一种四旋翼无人机复合连续快速终端滑模姿态控制方法

摘要

本发明公开了一种四旋翼无人机复合连续快速终端滑模姿态控制方法，首先建立四旋翼无人机姿态回路的受扰动力学模型，而后建立四旋翼无人机姿态角跟踪误差动态的滚转、俯仰、偏航三通道解耦方程；而后基于扩张状态观测器算法，针对滚转、俯仰、偏航三通道设计干扰观测器，以实现三通道集总干扰的估计；最后基于快速终端滑模算法结合集总干扰估计信息，构建姿态回路的复合连续快速终端滑模控制器。本发明避免了抖振现象；通过对干扰的估计与前馈补偿，显著提升了控制系统的抗干扰能力。本发明相比于传统的滑模控制方法，具备更快的收敛速度、更强的抗干扰性能，并且有效地抑制了多源干扰对四旋翼无人机姿态控制性能的影响。

权利要求

1.一种四旋翼无人机复合连续快速终端滑模姿态控制方法，其特征在于：具体包括如下步骤：

S1、建立四旋翼无人机姿态回路系统的受扰动力学模型；

S2、对作用在机身坐标系下的x轴、y轴和z轴的力矩τx、τy和τz进行三通道解耦，得到三通道虚拟力矩，并基于该三通道虚拟力矩建立四旋翼无人机姿态角跟踪误差动态的三通道解耦方程，所述三通道包括滚转通道、俯仰通道和偏航通道；

S3、针对S2中的三通道解耦方程，设计滚转通道、俯仰通道和偏航通道扩张状态观测器；

S4、设计四旋翼无人机姿态回路快速终端滑模面；

S5、对S2中的三通道虚拟力矩进行反解得到四旋翼无人机姿系统实际控制量，针对S2中无人机姿态角跟踪误差动态的三通道解耦方程，结合S3中的三通道扩张状态观测器观测的干扰估计信息以及S4中的四旋翼无人机姿态回路快速终端滑模面，设计三通道复合快速终端滑模虚拟控制器，实现四旋翼无人机姿态的控制；

所述S1中四旋翼无人机姿态回路系统的受扰动力学模型为：其中， 为Θ的一阶导数， φ表示四旋翼无人机的滚转角，θ表示四旋翼无人机的俯仰角，ψ表示四旋翼无人机的偏航角， sφ为sinφ，cφ为cosφ，cθ为cosθ，tθ为tanθ， 其中wx表示四旋翼无人机绕机身直角坐标系的x轴的旋转角速度，wy表示四旋翼无人机绕机身直角坐标系的y轴的旋转角速度,wz表示四旋翼无人机绕机身直角坐标系的z轴的旋转角速度； 为Ω的一阶导数， Jx，Jy和Jz分别表示四旋翼无人机绕机身直角坐标系的x轴，y轴和z轴的转动惯量， τx、τy和τz分别表示作在用机身直角坐标系的x轴、y轴和z轴的力矩； Dx，Dy和Dz分别表示机身直角坐标系的x轴向、y轴向、z轴向的集总干扰；

所述S2中三通道解耦方程为：其中， 为滚转角指令跟踪误差eφ的二阶导数、 为俯仰角指令跟踪误差eθ的二阶导d d d d d d

数、 为偏航角指令跟踪误差eψ的二阶导数；eφ＝φ‑φ 、eθ＝θ‑θ，eψ＝ψ‑ψ，φ 、θ和ψ分别为滚转角、俯仰角和偏航角的期望指令；τφ、τθ、τψ分别表示滚转通道、俯仰通道和偏航通φ θ ψ

道的虚拟力矩，fA 、fA、fA分别表示滚转、俯仰和偏航三通道解耦方程中的交叉耦合非线性φ

项， 分别表示滚转、俯仰和偏航三通道解耦方程中的集总干扰，τφ、τθ、τψ，fA 、θ ψ

fA、fA和 的表达式为：T

其中 为W的一阶导数， 为Θd的二阶导数，Θd＝[φd θd ψd]为期望的姿态角，T表示‑1

矩阵转置，J 为J的逆矩阵；

所述S3中具体为：

建立滚转通道扩张状态观测器，估计其中， 为滚转通道集总干扰估计值， 和 为滚转通道扩张状态观测器内部动态，为 的一阶导数， 为 的一阶导数， 为 的一阶导数； 和 为滚转通道扩张状态观测器增益， 和 取值均为正常数且满足特征多项式 s为变量；

建立俯仰通道扩张状态观测器，估计其中， 为俯仰通道集总干扰估计值， 为俯仰通道扩张状态观测器内部动态，为 的一阶导数， 为 的一阶导数， 为 的一阶导数， 和 为俯仰通道扩张状态观测器增益， 和 取值均为正常数且满足特征多项式建立偏航通道扩张状态观测器，估计其中， 为偏航通道集总干扰估计值， 为偏航通道扩张状态观测器内部动态，为 的一阶导数， 为 的一阶导数， 为 的一阶导数， 和 为偏航通道扩张状态观测器增益， 和 均为正常数且满足特征多项式所述S4中四旋翼无人机姿态回路快速终端滑模面为：滚转通道快速终端滑模面σφ为：其中，α1，β1，h1，g1，p1和q1均为正奇数，且α1＞0,β1＞0, 为eφ的一阶导数；

俯仰通道快速终端滑模面σθ为：其中，α2，β2，h2,g2,p2和q2均为正奇数，且α2＞0,β2＞0， 为eθ的一阶导数；

偏航通道快速终端滑模面σψ为：其中，α3，β3，h3，g3，p3和q3均为正奇数，且α3＞0,β3＞0, 为eψ的一阶导数；

所述S5中三通道复合快速终端滑模姿态控制器包括滚转通道虚拟力矩控制器，俯仰通道虚拟力矩控制器和偏航通道虚拟力矩控制器；

所述滚转通道虚拟力矩控制器为：其中 为正实数，m1,n1为正奇数，且所述俯仰通道虚拟力矩控制器为：其中 为正实数,m2,n2为正奇数，且所述偏航通道虚拟力矩控制器为：其中 为正实数,m3,n3为正奇数，且

说明书

一种四旋翼无人机复合连续快速终端滑模姿态控制方法

技术领域

[0001] 本发明属于飞行控制技术领域。

背景技术

[0002] 四旋翼无人机因其结构简单、尺寸紧凑、具有较高的灵活性，在民用、军用等众多领域获得广泛的应用。四旋翼无人机通过调整姿态来实现特定轨迹的跟踪进而执行飞行任
务，因此高精度姿态跟踪控制是四旋翼无人机飞行控制系统设计的关键。四旋翼无人机姿
态系统的动态是一个本质非线性、强耦合、多输入多输出的系统，并且飞行过程中会受到外
部环境干扰、内部气动参数摄动、未建模动态等多源干扰的影响，这些因素给四旋翼无人机
姿态控制系统设计带来巨大挑战。

[0003] 滑模控制算法因其设计简单和强鲁棒性而在四旋翼无人机姿态控制系统设计中获得广泛应用。现有滑模控制算法在进行姿态控制器设计时，通常依靠自身鲁棒性对多源
干扰进行抑制，因此无法对多源干扰影响进行快速地抑制；除此之外，由于需要依靠自身的
鲁棒性压制干扰的影响，现有方法通常采用符号函数作为切换项，进而带来严重的抖振问
题。因此需要提出一种能够保证系统控制量连续的情况下并且具有强抗干扰能力和快速收
敛性能的姿态系统控制方法。

发明内容

[0004] 发明目的：为了解决上述现有技术存在的问题，本发明提供了一种四旋翼无人机复合连续快速终端滑模姿态控制方法。

[0005] 技术方案：本发明提供了一种四旋翼无人机复合连续快速终端滑模姿态控制方法，具体包括如下步骤：

[0006] S1、建立四旋翼无人机姿态回路系统的受扰动力学模型；

[0007] S2、对作用在机身坐标系下的x轴、y轴和z轴的力矩τx、τy和τz进行三通道解耦，得到三通道虚拟力矩，并基于该三通道虚拟力矩建立四旋翼无人机姿态角跟踪误差动态的三
通道解耦方程，所述三通道包括滚转通道、俯仰通道和偏航通道；

[0008] S3、针对S2中的三通道解耦方程，设计滚转通道、俯仰通道和偏航通道扩张状态观测器；

[0009] S4、设计四旋翼无人机姿态回路快速终端滑模面；

[0010] S5、对S2中的三通道虚拟力矩进行反解得到四旋翼无人机姿系统实际控制量，针对S2中无人机姿态角跟踪误差动态的三通道解耦方程，结合S3中的三通道扩张状态观测器
观测的干扰估计信息以及S4中的四旋翼无人机姿态回路快速终端滑模面，设计三通道复合
快速终端滑模虚拟控制器，实现四旋翼无人机姿态的控制。

[0011] 进一步的，所述S1中四旋翼无人机姿态回路系统的受扰动力学模型为：

[0012]

[0013] 其中， 为Θ的一阶导数， φ表示四旋翼无人机的滚转角，θ表示四旋翼无人机的俯仰角，ψ表示四旋翼无人机的偏航角， sφ为sinφ，cφ为
cosφ，cθ为cosθ，tθ为tanθ， 其中wx表示四旋翼无人机绕机身直角坐标系的x轴的
旋转角速度，wy表示四旋翼无人机绕机身直角坐标系的y轴的旋转角速度,wz表示四旋翼无
人机绕机身直角坐标系的z轴的旋转角速度； 为Ω的一阶导数， Jx，Jy
和Jz分别表示四旋翼无人机绕机身直角坐标系的x轴，y轴和z轴的转动惯量， τx、
τy和τz分别表示作在用机身直角坐标系的x轴、y轴和z轴的力矩； Dx，Dy和Dz分别表
示机身直角坐标系的x轴向、y轴向、z轴向的集总干扰。

[0014] 进一步的，所述S2中三通道解耦方程为：

[0015]

[0016]

[0017]

[0018] 其中，为滚转角指令跟踪误差eφ的二阶导数、 为俯仰角指令跟踪误差eθ的二阶d d d d d d
导数、 为偏航角指令跟踪误差eψ的二阶导数；eφ＝φ‑φ 、eθ＝θ‑θ，eψ＝ψ‑ψ，φ 、θ和ψ
分别为滚转角、俯仰角和偏航角的期望指令；τφ、τθ、τψ分别表示滚转通道、俯仰通道和偏航
φ θ ψ
通道的虚拟力矩，fA 、fA、fA分别表示滚转、俯仰和偏航三通道解耦方程中的交叉耦合非线
性项， 分别表示滚转、俯仰和偏航三通道解耦方程中的集总干扰，τφ、τθ、τψ，fA
φ θ ψ
、fA、fA和 的表达式为：

[0019]

[0020] 其中 为W的一阶导数， 为Θd的二阶导数，Θd＝[φd θd ψd]T为期望的姿态角，‑1
T表示矩阵转置，J 为J的逆矩阵。

[0021] 进一步的，所述S3中具体为：

[0022] 建立滚转通道扩张状态观测器，估计

[0023]

[0024] 其中， 为滚转通道集总干扰估计值， 和 为滚转通道扩张状态观测器内部动态， 为 的一阶导数， 为 的一阶导数， 为 的一阶导数； 和 为滚转通道
扩张状态观测器增益 和 取值均为正常数且满足特征多项式
s为变量；

[0025] 建立俯仰通道扩张状态观测器，估计

[0026]

[0027] 其中， 为俯仰通道集总干扰估计值， 为俯仰通道扩张状态观测器内部动态， 为 的一阶导数， 为 的一阶导数， 为 的一阶导数， 和 为俯仰通道
扩张状态观测器增益， 和 取值均为正常数且满足特征多项式

[0028] 建立偏航通道扩张状态观测器，估计

[0029]

[0030] 其中， 为偏航通道集总干扰估计值， 为偏航通道扩张状态观测器内部动态， 为 的一阶导数， 为 的一阶导数， 为 的一阶导数， 和 为偏航通道
扩张状态观测器增益， 和 均为正常数且满足特征多项式

[0031] 进一步的，所述四旋翼无人机姿态回路快速终端滑模面为：

[0032] 滚转通道快速终端滑模面σφ为：

[0033]

[0034] 其中，α1，β1，h1，g1，p1和q1均为正奇数，且α1＞0,β1＞0, 为eφ的一阶导数；

[0035] 俯仰通道快速终端滑模面σθ为：

[0036]

[0037] 其中，α2，β2，h2,g2,p2和q2均为正奇数，且α2＞0,β2＞0， 为eθ的一阶导数；

[0038] 偏航通道快速终端滑模面σψ为：

[0039]

[0040] 其中，α3，β3，h3，g3，p3和q3均为正奇数，且α3＞0,β3＞0, 为eψ的一阶导数。

[0041] 进一步的，所述S5中三通道复合快速终端滑模姿态控制器包括滚转通道虚拟力矩控制器，俯仰通道虚拟力矩控制器和偏航通道虚拟力矩控制器；

[0042] 所述滚转通道虚拟力矩控制器为：

[0043]

[0044] 其中 为正实数，m1,n1为正奇数，且

[0045] 所述俯仰通道虚拟力矩控制器为：

[0046]

[0047] 其中 为正实数,m2,n2为正奇数，且

[0048] 所述偏航通道虚拟力矩控制器为：

[0049]

[0050] 其中 为正实数,m3,n3为正奇数，且

[0051] 有益效果：

[0052] (1)本发明建立了受扰四旋翼无人机姿态回路滚转、俯仰、偏航三通道解耦方程，并据此设计了三通道扩张状态观测器实现对各通道集总干扰的估计，并基于估计信息设计
了复合滑模控制器，实现对集总干扰的补偿，进而显著提高闭环系统的抗干扰性能。

[0053] (2)本发明相比于传统的滑模控制方法，具备更快的收敛速度。

[0054] (3)本发明采用“吸引子”代替符号函数设计滑模控制器，完全消除了控制量中的非连续项，避免了系统抖振，减小了跟踪误差稳态波动。

附图说明

[0055] 图1是本发明提出的复合连续快速终端滑模姿态控制策略框图；

[0056] 图2是采用本发明方法的受扰四旋翼无人机姿态系统滚转角跟踪误差响应曲线与该通道控制量响应曲线；其中(a)为滚转角跟踪误差响应曲线图，(b)为该通道控制量响应
曲线图；

[0057] 图3是采用本发明方法的受扰四旋翼无人机姿态系统俯仰角跟踪误差响应曲线与该通道控制量响应曲线；其中(a)为俯仰角跟踪误差响应曲线图，(b)为该通道控制量响应
曲线图；

[0058] 图4是采用本发明方法的受扰四旋翼无人机姿态系统偏航角跟踪误差响应曲线与该通道控制量响应曲线；其中(a)为偏航角跟踪误差响应曲线图，(b)为该通道控制量响应
曲线图。

具体实施方式

[0059] 构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

[0060] 本发明的具体实现：首先利用仿真软件MATLAB R2015b中的Simulink工具箱，搭建四旋翼无人机受扰姿态回路模型，而后进行仿真和实验；图1为本发明提出的复合连续快速
终端滑模姿态控制策略结构框图。本发明提供的一种四旋翼无人机复合连续快速终端滑模
姿态控制方法，具体步骤如下：

[0061] S1、建立四旋翼无人机姿态回路系统的受扰动力学模型。

[0062] S2、作用在机身坐标系下的x轴、y轴和z轴的力矩τx、τy和τz进行三通道解耦，得到三通道虚拟力矩，并基于该三通道虚拟力矩建立四旋翼无人机姿态角跟踪误差动态的三通
道解耦方程。

[0063] S4、设计四旋翼无人机姿态回路快速终端滑模面。

[0064] S5、对S2中的三通道虚拟力矩进行反解得到四旋翼无人机姿系统实际控制量。设计四旋翼无人机复合连续快速终端滑模姿态控制器。

[0065] 步骤S1的具体操作步骤包括：

[0066] 四旋翼无人机姿态回路受扰动力学模型描述如公式1所示：

[0067]

[0068]

[0069] 其中φ表示四旋翼无人机的滚转角，θ表示四旋翼无人机的俯仰角，ψ表示四旋翼无人机的偏航角，为φ的一阶导数，为θ一阶导数， 为ψ的一阶导数；wx，wy和wz分别表示
四旋翼无人机绕x，y和z轴的旋转角速度； 为wx的一阶导数， 为wy的一阶导数， 为wz的
一阶导数；Jx，Jy和Jz分别表示四旋翼无人机绕x，y和z轴的转动惯量；τx，τy和τz分别表示作
用在x，y和z轴的力矩；Dx,Dy,Dz表示x、y、z三个轴向的集总干扰。；

[0070] 在本实施例中Jx＝5.445×10‑3,Jy＝5.445×10‑3,Jz＝1.089×10‑2。

[0071] 为了方便后续分析，引出如下定义：

[0072]

[0073] 其中，sφ为sinφ，cφ为cosφ，cθ为cosθ，tθ为tanθ，

[0074] 则可将四旋翼无人机姿态回路系统的动态重写为如下形式：

[0075]

[0076] 为Θ的一阶导数， 为Ω的一阶导数

[0077] 根据姿态系统动态3可以得到姿态角二阶动态 为：

[0078]

[0079] W为 的一阶导数。

[0080] 步骤S2的具体操作步骤包括：

[0081] 建立四旋翼无人机姿态角跟踪误差动态的三通道解耦方程，将四旋翼无人机的姿态控制问题转化为三通道姿态指令跟踪误差的镇定问题。其设计的具体步骤包括：

[0082] 定义姿态跟踪误差eΘ：

[0083]

[0084] 其中，Θd＝[φd θd ψd]T为期望姿态角，T为转置，φd、θd和ψd分别为滚转角、俯仰角和偏航角的期望指令；

[0085] 则可得姿态角跟踪误差动态：

[0086]

[0087] 为eΘ的一阶导数， 为eΘ的二阶导数， 为Θd的一阶导数， 为Θd的二阶导数；

[0088] 此时姿态角跟踪误差系统动态可写为：

[0089]

[0090] 其中DA为姿态跟踪误差系统中的集总干扰，其表达式为：

[0091]

[0092] 其中， 为Θd的二阶导数。

[0093] 对于姿态角跟踪误差动态公式5，令：

[0094]

[0095] 则跟踪误差动态(5)可解耦为：

[0096]

[0097] 其中， 为滚转角指令跟踪误差eφ的二阶导数、 为俯仰角指令跟踪误差eθ的二d d d
阶导数、 为偏航角指令跟踪误差eψ的二阶导数；eφ＝φ‑φ 、eθ＝θ‑θ和eψ＝ψ‑ψ；τφ、τθ、τψ
φ θ ψ
分别表示滚转、俯仰和偏航三通道虚拟力矩，fA 、fA、fA分别表示滚转、俯仰和偏航三通道
解耦动力学模型(公式6)中交叉耦合非线性项， 分别表示滚转、俯仰和偏航三
通道解耦动力学模型(公式6)中的集总干扰。

[0098] 步骤S3的具体操作步骤包括：

[0099] 对解耦后的姿态跟踪误差系统(公式6，也即使四旋翼无人机姿态角跟踪误差动态的三通道解耦方程)设计滚转、俯仰、偏航三通道扩张状态观测器，以实现三通道集总干扰
的估计，其设计的具体步骤包括：

[0100] 根据公式6，设计滚转通道扩张状态观测器，估计

[0101]

[0102] 其中， 为滚转通道集总干扰估计值， 为扩张状态观测器内部动态，为 的一阶导数， 为 的一阶导数， 为 的一阶导数； 和 为观测器增益，
和 取值均为正常数且满足特征多项式 s为变量

[0103] 建立俯仰通道扩张状态观测器，估计

[0104]

[0105] 其中 为俯仰通道集总干扰估计值， 为扩张状态观测器内部动态，为 的一阶导数， 为 的一阶导数， 为 的一阶导数， 和 为观测器增益，
和 取值均为正常数且满足特征多项式

[0106] 建立偏航通道扩张状态观测器，估计

[0107]

[0108] 其中， 为偏航通道集总干扰估计值， 扩张状态观测器内部动态，为 的一阶导数， 为 的一阶导数， 为 的一阶导数， 和 为观测器增益，
和 均为正常数且满足特征多项式

[0109] 本实施例中

[0110] 步骤S4的具体操作步骤包括：

[0111] 设计滚转通道快速终端滑模面为：

[0112]

[0113] 其中，α1＞0,β1＞0,h1,g1,p1,q1均为正奇数，且 为eφ的一阶导数；

[0114] 设计俯仰通道快速终端滑模面为：

[0115]

[0116] 其中，α2＞0,β2＞0,h2,g2,p2,q2均为正奇数，且 为eθ的一阶导数；

[0117] 设计偏航通道快速终端滑模面为：

[0118]

[0119] 其中，α3＞0,β3＞0,h3,g3,p3,q3均为正奇数，且 为eψ的一阶导数。

[0120] 本实施例中α1＝1,β1＝5,h1＝3,g1＝7,p1＝5,q1＝3；α2＝1,β2＝5,h2＝3,g2＝7,p2＝5,q2＝3；α3＝1,β3＝5,h3＝3,g3＝7,p3＝5,q3＝3。

[0121] 步骤S5的具体操作步骤包括：

[0122] 针对公式6，结合三通道扩张状态观测器(公式7，9，11)的干扰估计信息和 设计快速终端滑模姿态控制器，为保证控制量的连续性，采用“吸引子”代替切换增
益，其设计的具体步骤包括：

[0123] 根据公式6，设计滚转通道控制器为：

[0124]

[0125] 其中 为正实数，m1,n1为正奇数，且

[0126] 所述俯仰通道虚拟力矩控制器为：

[0127]

[0128] 其中 为正实数,m2,n2为正奇数，且

[0129] 所述偏航通道虚拟力矩控制器为：

[0130]

[0131] 其中 为正实数,m3,n3为正奇数，且

[0132] 所述对S2中的三通道虚拟力矩进行反解得到四旋翼无人机姿系统实际控制量τx、τy和τz：

[0133]

[0134] 其中W‑1为矩阵W的逆矩阵。

[0135] 本实施例中 m1＝1,n1＝3； m2＝1,n2＝3；m3＝1,n3＝3。

[0136] 为了验证本发明所提方法的抗干扰性能、跟踪误差快速收敛性、以及去抖振效果，在考虑到各种外部干扰对四旋翼无人机影响的情况下，利用MATLAB仿真环境对本发明所提
控制算法进行仿真验证。仿真过程中三个姿态角初始值和三个轴向角速度的初始值分别设
置为：

[0137] ψ(0)＝0,ωx(0)＝0,ωy(0)＝0,ωz(0)＝0

[0138] 为了使控制任务更具挑战性，姿态角指令设置为如下时变形式(单位为弧度)：

[0139]

[0140] 其中，t为时间

[0141] 仿真过程中外界干扰设置为：

[0142]

[0143] 本发明提供的一种四旋翼无人机复合连续快速终端滑模姿态控制方法，用连续的控制量实现了四旋翼无人机滚转、俯仰、偏航三通道姿态角参考指令的渐近跟踪。为了验证
本发明提出的复合连续快速终端滑模(Composite Continuous Fast Nonsingular 
Terminal Sliding Mode,CCFNTSM)算法的优越效果，针对四旋翼无人机姿态系统在同等仿
真环境下，采用现有不同滑模控制方法进行MATLAB对比仿真:1)连续快速终端滑模算法
(Fast Nonsingular Terminal Sliding Mode,FNTSM)；2)复合快速终端滑模算法
(Composite Fast Nonsingular Terminal Sliding Mode,CFNTSM)；3)复合连续非奇异终
端滑模算法(Composite Continuous Nonsingular Terminal Sliding Mode,CCNTSM)。

[0144] 图2，图3和图4给出了不同控制方法下四旋翼无人机滚转、俯仰、偏航三通道姿态角跟踪误差响应曲线和控制量曲线，以下分别从控制系统的控制量连续性、抗干扰性能与
跟踪误差收敛速度三个方面对比上述四种方法。1)控制量连续性:通过比较图2‑图4中控制
量响应曲线可以看出所提控制方案CCFNTSM能够保证控制量连续，CCNTSM与FNTSM均能保证
控制量连续，而CFNTSM则无法保证控制量连续；2)抗干扰性能：通过比较图2‑图4中姿态角
跟踪误差响应曲线及其在6.4s‑7.2s时间段放大图可以看：所提控制方案CCFNTSM以及
CCNTSM抗干扰性能最好，FNTSM抗干扰性能最差、CFNTSM抗干扰性能介于两者之间。3)跟踪
误差收敛速度:通过比较图2‑图4中姿态角跟踪误差响应曲线在0.4s‑0.8s时间段放大图可
以看出本发明所提出的控制方法CCFNTSM相较于CCNTSM具有更快的收敛速度。上述四种方
法控制效果总结如表1所示：

[0145] 表1

[0146]控制方法 FNTSM CFNTSM CCFNTSM CCNTSM
控制量连续性 连续 不连续 连续 连续
抗干扰性能 差 一般 强 强
跟踪误差收敛速度 最快 最快 快 慢

[0147] 综上所述，本发明所提出的方法，可以保证受扰四旋翼无人机姿态系统在控制量连续的情况下实现姿态指令的快速高精度跟踪。