)，此前向速度期望在直升機(jī)模式下是無法達(dá)到的，因而傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)會(huì)在直升機(jī)模式下先達(dá)到一定的前向飛行速度并切換至過渡模式下達(dá)到期望的速度值，如圖6所示?？梢娫谶^渡模式下，自適應(yīng)LQR同樣可以實(shí)現(xiàn)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的鎮(zhèn)定控制，且具有足夠的魯棒性保證傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)由直升機(jī)模式向過渡模式切換時(shí)的穩(wěn)定性。圖7是一示例性實(shí)施例提供的直升機(jī)模式切換至過渡模式后的短艙角度變化曲線圖。短艙轉(zhuǎn)角的變化曲線如圖7所示，其中，in12表示前轉(zhuǎn)艙轉(zhuǎn)動(dòng)控制輸入，in34表示后轉(zhuǎn)艙轉(zhuǎn)動(dòng)控制輸入，可見在進(jìn)入過渡模式后，為了獲得更大前飛速度，前面一對(duì)旋翼發(fā)生了較大的傾轉(zhuǎn)以進(jìn)行加速，后面一對(duì)旋翼發(fā)生傾轉(zhuǎn)較小，以與機(jī)翼一同為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)提供足夠的升力。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)要最終切換至固定翼模式時(shí)，需要先在直升機(jī)模式下達(dá)到一定的速度并切換至過渡模式，并在過渡模式下進(jìn)行加速，保證機(jī)翼可以提供足夠大的升力后，方可切換至固定翼模式，圖8是一示例性實(shí)施例提供的全模式飛行下的速度曲線圖。圖9是一示例性實(shí)施例提供的全模式飛行下的短艙角度變化曲線圖。由圖9可知，飛機(jī)直接由過渡模式切換至固定翼模式，短艙轉(zhuǎn)角會(huì)發(fā)生階躍變化，以過渡模式的最終狀態(tài)為初始狀態(tài)，基于固定翼模式的線性化模型設(shè)計(jì)得到了自適應(yīng)LQR具有足夠的魯棒性保證模式切換過程中系統(tǒng)狀態(tài)的穩(wěn)定性，并最終實(shí)現(xiàn)對(duì)于期望值的跟蹤。由以上仿真結(jié)果可知，不確定性主動(dòng)估計(jì)和補(bǔ)償?shù)淖赃m應(yīng)LQR可以解決四傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)某一個(gè)飛行模式下的狀態(tài)鎮(zhèn)定問題，可以準(zhǔn)確地實(shí)現(xiàn)對(duì)于速度期望與航行期望的跟蹤。在不同飛行模式間進(jìn)行切換時(shí)，控制器具有足夠的魯棒性保證切換過程中系統(tǒng)的穩(wěn)定，并最終實(shí)現(xiàn)全模式下的系統(tǒng)控制。本公開還提供一傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制裝置。圖10是一示例性實(shí)施例提供的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制裝置的結(jié)構(gòu)框圖。如圖10所示，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制裝置可以包括建立模塊11、設(shè)計(jì)模塊12、確定模塊13、運(yùn)行模塊14、修正模塊15和控制模塊16。建立模塊11用于建立傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的動(dòng)力學(xué)參考模型。設(shè)計(jì)模塊12用于根據(jù)參考模型，設(shè)計(jì)用于控制傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的控制系統(tǒng)。確定模塊13用于根據(jù)參考模型，確定傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的系統(tǒng)狀態(tài)、以及參考模型和實(shí)際模型之間的模型差。運(yùn)行模塊14用于根據(jù)系統(tǒng)狀態(tài)運(yùn)行控制系統(tǒng)，得到虛擬控制輸入。修正模塊15用于根據(jù)模型差對(duì)虛擬控制輸入進(jìn)行修正，得到實(shí)際控制輸入。控制模塊16用于根據(jù)實(shí)際控制輸入控制傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行。可選地，所述控制系統(tǒng)包括線性二次型調(diào)節(jié)器?？蛇x地，所述確定模塊用于根據(jù)所述參考模型，通過自適應(yīng)集員估計(jì)濾波器，確定所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的系統(tǒng)狀態(tài)和模型差。可選地，所述系統(tǒng)狀態(tài)和模型差滿足以下方程：其中，Xt為系統(tǒng)狀態(tài)，ft為模型差，Qa與Ra分別為系統(tǒng)過程噪聲Wta與測(cè)量噪聲Vt的橢球界限對(duì)角矩陣，Ca為增廣系統(tǒng)測(cè)量矩陣，為增廣系統(tǒng)矩陣，為增廣系統(tǒng)控制矩陣，Yt為系統(tǒng)輸出測(cè)量，為增廣系統(tǒng)控制輸入向量，rm為Ra的最大特征根，pm為CaPt|t-1CaT的最大特征根，Tr(X)為矩陣X的跡，第i個(gè)增廣狀態(tài)的橢球界限為Pii為Pt|t矩陣的第i個(gè)對(duì)角元素，ρt、Wt、Kt、δt、βt為中間變量?？蛇x地，所述修正模塊用于：對(duì)于中的每一個(gè)計(jì)算與每一個(gè)相對(duì)應(yīng)的對(duì)于每一個(gè)用以下公式計(jì)算的最大值，得到使得并將作為所述實(shí)際控制輸入：其中，為中對(duì)于Xt的估計(jì)部分，為中對(duì)于ft的估計(jì)部分，Yti為系統(tǒng)輸出Yt的第i個(gè)元素，為Yt+1的不確定界邊界點(diǎn)估計(jì)值，i∈{1,2,...,l}，h＝{0,1}，|·|i為向量·的第i個(gè)元素的絕對(duì)值，為Yt+1的不確定界的邊界點(diǎn)。關(guān)于上述實(shí)施例中的裝置，其中各個(gè)模塊執(zhí)行操作的具體方式已經(jīng)在有關(guān)該方法的實(shí)施例中進(jìn)行了詳細(xì)描述，此處將不做詳細(xì)闡述說明。通過上述技術(shù)方案，確定傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的參考模型和實(shí)際模型的模型差，并根據(jù)模型差對(duì)基于參考模型運(yùn)行控制系統(tǒng)所得到的虛擬控制輸入進(jìn)行修正，以消除模型差對(duì)控制的影響。用修正以后得到的實(shí)際控制輸入來控制所述傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的運(yùn)動(dòng)，能夠使得傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行更加穩(wěn)定。以上結(jié)合附圖詳細(xì)描述了本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，但是，本發(fā)明并不限于上述實(shí)施方式中的具體細(xì)節(jié)，在本發(fā)明的技術(shù)構(gòu)思范圍內(nèi)，可以對(duì)本發(fā)明的技術(shù)方案進(jìn)行多種簡(jiǎn)單變型，這些簡(jiǎn)單變型均屬于本發(fā)明的保護(hù)范圍。另外需要說明的是，在上述具體實(shí)施方式中所描述的各個(gè)具體技術(shù)特征，在不矛盾的情況下，可以通過任何合適的方式進(jìn)行組合。為了避免不必要的重復(fù)，本發(fā)明對(duì)各種可能的組合方式不再另行說明。此外，本發(fā)明的各種不同的實(shí)施方式之間也可以進(jìn)行任意組合，只要其不違背本發(fā)明的思想，其同樣應(yīng)當(dāng)視為本發(fā)明所公開的內(nèi)容。