【摘 要】
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四旋翼无人飞行器具有非线性、多变量、强耦合和不确定性等特点,通过以四旋翼无人飞行器作为研究对象,建立存在参数不确定性、模型不确定性和未知干扰的飞行器的动力学模型.采用反演方法设计,并构造了滑模面及李雅普诺夫函数,并导出了控制律.对所设计的控制律进行仿真,结果表明该方法有效.但是滑模控制也有它本身的缺点，作为一种不连续的控制方法，滑模控制需要不断进行逻辑切换，使系统运动在滑模面上，这就导致了抖振现象
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四旋翼无人飞行器具有非线性、多变量、强耦合和不确定性等特点,通过以四旋翼无人飞行器作为研究对象,建立存在参数不确定性、模型不确定性和未知干扰的飞行器的动力学模型.采用反演方法设计,并构造了滑模面及李雅普诺夫函数,并导出了控制律.对所设计的控制律进行仿真,结果表明该方法有效.但是滑模控制也有它本身的缺点，作为一种不连续的控制方法，滑模控制需要不断进行逻辑切换，使系统运动在滑模面上，这就导致了抖振现象的产生。常规的方法是采用准滑动模态方法、趋近律方法、滤波方法等。但以牺牲相应的控制性能为代价。因此，在保证控制精度的前提下，如何降低抖振现象是进行滑模控制面临的难题。
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