分離式飛機應急數據記錄跟蹤系統設計與試驗

張延泰，孫建紅，2，*，侯斌，王一波

（1.南京航空航天大學飛行器環境控制與生命保障工業和信息化部重點實驗室，南京 210016；2.南京航空航天大學民航學院，南京 211106；3.中國航天科技集團公司上海航天控制技術研究所，上海 201109）

在法航AF447和馬航MH370等海上空難中，由于飛行數據記錄器（Flight Data Recorder，FDR），也稱“黑匣子”，固定在機身中，空難發生時記錄器隨飛機殘骸沉入海底，給打撈和定位造成困難，甚至無法打撈，嚴重制約了及時救援和事故調查。特別是馬航MH370事故，數國歷時幾年竭盡全力的救援和打撈仍未成功，使得FDR相關的航空安全技術成為了研究熱點［1-3］。

FDR自1958年發明后，隨著飛行安全和數據安全標準的不斷提高，其抗墜毀性能也不斷增強［4］。同時，現有民航飛機的FDR依然采用傳統設計思路，即FDR隨飛機墜毀后，依靠較強的防墜毀性能保護飛行數據，依靠信標為搜救團隊定位。但從海上空難救援實踐看，FDR面臨著深海不易尋回、水下信號干擾、電池續航時間有限等問題，這對FDR的設計功能提出了更高的要求。

在FDR的改進研究中，一方面是改進水下定位信標（Underwater Locator Beacon，ULB）及其信號探測方法。Zhu等［5］提出了基于聲音軌道角動量的ULB探測方法，該方法可以提高ULB方位角的測量精度，進而提高ULB的定位精度。Liu等［6］提出采用聲場模擬方法量化聲波的水下傳輸損耗，改進ULB信號的探測與分析流程。傳統ULB信號只能提供距離信息，需要三角定位等手段才能獲得具體位置。Wang等［7］提出將慣性導航系統與ULB整合，使水下信標可以直接發送位置坐標信號。研究另一方面聚焦于實時傳輸并備份飛行數據。Coll等［8］提出了一個取代傳統FDR的系統，該系統基于衛星平臺，可以將飛行數據實時備份到地面服務器。Wang等［9］利用飛機之間的無線電通信，提出了一個無線網絡框架，可以讓飛行數據在飛機、衛星和地面服務器之間傳輸備份。Qin等［10］采用無線寬帶通信技術，完成了空-地之間飛行數據的實時下載與分析，為地面實時監控飛機狀態提供了基礎。但以目前民用航空器數量和需備份的海量數據而言，離實際應用還有大量工作要做。

馬航MH370航班失聯后，筆者所在團隊與中國商用飛機有限責任公司針對民航客機聯合研發了分離式飛機應急數據記錄跟蹤系統［11］，由于該系統能快速彈射與飛機分離，不受地域海況影響，能及時報警定位和數據傳輸，該系統又被稱為報信者（Harbinger，HBG）系統。系統中包括可彈射的應急飛行數據記錄器（Emergency Flight Data Recorder，EFDR），在空難發生時飛機將EFDR彈出機身，不僅可以解決FDR可能隨飛機落入深海而無法尋回的問題，還可以及時定位，降低救援響應時間，提高事故搜救效率。HBG系統采用降落傘緩降技術和氣囊緩沖技術，減小EFDR墜水沖擊。因此，與現有民航飛機的FDR相比，EFDR具有體積小、質量輕等優點。HBG系統還可以追蹤拍攝危急時刻的飛機圖像，及時傳輸數據，有利于盡快開展救援和事故分析。

本文介紹了HBG系統的原理框架，給出了彈射和緩降等過程的設計流程，分析了傘-囊組合體中前置體對傘衣阻力系數的影響，給出了傘衣阻力系數的計算公式。同時，為了驗證HBG系統的可行性，設計并制作了HBG原理樣機，通過無人機試驗驗證了HBG系統關鍵功能和工作流程的可行性，為工程設計提供了參考。

1 系統組成

HBG系統由4個子系統組成［11］，其中緩降系統內部安裝有一臺EFDR。如圖1所示，HBG系統可根據傳感信號和實時數據，自動或者手動啟動。緩降系統主要由氣囊和牽引-緩降傘組成，氣囊用于著水／著陸緩沖和著水漂浮。牽引-緩降傘在彈射時發揮牽引傘作用，離機后作為降落傘緩降。墜水（或墜地）后，牽引-緩降傘與EFDR分離。同時，EFDR 自帶的無線電設備開始廣播SOS和定位信號以便搜尋。搜救人員和設備不僅可以接收這些信號，同時可以發送指令，上傳EFDR飛行數據。

2 系統設計

2.1 安裝位置

對于現役民航客機，HBG是新的系統，需要尋找合適安裝位置。通常，飛機貨艙、設備艙和球面框后方空間較大，可以考慮安裝HBG系統，如圖2（a）所示。針對迎角30°、飛行速度為92 m／s的工況進行數值模擬［12］，機身下方展向對稱面流線如圖2（b）所示。除機尾位置外，牽引-緩降傘彈出機身后會被氣流吹向機身，導致傘衣與機身擠壓剮蹭。這既可能影響飛行安全，更可能導致傘衣破損失效，影響HBG系統正常工作。機尾雖然也處于迎風面，但由于機尾球面框有流場減阻上翹角設計，流線基本與機身平行。如牽引-緩降傘從機尾下方彈出，數值模擬結果可以看出，緩降系統沿氣流方向朝飛機斜上方運動，傘衣沒有與機身發生擠壓碰撞，如圖2（c）所示。說明HBG系統安裝在機尾有較高的安全性。HBG系統整體質量約為10 kg，系統各部件整合在立方體外殼內，外殼尺寸約為530 mm×260 mm×150 mm。飛機機身內部應有相同尺寸的插槽用于安裝HBG系統。大型客機機尾球面框直徑往往大于3 m?？紤]到HBG系統尺寸與球面框相比較小，不會影響機尾輔助動力裝置（APU）等設備的正常工作。因此，可將HBG系統安裝在機尾球面框后方。

2.2 彈射系統仿真模型

圖3為彈射系統主要結構示意圖，彈射系統采用壓縮空氣作為動力?；赟eigel［13］的氣動彈射裝置理論，做出以下假設：①彈射過程絕熱等熵；②彈射過程可以被視為準平衡過程，即每一個時間步內高壓氣瓶與氣缸內都有均勻的溫度和壓力。由此可以得到彈射過程中高壓氣瓶的絕熱放氣模型和氣缸的絕熱充氣模型：

圖3 彈射系統主要結構示意圖Fig.3 Schematic of ejection system with main components

式中：下角標1代表高壓氣瓶；下角標2代表氣缸；V為體積；M為氣體質量；P為氣體壓力；T為氣體溫度；qm為高壓氣瓶向氣缸充氣的質量流量；γ為空氣比熱比；Rg為氣體常數。利用MATLAB／Simulink搭建彈射系統模型，選用4階龍格-庫塔法進行求解，可以得到彈射初速度。

2.3 牽引-緩降傘和氣囊設計

圖4為部分設計參數關聯圖。緩降系統質量和最大可承受過載會影響多個系統的設計指標，需要先進行估算。緩降系統主要結構參考文獻［11］中的相關設計，緩降系統總質量為4 kg。EFDR等機電設備的最大過載應小于84倍重力加速度，即84 g，設計HBG系統的緩降速度為8 m／s［14-15］。

圖4 部分設計參數關聯圖Fig.4 Relation map of partial design parameters

選擇平面圓形傘作為牽引-緩降傘傘型，其阻力系數一般為0.75～0.8［16］。在穩降階段，物傘系統重力與傘衣氣動力相等（見式（2）），計算出傘衣名義面積為1.28 m2，名義直徑為1.28 m。

式中：m為物傘系統質量；g為重力加速度；ρ為氣體密度；u∞為緩降速度；CD為傘衣阻力系數；A為傘衣名義面積。

氣囊采取4腔室設計，考慮側風和地形等因素，氣囊會以不確定的姿態觸地，因此設計圓柱形全包裹式氣囊（見圖5）。基于CV和ALE的數值模擬方法已經在直升機應急氣囊充氣及沖擊著水過程中得到成功應用［17］。采用相同數值模擬方法計算該型氣囊在墜地和墜水時的沖擊載荷［18］，過載峰值分別為78g和66g。

圖5 氣囊結構示意圖Fig.5 Schematic of airbag structure

3 傘衣氣動力分析與傘-囊優化設計

在HBG系統中，傘衣與氣囊距離較小，氣囊尾流會降低傘衣阻力系數，使傘-囊組合體的緩降速度增大。因此，需要對傘-囊組合體進行氣動力分析，再建立合適的數學模型計算傘衣阻力系數。

為了研究氣囊尾流對牽引-緩降傘衣阻力系數的影響，采用ALE流構耦合模擬得到牽引-緩降傘的張滿外形，建立傘-囊組合體的幾何模型和貼體網格（見圖6），采用三維不可壓Navier-Stokes方程和Realizable k-ε湍流模型進行數值模擬。

圖6 傘與氣囊示意圖Fig.6 Schematic of parachute and airbag

為了方便分析，對傘-囊模型做出以下簡化：①由于緩降階段氣囊與傘衣都處于充滿狀態，外形變化較小，將傘-囊簡化為剛體；②由于傘繩較細，迎風面積較小，忽略傘繩對流場的影響；③為了保持傘衣張滿外形不變，在改變傘衣名義直徑時，等比縮放傘繩長度。因此，傘-囊組合體共有3個主要設計參數：氣囊半徑R、氣囊長度L和傘衣名義直徑D0。

氣流繞傘衣流時Re較大（約為Re＝O（106）），因此傘衣阻力以壓差阻力為主。在傘-囊組合體的繞流問題中，前置體的尾跡特性與傘衣阻力系數的變化密切相關［19-21］。因此，需要對傘-囊組合體的流場進行分析。圖8給出了氣流在傘-囊組合體對稱面的壓力與速度分布（圖中等值線為流向速度）氣流在氣囊固定點分離，分離剪切層會形成擴張式尾跡。另外還可以看出，當氣囊迎風面積減小時，氣囊的尾跡寬度變窄；當氣囊長度減小時，氣囊的回流區范圍幾乎無變化。

圖7 傘衣阻力系數隨傘衣名義直徑的變化Fig.7 Variation of canopy drag coefficient with canopy nominal diameter

Lamb矢量散度與流場中的動量輸運過程相關［22］。這里Lamb矢量定義為L＝ω×u，ω和u分別為流體的渦量和速度，Lamb矢量散度為Δ·L。Δ·L的正負交替代表了流體動量輸運的主要形式發生改變，可被用于描述傘衣附近流場特征［23］。

圖9給出了利用Δ·L描述的流場結構。在流場中，Δ·L的值呈現正負交替分布特征。在氣囊分離點附近出現負值包裹正值的三層結構。類似三層結構也發現在方柱的分離剪切層區，這種結構會減緩剪切層失穩［24］。Δ·L值的正負交替結構主要集中于剪切層附近，這意味著動量交換也主要發生在剪切層附近。此外，與傘衣剪切層區相比，氣囊剪切層區的正負交替結構厚度明顯偏薄，這說明氣囊的分離剪切層更為穩定。

圖9 傘-囊組合體對稱面Lamb矢量散度云圖Fig.9 Lamb vector divergence contours of parachute-airbag symmetrical plane

為了對比分析幾何尺寸對氣囊分離剪切層穩定性的影響，圖10給出了沿剪切層演化方向的剪切層厚度分布。這里，剪切層厚度δω定義為

圖10 剪切層的渦量厚度沿流向分布Fig.10 Streamwise distribution of vorticity thickness inside shear layer

式中：ΔU為剪切層兩側流向速度差；y為法向（見圖8（a））。分離剪切層產生于氣囊前緣，在初始發展階段，剪切層的增長率約為0.25，不同尺寸氣囊剪切層增長率差別較小。隨著剪切層向下游發展，剪切層增長率升高，氣囊半徑減小后，剪切層增長率的升高幅度明顯降低，說明剪切層在向下游發展的過程中更加穩定。穩定的氣囊分離剪切層，造成氣囊回流區與外部高速氣流的動量交換減小，使得氣囊尾跡區中壓力升高。

當氣囊半徑減小時，氣囊尾跡區中壓力升高，傘衣阻力系數也隨之上升（見圖8）。為了更好地說明氣囊尾流對傘衣阻力系數的影響，選取傘衣名義直徑 D～0為11.8和23.6的2種傘進行對比，如圖11（a）所示，傘衣阻力系數隨氣囊半徑增大而下降。當氣囊半徑過大時，傘衣完全浸沒在氣囊尾部回流區中，導致傘前壓力較低，傘衣呈現負的阻力系數。如果氣囊半徑過小，會降低墜落緩沖效果。從圖11（a）中可以看到，存在ΔR～的半徑變化范圍，在此區間內傘衣阻力系數可被視為線性變化，是相對合理的氣囊半徑設計范圍。

圖8 傘-囊組合體對稱面壓力云圖Fig.8 Pressure contours of parachute-airbag symmetrical plane

圖11 不同工況下傘衣阻力系數隨氣囊半徑、長度和傘衣名義直徑的變化Fig.11 Variation of canopy drag coefficient with radius and length of airbag and canopy nominal diameter in different working cases

以數值模擬結果為樣本點，采用最小二乘法擬合得到待定系數a，b，c，d，e，f，其數值分別為0.79，－0.91，0.046，0.22，－0.00084，0.00054。可以看到，公式中后兩項為高階小量可以忽略，式（4）簡化為

重新擬合待定系數a，b，c，d，可以得到傘衣阻力系數修正公式為

如圖12所示，當氣囊尺寸不變時，隨著傘衣名義直徑增加，傘衣阻力系數逐漸增大?？梢钥吹?，傘衣阻力系數的擬合精度誤差均值較為接近。式（6）忽略了與傘衣直徑相關的高階小量，曲線擬合精度降低，但降低幅度較小。

圖12 傘衣名義直徑對傘衣阻力系數的影響Fig.12 Influence of canopy nominal diameters on canopy drag coefficient

4 無人機試驗

為了驗證HBG系統設計的可行性和合理性，在陸地和水面上空分別利用無人機進行了原理樣機試驗。無人機為自制上單翼螺旋槳飛機，機長約2.1 m，飛行速度40 m／s，飛行高度230 m。如圖13所示，彈射系統的氣瓶、電源和遙控模塊等部件安裝在無人機機身內。彈射筒采用吊掛的方法固定在機腹下方。緩降和拖曳系統放置在彈射筒內，緩降系統內安裝有EFDR等機電部件。

圖13 無人機和HBG囊-傘系統Fig.13 Unmanned aerial vehicle and HBG parachute-airbag system

當彈射系統啟動時，牽引-緩降傘彈出并迅速充氣（見圖14（a）），緩降系統和拖曳系統也隨即從彈射筒彈射出。在彈射系統啟動的同時，拖曳系統攝像頭開始拍攝。攝像頭通過一根線纜與無人機相連。在攝像頭被彈出機身后，無人機拖曳攝像頭飛行。攝像頭在此過程中拍攝無人機圖像并將影像實時回傳地面監控器（見圖14（b）和圖15（b））。在緩降系統下落過程中，氣囊迅速充滿。在湖面墜水試驗中，同樣過程如圖15（a）、（b）所示。當緩降系統墜地后，氣囊無破損。此外，該系統墜水后，也可以正常漂浮于水面。EFDR沒有進水，可正常讀取記錄器中的完整數據。說明在墜地和墜水工況中，傘-囊組合體可以有效保護EFDR（見圖14（c）和圖15（c）），達到設計要求。

圖14 HBG系統墜地試驗Fig.14 Ground impact testing of HBG system

圖15 HBG系統墜水試驗Fig.15 Impact testing on water surface of HBG system

5 結 論

針對傳統FDR深海定位困難和打撈成本高等問題，提出了HBG系統，闡述了HBG系統工作原理，完成了總體方案設計與試驗。在設計與試驗中發現：

1）通過傘-囊組合體的設計，可以將EFDR的墜地（或墜水）過載降低到84g以下，滿足一般航空儀器的設計指標，與傳統FDR的最大設計過載（3400g）相比，明顯降低。

2）在氣囊尾流區中，傘衣阻力系數隨氣囊半徑增大而降低，隨氣囊長度增大而上升；氣囊半徑對傘衣阻力系數的影響明顯高于氣囊長度；提出了傘衣的阻力系數修正公式。

3）在無人機試驗中，彈射系統順利地將緩降和拖曳系統彈出飛機機身；緩降系統的氣囊能夠快速充滿，并在墜地或墜水后有效保護EFDR；拖曳系統可以跟拍攝飛機圖像，并實時傳回圖像，說明HBG系統整體方案合理可行。