CN112015192B - 一种自愈四旋翼无人机抗干扰控制方法与*** - Google Patents

一种自愈四旋翼无人机抗干扰控制方法与*** Download PDF

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Abstract

本发明提出一种自愈四旋翼无人机抗干扰控制方法与***，包括：控制***，执行机构、四旋翼平台、定位单元、陀螺仪及加速度计、通信单元；所述控制***包括位置环控制器、姿态环控制器、位置干扰观测器、姿态干扰观测器、期望姿态产生模块；所述位置环控制器通过分析给定期望位置或期望轨迹与经定位***测量输出的当前位置及速度信息的偏差值，采用位置控制方法处理偏差值，得到促使偏差值趋于零的四旋翼控制力；所述姿态环控制器通过分析经期望姿态解算模块输出的四旋翼期望姿态与经陀螺仪及加速度计测量处理输出的当前姿态及角速度信息的偏差值，采用姿态控制方法处理偏差值，得到促使偏差值趋于零的四旋翼控制力矩。

Description

一种自愈四旋翼无人机抗干扰控制方法与***
技术领域
本发明涉及四旋翼无人机领域，具体涉及一种强化四旋翼抗干扰性能的嵌入式干扰观测器技术。作为一个可嵌入式模块，可以通过前馈与任意一种稳定控制方法相结合，大大提高四旋翼的抗干扰性能；所提出的干扰观测器可以强化所结合的控制方法的动态及稳态性能，避免了实际应用中需反复调节诸多控制参数的过程。
背景技术
四旋翼无人机技术已引起广泛的社会关注，其技术发展也显著影响着许多应用领域，如交通运输、灾难救援、配送物流、精准农业、智慧工厂、全景航拍等。然而四旋翼无人机的现实工作环境中一般存在大量干扰，这些干扰主要分为三大类：第一类是工作环境中的外部干扰，如自然风、气流等；第二类是自身硬件故障所引起的内部干扰，如电机故障引起的电压骤降、传感器误差等；第三类是模型控制方法中的模型不确定性，主要由***参数不准确及***非线性部分引起。因此，如何有效地抑制并补偿上述多源干扰的影响，从而提高四旋翼无人机在复杂环境下飞行的稳定性具有重要科学价值和实际意义。
清华、北航、西工大、哈工大、北理等国内高校在该领域控制方法方面已经有了很多研究，比如PID控制、H∞控制、自抗扰控制(ADRC)等等。PID控制、H∞控制虽然在某些特定情况下会起到很好的抗干扰效果，但是当四旋翼工作环境发生大的变动时，由于参数设置的不适应性，抗干扰效果会大大降低，只能通过重新调节控制参数以适应新的工作环境，因此这类型控制方法具有较强的使用不便性。由于该类型控制方法仅仅依靠***本身的鲁棒性，并没有识别出干扰量进而克服其影响，因此可以称之为被动抗扰；相对于被动抗扰来说，自抗扰控制这类主动抗扰技术则在一定程度上提高了四旋翼抗干扰能力，其通过设计扩张状态观测器(ESO)去估计干扰值，然后给予前馈补偿。但是，该状态观测器仍需要反复调节大量耦合参数；并且，当干扰具有某些先验信息时，采用自抗扰控制并不能充分利用这些信息以达到最佳抗扰效果。中国专利CN 104698840A和中国专利CN 107491081A都涉及到了四旋翼的抗干扰技术，但是均未考虑到抗干扰技术的普适化及模块化，实际应用起来较为局限且复杂。
发明内容
为了解决上述技术问题：本发明设计一种自愈四旋翼无人机抗干扰控制方法与***，能够强化四旋翼抗干扰性能，在控制***中嵌入式干扰观测器，是一种模块化技术，一方面强化四旋翼抗干扰性能，观测器可以快速精确估计出四旋翼飞行环境中所受的干扰，通过前馈补偿达到抗干扰效果；另一方面，通过嵌入干扰观测器，优化了控制器的动态性能，避免实际应用中因飞行环境发生改变，而重新反复调节诸多控制参数的过程。
本发明的技术解决方案是：一种自愈四旋翼无人机抗干扰控制***，包括：
控制***，执行机构、四旋翼平台、定位单元、陀螺仪及加速度计、通信单元；所述控制***包括位置环控制器、姿态环控制器、位置干扰观测器、姿态干扰观测器、期望姿态产生模块；
所述位置环控制器通过分析给定期望位置或期望轨迹与经定位***测量输出的当前位置及速度信息的偏差值，采用位置控制方法处理偏差值，得到促使偏差值趋于零的四旋翼控制力；
所述姿态环控制器通过分析经期望姿态解算模块输出的四旋翼期望姿态与经陀螺仪及加速度计测量处理输出的当前姿态及角速度信息的偏差值，采用姿态控制方法处理偏差值，得到促使偏差值趋于零的四旋翼控制力矩；
所述执行机构为四旋翼的四个电机，控制单元采用线性分配或非线性分配方式将姿态环控制器输出的控制力矩分配给四个电机；所述四旋翼平台为真实四旋翼；
所述定位单元用来测量四旋翼的位置及速度信息，在室外采用GPS定位***、在室内采用运动捕捉定位***、或超带宽定位***方式；所述陀螺仪及加速度计用来测量四旋翼的姿态信息，将二者的测量值进行互补滤波得到准确的四旋翼姿态角及角速度；
所述位置干扰观测器用来观测引起四旋翼发生位置偏移的外部干扰及内部干扰；所述姿态干扰观测器用来观测引起四旋翼发生姿态偏移的外部干扰及内部干扰；所述期望姿态产生模块将位置环控制器输出的期望控制力转换为姿态环控制器的期望控制姿态，以达到通过改变四旋翼姿态进而控制四旋翼位置的效果；所述通信单元用来负责四旋翼与地面控制单元的通信，将四旋翼IMU单元测得的姿态信息发送给控制单元，并将控制单元的指令电机信号反馈给四旋翼。
根据本发明的另一方面，还提出一种自愈四旋翼无人机抗干扰控制方法，其中位置干扰观测器、姿态干扰观测器中的干扰控制方法设计步骤如下：
步骤1、以一般动力学***进行分析，设计理想状态下的干扰观测器；
步骤2、结合四旋翼动力学模型及实际应用分析，分别设计出线性的位置干扰观测器及非线性的姿态干扰观测器；
步骤3、利用李雅普诺夫稳定性定理分析所设计干扰观测器的稳定性。
进一步的，所述步骤1具体包括：
(1.1)、建立四旋翼动力学模型
给出惯性坐标系下四旋翼的位置环及姿态环的动力学模型：
位置环：
Figure BDA0002627638860000041
姿态环：
Figure BDA0002627638860000042
其中θ,φ,ψ为四旋翼的欧拉姿态角，分别表示俯仰角、翻滚角、偏航角；dx,dy,dz为惯性坐标系下沿各个方向的干扰力，定义dp＝[dx,dy,dz]T；m为四旋翼总质量；U为四个螺旋桨提供的升力之和；η＝[φ,θ,ψ]T为四旋翼的姿态向量；τη为四旋翼广义姿态变量对应的广义力矩，即姿态环的控制力矩；定义位置向量ξ＝[x,y,z]T；g为重力加速度；
Figure BDA0002627638860000043
表示信号Δ的一阶导；
Figure BDA0002627638860000044
表示信号Δ的二阶导；
(1.2)、式(2)中Mη(η)表示姿态环的惯量矩阵；
Figure BDA0002627638860000045
表示了姿态环的惯性力及科氏力，反应了***的非线性部分；具体表达式如下：
Figure BDA0002627638860000051
Figure BDA0002627638860000052
其中简化表达式c*,s*表示cos(*),sin(*)；Ixx,Iyy,Izz为无人机在机身坐标系下围绕各个轴的转动惯量。
进一步的，所述步骤2具体包括：
结合四旋翼动力学模型分别设计位置干扰观测器、姿态干扰观测器；所述位置干扰观测器为线性干扰观测器、姿态干扰观测器为非线性干扰观测器；
(2.1)、结合位置动力学模型设计线性的位置干扰观测器；
将式(1)化简为标准模型表达式：
Figure BDA0002627638860000053
其中Mp＝diag[m,m,m]T，
Figure BDA0002627638860000054
且τp具体表达式如下：
Figure BDA0002627638860000055
定义一个辅助变量：
Figure BDA0002627638860000056
其中，
Figure BDA0002627638860000061
为辅助函数，
Figure BDA0002627638860000062
表示信号Δ的估计值；
干扰观测器
Figure BDA0002627638860000063
系数矩阵满足条件：
Figure BDA0002627638860000064
结合式(3)、(4)和(5)，得到：
Figure BDA0002627638860000065
综上，线性的位置干扰观测器设计如下：
Figure BDA0002627638860000066
其中辅助函数
Figure BDA0002627638860000067
设计为：
Figure BDA0002627638860000068
其中λ1为设计常数，其决定着位置干扰观测器的估计更新速率，由式(5)，推导出
Figure BDA0002627638860000069
的表达式：
Lp＝Mp -1λ1 (9)
线性的位置干扰观测器(7)的输出
Figure BDA00026276388600000610
作为任何位置环控制器的前馈信号，实现了位置环干扰的在线检测与补偿。
(2.2)同位置干扰观测器设计过程，结合上述姿态动力学模型(2)设计非线性的姿态干扰观测器；
Figure BDA00026276388600000611
其中：
Figure BDA00026276388600000612
Lη＝Mη -1λη (12)
其中λ2为设计常数，其决定着姿态干扰观测器的估计更新速率；非线性的姿态干扰观测器(10)的输出
Figure BDA0002627638860000071
作为任何姿态环控制器的前馈信号，实现姿态环干扰的在线检测与补偿；
因此，由式(7)、(8)、(9)，设计出线性的位置干扰观测器，由式(10)、(11)、(12)，设计出非线性的姿态干扰观测器。
本发明在不改变已有控制器结构的情况下，通过在姿态环和位置环分别嵌入上述智能检测小回路，实现了复合干扰的在线检测与补偿，保证了***的稳定性，提高了四旋翼无人机在复杂环境下飞行的鲁棒性，增强了控制器的可扩展性，提升了四旋翼无人机抑制和补偿复合干扰的有效性与工程实用性；
干扰观测器李雅普诺夫稳定性证明：
位置环与姿态干扰观测器结构上是一致的，这里仅证明位置干扰观测器的稳定性，姿态环稳定性证明过程类似。
结合式(7)可以得到：
Figure BDA0002627638860000072
构造李雅普诺夫函数：
Figure BDA0002627638860000073
I表示单位阵。
Figure BDA0002627638860000074
由Mp特性可知Mp -1为正定矩阵，且λ1>0，所以：
Figure BDA0002627638860000075
所以由李雅普诺夫稳定定理可知，式(7)设计的位置环线性干扰观测器全局渐近稳定，当t→∞时，
Figure BDA0002627638860000076
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)该技术是一种模块化技术，可以嵌入到任意四旋翼控制中，与任意控制方法相结合，大大加强***的抗干扰能力。相对于现有的抗干扰技术，能更方便的应用到实际需求中。
(2)该技术可以优化诸多控制算法，由于其快速反映动力学偏差的特性，避免了实际应用中需反复调节诸多控制参数的过程。比如在传统PID控制***中，需要反复精确调节位置环9个参数、姿态环6个参数去提高控制***的动态及稳态性能，而加入干扰观测器后，仅需调节出恰当的PID参数，再精确独立调节干扰观测器λ1,λ2两个参数即可大大提高***的动态及稳态性能。
附图说明
图1为本发明的强微循环小回路的流程框图；
图2为嵌入强微循环小回路的四旋翼控制***。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅为本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在不付出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。
如图1所示，为本发明的强微循环小回路的流程框图；本发明首先建立四旋翼无人机位置和姿态动力学模型；然后结合式(7)、(8)、(9)所设计的位置环线性干扰观测器得出位置环干扰估计值；同时，由式(10)、(11)、(12)所设计的姿态环非线性干扰观测器得出姿态环干扰估计值；最后，将上述位置环与姿态环的干扰估计值作为各自控制器的前馈补偿信号，实现复合干扰的在线检测与补偿。
图2给出了本发明的一种自愈四旋翼无人机抗干扰控制***，其中嵌入本发明干扰观测器，该控制***包括位置环控制器1、姿态环控制器2、执行机构3、四旋翼平台4、定位单元5、陀螺仪及加速度计6、位置干扰观测器7、姿态干扰观测器8、期望姿态产生模块9、通信单元10；
所述位置环控制器1通过分析给定期望位置或期望轨迹与经定位单元5测量输出的当前位置及速度信息的偏差值，采用某一位置控制方法处理偏差值，得到促使偏差值趋于零的四旋翼控制力；
所述姿态环控制器2通过分析经期望姿态解算模块输出的四旋翼期望姿态与经陀螺仪及加速度计6测量处理输出的当前姿态及角速度信息的偏差值，采用某一姿态控制方法处理偏差值，得到促使偏差值趋于零的四旋翼控制力矩；
所述执行机构3为四旋翼的四个电机，控制单元采用线性分配或非线性分配方式将姿态环控制器2输出的控制力与力矩分配给四个电机；所述四旋翼平台4代表实验中的真实四旋翼；所述定位单元5用来测量四旋翼的位置及速度信息，可采用GPS定位***(室外)、运动捕捉定位***(室内)、超带宽定位***(室内)等方式；所述陀螺仪及加速度计6用来测量四旋翼的姿态信息，将二者的测量值进行互补滤波可得到较为准确的四旋翼姿态角及角速度；所述位置干扰观测器7用来观测引起四旋翼发生位置偏移的外部干扰及内部干扰；
所述姿态干扰观测器8用来观测引起四旋翼发生姿态偏移的外部干扰及内部干扰；所述期望姿态产生模块9将位置环输出的期望控制力转换为姿态环的期望控制姿态，以达到通过改变四旋翼姿态进而控制四旋翼位置的效果；所述通信单元10用来负责四旋翼与地面控制单元的通信，将四旋翼IMU单元测得的姿态信息发送给控制单元，并将控制单元的指令电机信号反馈给四旋翼。
另一方面，本发明的一种自愈四旋翼无人机抗干扰控制方法如下：
第一步，建立四旋翼动力学模型
给出惯性坐标系下四旋翼的位置环及姿态环的动力学模型：
位置环：
Figure BDA0002627638860000101
姿态环：
Figure BDA0002627638860000102
其中θ,φ,ψ为四旋翼的欧拉姿态角，分别表示俯仰角、翻滚角、偏航角；dx,dy,dz为惯性坐标系下沿各个方向的干扰力，定义dp＝[dx,dy,dz]T；m为四旋翼总质量；U为四个螺旋桨提供的升力之和；η＝[φ,θ,ψ]T为四旋翼的姿态向量；τη为四旋翼广义姿态变量对应的广义力矩，即姿态环的控制力矩；定义位置向量ξ＝[x,y,z]T；g为重力加速度；
Figure BDA0002627638860000103
表示信号Δ的一阶导；
Figure BDA0002627638860000104
表示信号Δ的二阶导。
其次，式(2)中Mη(η)表示姿态环的惯量矩阵；
Figure BDA0002627638860000105
表示了姿态环的惯性力及科氏力，反应了***的非线性部分。具体表达式如下：
Figure BDA0002627638860000111
Figure BDA0002627638860000112
其中简化表达式c*,s*表示cos(*),sin(*)。Ixx,Iyy,Izz为无人机在机身坐标系下围绕各个轴的转动惯量。
第二步，结合四旋翼动力学模型分别设计位置环线性干扰观测器7、姿态环非线性干扰观测器8；
首先，结合位置动力学模型设计位置环线性干扰观测器。
将式(1)化简为标准模型表达式：
Figure BDA0002627638860000113
其中Mp＝diag[m,m,m]T，
Figure BDA0002627638860000114
这里需要定义一个辅助变量：
Figure BDA0002627638860000115
其中，
Figure BDA0002627638860000116
为辅助函数；
Figure BDA0002627638860000117
表示信号Δ的估计值。
干扰观测器
Figure BDA0002627638860000118
系数矩阵满足条件：
Figure BDA0002627638860000119
结合式(3)、(4)和(5)，我们可以得到
Figure BDA0002627638860000121
综上，位置环线性干扰观测器设计如下：
Figure BDA0002627638860000122
其中辅助函数
Figure BDA0002627638860000123
我们设计为：
Figure BDA0002627638860000124
其中λ1为设计常数，其决定着干扰观测器的估计更新速率，由式(5)，可以推导出
Figure BDA0002627638860000125
的表达式：
Lp＝Mp -1λ1 (9)
其次，同位置干扰观测器设计过程，结合上述姿态动力学模型(2)设计姿态环非线性干扰观测器。
Figure BDA0002627638860000126
其中：
Figure BDA0002627638860000127
Lη＝Mη -1λη (12)
其中λ2为设计常数，其决定着姿态干扰观测器的估计更新速率。
因此，由式(7)、(8)、(9)，便设计出了位置环线性干扰观测器NDO，由式(10)、(11)、(12)，便设计出了姿态环非线性干扰观测器；
第三步，线性干扰观测器李雅普诺夫稳定性证明。
位置环与姿态干扰观测器结构上是一致的，这里仅证明位置干扰观测器的稳定性，姿态环稳定性证明过程类似。
结合式(7)可以得到：
Figure BDA0002627638860000131
构造李雅普诺夫函数：
Figure BDA0002627638860000132
I表示单位阵。
Figure BDA0002627638860000133
由Mp特性可知Mp -1为正定矩阵，且λ1>0，所以：
Figure BDA0002627638860000134
所以由李雅普诺夫稳定定理可知，式(7)设计的位置环线性干扰观测器全局渐近稳定，当t→∞时，
Figure BDA0002627638860000135
本发明的一种自愈四旋翼无人机抗干扰控制方法与***，所述在考虑到四旋翼易受内部、外部扰动以及模型不确定性等多源干扰的情况下，建立四旋翼位置环与姿态环动力学模型，对存在多源干扰的四旋翼位置环和姿态环分别设计干扰观测器进行扰动估计；所述的控制方法，在现有的任意四旋翼控制方法上通过嵌入干扰观测器回路有效地抑制并补偿多源干扰的影响，设计李雅普诺夫函数证明其稳定性；所设计的基于强微循环小回路智能检测的抗干扰控制方法有效提高四旋翼无人机控制精度，该方法实时运行于四旋翼无人机平台的位置与姿态控制模块，与传统控制方法相结合实现了风扰、电机故障等情况下的高精度轨迹跟踪。本发明在不改变已有控制器结构的情况下，通过在姿态环和位置环分别嵌入智能检测小回路，实现了复合干扰的在线检测与补偿，保证了***的稳定性，提高了四旋翼无人机在复杂环境下飞行的鲁棒性，增强了控制器的可扩展性，提升了四旋翼无人机抑制和补偿复合干扰的有效性与工程实用性，可解决复杂未知环境中，灾害救援、环境检测、侦察巡逻等任务中的四旋翼无人机抗干扰控制问题。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。
尽管上面对本发明说明性的具体实施方式进行了描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，且应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。

Claims (3)

1.一种自愈四旋翼无人机抗干扰控制***，其特征在于，包括：
控制***，执行机构、四旋翼平台、定位单元、陀螺仪及加速度计、通信单元；所述控制***包括位置环控制器、姿态环控制器、位置干扰观测器、姿态干扰观测器、期望姿态产生模块；
所述位置环控制器通过分析给定期望位置或期望轨迹与经定位***测量输出的当前位置及速度信息的偏差值，采用位置控制方法处理偏差值，得到促使偏差值趋于零的四旋翼控制力；
所述姿态环控制器通过分析经期望姿态解算模块输出的四旋翼期望姿态与经陀螺仪及加速度计测量处理输出的当前姿态及角速度信息的偏差值，采用姿态控制方法处理偏差值，得到促使偏差值趋于零的四旋翼控制力矩；
所述执行机构为四旋翼的四个电机，控制单元采用线性分配或非线性分配方式将姿态环控制器输出的控制力矩分配给四个电机；所述四旋翼平台为真实四旋翼；
所述定位单元用来测量四旋翼的位置及速度信息，在室外采用GPS定位***、在室内采用运动捕捉定位***、或超带宽定位***方式；所述陀螺仪及加速度计用来测量四旋翼的姿态信息，将二者的测量值进行互补滤波得到准确的四旋翼姿态角及角速度；
所述位置干扰观测器用来观测引起四旋翼发生位置偏移的外部干扰及内部干扰；所述姿态干扰观测器用来观测引起四旋翼发生姿态偏移的外部干扰及内部干扰；所述期望姿态产生模块将位置环控制器输出的期望控制力转换为姿态环控制器的期望控制姿态，以达到通过改变四旋翼姿态进而控制四旋翼位置的效果；所述通信单元用来负责四旋翼与地面控制单元的通信，将四旋翼IMU单元测得的姿态信息发送给控制单元，并将控制单元的指令电机信号反馈给四旋翼；
给出惯性坐标系下四旋翼的位置环及姿态环的动力学模型：
位置环：
Figure FDA0003251393080000021
姿态环：
Figure FDA0003251393080000022
其中θ,φ,ψ为四旋翼的欧拉姿态角，分别表示俯仰角、翻滚角、偏航角；dx,dy,dz为惯性坐标系下沿各个方向的干扰力，定义dp＝[dx,dy,dz]T；m为四旋翼总质量；U为四个螺旋桨提供的升力之和；η＝[φ,θ,ψ]T为四旋翼的姿态向量；τη为四旋翼广义姿态变量对应的广义力矩，即姿态环的控制力矩；定义位置向量ξ＝[x,y,z]T；g为重力加速度；
Figure FDA0003251393080000023
表示信号△的一阶导；
Figure FDA0003251393080000024
表示信号△的二阶导；输出
Figure FDA0003251393080000025
作为任何姿态环控制器的前馈信号；
式(2)中Mη(η)表示姿态环的惯量矩阵；
Figure FDA0003251393080000026
表示了姿态环的惯性力及科氏力，反应了***的非线性部分；具体表达式如下：
Figure FDA0003251393080000027
Figure FDA0003251393080000031
其中简化表达式c*,s*表示cos(*),sin(*)；Ixx,Iyy,Izz为无人机在机身坐标系下围绕各个轴的转动惯量；
结合位置动力学模型设计线性的位置干扰观测器；
将式(1)化简为标准模型表达式：
Figure FDA0003251393080000032
其中Mp＝diag[m,m,m]T，
Figure FDA0003251393080000033
且τp具体表达式如下：
Figure FDA0003251393080000034
定义一个辅助变量：
Figure FDA0003251393080000035
其中，
Figure FDA0003251393080000036
为辅助函数，
Figure FDA0003251393080000037
表示信号△的估计值；
干扰观测器
Figure FDA0003251393080000038
系数矩阵满足条件：
Figure FDA0003251393080000039
结合式(3)、(4)和(5)，得到：
Figure FDA00032513930800000310
所述位置环线性干扰观测器设计如下：
Figure FDA0003251393080000041
其中辅助函数
Figure FDA0003251393080000042
我们设计为：
Figure FDA0003251393080000043
其中λ1为设计常数，其决定着干扰观测器的估计更新速率，由式(5)，推导出
Figure FDA0003251393080000044
的表达式：
Lp＝Mp -1λ1 (9)
其次，同位置干扰观测器设计过程，结合上述姿态动力学模型(2)设计姿态环非线性干扰观测器；
Figure FDA0003251393080000045
其中：
Figure FDA0003251393080000046
Lη＝Mη -1λη (12)
其中λ2为设计常数，其决定着姿态干扰观测器的估计更新速率，输出
Figure FDA0003251393080000047
作为任何姿态环控制器的前馈信号。
2.一种自愈四旋翼无人机抗干扰控制方法，所述控制方法用于权利要求1所述的***，其特征在于：其中位置干扰观测器、姿态干扰观测器中的干扰控制方法设计步骤如下：
步骤1、以一般动力学***进行分析，设计理想状态下的干扰观测器；
步骤2、结合四旋翼动力学模型及实际应用分析，分别设计出线性的位置干扰观测器及非线性的姿态干扰观测器；
步骤3、利用李雅普诺夫稳定性定理分析所设计干扰观测器的稳定性；
所述步骤1具体包括：
(1.1)、建立四旋翼动力学模型
给出惯性坐标系下四旋翼的位置环及姿态环的动力学模型：
位置环：
Figure FDA0003251393080000051
姿态环：
Figure FDA0003251393080000052
其中θ,φ,ψ为四旋翼的欧拉姿态角，分别表示俯仰角、翻滚角、偏航角；dx,dy,dz为惯性坐标系下沿各个方向的干扰力，定义dp＝[dx,dy,dz]T；m为四旋翼总质量；U为四个螺旋桨提供的升力之和；η＝[φ,θ,ψ]T为四旋翼的姿态向量；τη为四旋翼广义姿态变量对应的广义力矩，即姿态环的控制力矩；定义位置向量ξ＝[x,y,z]T；g为重力加速度；
Figure FDA0003251393080000053
表示信号△的一阶导；
Figure FDA0003251393080000054
表示信号△的二阶导；输出
Figure FDA0003251393080000055
作为任何姿态环控制器的前馈信号；
(1.2)、式(2)中Mη(η)表示姿态环的惯量矩阵；
Figure FDA0003251393080000056
表示了姿态环的惯性力及科氏力，反应了***的非线性部分；具体表达式如下：
Figure FDA0003251393080000057
Figure FDA0003251393080000061
其中简化表达式c*,s*表示cos(*),sin(*)；Ixx,Iyy,Izz为无人机在机身坐标系下围绕各个轴的转动惯量。
3.根据权利要求2所述的一种自愈四旋翼无人机抗干扰控制方法，其特征在于，所述步骤2具体包括：
结合四旋翼动力学模型分别设计位置干扰观测器、姿态干扰观测器；所述位置干扰观测器为线性干扰观测器、姿态干扰观测器为非线性干扰观测器；
(2.1)、结合位置动力学模型设计线性的位置干扰观测器；
将式(1)化简为标准模型表达式：
Figure FDA0003251393080000062
其中Mp＝diag[m,m,m]T，
Figure FDA0003251393080000063
且τp具体表达式如下：
Figure FDA0003251393080000064
定义一个辅助变量：
Figure FDA0003251393080000065
其中，
Figure FDA0003251393080000066
为辅助函数，
Figure FDA0003251393080000067
表示信号△的估计值；
干扰观测器
Figure FDA0003251393080000068
系数矩阵满足条件：
Figure FDA0003251393080000071
结合式(3)、(4)和(5)，得到：
Figure FDA0003251393080000072
综上，线性的位置干扰观测器设计如下：
Figure FDA0003251393080000073
其中辅助函数
Figure FDA0003251393080000074
设计为：
Figure FDA0003251393080000075
其中λ1为设计常数，其决定着位置干扰观测器的估计更新速率，由式(5)，推导出
Figure FDA0003251393080000076
的表达式：
Lp＝Mp -1λ1 (9)
线性的位置干扰观测器(7)的输出
Figure FDA0003251393080000077
作为任何位置环控制器的前馈信号，实现了位置环干扰的在线检测与补偿；
(2.2)同位置干扰观测器设计过程，结合上述姿态动力学模型(2)设计非线性的姿态干扰观测器；
Figure FDA0003251393080000078
其中：
Figure FDA0003251393080000079
Lη＝Mη -1λη (12)
其中λ2为设计常数，其决定着姿态干扰观测器的估计更新速率；非线性的姿态干扰观测器(10)的输出
Figure FDA00032513930800000710
作为任何姿态环控制器的前馈信号，实现姿态环干扰的在线检测与补偿；
因此，由式(7)、(8)、(9)，设计出线性的位置干扰观测器，由式(10)、(11)、(12)，设计出非线性的姿态干扰观测器。
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