基于HIRF的航空器机体屏蔽效能仿真研究

胡 静, 朱慧惠, 刘 勇, 司晓亮

(1.中国民航大学 航空工程学院,天津 300300; 2.中航西安飞机工业集团股份有限公司,陕西 西安 710089; 3.安徽省飞机雷电防护省级实验室,安徽 合肥 230031; 4.强电磁环境防护技术航空科技重点实验室,安徽 合肥 230031)

高强度辐射场(high intensity radiated fields, HIRF)是由地面、船载或机载的雷达、无线电、电视及其他射频发射装置因发射而产生的电磁能量形成的。国内外适航局颁布的适航条款中均已规定，民用飞机若要取得适航证则必须开展HIRF适航验证试验。

国外对于飞机HIRF防护设计、适航符合性验证试验和模拟仿真预测方面均获得了许多重要的研究成果，如颁布了HIRF验证试验标准指南RTCA DO-160G[1]和SAE ARP 5583A[2]，许多研究已证明飞机HIRF仿真预测的有效性[3-4]。文献[5]研究出一种高强度辐射场合成环境的计算工具(RFSE),用于模拟和分析与HIRF射频范围中的飞机和旋翼飞机的电磁场相互作用。

而国内由于HIRF研究起步较晚,对于HIRF防护设计及试验方法主要还是以借鉴国外为主。文献[6]通过调研国内外HIRF发展现状以及飞机HIRF相关的防护技术等,对我国HIRF防护发展目标给出了较好的建议。中国民用航空总局航空器适航审定司颁布了首部咨询通告AC-21-1317[7],其中提到:仿真分析和相似性分析也是民用航空器适航认证中的符合性验证方法之一。

国外相关研究表明，HIRF验证试验已成为飞机适航取证过程中的强制性条款要求,而国内相关HIRF试验研究开展较晚,至今没有形成相应的规范标准。低电平扫频场试验是飞机整机级HIRF试验的一部分,对其开展研究具有重要的实用价值,但由于开展飞机整机级HIRF试验难度较大,国内目前能开展相关试验的单位较少。因此，本文利用仿真分析的方法开展直升机机体屏蔽效能的研究分析,这与低电平扫频场试验的目的一致,即在飞机设计阶段,发现设计的不足之处,以减少风险,并降低后期HIRF试验及整改的成本。

本文通过开展航空器整机简化模型的仿真研究,得到航空器机体在HIRF环境下屏蔽性能的影响规律,并与已开展过的某型号直升机试验规律进行对比,发现两者具有较好的一致性。

1 仿真模型的建立

1.1 航空器模型的选择与精简

直接分析电磁环境对航空器整机模型的影响是非常复杂的事情,存在机身由不同的材质组成、机体结构复杂等问题,并且很难在电磁仿真软件中实现建模。

为了便于仿真研究,采用SolidWorks建模软件构建某型号直升机机体模型,并将模型进行简化处理,仅保留机体的外形结构特征,忽略机体内客座座位、设备架和行李架等,保留电磁波容易进入的主要缝隙结构,使其可以进行网格划分和计算;因为客窗等玻璃材质部件通常对电磁波传播无阻挡作用,所以仿真时将客窗等部件从电磁模型中去除。简化后的模型通过外部导入的方式,按真实比例导入至CST电磁仿真软件内,整机模型如图1所示。因为直升机机体蒙皮主要采用金属材料制成,所以本次机体仿真模型的壳体材料选取理想导体材料(PEC)。发动机舱通常由金属或多层碳纤维与铝箔制成,由于其具有良好的屏蔽效果,因此被建模为理想导体材料(PEC)。同样的方法也被用在其他由碳纤维或玻璃纤维制成的部件上。

在低电平扫频场试验阶段,外部电磁能量主要通过机体上的窗户及机身上的缝隙结构等进入机体内部,进而耦合到一些敏感电子设备线束内。为了尽量地贴合实际,在机体模型两侧的主要舱门及机身右侧的人员检修舱口处，采用CST微波工作室中提供的微小缝隙、屏蔽网孔等精简等效模型来替代机身上主要的细小缝隙(缝隙宽度设置为1 mm),从而避免了建模时的细小结构问题,提高仿真效率和仿真结果的准确性,机体主要缝隙结构如图2所示。

图1 直升机整机模型

图2 机体主要缝隙结构

1.2 仿真条件的设置

(1) 网格及激励信号的设置。本次仿真中整机模型网格总数为780×104个;在仿真运算设置中,计算精度设置为10-6,已经可以保证本次仿真的精确性;激励信号选取CST软件中默认的高斯信号。

(2) 背景及边界条件设置。在低电平扫频场试验中,发射天线与测试位置之间的距离均大于10 m。并且在校准阶段,在未放置机体时,使发射天线以1 V/m的大小对测试位置的接收天线进行辐照。

在测试阶段,将机体放置在测试区域,接收天线放置在机体内测试位置,并使用与校准阶段一致的发射功率辐照机体,从而比较放置机体前、后的电场场强,进而得到机体的屏蔽性能。

屏蔽性能一般用机体的屏蔽效能来反映,其定义为在电磁场环境下测试时,测试位置处有机体时的电场强度与无机体时的电场强度之比,通常使用电场屏蔽效能(SE)来表示,工程计算中常用dB为单位,其计算公式[8]为:

(1)

其中:Eint为有机体时测试点的电场强度;Eext为无机体时测试点的电场强度。

在仿真中为了符合试验时的设置条件,背景范围设置为10 m×10 m×10 m;并且使用1 V/m大小的平面波辐照代替实际的测试装置,其中辐照方向如图3所示,周围空间为均匀材质分布,因此背景材料设置为正常,边界条件全部设置为开放边界。仿真环境为理想环境状态。

图3 辐照方向

(3) 电场探头方位设置。因为驾驶舱和行李舱是机体内电子设备的主要安装区域,所以在这些区域内选取5处典型位置作为测试点,并设置场强探头,测试位置选取如图4所示。A探头位于驾驶舱处;B探头位于座舱处;C、D和E探头位于行李舱处。其中:A、B、D探头均位于机体中线位置;B探头与C、D、E探头高度一致(距离机体座舱腹板高度为90 cm)；探头A的高度低于探头B 15 cm。

图4 电场探头方位

2 仿真结果分析

2.1 极化方向对屏蔽效能的影响

选取0°方向,平面波按照水平与垂直极化的方式辐照机体。行李舱右侧检修舱门与电场辐照方向示意图如图5所示。

图5中：y方向为垂直极化方向；x方向为水平极化方向。

A、D 2个典型位置处水平与垂直极化下的屏蔽效能,如图6所示。

图5 机体右侧检修舱门与电场辐照方向示意图

从图6可以看出,在0°方向辐照机体时,A、D 2个典型位置处水平与垂直极化下的屏蔽效能比较一致,未出现明显的差异。驾驶舱A处水平与垂直极化下的屏蔽效能变化不大,这是由于驾驶舱处机体开口较大,封闭性较差,从而使电磁能量大量直接进入;而行李舱D处水平极化下的屏蔽效能比垂直极化下的屏蔽效能在低频段时要低一些,这是由于行李舱处的封闭性较好,并且仅在机体右侧开有一个矩形的检修舱门,根据缝隙耦合规律研究可知,因为电场方向垂直于缝隙长边时耦合进入的能量更多,所以出现了D位置处的变化差异,但变化趋势不明显。

图6 A和D位置处水平与垂直极化下的屏蔽效能

2.2 不同结构位置对屏蔽效能的影响

选取0°方向,平面波按照垂直极化的方式辐照机体,比较不同舱体结构下A(驾驶舱)、B(座舱)、D(行李舱)3个典型位置处的屏蔽效能,如图7所示。

图7 不同舱体结构下A、B、D 3个典型位置处的屏蔽效能

从图7可以看出,在垂直极化辐照下,不同舱体结构测试位置处的屏蔽效能不同。其中驾驶舱和座舱的屏蔽效能较低,这是由于驾驶舱与座舱处机体开口较大,电磁能量直接从开口位置处耦合进入,并由于机体内部的反射叠加等因素,造成上述2个测试位置的屏蔽效能出现了负值,即发生场强增强效应。而行李舱本身封闭性较好,相应的屏蔽效能也较高,因此行李舱测量位置处的屏蔽效能要高于驾驶舱和座舱测量位置处的屏蔽效能30 dB左右。

2.3 与试验结果相比较

选取驾驶舱内A位置与行李舱内D位置处为典型的研究位置。选取0°方向,比较平面波垂直极化辐照下的仿真结果与已进行过低电平扫频场试验的某型号直升机的试验结果，如图8所示。试验中用到的某型号直升机机体材料含有金属材料与复合材料,并且仿真所用直升机的机体外形与测试位置和试验所用直升机保持一致。

图8 A和D位置处仿真与试验结果对比

从图8可以看出,驾驶舱内A位置与行李舱内D位置处的仿真结果与试验结果之间的规律具有较好的一致性,进而验证了仿真方法及模型的有效性。但因为仿真是在理想环境下进行的,所以与试验规律还是有所差别;并且试验结果中,行李舱处的屏蔽效能要好于驾驶舱处的屏蔽效能,这与2.2节体现出的仿真规律一致。出现上述情形的原因是:因为实际直升机与仿真模型中行李舱处的封闭性均较好,进入其中的电磁能量较少,所以得出的仿真结果同实际试验得到的规律性较为一致,并且两者结果也较为接近;而驾驶舱处,由于仿真模型的简化,去掉了机舱内的座椅(实际中能够起到吸收电磁能量的作用)、相关设备架等,这些实际测试中存在的装置会吸收和阻挡部分电磁能量,并且仿真采用的是金属机身,电磁能量在舱体内反射叠加作用会更加明显,从而使仿真得到的结果低于试验结果。

2.4 不同方向辐照对屏蔽效能的影响

低电平扫频场试验规定每个测试位置均需从多个方向辐照机体来得到测试位置处最终的衰减曲线,因此仿真中参照试验要求选取6个辐照方向对机体进行辐照,以得到机体内同一测量位置不同方向辐照下的屏蔽效能,并进行研究分析。选取直升机行李舱内典型位置D处,比较垂直极化下以0°、45°、135°、180°、225°、315°方向辐照机体时的屏蔽效能,如图9所示,结果按照对称的辐照方向排布。

图9 D位置在不同方向辐照下的屏蔽效能

从图9可以看出,行李舱内同一位置在不同辐照方向下屏蔽效能不同。其中0°方向的屏蔽效能整体为30 dB左右,要高于正对的180°方向的屏蔽效能,这是由于在0°方向平面波辐照时,前半部分机体已经阻挡和吸收了部分能量进入行李舱,比从180°方向进入的能量要少。因为本次仿真的机体模型右侧开有检修口盖,其四周设置有缝隙结构,所以可以明显看出同一测试位置从机体右侧45°、135°辐照下的屏蔽效能比从左侧315°、225°辐照下的屏蔽效能要低10 dB左右,说明从右侧方向辐照机体时,有更多的电磁能量通过缝隙结构进入了机体,也说明缝隙结构是电磁能量进入机体的主要途径。

3 结 论

本文通过建立真实直升机机体简化模型,并在CST电磁仿真软件中进行机体屏蔽效能的仿真分析,得到不同条件下机体内测试位置处屏蔽效能的变化规律,并与试验结果进行对比,发现两者规律较为一致。仿真所得规律如下:

(1) 当平面波垂直极化和水平极化分别辐照机体时,不同测试位置处2种极化方式下的屏蔽效能比较一致,未出现明显的差异。

(2) 当平面波垂直极化辐照机体时,不同舱体结构测试位置处的屏蔽效能不同;并且行李舱处的屏蔽效能要明显高于驾驶舱和座舱位置处,这是由于行李舱处的封闭性要远远好于驾驶舱和座舱。

(3) 当平面波垂直极化辐照机体时,比较行李舱内检修舱门后不同位置,可以明显看出在谐振频点之前,测试位置距离检修舱门缝隙处越远,其位置处的屏蔽效能越好;而过了谐振频点后,由于高次模的影响及电磁波在屏蔽腔体内的谐振与反射等影响,该规律不适用。

(4) 当平面波垂直极化辐照机体时,由于机体模型右侧开有检修口盖,可以明显看出行李舱同一测试位置,0°方向要好于180°方向辐照下的屏蔽效能,这是由于0°方向的电磁能量经过了机体更多的阻挡和吸收;从机体右侧45°、135°方向辐照下的屏蔽效能要比从左侧315°、225°方向辐照下的屏蔽效能要低10 dB左右,这说明从右侧辐照机体时,有更多的电磁能量通过缝隙结构进入机体。