飛機(jī)艙內(nèi)雷電電磁環(huán)境仿真研究

趙忠義唐召勝黃海龍

飛機(jī)艙內(nèi)雷電電磁環(huán)境仿真研究

趙忠義1唐召勝2黃海龍1

（1.遼寧工業(yè)大學(xué)，遼寧錦州121001；2.四川九洲電器集團(tuán)有限責(zé)任公司，四川綿陽621000）

為了進(jìn)一步提高飛機(jī)艙內(nèi)電子設(shè)備對雷電間接效應(yīng)的防護(hù)能力，依據(jù)SAEARP5412等相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)的規(guī)定，以飛機(jī)艙內(nèi)電子設(shè)備所在位置的電磁環(huán)境為研究對象，建立了雷擊時(shí)飛機(jī)艙內(nèi)電磁環(huán)境的仿真模型，對仿真參數(shù)進(jìn)行了設(shè)置.仿真比較了雷擊飛機(jī)時(shí)不同艙室內(nèi)的耦合場，并獲得了艙內(nèi)電子設(shè)備所接線纜的瞬態(tài)耦合電流.仿真結(jié)果表明：同一放電通道下駕駛艙內(nèi)的耦合場最強(qiáng)；艙門處定義了縫隙結(jié)構(gòu)以后，艙門附近的電場和磁場強(qiáng)度都增大；同軸線纜有較好的屏蔽效能，在飛機(jī)遭受雷擊時(shí)，可以有效避免芯線產(chǎn)生較大的瞬時(shí)感應(yīng)電流研究結(jié)果對飛機(jī)艙內(nèi)電子設(shè)備的雷電防護(hù)具有一定的指導(dǎo)意義.

電磁環(huán)境；模型；耦合場；數(shù)值仿真

引 言

當(dāng)雷電附著在飛機(jī)機(jī)頭或在其鄰近位置放電時(shí)，雷電電流的瞬態(tài)過程會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)大的雷電脈沖電磁場，在電磁耦合效應(yīng)的作用下，將會(huì)有部分雷電能量傳導(dǎo)或輻射到機(jī)載電子電器設(shè)備上，導(dǎo)致計(jì)算機(jī)、顯控臺、燃油儀表、雷達(dá)等危及飛行安全的設(shè)備出現(xiàn)故障，而使飛機(jī)出現(xiàn)災(zāi)難性事故，我們通常稱這種現(xiàn)象為雷電的間接效應(yīng).

雷電對飛機(jī)作用的后果往往是災(zāi)難性的［1］，例如1987年洛杉磯機(jī)場，在2月24日這天幾小時(shí)之內(nèi)有6架飛機(jī)被雷電擊中，當(dāng)時(shí)天氣是陣雨并偶有雷電，其中4架波音727飛機(jī)在1.1～2.4km的高度上受到雷擊，雷達(dá)天線罩等被擊穿；另有一架波音737飛機(jī)在大約1km的高度上受到雷擊；還有一架T－38A噴氣式飛機(jī)在高度約為0.8km處受雷電感應(yīng)而發(fā)生爆炸，隨即著火，燒壞飛機(jī)中部外殼.一架典型的商用飛機(jī)大約每3 000飛行小時(shí)遭遇雷擊一次，亦即約每年一次.據(jù)美國軍方統(tǒng)計(jì)，20世紀(jì)70年代這10年間平均每年有一架飛機(jī)因遭受雷擊而墜毀，各種等級的事故每年不下百起.

隨著現(xiàn)代航空航天技術(shù)發(fā)展，飛機(jī)越來越多地使用電子計(jì)算機(jī)、電傳操縱系統(tǒng)以及航空電子設(shè)備，它們對外部電磁環(huán)境的敏感程度比傳統(tǒng)的機(jī)械系統(tǒng)要高得多.當(dāng)遭遇雷擊時(shí)，雷電對飛機(jī)的耦合效應(yīng)會(huì)對飛機(jī)艙內(nèi)的電子設(shè)備產(chǎn)生影響或干擾從而導(dǎo)致飛行器電子設(shè)備的工作異常甚至可能失靈，而飛機(jī)電子設(shè)備的異常無疑是會(huì)對飛機(jī)的安全飛行造成重大影響［2－6］.因此，研究飛機(jī)的雷擊耦合特性具有重大意義.

1 仿真方法研究

1.1仿真軟件選擇

雷擊時(shí)飛機(jī)艙內(nèi)電磁環(huán)境仿真研究，是在CST MS studio中進(jìn)行的.CST MS工作室利用傳輸線理論、電路仿真與3D全波電磁場仿真的方法得到精確和快速的電磁兼容結(jié)果，消除了必須在純2D橫截面仿真分析和純3D全波電磁場仿真分析之間做出選擇的難題.在CST MS工作室中，可以便捷定義復(fù)雜線束模型.CST MS工作室的線纜庫中有四類基本線形：單線，排線，雙（多）絞線與屏蔽線（實(shí)體屏蔽層或編織線）.也可以在這些基本線形的基礎(chǔ)上自行定義任意復(fù)雜線纜線束.

CST MS工作室基于傳輸線理論基礎(chǔ)，根據(jù)線纜線束模型生成等效電路模型.自動(dòng)對線纜線束進(jìn)行網(wǎng)格剖分，并將每一個(gè)網(wǎng)格劃分為足夠多的段來計(jì)算傳輸線參量.時(shí)域與頻域仿真時(shí)都計(jì)及趨膚效應(yīng)與介質(zhì)損耗.采用通常的全波算法仿真類似縫隙等的精細(xì)結(jié)構(gòu)的電磁泄漏很困難，需要耗費(fèi)大量的仿真時(shí)間和計(jì)算機(jī)內(nèi)存.CST MS提供一整套精簡模型，將電尺寸微小結(jié)構(gòu)：通風(fēng)板、碳纖維板、屏蔽柵網(wǎng)、燕尾槽、散熱孔陣和縫陣、搭接緊固螺釘?shù)戎脫Q為相應(yīng)的等效模型，由于采用了這些精簡模型，避免對它們劃分網(wǎng)格，使得此類電磁干擾（ElectroMagnetic Interference，EMI）問題得以快速準(zhǔn)確地進(jìn)行仿真.

1.2仿真研究方案

數(shù)值模擬方案主要依據(jù)SAE－ARP5416［7］直接影響試驗(yàn)方法試驗(yàn)進(jìn)行設(shè)計(jì).

仿真在CST MS STUDIO中進(jìn)行，由于機(jī)載二次雷達(dá)電子設(shè)備在飛機(jī)內(nèi)各艙室均會(huì)有電纜分布或終端設(shè)備分布，因此，仿真主要選取了飛機(jī)的幾個(gè)主要艙室進(jìn)行仿真研究.

機(jī)載二次雷達(dá)艙內(nèi)電子設(shè)備所在位置的電磁環(huán)境仿真研究的步驟主要包括以下幾步：

1）選擇電磁計(jì)算軟件及計(jì)算方法；

2）建立仿真環(huán)境；

3）確定模型仿真參數(shù)及邊界設(shè)置；

4）仿真結(jié)果的提取和分析.

2 數(shù)值仿真模型建立

2.1仿真模型建立

仿真在CST MS STUDIO中進(jìn)行，模型采用某型軍用運(yùn)輸機(jī).按照1∶1的比例進(jìn)行建模，飛機(jī)翼展50.45m，機(jī)長49.59m，機(jī)高14.76m.

2.2仿真設(shè)置

現(xiàn)代世界主要運(yùn)輸機(jī)已大量使用復(fù)合材料以減輕飛機(jī)重量，增加飛機(jī)載重，包括我國正在研制的大型軍用運(yùn)輸機(jī)也會(huì)部分使用復(fù)合材料，因此，為使研究貼近實(shí)際，為飛機(jī)的設(shè)計(jì)制造提供一定的參考，我們按照現(xiàn)代大飛機(jī)的制造工藝對模型的材料進(jìn)行設(shè)置，將飛機(jī)的機(jī)翼前緣、前起艙和主起艙的艙門以及飛機(jī)尾翼設(shè)置為具有一定導(dǎo)電能力的碳纖維復(fù)合材料，碳纖維介電常數(shù)設(shè)為6.7，電導(dǎo)率設(shè)為1 000S／m.

參照SAE－ARP5412標(biāo)準(zhǔn)［8］，外部閃電環(huán)境由電流分量A（首次回?fù)簦?、B（中間電流）、C（持續(xù)電流）、D（后續(xù)回?fù)簦?、H以及多回?fù)簦∕ultiple Return Strokes，MRS）和多脈沖（Multiple Pulse，MB）波形設(shè)置組成.為了分析雷擊對飛機(jī)結(jié)構(gòu)的間接影響，雷電流采用A分量.

在CST微波工作室中設(shè)置的激勵(lì)電流波形如圖1所示.電流峰值200kA，上升時(shí)間（峰值10%～90%的時(shí)間）3.8μs，峰值時(shí)間6.7μs，波形持續(xù)時(shí)間500μs.

圖1 仿真激勵(lì)波形

由于雷電流95%的能量集中在1MHz頻率范圍內(nèi)，最高頻率不超過10MHz，因此，仿真時(shí)將頻率范圍設(shè)置為0～10MHz.

以雷擊從機(jī)頭注入，機(jī)尾流出為例.當(dāng)飛機(jī)機(jī)頭被擊中的時(shí)候，雷電流到達(dá)機(jī)尾的時(shí)間為t1，當(dāng)雷電流傳到機(jī)尾時(shí)，為了在時(shí)間上覆蓋波形A的半寬度，還需要一定的時(shí)間t2.因此，綜合考慮以上兩種情況，仿真計(jì)算的時(shí)間t必須足夠長，即t≥t1＋t2時(shí)，從而能夠滿足飛機(jī)上各個(gè)部位的監(jiān)測點(diǎn)的電流波形能夠完整流過，電流波形的上升沿、下降沿都能明顯表現(xiàn)出來［9］.

CST MS基于ACIS內(nèi)核的通用實(shí)體建模工具來定義幾何結(jié)構(gòu)，采用Octree多級網(wǎng)格合并技術(shù)三維網(wǎng)格將飛機(jī)實(shí)物模型進(jìn)行六面體剖分.網(wǎng)格的數(shù)量與計(jì)算域的大小、網(wǎng)格密度有關(guān).網(wǎng)格剖分得越細(xì)致，計(jì)算誤差就越小，但計(jì)算量也會(huì)急劇增加.因此必須在保證計(jì)算精度的條件下，選用合理的網(wǎng)格密度.由于計(jì)算機(jī)計(jì)算能力以及仿真時(shí)間的限制，只能在有限的區(qū)域內(nèi)進(jìn)行計(jì)算.為了能夠模擬開域的情況，人們提出了吸收邊界的概念.吸收邊界使散射波能夠自由地穿過虛構(gòu)邊界或者被虛構(gòu)邊界完全吸收而無反射.

通過對不同吸收邊界擴(kuò)展度和網(wǎng)格剖分的比較分析，最終確定將吸收邊界擴(kuò)展度設(shè)為10%，每波長10個(gè)網(wǎng)格，總的網(wǎng)格數(shù)為1.778×106個(gè).

3 仿真結(jié)果與分析

雷擊時(shí)飛機(jī)內(nèi)部耦合場的仿真主要依據(jù)SAEARP5416中關(guān)于電流波形定義以及閃電防護(hù)測試方法的試驗(yàn)方法進(jìn)行分析.

在SAE－ARP5416閃電防護(hù)的測試方法中，采用大電流脈沖波形注入方法模擬閃電擊中飛機(jī)，來分析雷電間接效應(yīng)產(chǎn)生的內(nèi)部閃電環(huán)境場分布.為此，首先要建立放電通道、雷電電流在飛機(jī)上的進(jìn)入點(diǎn)／離開點(diǎn)，金屬和復(fù)合材料以及機(jī)內(nèi)結(jié)構(gòu)等仿真模型，進(jìn)而分析雷電擊中飛機(jī)時(shí)，飛機(jī)內(nèi)不同艙室的耦合場分布.

3.1同一放電通道下各艙室耦合場比較

為比較雷擊飛機(jī)時(shí)不同艙室內(nèi)的耦合場值，選用機(jī)頭進(jìn)機(jī)尾出的雷電流放電通道，在飛機(jī)各艙室內(nèi)共設(shè)置11個(gè)檢測點(diǎn)，檢測各艙室的耦合電磁場，其中駕駛艙內(nèi)4個(gè)監(jiān)測點(diǎn)，3個(gè)點(diǎn)在玻璃附近，一個(gè)點(diǎn)在駕駛艙內(nèi)部，貨艙內(nèi)三個(gè)監(jiān)測點(diǎn)，一個(gè)點(diǎn)在艙門附近，一個(gè)點(diǎn)在貨艙中間，一個(gè)點(diǎn)在貨艙尾部，其他艙室各設(shè)置一個(gè)檢測點(diǎn)，各艙室耦合場監(jiān)測點(diǎn)位置如圖2所示.

玉米秸稈低溫高效降解菌GF-20的應(yīng)用效果研究…………………………………………… 胡萬吉，孫繼穎，青格爾，胡樹平（64）

圖2 飛機(jī)內(nèi)部耦合場監(jiān)測點(diǎn)設(shè)置

為比較同一放電通道時(shí)不同艙室的電磁環(huán)境，在每個(gè)艙室中各取一點(diǎn)的電場值和磁場值作為比較，分別為駕駛艙內(nèi)2點(diǎn)、電子設(shè)備艙內(nèi)的5點(diǎn)、前起艙內(nèi)的6點(diǎn)、貨艙內(nèi)的8點(diǎn)、主起艙內(nèi)的10點(diǎn)以及尾艙內(nèi)的11點(diǎn)共六個(gè)點(diǎn)，各艙室的耦合場峰值匯總?cè)绫?所示.

由表1可知，耦合場最強(qiáng)處在駕駛艙，最大電場強(qiáng)度為2 800kV／m，最大磁場強(qiáng)度為10 000A／m，主要因?yàn)轳{駛艙的玻璃導(dǎo)電性比較差，幾乎絕緣，屏蔽性很差，因此通過駕駛艙玻璃耦合進(jìn)入駕駛艙的能量比較大；而前起艙、主起艙以及尾艙的耦合場值相近，這是因?yàn)槿齻€(gè)艙室都是由金屬結(jié)構(gòu)和部分具有一定導(dǎo)電能力的復(fù)合材料構(gòu)成，復(fù)合材料對電磁場可以起到一定的屏蔽作用，但其屏蔽性能不如金屬材料，因此部分能量會(huì)通過復(fù)合材料耦合進(jìn)入腔體內(nèi)部；耦合場強(qiáng)峰值最小處在貨艙，電場強(qiáng)度峰值為0.085kV／m，磁場強(qiáng)度峰值為0.32A／m，貨艙的耦合場強(qiáng)峰值遠(yuǎn)小于其他四個(gè)艙室，這是由于貨艙周圍都是金屬結(jié)構(gòu)，因此屏蔽性能很好，耦合進(jìn)入腔體內(nèi)部的能量也就很小.

表1 各艙室耦合場峰值

3.2艙門處定義縫隙結(jié)構(gòu)后對附近場分布的影響

在飛機(jī)貨艙、尾艙等艙門處，不可避免地與機(jī)身主體存在縫隙.而縫隙的存在對飛機(jī)內(nèi)部特別是艙門附近的電磁環(huán)境會(huì)產(chǎn)生一定影響.因此在飛機(jī)的仿真計(jì)算中，必須將艙門的縫隙結(jié)構(gòu)考慮進(jìn)去，使用CST中提供的縫隙精簡模型，對艙門四周開縫，縫隙寬度設(shè)為2mm，仿真比較開縫前后艙門附近的電磁環(huán)境變化.仿真結(jié)果如圖3和圖4所示.

圖3 艙門附近處電場比較

比較圖3和圖4可以發(fā)現(xiàn)，艙門處定義了縫隙結(jié)構(gòu)以后，艙門附近的電場和磁場強(qiáng)度都變大，電場強(qiáng)度由75V／m增大為170V／m，磁場強(qiáng)度由0.43 A／m增大為98A／m.這是因?yàn)槎x了縫隙結(jié)構(gòu)后部分能量會(huì)通過縫隙耦合進(jìn)入飛機(jī)，由于縫隙結(jié)構(gòu)較小，耦合進(jìn)入腔體的能量較小，因此耦合場增幅不大且能量主要集中在艙門附近.

圖4 艙門附近處磁場比較

3.3艙內(nèi)電子設(shè)備電纜瞬態(tài)耦合仿真

仿真采用的電纜類型為RG58同軸電纜，電纜兩端接50Ω電阻.電纜在飛機(jī)內(nèi)可能會(huì)貫穿不同的艙段，在貫穿時(shí)不能與隔板相碰，以免造成仿真的不準(zhǔn)確.艙內(nèi)電子設(shè)備的電纜分布及走向如圖5所示.

圖5 尾艙及貨艙到電子設(shè)備艙的電纜

由于線纜要穿過相應(yīng)艙室，需要在隔板上設(shè)置電纜貫穿的孔洞，孔洞太大，會(huì)使不同艙段內(nèi)的能量耦合到其他艙內(nèi)造成仿真結(jié)果不準(zhǔn)確，孔洞太小，又會(huì)在針對網(wǎng)格的局部剖分時(shí)產(chǎn)生大量的網(wǎng)格，大大增加了仿真的時(shí)間.經(jīng)過比較，最終確定孔洞直徑為10mm，可以通過三根電纜，既減少了孔洞的數(shù)量，又幾乎不會(huì)對仿真結(jié)果造成影響.

電纜上的電流仿真結(jié)果如圖6所示，由圖6可以看出，尾部艙室電纜上的芯線和外皮電流峰值相差200多倍，由此可見同軸線纜有很好的屏蔽效能，在飛機(jī)遭受雷擊時(shí)，可以有效避免芯線產(chǎn)生較大的瞬時(shí)感應(yīng)電流.芯線上瞬態(tài)耦合的感應(yīng)電流峰值為0.12A，對電子設(shè)備會(huì)造成一定影響.

圖6 機(jī)身尾部艙室到電子設(shè)備艙電纜電流

4 結(jié) 論

飛機(jī)艙內(nèi)雷電電磁環(huán)境的數(shù)值仿真具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值，為此建立了雷擊時(shí)飛機(jī)艙內(nèi)電磁環(huán)境仿真的計(jì)算模型并對仿真參數(shù)進(jìn)行設(shè)置.在不同情況下對雷擊時(shí)飛機(jī)內(nèi)部艙室的耦合場進(jìn)行了仿真計(jì)算，通過分析，獲得如下結(jié)論：

1）同一放電通道下駕駛艙內(nèi)的耦合場最強(qiáng)，其次是尾艙，電子設(shè)備艙和貨艙內(nèi)的耦合場最小.

2）艙門處定義了縫隙結(jié)構(gòu)后艙門附近的耦合場峰值增大.

3）仿真了雷達(dá)艙內(nèi)電子設(shè)備所接電纜的瞬態(tài)耦合電流，尾部艙室電纜上的芯線和外皮電流峰值相差二百多倍，芯線上瞬態(tài)耦合的感應(yīng)電流峰值為0.12A，對電子設(shè)備會(huì)造成一定影響.

上述研究結(jié)果對飛機(jī)艙內(nèi)電子設(shè)備的雷電防護(hù)具有一定的指導(dǎo)意義.

［1］ 高 成，宋 雙，郭永超，等.飛機(jī)雷擊附著區(qū)域的劃分仿真研究［J］.電波科學(xué)學(xué)報(bào)，2012，27（6）：1238－1243.

GAO Cheng，SONG Shuang，GUO Yongchao，et al.Study of numerical simulation of aircraft attachment points and lightning zoning［J］.Chinese Journal of Radio Science，2012，27（6）：1238－1243.（in Chinese）

［2］ 孟 瑩.雷電間接效應(yīng)對飛機(jī)機(jī)載設(shè)備的危害分析［C］／／第二屆中國航空學(xué)會(huì)青年科技論壇，1999：299－305.

［3］ 全力民，王 劍，劉 峰.雷電對飛機(jī)的危害及其防護(hù)［J］.空軍裝備研究，2007（1）：58－61.

QUAN Limin，WANG Jian，LIU Feng.Lightning harm and its protection of aircraft［J］.Air Force E－quipment Research，2007（1）：58－61.（in Chinese）

［4］ 霍躍慶，王 勃，高 棟，等.雷電感應(yīng)對機(jī)上電子設(shè)備的危害和保護(hù)策略［J］.航空計(jì)算技術(shù)，2009，39（4）：123－126.

HUO Yueqing，WANG Bo，GAO Dong，et al.Hazards and protection strategies which lightning induction act on aircraft electronic equipment［J］.Aeronautical Computing Technique，2009，39（4）：123－126.（in Chinese）

［5］ 胡平道.機(jī)載電子電氣系統(tǒng)雷電間接效應(yīng)防護(hù)與驗(yàn)證［J］.飛機(jī)設(shè)計(jì)，2009，29（6）：48－51.

HU Pingdao.Protection and certification of airborne electrical／electronic system for the indirect of lightning［J］.Aircraft Design，2009，29（6）：48－51.（in Chinese）

［6］ 黃中華，張正勇，雷 迅.軍用運(yùn)輸機(jī)雷電和高強(qiáng)度輻射場防護(hù)研究［J］.空軍裝備研究，2011，5（1）：39－41.

HUANG Zhonghua，ZHANG Zhengyong，LEI Xun.Lightning and high intensity radiated fields protection research of military transport aircraft［J］.Air Force E－quipment Research，2011，5（1）：39－41.（in Chinese）

［7］ SAE.ARP5416Aircraft Lightning Test Methods［S］.Warrendale，PA：Society of Automotive Engineers，2005.

［8］ SAE.ARP5412Aircraft Lightning Environment and Related Test Waveforms［S］.Warrendale，PA：Society of Automotive Engineers，1999.

［9］ 郭 飛，周璧華，高 成.飛機(jī)閃電間接效應(yīng)數(shù)值仿真分析［J］.電波科學(xué)學(xué)報(bào)，2012，27（6）：1129－1135.

GUO Fei，ZHOU Bihua，GAO Cheng.Analysis for lightning indirect effects of the aircraft by numerical stimulation［J］.Chinese Journal of Radio Science，2012，27（6）：1129－1135.（in Chinese）

Simulation research on lightning electromagnetic environment of aircraft cabin

ZHAO Zhongyi1TANG Zhaosheng2HUANG Hailong1
（1.Liaoning University of Technology，Jinzhou Liaoning121001，China；2.Sichuan Jiuzhou Electronic Group Co.，Ltd，Mianyang Sichuan 621000，China）

In order to improve the protection of electronic equipments in aircraft cabin against the indirect effects of lightning，and based on SAE－ARP5412and other related standards，the paper establishes a simulating calculation model at the time of lightning and designs simulation parameters on studying the electromagnetic environment of electronic equipments in aircraft cabin.comparison of the galvanic coupling field in different cabins ismade by simulation when lightning and the transient coupling current of the electronic equipment cable is achieved.The simulation shows that，the galvanic coupling field inside the aircraft cockpit is most powerful compard with other cabins in the same discharging channel；both electric field and magnetic field increases when the gap structure at the cabin door is defined；coaxial cable has a better shielding efficiency，which helps to avoid the generation of a greater transient induced current on the core wire.The result of the study has a certain guiding significance for the lightning protection of electronic equipments in the aircraft cabin.

electromagnetic environment；model；coupling field；numerical simulation

V242.1

A

1005－0388（2015）02－0391－05

趙忠義（1971－），男，遼寧人，副教授，博士，主要研究方向?yàn)殡姶偶嫒莺碗姶欧雷o(hù).

唐召勝（1979－），男，四川人，工程師，碩士，主要研究方向?yàn)橥ㄐ烹娮雍碗姶欧雷o(hù).

黃海龍（1982－），男，遼寧人，副教授，博士，主要研究方向?yàn)殡娮庸こ毯托盘柼幚?

趙忠義，唐召勝，黃海龍.飛機(jī)艙內(nèi)雷電電磁環(huán)境仿真研究［J］.電波科學(xué)學(xué)報(bào)，2015，30（2）：391－395＋408.

10.13443／j.cjors.2014041701 ZHAO Zhongyi，TANG Zhaosheng，HUANG Hailong.Simulation research on lightning electromagnetic environment ofaircraft cabin［J］.Chinese Journal of Radio Science，2015，30（2）：391－395＋408.（in Chinese）.doi：10.13443／j.cjors.2014041701

2014－04－17

聯(lián)系人：趙忠義E－mail：zzy828＠163.com