技術(shù)特征：
1.一種傾轉(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，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)、以及所述參考模型和實(shí)際模型之間的模型差，其中，所述模型差為實(shí)際全包線飛行中的模型差，系統(tǒng)模型差變化的表達(dá)式為：全包線飛行中的實(shí)際系統(tǒng)的不確定性動(dòng)力學(xué)表達(dá)式為：A0＝diag{Alon,Alat,Ayaw-heave}其中，f(t)為系統(tǒng)的模型差，X(t)為系統(tǒng)參考模型的狀態(tài)，為系統(tǒng)實(shí)際動(dòng)力學(xué)的狀態(tài)，Bf為系數(shù)調(diào)整矩陣，h(t)為模型差的驅(qū)動(dòng)過程噪聲，A0和B0分別為名義系統(tǒng)的系統(tǒng)矩陣和控制矩陣，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)為施加到真實(shí)系統(tǒng)的最終控制輸入，u0(t)為基于參考模型的控制輸入，V(t)∈Rl×1為系統(tǒng)測量噪聲，C∈Rl×n為系統(tǒng)測量矩陣，Y(t)為真實(shí)系統(tǒng)的輸出；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，其中，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(gè)增廣狀態(tài)的橢球界限為Pii為Pt|t矩陣的第i個(gè)對角元素，ρt、Wt、Kt、δt、βt為中間變量。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述控制系統(tǒng)包括線性二次型調(diào)節(jié)器。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述根據(jù)所述模型差對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：對于中的每一個(gè)計(jì)算與每一個(gè)相對應(yīng)的對于每一個(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，為中對于Xt的估計(jì)部分，為中對于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)元素的絕對值，為Yt+1的不確定界的邊界點(diǎn)。4.一種傾轉(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，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)、以及所述參考模型和實(shí)際模型之間的模型差，其中，所述模型差為實(shí)際全包線飛行中的模型差，系統(tǒng)模型差變化的表達(dá)式為：全包線飛行中的實(shí)際系統(tǒng)的不確定性動(dòng)力學(xué)表達(dá)式為：A0＝diag{Alon,Alat,Ayaw-heave}其中，f(t)為系統(tǒng)的模型差，X(t)為系統(tǒng)參考模型的狀態(tài)，為系統(tǒng)實(shí)際動(dòng)力學(xué)的狀態(tài)，Bf為系數(shù)調(diào)整矩陣，h(t)為模型差的驅(qū)動(dòng)過程噪聲，A0和B0分別為名義系統(tǒng)的系統(tǒng)矩陣和控制矩陣，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)為施加到真實(shí)系統(tǒng)的最終控制輸入，u0(t)為基于參考模型的控制輸入，V(t)∈Rl×1為系統(tǒng)測量噪聲，C∈Rl×n為系統(tǒng)測量矩陣，Y(t)為真實(shí)系統(tǒng)的輸出；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，其中，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(gè)增廣狀態(tài)的橢球界限為Pii為Pt|t矩陣的第i個(gè)對角元素，ρt、Wt、Kt、δt、βt為中間變量。5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的裝置，其特征在于，所述控制系統(tǒng)包括線性二次型調(diào)節(jié)器。6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的裝置，其特征在于，所述修正模塊用于：對于中的每一個(gè)計(jì)算與每一個(gè)相對應(yīng)的對于每一個(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：5其中，為中對于Xt的估計(jì)部分，為中對于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)元素的絕對值，為Yt+1的不確定界的邊界點(diǎn)。