CN113625730A - 一种基于超扭滑模的四旋翼自适应容错控制方法 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种基于超扭滑模的四旋翼自适应容错控制方法，该方法包括：采用预先构建的自适应故障估计模型对飞行器的故障进行实时估计，获得故障估计信息；根据所述故障估计信息，构建四旋翼容错控制器，对所述飞行器的姿态和位置进行调整，使所述飞行器的回到期望的姿态和位置；将超扭算法应用到滑模控制器的中，能有效抑制抖振，提高了飞行器容错控制系统系统的稳定性。

Description

一种基于超扭滑模的四旋翼自适应容错控制方法

技术领域

本申请涉及飞行器自动控制技术领域，特别是涉及一种基于超扭滑模的四旋翼自适应容错控制方法。

背景技术

四旋翼飞行器因具有结构简单，操作方便，成本低廉，可实现垂直起降、空中悬停等优点而在军用和民用领域都有着广泛的应用。例如，军事侦察、精准打击、空气污染检测、城市交通监控、电力巡检、农业植保、火灾早期探测、空中搜救等。然而四旋翼是一个典型的非线性、欠驱动、强耦合的系统，这一特性给四旋翼控制器的构建带来了困难。飞行环境的复杂性和四旋翼的结构特性使其容易受到风力、陀螺效应等不确定外部扰动。长时间飞行可能使执行器出现故障，甚至有坠机的风险。

控制器不仅要精确控制飞行器，而且需要具有容忍故障的能力，飞行器容错控制系统的构建非常困难，因为其模型具有多变量、非线性、强耦合等特性。因此，现有技术主要集中于基于状态观测器的状态反馈容错控制，但由于状态估计和故障估计之间存在耦合关系，控制器构建难度较大，导致构建出来的飞行器容错控制系统系统稳定性低。

发明内容

基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够提高飞行器容错控制系统系统稳定性的基于超扭滑模的四旋翼自适应容错控制方法。

采用预先构建的自适应故障估计模型对飞行器的故障进行实时估计，获得故障估计信息；

根据所述故障估计信息，构建四旋翼容错控制器，对所述飞行器的姿态和位置进行调整，使所述飞行器的回到期望的姿态和位置；

预先构建的自适应故障估计模型的方式，包括：

在考虑外部扰动和执行器故障的情况下，构建自适应故障估计模型，用于估计外部扰动的实际值和故障的实际值；

所述自适应故障估计模型的表达式为：

其中，

为扰动的估计值，

为扰动的估计值的导数，

为故障的估计值，

为故障的估计值的导数，

为扰动的估计误差，

为故障的估计误差。γ_i为自适应估计的第一参数，η_j为自适应估计的第二参数，d_i为外部扰动，f_j为执行器故障，飞行器在地球坐标系下的位置用x,y,z表示，飞行器姿态的欧拉角用θ,ψ,φ表示，分别代表滚转角、俯仰角和偏航角；

构建四旋翼容错控制器的方式，包括：

基于四旋翼飞行器的动力学模型，建立四旋翼飞行器存在执行器故障和扰动的模型；

根据所述自适应故障估计模型实时估计的故障估计信息，构建姿态子系统容错控制器；

根据所述自适应故障估计模型实时估计的故障估计信息，构建位置子系统控制器。

在其中一个实施例中，所述四旋翼飞行器的动力学模型为：

其中，飞行器在地球坐标系下的位置用x,y,z表示，

分别表示飞行器在x,y,z方向上的速度，

分别表示飞行器在x,y,z方向上的加速度；飞行器姿态的欧拉角用θ,ψ,φ表示，分别代表滚转角、俯仰角和偏航角；

为滚转角的角速度，

为俯仰角的角速度，

为偏航角的角速度，

分别表示滚转角、俯仰角和偏航角的角加速度；U₁、U₂、U₃、U₄分别为位置系统的控制输入、滚转角的控制输入、俯仰角的控制输入和偏航角的控制输入；S_θ,S_ψ,

C_θ,C_ψ,

分别表示sinθ,sinψ,sinφ,cosθ,cosψ,cosφ；a_i(i＝1...9)为常数；g为重力系数。

在其中一个实施例中，所述a_i(i＝1...9)的具体表达式为：

其中，m为四旋翼飞行器的质量，I_x为x轴的转动惯量，I_y为y轴的转动惯量，I_z为z轴的转动惯量，d_x为第一阻力系数，d_y为第二阻力系数，d_z为第三阻力系数，d_φ为第四阻力系数，d_θ为第五阻力系数，d_ψ为第六阻力系数；

所述位置系统的控制输入U₁、滚转角的控制输入U₂、俯仰角的控制输入U₃和偏航角的控制输入U₄满足以下条件：

其中，Ω₁为第一电机的转速,Ω₂为第二电机的转速,Ω₃为第三电机的转速,Ω₄为第四电机的转速，l为电机到机体重心的距离，κ为拉力系数。

在其中一个实施例中，所述四旋翼飞行器存在执行器故障和扰动的模型为：

其中，d_i(i＝1...6)为外部扰动，f_j(i＝3...6)为执行器故障。

在其中一个实施例中，所述外部扰动d_i(i＝1...6)有界，执行器故障f_j(i＝3...6)有界，且外部扰动的导数为

执行器故障的导数为

满足有界且

在其中一个实施例中，所述根据所述自适应故障估计模型实时估计的故障估计信息，构建姿态子系统容错控制器的步骤，包括：

构建非奇异快速终端滑模面s_i(i＝θ,ψ,φ)，

其中，e_θ＝θ-θ_d，e_ψ＝ψ-ψ_d，

为实际姿态角与期望姿态角之间的跟踪误差，θ，ψ，φ为实际姿态角，θ_d，ψ_d，φ_d为期望姿态角；α为第一滑模参数，β为第一滑模参数，p为第一滑模参数，q为第一滑模参数，满足p,q(p>q)且都为正奇数，α,β>0；

结合所述非奇异快速终端滑模面，构建姿态子系统的等效控制律U_eq，

其中，U_eq-θ,U_eq-ψ,

分别表示滚转角、俯仰角和偏航角的等效控制律；

构建超扭滑模切换控制律U_sw，

其中，U_sw-θ,U_sw-ψ,

分别表示滚转角、俯仰角和偏航角的切换控制输入，k₁,k₂为超扭滑模的参数；

根据所述姿态子系统的等效控制律以及所述超扭滑模切换控制律，构建姿态子系统的控制输入U₂,U₃,U₄，

在其中一个实施例中，所述根据所述自适应故障估计模型实时估计的故障估计信息，构建位置子系统控制器的步骤，包括：

定义位置x,y,z的跟踪误差为，

e_x＝x-x_d

e_y＝y-y_d

e_z＝z-z_d

其中，x,y,z分别表示实际位置，x_d,y_d,z_d分别表示期望位置；

构建位置x,y,z的滑模面为：

其中，c为正数，s_x为位置x的滑模面，s_y为位置y的滑模面，s_z为位置z的滑模面；

根据所述位置x,y,z的滑模面，构建位置子系统的等效控制律U_eq：

其中，U_eq-z为位置z的等效控制律，U_eq-x为位置x的等效控制律，U_eq-y为位置y的等效控制律；

构建超扭滑模切换控制律U_sw，

其中，U_sw-z为位置z的超扭滑模切换控制律，U_sw-x为位置x的超扭滑模切换控制律，U_sw-y为位置y的超扭滑模切换控制律；

根据所述位置子系统的等效控制律、所述超扭滑模切换控制律和所述自适应故障估计模型，构建位置子系统的控制输入为：

给定偏航角的期望信号ψ_d，通过所述位置子系统容错控制器，ψ→ψ_d，利用虚拟控制量获得：

其中，θ_d和ψ_d分别作为滚转角和俯仰角的期望信号；S_φd,C_φd分别表示偏航角期望值的正弦值和余弦值；U₁为位置子系统控制输入；φ_d取

本申请采用的以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

(1)本申请将超扭算法应用到滑模控制器的中，能有效抑制抖振，提高了飞行器容错控制系统稳定性；(2)本申请使用非奇异快速终端滑模，能避免奇异性问题，提高收敛速度，保证有限时间收敛；(3)本申请构建自适应故障估计模型对系统的扰动和故障进行补偿，能够精确估出外部扰动和故障的实际值，使四旋翼飞行器快速准确地跟踪上控制目标。

附图说明

图1为一个实施例中基于超扭滑模的四旋翼自适应容错控制方法的流程示意图；

图2为一个实施例中基于超扭滑模的四旋翼自适应容错控制方法的结构图；

图3为本申请中姿态角存在单通道故障时的故障真实值与估计值的对比仿真图；

图4为本申请中姿态角存在单通道故障时的滚转角跟踪曲线图；

图5为本申请中姿态角存在单通道故障时的俯仰角跟踪曲线图；

图6为本申请中姿态角存在单通道故障时的偏航角跟踪曲线图；

图7为本申请中姿态角存在单通道故障时的位置x跟踪曲线图；

图8为本申请中姿态角存在单通道故障时的位置y跟踪曲线图；

图9为本申请中姿态角存在单通道故障时的位置z跟踪曲线图；

图10为本申请中姿态角和位置存在多通道故障时的姿态和位置故障的真实值与估计值的对比仿真图；

图11为本申请中姿态角和位置存在多通道故障时的滚转角跟踪曲线图；

图12为本申请中姿态角和位置存在多通道故障时的俯仰角跟踪曲线图；

图13为本申请中姿态角和位置存在多通道故障时的偏航角跟踪曲线图；

图14为本申请中姿态角和位置存在多通道故障时的位置x跟踪曲线图；

图15为本申请中姿态角和位置存在多通道故障时的位置y跟踪曲线图；

图16为本申请中姿态角和位置存在多通道故障时的位置z跟踪曲线图。

具体实施方式

为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。

在一个实施例中，如图1所示，提供了一种基于超扭滑模的四旋翼自适应容错控制方法，包括以下步骤：

步骤S220，采用预先构建的自适应故障估计模型对飞行器的故障进行实时估计，获得故障估计信息。

其中，故障估计信息包括扰动的估计值和故障的估计值。预先构建的自适应故障估计模型的方式，包括：

在考虑外部扰动和执行器故障的情况下，构建自适应故障估计模型，用于估计外部扰动的实际值和故障的实际值；

自适应故障估计模型的表达式为：

其中，

为扰动的估计值，

为扰动的估计值的导数，

为故障的估计值，

为故障的估计值的导数，

为扰动的估计误差，

为故障的估计误差。γ_i为自适应估计的第一参数，η_j为自适应估计的第二参数，d_i为外部扰动，f_j为执行器故障，飞行器在地球坐标系下的位置用x,y,z表示，飞行器姿态的欧拉角用θ,ψ,φ表示，分别代表滚转角、俯仰角和偏航角。

步骤S240，根据故障估计信息，构建四旋翼容错控制器，对飞行器的姿态和位置进行调整，使飞行器的回到期望的姿态和位置。

其中，构建四旋翼容错控制器的方式，包括：基于四旋翼飞行器的动力学模型，建立四旋翼飞行器存在执行器故障和扰动的模型；根据自适应故障估计模型实时估计的故障估计信息，构建姿态子系统容错控制器；根据自适应故障估计模型实时估计的故障估计信息，构建位置子系统控制器。

在一个实施例中，四旋翼飞行器的动力学模型为：

其中，飞行器在地球坐标系下的位置用x,y,z表示，

分别表示飞行器在x,y,z方向上的速度，

分别表示飞行器在x,y,z方向上的加速度；飞行器姿态的欧拉角用θ,ψ,φ表示，分别代表滚转角、俯仰角和偏航角；

为滚转角的角速度，

为俯仰角的角速度，

为偏航角的角速度，

分别表示滚转角、俯仰角和偏航角的角加速度；U₁、U₂、U₃、U₄分别为位置系统的控制输入、滚转角的控制输入、俯仰角的控制输入和偏航角的控制输入；S_θ,S_ψ,

C_θ,C_ψ,

分别表示sinθ,sinψ,sinφ,cosθ,cosψ,cosφ；a_i(i＝1...9)为常数；g为重力系数。

在一个实施例中，a_i(i＝1...9)的具体表达式为：

其中，m为四旋翼飞行器的质量，I_x为x轴的转动惯量，I_y为y轴的转动惯量，I_z为z轴的转动惯量，d_x为第一阻力系数，d_y为第二阻力系数，d_z为第三阻力系数，d_φ为第四阻力系数，d_θ为第五阻力系数，d_ψ为第六阻力系数；

位置系统的控制输入U₁、滚转角的控制输入U₂、俯仰角的控制输入U₃和偏航角的控制输入U₄满足以下条件：

其中，Ω₁为第一电机的转速,Ω₂为第二电机的转速,Ω₃为第三电机的转速,Ω₄为第四电机的转速，l为电机到机体重心的距离，κ为拉力系数。

在一个实施例中，四旋翼飞行器存在执行器故障和扰动的模型为：

其中，d_i(i＝1...6)为外部扰动，f_j(i＝3...6)为执行器故障。

在一个实施例中，外部扰动d_i(i＝1...6)有界，执行器故障f_j(i＝3...6)有界，且外部扰动的导数为

执行器故障的导数为

满足有界且

在一个实施例中，根据自适应故障估计模型实时估计的故障估计信息，构建姿态子系统容错控制器的步骤，包括：

构建非奇异快速终端滑模面s_i(i＝θ,ψ,φ)，

其中，e_θ＝θ-θ_d，e_ψ＝ψ-ψ_d，

为实际姿态角与期望姿态角之间的跟踪误差，θ，ψ，φ为实际姿态角，θ_d，ψ_d，φ_d为期望姿态角；α为第一滑模参数，β为第一滑模参数，p为第一滑模参数，q为第一滑模参数，满足p,q(p>q)且都为正奇数，α,β>0；

结合非奇异快速终端滑模面，构建姿态子系统的等效控制律U_eq，

其中，U_eq-θ,U_eq-ψ,

分别表示滚转角、俯仰角和偏航角的等效控制律；

构建超扭滑模切换控制律U_sw，

其中，U_sw-θ,U_sw-ψ,

分别表示滚转角、俯仰角和偏航角的切换控制输入，k₁,k₂为超扭滑模的参数；

根据姿态子系统的等效控制律以及超扭滑模切换控制律，构建姿态子系统的控制输入U₂,U₃,U₄，

其中，构建的姿态子系统容错控制器为基于超扭滑模和非奇异快速终端滑模方法的容错控制器。为证明该姿态子系统容错控制器的稳定性，以滚转角为例，定义Lyapunov函数：

将控制输入U₂代入

可得

因为k₁、k₂均大于零，故有

同理，可证俯仰角和偏航角容错控制器稳定。

在一个实施例中，根据自适应故障估计模型实时估计的故障估计信息，构建位置子系统控制器的步骤，包括：

定义位置x,y,z的跟踪误差为，

e_x＝x-x_d

e_y＝y-y_d

e_z＝z-z_d

其中，x,y,z分别表示实际位置，x_d,y_d,z_d分别表示期望位置；

构建位置x,y,z的滑模面为：

其中，c为正数，s_x为位置x的滑模面，s_y为位置y的滑模面，s_z为位置z的滑模面；

根据位置x,y,z的滑模面，构建位置子系统的等效控制律U_eq：

其中，U_eq-z为位置z的等效控制律，U_eq-x为位置x的等效控制律，U_eq-y为位置y的等效控制律；

构建超扭滑模切换控制律U_sw，

其中，U_sw-z为位置z的超扭滑模切换控制律，U_sw-x为位置x的超扭滑模切换控制律，U_sw-y为位置y的超扭滑模切换控制律；

根据位置子系统的等效控制律、超扭滑模切换控制律和自适应故障估计模型，构建位置子系统的控制输入为：

其中，由于x,y位置受高度控制量U_z影响，所以此处无需进行补偿。

给定偏航角的期望信号ψ_d，通过位置子系统容错控制器，ψ→ψ_d，利用虚拟控制量获得：

其中，θ_d和ψ_d分别作为滚转角和俯仰角的期望信号；S_φd,C_φd分别表示偏航角期望值的正弦值和余弦值；U₁为位置子系统控制输入；φ_d取

其中，构建的位置子系统控制器基于超扭滑模的容错控制器，并通过中间虚拟量反解出位置子系统控制律以及期望姿态角。

为证明该控制器的稳定性，以z位置为例，定义Lyapunov函数：

将控制律U_z代入

可得

因为k₁、k₂均大于零，故有

同理，可证俯仰角和偏航角容错控制器稳定。

如图2所示，当飞行器受到外部扰动和执行器故障影响时，通过自适应故障估计模型，对故障进行实时估计，获得故障估计信息，根据故障估计信息，构建四旋翼容错控制器，对飞行器的姿态和位置进行调整，使四旋翼能够实现对目标指令的跟踪，飞行器的回到期望的姿态和位置。具有以下技术效果：

(1)将超扭算法应用到滑模控制器的中，能有效抑制抖振，提高飞行器容错控制系统稳定性；(2)使用非奇异快速终端滑模，能避免奇异性问题，提高收敛速度，保证有限时间收敛；(3)构建自适应故障估计模型对系统的扰动和故障进行补偿，能够精确估出外部扰动和故障的实际值，使四旋翼飞行器快速准确地跟踪上控制目标。

本实施例利用Matlab2018b软件，对本申请的基于超扭滑模的四旋翼自适应容错控制进行了仿真验证：

飞行器控制系统参数选取：

m＝2kg，l＝0.2m，κ＝1.15×10^-7N·s²·rad^-2，I_y＝I_y＝1.25N·s²·rad^-1，

I_z＝2.5N·s²·rad^-1，d_x＝d_y＝d_z＝0.01N·s·rad^-1，d_ψ＝d_φ＝d_θ＝0.012；

控制器参数选取：

α＝2，β＝1，p＝5，k₁＝15，k₂＝5，k₃＝3.5，k₄＝0.01；

状态初始值：

x₀＝0，y₀＝0，z₀＝0，θ₀＝0，ψ₀＝0，

自适应参数选取：

γ₁＝γ₂＝γ₃＝100，γ₄＝γ₅＝γ₆＝150，η₁＝η₂＝η₃＝η₄＝1000；

期望信号：

x_d＝cos(t),y_d＝sin(t),z_d＝t/3；

外部扰动：

d_i＝0.1sin(t),(i＝1,...,6)；

执行器故障情况设计如下

1)姿态角单通道故障：

2)位置和三个姿态角多通道故障：

结果说明：

如图3所示，当姿态角发生单通道故障时，采用本申请中构建的自适应故障估计模型可以快速准确地估计不同形式的故障。

如图4-6所示，当姿态角发生单通道故障时，采用申请中构建的姿态子系统容错控制器，5s和10s时发生故障，滚转角响应曲线发生抖动，但能够在0.5s内重新跟踪上期望信号，随着故障值的变化，15s后出现了相对大的跟踪误差，但控制器仍能在1.5s内消除故障的造成的影响。

如图7-9所示，当姿态角发生单通道故障时，采用本申请中构建的位置子系统控制器可以使系统对外部扰动和执行器故障有良好的鲁棒性，保证系统的稳定性，使四旋翼能快速跟踪期望信号。

如图10所示，当姿态和位置发生多通道故障时，采用本申请中构建的自适应故障估计模型可以快速准确地估计各种形式的故障。

如图11-13所示，当姿态和位置发生多通道故障时，采用本申请中构建的姿态子系统容错控制器可以使系统在故障发生后2s内跟踪上期望信号，保证系统的稳定性。

如图14-16所示，当姿态和位置发生多通道故障时，采用本申请中构建的位置子系统控制器可以使系统对外部扰动和执行器故障有良好的鲁棒性，使四旋翼能快速跟踪期望信号。

应该理解的是，虽然图1的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，图1中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。

以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。

以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (7)

1.一种基于超扭滑模的四旋翼自适应容错控制方法，其特征在于，所述方法包括：

采用预先构建的自适应故障估计模型对飞行器的故障进行实时估计，获得故障估计信息；

根据所述故障估计信息，构建四旋翼容错控制器，对所述飞行器的姿态和位置进行调整，使所述飞行器的回到期望的姿态和位置；

预先构建的自适应故障估计模型的方式，包括：

在考虑外部扰动和执行器故障的情况下，构建自适应故障估计模型，用于估计外部扰动的实际值和故障的实际值；

所述自适应故障估计模型的表达式为：

其中，

为扰动的估计值，

为扰动的估计值的导数，

为故障的估计值，

为故障的估计值的导数，

为扰动的估计误差，

为故障的估计误差。γ_i为自适应估计的第一参数，η_j为自适应估计的第二参数，d_i为外部扰动，f_j为执行器故障，飞行器在地球坐标系下的位置用x,y,z表示，飞行器姿态的欧拉角用θ,ψ,φ表示，分别代表滚转角、俯仰角和偏航角；

构建四旋翼容错控制器的方式，包括：

基于四旋翼飞行器的动力学模型，建立四旋翼飞行器存在执行器故障和扰动的模型；

根据所述自适应故障估计模型实时估计的故障估计信息，构建姿态子系统容错控制器；

根据所述自适应故障估计模型实时估计的故障估计信息，构建位置子系统控制器。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述四旋翼飞行器的动力学模型为：

其中，飞行器在地球坐标系下的位置用x,y,z表示，

分别表示飞行器在x,y,z方向上的速度，

分别表示飞行器在x,y,z方向上的加速度；飞行器姿态的欧拉角用θ,ψ,φ表示，分别代表滚转角、俯仰角和偏航角；

为滚转角的角速度，

为俯仰角的角速度，

为偏航角的角速度，

分别表示滚转角、俯仰角和偏航角的角加速度；U₁、U₂、U₃、U₄分别为位置系统的控制输入、滚转角的控制输入、俯仰角的控制输入和偏航角的控制输入；S_θ,S_ψ,

C_θ,C_ψ,

分别表示sinθ,sinψ,sinφ,cosθ,cosψ,cosφ；a_i(i＝1...9)为常数；g为重力系数。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述a_i(i＝1...9)的具体表达式为：

其中，m为四旋翼飞行器的质量，I_x为x轴的转动惯量，I_y为y轴的转动惯量，I_z为z轴的转动惯量，d_x为第一阻力系数，d_y为第二阻力系数，d_z为第三阻力系数，d_φ为第四阻力系数，d_θ为第五阻力系数，d_ψ为第六阻力系数；

所述位置系统的控制输入U₁、滚转角的控制输入U₂、俯仰角的控制输入U₃和偏航角的控制输入U₄满足以下条件：

其中，Ω₁为第一电机的转速,Ω₂为第二电机的转速,Ω₃为第三电机的转速,Ω₄为第四电机的转速，l为电机到机体重心的距离，κ为拉力系数。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述四旋翼飞行器存在执行器故障和扰动的模型为：

其中，d_i(i＝1...6)为外部扰动，f_j(i＝3...6)为执行器故障。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述外部扰动d_i(i＝1...6)有界，执行器故障f_j(i＝3...6)有界，且外部扰动的导数为

执行器故障的导数为

满足有界且

6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述根据所述自适应故障估计模型实时估计的故障估计信息，构建姿态子系统容错控制器的步骤，包括：

构建非奇异快速终端滑模面s_i(i＝θ,ψ,φ)，

其中，e_θ＝θ-θ_d，e_ψ＝ψ-ψ_d，

为实际姿态角与期望姿态角之间的跟踪误差，θ，ψ，φ为实际姿态角，θ_d，ψ_d，φ_d为期望姿态角；α为第一滑模参数，β为第一滑模参数，p为第一滑模参数，q为第一滑模参数，满足p,q(p>q)且都为正奇数，α,β>0；

结合所述非奇异快速终端滑模面，构建姿态子系统的等效控制律U_eq，

其中，U_eq-θ,U_eq-ψ,

分别表示滚转角、俯仰角和偏航角的等效控制律；

构建超扭滑模切换控制律U_sw，

其中，U_sw-θ,U_sw-ψ,

分别表示滚转角、俯仰角和偏航角的切换控制输入，k₁,k₂为超扭滑模的参数；

根据所述姿态子系统的等效控制律以及所述超扭滑模切换控制律，构建姿态子系统的控制输入U₂,U₃,U₄，

。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述根据所述自适应故障估计模型实时估计的故障估计信息，构建位置子系统控制器的步骤，包括：

定义位置x,y,z的跟踪误差为，

e_x＝x-x_d

e_y＝y-y_d

e_z＝z-z_d

其中，x,y,z分别表示实际位置，x_d,y_d,z_d分别表示期望位置；

构建位置x,y,z的滑模面为：

其中，c为正数，s_x为位置x的滑模面，s_y为位置y的滑模面，s_z为位置z的滑模面；

根据所述位置x,y,z的滑模面，构建位置子系统的等效控制律U_eq：

其中，U_eq-z为位置z的等效控制律，U_eq-x为位置x的等效控制律，U_eq-y为位置y的等效控制律；

构建超扭滑模切换控制律U_sw，

其中，U_sw-z为位置z的超扭滑模切换控制律，U_sw-x为位置x的超扭滑模切换控制律，U_sw-y为位置y的超扭滑模切换控制律；

根据所述位置子系统的等效控制律、所述超扭滑模切换控制律和所述自适应故障估计模型，构建位置子系统的控制输入为：

给定偏航角的期望信号ψ_d，通过所述位置子系统容错控制器，ψ→ψ_d，利用虚拟控制量获得：

其中，θ_d和ψ_d分别作为滚转角和俯仰角的期望信号；S_φd,C_φd分别表示偏航角期望值的正弦值和余弦值；U₁为位置子系统控制输入；φ_d取

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