1.一种基于执行器可靠性的四旋翼控制器实时重构方法，其特征在于：包括以下步骤：第一步，基于四旋翼飞行器的线性动力学模型，设计线性二次型控制器的输入变量加权矩阵，完成控制器的设计；第二步，根据控制器的控制作用进行执行器的可靠性分析，得到螺旋桨错误率，并将其作为可靠性的度量指标；第三步，形成闭环，根据作为可靠性度量指标的螺旋桨错误率，更新线性二次型控制器的输入变量加权矩阵，实现基于系统可靠性的控制器重构；所述第二步具体实现为：执行器的可靠性表示为时间的负指数函数，如下式：其中，执行器的错误率λ i (t)为执行器发生错误的概率，描述为执行器每小时发生错误的次数，表示如下式：其中， 为执行器i的初始错误率，α i 为与执行器性能有关的参数，u i 是第i号电机的PWM输入，即执行器的PWM输入值；将得到的控制器的控制作用u i 代入 中，计算出螺旋桨错误率λ i (t)，并将其作为可靠性的度量指标；所述第三步具体实现如下：四旋翼飞行器的俯仰角的线性二次型控制器设计中的输入变量加权矩阵R与螺旋桨错误率λ i (t)有关，设计为：R i (t)＝λ i (t)×1000+10其中，R i (t)为输入变量加权矩阵R中对角线第i个元素的大小，λ i (t)为第i号电机的错误率；输入变量加权矩阵R更新后控制作用将会变化，返回到第一步继续下一个循环的计算，实现基于可靠性的度量指标螺旋桨错误率λ i (t)实时重新配置控制器。
2.根据权利要求1所述的基于执行器可靠性的四旋翼控制器实时重构方法，其特征在于：所述第一步具体实现如下：四旋翼飞行器的线性动力学模型，表示如下：式中，x、y、z为四旋翼的位置，φ、θ、ψ分别为四旋翼飞行器的滚转角、俯仰角和偏航角，τ pitch 、τ roll 、τ yaw 分别为滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩，J xx 、J yy 、J zz 为三轴转动惯量；对于执行器，升力/力矩与执行器输入信号之间的关系为：式中，u i 是第i号电机的PWM输入，F是四个螺旋桨产生的总升力，L roll 是俯仰方向两个螺旋桨的距离，L pitch 是滚转方向两个螺旋桨的距离，K t ＝K r K f 是与螺旋桨相关的常数；对于四旋翼飞行器的线性动力学模型，选取控制代价函数为 其中，x(t)是n维状态变量，u(t)是m维输入变量，Q是状态变量的加权矩阵，R是输入变量的加权矩阵，Q是半正定矩阵，R是正定矩阵；在此基础上，设计基于线性二次型最优控制的状态反馈控制律u,即求解控制器的公式：u＝-Kx使得代价函数达到最小，其中反馈矩阵K满足K＝R -1 B T P，P矩阵通过求取代数Riccati方程PA+AP+Q-PBR -1 B T P＝0的唯一对称半正定解得到，其中，A、B矩阵是四旋翼飞行器的线性动力学模型选取x、y、z、φ、θ、ψ的导数为状态变量时线性系统的状态矩阵A和输入矩阵B。
