TWI578124B

TWI578124B - 多旋翼飛行器及其控制方法

Info

Publication number: TWI578124B
Application number: TW104138932A
Authority: TW
Inventors: 張智銘; 楊光勳; 伏和中; 呂英誠; 邱志明
Original assignee: 財團法人金屬工業研究發展中心
Priority date: 2015-11-24
Filing date: 2015-11-24
Publication date: 2017-04-11
Also published as: TW201719308A

Description

多旋翼飛行器及其控制方法

本發明是有關於一種飛行器的控制方法，且特別是有關於一種基於非李普西茲（non-Lipschitzian）特性的多旋翼飛行器及其控制方法。

隨著科技的快速發展，最初用於軍事領域的無人機（或稱無人飛機系統（Unmanned Aircraft System，UAS）、無人飛行載具（Unmanned Aerial Vehicle，UAV）等）亦隨著開發成本下降，而促使各大電子公司近年來積極投入該市場。運送貨物、食品及運動攝影等諸多應用，都是各大電子公司近期所欲嘗試應用於無人機上的。無人機市場可望帶來大量工作機會，且其經濟產值更是無可限量。

另一方面，市面上無人機多數是採用多旋翼飛行器的設計。多旋翼飛行器具有機動性強、設計簡單、高安全性等特點，進而適用於近地面環境中進行監視、偵察、探勘、運輸等作業。一般而言，飛行器姿態的改變可改變飛行器的飛行方向，更藉以改變推力方向及大小。然而，現有多旋翼飛行器大多存在高度非線性與耦合等特點，以使得系統控制器之設計極具挑戰，且參數不確定對多旋翼飛行器之動態行為造成不少影響。

本發明提供一種多旋翼飛行器及其控制方法，其基於微分方程式的收斂特性，對多旋翼飛行器中驅動旋翼的控制增益（control gain）進行調整，從而達到快速穩定且強健性加的效果。

本發明提供一種控制方法，其適用於一多旋翼飛行器，且包括下列步驟。取得多旋翼飛行器的當前運動資訊。依據當前運動資訊而透過增益調整函數調整至少一個控制增益，從而透過控制增益控制多旋翼飛行器的至少一個旋翼。而此增益調整函數符合非李普西茲特性。

在本發明的一實施例中，上述依據當前運動資訊而透過增益調整函數調整控制增益之後，更包括下列步驟。依據當前運動資訊及控制增益，透過姿態估測函數調整目標姿態參數。此姿態估測函數為、。

在本發明的一實施例中，上述依據當前運動資訊而透過增益調整函數調整控制增益之前，更包括下列步驟。定義誤差函數。此誤差函數為， b為實數，且誤差函數符合非李普西茲特性。

在本發明的一實施例中，上述的當前運動資訊更包括當前位置，而取得多旋翼飛行器的當前運動資訊包括下列步驟。透過至少一種慣性導航元件取得當前位置、當前傾仰角、當前水平旋轉角及當前左右搖擺角。

另一觀點而言，本發明提供一種多旋翼飛行器，其包括至少一組旋翼、至少一個慣性導航元件及一處理單元。這些旋翼分別受至少一個控制增益來控制。慣性導航元件用以取得多旋翼飛行器的當前運動資訊。處理單元耦接旋翼及慣性導航元件。處理單元透過慣性導航元件取得多旋翼飛行器的當前運動資訊，且依據當前運動資訊而透過增益調整函數調整控制增益。而此增益調整函數符合非李普西茲特性。

在本發明的一實施例中，上述的非李普西茲特性表示函數之收斂值僅為零值，且收斂值收斂至零值後不變動。

在本發明的一實施例中，上述的當前運動資訊包括當前傾仰角（pitch）、當前水平旋轉角（Yaw）及當前左右搖擺角（roll），而增益調整函數為。、為控制增益，，為目標姿態參數中的目標傾仰角，為目標姿態參數中的目標水平旋轉角，為當前左右搖擺角，為當前傾仰角，為當前水平旋轉角，，，，，，， (x,y,z)為當前位置， (x _d,y _d,z _d) 為目標位置，、、為控制係數、為大氣動力阻尼係數， n為階層， g為重力加速度，，，，為微小常數。

在本發明的一實施例中，上述的處理單元依據當前運動資訊及控制增益，透過姿態估測函數調整目標姿態參數。而此姿態估測函數為、。

在本發明的一實施例中，上述的處理單元定義誤差函數。此誤差函數為， b為實數，且誤差函數符合非李普西茲特性。

基於上述，本發明實施例所提出的多旋翼飛行器及其控制方法，其基於非李普西茲特性決定誤差函數、增益調整函數及姿態估測函數，以對驅動旋翼的控制增益及目標姿態數進行整。據此，本發明實施例便能準確控制多旋翼飛行器抵達目標位置，從而提供強健適應性的控制系統。

為讓本發明的上述特徵和優點能更明顯易懂，下文特舉實施例，並配合所附圖式作詳細說明如下。

傳統微分方程式穩定性分析的條件中，可得知指數型的解會進行收斂。而本發明實施例所提出的多旋翼飛行器及其控制方法，便是透過特殊微分方程式，使其能快速估測出實際狀態（例如，飛行姿態），並能達到快速收斂之效果。此外，透過穩定性分析證明確定此系統的穩定程度。以下提出符合本發明之精神的多個實施例，應用本實施例者可依其需求而對這些實施例進行適度調整，而不僅限於下述描述中的內容。

圖1是依據本發明一實施例說明多旋翼飛行器的元件方塊圖。請參照圖1，多旋翼飛行器100包括至少一組旋翼110 ₁～110 _N、至少一個慣性導航元件130及處理單元150，N為正整數（例如，4、6、8等）。多旋翼飛行器100可以各驅動類型的多軸飛行器（Multirotor），本發明實施例不加以限制。

旋翼110 ₁～110 _t可至少包括（但不僅限於）槳葉、槳轂、扭力臂、旋翼軸等部件。旋翼110 ₁～110 _N分別受控制增益來進行驅動，進而讓多旋翼飛行器100透過旋翼110 ₁～110 _N來進行懸停、維持姿態及平飛等操作。基於不同數量的旋翼110 ₁～110 _N，多旋翼飛行器100可能具有不同名稱（例如，四旋翼飛行器、六旋翼飛行器、八旋翼飛行器等），但不發明實施例不限制旋翼110 ₁～110 _N的數量。

慣性導航元件130（或稱慣性測量單元（Inertial Measurement Unit；IMU））包括加速度計（accelerometer）、陀螺儀（gyrosensor）、電子羅盤（compass）、重力感測器（G-sensor）、地磁感測器等感測器，且用以取得多旋翼飛行器100的當前運動資訊（例如，當前位置、當前傾仰角、當前水平旋轉角及當前左右搖擺角等）。需說明的是，依據不同設計需求，多旋翼飛行器100亦可能包括諸如全球定位系統（Global Positioning System，GPS）、輔助全球衛星定位系統（Assisted Global Positioning System，AGPS）、伽利略定位系統（Galileo Positioning System）或全球導航衛星系統（GLObal NAvigation Satellite System，GLONASS）等衛星導航系統，以輔助取得大地座標之位置（或稱地理位置）。

處理單元150與旋翼110 ₁～110 _N及慣性導航元件130連接，其可以是中央處理單元（Central Processing Unit，CPU），或是其他可程式化之一般用途或特殊用途的微處理器（Microprocessor）、數位信號處理器（Digital Signal Processor，DSP）、可程式化控制器、特殊應用積體電路（Application Specific Integrated Circuit，ASIC）或其他類似元件或上述元件的組合。在本發明實施例中，處理單元150用以執行多旋翼飛行器100的所有作業。例如，處理單元150具有比例積分微分（proportional-integral-derivative，PID）控制器，且基於控制增益對旋翼110 ₁～110 _N的旋轉速度進行驅動，且基於本發明實施例的控制方法來調整控制增益及飛行姿態等，於稍後實施例詳細說明。

需說明的是，依據不同設計需求，多旋翼飛行器100可能更包括馬達（例如，無電刷直流（brushless DC，BLDC）馬達）、電動機、支架、電源模組等，且本發明實施例不對其外觀、各部件的擺設位置、大小加以限制。

為了方便理解本發明實施例的操作流程，以下將舉諸多實施例詳細說明本發明實施例中多旋翼飛行器100的控制方法。圖2是依據本發明一實施例說明控制方法的流程圖。請參照圖2，本實施例的方法適用於圖1中多旋翼飛行器100。下文中，將以多旋翼飛行器100中的各項元件及模組說明本發明實施例所述之方法。本方法的各個流程可依照實施情形而隨之調整，且並不僅限於此。

在步驟S210中，處理單元150透過慣性導航元件130取得多旋翼飛行器100的當前運動資訊。在本實施例中，多旋翼飛行器100的當前運動資訊包括當前傾仰角（pitch）、當前水平旋轉角（Yaw）及當前左右搖擺角（roll）（或稱旋轉順序為E _y-E _z-E _x的歐拉角（Euler angle）係數）及當前位置。具體而言，為了進一步了解多旋翼飛行器之飛行型態，於此以四旋翼飛行器之動態模型為例來進行初步推導。請參照圖3A為四旋翼飛行器的示意圖範例。四旋翼飛行器300具有圖1中四旋翼飛行器100相同或相似的元件，故針對各元件的詳細說明於此不再贅述。請接著參照圖3B的座標示意圖。四旋翼飛行器300的座標定義可由下表示：，其中為四旋翼飛行器300中心相對於大地座標（或是地理座標）之當前位置，而為描述四旋翼飛行器300飛行姿態的三個旋轉角度（即，當前傾仰角、當前水平旋轉角及當前左右搖擺角）。

圖4A～圖4C分別為當前傾仰角、當前水平旋轉角及當前左右搖擺角之示意圖。請先同時參照圖3B及圖4A，以大地座標（E _x-E _y-E _z）為基準，自E _x軸起始往E _z軸方向至旋翼310 ₁及310 ₃之連線的夾角定義為當前傾仰角。請接著同時參照圖3B及圖4B，以大地座標為基準，自E _y軸起始往E _z軸方向至旋翼310 ₂及310 ₄之連線的夾角定義為當前水平旋轉角。請接著同時參照圖3B及圖4C，旋翼310 ₁及旋翼301 ₄之間的夾角定義為當前左右搖擺角。

處理單元150例如可透過陀螺儀、加速度計及電子羅盤等慣性導航元件130取得感測資訊（例如，方位角、加速度、速度、位移等資訊），且基於感測資訊計算出當前位置及當前傾仰角、當前水平旋轉角及當前左右搖擺角。

此外，導航的基本原則在於確保兩座標系統（即，載具上座標及大地座標）的正確轉換。接著，請參照圖3B，將定義為載具上座標。而將載具上座標轉換至大地座標可藉由下轉換矩陣R _E表示：，而力學模型可定義為，，，其中m為四旋翼飛行器300的質量，g為重力加速度（每秒9.8公里），為大氣動力向量（aerodynamic forces vector）。

需說明的是，在實際運作上，處理單元150亦可透過衛星定位系統來直接取得大地位置（或是地理位置）。為了讓兩座標系統能正確轉換，則處理單元150則需要隨時進行校正。例如，處理單元150基於電子羅盤及地磁感測器修正左右搖擺角，基於加速度計及重力感測器修正當前傾仰角、當前水平旋轉角。在確保兩座標系統能正確轉換後，處理單元150例如可基於陀螺儀進行積分運算，以取得基於載具上座標系統的姿態資訊（即，當前傾仰角、當前水平旋轉角及當前左右搖擺角）。

在步驟S220中，處理單元150依據當前運動資訊而透過增益調整函數調整控制增益，從而透過控制增益控制多旋翼飛行器100的旋翼110 ₁～110 _N。而此增益調整函數符合非李普西茲特性。非李普西茲特性表示函數之收斂值僅為零值，且收斂值收斂至零值後不變動。具體而言，以下說明增益調整函數的推導。首先，移動動能 T _trans 及旋轉動能 T _rot 可分別表示如下方程式(1)及(2)： ……(1) ……(2) 其中，， J為轉動慣量矩陣。而圖3A中四旋翼飛行器300之位能 U可表示成方程式(3)： ……(3)。

由拉格朗日（Lagrangian）函數可表示成方程式(4)： ……(4) 其中。將以上方程式(1)～(3)帶入中可得方程式(5)： ……(5) 而 ……(6) 其中 ……(7)，且 ......(8) 其中 f ₁ 、 f ₂ 、 f ₃ 、 f ₄ 分別為旋翼310 ₁、310 ₂、310 ₃、310 ₄的各推力（對應於載具上座標系統的B ₃軸方向，或是相對於旋翼310 ₁、310 ₂、310 ₃、310 ₄中槳葉之垂直方向）， l為馬達軸心至質心的長度。

因此，將上式整理後可得方程式(9)、(10)： ……(9) ……(10) 其中為科氏力（Coriolis）項。

為了克服四組旋翼310 ₁、310 ₂、310 ₃、310 ₄同時旋轉時所產生的轉動力矩，四旋翼飛行器300可採用對稱型轉動方向設計方式（如圖3A中各旋翼310 ₁、310 ₂、310 ₃、310 ₄的旋轉方向M ₁、M ₂、M ₃、M ₄）。藉由機構的特殊設計可降低旋翼310 ₁、310 ₂、310 ₃、310 ₄旋轉時所造成轉動力矩對四旋翼飛行器300之影響。若需將四旋翼飛行器300產生傾仰角的變化，則需設計推力滿足 f ₁ ＞ f ₃ 或 f ₁ ＜ f ₃ ，同時亦改變了四旋翼飛行器300於大地座標之E _x軸位置（如圖4A所示）。而若需產生水平旋轉角變化，則需將推力符合 f ₄ ＞ f ₂ 或 f ₄ ＜ f ₂ ，同時亦改變了四旋翼飛行器300於大地座標之E _y軸位置（如圖4B所示）。圖4C則呈現對稱的推力，從而產生左右搖擺角之變化，且同時對高度造成影響。由此可知，藉由飛行器姿態的改變將可改變飛行器之飛行飛向，但同時姿態之改變將造成推力的方向及大小產生變化。

有鑑於此，本發明實施例透過強健適應性控制並結合非李普西茲特性（即，有限時間收斂至零）進行推導，其說明如下：在多旋翼飛行器的技術中，位置控制是相當重要的一項環節。位置控制的主要目的在於，讓多旋翼飛行器100的當前位置於一定時間內達到目標位置 (x _d,y _d,z _d) 。由於處理單元150的運算過程中需藉由所需求的目標位置，而運算出多旋翼飛行器100所需目標飛行的目標姿態參數（目標傾仰角，目標水平旋轉角、目標左右搖擺角），從而朝向目標位置前進。因此，（為了方便說明，以下將以圖3A中四旋翼飛行器300為例）可將各軸加速度定義如下方程式(11)： ……(11) 其中、、、分別為四旋翼飛行器300中四組旋翼的旋轉速度， b為支架相關長度常數（實數），而、可分別定義如下方程式(12)、(13)： ……(12) ……(13)

為了確保多旋翼飛行器100能追隨目標位置而飛行，則首先將位置追蹤軌跡誤差定義如下方程式(14)： ……(14) 其中且，而，、、為控制係數。

藉由位置追蹤軌跡誤差函數(14)可知，當即表示誤差動態達到了滑動面（sliding surfaces）。此結果如同本領域悉知的可變結構控制架構（variable structure system），每當達到滑動面讓使時，便可確保追蹤軌跡誤差為零，且達到位置控制之目的。

接著，將目標位置設定為有限函數（bounded function），並藉以讓目標位置的微分（即，目標速度）為有限並符合。

需說明的是，位置控制的設計目的主要在於，讓載具的當前位置達到目標位置，亦即。因此，首要條件是確保處理單元150能獲得多旋翼飛行器100的當前位置下方可完成（即，步驟S210）。接著，處理單元150定義誤差函數(15)，如下： ……(15) 且定義為多旋翼飛行器100的主要推力。例如，圖3A中四旋翼飛行器300的主要推力。而此誤差函數(15)符合非李普西茲特性。

需說明的是，在非李普西茲自治系統（autonomous system）法則中具有以下定理。考慮的自治系統在中初始（origin）的開鄰域（open neighborhood）上為非李普西茲連續性（continuous）。若存在初始的且函數呼叫設定時間函數以使得的各解軌跡（trajectory）源起自起始點（且），則的初始為有限時間收斂（convergence）的。換句而言，一項微分方程式可微分的條件在於，連續且光滑（smooth）。若此微分方程式的唯一解為零值且連續但不光滑，則不可微分。而若此微分方程式的解到達零值後就不變動，則可表示此微分方程式會收斂至零值。

接著，基於高度控制，可將主要推力改寫成方程式(16)： …..(16) 其中為大氣動力阻尼係數。

而針對E _x、E _y軸的控制增益，可基於非李普西茲特性及卡爾曼濾波器（Kalman Filter）、滑動模式觀測器（sliding mode observer）而推導出增益調整函數(17)、(18)、(19)如下： …..(17) …..(18) …..(19) 其中、為控制增益， n為階層（例如，1、2、3等）， g為重力加速度，，i為x或y，為微小常數。

需說明的是，處理單元150藉由調整階層 n以改變控制增益，從而對增益調整函數(17)、(18)的收斂時間進行調整。

接著，處理單元150可依據當前運動資訊及控制增益（即，、），透過姿態估測函數調整目標姿態參數。而此姿態估測函數(20)、(21)定義如下： …..(20) …..(21)。

換句而言，處理單元150基於增益調整函數(17)、(18)、(19)調整控制增益，以對各組旋翼110 ₁～110 _t進行控制，從而讓多旋翼飛行器100的飛行姿態調整為目標傾仰角及目標水平旋轉角，且準確朝向目標位置前進。

而符合估測零（measure zero）的條件，使得。此外，藉由李亞普諾夫（Lyapunov）與克茲維爾（Kurzweil）理論穩定性條件分析下，可得知基於方程式(15)～(20)可讓多旋翼飛行器100對於位置控制的誤差可達到漸進穩定（asymptotically stale）的條件。另一方面，前述是以四旋翼飛行器為範例的推導，在其他數量旋翼的多旋翼飛行器100亦可依此類推，而計算出對應的誤差函數(15)、增益調整函數(17)、(18)、(19)及姿態估測函數(20)、(21)。

圖5是依據本發明一實施例說明控制流程的範例。請參照圖5，本實施例的方法適用於圖1中多旋翼飛行器100。下文中，將以多旋翼飛行器100中的各項元件及模組說明本發明實施例所述之方法。本方法的各個流程可依照實施情形而隨之調整，且並不僅限於此。

處理單元150透過慣性導航元件130中的加速度計及陀螺儀取得當前運動資訊（例如，各軸的加速度及角加速度值）（步驟S510），且將這些當前運動資訊進行轉換程序（步驟S530）。處理單元150將當前運動資訊的數值經過低通濾波器以取得所需數值，且透過積分器進一步計算以取得三軸向的當前速度（、、）、當前傾仰角、當前水平旋轉角及當前左右搖擺角（步驟S531）。處理單元150將當前速度（、、）經過矩陣轉換（步驟S532）、移動平均計算（步驟S535）、卡爾曼濾波器（步驟S537）、滑動模式觀測器（步驟S539）等程序修正、轉換及估測，以計算當前位置。另一方面，處理單元150將當前傾仰角、當前水平旋轉角及當前左右搖擺角經過矩陣轉換（步驟S532），以將各歐拉角係數轉換成大地座標系統。接著，處理單元150將帶入至方程式(15)～(20)，以分別產生諸如誤差函數(15)、增益調整函數(17)、(18)、(19)及姿態估測函數(20)、(21)（步驟S540），從而讓當前位置符合目標位置( x _d,y _d,z _d )且當前姿態參數（即，當前傾仰角、當前水平旋轉角及當前左右搖擺角）符合目標姿態參數（即，目標傾仰角，目標水平旋轉角、目標左右搖擺角）（步驟S550、S555）。處理單元150將系統輸入轉換成信任輸入矩陣形式（步驟S570），以驅動無電刷直流馬達驅動器（步驟S580）。接著，處理單元150將信任輸入轉換成信任輸入矩陣形式（步驟S591），以對多旋翼飛行器100進行控制（步驟S593）。前述操作流程會不斷重複進行，以讓之當前位置與目標位置之間誤差值收斂至零。

需說明的是，依據不同設計需求，步驟S530的轉換程序可能會依據演算法的不同而變更，本發明實施例不以圖5之流程為限。

綜上所述，本發明實施例的多旋翼飛行器及其控制方法，其透過慣性導航元件來量測多旋翼飛行器的飛行姿態（例如，當前傾仰角、當前水平旋轉角及當前左右搖擺角），並透過基於非李普西茲特性的誤差函數，來推算出姿態估測函數及增益調整函數，從而對控制增益及飛行姿態進行調整。藉此，本發明實施例可使當前位置至目標位置之間的誤差值達到快速收斂之效果，進而提供強健適應性控制系統。

雖然本發明已以實施例揭露如上，然其並非用以限定本發明，任何所屬技術領域中具有通常知識者，在不脫離本發明的精神和範圍內，當可作些許的更動與潤飾，故本發明的保護範圍當視後附的申請專利範圍所界定者為準。

100‧‧‧多旋翼飛行器

110 ₁～110 _N、310 ₁～310 ₄‧‧‧旋翼

130‧‧‧慣性導航元件

150‧‧‧處理單元

S210～S220、S510～S593‧‧‧步驟

300‧‧‧四旋翼飛行器

‧‧‧當前傾仰角

‧‧‧當前水平旋轉角

‧‧‧當前左右搖擺角

mg‧‧‧重量

B ₁、B ₂、B ₃‧‧‧載具上座標

E _x、E _y、E _z‧‧‧大地座標

f ₁ 、 f ₂ 、 f ₃ 、 f ₄ ‧‧‧推力

M ₁、M ₂、M ₃、M ₄‧‧‧旋轉方向

圖1是依據本發明一實施例說明多旋翼飛行器的元件方塊圖。圖2是依據本發明一實施例說明控制方法的流程圖。圖3A為四旋翼飛行器的示意圖範例。圖3B為座標示意圖。圖4A～圖4C為當前傾仰角、當前水平旋轉角及當前左右搖擺角之示意圖。圖5是依據本發明一實施例說明控制流程的範例。

S210~S220‧‧‧步驟

Claims

一種控制方法，適用於一多旋翼飛行器，包括：取得該多旋翼飛行器的一當前運動資訊；以及依據該當前運動資訊而透過一增益調整函數調整至少一控制增益，從而透過該至少一控制增益控制該多旋翼飛行器的至少一旋翼，其中該增益調整函數符合一非李普西茲(non-Lipschitzian)特性，其中該非李普西茲特性表示一函數之一收斂值僅為一零值，且該收斂值收斂至該零值後不變動，其中該增益調整函數為，其中G _x、G _y為該至少一控制增益，為一主要推力參數，該主要推力參數相關於該多旋翼飛行器的高度控制，T _x、T _y為一座標轉換參數，S _x、S _y為一位置追蹤軌跡誤差參數，Θ_i為該主要推力參數、該座標轉換參數及該位置追蹤軌跡誤差參數的乘積，σ為微小常數。
如申請專利範圍第1項所述的控制方法，其中該當前運動資訊包括一當前傾仰角(pitch)、一當前水平旋轉角(Yaw)及一當前左右搖擺角(roll)，而該增益調整函數為，其中h _x、h _y為該至少一控制增益，，θ _d為至少一目標姿態參數中的一目標傾仰角，為該至少一目標姿態參數中的一目標水平旋轉角，ψ為該當前左右搖擺角，θ為該當前傾仰角，為該當前水平旋轉角，，e _x=x-x _d，，e _y=x-x _d，，e _z=z-z _d，(x,y,z)為一當前位置，(x _d ,y _d ,z _d )為一目標位置，k _x、k _y、k _z為控制係數、K _z為大氣動力阻尼係數，n為階層，g為重力加速度，，，，σ為微小常數。
如申請專利範圍第2項所述的控制方法，其中依據該當前運動資訊而透過該增益調整函數調整該至少一控制增益的步驟之後，更包括：依據該當前運動資訊及該至少一控制增益，透過一姿態估測函數調整該至少一目標姿態參數，其中該姿態估測函數為、。
如申請專利範圍第2項所述的控制方法，其中依據該當前運動資訊而透過該增益調整函數調整該至少一控制增益的步驟之前，更包括：定義一誤差函數，其中該誤差函數為，b為長度常數，且該誤差函數符合該非李普西茲特性。
如申請專利範圍第2項所述的控制方法，其中該當前運動資訊更包括該當前位置，而取得該多旋翼飛行器的該當前運動資訊的步驟包括：透過至少一慣性導航元件取得該當前位置、該當前傾仰角、該當前水平旋轉角及該當前左右搖擺角。
一種多旋翼飛行器，包括：至少一旋翼，分別受至少一控制增益來控制；至少一慣性導航元件，取得該多旋翼飛行器的一當前運動資訊；以及一處理單元，耦接該至少一旋翼及該至少一慣性導航元件，其中該處理單元透過該至少一慣性導航元件取得該多旋翼飛行器的該當前運動資訊，且依據該當前運動資訊而透過一增益調整函數調整該至少一控制增益，其中該增益調整函數符合一非李普西茲特性，其中該非李普西茲特性表示一函數之一收斂值僅為一零值，且該收斂值收斂至該零值後不變動，其中該增益調整函數為，其中G _x、G _y為該至少一控制增益，為一主要推力參數，該主要推力參數相關於該多旋翼飛行器的高度控制，T _x、T _y為一座標轉換參數，S _x、S _y為一位置追蹤軌跡誤差參數，Θ_i為該主要推力參數、該座標轉換參數及該位置追蹤軌跡誤差參數的乘積，σ為微小常數。
如申請專利範圍第6項所述的多旋翼飛行器，其中該當前運動資訊包括一當前傾仰角、一當前水平旋轉角及一當前左右搖擺角，而該增益調整函數為，其中h _x、h _y為該至少一控制增益，，θ _d為至少一目標姿態參數中的一目標傾仰角，為該至少一目標姿態參數中的一目標水平旋轉角，ψ為該當前左右搖擺角，θ為該當前傾仰角，為該當前水平旋轉角，，e _x=x-x _d，，e _y=x-x _d，，e _z=z-z _d，(x,y,z)為一當前位置，(x _d ,y _d ,z _d )為一目標位置，k _x、k _y、k _z為控制係數、K _z為大氣動力阻尼係數，n為階層，g為重力加速度，，，，σ為常數。
如申請專利範圍第6項所述的多旋翼飛行器，其中該處理單元依據該當前運動資訊及該至少一控制增益，透過一姿態估測函數調整該至少一目標姿態參數，其中該姿態估測函數為、。
如申請專利範圍第6項所述的多旋翼飛行器，其中該處理單元定義一誤差函數，其中該誤差函數為，b為長度常數，且該誤差函數符合該非李普西茲特性。