1.一种考虑四旋翼飞行器执行器故障的积分反步滑模姿态控制方法，其特征在于：所述控制方法包括以下步骤：步骤1，建立四旋翼飞行器系统的姿态动力学模型，初始化系统状态、采样时间以及控制参数，过程如下：

1.1在考虑四旋翼飞行器执行器故障的情况下，基于欧拉公式，从受力角度分析四旋翼飞行器，其姿态运动学表达式及其转动过程的动态模型表达式为：其中，η表示姿态角矩阵，表示η的一阶导数，J表示四旋翼飞行器转动惯量矩阵，Ω表示四旋翼飞行器姿态角速度矩阵， 表示Ω的一阶导数，×表示矩阵的叉乘，D表示四旋翼飞行器执行器效率矩阵，u表示四旋翼飞行器控制器输入矩阵；

将式(1)代入式(2)：其中，表示η的二阶导数；

展开式(3)：

其中，Jx、Jy、Jz分别为机体坐标系下，x、y、z轴转动惯量的分量，φ、θ、ψ分别表示翻滚角、俯仰角和偏航角， 分别表示翻滚角、俯仰角以及偏航角的一阶导数，分别表示翻滚角、俯仰角以及偏航角的二阶导数，ux、uy、uz分别表示四旋翼飞行器x、y、z轴的控制器输入，δ1、δ2、δ3分别表示四旋翼飞行器x、y、z轴执行器的工作效率，当δi＝1时，执行器无故障，当0＜δi＜1时，执行器部分发生故障，但仍能继续工作，其中，i＝1，2，3；

步骤2，计算四旋翼飞行器姿态角的误差，设计滑模面使姿态角收敛，过程如下：

2.1定义姿态角跟踪误差e：e＝ηd‑η             (5)T

其中，ηd＝[φd，θd，ψd]表示期望姿态角，φd、θd、ψd分别表示期望翻滚角、期望俯仰角和期望偏航角；

定义滑模面s：

s＝e+KI∫edt            (6)

3×3

其中，KI∈R 为正定对角积分系数矩阵；

式(6)的一阶导数为：

2.2设计李雅普诺夫函数V1为：式(8)的一阶导数为：其中， 表示ηd的一阶导数，虚拟控制律α1的表达式为：

3×3

其中，k11∈R 为正定对角矩阵；

式(10)的一阶导数为：令h的表达式为：

式(12)的一阶导数为：将式(12)代入式(9)：将式(10)代入式(12)：将式(15)移项：

将式(10)代入式(14)：步骤3，基于四旋翼飞行器姿态动力学模型，根据已设计的滑模面，在考虑四旋翼飞行器执行器故障的情况下，设计积分反步滑模姿态控制器，过程如下：

3.1考虑式(3)，积分反步滑模姿态控制器u被设计为：

3×3

其中， 表示ηd的二阶导数，k22∈R 为正定对角矩阵，ε为一个正实数；

为减少抖振引入饱和函数sat(h)，其定义为：其中，||h||表示h的范数，Δ为一个正实数；

由式(19)得：

则式(20)是正定的；

3.2设计李雅普诺夫函数V2为：式(21)的一阶导数为：将式(17)代入式(22)：将式(13)代入式(23)：将式(11)代入式(24)：将式(16)代入式(25)：将式(3)代入式(26)：将式(18)、式(19)代入式(27)：因此，s、h能够收敛到零；

由于s能够收敛到零，考虑式(6)，可知姿态角跟踪误差e能够收敛到零，表明系统是稳定的。