1.一种四旋翼无人机系统的增强型指数趋近律滑模控制方法，包括以下步骤：步骤1，确定从基于四旋翼无人机的机体坐标系到基于地球的惯性坐标系的转移矩阵；

其中ψ、θ、φ分别是无人机的偏航角、俯仰角、翻滚角，表示无人机绕依次惯性坐标系各轴旋转的角度，Tψ表示ψ的转移矩阵，Tθ表示θ的转移矩阵，T表示φ的转移矩阵；

步骤2，根据牛顿欧拉公式分析无人机动力学模型；

2.1，平动过程中有：

其中x、y、z分别表示无人机在惯性坐标系下的位置，m表示无人机的质量，g表示重力加速度，mg表示无人机所受重力，四个旋翼产生的合力Ur；

2.2，转动过程中有：

其中τx、τy、τz分别代表机体坐标系上的各轴力矩分量，Ixx、Iyy、Izz分别代表机体坐标系上的各轴转动惯量分量，×表示叉乘，wp、wq、wr分别代表机体坐标系上的各轴姿态角速度分量， 分别代表机体坐标系上的各轴姿态角加速度分量；

考虑到无人机一般处于低速飞行或者悬停状态下，姿态角变化较小，认为则转动过程中式(3)表示为式(4)联立式(1)，(2)，(4)，得到无人机的动力学模型如式(5)所示其中

Ux、Uy、Uz分别为三个位置控制器的输入量；

2.3，根据式(5)，对位置姿态关系进行解耦计算，结果如下：其中φd为φ的期望信号值，θd为θ的期望信号值，ψd为ψ的期望信号值，arcsin函数是反正弦函数，arctan函数是反正切函数；

步骤3，在每一个采样时刻，计算位置的跟踪误差、位置滑模面及其一阶导数，根据式(6)解耦出合外力Ur和姿态角的期望值φd、θd、计算姿态角的跟踪误差、姿态角的滑模面及其一阶导数，设计出位置控制器和姿态角控制器，过程如下：

3.1，定义位置跟踪误差及其一阶微分和二阶微分：ei＝Xi-Xid、

其中i＝1、2、3，X1＝x，X2＝y，X3＝z，X1d表示x的期望信号，X2d表示y的期望信号，X3d表示z的期望信号，e1表示x的位置跟踪误差，e2表示y的位置跟踪误差，e3表示z的位置跟踪误差；

3.2，定义位置的滑模面：

其中ci为正常数，s1为x的滑模面，s2为y的滑模面，s3为z的滑模面；

3.3，分别对式(8)两边进行求导，得滑模面的一阶导数为把式(7)代入式(9)，得到

把式(5)代入式(10)，得到

其中U1＝Ux，U2＝Uy，U3＝Uz；

3.4，选择趋近律滑模

其中 0<δi<1，γi>0，pi为正整数，k1i>0，k2i>0，0<βi<1，αi>

1，sign函数为符号函数；

联立式(10)、式(11)，得到位置控制器的输入：

3.5，根据式(6)解耦出合外力Ur，和姿态角的期望值φd、θd，定义姿态角的跟踪误差及其一阶微分和二阶微分：sj＝Xj-Xjd、

其中j＝4、5、6，X4＝φ，X5＝θ，X6＝ψ，X4d表示φ的期望信号，X5d表示θ的期望信号，X6d表示ψ的期望信号，e4表示φ的跟踪误差，e5表示θ的跟踪误差，e6表示ψ的跟踪误差；

3.6，定义姿态角的滑模面：

其中cj为正常数，s4为φ的滑模面，s5为θ的滑模面，s6为ψ的滑模面；

3.7，分别对式(14)两边进行求导，得姿态角的滑模面的一阶导数为把式(13)代入式(15)，得到

把式(5)代入式(16)，得到

其中Uj为姿态角控制器的输入，U4＝τx，U5＝τy，U6＝τz,B4(x)＝b1，B5(x)＝b2，B5(x)＝b3；

3.8，选择趋近律滑模

其中 0<δj<1，γj>0，pj为正整数，k1j>0，k2j>0，0<βj<1，αj>1；

联立式(17)、式(18)，得到姿态角控制器的输入：

2.如权利要求1所述的一种四旋翼无人机系统的增强型指数趋近律滑模控制方法，其特征在于：所述增强型趋近律滑模控制方法还包括以下步骤：步骤4，证明滑动模态可以在有限时间到达平衡零点附近，同时验证增强型指数趋近律的到达时间小于传统指数趋近律的到达时间，过程如下：

4.1，设计李雅普诺夫函数 对此函数两边进行求导，得：其中 0<δ<1，γ>0，p为正整数，s为滑模面，1>β>0，α>1，k1>0，k2>0，

由于D(s)>0，则 因此根据滑模可达性，滑动模态可在有限时间内到达平衡点附近；

4.2与传统指数趋近律滑模控制方法比较到达时间，过程如下：增强型指数趋近律

若 即趋近律为传统指数趋近律时，得式(19)其中tr为到达时间；

因为D(s)在(δ，1)之间变化，在增强型指数趋近律中，系数k1在 中变化，k2在中变化，从式(19)看出，增强型指数趋近律的最小值为下式(20)因此，增强型指数趋近律的到达时间比传统指数趋近律的到达时间更短。