飞行控制方法、装置及无人飞行器与流程

本发明涉及飞行器技术领域，具体而言，涉及一种飞行控制方法、装置及无人飞行器。

背景技术：

无人飞行器(unmannedaerialvehicle，uav)，是一种没有人类驾驶的飞机，按照飞行平台构型分类，可以分为固定翼无人飞行器、旋翼无人飞行器、伞翼无人飞行器等。旋翼无人飞行器是具有一个或两个及以上旋翼轴提供升力的垂直起降型无人驾驶直升机。其通过每个轴上的动力装置转动，带动旋翼转动，从而产生升力。在起飞或降落时，同时增加或减小每个动力装置的输出功率，旋翼转速的增加使得总的拉力增大或减小，以使无人飞行器垂直上升或垂直下降，实现了垂直方向上的垂直运动。

发明人经研究发现，现有的无人飞行器不能及时发现并控制无人飞行器在不正常起飞时安全降落的问题。

技术实现要素：

本申请提供一种飞行控制方法、装置及无人飞行器。

本发明实施例提供了一种飞行控制方法，所述方法包括：

持续获取无人飞行器的飞行过程参数以及姿态参数；

根据所述飞行过程参数判断所述无人飞行器是否在起飞过程中；

当所述无人飞行器在起飞过程中，则根据所述姿态参数，判断所述无人飞行器是否产生起飞故障；

当所述无人飞行器产生起飞故障时，控制动力装置的工作状态，以控制所述无人飞行器降落。

可选的，在上述飞行控制方法中，所述姿态参数包括姿态角速度，根据所述姿态参数判断所述无人飞行器是否产生起飞故障的步骤包括：

判断所述姿态角速度是否超出预设角速度，当所述姿态角速度超出所述预设角速度时，则判定所述无人飞行器产生了起飞故障。

可选的，在上述飞行控制方法中，所述姿态参数还包括与所述姿态角速度对应的姿态角，判断所述姿态角速度是否超出预设角速度，当所述姿态角速度超出所述预设角速度时，则判定所述无人飞行器产生了起飞故障的步骤包括：

判断所述姿态角速度是否超出预设角速度以及判断所述姿态角是否超出预设角度，当所述姿态角速度超出所述预设角速度且所述姿态角超出所述预设角度时，则判定所述无人飞行器产生了起飞故障。

可选的，在上述飞行控制方法中，所述飞行过程参数包括起飞时长，根据所述飞行过程参数判断所述无人飞行器是否在起飞过程中的步骤包括：

判断所述起飞时长是否超出预设起飞时长，其中，当所述起飞时长未超出预设起飞时长时，则所述无人飞行器在起飞过程中。

可选的，在上述飞行控制方法中，所述飞行过程参数包括飞行高度，根据所述飞行过程参数判断所述无人飞行器是否在起飞过程中的步骤包括：

判断所述飞行高度是否超出过预设起飞高度，其中，当所述飞行高度未超出过预设起飞高度时，则所述无人飞行器在起飞过程中。

可选的，在上述飞行控制方法中，控制所述动力装置的工作状态，以控制飞行器降落的步骤包括：

当所述飞行高度小于设定高度值时，按照第一设定速率将所述动力装置的输出降低至零；

当所述飞行高度超出所述设定高度值时，按照第二设定速率将所述动力装置的输出降低至预设悬停输出状态，并按照第三设定速率将所述动力装置的转速由所述预设悬停输出状态降低至零，从而使所述动力装置停止工作，其中，所述第二设定速率小于所述第一设定速率。

可选的，在上述飞行控制方法中，持续获取无人飞行器的飞行过程参数以及姿态参数的步骤包括；

根据接收到的地面站的起飞指令或者根据预存的起飞指令向动力装置发送启动信号，以控制动力装置启动，驱动无人飞行器起飞，并持续获取无人飞行器的飞行过程参数以及姿态参数。

本发明还提供一种飞行控制装置，所述装置包括：

数据获取模块，用于持续获取无人飞行器的飞行过程参数以及姿态参数；

第一判断模块，用于根据所述飞行过程参数判断所述无人飞行器是否在起飞过程中；

第二判断模块，用于在所述无人飞行器在起飞过程中，根据所述姿态参数，判断所述无人飞行器是否产生起飞故障；

降落控制模块，用于当所述无人飞行器产生起飞故障时，控制动力装置的工作状态，以控制所述无人飞行器降落。

本发明还提供一种飞行控制设备，包括处理器，所述处理器用于：

持续获取无人飞行器的飞行过程参数以及姿态参数；

根据所述飞行过程参数判断所述无人飞行器是否在起飞过程中；

当所述无人飞行器在起飞过程中，则根据所述姿态参数判断所述无人飞行器是否产生起飞故障；

当所述无人飞行器产生起飞故障时，控制动力装置的工作状态，以控制所述无人飞行器降落。

本发明还提供一种无人飞行器，包括：

动力装置，用于提供飞行动力；

飞行控制设备，与所述动力装置电连接，用于控制所述无人飞行器飞行；所述飞行控制设备包括处理器，所述处理器用于：

持续获取无人飞行器的飞行过程参数以及姿态参数；

根据所述飞行过程参数判断所述无人飞行器是否在起飞过程中；

当所述无人飞行器在起飞过程中，则根据所述姿态参数判断所述无人飞行器是否产生起飞故障；

当所述无人飞行器产生起飞故障时，控制动力装置的工作状态，以控制所述无人飞行器降落。

本发明实施例提供的飞行控制方法、装置及无人飞行器，通过持续获取无人飞行器的飞行过程参数以及姿态参数，基于获得飞行过程参数和姿态参数判断所述无人飞行器是否故障，并在故障时控制动力装置的工作状态，使无人飞行器的姿态角速度降低，并在重力作用下使无人飞行器回到地面，从而极大地提高了无人飞行器的安全性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍。应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本发明提供的一种无人飞行器的连接框图。

图2为本发明提供的一种飞行控制方法的流程示意图。

图3为本发明提供的一种飞行控制装置的连接框图。

图标：10-无人飞行器；12-飞行控制设备；14-动力装置；100-飞行控制装置；110-数据获取模块；120-第一判断模块；130-第二判断模块；140-降落控制模块。

具体实施方式

发明人经研究发现，现有的无人飞行器在起飞过程中，当其中有某个动力装置的转速不适配时，容易造成无人飞行器的不平衡，进而引发安全事故。特别是当起飞时，1～2个动力装置没有转动时，更容易造成无人飞行器的翻转，造成桨叶的损坏，提高维修成本，或者当桨叶螺丝松动时，会发生空转或打滑现象，无人飞行器也无法正常起飞，以及当桨叶的安装次序错误时，也会发生不正常起飞的情况。在起飞过程中如果不能进行故障检测并在存在故障时及时降落，这会对无人飞行器的安全性造成影响，甚至造成无人飞行器损毁。

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

请参阅图1，本发明提供一种无人飞行器10，所述无人飞行器10包括飞行控制设备12和动力装置14，飞行控制设备12以及动力装置14相互之间直接或间接地电性连接，以实现数据的传输或交互，从而通过飞行控制设备12控制动力装置14。

具体的，所述无人飞行器10可以为多旋翼无人飞行器，所述无人飞行器10还可以包括旋翼，所述动力装置14控制所述旋翼驱动，以实现起飞、降落、姿态变化等等。示例性的，从硬件(hardware)角度，所述飞行控制设备12可以包括处理器，比如微处理器、通用处理器、嵌入式处理器或嵌入式系统，进一步的，所述处理器可以包括中央处理器(centralprocessingunit，cpu)和存储器。所述处理器可以实现或者执行本发明实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。所述存储器中存储有以软件或固件(firmware)的形式存储于所述存储器中的软件功能模块，所述处理器通过运行存储在存储器内的软件程序以及模块，如本发明实施例中的飞行控制装置100，从而执行各种功能应用以及数据处理，即实现本发明实施例中的飞行控制方法。可选的，所述飞行控制设备12还可以包括数字信号处理器(dsp)、专用集成电路(asic)、现场可编程门阵列(fpga)或者其他可编程逻辑器件、总线接口、串行接口等等。

具体的，在本实施例中，所述动力装置14，用于提供飞行动力。所述飞行控制设备12，与所述动力装置14电连接，用于控制所述无人飞行器10飞行；所述飞行控制设备12包括处理器，所述处理器用于：持续获取无人飞行器10的飞行过程参数以及姿态参数，根据所述飞行过程参数判断所述无人飞行器10是否在起飞过程中，当所述无人飞行器10在起飞过程中，则根据所述姿态参数判断所述无人飞行器10是否产生起飞故障，当所述无人飞行器10产生起飞故障时，控制动力装置14的工作状态，以控制所述无人飞行器10降落。

可以理解，图1所示的结构仅为示意，所述无人飞行器10还可包括比图1中所示更多或者更少的组件，或者具有与图1所示不同的配置。图1中所示的各组件可以采用硬件、软件或其组合实现。

请结合图2，本发明提供的一种可应用于上述无人飞行器10中的飞行控制设备12的飞行控制方法，所述飞行控制方法应用于上述的飞行控制设备12时实现步骤s110-s140四个步骤：

步骤s110：持续获取无人飞行器10的飞行过程参数以及姿态参数。

通过飞行过程参数以及姿态参数，以判断无人飞行器10在起飞过程中是否有不正常起飞的危险。此时，无人飞行器10位于起飞位置，可以静止也可以运动，可以位于地面也可以位于空中，只要未到达预设起飞参数值(预设起飞高度或预设起飞时长)即可，在此不作限定。上述步骤s110可以是，在无人飞行器10开启时，执行上述获取飞行过程参数以及姿态参数的步骤，也可以是在接收到起飞指令时，执行上述获取飞行过程参数以及姿态参数的步骤，还可以是在开始起飞时，执行上述获取飞行过程参数以及姿态参数的步骤，在此不作限定。

所述飞行过程参数可以是，但不限于飞行高度和/或起飞时长，其中，所述飞行高度可以是所述无人飞行器10的对地高度、海拔高度、垂直速度对时间的积分中的任一种或者两种或三种等等。

所述姿态参数可以是，但不限于姿态角速度、姿态角速度对应的姿态角、姿态角速度对应的加速度和/或飞行速度等。

可选的，在本实施例中，上述步骤s110可以包括：根据接收到的地面站的起飞指令或者根据预存的起飞指令向动力装置14发送启动信号，以控制动力装置14启动，驱动无人飞行器10起飞，在无人飞行器10获得起飞指令启动动力装置14的过程中，持续获取无人飞行器10的飞行过程参数以及姿态参数。

可以理解，所述无人飞行器10可以包括多个动力装置14，且每个动力装置14分别与一个旋翼对应以分别用于驱动对应的旋翼转动。具体的，所述飞行控制设备12在获得起飞指令时，可以同时控制各所述动力装置14启动，以带动对应的旋翼转动，进而使所述无人飞行器10起飞。

其中，所述飞行控制设备12获得起飞指令的方式可以是接收遥控设备或地面站等发送的起飞指令，也可以是获取预存于所述存储器中的指令。

步骤s120：根据所述飞行过程参数判断所述无人飞行器10是否在起飞过程中。

其中，判断所述无人飞行器10是否在起飞过程中可以具体为，判断所述无人飞行器10的对地高度、海拔高度、垂直速度对时间的积分或起飞时长等飞行参数是否在起飞后未达到过预设起飞参数值(预设起飞高度或预设起飞时长，其中，预设起飞高度可以是对地高度或海拔高度)，可以理解，在未达到过预设起飞参数值，则所述无人飞行器10在起飞过程中，当到达预设起飞参数值之后，则不再是起飞过程中，起飞过程结束，此后姿态参数可以根据飞行任务发生较大的变化，不再是起飞过程中的安全隐患。

可选的，当所述飞行过程参数包括起飞时长时，根据所述飞行过程参数判断所述无人飞行器10是否在起飞过程中的步骤包括：判断所述起飞时长是否超出预设起飞时长，其中，当所述起飞时长未超出预设起飞时长时，则所述无人飞行器10在起飞过程中。具体的，所述起飞时长可以是接收到起飞指令的时刻到当前获得飞行过程参数的时刻之间的时长。所述接收到起飞指令的时刻可以是接收遥控设备或地面站等发送的起飞指令的时刻，也可以是获取预存于所述存储器中的指令的时刻，在此不作限定。

其中，所述预设起飞时长可以是，但不限于5秒、10秒或20秒，根据实际作业需求进行设置，在此不作限定。可选的，当无人飞行器10的作业起始高度较高时，预设起飞时长较长，当无人飞行器10的作业起始高度较低时，预设起飞时长较短。

可选的，在本实施例中，当所述飞行过程参数包括飞行高度时，根据所述飞行过程参数判断所述无人飞行器10是否在起飞过程中的步骤包括：判断所述飞行高度是否超出过预设起飞高度，其中，当所述飞行高度未超出过预设起飞高度时，则所述无人飞行器10在起飞过程中。可以理解，该飞行高度可以是对地高度、海拔高度或垂直速度对时间的积分。具体的，所述飞行高度未超出过预设起飞高度，可以理解为所述飞行高度一次都没有超出预设起飞高度，此时处于起飞过程中，而当所述飞行高度第一次超出预设起飞高度时，则起飞过程结束，不在起飞过程中。

其中，所述预设起飞高度可以根据对地高度、海拔高度的不同而预先设置，使得无人飞行器10相对于地面的高度可以是，但不限于2米、5米或10米，根据实际需求进行设置即可，在此不作具体限定。一般的，无人飞行器10在起飞过程中，会从地面起飞并上升到一定的高度并开始执行飞行任务。故无人飞行器10每一次执行飞行任务的预设起飞高度都有可能不同，因此，需要说明的是，预设起飞高度的高度可以根据起始作业点或者需要达到的位置来设定，在此不作限定。

步骤s130：当所述无人飞行器10在起飞过程中，则根据所述姿态参数，判断所述无人飞行器10是否产生起飞故障。

需要说明的是，所述姿态参数至少可以包括姿态角速度，在本实施中，当所述姿态参数包括姿态角速度时，所述步骤s130可以包括：判断所述姿态角速度是否超出预设角速度，当所述姿态角速度超出所述预设角速度时，则判定所述无人飞行器10产生了起飞故障。

可以理解，上述步骤s110-s130中，在获得起飞指令后且获得的所述飞行过程参数为起飞时长时，在所述起飞时长未超出预设起飞时长且所述姿态角速度超出所述预设角速度，则判定所述无人飞行器10产生了起飞故障。

所述预设角速度的大小可以是，但不限于10度/秒、12度/秒、13度/秒、14度/秒、15度/秒或20度/秒，在此不作具体限定，根据实际需求进行设置即可。通过本发明的控制方法，可以自动适应任意条件下的飞行任务，提高无人飞行器10起飞过程的智能化和安全性。需要说明的是，姿态角速度包括俯仰角速度或翻滚角速度中的任意一个，俯仰角速度对应的姿态角为俯仰角，翻滚角速度对应的姿态角为翻滚角。需要说明的是，当无人飞行器10起飞后首次到达预设起飞高度时，则安全起飞已经完成，此后无人飞行器10会产生各种俯仰角速度和翻滚角速度较大的姿态，不属于起飞故障的范畴。

为进一步保障对所述无人飞行器10起飞故障判断的准确性，所述姿态参数还包括所述姿态角速度超出所述预设角速度对应的计时时长，具体的，在实施例中，所述步骤s130还可以是：判断所述姿态角速度是否超出预设角速度，当所述姿态角速度超出所述预设角速度时开始计时，当计时达到预设计时时长时，所述姿态角速度仍超出预设角速度，则判定所述无人飞行器10产生了起飞故障。

其中，所述预设计时时长可以是，但不限于0.5秒、1秒或2秒，在此不作具体限定，根据实际需求进行设置即可。需要说明的是，在本实施例中，通过姿态角速度和计时时长来判断起飞故障，可以提高判断的精确性。

可选的，当所述姿态参数还包括与所述姿态角速度对应的姿态角时，所述步骤s130具体为：判断所述姿态角速度是否超出预设角速度以及判断所述姿态角是否超出预设角度，当所述姿态角速度超出所述预设角速度且所述姿态角超出所述预设角度时，则判定所述无人飞行器10产生了起飞故障。

其中，所述预设起飞时长可以是一秒钟、两秒钟或五秒钟，也可以根据预设角速度进行设置，在此不作具体限定。所述预设计时时长为所述无人飞行器10在飞行过程中所述姿态角速度超出预设角速度的安全时长，通过角速度和安全时长来判断起飞故障，提高判断的精确性。

其中，所述预设角度可以根据所述预设角速度进行设置。需要说明的是，通过姿态角速度、姿态角度、预设角度以及预设角速度来判断起飞故障，可以提高判断的精确性。需要说明的是，不同预设角度决定了预设计时时长的大小，如果预设角度较小，预设计时时长可以越长，如果预设角度越大，则预设计时时长可以越小。比如，当姿态角已经达到较大角度，此时姿态角速度达到预设角速度，相同的预设计时时长内会使得姿态角更大，姿态角越大，越容易翻转，此时的情况更加危险，更容易出现动力装置14起飞故障。通过姿态角速度、起飞时长、姿态角度、预设角速度、预设计时时长以及预设角度来判断起飞故障，可以进一步提高判断的精确性。

步骤s140：当所述无人飞行器10产生起飞故障时，控制动力装置14的工作状态，以控制所述无人飞行器10降落。

通过上述方法，以实现在所述无人飞行器10起飞过程中，实时获取无人机的飞行过程参数和姿态参数，以基于获得飞行过程参数和姿态参数判断所述无人飞行器10是否故障，并在故障时控制动力装置14降低输出，以使动力装置14失去动力，进而使无人飞行器10失去继续翻转的动力，从而使姿态角速度降低，在重力作用下使无人飞行器10趋向平衡并回到地面，极大地提高了无人飞行器10的适用性及安全性。

此外，通过采用上述方法还可以有效避免在无人飞行器10起飞前需要用户花费相对较长的时间对其进行检测，极大地提高了所述无人飞行器10操作的安全性和易用性。

具体的，通过采用上述方法，可以有效避免了在无人飞行器10起飞时，当其中有某个动力装置14的转速不适配时，容易造成无人飞行器10的不平衡，容易引发安全事故。特别是当起飞时，1～2个动力装置14没有转动时，造成无人飞行器10的翻转，造成桨叶的损坏，提高维修成本；当桨叶螺丝松动时，会发生空转或打滑现象，无人飞行器10也无法正常起飞，以及当桨叶的安装次序错误时，也会发生不正常起飞的情况。即，在无人飞行器10起飞过程中不管遇到了何种故障，在无人飞行器10起飞过程中的这段时间内，只要检测到无人飞行器10无法使姿态平衡，会导致其翻转，则认为无人飞行器10为起飞故障，为了防止无人飞行器10翻转破坏桨叶，减小无人飞行器10的动力装置14的输出，使其返回地面，防止其继续执行不平衡的飞行姿态造成翻转，完全避免了无人飞行器10起飞过程中翻转的可能性，提高了飞起过程的安全性。

其中，上述步骤s130中控制动力装置14的工作状态的方式可以是控制所述动力装置14的输出减小(控制所述动力装置14的转速减小、控制信号输入减小或油门开度减小)，以使所述无人飞行器10安全降落。

控制所述动力装置14的输出减小可以是使所述动力装置14的转速直接减小至零，具体可以是使所述动力装置14的转速按照一个逐渐增大或逐渐减小的速率，还可以是根据不同的飞行高度控制所述动力装置14的转速以不同的速率减小至最低(如零)，在此不作具体限定。控制所述动力装置14的输出减小还可以是控制所述动力装置14的油门开度减小至最低，具体可以控制所述动力装置14的油门开度按照一个稳定的速率降低至最低，也可以是使所述动力装置14的油门开度按照一个逐渐增大或逐渐减小的速率，也可以是根据不同的飞行高度控制所述动力装置14的油门开度以不同的速率减小至最低，还可以是使所述动力装置14的油门开度直接减小至最低，在此不作具体限定。在本实施例中，控制动力装置14的工作状态，以控制飞行器降落的步骤包括：

获取飞行过程参数中的飞行高度，当所述飞行高度小于设定高度值时，控制所述动力装置14的输出减小，并按照第一设定速率将所述动力装置14的输出降低至零；在所述飞行高度大于所述设定高度值时，按照第二设定速率将该动力装置14的输出降低至预设悬停输出状态，并按照第三设定速率将所述动力装置14的转速由所述预设悬停输出状态降低至零，从而使所述动力装置14停止工作，其中，所述第二设定速率小于所述第一设定速率。

其中，所述第二设定速率小于所述第一设定速率，所述第三设定速率可以大于或等于所述第二设定速率。

以控制所述动力装置14输出的控制信号输入为油门开度为例，假设在检测到动力装置14故障时油门控制信号为1000，飞行高度为0.5米时，则第一设定速率是以2000/秒的速率降低油门控制信号；飞行高度为1.5米时，则可以以第二设定速率是以1000/秒，将动力装置14的油门控制信号降至预设悬停输出状态(比如800)，然后以1500/秒或500/秒的速度降低油门控制信号到最低值(比如零)。

所述设定高度值的大小可以是，但不限于0.5米、0.6米、0.8米、1米等，在此不作具体限定，根据无人飞行器10的固有属性以及实际需求进行设置即可。

通过上述设置，以实现使动力装置14输出减小的速度取决于无人飞行器10高度，实现在无人飞行器10高度较小(小于所述设定高度值，此时无人飞行器10仍然接近地面)，则动力装置14输出可以快速减小到0。如果无人飞行器10较高(大于所述设定值)，动力装置14的输出可以缓慢减小，以防止其直接掉到地上，进而造成无人飞行器10翻转、桨叶损坏的情况。

需要说明的是，设定高度值为考虑动力装置14安全减小输出实现安全降落而设定的，而预设起飞高度为根据作业任务或飞行目的而设定的，两者不同，且设定高度值一般小于预设起飞高度。

请结合图3，在上述基础上，本发明还提供一种可应用于上述无人飞行器10中的飞行控制设备12的飞行控制装置100，所述飞行控制装置100包括数据获取模块110、第一判断模块120、第二判断模块130以及降落控制模块140。

所述数据获取模块110用于持续获取无人飞行器10的飞行过程参数以及姿态参数。在本实施例中，所述数据获取模块110可用于执行图2所示的步骤s110，关于所述数据获取模块110的具体描述可以参照前文对步骤s110的描述。

所述第一判断模块120用于根据所述飞行过程参数判断所述无人飞行器10是否在起飞过程中。在本实施例中，所述第一判断模块120可用于执行图2所示的步骤s120，关于所述第一判断模块120的具体描述可以参照前文对步骤s120的描述。

所述第二判断模块130，用于在所述无人飞行器10在起飞过程中，根据所述姿态参数，判断所述无人飞行器10是否产生起飞故障。在本实施例中，所述第二判断模块130可用于执行图2所示的步骤s130，关于所述第二判断模块130的具体描述可以参照前文对步骤s130的描述。

在本实施例中，当所述姿态参数包括姿态角速度，所述第二判断模块130还用于判断所述姿态角速度是否超出预设角速度，当所述姿态角速度大于所述预设角速度时，则判定所述无人飞行器10产生了起飞故障。

所述降落控制模块140用于当所述无人飞行器10产生起飞故障时，控制动力装置14的工作状态，以控制所述无人飞行器10降落。在本实施例中，所述降落控制模块140可用于执行图2所示的步骤s140，关于所述降落控制模块140的具体描述可以参照前文对步骤s140的描述。

在本实施例中，所述降落控制模块140还用于当所述飞行高度小于设定高度值时，按照第一设定速率将所述动力装置14的输出降低至零；当所述飞行高度大于所述设定高度值时，按照第二设定速率将所述动力装置14的输出降低至预设悬停输出状态，并按照第三设定速率将所述动力装置14的转速由所述预设悬停输出状态降低至零，从而使所述动力装置14停止工作，其中，所述第二设定速率小于所述第一设定速率。

综上，本发明提供的一种降落控制方法、装置及无人飞行器10，通过在无人机飞行器10获得起飞指令启动动力装置14过程中，持续获取所述无人飞行器10的飞行过程参数和姿态参数，以基于飞行过程参数和姿态参数判断所述无人飞行器10是否产生起飞故障，并在产生起飞故障时控制动力装置14的工作状态，以使所述无人飞行器10降落，以实现在无人飞行器10起飞时进行检测，并在检测到故障时及时降落，以有效保障无人飞行器10起飞时的安全。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接。可以是机械连接，也可以是电连接。可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。