控制航行姿态的依据就是航姿传感器输出的信号。航姿传感器至少包括倾角传感器和角速度传感器。而倾角传感器可以利用三轴加速度传感器间接实现。既然是加速度传感器，那么它输出的信号表征的是当前三个轴向的加速度值，如果飞行器在空间中保持静止，那么加速度值通过简单的换算就可以得到真实的倾角参数。

但是飞行器在空间中是不可能时刻保持静止不动的，譬如在侧风的影响下，飞行器可能会向某一个方向偏离，那么此时即使飞行器确实保持水平，但三轴加速度传感器的输出仍会偏离中心值，造成控制核心的误判。

为避免这种情况的出现，则需要引入三轴角速度传感器和超声测距仪，利用三个轴向上的角速度和Z轴方向上的加速度以及实时高度的变化率对X、Y轴方向上的加速度进行校正，从而得出真实的倾角信息。传感器的输出信号经过模拟放大和模拟滤波之后送入AD变换电路转换为数字信号送入MCU(Microprocessor Control Unit )，由MCU进行包括但不仅限于kalman滤波等的数字信号处理，再依据MCU中的整套航姿控制算法得出控制量，送入专司电机控制的MCU中对电机进行实时控制，同时要避免各传感器间结果的冲突乃至矛盾。

四旋翼飞行器采用四个旋翼作为飞行的直接动力源，旋翼对称分布在机体的前后、左右四个方向，四个旋翼处于同一高度平面，且四个旋翼的结构和半径都相同，旋翼1 和旋翼3 逆时针旋转，旋翼2 和旋翼4 顺时针旋转，四个电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间空间安放飞行控制计算机和 外部设备。

典型的传统直升机配备有一个主转子和一个尾浆。他们是通过控制舵机来改变螺旋桨的桨距角，从而控制直升机的姿态和位置。四旋翼飞行器与此不同，是通过调节四个电机转速来改变旋翼转速，实现升力的变化，从而控制飞行器的姿态和位置。由于飞行器是通过改变旋翼转速实现升力变化，这样会导致其动力不稳定，所以需要一种能够长期确保稳定的控制方法。四旋翼飞行器是一种六自由度的垂直起降机，因此非常适合静态和准静态条件下飞行。但是四旋翼飞行器只有四个输入力，同时却有六个状态输出，所以它又是一种欠驱动系统。

四旋翼飞行器的结构形式如图1所示，电机1 和电机3 逆时针旋转的同时，电机2 和电机4 顺时针旋转，因此当飞行器平衡飞行时，陀螺效应和空气动力扭矩效应均被抵消。与传统的直升机相比，四旋翼飞行器有下列优势:各个旋翼对机身所施加的反扭矩与旋翼的旋转方向相反，因此当电机1 和电机3 逆时针旋转的同时，电机2 和电机4 顺时针旋转，可以平衡旋翼对机身的反扭矩。