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飞机雷电间接效应仿真与研究

归档日期:07-25       文本归类:毁伤效应      文章编辑:爱尚语录

  飞机雷电间接效应仿线—07 科学技术与工程 Science Technology EngineeringV01.15 No.7 Mar.2015 @2015 sci.Tech.Engrg. 航空航天 飞机雷电问接效应仿线 (中国民用航空飞行学院航空工程学院1,广汉618307;西南交通大学电气工程学院2,成都610031) 摘要为了分析雷电对飞机的间接效应,采用基于传输线矩阵法的电磁仿真软件csT,对某小型纯金属机身飞机进行大电 流脉冲注入仿真。具体仿真分析注入不同雷电流模型,雷电以3种路径击中飞机时,飞机的表面电流分布、舱内外不同部位的 瞬态磁场分布以及内部不同类型电缆的耦合情况。仿真结果表明,飞机表面电流分布与雷击路径有关,与雷电流模型无关; 飞机内部电缆耦合情况受雷电流参数影响较大;且不同类型电缆有不同的耦合表现;飞机各部位的磁场强度随雷电流幅值增 大呈线性增长,舱内机箱上的磁场强度是机身外部磁场强度最大值的O.29%。 关键词 雷电间接效应 大电流注入 飞机线路 孔缝耦合 表面电流分布 感应电流 中图法分类号 V216; 文献标志码A 雷电是一种高电压和大电流的自然放电现象, 在地球的大气层中,平均每天发生约800万次。雷 电对飞机的危害分直接效应(物理效应)和间接效 应(电磁效应),直接效应可导致飞机发生熔融、击 穿和结构变形等物理畸变;而间接效应则会使飞机 电性能失效或损坏,导致飞机的极限损失。针对雷 击间接效应对飞行安全的危害,美国和欧洲等适航 当局先后颁发了各类适航条例和标准,就飞机的闪 电防护提出了严格的要求,并给出了飞机闪电间接 效应防护测试的具体方法。我国《飞机雷电防护要 求及试验方法》、GJB 2639《军用飞机雷电防护》也 对飞机的雷电防护提出了详细的规范和要求。 民用飞机为取得适航证必须开展整机雷电间接 效应防护试验,但是开展整机试验需要耗费大量人 力物力财力,易受测试条件干扰,导致试验结果不够 精确,且不能很好地做预测性研究J。近几年随着 电磁计算方法与电磁仿真软件开发技术的不断提 高,诸如南非EMss公司的FEK0、德国的cST等3D 电磁仿真软件在对整机和设备进行电磁精确计算方 面发挥了越来越大的作用。在国外,Maurizio等人 利用VAM—LIFE计算工具对C—27J运输机进行雷 电间接效应仿真分析旧J,Emmanuel等人利用改进 2014年10月23日收到 第一作者简介:黄军玲(1985一),女,硕士研究生,实验师。研究方 向:飞机间接效应仿真分析、航空电子电气设备状态检测与故障诊 断。E-mail:1 14754929@qq.com。 ‘通信作者简介:周利军(1978一),男,博士,教授,博士生导师。研 究方向:电气设备状态检测与故障诊断。E—mail:zhouljun@swj— nJ.cn. 的时域有限差分(6nite difference time domain. FDTD)数值模型讨论了雷击后飞机发动机线束的负 载阻抗p。,Dominique等人利用EADS 1w软件仿真 和测量验证相结合的方法比较计算得出空客A380 飞机遭受雷击和低频高强辐射场(high intensity diated6elds,HIRF)的传递函数H J。目前,国内对飞 机雷击间接效应的研究主要集中在飞机雷击附着点 及雷击附着区域的划分,如温浩、赵玉龙、高成等人 采用不同的数值仿真软件对飞机的缩比或等比模型 进行了雷击附着点试验研究,并确定了飞机雷击附 着区域划分”_7’。国内关于雷击对飞机内部线路影 响的研究工作开展晚,缺乏大量的实验数据,因此, 在我国正大力发展大飞机项目研发的现阶段,开展 飞机全尺寸数值仿真分析研究是非常有必要的。 现采用csT软件的传输线矩阵法(transmis— sion—line matrix,TLM)时域求解器对某小型纯金属 飞机进行数值仿线的要求,进行 雷击间接效应测试时只需要选择一种雷电波形或一 种雷电波形系列作为注入信号。雷电流波形A分 量通常发生在低空飞行的飞机上,因此采用A分量 来模拟雷击环境,并在此基础上设置多种符合标 准一。要求的雷电流模型。建立飞机的等比3D模 型,在模型中用两个金属机箱模拟航线ine replaceable units,LRu)、并用一束不同类型的电缆 连接,分析不同雷电流模型下,雷电以3种路径击中 飞机时机身表面电流分布以及孔缝耦合后内部电缆 的耦合情况。仿真和计算分析表明,该方法可以有 效地模拟闪电击中飞机时的闪电间接效应,结果与 相关电磁理论相符。 万方数据 黄军玲,等:飞机雷电间接效应仿线基本原理及仿线传输线矩阵理论 TLM方法是基于惠更斯(Huygens)的光传播理 论,由Peter.B.Johns和R.L Beurle于1971年提出 并首先用于二维波导的散射问题。通过Peter B.Johns,J.R.Hoefer,Trenkic.V等人的不断完善与 发展,TLM算法已形成了一种完整的时域电磁场辐 射、散射研究方法‘1 0I。其核心思想是建立在电磁波 传递特性与传输线中电压、电流传播特性相似性的 基础上发展而来的,现在已经被推广到了三维空间 问题中。 如图l所示,在三维空间中,对称凝缩节点 (SCN)算法的空间单元,每个结点有6个方向的小 传输线段,每个方向上的传输线用相互垂直的两个 电压分量来描述。在每个计算周期内有12个电压 变化,产生12个反射电压,而这一组反射电压又称 为临近网格的激励电压,周而复始地重复这一过程, 就可以模拟电磁波在空间中传播的过程。在建模时 需要注意,单元尺寸往往小于最高仿线。其过程可以用公式描述 V=SK 式中y.为激励电压矩阵;V为反射电压矩阵;.s为结点的脉冲散射矩阵;c为描述网络拓扑结构的连 接矩阵‘1“。 “俅浓缩仉r_Fig.1 Symmetrical condensed node(SCN) TLM方法主要的优点是可以简单处理最复杂 的结,且在时域中解决波传播的模拟问题,避免了同 时计算大量的方程,不存在收敛性、稳定性和伪解性 问题。TLM方法另一个优点就是在一个计算中存 在着大量的信息,不仅有结构的脉冲响应,又产生了 对任何激励的响应;还可以通过傅里叶变换得到主 要的和高次模的特征值。最后,TLM方法由于其和 波传播特性的密切关系,可以对波的物理特性和行 为进行充分有效的模拟,并对其在不同情况下的传 播特点有更深入的解释,在三维时域电磁场的仿真 中越来越发挥强大的功效“。 1.2飞机建模 某型飞机机身长8.41 m,翼展11.75 m,高2.59 m,纯金属机身,巡航高度14 000 ft(4 267 行于低空区域。因暂不考虑飞机起落架及机舱内的甲板、座椅等这些结构的影响,故建模时将这些内容 省略;并将模型材料设置为理想导体。雷电流信号 主要频谱在30 MHz以内,飞机窗体属于电介质,不 是主要因素,因此不参与仿真。 为了分析雷击时飞机内部不同类型电缆的耦合 情况,在飞机内部设置两个金属机箱作为航线可换 件,并设置单线、同轴线、双绞线、屏蔽线等四类电缆 作为连接电缆。电缆终端阻抗设置为50 n;将其捆 成束,软件将自动考虑电缆间存在的不同程度的串 扰问题,并得出相应结果。 雷击对飞机的间接效应产生的高电压和高电流 会通过飞机上的各种孔缝耦合到飞机内部。1 mm,深2mm的缝隙,内部机箱上则各设置 一条宽1 mm,深2 mm的缝隙以及相应的走线通 孔。使用缝隙精简模型,软件采用等效电路的方法 处理这些细微的结构,不需要在其附近剖分数量众 多的网格进行计算,提高了仿真效率。 在飞机的机翼与机身连接处、机头上部、前挡玻 璃上部、尾翼翼尖、螺旋桨前后沿、左右机翼翼尖以 及舱内金属机箱内部设置探针,主要用于对飞机各 点感应磁场的监控。如图2所示。 1s机模型Fig.2 Model aircLan1.3仿线激励源设置 飞机雷击间接效应试验可采用大电流脉冲注入 方法,将电流分量直接注入雷电附着点。根据 ARP5414A规定,雷击附着点和分离点通常为机头、 万方数据 科学技术与工程 15卷 尾翼尖、机翼、发动机、垂尾等突出位置4I。为模拟 脉冲电流注入试验条件,仿真中在雷击击人点处设 置一个电流源型离散端口,击出点则设置为一个电 阻值为300 Q的集总电阻元件。为避免静电荷的累 积效应,有效降低静电场的影响,建模时可将端口长 度延长至吸收边界,从而构成回路以消除充电效 应5I。仿真中雷电流注入方式有多条路径可供选 择,设置3种雷击路径:路径1为从飞机机头进入, 飞机机尾击出;路径2为从飞机机头进入,机翼翼尖 击出;路径3为从机翼处进入,机尾击出。如图2 所示。 根据标准‘8、91给出的闪电间接效应试验波形为 双指数波,其数学表达式定义为 1间,ms;卢=},丁如。为上升时间,ms。为分析不同』ris。 雷电流波形对飞机的间接效应的影响,设置多种雷 电流模型进行仿线 ms,吒lI=二=o.088 ms,模 pu型曰。、B:、B3幅值与A不同,分别设置为150 kA、100 kA、50 kA,波形如图3所示。 雷电流模型A、B。、曰:、岛(160肛s内)Fig.3 IJightning current model A、Bl、B2、B3(in 160斗s) 根据SAE—ARP5412B要求,用于飞机间接效 应测试的雷电流波形应有如下要求:波头时间小于 3斗s,到达峰值的时间小于6.9斗s(20%);且下降 至半峰值的时间应该是69s(30%)。模型c。、 C:、C,、C。、G,的咒。。与模型4不同,分别设置为 0.001 3ms、0.001 445 ms、0.001 5ms、0.001 6ms、 0.ool 64 ms。经验证,模型c。、c:、c,、c。、C,设置符 合要求,验证过程见表1,其波形如图4所示。模型 D。、破、D,、D。、D,的巩。与模型/4不同,分别设置为 O.06 ms、O.07 ms、0.08 ms、0.095 ms、O.1 ms,同理 可验证其符合要求(略),其波形如图5所示。 表1验证模型C。、c2、C3、c4、C5 Table 1Model validation(Cl、c2、c3、C4、C5) £2/lLsf3/斗s 200150 《100 瓷50 O000 O002 O004 O006 O008 00lO 7yms 图4雷电流模型A、c。、c2、C,、c4、c,(10肛s内) Fig.4 Lightning cunt model A、Cl、C2、c3、c4、c5 雷电流模型A、D.、D:、D3、D。、D5(160卜Ls内)Fi昏5 Lightning current model,4、D1、JD2、D3、D4、D5 160肛s)1.3.2网格及边界设置 csT仿真中网格的设置决定了仿真的质量与速 度。网格设置能够识别的结构越小,计算所需的时 间越长,因此网格的设置需要在精度与速度之间找 到平衡。选择六面体TLM网格,最小网格步长为 0.665 539 m,最大网格步长为0.675 371 m,网格数 161710。需要注意的是,CST中网格设置可 能会存在一定误差,导致坐标定位不准确,进而造成 电气连接不成功的情况。这种情况下可以适当加密 万方数据 黄军玲,等:飞机雷电间接效应仿真与研究网格或适当延长连接线。 考虑实际情况,背景材料设为Nonnal(空气/真 空),并在模型各个方向扩充一定的距离。边界条 件设为电边界,即等效于理想导体,电场垂直于边界 表面,磁场平行于边界表面。 2仿线时,不同雷电流模型下,在 16 LLs时刻飞机表面电流分布情况。对比图6的仿 真结果可以看出,雷击路径相同,不同雷电流模型下 飞机表而电流分布劳别不大一 JF培6Cu丌enl distribu【ion aircr出under model A、曰3、Cl、见(path 如图6所示,路径l时,在机头处及尾翼处的电流密度最大,作为雷电流通道的机身特别是舱门缝 隙周围的电流密度比较大,还有机翼与机身连接处 的前后沿以及发动机螺旋桨的前沿处电流密度也比 较大,而机翼中部电流密度比较小。而从图7的仿 线时,机头处、机身与机翼连接处 以及机翼的前后沿处电流密度最大,作为雷电流通 道的机头至机翼段机身部分、整个右侧机翼特别是 缝隙处的电流密度次之,其他部位电流密度比较小。 如图8所示,路径3时,左机翼的前后沿及尾翼处的 电流密度最大,作为雷电流通道的左机翼以及左机 翼与尾翼之间的机身部分的电流密度次之,其他部 位电流密度较小。 分析比较图6、图7、图8的仿真结果,飞机表面 电流分布与雷击路径有关,与雷电流参数无关;雷电 附着点处电流密度最大,雷电流通道及舱门缝隙周 围的电流密度次之,其他部位电流密度比较小。与 文献[14]的仿真结果基本符合。因此,在设计和维 护过程中应特别加强雷电附着点及容易成为雷电流 通道这些部位的防护。 2.2飞机各部位瞬态磁场分布 4女——一一30一!o=jQ—————--s百fE:current dB 图7雷电流模型A时飞机表面电流分布(路径2) Fig.7 Currenl distribution lhesurface aircraftunder model A(path F;}f&j-1i昏8 Lu兀ent dlstnbutlon lhesurtace ot ai rcI‘an under model A(path 若改变雷击路径,飞机表面电流分布会发生变化,各部位的瞬态感应磁场也会随之改变,但基本规 律不变。从图9可知,雷击路径1时,飞机各部位的 磁场强度随雷电流幅值增大呈线性增长;雷击附着 点附近及雷击通道上的部位磁场强度较大,结果与 飞机表面电流分布情况一致;舱内金属机箱上磁场 强度明显小于机身外部,如雷电流幅值为218 8lO A时,机身与机翼连接处的磁场强度为54.492 kA/m, 舱内机箱上磁场强度仅为0.160 kA/m,后者为前者 的0.29%。这是因为飞机的外壳是金属导体,所以 当飞机遭雷击时,雷击电流只会在飞机机壳表面流 动,只有很少量电流会进入机舱内部。 2.3飞机内部电缆耦合情况分析 金属屏蔽腔体能通过切断耦合途径抑制电磁干 扰,提高电子设备的抗扰度,但是由于通风、散热、显 示等要求需要在腔体表面开孑L缝时,电磁波能通过 孑L缝耦合进入腔体内部,对腔体内部电子设备和敏 感电路造成影响‘17 J。因此,雷击对飞机的间接效应 产生的感应电磁场会通过飞机上的各种孔、缝耦合 到内部线路上。不同类型的电缆对于这些感应场有 不同的表现。 如图10所示为雷电流模型A下,雷电在双绞线 上产生的感应电流时域波形。从曲线看,双绞线“s时达到最大值,随后震荡衰 减。单线、屏蔽电缆和同轴电缆上的感应电流波形 与之相似,只是幅值不等,一般在(o.4~o.7)“s时 万方数据 108 。fI:电流l帆f出kA图9雷电流模型A、曰.、B:、B,时飞机各部位 磁场强度峰值分布(路径1) Fig 9Magnetic 6eld stren殍h on“rcraft components under model,4、曰l、曰2、曰3(palh 达到最大值,这里省略。根据标准…可知,雷电流模型A下,雷电流波形上升率的峰值时间为0.34 s。由此可知,机载电缆的感应电流的峰值时间稍 迟滞于雷电流上升率的峰值时间,在到达峰值之后, 随着雷电流卜升率减小而衰减. )CLlllcllIs Rc“ I’a11 图10雷电流模型A时双绞线The induced current twisted_paircable under model,4(path 1为不同雷电流幅值下各类电缆的感应电流最大值,从图中曲线可以看出,雷电流的幅值越 大,作用在电缆上的感应电流越大,且呈线性增长。 经曲线拟合后得出各类电缆的感应电流最大值,。。, (A)与雷电流幅值,n(kA)的关系式如表2所示,其 中同轴电缆的感应电流最大值变化甚小,故省略。 综合曲线和表达式可以看出,单线受雷电流幅值的 影响最大,依次是屏蔽电缆、双绞线为雷电流上升时间变化时,各类电缆的感 应电流最大值,从图12中曲线可知,电缆的感应电 流最大值随着上升时间增大而线性减小。经曲线拟 合后得出感应电流最大值,。。(A)与雷电流上升时 间£(s)的关系式,如表3所示。通过曲线与表达 式可以看出单线受上升时间影响最大。 图13为雷电流下降时间改变时,各类电缆的感 应电流最大值,对比曲线可知,下降时间改变时,电 屏蔽电缆的屏蔽层/—_屏蔽电缆l大J部的导线—孓彳——__=厂—芦牟i._二二二;二二_{—广;二二二丰厂_!L 雷电流幅旭,kA 图ll雷电流模型4、曰.、B:、毋下各类 电缆的感应电流最大值(路径1) Fi昏l lMaximum inducedcu兀-ent allkinds cableunder model A、Bl、B2、B3(path 屏蔽电缆的屏蔽层._屏蔽电缆内部的导线 -双绞线 nd轴电缆 o+——车——、——二=二二;;二二;};j}二_二车——o125 l30 135 140 l45 150 155 160 165 图12雷电流模型,4、c.、c:、c,、c4、c,下各类电缆的感应电流最大值(路径1) Fig.1 2Maximum inducedcurrent allkinds cableunder model A、Cl、C2、C3、C4、C5(path 缆上的感应电流最大值几乎保持不变,即电缆上的感应电流几乎不受下降时间的影响。 综合分析图11~图13,在任意雷电流模型下, 单线上的感应电流值均明显大于其他几种电缆,其 值基本在(6~7)A,其次是屏蔽电缆内的屏蔽层 上,然后依次是屏蔽电缆内的导线、双绞线和同轴电 缆。同轴电缆上的感应电流最大值只有(0.15~ 0.2)A。这是因为单线没有外屏蔽层,对于导线外 的电场感应非常敏感,会产生较大的感应电流。而 对于其他几种电缆特别是同轴电缆而言,其内部导 体外有金属屏蔽网或通过双绞导线,以降低信号干 扰。因此,单线在飞机上主要用于远离雷电流通道 区域及雷击不敏感设备的连接和电流传输,例如,照 明设备电路。考虑重量及经济因素,同轴线一般只 用于飞机上重要敏感设备的信号传输,如导航系统。 双绞线和屏蔽电缆则用于其他次重要的系统信号 黄军玲.等:飞机雷电间接效应仿线雷电流模型A、D。、D2、D3、D。、D,下各类 电缆的感应电流最大值(路径1) Fig.1 3Ma)【imum inducedcu兀tnt allkinds cableunder model A、Dl、D2、D3、D4、D5(path f。。与厶的函数表达式Table 2The function麟pmssion Jm蹦蛐dJo 电缆类型 J。。与f的函数表达式TabIe 3The fhnction expression 3结论数值仿真技术对飞机闪电间接效应的测试有着 非常重要的工程价值。应用数值仿真软件的关键在 于如何建立合理的模型及如何设置正确的仿真参 数,使得仿真环境能更真实地反映实际情况。依据 标准、9 o的相关规定,用基于传输线矩阵法的仿真 软件CST对某小型纯金属机身飞机的闪电间接效 应进行研究,得到的结论有: 1)飞机表面电流分布与雷击路径有关,与雷电 流模型无关;雷电附着点处电流密度最大,雷电流通 道及舱门缝隙周围的电流密度次之,其他部位电流 密度比较小。因此,建议在设计和维护过程中应特 别加强雷电附着点及容易成为雷电流通道这些部位 的防护; 2)飞机各部位的磁场强度随雷电流幅值增大 呈线性增长;飞机上各部位磁场强度与飞机表面电 流分布情况一致;舱内机箱上磁场强度仅为机身外 部最大值的o.29%,表明尽管有孔缝存在,纯金属 蒙皮仍有着很好的屏蔽效果; 3)雷击时电缆上的感应电流峰值时间一般在 (0.4~o.7)s,稍迟滞于雷电流上升率的峰值时 间,在到达峰值之后,随着雷电流上升率的减小而衰 减;感应电流峰值随雷电流幅值增大呈线性增大,随 上升时间增大呈线性减小,与下降时间无关;其中单 线上感应电流最大,且受雷电参数影响最大,依次是 屏蔽电缆、双绞线和同轴电缆。 由此可见,该方法可以对飞机闪电间接效应测 试进行有效地模拟,为飞机雷电防护设计提供实验 方法和设计依据,具有重要的工程意义。 参考文献 l陈奇平,方金鹏,王万富.整机雷电间接效应防护试验的若干技 术探讨.微波学报,2012;s3:305—308 Chen Qiping,Fang Jinpeng,wang wanfu. 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It surfacecurrent distribution aircrm,thetransient magnetic field distribution diff.erentparts intemalcoupling dif.ferenttypes cablewhen lightninghit thI-eekinds pathunder difkrent lightning cuITent model. According simulation,thesur— face cun.ent distribution lightningpaths,but having nothing lightningcurrent models. Intemal cable coupling greatlyinnuenced lightningcuent parameters, couplingperfo珊ances difkrenttypes dif玷rent.Themagnetic field strength airc硇nincreases linearly lightningcunent amplitude growth,and magnetic矗eldstrength chassislocated inside fh—selage extemalfuselage. [Key words] 1ightning indirect effect bulk current injection cables airc献印erture coupling sl】Tfacecl】n ent dist而butjon jndllced cun ent 万方数据

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