CN110531777B - 基于自抗扰控制技术的四旋翼飞行器姿态控制方法和*** - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于自抗扰控制技术的四旋翼飞行器姿态控制方法和***，能够有效提高四旋翼飞行器姿态控制的鲁棒性。该方法采用自抗扰控制实现姿态控制中的角速度环控制；在自抗扰控制器中，采用跟踪微分器对给定的角速度信号进行平滑降噪处理后得到给定的角速度和角加速度；观测器采用二阶扩张状态观测器，采用被控对象的反馈角速度以及加入电机响应延时的控制量u(t‑τ)，对角速度控制模型的各阶状态以及作用在模型上的内、外部扰动与***未建模动态的总和进行观测估计；利用观测器的输出量与给定量做差通过非线性控制率计算得到初步控制量，利用观测器得到的扰动估计量在该初步控制量基础上进行补偿，获得最终的输出控制量u(t)。

Description

基于自抗扰控制技术的四旋翼飞行器姿态控制方法和***

技术领域

本发明属于四旋翼飞行器控制技术领域，涉及一种基于自抗扰控制技术的四旋翼飞行器姿态控制方法和***。

背景技术

四旋翼是一种能够垂直起降(vertical take-off and landing,VTOL)的飞行器，它在总体布局上属于非共轴式碟形飞行器，与常规的旋翼式飞行器相比，四旋翼结构更为紧凑，产生的升力更大，而且两对转动方向相反的旋翼可相互抵消反扭力矩，因此不需要反扭矩桨。由于四旋翼无人机相比固定翼飞机能够垂直起降、自由悬停，具有很强的机动能力，特别适合于复杂条件下执行任务。随着近年来四旋翼无人机在民用和军事领域的广泛应用，不仅提高了生产力水平，同时也改变了现代战争的作战方式。

四旋翼飞行器具有三个平动自由度、三个转动自由度，共六个自由度，但是只有四个控制输入。因此，四旋翼飞行器是一种典型的欠驱动***。同时，四旋翼飞行器是具有强耦合、非线性、多变量等特性的静不稳定***，且在低空飞行中会受到多种物理效应的作用以及风扰等外部环境的干扰，影响控制效果甚至导致失稳，因此需要设计一种稳定可靠的位置控制算法能够在外界有扰动情况下保证控制的稳定以及精度等一系列要求。

自抗扰控制技术是由中国科学院数学与***科学研究所***所的韩京清研究员及其领导的研究小组创立发展的，自抗扰控制技术既继承和发扬了经典控制的观念，同时又吸收了现代控制理论的思想。所谓自抗扰，是指：将未建模动态和未知外扰都归结为对象的未知扰动，用输入输出数据估计并给予补偿，从而实现了动态***的动态反馈线性化，再使用非线性配置构成非线性反馈控制律来提高其闭环***的控制性能。

目前已经有相关学者将自抗扰控制技术应用于四旋翼飞行器的相关控制中，但是其效果还有待进一步加强。

发明内容

有鉴于此，本发明针对现有四旋翼飞行器姿态控制中抗扰能力较差的缺陷，提供了一种基于自抗扰控制技术的四旋翼飞行器姿态控制方法和***，能够有效提高四旋翼飞行器整体的抗扰能力以及跟踪精度，从而能够有效提高四旋翼飞行器姿态控制的鲁棒性。

为了解决上述技术问题，本发明是这样实现的：

一种基于自抗扰控制技术的四旋翼飞行器姿态控制方法，采用自抗扰角速度控制器实现姿态控制中的角速度环控制；在自抗扰角速度控制器中，采用跟踪微分器对给定的角速度信号v进行平滑降噪处理，并将平滑降噪处理后的输入信号本身v₁及其导数v₂作为给定的角速度和角加速度；观测器采用二阶扩张状态观测器，采用被控对象的反馈角速度y以及加入电机响应延时τ的控制量u(t-τ)，对角速度控制模型的各阶状态以及作用在模型上的内、外部扰动与***未建模动态的总和进行观测估计；将观测器输出的角速度估计量z₁与角速度给定量v₁做差，将角速度估计量z₁微分获得角加速度估计量与角加速度给定量v₂做差，两个差值通过非线性控制率计算得到初步控制量u₀，利用观测器得到的扰动估计量在该初步控制量u₀基础上进行补偿，获得最终的控制量输出u(t)。

优选地，所述姿态控制采用双环控制结构，内环角速度环采用所述自抗扰角速度控制器实现，外环角度环采用PD角度控制器实现。

优选地，该方法进一步包括：建立PID姿态控制器；采用PID姿态控制器控制手动起飞过程，在飞行器进入自动模式并稳定悬停后，开始同时运行PID姿态控制器与由自抗扰角速度控制器和PD角度控制器组成的自抗扰姿态控制器，但此时仍采用PID姿态控制器的输出量作为实际的输出控制量；并判断所述自抗扰姿态控制器与PID姿态控制器计算得的控制量是否相差在一定范围内，若自抗扰姿态控制器的输出量不发散且两控制器输出的控制量数值相差在设定范围内，则切换为所述自抗扰姿态控制器控制。

优选地，所述跟踪微分器采用最速综合函数fhan构建；在最速综合函数中，快速因子r采用10⁴量级数据，滤波因子h₁采用10^-2量级数据。

本发明还公开了一种基于自抗扰控制技术的四旋翼飞行器姿态控制***，该***包括自抗扰姿态控制器，该自抗扰姿态控制器包括内环的角速度控制器和外环的角度控制器；所述角速度控制器为自抗扰角速度控制器，其包括跟踪微分器、观测器、非线性控制率计算模块、时延模块和控制量补偿模块；

跟踪微分器，用于对给定的角速度信号v进行平滑降噪处理，将平滑降噪处理后的输入信号本身v₁及其导数v₂作为给定的角速度和角加速度用于后续计算；

时延模块，用于将输出控制量u(t)加入电机响应延时τ后形成u(t-τ)输入到观测器；

观测器采用二阶扩张状态观测器，采用被控对象的反馈角速度y和加入时延的控制量u(t-τ)，对角速度控制模型的各阶状态以及作用在模型上的内、外部扰动与***未建模动态的总和进行观测估计，获得角速度估计量z₁和扰动估计量，并对角速度估计量z₁进行微分获得角加速度估计量

非线性控制率计算模块，用于将角速度估计量z₁和角加速度估计量

与来自跟踪微分器的给定量v₁和v₂对应做差，两个差值通过非线性控制率计算得到初步控制量u₀；

控制量补偿模块，用于利用观测器得到的扰动估计量在该初步控制量u₀基础上进行补偿，获得最终的控制量输出u(t)。

优选地，该***进一步包括PID姿态控制器、切换控制模块和切换开关；

切换控制模块，用于在手动起飞阶段，通过控制切换开关，使得PID姿态控制器工作；飞行器入自动模式并稳定悬停后，通过控制切换开关，使得PID姿态控制器与自抗扰姿态控制器同时工作，但此时仍采用PID姿态控制器的输出量作为实际的输出控制量；判断PID姿态控制器与自抗扰姿态控制器计算得的控制量是否相差在一定范围内，若自抗扰姿态控制器的输出量不发散且两控制量数值相差在设定范围内，则通过控制切换开关，切换为自抗扰姿态控制器工作。

优选地，所述跟踪微分器采用最速综合函数fhan构建；在最速综合函数中，快速因子r采用10⁴量级数据，滤波因子h₁采用10^-2量级数据。

与现有技术相比，本发明的优点与积极效果：

(1)在实际飞行中，四旋翼飞行器的姿态通道容易受到各种扰动因素的影响而变得不稳定。本发明在角速度控制环中加入扩张状态观测器实时估计位置模型不确定部分以及内外扰动的总和，并进一步将***的响应延迟时间考虑到ESO的设计中，使获得的估计值更加准确，最后在输出控制量u上对这部分估计值进行补偿，能够有效提高四旋翼飞行器姿态控制的鲁棒性。

(2)对自抗扰控制器中快速因子r和滤波因子h₁进行取值范围的限定，参数选取要尽可能满足延迟最小，滤波要求可以适当降低，这样限定是为了保证微分器的加入不会导致整个控制过程出现过大的滞后，避免控制***的振荡乃至不稳定。

(3)本发明优选实施例采用自抗扰姿态控制器+PID姿态控制器的方案，两控制器分阶段使用，起飞阶段采用PID控制方案，解决了起飞阶段观测器不易收敛的问题，正常飞行阶段采用自抗扰控制方案，提高了其飞行的抗扰能力与跟踪精度。通过设计合理的切换控制策略，保证PID姿态控制器切换到自抗扰姿态控制器切换过程的平稳过渡。

附图说明

图1为本发明实施例中基于自抗扰+PID的复合四旋翼飞行器姿态控制模型；

图2为图1中自抗扰姿态控制器的示意图；

图3为图2中自抗扰角速度控制器的结构框图；

图4为本发明实施例中基于自抗扰的四旋翼飞行器姿态控制***示意图；

图5为实际飞行中位置定点情况下加大扰动角度跟踪情况(滚转轴)；

图6为实际飞行中位置定点情况下加大扰动角度跟踪情况(俯仰轴)；

图7为实际飞行中位置定点情况下加大扰动控制量输出情况(滚转轴)；

图8为实际飞行中位置定点情况下加大扰动控制量输出情况(俯仰轴)；

图9为实际飞行中姿态控制采用复合控制器位置跟踪圆形轨迹情况(分x,y轴)；

图10为实际飞行中姿态控制采用复合控制器位置跟踪圆形轨迹情况。

具体实施方式

本发明优选实施例提供了一种基于自抗扰控制技术的四旋翼飞行器姿态控制方案，由于四旋翼无人飞行器姿态的动力学模型为一多变量、强耦合、非线性的二阶模型，故为了控制与调节参数的方便，设计双环控制器，即包括外环的角度控制器与内环的角速度控制器，来对其姿态进行控制。经分析，四旋翼飞行器的模型不确定性与扰动可以看作全部施加在内环角速度环上，故对外环角度环仍采取一般的PD控制器，而对内环角速度环设计自抗扰角速度控制器。自抗扰角速度控制器+PD角度控制器组成了自抗扰姿态控制器。

对于内环自抗扰角速度控制器的设计，首先采用跟踪微分器对外环角度控制器输出的控制量进行平滑降噪处理后作为内环角速度给定值，并求导获得内环角加速度给定值，接着设计一个二阶扩张状态观测器，本发明对作用于二阶扩张状态观测器上的控制量u(t)进行了改进，加入了电机响应延时来保证输入到观测器的各个变量在时间上匹配对准，进而能够实时准确地对内环角速度控制模型的各阶状态以及作用在该模型上的内、外部扰动与***未建模动态的总和进行观测估计；二阶扩张状态观测器能够估计出角速度，经微分可以得到角加速度估计值；二阶扩张状态观测器还能估计***所受的总扰动量；角速度和角加速度给定值与对应估计值的误差通过非线性控制率计算得到初步控制量，该初步控制量加入二阶扩张状态观测器估计得到的扰动估计量后，获得最终的控制量输出，以实现对***的优良控制。

可见，自抗扰角速度控制器设计最大的改进点是对作用于二阶扩张状态观测器上的控制量u(t)进行了改进，加入了代表控制量产生到反馈之间的时间延迟，从而使得输入到观测器的各个变量在时间上匹配对准，从而能够实时精确估计***的扰动并给与补偿。

此外，由于起飞阶段四旋翼飞行器姿态变化较大容易使得观测器发散导致控制失稳，故该优选实施例在起飞阶段采用PID姿态控制器控制正常起飞，待其姿态平稳后再切换为自抗扰控制。通过设计切换控制策略保证PID姿态控制器切换到自抗扰控制器切换过程的平稳过渡。

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

图1为本发明实施例中基于自抗扰+PID的复合四旋翼飞行器姿态控制结构，其包括自抗扰姿态控制器和PID姿态控制器，二者采用切换开关进行切换。

图2为图1中自抗扰姿态控制器的具体示意图。自抗扰姿态控制器为一双环控制器，即外环角度控制器与内环角速度控制器，来对其姿态进行控制。经分析，四旋翼无人飞行器的模型不确定性与扰动可以看作全部施加在内环角速度环上，故外环角度环仍采取一般的PD角度控制器，只对内环角速度环设计自抗扰角速度控制器。

图3为图2中自抗扰角速度控制器的具体组成框图。与现有自抗扰控制器相比，增加了时延环节。

下面针对本发明的设计以及工作流程进行描述。

一、首先建立四旋翼飞行器姿态动力学模型，其动力学模型如下描述：

其中，四个独立的控制输入量，U₂为滚转轴控制量，U₃为俯仰轴控制量，U₄为偏航轴控制量，φ,θ,ψ分别代表机体姿态的滚转，俯仰，偏航轴在惯性坐标系下的欧拉角，I_xx,I_yy,I_zz分别代表对应通道的转动惯量，J_r代表与陀螺效应有关的转动惯量，l代表从每个电机中心到机体中心的臂长。可以看出三个通道具有多变量，非线性，强耦合的特点，故一般地三个通道需要分别设计相应的自抗扰控制器来补偿每个通道之间的相互耦合作用以及所受的内外扰动。

每个轴的控制模型如下描述：

其中，x₁,x₂分别代表***模型的状态变量，即对应通道的角度与角速度的值，f(x₁,x₂,w(t),t)代表***模型的不确定部分以及***所受的内外扰动的总和，bu(t-τ)代表输出控制量考虑执行机构响应延时作用到***模型上的部分，其中τ为***响应延迟时间，b是***模型中控制量放大倍数的估计值。针对每个通道的控制，本发明的主要目的就是尽可能准确快速地估计出f(x₁,x₂,w(t),t)与b，使得最终在PD角度控制器的基础上可以准确快速地补偿掉模型的不确定与扰动部分。

二、根据上述建立的模型，设计自抗扰控制技术姿态控制中的跟踪微分器。

该跟踪微分器形式如下所示：

fh＝fhan(v₁(k)-v(k),v₂(k),r,h₁)

v₁(k+1)＝v₁(k)+h₂v₂(k)

v₂(k+1)＝v₂(k)+h₂fh

其中，这里的输入信号v(k)即为输入离散信号，v₁(k)与v₂(k)分别跟踪输入信号本身以及其导数，v₁(k)为跟踪的角速度信息，v₂(k)为跟踪的角加速度信息，是v₁(k)的导数。fhan为最速综合函数，其表达式参见文献1(自抗扰控制技术，韩京清，《前沿科学》2007·1，总第1期)。r,h₁分别代表快速因子与滤波因子，h₂代表步长因子。这里的参数选取要尽可能满足延迟最小，滤波要求可以适当降低，认为只要不出现幅值特别大的阶梯或者尖峰信号即可使用，因此本发明的快速因子r采用10⁴量级数据，滤波因子h₁采用10^-2量级数据。

三、根据四旋翼飞行器位置控制模型，设计二阶扩张状态观测器(ESO)并考虑加入***响应延迟时间，用来实时估计施加在内环角速度环上的扰动并给予实时补偿。

本发明设计二阶扩张状态观测器用于观测***的各阶状态，同时估计实际***所受的内外扰动，并给予实时补偿，以增强***的鲁棒性。

具体设计的二阶扩张状态观测器如下式所示：

e＝z₁-y

其中，y为实际***的反馈值，即每个通道返回的角速度值。z₁代表***的本征状态，即每个通道的角速度值；z₂即为表征***扩张状态的变量，包含了***模型的不确定性以及所受内外的总体扰动的总和，该z₂值与1/b相乘后用于补偿到输出控制量u(t)上。bu代表作用到模型上的控制量，b是***模型中控制量放大倍数的估计值，u是本控制方案输出控制量，而bu(t-τ)代表考虑电机响应延时输入到***模型的控制量，由于***的反馈值y经过***后已考虑延时，这样使所有输入观测器的信号实现了同步，得到的估计值才更加准确。其中τ代表控制量的作用时间延迟。

本质上该观测器仍为一个误差驱动的***，β₀₁,β₀₂为两个观测器增益，与***的采样步长有关。理论上观测器的增益越大越好，可以使观测速度加快，以实现对***不确定性以及扰动的实时补偿，达到一个理想的控制效果，但是由于实际四旋翼飞行器***中传感器噪声较大，故观测器增益的选择不能太大，否则会放大***噪声，使观测器出现不容易收敛甚至发散的情况。通过试验调整参数可以获得理想效果。

四、根据上述得到的四旋翼姿态控制模型以及观测器得到的角速度估计量z₁、跟踪微分器得到的角速度给定量v₁，可以得到误差e₁及误差的微分e₂。

e₁＝v₁-z₁

五、将角速度和角加速度误差e₁、e₂通过非线性控制率计算得到初步控制量u₀。

对于非线性控制率，本发明采用如下式的形式：

u₀＝b₁fal(e₁,α₁,δ₁)+b₂fal(e₂,α₂,δ₂)

其中b₁,b₂分别为控制量增益，fal(e,α,δ)为一非线性函数，其具体表达式如下所示：

由于非线性控制器理论上具有“小误差，大增益；大误差，小增益”的特性，故加入少量的非线性部分，可以略微改善原控制器的性能，因此α,δ选择一个合理的1附近的值即可。

六、根据自抗扰控制的基本原理，得到补偿内外扰动后的***控制率如下式所示：

其中，

是二阶扩张状态观测器估计得到的总扰动值补偿到控制量中的部分。b是***模型中控制量放大倍数的估计值，u为本控制方案的实际输出。

在使用时，针对图1的控制模型，设计合理的控制器切换策略，可以实现手动飞行采用PID姿态控制器与自动飞行采用的自抗扰姿态控制器之间的平稳过渡。其切换控制策略的基本思路为：采用PID姿态控制器手动起飞并进入自动模式基本稳定悬停后，开始同时运行PID姿态控制器与自抗扰姿态控制器，但此时仍采用PID姿态控制器的输出量作为实际的输出控制量；此时开始判断两者计算得的控制量是否相差在一定范围内，若自抗扰姿态控制器的输出量不发散且两控制量数值相差在一定范围内，则可以认为一旦进行控制器切换理论上不会出现较大的控制量输出的波动，则切换为自抗扰姿态控制器工作；若自抗扰姿态控制器发散或者两控制量差距较大，则不能切换，直到满足切换条件。

基于上述方法过程，本发明还提供了一种基于自抗扰控制技术的四旋翼飞行器姿态控制***，如图1所示，包括自抗扰姿态控制器、PID姿态控制器、切换控制模块和切换开关。

切换控制模块在手动起飞阶段，通过控制切换开关，使得PID姿态控制器工作；飞行器入自动模式并稳定悬停后，通过控制切换开关，使得PID姿态控制器与自抗扰姿态控制器同时工作，但此时仍采用PID姿态控制器的输出量作为实际的输出控制量；判断PID姿态控制器与自抗扰姿态控制器计算得的两控制量是否相差在一定范围内，若基于自抗扰的控制器的输出量不发散且两控制器计算获得的控制量数值相差在一定范围内，则通过控制切换开关，切换为自抗扰姿态控制器工作。

自抗扰姿态控制器采用双环控制结构，包括内环角速度环和外环角度环；内环角速度环采用自抗扰角速度控制器实现，外环角度环采用PD角度控制器实现。如图4所示，上述自抗扰角速度控制器包括跟踪微分器、观测器、非线性控制率计算模块、时延模块和控制量补偿模块。

跟踪微分器，用于对给定的角速度信号v进行平滑降噪处理，将平滑降噪处理后的输入信号本身v₁及其导数v₂作为给定的角速度和角加速度用于后续计算；

时延模块，用于将输出控制量u(t)加入电机响应延时τ后形成u(t-τ)输入到观测器；

观测器采用二阶扩张状态观测器，采用被控对象的反馈角速度y和加入时延的控制量u(t-τ)，对角速度控制模型的各阶状态以及作用在模型上的内、外部扰动与***未建模动态的总和进行观测估计，获得角速度估计量z₁和扰动估计量，并对角速度估计量z₁进行微分获得角加速度估计量

非线性控制率计算模块，用于将角速度估计量z₁和角加速度估计量

与来自跟踪微分器的给定量v₁和v₂对应做差，两个差值通过非线性控制率计算得到初步控制量u₀；

控制量补偿模块，用于利用观测器得到的扰动估计量在该初步控制量u₀基础上进行补偿，获得最终的控制量输出u(t)。

为了验证上述设计的基于自抗扰+PID的复合控制技术四旋翼姿态控制器的有效性，本发明利用基于QAV-250机架的四旋翼飞行器进行实际飞行实验。

实验中四旋翼飞行器主要基于ANO-Pioneer开源飞控进行开发，利用QAV-250的机架搭建。该飞控基于STM32F407VG主控制器，最高主频可达168MHz,惯性测量模块采用ICM20602模块，动力***采用EMAX MT2204KV2300直流无刷电机，EMAX Sinonk 12A电子调速器与5045桨叶。机体飞行时总质量约为650g，施加扰动的负载质量约为150g。

实际飞行实验中为了验证内环姿态控制器优良的抗扰性能，在位置定点情况下对实际四旋翼飞行器施加一定程度的扰动，分别观察姿态滚转，俯仰两个通道的角度响应情况，如图5、6所示，并对相应两个通道的控制量进行分析，如图7、8所示。

在整个飞行过程中，0s-15s飞行器处于无明显扰动的悬停状态，15s时在四旋翼飞行器的一个机臂上悬挂一个负载，并在15s-40s期间对该悬挂负载施加大小不一的水平方向的扰动，40s时去除该悬挂负载，剩下时间飞机仍处于悬停状态。从图5、6中可以看出，15s之前飞机处于悬停状态时飞行器的滚转与俯仰通道的角度误差考虑传感器误差的影响基本保持在+-1deg以内，说明处于悬停状态时该自抗扰控制器的控制精度较高。15s时施加一个较大但变化较为平缓的扰动时，可以看出两个通道的角度误差在不对负载施加水平方向过大变化过为剧烈的扰动并且考虑传感器的测量误差的情况下，角度误差仍然保持在+-3deg以内，即使在33s左右对悬挂负载水平方向施加了一个较为剧烈的扰动，可以看出角度仍然处于可控状态，且误差处于可以接受的范围，整个过程控制延时较低，说明该观测器的性能较为优良，可以实现对较大较为剧烈的扰动的快速准确估计并补偿，达到了一定抗扰能力的要求。

同时从图7、8中可以看出，在正常情况下的悬停状态，两通道控制器输出基本为零，在15s悬挂负载后，观测器快速对该扰动进行估计，体现在控制量上则表现为控制量较为迅速且平稳地到达了一个稳定值，在33s施加剧烈扰动时，控制量输出虽有略微震荡，但仍然很快收敛，且此时控制量的输出接近饱和状态，可以看出控制器在极限状态下仍然具有较为稳定的表现，达到了预期对于其控制精度与鲁棒性的要求。

位置控制方面，如图9、10所示，将该基于自抗扰技术的姿态控制器作为底层控制器，外环采用一个非线性位置控制器，跟踪一个圆形轨迹，可以看出其在x,y两个轴向控制精度控制在+-5cm，且基本无跟踪控制延时，总体效果良好，精度堪比甚至超过了一般的PID姿态控制器，但是在抗扰能力上要远远优于一般的PID姿态控制器。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种基于自抗扰控制技术的四旋翼飞行器姿态控制方法，其特征在于，所述姿态控制采用双环控制结构，内环角速度环采用自抗扰角速度控制器实现，外环角度环采用PD角度控制器实现；

在自抗扰角速度控制器中，采用跟踪微分器对给定的角速度信号v进行平滑降噪处理，并将平滑降噪处理后的输入信号本身v₁及其导数v₂作为给定的角速度和角加速度；观测器采用二阶扩张状态观测器，采用被控对象的反馈角速度y以及加入电机响应延时τ的控制量u(t-τ)，对角速度控制模型的各阶状态以及作用在模型上的内、外部扰动与***未建模动态的总和进行观测估计；将观测器输出的角速度估计量z₁与角速度给定量v₁做差，将角速度估计量z₁微分获得角加速度估计量与角加速度给定量v₂做差，两个差值通过非线性控制率计算得到初步控制量u₀，利用观测器得到的扰动估计量在该初步控制量u₀基础上进行补偿，获得最终的控制量输出u(t)；

建立PID姿态控制器；采用PID姿态控制器控制手动起飞过程，在飞行器进入自动模式并稳定悬停后，开始同时运行PID姿态控制器与由自抗扰角速度控制器和PD角度控制器组成的自抗扰姿态控制器，但此时仍采用PID姿态控制器的输出量作为实际的输出控制量；并判断所述自抗扰姿态控制器与PID姿态控制器计算得的控制量是否相差在一定范围内，若自抗扰姿态控制器的输出量不发散且两控制器输出的控制量数值相差在设定范围内，则切换为所述自抗扰姿态控制器控制。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述跟踪微分器采用最速综合函数fhan构建；在最速综合函数中，快速因子r采用10⁴量级数据，滤波因子h₁采用10^-2量级数据。

3.一种基于自抗扰控制技术的四旋翼飞行器姿态控制***，该***包括自抗扰姿态控制器，其特征在于，该自抗扰姿态控制器包括内环的角速度控制器和外环的角度控制器；所述角速度控制器为自抗扰角速度控制器，其包括跟踪微分器、观测器、非线性控制率计算模块、时延模块和控制量补偿模块；该***进一步包括PID姿态控制器、切换控制模块和切换开关；

跟踪微分器，用于对给定的角速度信号v进行平滑降噪处理，将平滑降噪处理后的输入信号本身v₁及其导数v₂作为给定的角速度和角加速度用于后续计算；

时延模块，用于将输出控制量u(t)加入电机响应延时τ后形成u(t-τ)输入到观测器；

观测器采用二阶扩张状态观测器，采用被控对象的反馈角速度y和加入时延的控制量u(t-τ)，对角速度控制模型的各阶状态以及作用在模型上的内、外部扰动与***未建模动态的总和进行观测估计，获得角速度估计量z₁和扰动估计量，并对角速度估计量z₁进行微分获得角加速度估计量

非线性控制率计算模块，用于将角速度估计量z₁和角加速度估计量

与来自跟踪微分器的给定量v₁和v₂对应做差，两个差值通过非线性控制率计算得到初步控制量u₀；

控制量补偿模块，用于利用观测器得到的扰动估计量在该初步控制量u₀基础上进行补偿，获得最终的控制量输出u(t)；

切换控制模块，用于在手动起飞阶段，通过控制切换开关，使得PID姿态控制器工作；飞行器入自动模式并稳定悬停后，通过控制切换开关，使得PID姿态控制器与自抗扰姿态控制器同时工作，但此时仍采用PID姿态控制器的输出量作为实际的输出控制量；判断PID姿态控制器与自抗扰姿态控制器计算得的控制量是否相差在一定范围内，若自抗扰姿态控制器的输出量不发散且两控制量数值相差在设定范围内，则通过控制切换开关，切换为自抗扰姿态控制器工作。

4.如权利要求3所述的***，其特征在于，所述跟踪微分器采用最速综合函数fhan构建；在最速综合函数中，快速因子r采用10⁴量级数据，滤波因子h₁采用10^-2量级数据。

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