FDR自1958年发明后，随着飞行安全和数据安全标准的不断提高，其抗坠毁性能也不断增强[4]。同时，现有民航飞机的FDR依然采用传统设计思路，即FDR随飞机坠毁后，依靠较强的防坠毁性能保护飞行数据，依靠信标为搜救团队定位。但从海上空难救援实践看，FDR面临着深海不易寻回、水下信号干扰、电池续航时间有限等问题，这对FDR的设计功能提出了更高的要求。
在FDR的改进研究中，一方面是改进水下定位信标(Underwater Locator Beacon，ULB)及其信号探测方法。Zhu等[5]提出了基于声音轨道角动量的ULB探测方法，该方法可以提高ULB方位角的测量精度，进而提高ULB的定位精度。Liu等[6]提出采用声场模拟方法量化声波的水下传输损耗，改进ULB信号的探测与分析流程。传统ULB信号只能提供距离信息，需要三角定位等手段才能获得具体位置。Wang等[7]提出将惯性导航系统与ULB整合，使水下信标可以直接发送位置坐标信号。研究另一方面聚焦于实时传输并备份飞行数据。Coll等[8]提出了一个取代传统FDR的系统，该系统基于卫星平台，可以将飞行数据实时备份到地面服务器。Wang等[9]利用飞机之间的无线电通信，提出了一个无线网络框架，可以让飞行数据在飞机、卫星和地面服务器之间传输备份。Qin等[10]采用无线宽带通信技术，完成了空-地之间飞行数据的实时下载与分析，为地面实时监控飞机状态提供了基础。但以目前民用航空器数量和需备份的海量数据而言，离实际应用还有大量工作要做。
马航MH370航班失联后，笔者所在团队与中国商用飞机有限责任公司针对民航客机联合研发了分离式飞机应急数据记录跟踪系统[11]，由于该系统能快速弹射与飞机分离，不受地域海况影响，能及时报警定位和数据传输，该系统又被称为报信者(Harbinger, HBG)系统。系统中包括可弹射的应急飞行数据记录器(Emergency Flight Data Recorder, EFDR)，在空难发生时飞机将EFDR弹出机身，不仅可以解决FDR可能随飞机落入深海而无法寻回的问题，还可以及时定位，降低救援响应时间，提高事故搜救效率。HBG系统采用降落伞缓降技术和气囊缓冲技术，减小EFDR坠水冲击。因此，与现有民航飞机的FDR相比，EFDR具有体积小、质量轻等优点。HBG系统还可以追踪拍摄危急时刻的飞机图像，及时传输数据，有利于尽快开展救援和事故分析。
本文介绍了HBG系统的原理框架，给出了弹射和缓降等过程的设计流程，分析了伞-囊组合体中前置体对伞衣阻力系数的影响，给出了伞衣阻力系数的计算公式。同时，为了验证HBG系统的可行性，设计并制作了HBG原理样机，通过无人机试验验证了HBG系统关键功能和工作流程的可行性，为工程设计提供了参考。
1 系统组成 HBG系统由4个子系统组成[11]，其中缓降系统内部安装有一台EFDR。如图 1所示，HBG系统可根据传感信号和实时数据，自动或者手动启动。缓降系统主要由气囊和牵引-缓降伞组成，气囊用于着水/着陆缓冲和着水漂浮。牵引-缓降伞在弹射时发挥牵引伞作用，离机后作为降落伞缓降。坠水(或坠地)后，牵引-缓降伞与EFDR分离。同时，EFDR自带的无线电设备开始广播SOS和定位信号以便搜寻。搜救人员和设备不仅可以接收这些信号，同时可以发送指令，上传EFDR飞行数据。
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| 图 1 分离式飞机应急数据记录跟踪系统工作原理 Fig. 1 Schematic diagram of ejection emergency flight data recording and tracking system |
| 图选项 |
2 系统设计 2.1 安装位置 对于现役民航客机，HBG是新的系统，需要寻找合适安装位置。通常，飞机货舱、设备舱和球面框后方空间较大，可以考虑安装HBG系统，如图 2(a)所示。针对迎角30°、飞行速度为92 m/s的工况进行数值模拟[12]，机身下方展向对称面流线如图 2(b)所示。除机尾位置外，牵引-缓降伞弹出机身后会被气流吹向机身，导致伞衣与机身挤压剐蹭。这既可能影响飞行安全，更可能导致伞衣破损失效，影响HBG系统正常工作。机尾虽然也处于迎风面，但由于机尾球面框有流场减阻上翘角设计，流线基本与机身平行。如牵引-缓降伞从机尾下方弹出，数值模拟结果可以看出，缓降系统沿气流方向朝飞机斜上方运动，伞衣没有与机身发生挤压碰撞，如图 2(c)所示。说明HBG系统安装在机尾有较高的安全性。HBG系统整体质量约为10 kg，系统各部件整合在立方体外壳内，外壳尺寸约为530 mm×260 mm×150 mm。飞机机身内部应有相同尺寸的插槽用于安装HBG系统。大型客机机尾球面框直径往往大于3 m。考虑到HBG系统尺寸与球面框相比较小，不会影响机尾辅助动力装置(APU)等设备的正常工作。因此，可将HBG系统安装在机尾球面框后方。
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| 图 2 系统安装位置、机身下方气流流向与伞运动轨迹 Fig. 2 System installation location, air flow direction below the fuselage and parachute trajectory |
| 图选项 |
2.2 弹射系统仿真模型 图 3为弹射系统主要结构示意图，弹射系统采用压缩空气作为动力。基于Seigel[13]的气动弹射装置理论，做出以下假设：①弹射过程绝热等熵；②弹射过程可以被视为准平衡过程，即每一个时间步内高压气瓶与气缸内都有均匀的温度和压力。由此可以得到弹射过程中高压气瓶的绝热放气模型和气缸的绝热充气模型：
 | (1) |
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| 图 3 弹射系统主要结构示意图 Fig. 3 Schematic of ejection system with main components |
| 图选项 |
式中：下角标1代表高压气瓶；下角标2代表气缸；V为体积；M为气体质量；P为气体压力；T为气体温度；qm为高压气瓶向气缸充气的质量流量；γ为空气比热比；Rg为气体常数。利用MATLAB/Simulink搭建弹射系统模型，选用4阶龙格-库塔法进行求解，可以得到弹射初速度。
2.3 牵引-缓降伞和气囊设计 图 4为部分设计参数关联图。缓降系统质量和最大可承受过载会影响多个系统的设计指标，需要先进行估算。缓降系统主要结构参考文献[11]中的相关设计，缓降系统总质量为4 kg。EFDR等机电设备的最大过载应小于84倍重力加速度，即84 g，设计HBG系统的缓降速度为8 m/s[14-15]。
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| 图 4 部分设计参数关联图 Fig. 4 Relation map of partial design parameters |
| 图选项 |
选择平面圆形伞作为牵引-缓降伞伞型，其阻力系数一般为0.75~0.8[16]。在稳降阶段，物伞系统重力与伞衣气动力相等(见式(2))，计算出伞衣名义面积为1.28 m2，名义直径为1.28 m。
 | (2) |
式中：m为物伞系统质量; g为重力加速度; ρ为气体密度; u∞为缓降速度; CD为伞衣阻力系数; A为伞衣名义面积。
气囊采取4腔室设计，考虑侧风和地形等因素，气囊会以不确定的姿态触地，因此设计圆柱形全包裹式气囊(见图 5)。基于CV和ALE的数值模拟方法已经在直升机应急气囊充气及冲击着水过程中得到成功应用[17]。采用相同数值模拟方法计算该型气囊在坠地和坠水时的冲击载荷[18]，过载峰值分别为78g和66g。
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| 图 5 气囊结构示意图 Fig. 5 Schematic of airbag structure |
| 图选项 |
3 伞衣气动力分析与伞-囊优化设计 在HBG系统中，伞衣与气囊距离较小，气囊尾流会降低伞衣阻力系数，使伞-囊组合体的缓降速度增大。因此，需要对伞-囊组合体进行气动力分析，再建立合适的数学模型计算伞衣阻力系数。
为了研究气囊尾流对牵引-缓降伞衣阻力系数的影响，采用ALE流构耦合模拟得到牵引-缓降伞的张满外形，建立伞-囊组合体的几何模型和贴体网格(见图 6)，采用三维不可压Navier-Stokes方程和Realizable k-ε湍流模型进行数值模拟。
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| 图 6 伞与气囊示意图 Fig. 6 Schematic of parachute and airbag |
| 图选项 |
为了方便分析，对伞-囊模型做出以下简化：①由于缓降阶段气囊与伞衣都处于充满状态，外形变化较小，将伞-囊简化为刚体；②由于伞绳较细，迎风面积较小，忽略伞绳对流场的影响；③为了保持伞衣张满外形不变，在改变伞衣名义直径时，等比缩放伞绳长度。因此，伞-囊组合体共有3个主要设计参数：气囊半径R、气囊长度L和伞衣名义直径D0。
利用量纲分析法建立伞衣阻力系数的计算公式，首先确定影响伞衣阻力系数的参数为：缓降速度u∞、来流气体密度ρ、来流黏度μ、气囊半径R、气囊长度L和伞衣名义直径D0。在伞-囊模块设计中，气囊腔室厚度主要由坠落冲击决定。气囊半径和长度主要由气囊腔室厚度和内部机电模块的尺寸决定(见图 5)。考虑到气囊尺寸不仅影响坠落冲击，还影响伞衣阻力系数，因此选取缓降系统机电模块直径d为伞-囊组合体特征长度，同时选择缓降速度u∞和来流气体密度ρ为另外2个基准物理量。可以将设计参数整理为雷诺数Re和3个无量纲长度，分别为Re=ρu∞d/μ、
根据目标设计要求，EFDR等机电部件直径d为0.127 m，气囊无量纲半径
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| 图 7 伞衣阻力系数随伞衣名义直径的变化 Fig. 7 Variation of canopy drag coefficient with canopy nominal diameter |
| 图选项 |
气流绕伞衣流时Re较大(约为Re=O(106))，因此伞衣阻力以压差阻力为主。在伞-囊组合体的绕流问题中，前置体的尾迹特性与伞衣阻力系数的变化密切相关[19-21]。因此，需要对伞-囊组合体的流场进行分析。图 8给出了气流在伞-囊组合体对称面的压力与速度分布(图中等值线为流向速度)气流在气囊固定点分离，分离剪切层会形成扩张式尾迹。另外还可以看出，当气囊迎风面积减小时，气囊的尾迹宽度变窄；当气囊长度减小时，气囊的回流区范围几乎无变化。
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| 图 8 伞-囊组合体对称面压力云图 Fig. 8 Pressure contours of parachute-airbag symmetrical plane |
| 图选项 |
Lamb矢量散度与流场中的动量输运过程相关[22]。这里Lamb矢量定义为L=ω×u，ω和u分别为流体的涡量和速度，Lamb矢量散度为▽·L。▽·L的正负交替代表了流体动量输运的主要形式发生改变，可被用于描述伞衣附近流场特征[23]。
图 9给出了利用▽·L描述的流场结构。在流场中，▽·L的值呈现正负交替分布特征。在气囊分离点附近出现负值包裹正值的三层结构。类似三层结构也发现在方柱的分离剪切层区，这种结构会减缓剪切层失稳[24]。▽·L值的正负交替结构主要集中于剪切层附近，这意味着动量交换也主要发生在剪切层附近。此外，与伞衣剪切层区相比，气囊剪切层区的正负交替结构厚度明显偏薄，这说明气囊的分离剪切层更为稳定。
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| 图 9 伞-囊组合体对称面Lamb矢量散度云图 Fig. 9 Lamb vector divergence contours of parachute-airbag symmetrical plane |
| 图选项 |
为了对比分析几何尺寸对气囊分离剪切层稳定性的影响，图 10给出了沿剪切层演化方向的剪切层厚度分布。这里，剪切层厚度δω定义为
 | (3) |
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| 图 10 剪切层的涡量厚度沿流向分布 Fig. 10 Streamwise distribution of vorticity thickness inside shear layer |
| 图选项 |
式中：ΔU为剪切层两侧流向速度差; y为法向(见图 8(a))。分离剪切层产生于气囊前缘，在初始发展阶段，剪切层的增长率约为0.25，不同尺寸气囊剪切层增长率差别较小。随着剪切层向下游发展，剪切层增长率升高，气囊半径减小后，剪切层增长率的升高幅度明显降低，说明剪切层在向下游发展的过程中更加稳定。稳定的气囊分离剪切层，造成气囊回流区与外部高速气流的动量交换减小，使得气囊尾迹区中压力升高。
当气囊半径减小时，气囊尾迹区中压力升高，伞衣阻力系数也随之上升(见图 8)。为了更好地说明气囊尾流对伞衣阻力系数的影响，选取伞衣名义直径
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| 图 11 不同工况下伞衣阻力系数随气囊半径、长度和伞衣名义直径的变化 Fig. 11 Variation of canopy drag coefficient with radius and length of airbag and canopy nominal diameter in different working cases |
| 图选项 |
取伞衣名义直径
当气囊长度
 | (4) |
以数值模拟结果为样本点，采用最小二乘法拟合得到待定系数a, b, c, d, e, f，其数值分别为0.79，-0.91，0.046，0.22，-0.000 84，0.000 54。可以看到，公式中后两项为高阶小量可以忽略，式(4)简化为
 | (5) |
重新拟合待定系数a, b, c, d，可以得到伞衣阻力系数修正公式为
 | (6) |
如图 12所示，当气囊尺寸不变时，随着伞衣名义直径增加，伞衣阻力系数逐渐增大。可以看到，伞衣阻力系数的拟合精度误差均值较为接近。式(6)忽略了与伞衣直径相关的高阶小量，曲线拟合精度降低，但降低幅度较小。
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| 图 12 伞衣名义直径对伞衣阻力系数的影响 Fig. 12 Influence of canopy nominal diameters on canopy drag coefficient |
| 图选项 |
4 无人机试验 为了验证HBG系统设计的可行性和合理性，在陆地和水面上空分别利用无人机进行了原理样机试验。无人机为自制上单翼螺旋桨飞机，机长约2.1 m，飞行速度40 m/s，飞行高度230 m。如图 13所示，弹射系统的气瓶、电源和遥控模块等部件安装在无人机机身内。弹射筒采用吊挂的方法固定在机腹下方。缓降和拖曳系统放置在弹射筒内，缓降系统内安装有EFDR等机电部件。
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| 图 13 无人机和HBG囊-伞系统 Fig. 13 Unmanned aerial vehicle and HBG parachute-airbag system |
| 图选项 |
当弹射系统启动时，牵引-缓降伞弹出并迅速充气(见图 14(a))，缓降系统和拖曳系统也随即从弹射筒弹射出。在弹射系统启动的同时，拖曳系统摄像头开始拍摄。摄像头通过一根线缆与无人机相连。在摄像头被弹出机身后，无人机拖曳摄像头飞行。摄像头在此过程中拍摄无人机图像并将影像实时回传地面监控器(见图 14(b)和图 15(b))。在缓降系统下落过程中，气囊迅速充满。在湖面坠水试验中，同样过程如图 15(a)、(b)所示。当缓降系统坠地后，气囊无破损。此外，该系统坠水后，也可以正常漂浮于水面。EFDR没有进水，可正常读取记录器中的完整数据。说明在坠地和坠水工况中，伞-囊组合体可以有效保护EFDR(见图 14(c)和图 15(c))，达到设计要求。
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| 图 14 HBG系统坠地试验 Fig. 14 Ground impact testing of HBG system |
| 图选项 |
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| 图 15 HBG系统坠水试验 Fig. 15 Impact testing on water surface of HBG system |
| 图选项 |
5 结论 针对传统FDR深海定位困难和打捞成本高等问题，提出了HBG系统，阐述了HBG系统工作原理，完成了总体方案设计与试验。在设计与试验中发现：
1) 通过伞-囊组合体的设计，可以将EFDR的坠地(或坠水)过载降低到84g以下，满足一般航空仪器的设计指标，与传统FDR的最大设计过载(3 400g)相比，明显降低。
2) 在气囊尾流区中，伞衣阻力系数随气囊半径增大而降低，随气囊长度增大而上升；气囊半径对伞衣阻力系数的影响明显高于气囊长度；提出了伞衣的阻力系数修正公式。
3) 在无人机试验中，弹射系统顺利地将缓降和拖曳系统弹出飞机机身；缓降系统的气囊能够快速充满，并在坠地或坠水后有效保护EFDR；拖曳系统可以跟拍摄飞机图像，并实时传回图像，说明HBG系统整体方案合理可行。
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