CN111231592A - 一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机及控制方法，其技术方案要点是包括机体和分别设置于机体两侧的机翼，机体前端设有螺旋桨，机体的尾端设有火箭发动机和回收装置；还包括：飞行控制系统和任务载荷系统，飞行控制系统包括控制执行机构模块、组合导航模块等和组合动力系统，组合动力系统包括连接于火箭发动机的火箭推动模块、分别配合螺旋桨的驱动电机和发动机，驱动电机连接有电池组件。本发明通过采用组合动力系统，发挥各自优点，可实现水下潜伏航行、水‑空跨介质转换和空中飞行三种航行状态，飞行控制模式采用变后掠变迎角组合控制模式，具有可跨介质、机动灵活、成本低等特点，可满足多种军民应用需要。

Description

一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机及控制方法

技术领域

本发明涉及无人机领域，特别涉及一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机及控制方法。

背景技术

跨介质潜水无人机，目前国内多采用空中飞行水面降落、溅落入水的方式完成跨介质航行，在该领域的研究基本上都还处于总体概念设计、关键技术攻关和样机验证阶段。跨介质无人机气动布局设计需要同时满足气动力学和水动力学的要求，由于水的密度是空气密度的800倍，设计出能自适应这两种介质的飞行器成为技术难点，存在着变密度、结构转换、动力转换等技术问题亟待解决。

鉴于此，如何设计出一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机及其控制方法，克服上述现有技术中所存在的缺陷，是本领域技术人员亟待解决的技术问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机及其控制方法，通过采用组合动力系统，将火箭推进模块、氢燃料电池、甲醇汽油活塞式发动机三种推进模式进行有机整合，发挥各自优点，可实现水下潜伏航行、水-空跨介质转换和空中飞行三种航行状态，飞行控制模式采用变后掠变迎角组合控制模式，具有可跨介质、机动灵活、成本低等特点，可满足多种军民应用需要。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机，包括机体和分别设置于机体两侧的机翼，所述机体前端设有螺旋桨，所述机体的尾端设有火箭发动机和回收装置；所述无人机还包括：

用于控制无人机轨迹与姿态的飞行控制系统，所述飞行控制系统包括连接于机翼的控制执行机构模块、用于获取无人机位置与姿态的组合导航模块；

用于推动飞行器前进的组合动力系统，所述组合动力系统包括连接于火箭发动机的火箭推动模块、分别配合螺旋桨的驱动电机和发动机，所述驱动电机连接有电池组件；

用于飞行至预定空域后完成用户制定任务的任务载荷系统。

通过采用上述技术方案，电池组件能给无人机水下潜航时提供能源，让驱动电机带动螺旋桨转动；发动机为无人机飞行时提供能源，带动螺旋桨高速转动；火箭推进模块为无人机跨越水-空中时提供能源，具有可靠性高、结构简单、推力大、适应性强的优点，用于潜水无人机跨介质飞行动力源。让火箭推进装置喷出高温燃气推动无人机出水，有效地实现了无人机水下潜伏航行、水-空跨介质转换和空中飞行的三种航行状态，机动灵活，可满足多种军民应用需求。

作为优选，所述机翼一端铰接于机体上，所述机体和回收装置配合机翼设有凹槽空腔，通过步进电机对机翼做掠角和迎角的控制。

通过采用上述技术方案，机翼采用变结构设计，有2个自由度，一是90°变后掠角设计，在出水时机翼完全收起，与无人机轴线平行，可有效减少出水阻力；二是采用变迎角设计，无人机在空中飞行，通过对机翼的迎角及后掠角的控制，达到无人机能够在空中快速机动及稳定飞行的目的。

作为优选，所述火箭发动机包括壳体、设置于壳体内的火箭发动机装药和设置于壳体尾端的喷管，所述喷管与壳机空间连通，所述喷管设有密封件。

通过采用上述技术方案，火箭发动机采用固体推进剂，喷管上的密封件是为了做好密封处理效果，防止进水。

作为优选，所述飞行控制系统、电池组件、驱动电机和发动机均设置于机体内，所述火箭推进模块设置于壳体内，所述喷管置于尾端。

作为优选，回收装置内设有降落伞和充气囊。

通过采用上述技术方案，回收装置内的降落伞及充气囊，保证潜水无人机缓慢降落，及能够飘浮在水面上等待人员回收。

作为优选，所述飞行控制系统还包括与控制执行机构模块连接的飞控计算机模块、用于存储飞行数据的数据传输与存储模块、目标识别模块。

作为优选，所述组合导航模块包括GPS、陀螺仪、加速度计和压力传感器。

通过采用上述技术方案，本发明压力传感器为多功能压力传感器，可以同时测液体压力及空气压力。

作为优选，所述电池组件包括氢电池和锂电池中的任意一种。

通过采用上述技术方案，连接有氢电池的驱动电机组成了氢燃料电池模块，氢燃料电池能量密度高，不需要额外消耗空气，适用于潜水无人机水中动力来源。

作为优选，所述发动机包括甲醇汽油活塞式发动机、航空汽油活塞发动机和航空煤油活塞发动机中的任意一种。

通过采用上述技术方案，甲醇汽油活塞式发动机能量密度和推进效率高，但需要消耗氧气，适用于潜水无人机空中飞行时的能量来源。

一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机的控制方法，用于所述火箭助推式跨介质自适应潜水无人机接收到水下潜伏航行、水-空跨介质转换和空中飞行三种模式的指令，按照以下内容对所述无人机进行控制：

当飞行控制系统接收到水下航行信息时，通过控制执行机构模块打开电池组件启动开关，启动驱动电机，驱动电机带动螺旋桨转动，无人机向前航行，组合导航模块在航行过程中实时采集航行姿态与位置数据，将航行数据传送给控制执行机构模块，控制执行机构模块接收到航行数据后，与用户设定的参数进行误差对比，当航行参数在误差范围内，无人机按照用户设定程序航行；否则，飞行控制系统通过PID控制器对控制执行机构模块发出修正指令，控制执行机构在步进电机的带动下对机翼做后掠角及迎角的修正，直至无人机航行位置及姿态在期望值范围内，使得无人机按照用户设定程序航行；

当飞行控计算机模块接收到水—空跨介质转模式信息时，驱动电机带动螺旋桨全速转动，使得无人机向水面快速航行，组合导航模块实时采集无人机位置姿态信息，当无人机位置姿态信息与期望值在一定范围内时不做动作；否则飞控计算机模块经过PID控制器发出修正指令，修正指令经由控制执行机构模块对机翼后掠角和迎角进行实时调整，达到期望位置姿态。当无人机与水面的距离小于设定值时，飞行控制系统发送点火信号命令，火箭发动机点火并开始工作，无人机在火箭发动机的有效推力作用下迅速脱离水面并升至一定高度的空域，当组合导航模块监测到无人机的机翼连接处进入到空气中后，控制执行机构模块控制机翼打开，并进行后掠角和迎角的调整，完成水-空跨介质飞行；

当无人机完全进入空中后，飞行控制系统等待火箭发动机工作完毕，启动活塞式发动机，活塞式发动机控制螺旋桨高速旋转，带动无人机继续飞行，飞行控制系统根据与期望飞行轨迹做误差对比，通过PID控制器对控制执行机构模块发出修正指令，控制执行机构模块发出动作对机翼进行后掠角及迎角两个控制通道进行修正，组合导航模块实时对飞行控制系统反馈数据，组成闭合回路使得潜水无人机快速到达预定空域；

当潜水无人机飞行至预定空域后，任务载荷系统开始工作，完成军事任务或民用任务；最后，甲醇汽油航空活塞发动机熄火，回收装置开始工作，打开充气降落伞降落在海面上飘浮，等待回收。

本发明的有益效果是：本发明动力系统采用组合动力系统，将火箭推进模块、氢燃料电池、甲醇汽油活塞式发动机三种推进模式进行有机整合，发挥各自优点，如氢燃料电池能量密度高，不需要额外消耗空气，适用于潜水无人机水中动力源；火箭发动机具有可靠性高、结构简单、推力大、适应性强的优点，用于潜水无人机跨介质飞行动力源；甲醇汽油活塞式发动机能量密度和推进效率高，但需要消耗氧气，适用于潜水无人机空中飞行；

本发明对机翼进行变结构设计，即通过控制执行机构产生控制力矩改变机翼后掠角和迎角，可实现无人机飞行姿态和轨迹控制；

本发明对螺旋桨进行了结构优化设计，针对螺旋桨工作的不同介质环境，通过仿真计算及数据优选，设计出了水-空适应性较好的螺旋桨结构；

本发明对无人机飞行控制系统基本控制模式进行了设计，采用PID控制器，对螺旋桨转速、机翼后掠角、机翼迎角进行解耦控制，控制通道数量适中，解耦效果明显，从而达到无人机期望的位置姿态；

本发明通过对潜水无人机总体设计，提出一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机，能较好地实现跨介质运行，可满足多种军民用需求。

本发明成本较低，适用于低成本潜水无人机，适合批量化生产。

附图说明

图1 ：为本发明的结构示意图，

图2 ：为本发明的机翼两自由度旋转示意图；

图3 ：为本发明的机翼完全收拢状态结构示意图，

图4 ：为本发明的喷管带密封塞结构图；

图5 ：为本发明的机翼调节机构；

图6 ：为本发明的系统组成图；

图7 ：为本发明的水下潜航工作模式流程框示意图；

图8 ：为本发明的水-空跨介质航行模式流程框示意图；

图9 ：为本发明的空中飞行模式流程框示意图；

图10：为本发明的飞行控制系统工作流程图；

图中：1、螺旋桨；2、机体；3、火箭发动机；4、凹槽空腔；5、喷管；6、回收装置；7、机翼；8、喷管壳体；9、密封塞；10、角度步进电机；11、转动杆；12、固定轴；13、球铰链；14、传动轴；15、线性步进电机；16、连杆。

具体实施方式

下面通过具体实施例，并结合附图，对本发明的技术方案作进一步的具体说明。

参照图1至图10所示的一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机，包括机体2和分别设置于机体2两侧的机翼7，所述机体2前端设有螺旋桨1，所述机体2的尾端设有火箭发动机3和回收装置6，所述无人机还包括：用于控制无人机轨迹与姿态的飞行控制系统，所述飞行控制系统包括连接于机翼7的控制执行机构模块、用于获取无人机位置与姿态的组合导航模块、与控制执行机构模块连接的飞控计算机模块、用于存储飞行数据的数据传输与存储模块、目标识别模块等；所述组合动力系统包括连接于机体的火箭推进模块、分别配合螺旋桨1的驱动电机和带动螺旋桨旋转的甲醇汽油活塞式发动机，所述驱动电机连接有电池组件；用于飞行至预定空域后完成任务的任务载荷系统。

所述机翼7一端铰链于机体2上，所述机体2和回收装置6配合机翼7设有凹槽空腔7。机翼7采用变结构设计，有2个自由度，一是90°变后掠角设计，在出水时机翼7完全收起，与无人机轴线平行，可有效减少出水阻力；二是采用变迎角设计，无人机在空中飞行，通过对机翼7的迎角及后掠角的控制，达到无人机能够在空中快速机动及稳定飞行的目的，所述机翼的左右控制通道可独立控制，对于偏航及滚转的控制尤为有效。

关于机翼7的后掠角和迎角的控制方式，下面进一步说明其实现方式。如图2建立机体坐标系OXYZ，其中OY沿机体旋转轴线指向尾部，OX位于水平面内且垂直于OY指向左为正向，OZ符合右手定则法则。如图5所示，所述机翼7通过角度步进电机10与转动杆11相连接，连接杆11通过转动固定轴12固定于机体2上，连杆16与转动杆11通过转动固定轴12连接，传动轴14与连杆16通过球铰链13连接，线性步进电机15固连于机体2上。

其工作过程为：控制通道1及2发出信号激励角度步进电机10，角度步进电机10得到控制信号后开始旋转，使得机翼7绕OX轴旋转，完成迎角的控制。其中控制通道1的被控对象为左机翼，控制通道2的被控对象为右机翼；控制通道3及4发出信号激励线性步进电机15，线性步进电机15带动传动轴14开始做往复运动，通过连杆16使得转动杆11绕转动副12旋转，最终带动机翼7改变后掠角。其中控制通道3的被控对象为左机翼，控制通道4的被控对象为右机翼。

所述火箭发动机3包括壳体、设置于壳体内部的火箭发动机装药及尾端的喷管5，所述喷管与火箭发动机的壳体空间连通，所述喷管5上设有密封塞9。火箭发动机采用固定推进剂，为防止海水倒灌，喷管5需要做好密封处理。具体处理方式为：采用梯形结构，涂抹硅橡胶，预紧力压紧，固化48小时即可，密封塞9材质可选用塑料或者橡胶类。

所述飞行控制系统、电池组件、驱动电机和甲醇汽油活塞式发动机均设置于机体2内，所述火箭推进模块设置于火箭发动机3的壳体内。螺旋桨1的动力系统有两种，一种是当电池组件是氢燃料电池时，为无人机水下潜航时提供能源；一种是甲醇汽油活塞式发动机，为无人机空中飞行时提供能源。

回收装置6内设有降落伞和充气囊。回收装置6内装有降落伞及充气囊，降落伞可以自动打开，保证潜水无人机缓慢降落，充气囊作用可使无人机飘浮在水面上等待人员回收。

所述飞行控制系统还包括与控制执行机构模块连接的飞控计算机模块、用于储存飞行数据的数据传输于储存模块和目标识别模块。

组合导航模块由GPS、陀螺仪、加速度计、压力机等组成，用于测试无人机的实时位置信息和姿态信息；飞控计算机模块采集到组合导航模块的信号后，经过数据融合处理，可得到无人机的实时位置和姿态信息，与期望位置及姿态信息进行对比后，构成反馈回路，采用PID控制器，发出控制指令，传递给控制执行机构模块。PID控制器把收集到的数据和一个参考值进行比较，然后把这个差别用于计算新的输入值，这个新的输入值的目的是可以让系统的数据达到或者保持在参考值。PID控制器可以根据历史数据和差别的出现率来调整输入值，这样可以使系统更加准确，更加稳定。控制执行机构模块接收到飞控计算机模块的控制信号，一方面对无人机机翼的后掠角和迎角进行控制，另一方面对螺旋桨转速进行控制，从而达到控制无人机位置和姿态的目的。数据传输与存储模块用于存储无人机的数据信息，或者是跟地面站进行数据交换，也可执行地面站发出的命令，此时可以增加无线接收机装置。目标识别模块用于在飞行器到达指定空域后，对目标进行探测识别，从而断定是否执行任务。目标识别模块可包含并不局限于视觉摄像头、超声波传感器、激光传感器。

螺旋桨1可以设置成二叶桨、三叶桨和四叶桨中的任意一种。对螺旋桨进行了结构优化设计，针对螺旋桨工作的不同介质环境，通过仿真计算及数据优选，设计出了水-空适应性较好的螺旋桨结构，桨叶直径越大，桨叶数量对升力效率贡献越大，桨叶数量的增加后需要重新优化桨叶形状。

本发明所涉及的连接处均采用密封圈或者涂抹密封胶处理，优选硅橡胶。

本发明所涉及的控制执行机构模块是一个总控制器，它是发布命令的“决策机构”，即完成协调和指挥整个无人机系统的操作。

一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机的控制方法，用于所述火箭助推式跨介质自适应潜水无人机接收到水下潜伏航行、水-空跨介质转换和空中飞行三种模式的指令，按照以下内容对所述无人机进行控制：

将无人机在水中自由释放，控制执行机构模块接收到指令，当飞行控制系统接收到水下航行信息时，通过控制执行机构模块打开氢燃料电池的启动开关，启动驱动电机，驱动电机带动螺旋桨做V1的速度转动，推动无人机在水下向前航行，组合导航模块在航行过程中利用外置压力传感器可探测出水的压力大小，由此可计算得到航行深度，利用加速度计可在一定范围内得到较为准确的位置信息，再根据GPS信号（可以上浮至水面的方式来获取GPS信号）对加速度计的位置信息进行校准。实时采集航行姿态与位置数据，将航行数据传送给控制执行机构模块，控制执行机构模块接收到航行数据后，与用户设定的期望航点位置信息进行对比，当航行参数在误差范围内，无人机按照用户设定程序航行；否则，飞行控制系统通过PID控制器对控制执行机构模块发出修正指令，控制执行机构在步进电机的带动下对机翼做后掠角及迎角的修正，直至无人机航行位置及姿态在期望值范围内，使得无人机按照用户设定程序航行；

当飞行控计算机模块接收到水—空跨介质转模式信息时，驱动电机带动螺旋桨做V2的速度全速转动，使得无人机向水面快速航行，组合导航模块实时采集无人机位置姿态信息，当无人机位置姿态信息与期望值在一定范围内时不做动作；否则飞控计算机模块经过PID控制器发出修正指令，修正指令经由控制执行机构模块通过步进电机对左右机翼后掠角和迎角进行实时调整，达到期望位置姿态。当无人机与水面的距离小于设定值时，飞行控制系统发送点火信号命令，火箭发动机点火并开始工作，无人机在火箭发动机的有效推力作用下迅速脱离水面并升至一定高度的空域，当组合导航模块监测到无人机的机翼连接处进入到空气中后，控制执行机构模块控制机翼打开，并进行后掠角和迎角的调整，完成水-空跨介质飞行；

当无人机完全进入空中后，飞行控制系统等待火箭发动机工作完毕，启动活塞式发动机，活塞式发动机控制螺旋桨做V3的速度高速旋转，带动无人机继续飞行，飞行控制系统根据与期望飞行轨迹做误差对比，通过PID控制器对控制执行机构模块发出修正指令，控制执行机构模块通过步进电机发出动作对机翼进行后掠角及迎角两个控制通道进行修正，组合导航模块实时对飞行控制系统反馈数据，组成闭合回路使得潜水无人机快速到达预定空域；

由于电池组件的电量有限，所以在水下航行时速度比较低，所以V1较小，而对于出水过程中，电池功率开到最大，以全功率运行，故称全速运动，目的是使得飞行器快速出水，而V3，由于在空中，受到的空气阻力远小于水中阻力，所以速度远高于V1和V2，故为高速运动。所以V3远大于V2大于V3，即：V3>>V2>V3。

当潜水无人机飞行至预定空域后，任务载荷系统开始工作，完成军事任务或民用任务；最后，甲醇汽油航空活塞发动机熄火，回收装置开始工作，打开充气降落伞降落在海面上飘浮，等待回收。

通过采用上述技术方案，水下潜伏航行模式为：潜水无人机在水中自由释放，飞行控制系统发出指令，组合动力系统中氢燃料电池模块开始工作，驱动电机带动螺旋桨1以一定的转速旋转带动潜水无人机在水下航行，组合导航模块采集航行数据，经过飞行控制系统得到其航行数据参数（如潜水深度、航行速度等），飞行控制系统根据用户设定的参数，对控制执行机构模块发出修正指令，控制执行机构模块发出动作对机翼7进行后掠角及迎角两个控制通道进行修正，组合导航模块实时对飞行控制系统反馈数据，组成闭合回路使得潜水无人机按照用户设定程序航行。并调整航行姿态确保潜水无人机保持与水面成大角度出水，当距离水面深度满足发射深度时，机翼7全部收拢减少出水阻力，火箭发动机点火，喷管5喷出高温燃气推动潜水无人机出水，进入空气中后，机翼7张开并实时调节迎角与后掠角度，火箭发动机继续工作，喷管5喷出高温燃气，推动潜水无人机进一步加速，通过调整机翼7后掠角与迎角使得潜水无人机飞行至预定空域，完成水-空跨介质飞行。

空中飞行模式为：潜水无人机升空并在火箭发动机工作完毕后，飞行控制系统对组合动力系统下达切换指令，甲醇汽油航空活塞发动机开始工作，带动螺旋桨1高速旋转，带动潜水无人机继续飞行。飞行控制系统对控制执行机构模块发出修正指令，控制执行机构模块发出动作对机翼7进行后掠角及迎角两个控制通道进行修正，组合导航模块实时对飞行控制系统反馈数据，组成闭合回路使得潜水无人机按照快速到达预定空域。

当潜水无人机飞行至预定空域后，任务载荷系统开始工作，完成军事任务或民用任务。最后，甲醇汽油航空活塞发动机熄火，回收装置6开始工作，打开充气降落伞降落在海面上飘浮，等待回收。

以上所述的实施例只是本发明的一种较佳的方案，并非对本发明作任何形式上的限制，在不超出权利要求所记载的技术方案的前提下还有其它的变体及改型。

Claims (10)

1.一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机，包括机体（2）和分别设置于机体（2）两侧的机翼（6），其特征在于：所述机体（2）前端设有螺旋桨（1），所述机体（2）的尾端设有火箭发动机（3）和回收装置（5）；所述无人机还包括：

用于控制无人机轨迹与姿态的飞行控制系统，所述飞行控制系统包括连接于机翼（6）的控制执行机构模块和用于获取无人机位置与姿态的组合导航模块，所述组合导航模块连接于控制执行机构模块；

用于推动飞行器前进的组合动力系统；所述组合动力系统包括连接于火箭发动机（3）的火箭推进模块、分别配合螺旋桨的驱动电机和发动机，所述驱动电机连接有电池组件，

用于飞行至预定空域后完成用户制定任务的任务载荷系统。

2.根据权利要求1所述的一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机，其特征在于：所述机翼（6）一端铰接于机体（2）上，所述机体（2）和回收装置（5）配合机翼（6）设有凹槽空腔（7），通过步进电机对机翼做掠角和迎角的控制。

3.根据权利要求1所述的一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机，其特征在于：所述火箭发动机（3）包括壳体、设置于火箭发动机的壳体内的火箭发动机装药和设置于壳体尾端的喷管（4），所述喷管与壳体空间连通，所述喷管（4）设有密封件。

4.根据权利要求1所述的一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机，其特征在于：所述飞行控制系统、电池组件、驱动电机和发动机均设置于机体（2）内，所述火箭推进模块设置于壳体内。

5.根据权利要求1所述的一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机，其特征在于：回收装置（5）内设有降落伞和充气囊。

6.根据权利要求1所述的一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机，其特征在于：所述飞行控制系统还包括与控制执行机构模块连接的飞控计算机模块、用于储存飞行数据的数据传输于储存模块和目标识别模块。

7.根据权利要求1所述的一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机，其特征在于：所述组合导航模块包括GPS、陀螺仪、加速度计和压力传感器。

8.根据权利要求3所述的一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机，其特征在于：所述电池组件包括氢电池和锂电池中的任意一种。

9.根据权利要求3所述的一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机，其特征在于：所述发电机包括甲醇汽油活塞式发动机、航空汽油活塞发动机和航空煤油活塞发动机中的任意一种。

10.一种火箭助推式跨介质自适应潜水无人机的控制方法，其特征在于：采用权利要求1~9任意一项所述的无人机，用于所述火箭助推式跨介质自适应潜水无人机接收到水下潜伏航行、水-空跨介质转换和空中飞行三种模式的指令，按照以下内容对所述无人机进行控制：

当飞行控制系统接收到水下航行信息时，通过控制执行机构模块打开电池组件启动开关，启动驱动电机，驱动电机带动螺旋桨转动，无人机向前航行，组合导航模块在航行过程中实时采集航行姿态与位置数据，将航行数据传送给控制执行机构模块，控制执行机构模块接收到航行数据后，与用户设定的参数进行误差对比，当航行参数在误差范围内，无人机按照用户设定程序航行；否则，飞行控制系统通过PID控制器对控制执行机构模块发出修正指令，控制执行机构在步进电机的带动下对机翼做后掠角及迎角的修正，直至无人机航行位置及姿态在期望值范围内，使得无人机按照用户设定程序航行；

当飞行控计算机模块接收到水—空跨介质转模式信息时，驱动电机带动螺旋桨全速转动，使得无人机向水面快速航行，组合导航模块实时采集无人机位置姿态信息，当无人机位置姿态信息与期望值在一定范围内时不做动作；否则飞控计算机模块经过PID控制器发出修正指令，修正指令经由控制执行机构模块对机翼后掠角和迎角进行实时调整，达到期望位置姿态；当无人机与水面的距离小于设定值时，飞行控制系统发送点火信号命令，火箭发动机点火并开始工作，无人机在火箭发动机的有效推力作用下迅速脱离水面并升至一定高度的空域，当组合导航模块监测到无人机的机翼连接处进入到空气中后，控制执行机构模块控制机翼打开，并进行后掠角和迎角的调整，完成水-空跨介质飞行；

当无人机完全进入空中后，飞行控制系统等待火箭发动机工作完毕，启动活塞式发动机，活塞式发动机控制螺旋桨高速旋转，带动无人机继续飞行，飞行控制系统根据与期望飞行轨迹做误差对比，通过PID控制器对控制执行机构模块发出修正指令，控制执行机构模块发出动作对机翼进行后掠角及迎角两个控制通道进行修正，组合导航模块实时对飞行控制系统反馈数据，组成闭合回路使得潜水无人机快速到达预定空域；

当潜水无人机飞行至预定空域后，任务载荷系统开始工作，完成军事任务或民用任务；最后，甲醇汽油航空活塞发动机熄火，回收装置开始工作，打开充气降落伞降落在海面上飘浮，等待回收。

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