1.一种基于扩张状态观测器的四旋翼无人机积分滑模控制方法，其特征在于：在四旋翼无人机的动力学模型和推进器模型的基础上，通过积分滑模控制得到积分滑模控制率；

采用扩张状态观测器，根据四旋翼无人机系统的输入和输出对系统所受到的外界干扰进行估计，得到系统所受干扰的估计值，然后对积分滑模控制率进行补偿；

根据牛顿‑欧拉原理得到四旋翼无人机的动力学模型，实现如下，其中，g为重力加速度，x,y,z为无人机在地球坐标系下的位置坐标， 分别为x,y,z的二阶导数，m为飞行器质量，Jx,Jy,Jz分别表示x轴，y轴，z轴的转动惯量，Fi表示第i个旋翼产生的推力，L表示每个旋翼到无人机质心的距离，c为力到力矩的转换系数；φ,θ,ψ分别为飞行器的俯仰角，滚转角和偏航角， 分别为φ,θ,ψ的二阶导数；

对四旋翼无人机推进器进行建模，实现如下，将四个无刷直流电机近似为一个惯性环节，电机转速与旋翼产生的升力近似为线性关系，则输入电机的PWM信号与各旋翼升力之间的关系为：其中，s为拉普拉斯变换中的复变量，Fi为第i个旋翼产生的推力，ui表示输入电机的PWM信号，ω表示信号带宽，K表示正向增益，则四旋翼无人机各旋翼的总升力和升力差表示为，其中，uth,uφ,uθ,uψ为系统的四个输入信号，分别为无人机做垂直运动、俯仰运动、翻滚运动和偏航运动时电机所需的PWM信号；

设计姿态角的积分滑模控制器，包括设置俯仰角的控制器的控制率为其中， 为系统t时刻俯仰角的状态误差，Kc为线性二次型增益，ρ(t)为正向增益，G为系统的控制矩阵，σθ(t)为俯仰角控制的滑模面，Bθ为俯仰角的控制输入矩阵；

设计姿态角的积分滑模控制器，包括设置滚转角的控制器的控制率为其中， 为系统t时刻滚转角的状态误差，Kc为线性二次型增益，ρ(t)为正向增益，G为系统的控制矩阵，σφ(t)为滚转角控制的滑模面，Bφ为俯仰角的控制输入矩阵；

设计扩张状态观测器，包括设俯仰角通道的状态表达式为，设 分别为状态向量x1,x2,x3,x4的一阶导数，L表示每个旋翼到无人机质心的距离，f(ξ)为飞行器受到外界干扰的响应；取a(t)＝f(ξ)作为新的状态变量x4，并记a(t),h(t)为方便表达定义的中间变量，得到扩张状态后的系统为：取扩张状态X＝[x1,x2,x3,x4]的估计值Z＝[z1,z2,z3,z4]，得到中间变量a(t)的估计值z4，得到针对俯仰角通道设计的扩张状态观测器为，其中，z1,z2,z3,z4为x1,x2,x3,x4的估计值，e为ESO的观测误差，fal(e,ε,δ),(ε＝α1,α2,α3)为饱和函数，ε,δ为fal函数的参数，β1,β2,β3,β4为扩张状态观测器增益的参数；

当前的实时控制量 为，

其中，ueq(t)为使用LQR算法的连续等效控制项，使系统到达期望状态；usw(t)为非连续的切换控制项；

俯仰角通道和滚转角通道为完全对偶关系，实现方式一致，设计扩张状态观测器，包括设滚转角通道的状态表达式为，针对滚转角通道设计的扩张状态观测器为，其中，z1,z2,z3,z4为x1,x2,x3,x4的估计值，e为ESO的观测误差，fal(e,ε,δ),(ε＝α1,α2,α3)为饱和函数，ε,δ为fal函数的参数，β1,β2,β3,β4为扩张状态观测器增益的参数；

当前的实时控制量 为，

其中，ueq(t)为使用LQR算法的连续等效控制项，使系统到达期望状态；usw(t)为非连续的切换控制项。