1.基于预设跟踪误差的四旋翼动态面积分滑模控制器，其特征在于：所述控制器是基于以下步骤实现的：

1)构造考虑外部扰动和未知参数的四旋翼动力学模型；

2)基于模糊逻辑系统的逼近器，使其逼近理想状态下四旋翼系统模型的控制输入；

3)引入切换控制，补偿模糊系统估计的输入与理想输入之间的误差,获得精确的实际控制输入；

4)将动态面控制与积分滑模控制相结合，设计出四旋翼自适应模糊动态面积分滑模控制器。

2.如权利要求1所述的四旋翼动态面积分滑模控制器，其特征在于：步骤1)含外部和参数并不确定情况下的四旋翼无人飞行器的数学模型如公式(1)所示；

其中 为状态变量，代表实际位置

信息和姿态角信息；Uχ，(χ＝1,2,3,4)是四个控制输入；dN，(N＝1,2,...,6)为外部扰动，并有如下定义：其中m为四旋翼的质量；Ωχ，(χ＝1,2,3,4)是飞行器四个旋翼的转速；lk是四旋翼几何中心到旋翼之间的距离(m)；Jx，Jy和Jz分别为四旋翼关于X，Y和Z轴的转动惯量；aμ，(μ＝1,

2,...,11)为四旋翼数学模型的参数，这些参数在实际过程中存在不确定性，在设计控制器的过程中，加入模糊系统对这些不确定项进行逼近，以保证系统的跟踪性能和鲁棒性；这些参数部分定义如下：其中x，y和z分为是四旋翼飞行时的位置分量(m)； θ和φ分别为四旋翼的翻滚角，俯仰角和偏航角(rad)；C(.)和S(.)代表的是cos(.)和sin(.)函数；Jx，Jy和Jz分别为OX,OY和OZ轴的转动惯量；Jr表示每个转子的转动惯量； 为四个旋子的转速差；

dx，dy，dz，dφ，dθ和 是相应的空气阻力系数。

3.如权利要求1所述的四旋翼动态面积分滑模控制器，其特征在于：步骤2)采用四旋翼无人飞行器的模糊逻辑系统的逼近器为：y(x)＝αTξ(x)       (4)其中，α∈Rn为可调权值向量，ξ(x)＝[ξ1(x),ξ2(x),...,ξN(x)]T为模糊基函数向量；模糊基函数选择为：n

其中， 为选用的高斯基函数作为模糊隶属度函数；则对紧密集Ω∈R内的任意连续函数f(x)，都可以用模糊逻辑系统对其进行逼近，f(x)＝α*Tξ(x)+ε(x)       (6)其中α*是权值向量α的最优值，ε(x)是逼近器的逼近误差，满足条件 是逼近误差的最大值且

4.如权利要求1所述的四旋翼动态面积分滑模控制器，其特征在于：步骤3)引用切换控制,来补偿模糊系统估计的输入与理想输入之间的误差；

当采用模糊系统逼近控制输入时，根据上述模糊逼近理论，存在最优模糊系统ufz来逼近理想输入u*，u*＝ufz(S,α)+ε＝αTξ+ε       (7)其中ε是逼近器的逼近误差，α为可调权值向量，ξ为模糊基函数，满足|ε|

为了使控制输入更加精确，采用切换控制率uvs来补偿u*和ufz之间的差值，其中 为E估计值，S为预选的积分滑模面，则总的控制控制输入为：u＝ufz+uvs        (9)。

5.如权利要求1所述的四旋翼动态面积分滑模控制器，其特征在于：步骤4)四旋翼自适应模糊动态面积分滑模控制器的设计，包含如下步骤：第一步：对于四旋翼位置系统方程，

定义位置误差：

ei＝xi-xid(i＝1,3,5)            (11)其中xid为x，y和z的预设位置轨迹，xi分别为x，y和z实际的位置轨迹；对ei进行求导，定义虚拟控制量 则其中cj为正常数， 为x，y和z的预设位置轨迹的导数；

为了解决多次求导引起的“微分爆炸”的问题，让虚拟控制量 通过下面的一阶滤波器得到新的状态变量x(i+1)d(i＝1,3,5)，作为xi+1(i＝1,3,5)的参考变量，其中x(i+1)d是滤波器的输出， 是滤波器的误差，τj为滤波器时间常数；定义以下积分滑模面：

其中ki和ki+1是任意正常数；

假设滑模控制是在理想的状态下，则Sj对时间的导数为,引入三个新的变量作为新的控制输入，

则

假设上述方程的扰动dj(j＝1,2,3)和参数aj(j＝1,2,3)都是已知的，则可以得到理想状态下的控制输入，因为实际情况下方程中的扰动dj(j＝1,2,3)和参数aj(j＝1,2,3)难以测量，理想情况下的控制输入难以得到，所以采用模糊系统的逼近能力对理想的控制输入 进行估计；

其中αj为可调权值向量；ξj为模糊基函数；εj是模糊系统估计误差，满足|εj|

2,3)，且Ej为模糊系统估计误差的上界；其中 为模糊系统估计的输入；采用切换控制率vjvs(j＝1,2,3)来补偿理想控制输入 和模糊系统估计的控制输入vjfz之间的差值，其中 是Ei的估计值，Sj为预选的积分滑模面，估计误差为 Sj为预选的积分滑模面，则可以得到实际的控制率为，vj＝vjfz+vjvs(j＝1,2,3)       (22)选择李雅普诺夫函数

其中ηj和ρj为正常量， 是αj的估计值， 为可调权值向量的估计误差；对上式求导则，且

所以

将上式(26)代入式(24)中，

则得到自适应率如下所示，然后代入切换控制率(21)，上式(27)则变为

为了使李雅普诺夫函数 切换控制的自适应率选择如下：则满足条件

由上式(17)可知，方程组中存在4个位置量x7，x9，x11和U1；通常情况下，x11d会作为参考信号提前给出；动态面积分滑模控制器会让x11快速地收敛为x11d；因此，上式(17)中的x11会被作为已知量并且被x11d所替代；这样未知变量就减少为三个，三个未知变量由下式表示，其中a＝cos(x11d),b＝sin(x11d)，由上式(32)得到翻滚角和俯仰角的参考轨迹x7d和x9d，以及四旋翼动力学模型中控制输入U1；

第二步：对于四旋翼姿态角系统方程，

定义姿态角误差：

eI＝xI-xId(I＝7,9,11)       (34)其中xId为翻滚角φ，俯仰角θ和偏航角 的预设姿态角轨迹，xI为翻滚角φ，俯仰角θ和偏航角 实际的姿态角轨迹；对eI进行求导，定义虚拟控制量 则

其中cJ为正常数， 为φ，θ和 的预设姿态角轨迹的导数；

为了解决多次求导引起的“微分爆炸”的问题，让虚拟控制量 通过下面的一阶滤波器得到新的状态变量x(I+1)d(I＝7,9,11)，作为xI+1(I＝1,3,5)的参考变量，其中x(I+1)d是滤波器的输出， 是滤波器误差，τj为滤波器时间常数；定义以下积分滑模面：

其中kI和kI+1是任意正常数；假设滑模控制是在理想的状态下，则SJ对时间的导数为,将公式(33)带入公式(39)中，则假设上述方程的扰动dJ(J＝1,2,3)和参数aσ(σ＝4,5,...,11)都是已知的，则可以得到理想状态下的控制输入，因为实际情况下方程中的扰动dJ(J＝1,2,3)和参数aσ(σ＝4,5,...,11)难以测量，理想情况下的控制输入难以得到，所以采用模糊系统的逼近能力对理想的控制输入进行估计；

其中αJ为可调权值向量；ξJ为模糊基函数；εJ是模糊系统估计误差，满足|εJ|

5,6)；EJ为模糊系统估计误差的上界；其中 为模糊系统估计的控制输入；采用切换控制率Unvs(n＝2,3,4)来补偿理想控制输入 和模糊系统估计的控制输入Unfz之间的差值，其中 是Ei的估计值，估计误差为 SJ为预选的积分滑模面；则可以得到实际的控制率为，Un＝Unfz+Unvs(n＝2,3,4)         (44)选择李雅普诺夫函数

其中ηJ和ρJ为正常量， 是αJ的估计值， 为可调权值向量的估计误差；对上式求导则，且

则

将上式(48)代入式(46)中，

则得到自适应率如下所示，然后代入切换控制率(43)，上式(49)则变为

为了使李雅普诺夫函数 切换控制的自适应率选择如下：则满足条件