直升机初始雷击附着区域划分仿真研究

陈晓宁 黄立洋 郭飞 张彬 陈鹏

(1.解放军理工大学国防工程学院,南京 210007; 2.解放军理工大学 电磁环境与电光工程国家级重点实验室,南京 210007)



直升机初始雷击附着区域划分仿真研究

陈晓宁1黄立洋1郭飞2张彬1陈鹏1

(1.解放军理工大学国防工程学院,南京 210007; 2.解放军理工大学 电磁环境与电光工程国家级重点实验室,南京 210007)

雷电作为一种自然放电现象,对飞行安全构成严重威胁.为了进一步提高直升机对雷电的防护能力,根据标准SAE-ARP5416A规定的试验方法,在CST EM Studio中对某型直升机的等比例模型进行仿真计算,对其初始雷击附着区域的划分开展研究.提出了一种基于静电感应理论的直升机初始雷击附着区域划分的仿真计算方法,讨论了该型直升机仿真模型参数设置、具体划分方式等相关内容.通过本文方法仿真计算得到某型直升机初始雷击附着区域,并与标准SAE-ARP5414A的分区结果进行对比分析,验证了该方法的可行性.提出的方法对于今后直升机防雷设计和相关研究工作的开展具有重要参考意义.

雷击;初始附着区域;静电感应;数值仿真

引 言

雷电是一种强烈的自然放电现象,飞机在飞行中遭受雷击具有随机性和不可避免性.据统计,飞机每1 000到2 000飞行小时就很有可能会遭受到一次雷击[1].飞机遭受雷击时,雷电在放电过程中产生上升时间极快、持续时间极短的大电流脉冲,同时会产生很强的瞬态电磁场,这种峰值很高的电磁场和电流脉冲所产生的毁伤效应会对飞机电子设备造成严重危害[2].随着飞机制造技术的发展,大量复合材料以及先进航空电子设备开始应用于飞机,导致飞机对雷电的防护能力显著降低[17].

多数对飞机造成严重毁坏的雷击发生在6 000 m以下的高度[3],目前国内直升机使用升限在5 500 m左右,武装直升机升限在6 400 m左右[4].因此,直升机有遭受雷击可能.相比于战斗机、运输机,直升机机体上门与窗占机身面积的比例更大,导致直升机电磁屏蔽效能较差,机体内部线缆也更易耦合电磁干扰.为使雷电对飞机的危害降到最低,有必要对飞机雷电防护设计进行深入研究,而进行飞机雷电防护设计第一步是确定飞机雷击附着区域.

国外对飞机雷击附着区域的研究开展较早,早期欧美国家通过飞机穿越雷暴区的方法来获得相关数据[5],该方法得到的数据比较准确,同时危险性与成本较高.为降低风险和成本,国外逐步采用模型试验与理论计算方法来对飞机表面雷击附着区域进行划分[6].国内近年来也有学者采用理论分析方法对飞机表面初始雷击附着点进行研究[7-9].但是大部分研究是针对固定翼飞行器,相应对旋翼飞机雷击附着点研究开展较少,更是缺乏全尺寸整机试验数据[10].因此,开展整机直升机初始雷击附着区域的仿真研究对于后期试验具有重要指导意义.

本文采用数值仿真方法,在CST EM Studio进行仿真研究.首先,阐述了静电感应方法的基本原理以及飞机双向先导产生过程,同时依据标准SAE-ARP5416A规定的相关试验方法对仿真环境进行设置,仿真得到了直升机表面电场强度分布.然后,通过假定阈值的方法,对直升表面初始雷击附着区域进行划分.最后与标准[14]规定的直升机初始雷击附着区域进行对比,验证了该方法的可行性.

1 基本原理及仿真环境建立

1.1 基本原理

本文采用的是静电感应方法,仿真得到某型直升机表面感应电场强度并以此来对初始雷击附着区域进行划分.静电感应是指在外电场作用下,电荷在导体中重新分布的现象.一个带电物体与不带电导体相互靠近时,由于电荷间的相互作用,会使导体内部电荷重新分布,异种电荷被吸引到带电体附近,而同种电荷被排斥到远离带电体的导体一端.

飞机在飞行过程中,由于受到闪电电场作用,在飞机曲率较大的端部会出现尖端放电现象.如果外电场足够强,端部放电会沿着电场梯度方向发展,从而形成由飞机产生的双向先导,最终双向先导与闪电先导相连接,最初端部放电点便成为初始雷击附着点[6].

1.2 雷击附着区域定义

对飞机进行雷击附着区域划分是开展飞机防雷设计的第一步,为了分析雷击对飞机的影响程度,将飞机表面划分为3类雷击附着区域[14]:

区域1:可能遭受初始雷电附着和首次回击的区域.根据持续时间的长短,可以细分为:1) 1A区,闪电滞留时间较长;2) 1B区,闪电滞留时间较短;3) 1C区,强度降低的首次回击区域.

区域2:不太可能遭受首次回击但可能遭受后继回击的区域.可以细分为:1) 2A区,闪电滞留时间较长;2) 2B区,闪电滞留时间较短.

区域3:不太可能遭受雷电附着的区域.

1.3 试验方法简介

MIL-STD-464A、MIL-STD-1757、MIL-STD-1795、SAE-ARP5414A、SAE-ARP5416A[11-15]等标准都对飞机雷击防护做出了相应规范和要求.主要有三种方法可以确定飞机初始雷击附着区域[15]:1)全尺寸飞机模型进行高压雷击附着试验.该方法得到的飞机初始雷击附着区域较为准确,但是存在试验费用昂贵、试验周期较长的问题.2) 飞机缩比模型进行高压雷击附着试验.该方法由于模拟的物理特性、电晕过程及飞机周围空间电荷分布与模型缩比尺寸不是线性关系,导致存在一定局限性.并且在飞机几何外形复杂的地方,飞机缩比模型试验不足以详细判定雷电附着的可能性.3) 理论分析法确定飞机初始雷击附着区域.该方法相比于其他方法较为简便,但存在划分区域不准确的问题.总体而言,仿真方法与试验方法相比具有更加经济、便捷等优势.

飞机在飞行过程中遭遇的闪电分为两种情况.一是飞机自身触发的闪电,二是飞机拦截自然触发的闪电[16].根据标准SAE-ARP5416A中确定飞机表面初始雷击附着区域的规定.模拟由飞机自身触发的闪电时采用云极板模型,模拟飞机拦截自然触发的闪电时采用电极模型.本文仅对飞机拦截自然形成的闪电情况进行仿真分析,故仅对电极模型进行详细分析.

用电极模型模拟飞机截断自然触发的闪电时,电极位置设置在以飞机中心为球心的球面上.为了模拟飞机在飞行中遭遇来自各个不同方向的雷击,由经验表明,放电电极须分别沿着经度和纬度方向以飞机中心为球心,按30°为增量逐个设置[15].由于飞机具有不严格意义上的对称性,故只需在飞机半球面上设置37个电极放电位置,即可模拟飞机在飞行中的各种姿态,如图1所示.对于直升机来说,由于尾旋翼位于直升机一侧,使得直升机不具备固定翼飞机的对称性.如果将电极设置在尾旋翼所在侧的半球面时,该种情况与另一侧电极情况相比,属于较为严重的情况.因此,将电极设置在尾旋翼所在侧半球面上.

图1 电极位置

1.4 直升机模型分析及仿真设置

以某型号直升机为例,采用等比例简化模型进行仿真,尺寸为20 m×15 m×5 m.机体内部设备对机身表面电荷分布影响较小但会使网格数量急剧增加,导致计算过程复杂.为了简化求解过程,将机体内部设备去掉,只保留机身基本结构.机体上非导体复合材料感应电荷分布较为复杂,为简化分析,明晰规律,本文将直升机表面设置为导电金属材料.仿真过程中采用的某型直升机的CAD-CATIA模型如图2(a)所示,网格剖分如图2(b)所示.

为模拟飞机雷击分区试验,仿真中电极采用棒状电极,电极半径设置为0.25 m,长度设置为1 m.电极离飞机的距离应大于飞机最大尺寸的1.5倍[7].为降低因主旋翼超出机身过长,导致主旋翼对机身屏蔽作用过大,从而影响对机身部位的仿真划分结果.现将电极设置为距机身中心2倍的距离,即40 m.电极电压设置为3 MV,网格剖分采用六面体剖分模式,网格数约为1.9×107个,最小网格步长为20 mm.网格剖分的疏密程度将直接影响计算结果准确性,为了将直升机关键部位剖分更加细致,在机头、主旋翼、尾旋翼、水平尾翼处采用局部加密,同时为了模拟直升机真实飞行环境,采用开放边界.仿真全过程中,直升机处于静止不动状态.

2 仿真结果分析

2.1 直升机关键部位表面电场强度

仿真在37种不同电极位置下,直升机表面电场强度分布情况,分别统计直升机关键部位(主旋翼、尾旋翼、机头、水平尾翼和垂直尾翼)表面在不同电极位置下感应的最大电场强度,如图3所示.

图3 直升机关键部位表面电场强度值变化曲线

由图3可以得出:

1) 各个不同电极位置上,直升机表面感应出的电场强度最大值主要集中于主旋翼和尾旋翼处.说明对于该型直升机而言,主旋翼和尾旋翼表面遭受初始雷击附着的可能性更大.

2) 当电极在直升机上部位置时,由于直升机相对巨大的主旋翼会对位于其下方的机体产生屏蔽作用,导致机体表面感应出的电场强度值偏小.说明在实际直升机遭遇雷击的情况下,雷电较难穿过主旋翼叶片间隙而附着于下方的机体上.

3) 相比于其他关键部位,机头部位表面感应出的电场强度值小很多,这是由于机头部位比较平滑而且受到了主旋翼的屏蔽作用.

4) 垂直尾翼表面感应出的电场强度值要比临近的尾旋翼上小很多,尾旋翼更容易受到初始雷电的附着,故并没有对垂直尾翼上的初始雷击附着区域进行划分.

直升机关键部位感应出的最大电场强度如表1所示.机身表面感应出的电场强度最大值出现在10位置的尾旋翼区域,此时尾旋翼表面电场强度值达到260.1 kV/m.主旋翼表面感应出的最大电场强度出现在13位置,达到171.4 kV/m.水平尾翼表面感应出的最大电场强度值出现在24位置,达到122.8 kV/m.机头表面感应出的最大电场强度值出现在28位置,达到了50.15 kV/m.

表1 直升机关键部位感应出的最大电场强度值

2.2 直升机初始雷击附着区域划分

直升机相对巨大的旋翼结构、悬停能力以及其全方向飞行的特点导致其雷电分区比固定翼飞机更加复杂.直升机雷电分区的难点在于准确预测发生雷电附着时直升机所处的飞行状态(悬停、前飞、侧飞与倒飞),同时还需要考虑扫掠先导效应以及雷电滞留时间等各方面因素.相比于其他飞行状态,直升机在悬停状态时遭遇雷电附着是最严重的情况.因此,在直升机悬停状态下对其进行初始雷击附着区域的划分.当直升机处于悬停时,主旋翼和尾旋翼还处在旋转运动中,其他关键部位(机头、水平尾翼等)并无速度分量,而初始雷击附着区域的划分与速度有着直接关系,所以对于以上结构应该分开讨论.

为了划分出直升机表面初始雷击附着区域,可以假定一个阈值,如果关键部位表面电场强度大于假定阈值,则该位置定义为易被初始雷击附着的区域.通过对比发现,当阈值选取为直升机关键部位电场强度最大值的14%,即36.41 kV/m时,得到的初始雷击附着区域符合雷电分区标准定义[14].仿真模拟流程如图4所示.

图4 仿真模拟流程图

2.2.1 旋翼部分

主旋翼和尾旋翼叶梢在遭受初始雷电先导附着时,由于其具有快速旋转能力,雷电不能长时间停留.因此,该雷电初始附着区域应该划分为1A区.

由表1可知,当电极处在13位置时,主旋翼表面感应出的电场强度值达到最大为171.4 kV/m.电极处在10位置时,尾旋翼表面感应出的电场强度值达到最大为260.1 kV/m.对主旋翼和尾旋翼分别进行初始雷击附着区域划分,如果主旋翼和尾旋翼表面感应出的电场强度值大于假定的阈值36.41 kV/m,则将该区域划分为1A区域.此时,主旋翼1A区域的长度为1.0 m,如图5所示.尾旋翼1A区域的长度为1.2 m,如图6所示.

需要注意的是,对于整个主旋翼而言,在实际情况中,主旋翼桨毂位置(靠近旋转中心部位)也易遭受初始雷电先导附着,而在仿真过程中采用的模型已对桨毂部位做适当简化处理,导致在桨毂部位不能体现实际遭受雷击时的电场强度分布情况.因此,在对主旋翼进行初始雷击附着区域分析时并没有对桨毂位置进行划分.

图5 主旋翼1A区

图6 尾旋翼1A区

2.2.2 水平尾翼和机头部分

由于直升机有悬停的可能性,与旋翼部分不同,水平尾翼和机头在悬停状态下不具备速度分量,可能会遭受到完整闪电电流分量的袭击.在对水平尾翼和机头进行初始雷击附着区域划分时,应将该部位划分为1B区.

由表1可知,当电极处在24位置时,水平尾翼表面感应出的电场强度值达到最大为122.8 kV/m.当电极处在28位置时,机头表面感应出的电场强度值达到最大为50.15 kV/m.如果水平尾翼和机头部位表面感应出的电场强度值大于选定的阈值36.41 kV/m,则将该区域划分为1B区域.此时,水平尾翼1B区域长度为0.7 m,如图7所示.机头1B区域的宽度为0.52 m,如图8所示.

图7 水平尾翼1B区

图8 机头1B区

将仿真得到的直升机初始雷击附着区域与标准SAE-ARP5414A规定的直升机初始雷击附着区域进行对比,如表2所示.

表2 仿真得到的直升机表面初始雷击附着区域的大小与SAE-ARP5414A标准规定的大小对比

由表2可以看出,仿真得到的直升机表面初始雷击附着区域的值要比标准规定的值偏大.这可能是由于仿真直升机细节结构相对于标准分区采用的直升机结构外形有差异.

当阈值选取为直升机表面在37个不同电极位置出现的最大场强值(260.1 kV/m)的14%(36.41 kV/m)时,直升机表面初始雷击附着区域整机划分图如图9所示.

图9 直升机表面初始雷击附着区域划分

3 结 论

本文根据标准SAE-ARP5416A的规定,设置了37个不同的放电电极位置来模拟雷云位置,同时仿真计算出在不同电极位置条件下某型直升机表面感应电场强度值的大小,在关键部位表面感应出最大场强值的电极位置情况下,通过假定阈值的方法,对该型直升机初始雷击附着区域进行划分,并与标准SAE-ARP5414A中划定的直升机初始雷击附着区域进行对比,结果证明了该方法能够较好地用于直升机初始雷击附着区域的划分.该方法相比于实际直升机试验具有更加经济、可操作性更强等优点,具有一定实用价值.对于直升机雷电防护设计和今后对于直升机初始雷击附着区域的研究工作具有重要参考意义.

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Numerical simulation of lightning initial attachment zones on helicopter

CHEN Xiaoning1HUANG Liyang1GUO Fei2ZHANG Bin1CHEN Peng1

(1.EngineeringInstituteofNationalDefenseEngineering,PLAUniversityofScienceandTechnology,Nanjing210007,China; 2.NationalKeyLaboratoryonElectromagneticEnvironmentEffectsandElectro-opticalEngineering,PLAUniversityofScienceand
Technology,Nanjing210007,China)

As natural discharge phenomenon, lightning is a serious threat to flight safety. In order to improve the protection performance of the helicopter against lightning, this paper simulates the full-scale model of a certain type of helicopter and studies its lightning initial attachment zones according to the SAE-ARP5416A standard. Putting forward simulation calculation methods based on the theory of electrostatic induction to zone the lightning initial attachment zones of the helicopter. Relevant content about parameters of modeling this certain type of the helicopter and detail zoning methods are discussed. The lightning initial attachment zones are calculated by the methods given in this paper and zoning results are compared with the SAE-ARP5414A standard verifying the feasibility of the methods. The proposed methods are of important reference significance for future study of the protection performance of the helicopter against lightning.

lightning; initial attachment zones; electrostatic induction; numerical simulation

10.13443/j.cjors. 2014110801

2014-11-08

国家自然科学基金(No.51277182)； 国家重点实验室基金(FD2015003)

TM155

A

1005-0388(2015)05-0910-07

陈晓宁 (1963-),女,浙江人,解放军理工大学副教授,博士,硕士生导师,研究方向为电力系统雷电防护.

黄立洋 (1991-),男,湖南人,硕士研究生,研究方向为直升机雷电防护.

郭飞 (1980-),男,山东人,解放军理工大学讲师,博士,研究方向为雷电电磁脉冲防护.

陈晓宁, 黄立洋, 郭飞, 等. 直升机初始雷击附着区域划分仿真研究[J]. 电波科学学报,2015,30(5):910-916.

CHEN Xiaoning, HUANG Liyang, GUO Fei, et al. Numerical simulation of lightning initial attachment zones on helicopter [J]. Chinese Journal of Radio Science,2015,30(5):910-916. (in Chinese). doi: 10.13443/j.cjors. 2014110801

联系人： 黄立洋 E-mail：hly_warren@sina.com