本發(fā)明涉及航空動力學領域，具體地，涉及一種傾轉旋翼機的控制方法和控制裝置。

背景技術：
在相關技術中，固定翼飛行器與旋翼飛行器作為不同結構的飛行器的兩個代表，其發(fā)展吸引了世界各國極大的關注。固定翼飛行器具有航程長、噪聲小、飛行速度快等優(yōu)勢，但是受起降環(huán)境的影響較大，且不能在空中懸停。旋翼飛行器能夠實現(xiàn)垂直起降、低空低速飛行、空中懸停等功能，但是受自身結構限制，載重量小、噪聲大、航程較短。后來，傾轉旋翼機被提出，傾轉旋翼機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的需求。典型的傾轉旋翼機在固定翼兩翼的翼尖或機身安裝一套可在垂直位置和水平位置之間跟蹤發(fā)動機短艙轉動的傾轉旋翼組件，根據(jù)短艙轉角的不同，傾轉旋翼機共有三種飛行模式：直升機模式、過渡模式和固定翼模式。圖1a-圖1c分別是直升機模式、過渡模式、和固定翼模式的示意圖。對于傾轉旋翼機的研究可以追溯到上個世紀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”傾轉旋翼機。除了典型的兩傾轉旋翼機外，各國的學者在近幾年中不斷致力于小型多傾轉旋翼的研究。例如NASA的十傾轉旋翼機、土耳其伊斯塔布爾大學設計的四傾轉機翼機和希臘帕特雷大學設計的三傾轉旋翼機等等。傾轉旋翼機的特殊結構使得旋翼與機翼及機身的氣動干擾、飛行器動力學數(shù)學模型、以及飛行控制系統(tǒng)等方面均成為傾轉旋翼機研究的關鍵性問題。在直升機模式與過渡模式下，旋翼的下洗流對機翼與機身的沖擊以及機翼對于旋翼下洗流的阻擋產(chǎn)生了較大的向下載荷，直接影響了傾轉旋翼機的有效載荷及懸停能力，尤其對于兩傾轉旋翼機(例如，V-22)更為明顯。因此，在建立飛行動力學模型的同時，需考慮旋翼對機翼、機身造成向下載荷的氣動模型。由于傾轉旋翼機包含三種飛行模式，加之不同飛行模式下操縱方式的混淆，無疑增加了模型構建的困難。不僅要解決飛行器的特殊布局引起的氣動干擾問題，還需要解決直升機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。而傾轉旋翼機的控制問題更是此類飛行器研究的核心部分，也是各種關鍵性技術所要服務的內(nèi)容。如何實現(xiàn)傾轉旋翼機在各個飛行模式下的穩(wěn)定行駛，以及全包線飛行下飛行模式的平穩(wěn)切換，是傾轉旋翼機控制方法研究的重點與難點。

技術實現(xiàn)要素：
本發(fā)明的目的是提供一種能夠控制傾轉旋翼機穩(wěn)定行駛的傾轉旋翼機的控制方法和裝置。為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種傾轉旋翼機的控制方法。所述方法包括：建立所述傾轉旋翼機的動力學參考模型；根據(jù)所述參考模型，設計用于控制所述傾轉旋翼機的控制系統(tǒng)；根據(jù)所述參考模型，確定所述傾轉旋翼機的系統(tǒng)狀態(tài)、以及所述參考模型和實際模型之間的模型差；根據(jù)所述系統(tǒng)狀態(tài)運行所述控制系統(tǒng)，得到虛擬控制輸入；根據(jù)所述模型差對所述虛擬控制輸入進行修正，得到實際控制輸入；根據(jù)所述實際控制輸入控制所述傾轉旋翼機的飛行?？蛇x地，所述控制系統(tǒng)包括線性二次型調(diào)節(jié)器?？蛇x地，所述根據(jù)所述參考模型，確定所述傾轉旋翼機的系統(tǒng)狀態(tài)和模型差的步驟包括：根據(jù)所述參考模型，通過自適應集員估計濾波器，確定所述傾轉旋翼機的系統(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與測量噪聲Vt的橢球界限對角矩陣，Ca為增廣系統(tǒng)測量矩陣，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個增廣狀態(tài)的橢球界限為Pii為Pt|t矩陣的第i個對角元素，ρt、Wt、Kt、δt、βt為中間變量?？蛇x地，所述根據(jù)所述模型差對所述虛擬控制輸入進行修正，得到實際控制輸入的步驟包括：對于中的每一個計算與每一個相對應的對于每一個用以下公式計算的最大值，得到使得并將作為所述實際控制輸入：其中，為中對于Xt的估計部分，為中對于ft的估計部分，Yti為系統(tǒng)輸出Yt的第i個元素，為Yt+1的不確定界邊界點估計值，i∈{1,2,...,l}，h＝{0,1}，|·|i為向量·的第i個元素的絕對值，為Yt+1的不確定界的邊界點。本公開還提供一種傾轉旋翼機的控制裝置。所述裝置包括：建立模塊，用于建立所述傾轉旋翼機的動力學參考模型；設計模塊，用于根據(jù)所述參考模型，設計用于控制所述傾轉旋翼機的控制系統(tǒng)；確定模塊，用于根據(jù)所述參考模型，確定所述傾轉旋翼機的系統(tǒng)狀態(tài)、以及所述參考模型和實際模型之間的模型差；運行模塊，用于根據(jù)所述系統(tǒng)狀態(tài)運行所述控制系統(tǒng)，得到虛擬控制輸入；修正模塊，用于根據(jù)所述模型差對所述虛擬控制輸入進行修正，得到實際控制輸入；控制模塊，用于根據(jù)所述實際控制輸入控制所述傾轉旋翼機的飛行。通過上述技術方案，確定傾轉旋翼機的參考模型和實際模型的模型差，并根據(jù)模型差對基于參考模型運行控制系統(tǒng)所得到的虛擬控制輸入進行修正，以消除模型差對控制的影響。用修正以后得到的實際控制輸入來控制所述傾轉旋翼機的運動，能夠使得傾轉旋翼機的飛行更加穩(wěn)定。本發(fā)明的其他特征和優(yōu)點將在隨后的具體實施方式部分予以詳細說明。附圖說明附圖是用來提供對本發(fā)明的進一步理解，并且構成說明書的一部分，與下面的具體實施方式一起用于解釋本發(fā)明，但并不構成對本發(fā)明的限制。在附圖中：圖1a-圖1c分別是直升機模式、過渡模式、和固定翼模式的示意圖；圖2是一示例性實施例提供的傾轉旋翼機的控制方法的流程圖；圖3是一示例性實施例提供的傾轉旋翼機的3個模式之間進行切換的示意圖；圖4是一示例性實施例提供的傾轉旋翼機的單個模式的飛行系統(tǒng)的示意圖；圖5是一示例性實施例提供的直升機模式下的狀態(tài)曲線圖；圖6是一示例性實施例提供的直升機模式切換至過渡模式后的速度曲線圖；圖7是一示例性實施例提供的直升機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是一示例性實施例提供的傾轉旋翼機的控制裝置的結構框圖。具體實施方式以下結合附圖對本發(fā)明的具體實施方式進行詳細說明。應當理解的是，此處所描述的具體實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是一示例性實施例提供的傾轉旋翼機的控制方法的流程圖。如圖2所示，傾轉旋翼機的控制方法可以包括以下步驟。在步驟S11中，建立傾轉旋翼機的動力學參考模型。在步驟S12中，根據(jù)參考模型，設計用于控制傾轉旋翼機的控制系統(tǒng)。在步驟S13中，根據(jù)參考模型，確定傾轉旋翼機的系統(tǒng)狀態(tài)、以及參考模型和實際模型之間的模型差。在步驟S14中，根據(jù)系統(tǒng)狀態(tài)運行控制系統(tǒng)，得到虛擬控制輸入。在步驟S15中，根據(jù)模型差對虛擬控制輸入進行修正，得到實際控制輸入。在步驟S16中，根據(jù)實際控制輸入控制傾轉旋翼機的飛行。通過上述技術方案，確定傾轉旋翼機的參考模型和實際模型的模型差，并根據(jù)模型差對基于參考模型運行控制系統(tǒng)所得到的虛擬控制輸入進行修正，以消除模型差對控制的影響。用修正以后得到的實際控制輸入來控制所述傾轉旋翼機的運動，能夠使得傾轉旋翼機的飛行更加穩(wěn)定。以下對每個步驟進行詳細描述。在步驟S11中，傾轉旋翼機的動力學參考模型通常都建立在一定假設的基礎上。將傾轉旋翼機視為剛體，其運動方程為剛體的6自由度歐拉方程，其中包括3個力平衡方程和3個力矩平衡方程。其姿態(tài)角與角速度之間還滿足3個運動學方程。忽略慣量積Ixy與Iyz，可獲得運動學方程如下：其中，m為傾轉旋翼機的質量，Ixx、Iyy、Izz、Ixz為傾轉旋翼機機體軸系在三個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)學模型的系統(tǒng)狀態(tài)包括機體軸系的速度u、v、w，角速度p、q、r，姿態(tài)角θ、ψ。Fx、Fy、Fz與Mx、My、Mz為作用在傾轉旋翼機重心上的合力與合力矩，由旋翼、機身、機翼、平尾、垂尾共同產(chǎn)生。以下分別詳細描述旋翼、機身、機翼、平尾、垂尾作用在傾轉旋翼機重心上的合力與合力矩。1)旋翼傾轉旋翼機的旋翼由直流無刷電機驅動，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為轉子盤區(qū)面積，ω為旋翼轉速(單位：rpm)。CT、CQ為拉力與反扭矩系數(shù)，該系數(shù)與直流電機類型有關，為固定值，可通過實驗確定。由于傾轉旋翼機的旋翼短艙可進行傾轉，此處定義變量in12、in34表示前后兩對短艙的轉角大小，90°時，處于直升機模式；0°時，處于固定翼模式?？梢缘玫饺缦戮仃?，以實現(xiàn)旋翼拉力與反扭矩由槳轂坐標系到機體軸系的旋轉。單旋翼作用在傾轉旋翼機重心上的合力Fr與合力矩Mr可表示如下式，其中x、y、z為旋翼氣動中心相對于傾轉旋翼機重心的坐標。2)機身機身氣動中心相對于傾轉旋翼機重心的位置以x、y、z表示，若此時傾轉旋翼機的飛行速度與角速度分別以u、v、w與p、q、r表示，那么機身速度可由下式表示。由此，可確定在此飛行速度下，機身氣動中心處的動壓Qf、機身迎角αf、側滑角βf可表示如下，其中ρ為空氣密度。機身部分在風軸系中所受到的升力、阻力、側向力分別以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)與側向力系數(shù)，本領域技術人員可以容易地獲取到此類氣動力參數(shù)的近似形式，為機身攻角與側滑角的函數(shù)，準確的氣動參數(shù)值可以通過風洞實驗確定。將風軸系下的受力進行旋轉，即可得到機身作用在傾轉旋翼機重心上的合力Ff與合力矩Mf，可表示如下式。3)機翼由單個機翼氣動中心相對于傾轉旋翼機重心的位置x、y、z以及飛行速度與角速度，可以得到左機翼或者右機翼氣動中心的動壓Qw以及攻角αw、側滑角βw。在提供一定升力的同時，機翼上的副翼還控制固定翼飛行器的滾轉運動，因而在此處引入控制量δAil表示副翼的傾轉角，此處升力系數(shù)CLW、阻力系數(shù)CDw與側向力系數(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)副翼傾轉角發(fā)生改變將造成機翼的升力系數(shù)發(fā)生變化，且左右機翼升力變化相反，以此實現(xiàn)對于傾轉旋翼機滾轉運動的控制。氣動力系數(shù)結合單個機翼氣動中心的動壓，即可計算機翼在風軸系下所受到的升力、阻力與側向力。可將其轉化到機體軸系下，得到機翼作用在傾轉旋翼機重心上的合力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動，因而引入控制量δElev表示升降舵的傾轉角，而水平尾翼的升力系數(shù)CLH、阻力系數(shù)CDH與側向力系數(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滑角。當升降舵轉角發(fā)生變化后，會引起水平尾翼的升力改變，產(chǎn)生俯仰力矩改變機體的俯仰角度。將此升力、阻力、側向力旋轉到機體軸系下，即可得到水平尾翼作用在傾轉旋翼機重心上的合力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表示尾舵的轉角，因而垂直尾舵的升力系數(shù)CLV、阻力系數(shù)CDV、側向力系數(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滑角。當尾舵轉角發(fā)生變化后，會引起垂直尾翼的側向力改變，產(chǎn)生繞垂向的力矩改變航向角。將此升力、阻力、側向力旋轉到機體軸系下，即可得到垂直尾翼作用在傾轉旋翼機重心上的合力FV與合力矩MV。以四傾轉旋翼機為例，將傾轉旋翼機的上述5個部分產(chǎn)生的合力與合力矩帶入運動學方程中，即可得到6自由度非線性模型。該非線性模型的狀態(tài)變量為四個旋翼的轉速ω1～ω4，副翼、升降舵、尾舵的轉角δAil、δElev、δRud作為控制量U，且在過渡模式下，前后兩對短艙的傾轉角度in12、in34同樣可以視為控制輸入的元素之一。傾轉旋翼機具有直升機與固定翼飛機的控制量，且在不同飛行模式下控制量并不相同。直升機模式下，以旋翼的轉速為控制量；固定翼模式下，以旋翼轉速、副翼傾轉角、升降舵傾轉角、尾舵傾轉角為控制量；過渡模式下，控制輸入包括直升機模式與固定翼模式下的控制量，同時短艙傾轉角度也可以作為控制輸入進行考慮。為了對傾轉旋翼機的3個飛行模式進行區(qū)分，同時考慮到在不同飛行模式下，傾轉旋翼機的前飛速度u具有不同的數(shù)值范圍，因而以機體軸系x軸方向(前飛方向)的速度為特征標志，對傾轉旋翼機的3個模式進行切換，圖3是一示例性實施例提供的傾轉旋翼機的3個模式之間進行切換的示意圖，如圖3所示。在直升機模式下，傾轉旋翼機需達到一定的速度后，向過渡模式切換；在過渡模式下進行加速，保證機翼提供足夠大的升力并向固定翼模式切換。切換的要求是，傾轉旋翼機不會因為旋翼短艙傾轉導致升力不足而發(fā)生墜機或飛行高度大幅度下降。對于傾轉旋翼機的某一個飛行模式，模型的控制輸入是確定的，因而可以利用典型的現(xiàn)代控制理論對單個飛行模式進行控制。本領域技術人員可以采用常用的控制思路，在傾轉旋翼機的3個模式下配平非線性模型并進行線性化，獲得直升機模式、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旋翼機的動力學參考模型。在步驟S12中，根據(jù)參考模型，設計用于控制傾轉旋翼機的控制系統(tǒng)。從控制系統(tǒng)可以輸出對傾轉旋翼機的控制信號，以對傾轉旋翼機的飛行動作進行控制。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志，在切換模式的同時切換至相應的控制器。LQR考慮的是無限時間下的狀態(tài)調(diào)節(jié)問題，在此問題下，需要獲得控制量u0(t)＝-Kx(t)使下性能指標取得最小值，由于LQR主要解決的是被控對象的鎮(zhèn)定問題，為了實現(xiàn)被控對象對于設定期望值的跟蹤，需要在LQR之前添加積分器以減少系統(tǒng)狀態(tài)與設定值之間的偏差，圖4是一示例性實施例提供的傾轉旋翼機的單個模式的飛行系統(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)動力學模型，y表示控制系統(tǒng)的輸出。在進行模式切換時，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，確定傾轉旋翼機的系統(tǒng)狀態(tài)、以及參考模型和實際模型之間的模型差。其中，模型差可以是實際全包線飛行中的模型差。假設：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)實際動力學的狀態(tài)，Bf為系數(shù)調(diào)整矩陣，可以手工選取。于是，全包線飛行中的實際系統(tǒng)的不確定性動力學可以用如下數(shù)學形式加以表達：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)下進行參數(shù)辨識；Blon為縱向控制矩陣，Alon為縱向系統(tǒng)矩陣，Alat為側向系統(tǒng)矩陣，Blat為側向控制矩陣，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)是施加到真實系統(tǒng)的最終控制輸入，u0(t)是基于參考模型所設計的控制輸入，V(t)∈Rl×1是系統(tǒng)測量噪聲，C∈Rl×n是系統(tǒng)測量矩陣，Y(t)是真實系統(tǒng)的輸出，可以通過IMU(Inertialmeasurementunit，慣性測量單元)直接測量。在u0(t)已知的基礎上，可以完成模型差f(t)估計以及U(t)的施加策略。通過上述的轉化，將模型差以狀態(tài)形式導入狀態(tài)方程可以采用多種估計方法對方程進行估計。然而，通過上述分析可知，系統(tǒng)模型來自于模型線性化、忽略的動力學、擾動以及參數(shù)的時變，于是在全包線飛行中，過程噪聲向量Wa統(tǒng)計學分布特性無解析表達，因此，可以作如下假設：假設：模型差的驅動過程噪聲ht是非正態(tài)分布的隨機過程。在該步驟S13中，根據(jù)所述參考模型，可以通過ASMF(adaptiveset-membershipfilter，自適應集員估計濾波器)，確定所述傾轉旋翼機的系統(tǒng)狀態(tài)和模型差?？紤]到ASMF(adaptiveset-membershipfilter，自適應集員估計濾波器)，它是一種基于不確定界型的估計器，不需要噪聲的統(tǒng)計學特性，只是要求其有界，它不僅能夠估計得到系統(tǒng)狀態(tài)值，而且可以得到相應的不確定界。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與測量噪聲Vt的橢球界限對角矩陣，Ca為增廣系統(tǒng)測量矩陣，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個增廣狀態(tài)的橢球界限為Pii為Pt|t矩陣的第i個對角元素，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，可以基于當前狀態(tài)的估計值運行基于參考模型所設計的控制系統(tǒng)，得到虛擬控制輸入具體的控制系統(tǒng)的運行，為本領域技術人員所公知，于此不再詳細描述。在步驟S15中，根據(jù)模型差對虛擬控制輸入進行修正，得到實際控制輸入。基于模型差和系統(tǒng)狀態(tài)的聯(lián)合估計結果，為了消除特定模態(tài)動力學描述的模型差對控制的影響，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)參考模型設計的控制系統(tǒng)的輸出。以下將對于基于模型特定模態(tài)的LQR輸出控制器加以補償，以得到補償后的輸出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時刻的控制系統(tǒng)輸入Ut并不能直接求解，原因如下：a)由于傾轉旋翼機是欠驅動系統(tǒng)，t時刻系統(tǒng)輸入Ut的維數(shù)遠小于ft，這樣只能得到近似解；b)ft估計結果是一個不確定集合，ASMF穩(wěn)定性與其相關，需要靜態(tài)優(yōu)化方法加以求解。面對以上兩點問題，下面首先提出可包含動力學修正與穩(wěn)定性保持的綜合指標函數(shù)；然后提出基于估計不確定界的指標最優(yōu)解計算方法來得到最優(yōu)的控制量修正值，即對傾轉旋翼機的實際控制輸入。首先引入如下的二次型代價函數(shù)來解決問題a)：其中H是可以手工調(diào)整的正定權重矩陣。另一方面，ft來自于上述ASMF的估計結果，這樣其數(shù)值穩(wěn)定性對于整個在線控制系統(tǒng)尤為重要，即上述問題b)。ASMF算法的穩(wěn)定性與系統(tǒng)補償后的輸入Ut具有直接聯(lián)系，其穩(wěn)定性可以通過穩(wěn)定性指標δt反映出來，可表示為：根據(jù)ASMF方法的原理，δt直接反映ASMF估計結果的有效性和數(shù)值穩(wěn)定性，即當δt>0時，結果有效且穩(wěn)定。這樣，定義可以得到，保證δt+1>0的充分條件是在估計結果處的取值的最大值應小于或等于1，即顯然，δt越大說明ASMF算法估計值的可靠性越高，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)修正量指標和穩(wěn)定性指標，引入如下的優(yōu)化指標函數(shù)其中，a是可以選取的正常數(shù)，它決定ASMF穩(wěn)定性指標在控制優(yōu)化中的權重?？紤]到這樣可以在處得到最小化所對應的控制量，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，是中對于Xt的估計部分，是中對于ft的估計部分。對于上述方程中在當前時刻t處，無法測量的Yt+1，可認為整個控制系統(tǒng)穩(wěn)定的情況下，有Yt+1∈Δ(Yt)其中Δ(Yt)是Yt在t時刻的不確定域，可以通過ASMF方法估計得到。又正定，因此其最大值點一定位于Δ(Yt)邊界點上。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個系統(tǒng)輸出元素不確定界估計結果的邊界點，即其中，代表系統(tǒng)輸出Yt的第i個元素，是Yt+1的不確定界邊界點估計值。這樣對于集合i∈{1,2,...,l}，h＝{0,1}；|·|i是向量·的第i個元素的絕對值，算子Col{j}定義如下：然后，再定義包含有全部可測量狀態(tài)的不確定界邊界點的集合St如下：其中，代表Yt+1可能的不確定界的邊界點。這樣，將集合St中有限個不確定集頂點分別代入指標函數(shù)選取使得最大且小于1的頂點元素，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，將作為上述實際控制輸入。根據(jù)以上描述，根據(jù)所述模型差對所述虛擬控制輸入進行修正，得到實際控制輸入的步驟(步驟S15)可以包括以下步驟。在步驟S151中，對于中的每一個計算與每一個相對應的在步驟S152中，對于每一個用以下公式計算的最大值，得到使得并將作為所述實際控制輸入：在步驟S16中，根據(jù)實際控制輸入控制傾轉旋翼機的飛行。也就是，用實際控制輸入代替虛擬控制輸入，控制傾轉旋翼機，這樣，能夠在一定程度上消除特定模態(tài)動力學描述的模型差對控制的影響，從而實現(xiàn)各個飛行模式下的穩(wěn)定以及模態(tài)間的平穩(wěn)切換。通過上述技術方案，確定傾轉旋翼機的參考模型和實際模型的模型差，并根據(jù)模型差對基于參考模型運行控制系統(tǒng)所得到的虛擬控制輸入進行修正，以消除模型差對控制的影響。用修正以后得到的實際控制輸入來控制所述傾轉旋翼機的運動，能夠使得傾轉旋翼機的飛行更加穩(wěn)定。以四個旋翼6自由度模型為例，基于以上所構建的傾轉旋翼機參考模型、以及控制方法與模式切換策略，以下是3個飛行模式下的仿真實驗結果和全模式下的飛行仿真結果。直升機模式下的控制量為四個旋翼的轉速，由于在直升機模式下多為懸停狀態(tài)，故此模式下的傾轉旋翼機控制與四旋翼飛行器的控制類似。圖5是一示例性實施例提供的直升機模式下的狀態(tài)曲線圖。當機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，所得到的曲線如圖5所示，其中，z表示前向速度，v表示側向速度，w表示垂向速度，pusi表示航向角。可見，在加入積分器后，具有不確定性主動估計與補償環(huán)節(jié)的自適應LQR可以有效地跟蹤速度與航向角設定值，可保證傾轉旋翼機在直升機模式下穩(wěn)定懸停，并達到一定的前向飛行速度，以向過渡模式切換。圖6是一示例性實施例提供的直升機模式切換至過渡模式后的速度曲線圖。當給予傾轉旋翼機的速度期望為[15；0；-1]時，此前向速度期望在直升機模式下是無法達到的，因而傾轉旋翼機會在直升機模式下先達到一定的前向飛行速度并切換至過渡模式下達到期望的速度值，如圖6所示?？梢娫谶^渡模式下，自適應LQR同樣可以實現(xiàn)傾轉旋翼機的鎮(zhèn)定控制，且具有足夠的魯棒性保證傾轉旋翼機由直升機模式向過渡模式切換時的穩(wěn)定性。圖7是一示例性實施例提供的直升機模式切換至過渡模式后的短艙角度變化曲線圖。短艙轉角的變化曲線如圖7所示，其中，in12表示前轉艙轉動控制輸入，in34表示后轉艙轉動控制輸入，可見在進入過渡模式后，為了獲得更大前飛速度，前面一對旋翼發(fā)生了較大的傾轉以進行加速，后面一對旋翼發(fā)生傾轉較小，以與機翼一同為傾轉旋翼機提供足夠的升力。傾轉旋翼機要最終切換至固定翼模式時，需要先在直升機模式下達到一定的速度并切換至過渡模式，并在過渡模式下進行加速，保證機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，飛機直接由過渡模式切換至固定翼模式，短艙轉角會發(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計得到了自適應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，并最終實現(xiàn)對于期望值的跟蹤。由以上仿真結果可知，不確定性主動估計和補償?shù)淖赃m應LQR可以解決四傾轉旋翼機某一個飛行模式下的狀態(tài)鎮(zhèn)定問題，可以準確地實現(xiàn)對于速度期望與航行期望的跟蹤。在不同飛行模式間進行切換時，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，并最終實現(xiàn)全模式下的系統(tǒng)控制。本公開還提供一傾轉旋翼機的控制裝置。圖10是一示例性實施例提供的傾轉旋翼機的控制裝置的結構框圖。如圖10所示，傾轉旋翼機的控制裝置可以包括建立模塊11、設計模塊12、確定模塊13、運行模塊14、修正模塊15和控制模塊16。建立模塊11用于建立傾轉旋翼機的動力學參考模型。設計模塊12用于根據(jù)參考模型，設計用于控制傾轉旋翼機的控制系統(tǒng)。確定模塊13用于根據(jù)參考模型，確定傾轉旋翼機的系統(tǒng)狀態(tài)、以及參考模型和實際模型之間的模型差。運行模塊14用于根據(jù)系統(tǒng)狀態(tài)運行控制系統(tǒng)，得到虛擬控制輸入。修正模塊15用于根據(jù)模型差對虛擬控制輸入進行修正，得到實際控制輸入?？刂颇K16用于根據(jù)實際控制輸入控制傾轉旋翼機的飛行。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，通過自適應集員估計濾波器，確定所述傾轉旋翼機的系統(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與測量噪聲Vt的橢球界限對角矩陣，Ca為增廣系統(tǒng)測量矩陣，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個增廣狀態(tài)的橢球界限為Pii為Pt|t矩陣的第i個對角元素，ρt、Wt、Kt、δt、βt為中間變量?？蛇x地，所述修正模塊用于：對于中的每一個計算與每一個相對應的對于每一個用以下公式計算的最大值，得到使得并將作為所述實際控制輸入：其中，為中對于Xt的估計部分，為中對于ft的估計部分，Yti為系統(tǒng)輸出Yt的第i個元素，為Yt+1的不確定界邊界點估計值，i∈{1,2,...,l}，h＝{0,1}，|·|i為向量·的第i個元素的絕對值，為Yt+1的不確定界的邊界點。關于上述實施例中的裝置，其中各個模塊執(zhí)行操作的具體方式已經(jīng)在有關該方法的實施例中進行了詳細描述，此處將不做詳細闡述說明。通過上述技術方案，確定傾轉旋翼機的參考模型和實際模型的模型差，并根據(jù)模型差對基于參考模型運行控制系統(tǒng)所得到的虛擬控制輸入進行修正，以消除模型差對控制的影響。用修正以后得到的實際控制輸入來控制所述傾轉旋翼機的運動，能夠使得傾轉旋翼機的飛行更加穩(wěn)定。以上結合附圖詳細描述了本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，但是，本發(fā)明并不限于上述實施方式中的具體細節(jié)，在本發(fā)明的技術構思范圍內(nèi)，可以對本發(fā)明的技術方案進行多種簡單變型，這些簡單變型均屬于本發(fā)明的保護范圍。另外需要說明的是，在上述具體實施方式中所描述的各個具體技術特征，在不矛盾的情況下，可以通過任何合適的方式進行組合。為了避免不必要的重復，本發(fā)明對各種可能的組合方式不再另行說明。此外，本發(fā)明的各種不同的實施方式之間也可以進行任意組合，只要其不違背本發(fā)明的思想，其同樣應當視為本發(fā)明所公開的內(nèi)容。