四旋翼飛行器采用四個(gè)旋翼作為飛行的直接動(dòng)力源，旋翼對(duì)稱(chēng)分布在機(jī)體的前后、左右四個(gè)方向，四個(gè)旋翼處于同一高度平面，且四個(gè)旋翼的結(jié)構(gòu)和半徑都相同，旋翼1 和旋翼3 逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，旋翼2 和旋翼4 順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，四個(gè)電機(jī)對(duì)稱(chēng)的安裝在飛行器的支架端，支架中間空間安放飛行控制計(jì)算機(jī)和外部設(shè)備。

　　典型的傳統(tǒng)直升機(jī)配備有一個(gè)主轉(zhuǎn)子和一個(gè)尾漿。他們是通過(guò)控制舵機(jī)來(lái)改變螺旋槳的槳距角，從而控制直升機(jī)的姿態(tài)和位置。四旋翼飛行器與此不同，是通過(guò)調(diào)節(jié)四個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速來(lái)改變旋翼轉(zhuǎn)速，實(shí)現(xiàn)升力的變化，從而控制飛行器的姿態(tài)和位置。由于飛行器是通過(guò)改變旋翼轉(zhuǎn)速實(shí)現(xiàn)升力變化，這樣會(huì)導(dǎo)致其動(dòng)力不穩(wěn)定，所以需要一種能夠長(zhǎng)期確保穩(wěn)定的控制方法。四旋翼飛行器是一種六自由度的垂直起降機(jī)，因此非常適合靜態(tài)和準(zhǔn)靜態(tài)條件下飛行。但是四旋翼飛行器只有四個(gè)輸入力，同時(shí)卻有六個(gè)狀態(tài)輸出，所以它又是一種欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)。

　　控制航行姿態(tài)的依據(jù)就是航姿傳感器輸出的信號(hào)。航姿傳感器至少包括傾角傳感器和角速度傳感器。而傾角傳感器可以利用三軸加速度傳感器間接實(shí)現(xiàn)。既然是加速度傳感器，那么它輸出的信號(hào)表征的是當(dāng)前三個(gè)軸向的加速度值，如果飛行器在空間中保持靜止，那么加速度值通過(guò)簡(jiǎn)單的換算就可以得到真實(shí)的傾角參數(shù)。

　　但是飛行器在空間中是不可能時(shí)刻保持靜止不動(dòng)的，譬如在側(cè)風(fēng)的影響下，飛行器可能會(huì)向某一個(gè)方向偏離，那么此時(shí)即使飛行器確實(shí)保持水平，但三軸加速度傳感器的輸出仍會(huì)偏離中心值，造成控制核心的誤判。為避免這種情況的出現(xiàn)，則需要引入三軸角速度傳感器和超聲測(cè)距儀，利用三個(gè)軸向上的角速度和Z軸方向上的加速度以及實(shí)時(shí)高度的變化率對(duì)X、Y軸方向上的加速度進(jìn)行校正，從而得出真實(shí)的傾角信息。傳感器的輸出信號(hào)經(jīng)過(guò)模擬放大和模擬濾波之后送入AD變換電路轉(zhuǎn)換為數(shù)字信號(hào)送入MCU（Microprocessor Control Unit ），由MCU進(jìn)行包括但不僅限于kalman濾波等的數(shù)字信號(hào)處理，再依據(jù)MCU中的整套航姿控制算法得出控制量，送入專(zhuān)司電機(jī)控制的MCU中對(duì)電機(jī)進(jìn)行實(shí)時(shí)控制，同時(shí)要避免各傳感器間結(jié)果的沖突乃至矛盾。