1.一种四旋翼无人机姿态抗扰控制方法，其特征在于，包括：获取当前四旋翼无人机的横滚角、俯仰角、偏航角；

将横滚角、俯仰角、偏航角输入预先设计的滑模抗扰控制器获得控制输入量，根据控制输入量控制四旋翼无人机的飞行姿态；

其中，所述滑模抗扰控制器的设计方法为：采用Delta算子离散化预先构建的四旋翼无人机姿态控制系统，获得离散化的四旋翼无人机姿态控制系统各子系统的状态方程；

根据离散化的四旋翼无人机姿态控制系统各子系统的状态方程，获取包含系统内部不确定性、外部干扰项的总扰动和总扰动误差；

根据总扰动误差，获取使四旋翼无人机姿态控制系统滑模面接近平衡状态的变速趋近律；

根据变速趋近律和总扰动，获取滑模抗扰控制器；

所述滑模抗扰控制器为：

其中，δ为Delta算子运算；

Si＝[qi 1]，Si、pi、qi、ε和ci均是正的可调参数；

σi(k)为四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的滑模面；

ui(k)为经Delta算子离散化后的四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的控制输入量；

Ai为经Delta算子变化后的四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的系统矩阵；

Bi为经Delta算子变化后的四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的控制输入向量；

xi(k)为经Delta算子离散化后的四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的状态变量；

为di(k)的估计值，di(k)为经Delta算子离散化后的四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统中包含内部不确定性和外部干扰项的总扰动向量；

是δdi(k)的估计值；

sig、sgn为函数符号，‖xi(k)‖为xi(k)的范数；

i＝1，2，3。

2.根据权利要求1所述的四旋翼无人机姿态抗扰控制方法，其特征在于，所述四旋翼无人机姿态控制系统为：其中：

和 分别是四旋翼无人机的横滚角速度、俯仰角速度、偏航角速度；

和 分别是四旋翼无人机的横滚角加速度、俯仰角加速度、偏航角加速度；

J1、J2和J3代表无人机绕机体坐标系x、y、z轴的转动惯量；K1、K2和K3是阻力系数；d1(t)、d2(t)和d3(t)是包含内部不确定性和外部干扰项的总扰动向量；u1(t)、u2(t)和u3(t)代表四旋翼无人机的控制输入量；l代表旋翼轴心到机体中心的距离。

3.根据权利要求1所述的四旋翼无人机姿态抗扰控制方法，其特征在于，四旋翼无人机姿态控制系统各子系统的状态方程为：其中：

是四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的状态变量xi(t)的一阶导数；

ui(t)是四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的控制输入量；

是四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的系统矩阵；

是四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的控制输入向量；

di(t)是四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统中包含内部不确定性和外部干扰项的总扰动向量；

i＝1、2、3。

4.根据权利要求1所述的四旋翼无人机姿态抗扰控制方法，其特征在于，离散化的四旋翼无人机姿态控制系统各子系统的状态方程为：其中，

δ表示Delta算子运算；

Ai为经Delta算子变化后的四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的系统矩阵；Ai11为Ai中的第一行第一列；Ai12为Ai中的第一行第二列；Ai21为Ai中的第二行第一列；Ai22为Ai中的第二行第二列；

Bi为经Delta算子变化后的四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的控制输入向量；

Bi2为Bi中的第二行第一列；

xi(k)为经Delta算子离散化后的四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的状态变量；

xi1(k)为xi(k)中的第一行第一列；xi2(k)为xi(k)中的第二行第一列；

ui(k)为经Delta算子离散化后的四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的控制输入量；

di(k)为经Delta算子离散化后的四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统中包含内部不确定性和外部干扰项的总扰动向量；

i＝1，2，3。

5.根据权利要求1所述的四旋翼无人机姿态抗扰控制方法，其特征在于，根据离散化的四旋翼无人机姿态控制系统各子系统的状态方程，获取包含系统内部不确定性、外部干扰项的总扰动和总扰动误差，包括：根据离散化的四旋翼无人机姿态控制系统各子系统的状态方程，构建扩张扰动观测器；

根据扩张扰动观测器，获取包含系统内部不确定性、外部干扰项的总扰动和总扰动误差。

6.根据权利要求5所述的四旋翼无人机姿态抗扰控制方法，其特征在于，所述扩张扰动观测器为：其中， 为di(k)的估计值，di(k)为经Delta算子离散化后的四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统中包含内部不确定性和外部干扰项的总扰动向量；

Li1为观测器系数；

Pi1为辅助变量；

xi(k)为经Delta算子离散化后的四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的状态变量；

xi1(k)为xi(k)中的第一行第一列；

i＝1，2，3。

7.根据权利要求1所述四旋翼无人机姿态抗扰控制方法，其特征在于，所述变速趋近律为：其中，σi(k)为四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的滑模面；

δ为Delta算子运算；

Si＝[qi 1]，Si、pi、qi、ε和ci均是正的可调参数；

xi(k)为经Delta算子离散化后的四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的状态变量；

Bi为Delta算子变化后的四旋翼无人机姿态控制系统第i个子系统的控制输入向量；

为总扰动误差；

i＝1，2，3。