CN109032156A - 一种基于状态观测的吊挂载荷四旋翼无人机悬停控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于状态观测的吊挂载荷四旋翼无人机悬停控制方法：(一)建立四旋翼无人机、吊挂载荷及四旋翼无人机吊挂系统的运动学和动力学模型。(二)建立线性化的四旋翼无人机吊挂系统状态空间模型，设计吊挂载荷摆动角度和摆动角速度的降维状态观测器，得到吊挂载荷摆动角度和摆动角速度的状态观测值。(三)计算由吊挂载荷摆动引起的作用于四旋翼无人机的水平干扰力，计算抵消水平干扰力所需的水平附加动力及其相应的姿态改变量。(四)设计状态反馈控制器，计算四旋翼无人机的控制输入量，使得四旋翼无人机吊挂系统镇定。本方法在无需额外添加传感器的条件下实现了带吊挂载荷四旋翼无人机自主悬停控制以及对吊挂载荷摆动的抑制。

Description

一种基于状态观测的吊挂载荷四旋翼无人机悬停控制方法

技术领域

本发明提供一种基于状态观测的吊挂载荷四旋翼无人机悬停控制方法，尤其提供一种在四旋翼无人机携带一定质量的吊挂载荷、且吊挂载荷的摆动角度无法直接测量的情况下，实现四旋翼无人机吊挂系统镇定的新控制方法，属于无人机自动控制技术领域。

背景技术

四旋翼无人机是当今应用十分广泛的一种多旋翼无人飞行器。它机械结构简单、机动性高并且能够垂直起降，因此被广泛运用于航拍、运输、探测等活动中，这些活动与其携带的吊挂载荷紧密相关。与此同时，四旋翼无人机是一个高阶、非线性、临界稳定的复杂系统，吊挂载荷的加入将使这个系统更加复杂。四旋翼无人机在吊挂载荷飞行时，载荷的摆动会引入额外的扰动，破坏四旋翼无人机的稳定性。因此，带吊挂载荷的四旋翼无人机的控制问题具有很高的理论与应用价值。目前有关带吊挂载荷的四旋翼无人机飞行的研究中，主要采用的方法是将吊挂载荷的摆动视作未知干扰、或者使用传感器直接测量吊挂载荷的摆动角度并对其进行反馈和控制。其中主要的问题在于，前者没有定量分析吊挂载荷的摆动对四旋翼无人机的作用，对吊挂载荷的摆动抑制和四旋翼无人机的悬停飞行性能提升作用有限；而后者很难大规模应用于实际的飞行场景中。因此，需要提出一种可以定量分析并消除吊挂载荷的摆动对四旋翼无人机的影响、且不需要额外添加传感器并具有广泛应用价值的带吊挂载荷四旋翼无人机自主悬停控制方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于状态观测的吊挂载荷四旋翼无人机悬停控制方法，控制工程师可以在结合实际条件的同时，按照该方法实现在吊挂载荷的摆动角度无法直接测量的条件下带吊挂载荷四旋翼无人机的自主悬停控制。

本发明的“一种基于状态观测的吊挂载荷四旋翼无人机悬停控制方法”，其主要内容及步骤是：首先分别建立了四旋翼无人机的六自由度动力学模型和四旋翼无人机吊挂系统的八自由度动力学模型，针对八自由度动力学模型进行状态观测器和状态反馈控制器设计。由于四旋翼无人机的状态可以直接测量，吊挂载荷的状态不能直接测量，因此设计降维状态观测器对吊挂载荷的摆动角度和摆动角速度进行状态观测。再根据吊挂载荷摆动角度的观测值，计算吊挂载荷的摆动对四旋翼无人机的水平干扰力，而后计算抵消该水平干扰力所需的水平附加动力及其相应的姿态改变量。在状态反馈控制器的设计中，将上述姿态改变量设为期望姿态，给定期望位置，通过极点配置法设计状态反馈控制器，实现四旋翼无人机吊挂系统的镇定。在实际应用中，四旋翼无人机的位置、姿态、速度等状态量由GPS等机载传感器测量得到，而由该方法计算得到的控制量将传输至旋翼等执行机构，即可实现带吊挂载荷四旋翼无人机的自主悬停控制。

一种基于状态观测的吊挂载荷四旋翼无人机悬停控制方法，其具体步骤如下：

步骤一 通过坐标变换，建立四旋翼无人机和吊挂载荷的运动学模型，通过牛顿-欧拉方程，建立四旋翼无人机的六自由度动力学模型，通过拉格朗日方程，建立四旋翼无人机吊挂系统的八自由度动力学模型。

步骤二 状态观测器设计：建立线性化的四旋翼无人机吊挂系统状态空间模型，设计吊挂载荷摆动角度和摆动角速度的降维状态观测器，得到吊挂载荷摆动角度和摆动角速度的状态观测值。

步骤三 抗摆动控制算法设计：根据步骤二中所得的吊挂载荷摆动角度观测值，计算由吊挂载荷的摆动引起的作用于四旋翼无人机的水平干扰力，计算抵消水平干扰力所需的水平附加动力及其相应的姿态改变量。

步骤四 状态反馈控制器设计：将步骤三得到的姿态改变量设为期望姿态，给定期望位置，设计基于极点配置法的状态反馈控制器，计算四旋翼无人机的控制输入量，使得四旋翼无人机吊挂系统镇定。

其中，在步骤一中所述的运动学与动力学模型建立过程如下：

首先，建立惯性坐标系以及四旋翼无人机和吊挂载荷的体坐标系，如附图1所示。是建立在地球上的惯性坐标系，和分别是四旋翼无人机和吊挂载荷的体坐标系，坐标中心均是四旋翼无人机的几何中心点，即吊挂点与四旋翼无人机几何中心点重合。

四旋翼无人机的运动学方程为

其中，是坐标系下四旋翼无人机的速度矢量，是坐标系下四旋翼无人机姿态的角速度矢量，γ＝[φ θ ψ]^T是坐标系下四旋翼无人机的姿态矢量，φ、θ和ψ分别是坐标系下四旋翼无人机的滚转角、俯仰角和偏航角，和ω＝[p q r]^T分别是坐标系下四旋翼无人机的速度矢量和姿态的角速度矢量。

其中s(·)＝sin(·)，c(·)＝cos(·)。

四旋翼无人机的动力学方程为

展开式为

其中是坐标系下四旋翼无人机的加速度矢量，m是四旋翼无人机的质量， g是重力加速度，z_w＝[0 0 1]^T是单位向量，F_b＝[0 0 F]^T是坐标系下四旋翼无人机的动力，I＝Diag(I_xx I_yy I_zz)是四旋翼无人机的惯性张量阵，I_xx、I_yy和I_zz分别是四旋翼无人机绕 x_b轴，y_b轴和z_b轴的转动惯量，Q_b＝[Q_bx Q_by Q_bz]^T是坐标系下四旋翼无人机受到的外力矩,是坐标系下四旋翼无人机姿态的角加速度矢量。

用于连接吊挂载荷与四旋翼无人机的绳索是刚性且无质量的，吊挂载荷的位置用摆动角度φ_l和θ_l表示，摆动角度φ_l和θ_l分别是吊挂载荷绕y_e轴和x_e轴的转动角度。吊挂载荷的运动学方程为

其中，X＝[x y z]^T是坐标系下四旋翼无人机的位置矢量，X_l＝[x_l y_l z_l]^T是坐标系下吊挂载荷的位置矢量，是坐标系下吊挂载荷的速度矢量，l是绳索长度。

因此，四旋翼无人机吊挂系统的广义能量为

L＝T-G

T和G表示为

其中，L是坐标系下的拉格朗日算子，T和G分别是坐标系下的广义动能和广义势能，m_l是吊挂载荷的质量。

四旋翼无人机吊挂系统的动力学模型为

其中q＝[x y zφ_l φ_l φ θ ψ]^T是坐标系下系统的广义坐标，是坐标系下系统的广义速度，F_ext＝[F_e 0 0 Q]^T是坐标系下系统的广义力，F_e＝[F_x F_y F_z]^T是坐标系下四旋翼无人机受到的旋翼升力，Q＝R_t(γ)Q_b＝[Q_xQ_y Q_z]是坐标系下系统受到的合外力矩。

其中，在步骤二中所述的状态观测器的设计方法如下：

四旋翼无人机吊挂系统的八自由度动力学模型由步骤一得到，将其线性化并设置偏航角为0，得线性化的四旋翼无人机吊挂系统的动力学模型：

根据动力学模型中输入控制量的不同，建立系统各部分状态空间模型：

其中

设计降维状态观测器：

其中和分别是和的观测值，和分别是β₁和β₂的变化率，和分别是β₁和β₂的观测值，E₁和E₂是由观测器期望极点确定的2×4阶观测器增益矩阵。

其中，在步骤三中所述的抗摆动控制算法的设计方法如下：

吊挂载荷的摆动角度观测值和由步骤二的降维状态观测器得到

其中和

则吊挂载荷的摆动引起的作用于四旋翼无人机的水平干扰力为

其中T_x是坐标系下x_e方向的水平干扰力，T_y是坐标系下y_e方向的水平干扰力。

四旋翼无人机的水平动力由步骤一的四旋翼无人机动力学模型得到

则在悬停状态下水平动力改变量与对应的姿态的改变量近似成正比：

其中ΔF_x是坐标系下x_e方向的水平动力改变量，ΔF_y是坐标系下y_e方向的水平动力改变量，Δθ是θ的改变量，Δφ是φ的改变量。

抵消水平干扰力所需的姿态改变量为

该姿态改变量即为姿态控制的参考输入。

其中，在步骤四中所述的状态反馈控制器的设计方法如下：

选择合适的极点P_x＝[p_x1 p_x2 p_x3 p_x4 p_x5 p_x6]，P_y＝[p_y1 p_y2 p_y3 p_y4 p_y5 p_y6]和 P_z＝[p_z1 p_z2]，分别计算各状态空间的期望特征多项式：

其中α_x(s)，α_y(s)和α_z(s)分别是状态空间q₁，q₂和q₃的期望特征多项式。

分别计算系统中各状态空间的可控性矩阵：

其中W_cx，W_cy和W_cz分别是状态空间q₁，q₂和q₃的可控性矩阵。

分别计算系统中各状态空间的状态反馈增益阵：

其中k₁，k₂和k₃分别是状态空间q₁，q₂和q₃的状态反馈增益阵。

状态反馈控制器为

其中矩阵k_x和k_y分别由矩阵k₁和k₂的前4列组成。

本发明“一种基于状态观测的吊挂载荷四旋翼无人机悬停控制方法”，与现有技术比，其优点是：

1)本方法通过建立四旋翼无人机吊挂系统的八自由度动力学模型，可以定量的分析吊挂载荷的摆动及其对四旋翼无人机悬停飞行性能的影响；

2)本方法设计的状态观测器在不需要额外添加传感器的条件下，能较为准确地对吊挂载荷的摆动角度进行状态观测；

3)本方法设计的状态反馈控制器，在实现带吊挂载荷四旋翼无人机自主悬停控制的同时，能有效抑制吊挂载荷的摆动。

附图说明

图1为本发明坐标系示意图。

图2为本发明实施方法流程图。

符号说明如下：

X X＝[x y z]^T为四旋翼无人机在惯性坐标系下的位置；

γ γ＝[φ θ ψ]^T为四旋翼无人机在惯性坐标系下的姿态；

为四旋翼无人机在惯性坐标系下姿态的角加速度矢量；

V 为四旋翼无人机在惯性坐标系下的速度；

为四旋翼无人机在惯性坐标系下的加速度；

V_b 为四旋翼无人机在其体坐标系下的速度；

ω ω＝[p q r]^T为四旋翼无人机在其体坐标系下姿态的角速度；

F_b F_b＝[0 0 F]^T为四旋翼无人机在其体坐标系下的旋翼升力；

F_e F_e＝[F_x F_y F_z]^T为四旋翼无人机在惯性坐标系下的旋翼升力；

I I＝Diag(I_xx I_yy I_zz)为四旋翼无人机的惯性张量阵；

Q_b Qb＝[Q_bx Q_by Q_bz]^T为四旋翼无人机在其体坐标系下旋翼产生的力矩；

φ_l 吊挂载荷绕y_e轴转动角度；

θ_l 吊挂载荷绕x_e轴转动角度；

X_l X＝[x _l y _l z _l]^T为吊挂载荷在惯性坐标系下的位置；

为吊挂载荷在惯性坐标系下的速度；

R_t(γ) 四旋翼无人机体坐标系到惯性坐标系的位置转换矩阵；

R_r 四旋翼无人机体坐标系到惯性坐标系的角速度转换矩阵；

吊挂载荷体坐标系到惯性坐标系的位置转换矩阵；

L 四旋翼无人机吊挂系统在惯性坐标系下的拉格朗日算子；

T 四旋翼无人机吊挂系统在惯性坐标系下的广义动能；

G 四旋翼无人机吊挂系统在惯性坐标系下的广义势能；

m 四旋翼无人机的质量；

g 惯性坐标系下的重力加速度的数值；

m_l 吊挂载荷的质量；

l 绳索长度；

q q＝[x y z θ_l φ_l φ θ ψ]^T为四旋翼无人机吊挂系统在惯性坐标系下的广义坐标；

为四旋翼无人机吊挂系统在惯性坐标系下的广义速度；

F_ext F_ext＝[F_e 0 0 Q]^T为四旋翼无人机吊挂系统在惯性坐标系下的广义力；

Q Q＝R_t(γ)Q_b＝[Q_x Q_y Q_z]为四旋翼无人机吊挂系统在惯性坐标系下受到的外力矩；

q₁ 为线性化的八自由度模型中与Q_y有关的状态变量；

A₁ 为状态空间q₁的状态矩阵；

B₁ 为状态空间q₁的输入矩阵；

C₁ 状态空间q₁的输出矩阵；

q₂ 为线性化的八自由度模型中与Q_x有关的状态变量；

A₂ 为状态空间q₂的状态矩阵；

B₂ 为状态空间q₂的输入矩阵；

C₂ 状态空间q₂的输出矩阵；

q₃ q₃＝[z v_z]^T为线性化的八自由度模型中与F有关的状态变量；

A₃ 状态空间q₃的状态矩阵；

B₃ 状态空间q₃的输入矩阵；

C₃ 状态空间q₃的输出矩阵；

T 状态空间q₃的输入控制变量；

α₁ 为状态q₁中可以直接测量的部分；

β₁ 为状态q₁中不可以直接测量的部分；

α₂ 为状态q₂中可以直接测量的部分；

β₂ 为状态q₂中不可以直接测量的部分；

β₁和β₂的变化率；

和的观测值；

β₁和β₂的观测值；

E₁，E₂ 观测器期望极点确定的2×4阶观测器增益矩阵；

T_x x方向的水平干扰力；

T_y y方向的水平干扰力；

ΔF_x x方向的水平动力改变量；

ΔF_y y方向的水平动力改变量；

Δθ θ的改变量；

Δφ φ的改变量；

P_x P_x＝[p_x1 p_x2 p_x3 p_x4 p_x5 p_x6]为状态空间q₁的期望极点；

P_y P_y＝[p_y1 p_y2 p_y3 p_y4 p_y5 p_y6]为状态空间q₂的期望极点；

P_z P_z＝[p_z1 p_z2]为状态空间q₃的期望极点；

α_x(s) 状态空间q₁的期望特征多项式；

α_y(s) 状态空间q₂的期望特征多项式；

α_z(s) 状态空间q₃的期望特征多项式；

W_cx 状态空间q₁的可控性矩阵；

W_cy 状态空间q₂的可控性矩阵；

W_cz 状态空间q₃的可控性矩阵；

k₁ 状态空间q₁状态反馈增益阵；

k₂ 状态空间q₂状态反馈增益阵；

k₃ 状态空间q₃状态反馈增益阵；

k_x 矩阵k₁的前4列；

k_y 矩阵k₂的前4列。

具体实施方式

下面对本发明中的各部分设计方法作进一步的说明：

本发明“一种基于状态观测的吊挂载荷四旋翼无人机悬停控制方法”，如图2所示，其具体步骤如下：

步骤一：运动学与动力学模型建立

四旋翼无人机的运动学方程为

其中，是坐标系下四旋翼无人机的速度矢量，是坐标系下四旋翼无人机姿态的角速度矢量，γ＝[φ θ ψ]^T是坐标系下四旋翼无人机的姿态矢量，φ、θ和ψ分别是坐标系下四旋翼无人机的滚转角、俯仰角和偏航角，和ω＝[p q r]^T分别是坐标系下四旋翼无人机的速度矢量和姿态的角速度矢量。

四旋翼无人机的动力学方程为

展开式为

其中是坐标系下四旋翼无人机的加速度矢量，m是四旋翼无人机的质量， g是重力加速度，z_w＝[0 0 1]^T是单位向量，F_b＝[0 0 F]^T是坐标系下四旋翼无人机的动力，I＝＝Diag(I_xx I_yy I_zz)是四旋翼无人机的惯性张量阵，I_xx、I_yy和I_zz分别是四旋翼无人机绕 x_b轴，y_b轴和z_b轴的转动惯量，Q_b＝[Q_bx Q_by Q_bz]^T是坐标系下四旋翼无人机受到的外力矩,是坐标系下四旋翼无人机姿态的加速度矢量。。

用于连接吊挂载荷与四旋翼无人机的绳索是刚性且无质量的，吊挂载荷的位置用摆动角度φ_l和θ_l表示，摆动角度φ_l和θ_l分别是吊挂载荷绕y轴和x轴的转动角度。吊挂载荷的运动学方程为

其中，X＝[x y z]^T是坐标系下四旋翼无人机的位置矢量，X_l＝[x_l y_l z_l]^T是坐标系下吊挂载荷的位置矢量，是坐标系下吊挂载荷的速度矢量，l是绳索长度。

因此，四旋翼无人机吊挂系统的广义能量为

L＝T-G

T和G表示为

其中，L是坐标系下的拉格朗日算子，T和G分别是坐标系下的广义动能和广义势能，m_l是吊挂载荷的质量。

四旋翼无人机吊挂系统的动力学模型为

其中q＝[x y z θ_l φ_l φ θ ψ]^T是坐标系下系统的广义坐标，是坐标系下系统的广义速度，F_ext＝[F_e 0 0 Q]^T是坐标系下系统的广义力，F_e＝[F_x F_y F_z]^T是坐标系下四旋翼无人机受到的旋翼升力，Q＝R_t(γ)Q_b＝[Q_xQ_y Q_z]是坐标系下系统受到的合外力矩。

步骤二：状态观测器的设计

四旋翼无人机吊挂系统的动力学模型由步骤一得到，将其在平衡点附近线性化、忽略二阶及以上较小量及耦合项并设置偏航角为0，得线性化的四旋翼无人机吊挂系统的动力学模型：

建立系统各部分状态空间模型：

其中

设计降维状态观测器：

其中 和分别是和的观测值，和分别是β₁和β₂的观测值，E₁和E₂是由观测器期望极点确定的2×4阶观测器增益矩阵。

步骤三：抗摆动控制算法的设计

吊挂载荷的摆动角度观测值和由步骤二的降维状态观测器得到

其中和

则吊挂载荷的摆动引起的作用于四旋翼无人机的水平干扰力为

其中T_x是x方向的水平干扰力，T_y是y方向的水平干扰力。

四旋翼无人机的水平动力由步骤一的四旋翼无人机动力学模型得到

则在悬停状态下水平动力改变量与对应的姿态的改变量近似成正比：

其中ΔF_x是x方向的水平动力改变量，ΔF_y是y方向的水平动力改变量，Δθ是θ的改变量，Δφ是φ的改变量。

用水平动力改变量抵消水平干扰力：

可以得到抵消水平干扰力所需的姿态改变量为

步骤四：状态反馈控制器的设计

根据系统的期望性能指标，分别为状态空间q₁，q₂和q₃选择合适的极点

P_x＝[p_x1 p_x2 p_y3 p_y4 p_y5 p_y6]，P_y＝[p_y1 p_y2 p_y3 p_y4 p_y5 p_y6和P_z＝[p_z1 p_z2]，并分别计算各状态空间的期望特征多项式：

其中α_x(s)，α_y(s)和α_z(s)分别是状态空间q₁，q₂和q₃的期望特征多项式。

分别计算系统中各状态空间的可控性矩阵：

其中W_cx，W_cy和W_cz分别是状态空间q₁，q₂和q₃的可控性矩阵。

用Ackermann公式分别计算各状态空间的状态反馈增益阵，将闭环系统的极点配置到期望位置：

其中k₁，k₂和k₃分别是状态空间q₁，q₂和q₃的状态反馈增益阵。

状态反馈控制器为

其中矩阵k_x和k_y分别由矩阵k₁和k₂的前4列组成。

Claims (5)

1.一种基于状态观测的吊挂载荷四旋翼无人机悬停控制方法，其特征在于：该方法具体步骤如下：

步骤一 通过坐标变换，建立四旋翼无人机和吊挂载荷的运动学模型，通过牛顿-欧拉方程，建立四旋翼无人机的六自由度动力学模型，通过拉格朗日方程，建立四旋翼无人机吊挂系统的八自由度动力学模型；

步骤二 状态观测器设计：建立线性化的四旋翼无人机吊挂系统状态空间模型，设计吊挂载荷摆动角度和摆动角速度的降维状态观测器，得到吊挂载荷摆动角度和摆动角速度的状态观测值；

步骤三 抗摆动控制算法设计：根据步骤二中所得的吊挂载荷摆动角度观测值，计算由吊挂载荷的摆动引起的作用于四旋翼无人机的水平干扰力，计算抵消水平干扰力所需的水平附加动力及其相应的姿态改变量；

步骤四 状态反馈控制器设计：将步骤三得到的姿态改变量设为期望姿态，给定期望位置，设计基于极点配置法的状态反馈控制器，计算四旋翼无人机的控制输入量，使得四旋翼无人机吊挂系统镇定。

2.根据权利要求1所述的一种基于状态观测的吊挂载荷四旋翼无人机悬停控制方法，其特征在于：所述步骤一的具体过程如下：

首先，建立惯性坐标系以及四旋翼无人机和吊挂载荷的体坐标系；是建立在地球上的惯性坐标系，和分别是四旋翼无人机和吊挂载荷的体坐标系，坐标中心均是四旋翼无人机的几何中心点，即吊挂点与四旋翼无人机几何中心点重合；

四旋翼无人机的运动学方程为

其中，是坐标系下四旋翼无人机的速度矢量，是坐标系下四旋翼无人机姿态的角速度矢量，γ＝[φ θ ψ]^T是坐标系下四旋翼无人机的姿态矢量，φ、θ和ψ分别是坐标系下四旋翼无人机的滚转角、俯仰角和偏航角，和ω＝[p q r]^T分别是坐标系下四旋翼无人机的速度矢量和姿态的角速度矢量；

其中s(·)＝sin(·)，c(·)＝cos(·)；

四旋翼无人机的动力学方程为

展开式为

其中是坐标系下四旋翼无人机的加速度矢量，m是四旋翼无人机的质量，g是重力加速度，z_w＝[0 01]^T是单位向量，F_b＝[0 0F]^T是坐标系下四旋翼无人机的动力，I＝Diag(I_xx I_yy I_zz)是四旋翼无人机的惯性张量阵，I_xx、I_yy和I_zz分别是四旋翼无人机绕x_b轴，y_b轴和z_b轴的转动惯量，Q_b＝[Q_bx Q_by Q_bz]^T是坐标系下四旋翼无人机受到的外力矩,是坐标系下四旋翼无人机姿态的角加速度矢量；

用于连接吊挂载荷与四旋翼无人机的绳索是刚性且无质量的，吊挂载荷的位置用摆动角度φ_l和θ_l表示，摆动角度φ_l和θ_l分别是吊挂载荷绕y_e轴和x_e轴的转动角度；吊挂载荷的运动学方程为

其中，X＝[x y z]^T是坐标系下四旋翼无人机的位置矢量，X_l＝[x_l y_l z_l]^T是坐标系下吊挂载荷的位置矢量，是坐标系下吊挂载荷的速度矢量，l是绳索长度；

因此，四旋翼无人机吊挂系统的广义能量为

L＝T-G

T和G表示为

其中，L是坐标系下的拉格朗日算子，T和G分别是坐标系下的广义动能和广义势能，m_l是吊挂载荷的质量；

四旋翼无人机吊挂系统的动力学模型为

其中q＝[x y zθ_l φ_l φ θ ψ]^T是坐标系下系统的广义坐标，是坐标系下系统的广义速度，F_ext＝[F_e 0 0 Q]^T是坐标系下系统的广义力，F_e＝[F_x F_yF_z]^T是坐标系下四旋翼无人机受到的旋翼升力，Q＝R_t(γ)Q_b＝[Q_x Q_y Q_z]是坐标系下系统受到的合外力矩。

3.根据权利要求1所述的一种基于状态观测的吊挂载荷四旋翼无人机悬停控制方法，其特征在于：在步骤二中所述的状态观测器的设计，其步骤如下：

四旋翼无人机吊挂系统的八自由度动力学模型由步骤一得到，将其线性化并设置偏航角为0，得线性化的四旋翼无人机吊挂系统的动力学模型：

根据动力学模型中输入控制量的不同，建立系统各部分状态空间模型：

其中

设计降维状态观测器：

其中和分别是和的观测值，和分别是β₁和β₂的变化率，和分别是β₁和β₂的观测值，E₁和E₂是由观测器期望极点确定的2×4阶观测器增益矩阵。

4.根据权利要求1所述的一种基于状态观测的吊挂载荷四旋翼无人机悬停控制方法，其特征在于：在步骤三中所述的抗摆动控制算法的设计，其步骤如下：

吊挂载荷的摆动角度观测值和由步骤二的降维状态观测器得到

其中和

则吊挂载荷的摆动引起的作用于四旋翼无人机的水平干扰力为

其中T_x是坐标系下x_e方向的水平干扰力，T_y是坐标系下y_e方向的水平干扰力；

四旋翼无人机的水平动力由步骤一的四旋翼无人机动力学模型得到

则在悬停状态下水平动力改变量与对应的姿态的改变量近似成正比：

其中ΔF_x是坐标系下x_e方向的水平动力改变量，ΔF_y是坐标系下y_e方向的水平动力改变量，Δθ是θ的改变量，Δφ是φ的改变量；

抵消水平干扰力所需的姿态改变量为

该姿态改变量即为姿态控制的参考输入。

5.根据权利要求1所述的一种基于状态观测的吊挂载荷四旋翼无人机悬停控制方法，其特征在于：在步骤四中所述的状态反馈控制器的设计，其步骤如下：

选择合适的极点P_x＝[p_x1 p_x2 p_x3 p_x4 p_x5 p_x6]，P_y＝[p_y1 p_y2 p_y3 p_y4 p_y5 p_y6]和P_z＝[p_z1p_z5]，分别计算各状态空间的期望特征多项式：

其中α_x(s)，α_y(s)和α_z(s)分别是状态空间q₁，q₂和q₃的期望特征多项式；

分别计算系统中各状态空间的可控性矩阵：

其中W_cx，W_cy和W_cz分别是状态空间q₁，q₂和q₃的可控性矩阵；

分别计算系统中各状态空间的状态反馈增益阵：

其中k₁，k₂和k₃分别是状态空间q₁，q₂和q₃的状态反馈增益阵；

状态反馈控制器为

其中矩阵k_x和k_y分别由矩阵k₁和k₂的前4列组成。