1.风力机舱模糊滑模自适应两端悬浮控制方法，其特征在于：采用基于悬浮气隙外环和电流内环相结合的控制结构，协同完成机舱两端悬浮和俯仰抑制；所述悬浮气隙外环采用模糊自适应悬浮滑模控制，为电流内环提供电流参考，包括滑摸主控制部分和模糊自适应补偿部分；所述滑模主控制部分完成两端气隙额定工况下的跟踪控制，采用自适应优化边界层以及非线性函数，协同消除滑模抖振；所述模糊自适应补偿部分用于逼近模型中的不确定项和影响同步部分，解决由于两侧气隙存在交叉耦合所产生的不同步问题，其上所有的控制算法共同完成输入电流内环的参考电流设定；所述电流参考跟踪控制由BUCK电路完成，确保机舱稳定快速悬浮。

2.根据权利要求1所述的风力机舱模糊滑模自适应两端悬浮控制方法，包括以下步骤：步骤1构建风力机舱的俯仰和轴向两自由度悬浮模型其中，ω为俯仰角速度，θ为俯仰角度，μ0为真空磁导率，N为两侧悬浮绕组匝数，S为磁极面积，i1和i2分别为桨叶侧和尾翼侧励磁电流，δ1和δ2分别为前后侧悬浮气隙，J为机舱俯仰转动惯量，m为风力机舱质量；g为重力加速度；δ为轴向悬浮气隙；fd为机舱轴向干扰；TS为机舱倾覆力矩，R为机舱旋转半径；

步骤2风机机舱两侧悬浮动态模型转化采用坐标变换将式(1)两自由度运动方程，转化为以前后侧气隙运动方程为其中，

步骤3设计滑模自适应控制器第一步，设置两侧悬浮气隙跟踪误差为ei＝δi‑δref，其中i为1或2，δ1,δ2分别对应桨叶侧和尾翼侧悬浮气隙，以桨叶侧为例，引入虚拟控制变量为其中，c1为正增益，S1为跟踪滑模控制面；

第二步，设置滑模的控制律为其中，k为非零正常数，E通过自适应在线获取，将边界层进行自适应，采用代替传统的sgn(s)来消除抖振；

第三步，对式(4)进行微分处理，将式(4)代入至式(3)可得：第四步，将 代入式(5)，可得：第五步，将式(2)气隙表达式代入式(6)，可得：2

第六步，将式(7)中的i提出，可得：2

第七步，将式(8)中的i进一步化简其中，

针对其中的未知项 采用模糊补偿， 采用同步模糊补偿；

第八步，将式(9)转化为风力机舱前后侧控制模型其中， 是参考气隙

的二阶导；

第九步，将式(6)代入(9)继续化简，可得：第十步，将(2)代入(10)，可以化简得到关于s的关系式：第十一步，将 用电流表示：步骤4模糊自适应控制器设计采用模糊逼近原理对系统中不确定项部分和同步耦合部分无限逼近最优输出，进而辅助主滑模控制器，采用以下步骤构造模糊自适应控制器：第一步，设置两侧悬浮气隙同步误差为e12＝δ1‑(δ1+δ2)/2，e21＝δ2‑(δ1+δ2)/2，δ1,δ2分别对应桨叶侧和尾翼侧悬浮气隙，以桨叶侧为例，引入虚拟同步控制变量为其中，q1为正增益；

第二步，模糊输入变量的选择，选择滑模面s1和同步控制变量s2作为模糊语言的输入变量，将其进行模糊处理；

第三步，隶属度函数的选择，隶属度值是指输入值属于模糊集的程度，输入变量论域为[‑1,1]，选择隶属度函数可以写为：其中，输入语言变量xi可以根据pi进行缩放，更有利的进行高斯函数中心值的调整，ωd的大小影响隶属度函数曲线形状，当隶属度函数曲线形状较尖其分辨率越高越灵敏，曲线形状越缓，其分辨率越低越稳定；

第四步，将模糊控制系统输入变量s,ssyn变换到[‑1,1]区间，设置模糊控制规则形式为：

l l l l

R：if s1 is F1 and s2 is F2then is Gi (l＝1,2,...5)第五步，模糊控制输出，采用面积重心法得到模糊系统的输出i i T

其中，将α作为自适应，α＝[α1,α2,α3,α4,α5]，构造5维向量ξ(xi)i

第六步，根据自适应参数α以及模糊基向量ξ(xi)，构造模糊逻辑系统第七步，构建含估计误差的Lyapunov能量函数为其中，η1、η2为严格为正实数，第八步，设计α，E的自适应律，对式(17)的Lyapunov能量函数求导可得第九步，为确保 设置模型参数自适应率为

3.根据专利要求2所述的风力机舱模糊滑模自适应两端悬浮控制方法，所述步骤2中坐标转换矩阵为：

其中，δ1和δ2为分别为前后侧悬浮气隙，R为机舱半径，转换方法为对坐标转换方程(22)求二阶导数为