技术特征：
1.主动变形四旋翼飞行器自抗扰飞行控制方法，其特征在于，包括以下步骤：s1、根据主动变形四旋翼飞行器的两种变形方式，对主动变形四旋翼飞行器进行结构设计；s2、根据步骤s1中所设计的主动变形四旋翼飞行器结构，推导动态变形时机体重心位置、惯量矩阵参数的变化；s3、根据步骤s1、s2推导出主动变形四旋翼飞行器的动力学模型和控制分配形式；s4、根据步骤s3中所建立的主动变形四旋翼飞行器的动力学模型，设计位姿自抗扰飞行控制器。2.根据权利要求1所述的主动变形四旋翼飞行器自抗扰飞行控制方法，其特征在于，步骤s1中两种变形方式为：(a)机臂伸缩，即通过伸缩舵机使机臂进行伸缩变形，以改变机臂长度；(b)机臂折叠，通过旋转舵机使机臂绕机体系z
b
轴进行折叠变形，即改变δ
i
，其中，δ
i
表示第i个机臂绕机体系z
b
轴旋转的角度，i＝1...4；其四个机臂可以单独或组合进行变形。3.根据权利要求1所述的主动变形四旋翼飞行器自抗扰飞行控制方法，其特征在于，步骤s2具体为：主动变形四旋翼飞行器机体重心与机体系坐标原点的偏移量r
cog
∈r3表示如下：；其中，m
body
表示机体的质量，m
arm
表示机臂的质量，m
mot
表示旋翼的质量，m
rot
表示电机的质量，m
elo
表示伸缩舵机的质量，r
body
表示机体系坐标原点到机体的矢径，r
arm,i
表示机体系坐标原点到ith机臂的矢径，r
mot,i
表示机体系坐标原点到ith旋翼的矢径，r
rot,i
表示机体系坐标原点到ith电机的矢径，r
elo,i
表示机体系坐标原点到ith伸缩舵机的矢径，ith表示第i个，i＝1...4。对于主动变形四旋翼飞行器机体惯量矩阵i
b
，各部分惯量矩阵计算式如下：；其中，i
body
表示机体的惯量矩阵，i
mot
表示旋翼的惯量矩阵，i
rot
表示电机的惯量矩阵，
表示第i个机臂的惯量矩阵，表示第i个机臂上的伸缩舵机的惯量矩阵，l
body
、h
body
分别为包含旋转舵机在内的机体的长宽和高；l
arm,i
、w
arm
、h
arm
分别为机臂的长、宽、高；r
mot
、h
mot
分别为旋翼的半径和高；r
rot
、h
rot
分别为电机的半径和高；l
elo
、w
elo
、h
elo
分别为伸缩舵机的长、宽、高。电机、旋翼、机臂和伸缩舵机在主动变形四旋翼飞行器进行折叠变形时，它们的惯量矩阵也必须进行重新计算，引入旋转矩阵对它们进行重新表示：；其中，i
arm,i
表示ith机臂的惯量矩阵，i
elo,i
表示ith伸缩舵机的惯量矩阵，r
z
(δ
i
)表示旋转矩阵，r
z
(δ
i
)
t
表示旋转矩阵的转置；其中，旋转矩阵表达如下：；其中，表示cosδ
i
，表示sinδ
i
；惯量矩阵i
b
计算式表示为：4.根据权利要求1所述的主动变形四旋翼飞行器自抗扰飞行控制方法，其特征在于，步骤s3具体为：根据牛顿-欧拉方程，得到主动变形四旋翼飞行器的平移动力学模型为：；上式中m表示机体总质量，即m＝m
body
+4m
arm
+4m
mot
+4m
rot
+4m
elo
，f
e
表示主动变形四旋翼飞行器系统受力总和，通过下式计算：；；；；其中，n
i
是第i旋翼的转速，k
f
>0是旋翼的升力系数，g
e
表示重力，f
te
表示旋翼产生的升
力，表示风扰力，d
e
表示空气阻力，
e
r
b
表示从机体系旋转到地球固连坐标系的旋转矩阵，t
i
表示机体系下第i个旋翼产生的升力，c表示空气阻力系数，s
air
表示迎风面积，v
air
表示飞行器与空气的相对速度，即表示飞行器与空气的相对速度，即表示风速，v
e
表示飞行器速度。主动变形四旋翼飞行器的转动动力学模型为：；其中，i
b
是主动变形四旋翼飞行器的惯量矩阵，ω
b
表示机体系下三轴欧拉角速度，表示机体系下三轴欧拉角加速度，m
b
表示系统所受力矩，通过下式计算：；；；；；；其中，为旋翼升力所产生力矩，为旋翼旋转反扭矩，为系统陀螺效应项，为风扰力矩，为重力矩，l
i
代表第i个旋翼的升力作用点在机体系下的坐标矢量，j
p
为陀螺力矩系数，
b
r
e
为地球固连坐标系旋转到机体系的旋转矩阵，k
m
为反扭矩系数，为
第i个旋翼产生的风扰力；综合上述平移动力学模型和转动动力学模型，可得主动变形四旋翼飞行器的动力学模型：；其中，表示地球固连坐标系下三轴加速度，和分别代表旋翼产生的力和力矩。主动变形四旋翼飞行器系统输入力，输入力矩，旋翼转速描述为：或；其中，表示旋翼产生的驱动力，表示旋翼产生的驱动力矩，n
i2
(i＝1...4)表示第i个旋翼的转速平方；c为控制效率矩阵，c-1
为控制分配矩阵，表示第i个机臂绕机体系z
b
轴旋转的角度，和分别为sin(α
i
)和cos(α
i
)，l
i
(i＝1...4)表示第i个机臂长度，k
f
表示升力系数，k
m
表示旋翼电机的反扭矩系数；其中，即是控制效率矩阵；；其中，s
(
·
)
表示sin(
·
)，c
(
·
)
表示cos(
·
)。5.根据权利要求1所述的主动变形四旋翼飞行器自抗扰飞行控制方法，其特征在于，步骤s4具体为：将主动变形四旋翼飞行器系统动力学模型中的6个状态即三轴位置和三轴角度，视作6个通道，通过自抗扰控制adrc将系统各通道之间耦合与变形引起的参数摄动当作内部扰动处理，采用扩张状态观测器eso估计并补偿系统内外扰动实现各通道状态解耦，并且引入虚拟控制量实现系统控制解耦，从而将系统描述形式从mimo转换为六个siso系统的组合；表示如下：
；其中：s
i
(
·
)为不确定项，和分别是系统所受外部扰动和变形产生的扰动。表示x方向上位置、速度、加速度；表示y方向上位置、速度、加速度；表示z方向上位置、速度、加速度；表示滚转角、滚转角速度、滚转角加速度；表示俯仰角、俯仰角速度、俯仰角加速度；表示偏航角、偏航角速度、偏航角加速度；(p,q,r)表示机体三轴角速度。(b1,b2,b3)是大小在附近的可调参数，(b4,b5,b6)是大小分别在附近的可调参数，i
xx
、i
yy
、i
zz
分别是主动变形四旋翼飞行器x、y、z轴转动惯量值，(u1,u2,u3,u4,u5,u6)是引入的虚拟控制量；控制律采用内外环策略，内环为姿态控制，外环为位置控制，引入控制量(u1,u2,u3,u4)分别代表总升力期望值和绕机体系三轴的转动力矩期望值。位置实际值(x,y,z)和位置期望值(x
d
,y
d
,z
d
)作为外环位置adrc控制律的输入，输出滚转角和俯仰角期望值(φ
d
,θ
d
)以及u1姿态实际值(φ,θ,ψ)和姿态期望值(φ
d
,θ
d
,ψ
d
)作为内环姿态adrc控制律输入，输出为(u2,u3,u4)；最后(u1,u2,u3,u4)经过控制分配得到电机期望转速其中，虚拟控制量(u1,u2,u3,u4,u5,u6)与(u1,φ
d
,θ
d
)和(u2,u3,u4)之间的转换关系式分别为：；；
；式中，s
φ
表示sinφ，c
φ
表示cosφ，c
θ
表示cosθ，t
θ
表示tanθ，s
ψ
表示sinψ，c
ψ
表示cosψ，表示cosφ
d
；俯仰角θ的姿态adrc控制律设计过程为：1)设计跟踪微分器td，以给定信号期望俯仰角θ
d
作为参考输入安排过渡过程：；其中，e是实际俯仰角与期望俯仰角的差值，v1是跟踪微分器td从初值到θ
d
的过渡量，v2是v1导数值，参数(r,h)分别为快速因子和滤波因子；2)设计扩张状态观测器eso，以系统输出俯仰角θ和控制输入u5用于实时观测系统状态和所受扰动：；其中，(z1,z2)跟踪z3估计总扰动s5，(β
01
,β
02
,β
03
)是一组可调参数；3)设计非线性误差反馈律nlsef，计算u0并和扰动补偿组合计算出控制量u5：；其中，参数(r,h,c)为可调参数，最速跟踪控制综合函数fhan(x1,x2,r,h)和非线性函数fal(e,α,δ)表达式如下：；
；其中，δ>0，φ和ψ通道控制律设计与θ通道相同；位置adrc控制律设计过程中，位置三通道的td、eso和nlsef的设计都与θ通道所设计的相同，唯一不同点在于z通道nlsef采用的是如下形式：；其中，(k1,k2)为可调参数。