飞控系统闪电间接效应的防护设计

叶继海，金 平，韩 冰

（上海飞机设计研究院 上海 201210）

现代先进民用飞机设计中逐渐大量的采用复合材料来代替金属材料，减少飞机重量的同时也极大的降低了机体对外部电磁环境的屏蔽效能。同时，伴随着电子技术的快速发展，越来越多的复杂机载电子设备正日益广泛的应用到飞机上，以取代传统的机械式仪表和操纵系统。而其中由复杂电子硬件构成的非相似多余度电传飞控系统，更是作为飞机发展的一个重要里程碑，普遍被现代民用飞机所采用。

飞控系统作为飞机飞行安全的关键系统，经历了从常规机械操纵系统——带机械备份的电传系统——全数字电传系统的发展阶段，极大的改善了飞机的飞行品质，提高了飞机的安全性指标，并减轻了飞行员的工作负担。然而也正是随着数字计算机和控制设备的广泛应用，使人们更加意识到闪电间接效应可能带来的灾难性危害。

上世纪70年代，一批来自FAA和NASA等机构的航空界工程师们对如何评估机载电子设备对闪电间接效应敏感性的测试方法展开了研究，并提出了一种瞬态分析技术[1]，开创了通过试验验证电子设备的瞬态设计水平（ETDL）是否可以耐受实际瞬态水平（ATL）的方法。航空无线电技术委员会（RTCA）和美国汽车工程师协会（SAE）等航空组织也相继推出了一系列的标准以指导如何进行闪电间接效应试验[2-3]。

1 闪电间接效应的基本特性

闪电是一种非常复杂的自然现象，其对飞机的影响可以分为直接效应和间接效应两部分。直接效应，顾名思义是指闪电直接作用于飞机上，造成结构的熔蚀、变形等，当作用于动力燃油装置时甚至会引起燃烧、爆炸等灾难性后果。而闪电间接效应是指由于飞机遭遇闪电时，在飞机电子电气设备接口处产生的干扰电压/电流，及其所造成的设备永久性损坏或功能故障现象。研究表明闪电过程可以简化建模为4个波形分量，如图1。正是这些波形与飞机结构的相互作用使得内部电缆和设备感应到了电压和电流瞬态[4]。

图1 闪电波形建模Fig.1 Lightning waveform modeling

图1中，分量A表征了飞机遭遇闪电时产生的初始回击，其幅度可达几百kA，该分量是整个闪电过程中能量最大，影响最主要的部分；分量B用来表征由分量A衰减到分量C过程中的过渡波形，幅值约为几十kA；分量C表征了流经闪电通道上的电流，持续时间可达几毫秒，幅值约为几百A。分量D表征闪电在飞机上产生的二次回击，峰值电流为几十kA。

闪电的间接效应通常以共模干扰的方式影响机载电子系统，虽然实际中应用的数字电传系统都包含多个余度备份，但是由闪电引起的大能量电磁干扰可能也会同时出现在所有备份的通道上，并对备份系统造成同样的损害，使之失去备份的作用，如图2。出于应用和分析的目的，通常可以将闪电间接效应的耦合机制概括成孔隙耦合和阻抗耦合两大类。

1.1 孔隙耦合

只要飞机结构不是完全电磁屏蔽的，就会有电磁波渗透进来，或者通过对结构的穿透，或者通过孔隙的二次发射，如驾驶舱的风挡，窗户以及口盖缝隙等。其中以初始回击波形分量A的影响最为主要，它通过磁场的方式渗入机体内部，并在内部回路电缆上耦合出感应电流，定义为测试波形 1（6.4/70μs）[3]。

图2 闪电作用方式Fig.2 The effect of lightning

穿过孔隙的波形分量A以内部电场方式引起的导线与机体之间的感应电压定义为测试波形2（0.1/6.4μs），其是一个双指数导数波形。

由于不同的电缆长度和参数，穿透到飞机内部的电场/磁场会在电缆上激励出谐振现象，并形成阻尼振荡波形，频率范围在1 MHz到10 MHz。定义为测试波形3。

1.2 阻抗耦合

广义而言，通过孔隙耦合属于高频机理，因为孔隙尺寸相对较小，限制了低频电磁场的传播，而通过阻抗耦合和结构扩散的方式耦合属于低频机理。其感应电压值为电缆两接地端之间的结构IR电压和由导电材料场扩散产生的电压总和。

闪电电流流过机体结构，在机内电子电路两端产生结构IR电压，对于金属结构，结构IR电压值很小；而对于碳纤维等复合材料结构，结构IR电压值很大，从而导致机内设备线束及导线上感应的瞬态电压幅值很大。此种方式的感应与闪电电流分量A直接相关，使用测试波形4（6.4/70（s）来定义。该瞬态波形也会出现在带屏蔽层的电缆上，通过屏蔽层形成回路电流，并由屏蔽层和电缆之间的传递阻抗感应到电缆上。

对于直接在飞机结构上双端接地的低阻抗电缆，由于线缆的电感相对于结构通道较高，使得波形分量A上升下降沿变缓，根据结构材料的不同，分别定义铝结构的测试波形为5 A（40/120 μs），碳纤维等复合材料的测试波形为5B（50/500 μs）。

此外，机外安装的电子电气部件或金属结构部件，通过贯穿导体与机内结构连接，因此可能将闪电电流直接引入到机体内部，如天线、航行灯的连接导线，或者机械系统的钢索、管路等。

1.3 间接效应的评估测试技术

根据民用飞机适航标准FAA 25/CAAC 25.1306条款要求，可以将对闪电间接效应的验证分解成以下几个不同的任务：

1）确定飞机外的电流和电磁场强度和波形。

2）确定机身结构上的IR电压和内部电磁场。

3）确定飞机线路对上述电压和电磁场的响应，即确定线路上感应的电压和电流。

4）确定电气设备对感应电压和电流的响应，即判断电路是受干扰还是损坏。

5）设计并协调防护措施。

6）在试验室进行试验，证明设备对闪电的防护能力。

其中前4项任务是为了确定实际瞬态水平ATL，通常可以通过借鉴已有相似机型数据或者通过全机级的仿真计算来得到，得到ATL之后，才能知道要设计满足何种等级标准的设备。也即确定设备瞬态设计水平ETDL。完成了设备的设计和研发之后，根据瞬态控制水平TCL的等级要求和测试标准（DO-160）进行试验室试验，以验证设备是否能够满足设计要求[2]，如图 3所示。

图3 闪电评估方式Fig.3 Qualification method of lightning

类似于其他电磁防护技术，飞控系统对闪电间接效应的防护可以从屏蔽、接地、接口保护等方面来设计，此外优化的全机布线方式和特定的系统架构设计也能进一步提供对闪电间接效应的防护。

2 飞控系统接口保护电路设计实例

对由于闪电间接效应引起的瞬态浪涌电压/电流的接口保护电路的原理是将串入电子设备电源线、信号线上的瞬时过电压通过瞬态保护器件（TPD），将大电流泄放入地，并嵌位接口处的电压在设备所能承受的范围之内，从而保护电子设备免遭高压，大电流的损坏[5]。

常用的瞬态保护器件有气体放电管，压敏电阻，瞬变抑制二极管（TVS），扼流线圈等。实际应用中，通常可以将几种保护器件混合使用，以提供更有效的保护，如图4所示。但要注意一般能量较高的器件应靠近瞬态浪涌进入的端口，能量较低的器件靠近敏感设备处，且两者之间需要相距一定的距离或者串联电阻，以保证第一级的高能保护器件能够导通。因为高能器件通常响应时间较长，嵌位性能也不如后者稳定。

图4 常用接口保护电路Fig.4 Common interface circuit design

设备级的瞬态保护器件首选TVS，因为其体积小，精度高，响应速度快，对闪电间接效应等产生的瞬态浪涌有很好的抑制效果，但考虑到一旦TVS被击穿而失效后，可能造成该支路永久短路，即使在没有瞬态干扰下也无法获取真实的传感器信号，造成误操作。因此在使用TVS器件时必须要考虑其失效后所造成的可能影响。此时，可以采取两种措施来进一步保护电路的功能正常，其一是从电路设计上进行改进，如图5所示。通过D1、D2二极管的单向导通作用，使得TVS在电路正常工作期间与主干路隔离，而一旦有正/负极性的瞬态浪涌进入，则会导通某一支路上的二极管，从而将TVS连入电路，吸收瞬态干扰。

图5 改进的接口保护电路Fig.5 Improved interface circuit design

其二可以从信号逻辑和软件程序上进行设计，比如设计信号的工作逻辑如表1所示，可以看到由于TVS失效引起的短路，使得信号电平拉低到1 V以下时，计算机即会认为该支路出现故障，不使用其信号作为有效输入。

表1 针对闪电瞬态的逻辑设计Tab.1 Logic design against lightning transient

3 飞控系统设备安装和布线

飞控电子设备及其互联电缆应尽量安装在由闪电电流引起的电磁场较小的区域。飞控电子计算机等主要控制设备尽量安放在屏蔽的设备舱，如电子/电气设备舱、货舱、后设备舱及前附件舱，且远离门、窗、口盖等开口；互联电缆的布置应远离外蒙皮，尤其是飞机机头等曲率半径小，闪电电流密度大的区域；对于安装在驾驶舱、起落架舱、机翼前后缘、吊挂和发动机短舱等电磁相对开放区域的设备和电缆，必须依靠机箱和线束屏蔽来提供额外的防护[6]。

通常而言，磁场对机载设备的干扰要远大于电场，因为普通的铝制结构能够很好的提供对电场的屏蔽，相比而言，磁场更容易穿透铝制结构，通过电路回路感应到设备端口。因此在布置电磁暴露区的飞控系统互联线束时应尽可能靠近接地平面或金属结构件敷设，以减少穿过回路与参考面之间的磁通量，如图6所示。标号为3位置上的线缆，磁场穿过线缆和参考面之间的通量最大，也是最差的布线位置；标号为1位置的线缆，磁通量最小，是最佳的布线位置。

图6 优化的布线方式Fig.6 Optimum wiring of interaction cables

此外在敷设飞控电缆时应注意与非敏感导线的隔离，因为有些非敏感导线如航行灯或标志灯的导线，从非屏蔽区域进入机身或其他屏蔽空间，将携带很大的闪电感应电流和电压，如果这些导线与飞控系统的线束并行敷设，则闪电感应能量会耦合到飞控系统的敏感线束中。

无论是接口保护电路的设计还是电缆束屏蔽层的端接，都需要以良好可靠的搭接和接地技术来实现。一般要求飞控设备的对地搭接电阻小于2.5毫欧，且应使用下列接地技术来有效的隔离闪电电流：

1）在严酷的闪电耦合区域（如机翼前后缘、起落架舱等）敷设的电缆束，应使用屏蔽编制套，且屏蔽层多点接地。接地点间隔约为其终端设备最高响应频率波长的1/20，但每个接地点之间的距离最好有所差异，以避免在线缆上产生谐振；

2）电缆束的屏蔽层在连接器处应以360°方法端接到设备连接器后壳，连接器的两个配合表面在配合时应有良好的RF搭接。不应用屏蔽引线（pig-tail）来接地；

3）屏蔽线束从闪电暴露区域（例如机翼、起落架舱）进入机身等屏蔽区域时，其线束总屏蔽层也应以360°方式在分离面处端接，而不能穿过分离面进入机身屏蔽区。

4 系统架构考虑

在系统级，闪电间接效应防护技术是在该系统冗余部件之间使用非相似设计[7]。在所有情况下，一个系统组件的失效绝不能对该系统功能有不利影响。为达到上述目的，可采用如下方法：

1）非相似硬件、软件架构；

2）不同数据源输入；

3）不同的航线可更换设备（LRU）布置在不同的位置，不同的导线敷设路线和长度，避免通道间和组件间的信号公共点或路径；

4）采用平衡差分线及远端负载浮地的设计方式，如图7。

图7 远端负载浮地设计Fig.7 Remote load isolated design

5 结束语

文中从现代先进民用飞机的特点出发，阐述了由于电传飞控系统和复合机身材料的广泛应用，使得闪电间接效应的影响愈发受到重视。通过分析闪电间接效应的基本特性，给出了不同试验波形的耦合机制，和对电传飞控系统的影响方式。最后分别从接口保护电路设计、屏蔽和接地、布线方式以及系统架构等方面论述了在电传飞控系统设计中如何有效的对闪电间接效应进行防护。

[1]Plumer J A，Malloy W A，Craft J B.The effects of lightning on digital flight control systems[C]//Conference on lightning and static electricity，1975， 989-1008.

[2]Environmental Conditions and Test Procedures for Airborne Equipment[S].RTCA/DO-160G， RTCA Inc.， 2010.

[3]Aircraft Lightning Test Methods[S].SAE/ARP5416，2005.

[4]骆立峰，熊秀，范晓宇，等.航空机载设备雷电间接效应测试综述[J].中国民用航空学报，2010，2（12）:5-8.

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[5]McCreary C A，Lail B A.Lightning transient suppression circuit design for avionics equipment[C]//Electromagnetic Compatibility （EMC）， 2012 IEEE International Symposium on.IEEE，2012:93-98.

[6]王天顺，雷虹，李锋，等.飞机雷电防护设计与鉴定试验[J].飞机设计，2009，29（5）:54-59.

WANG Tian-shun，LEI Hong，LI Feng，et al.Design of lightning protection and certification test for aircraft[J].Aircraft Design，2009，29（5）:54-59.

[7]秦旭东，陈宗基，李卫琪.大型民机的非相似余度飞控计算机研究[J].航空学报，2009，29（3）:687-694.

QIN Xu-dong，CHEN Zong-ji，LI Wei-qi.Research on dissimilar redundant flight control computes of large civil aircraft[J].Acta Aeronautica ET Astronautic Sinca，2009，29（3）:687-694.