航空器雷电初始附着区域的静电场数值仿真分析

方金鹏, 武亚君, 梁子长, 陈奇平

（上海市航空航天器电磁环境效应重点实验室,上海 200438）

航空器雷电初始附着区域的静电场数值仿真分析

方金鹏, 武亚君, 梁子长, 陈奇平

（上海市航空航天器电磁环境效应重点实验室,上海 200438）

雷击严重威胁着航空器的飞行安全,为了确定航空器的雷击特性,大量文献中采用相似类比法和实验法对雷电分区开展了大量相关的研究。由于上述两种方法存在的一些局限性或不足,提出了一种航空器雷电初始附着区域的静电场仿真分析方法。仿真结果与SAE-ARP5414中雷电分区结果比较吻合,验证了仿真方法的有效性。

航空器；静电场；仿真

0 引言

雷电是大气环境中一种普通的自然现象,在地球大气中,平均每天约发生800万次雷电。雷电电压可达亿伏以上量级,电流幅值可高达200 k A。雷电等离子体通道可长达数千米以上,雷电流的变化率可达105A/μs的量级。高强度的雷电电磁脉冲使得飞行事故时有发生,甚至产生灾难性的后果。航空器遭受雷电雷击时,轻则机载电子电器设备性能紊乱或降低、重则机毁人亡。因此,雷电是一种危险现象,严重威胁着航空航天的安全。现代航空器设计中一方面越来越多地采用复合材料代替传统的铝合金材料,另一方面随着电子技术的高速发展,越来越多的机载电子控制系统取代传统机电系统；此外,特殊飞行目的和任务的增加,使得航空器需要在众多恶劣气象条件下执行飞行任务,这些都增加了航空器遭受雷击的几率。因此,有必要对航空器的雷击特性进行分析研究,继而采取相应的雷电防护设计以减少雷击现象对航空器的影响。

确定航空器雷电分区是开展航空器雷电防护设计工作的基础和依据。雷电分区划分是为了确定可能出现的雷击初始附着区域和雷击出入点之间雷电流流经的区域,其旨在确定航空器不同区域采用合适级别的雷电防护设计和措施。新研制的航空器可以通过相似类比法［1］、试验法［2～6］、以及采用真实飞机飞越雷击区域的方法来开展雷电分区划分［7,8］。类比法比较简单,仅通过类似分析就可以进行雷电分区,缺点是必须要有先前类似结构的航空器雷电分区的经验。采用缩比模型或全尺寸样机的附着点试验法是确定雷击分区的一个非常有效的方法,真实地模拟雷击过程和雷击特性,直观地获取雷电初始附着区域,不足之处就是比较耗时、成本花费比较高、同时也存在试验人员以及设备因高压触电等危险因素。

本文提出了一种航空器雷电初始附着区域的静电场仿真分析方法。仿真方法可以有效地确定雷电初始附着区域,避免相似类比法和试验法存在的局限性和不足。

1 仿真分析方法

1.1 仿真模型的建立

云层中的电荷不断聚集与积累,使得云层内、云层之间或云地之间处在一个强静电场的环境中。随着电场强度不断提高,进而发生的放电现象称为雷电现象。

航空器飞越雷击区域时,机身结构会改变其周围的电场分布。航空器表面某些区域电场强度加强,并伴随放电现象的发生,则该区域即为雷电初始附着区域。雷电初始附着区域将由雷电先导靠近至目标一定距离后决定,此时,雷电先导电荷产生的电场贡献较大,先导头部电流产生的辐射场相对较小,可以采用静电场效应模拟航空器触发雷击前的瞬态过程。此外,文献［5,6］中介绍的飞机缩比模型雷击附着点试验也是通过静电场理论来开展相关试验的。因此,雷电初始附着区域可以采用静电场理论进行仿真分析而确定。

飞机缩比模型雷击附着点试验时［5,6］,将飞机模型安装在绝缘支架上,放电电极可采用棒状电极或球形电极,并置于模型上方。电极、接地面与飞机模型之间的放电间隙一般应大于飞机模型最大尺寸的1.5倍［3］。为了确定雷电先导附着的可能位置,测试中要对飞行过程中所有雷电先导接近飞机的可能方向进行模拟。放电电极与飞机模型之间的方位通过调整飞机模型的安装角来完成。以飞机模型为中心的球面上每隔30°为一个间隔,考虑飞机模型对称性,一般需测量37个姿态。类似试验法建立的航空器雷击初始附着区域仿真示意图如图1所示,图中显示了放电电极与模型之间的位置关系。如果电极位置不变,仿真中航空器模型需变换37个姿态,并分别进行静电场仿真分析。航空器模型表面电场强度最大值区域即为雷电初始附着区域,并记录雷电初始附着区域的位置。

采用ANSYS EMAG软件中建立的仿真模型如图2所示,图中显示的为其中一个姿态时的示意图。放电电极、接地面与航空器模型之间的间距选取为航空器模型最大尺寸的1.5倍。图中长方体区域为空气区域,其底面为接地面,电势设置为零电势位。为了与实际情况相符,空气区域的其它5个面均设置为开放边界。

1.2 静电场理论

任何电磁场问题均满足Maxwell方程组,即

对于静电场情况,上式可以简化为

则由上式第一式可知,电场可用一个标量电位的梯度可表示为

将式（3）带入式（2）的第二式中,可得静电场最终的求解方程为泊松方程：

对于不存在电荷的空间区域,式（4）退化为拉普拉斯方程：

利用ANSYS EMAG软件,结合求解区域的边界条件,采用有限元（FEM）方法进行静电场数值计算,仿真分析中将金属机身结构视为等电势体。可获得航空器模型表面电场分布,最大电场强度区域即为航空器雷电初始附着区域。

2 仿真结果与讨论

2.1 验证实例

利用EMAG软件仿真计算均匀电场中介质球内场强分布,仿真模型如图3所示,验证EMAG软件仿真结果的准确性。均匀电场由两块金属板组成平板电容来获取,金属板长宽均为6 m,厚度为2 cm,金属板之间间距为1 m。上下金属板的电势分别设置为100 V和0 V。

图3 验证实例模型示意图

由理论解可知,两金属板间的电场为均匀电场,场强强度为100 V/m。两金属板之间放置一个介质球,其半径为0.2 m,球心距离上下金属板均为0.5 m。由文献［9］可知,均匀电场中介质球内的电场理论值为

式中：ε1为介质球外部介质的相对介电常数；ε2为介质球的相对介电常数；E0为介质球外部均匀电场幅值；Ei为介质球感应电场幅值。

通过选择不同的介电常数进行仿真得到介质球内电场场强曲线如图4所示,并与理论值进行比较。从图表中可以看出,仿真结果与理论结果非常一致,验证了EMAG软件静电场仿真结果的准确性。

图4 介质球内电场仿真结果与理论值比较

2.2 雷电初始附着区域仿真结果

雷电附着点位置仿真模型示意图如图2所示,采用金属圆球作为高压电极,模拟雷电通道的先导,其上加载3 000 k V的电压,接地面加载0 V电压,航空器模型放置其中,并根据不同姿态调整模型位置。航空器头尾长度为32 m,机翼长度为12 m,垂尾高度为6 m,电极半径为0.2 m,电极、接地面与机身之间的间距均为45 m。求解的空气区域尺寸为90 m×90 m×120 m。

整个求解区域采用四面体网格进行剖分,如图5所示。其中航空器模型、球电极采用精细网格、空气区域采用粗网格,这样即可确保航空器表面电场强度计算数据的准确性,又可以提高求解效率。整个区域的网格数量约为6 495 200个,每个姿态的仿真需要5 h左右。

图5 网格剖分图

分别针对航空器37个姿态进行静电场仿真求解,获取模型表面电场分布。以机身表面最大电场场强的5%作为判别阈值,超过该阈值的区域即为1A区域,即雷电初始附着区域。仿真结果如图6所示,图中给出3个不同姿态时的仿真结果。以电场判别阈值为判别条件,图中显示了机身表面电场大于判别阈值的区域,即雷电初始附着点区域（1 A区）。从图中可以看出,航空器1A区主要分布在机身前锥、机翼翼尖、水平垂尾以及垂尾尖端等部位。1A区分布与区域大小与文献［1］中类似结构的航空器初始附着点区域相一致。

图6 模型表面场强大于判别阈值的区域

3 结论

本文提出一种基于静电场理论的仿真分析方法,并利用ANSYS EMAG软件对航空器雷电初始附着区域进行仿真分析研究。仿真结果与标准中,类似结构的航空器雷电初始附着区域相一致,验证了仿真分析方法的有效性。仿真方法和结果可以为后续航空器雷电防护设计及验证试验提供输入条件。

［1］SAE ARP-5414,Aircraft Lightning Zoning,1999.

［2］Chifford D W.Scale Model Lightning Attachment Points Testing［C］.Proceedings of Lightning and Static Electricity Conference,Culham,England, 1975.

［3］Chifford D W.Laboratory Tests to Determine Lightning Attachment Points with Small Aircraft Models［C］.Proceedings of Conference on Certification of Aircraft for Lightning and Atmospheric Electricity Hazards（Engineering Test）,Chatillon,France,1978.

［4］Little P F.Laboratory Tests to Determine Lightning Attachment Points with Small Aircraft Models［C］.Proceedings of Conference on Certification of Aircraft for Lightning and Atmospheric Electricity Hazards（Engineering Test）,Chatillon, France,1978.

［5］GJB 3567,军用飞机雷电防护鉴定试验方法［S］. 1999.

［6］温浩,侯新宇,王宏.飞机模型雷击附着点试验研究［J］.高电压技术,2006,32（7）.

［7］Fisher B D,Brown P W,Plumer J A.Summary of NASA Strom Hazards Lightning Research,1980～1985［J］.Proceedings of 11thinternational Aerospace and Ground Conference on Lightning and Static Electricity,Dayton,Ohio,USA,1986.

［8］Stahmann J R.Triggered Natural Lightning near an F-100 Aircraft［J］.Proceedings of Lightning and Static Electricity Conference,Miarni,USA,1968.

［9］林敬与.介质球在均匀电场中的极化［J］.大学物理,1993.

Numerical Simulation Analysis of Spacecraft Lightning Attachment Points Based on Electrostatic Field

FANG Jin-peng, WU Ya-jun, LIANG Zi-chang, CHEN Qi-ping
（Shanghai Key Laboratory of Electromagnetic Environmental Effects for Aerospace Vehicle,Shanghai 200438,China）

The lightning poses a serious threat to the flight safety of spacecraft.To determine the characteristics of the spacecraft struck by lightning,there are a large number of research for lightning attachment points using similarity and test methods in the literature.Since these two methods exist certain limitations and shortcomings,it proposes a simulation analysis method of spacecraft lightning attachment points based on electrostatic field,which is verified by comparing the zoning results with the SAE-ARP5414 aircraft lightning zoning results.

spacecraft；electrostatic field；simulation

TM151

A

1671-0576（2014）01-0032-04

2013-10-20

本研究工作得到了上海市科学技术委员会的资助,编号为11DZ2260800。

方金鹏（1981-）,男,工程师,硕士研究生,主要从事电磁兼容性（EMC）仿真及测试研究。