1.一种针对姿态角控制输入饱和的姿态子系统控制器设计方法，针对四旋翼无人机姿态子系统，结合指数观测器和双幂次趋近率滑模控制方法设计基于指数观测器的双幂次趋近律滑模控制器；其特征在于，包括以下步骤：步骤1，姿态角控制输入饱和处理分析：四旋翼无人机飞行过程中，不可避免会有较大角度转弯，针对这种情况下姿态角控制输入饱和，必须采取方法进行饱和处理，为了增强系统的鲁棒性，将姿态角控制输入饱和及外部扰动看作总扰动增加到姿态子系统中；

步骤2，基于EO‑DSMC的姿态子系统控制器设计，具体做法是：将姿态角控制输入饱和看作可由指数观测器观测到的扰动，对总扰动设计指数观测器进行干扰观测，将观测器观测到的干扰在滑模控制中进行补偿，由于滑模控制存在的抖振缺陷，考虑双幂次趋近律削弱抖振，在设计滑模控制器时结合观测器干扰和双幂次趋近率设计得到基于指数观测器的双幂次趋近律滑模控制器。

2.根据权利要求1所述的针对姿态角控制输入饱和的姿态子系统控制器的设计方法，其特征在于，所述的步骤1中的处理后的总扰动为di(i＝1,2,3)。

3.根据权利要求1所述的针对姿态角控制输入饱和的姿态子系统控制器的设计方法，其特征在于，所述的增加总扰动之后的姿态子系统为：其中，φ,θ,ψ分别表示四旋翼无人机的滚转角、俯仰角和偏航角， 为其一阶导数，为其二阶导数；u2,u3,u4表示虚拟控制输入；Ki(i＝4,5,6)代表阻力系数；l为旋翼中心到机体几何中心的距离；Ix,Iy,Iz分别表示三个轴的转动惯量。

4.根据权利要求1所述的针对姿态角控制输入饱和的姿态子系统控制器的设计方法，其特征在于，所述的步骤2中基于指数观测器的双幂次趋近率律滑模控制器的设计，具体步骤为：

步骤2.1，将姿态角控制输入饱和看作可由指数观测器观测到的扰动，针对具有扰动的四旋翼无人机姿态子系统模型，设计指数观测器，对姿态子系统中的总扰动进行干扰观测；

所设计的指数观测器为：

其中，表示四旋翼无人机的滚转角一阶导数，u2表示虚拟控制输入；K4代表阻力系数；l为旋翼中心到机体几何中心的距离；Ix分别表示X轴的转动惯量，μ是观测器中的定义的辅助参数向量， 是其一阶导，需满足： n是辅助参数向量的系数； 是滚转角对应的干扰估计值；

步骤2.2，采用滑模控制补偿观测器所观测到的干扰，由于滑模控制存在抖振缺陷，且抖振的危害性较大，在EO‑DSMC控制器设计中加入双幂次趋近率，可削弱抖振，对所设计的基于指数观测器的双幂次趋近率滑模控制器再结合滑模函数和双幂次趋近率设计控制率，得到姿态子系统虚拟控制输入u2,u3,u4，通过姿态子系统得到姿态角输出，可实现控制无人机姿态，达到控制四旋翼无人机的目的。

5.根据权利要求3所述的针对姿态角控制输入饱和的姿态子系统控制器的设计方法，其特征在于，所述的步骤2.2，具体做法是：将指数观测器观测到的干扰在滑模控制中进行补偿，设计滑模面为：其中，c1为滑模面参数，且c1＞0；滚转角误差为φe，且φe＝φ‑φd其一阶导为 φd表示期望滚转角值；

对滑模函数求一阶导得：

其中，φ表示四旋翼无人机的滚转角， 分别为滚转角的一阶导数和二阶导数，u2表示虚拟控制输入；K4代表阻力系数；l为旋翼中心到机体几何中心的距离；Ix分别表示X轴的转动惯量，c1为滑模面参数，且c1＞0；滚转角误差为φe，且φe＝φ‑φd其一阶导为 φd表示期望滚转角值；d1表示总扰动；

由于滑模控制存在抖振缺陷，考虑在EO‑DSMC控制器设计中加入双幂次趋近率，双幂次趋近律表达式为：

其中，s为滑模面函数；为滑模面函数的一阶导；α,β分别为趋近率系数，k1,k2分别为双幂次趋近率幂指数参数，需满足：α＞0,β＞0,k1＞0,0＜k2＜1；符号函数为sgn(s)；

结合观测器以及公式(4)和公式(5)，得到基于指数观测器的双幂次趋近率滑模控制器的滚转角控制率为：

削弱抖振再结合准滑动模态法，用饱和函数sat(s)代替符号函数sgn(s)，因此，基于指数观测器的双幂次趋近率滑模控制器设计四旋翼无人机姿态子系统的控制率为：其中，u2,u3,u4表示虚拟控制输入；ci(i＝1,2,3)为滑模面参数，且ci＞0；φ,θ,ψ分别表示四旋翼无人机的滚转角、俯仰角和偏航角， 为其一阶导数， 为其二阶导数；Ki(i＝4,5,6)代表阻力系数；l为旋翼中心到机体几何中心的距离；Ix,Iy,Iz分别表示三个轴的转动惯量； 是三个姿态角对应的干扰估计值；s为滑模面函数；为滑模面函数的一阶导；αi,βi(i＝1,2,3)分别为三个姿态角的趋近率系数，km,kn(m＝1,3,5；n＝2,4,

6)分别为三个姿态角的双幂次趋近率幂指数参数，需满足：αi＞0,βi＞0,km＞0,0＜kn＜1；

sat(s)为饱和函数。