一種確定航空器雷擊附著點位置的方法技術

本發明專利技術涉及一種確定航空器雷擊附著點位置的方法，基于航空器縮比模型雷擊附著點試驗法，建立航空器雷擊附著點的仿真模型，將按照實際航空器或航空器設計圖紙建立的航空器模型，放置在模擬高壓電極和無限大接地面之間，通過調整航空器模型的俯仰角和方位角，來調整航空器模型與高壓電機之間的相對姿態，以模擬相對航空器模型不同方位的雷電先導；基于靜電場理論，采用有限元方法進行靜電場求解，以獲取航空器模型的表面及其周圍區域的電場分布；根據航空器模型表面的電場強度大小，來確定航空器雷擊附著點位置。本發明專利技術能夠有效地解決雷電附著點分區問題，而且可以避免相似類比法和試驗法所固有的局限性和不足。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術所涉及的是航空器雷擊效應仿真
，尤其涉及的是一種確定航空器雷擊附著點位置的仿真方法。
技術介紹
大氣中運行的航空器不可避免地會遭遇到雷電環境，較大概率的發生觸發雷擊現象。航空器遭受雷擊時，輕則致使機載電子電器設備性能紊亂或降低、重則導致機毀人亡。雷電是一種危險現象，嚴重威脅著航空器的飛行安全，因此航空器設計過程中必須進行雷電防護設計。所以迫切需要對航空器的雷擊特性進行分析研究，確定航空器的雷擊分區，為航空器的雷電防護設計和評估提供依據。根據航空器雷電分區標準《SAE ARP-5414》可知， 確定航空器雷擊附著點位置是進行雷擊分區的第一步和關鍵的一步。目前，為了確定新研制航空器雷擊附著點位置，主要是通過相似類比法、實驗室試驗法、以及真實飛機飛越雷擊區域法。其中，相似類比法相對比較簡單、容易實現；不足之處就是必須要有相似結構和類似材料的航空器雷電分區的經驗。不論是采用縮比模型，還是采用全尺寸樣機，實驗室試驗法都能夠真實模擬雷擊過程和雷擊特性，直觀地獲取雷電附著點位置；不足之處就是該方法耗時耗財，測試人員與測試設備均有高壓觸電的危險。真實飛機飛越雷擊區域法是早期的一種方法，可以直接獲取雷擊現象的素材；目前已很少采用該方法，該方法相比實驗室試驗法，更加耗時耗財，危險系數更大。
技術實現思路
為了克服現有方法的局限性，本專利技術的目的是提供一種確定航空器雷擊附著點位置的仿真方法，用于實現在非試驗條件下開展對航空器雷擊附著點分區的仿真。為了達到上述專利技術目的，本專利技術為解決其技術問題采用以下技術方案 提供，所述方法包含以下步驟 步驟I、基于航空器縮比模型雷擊附著點試驗法，建立航空器雷擊附著點的仿真模型，即，將按照實際航空器或航空器設計圖紙建立的航空器模型，放置在模擬高壓電極和無限大接地面之間，通過調整航空器模型的俯仰角和方位角，來調整航空器模型與高壓電機之間的相對姿態，以模擬相對航空器模型不同方位的雷電先導； 步驟2、基于靜電場理論，采用有限元(FEM)方法進行靜電場求解，以獲取航空器模型的表面及其周圍區域的電場分布； 步驟3、根據航空器模型表面的電場強度大小，來確定航空器雷擊附著點位置；8卩，航空器機身表面的電場強度越大，越容易被擊穿，則航空器表面的電場強度最大處為雷擊附著點位置。步驟I中建立的航空器模型的表面與實際的航空器保持一致。步驟I中還包含根據雷電先導類型，建立金屬細棒或金屬圓球作為所述高壓電極的過程。步驟I中還在以航空器模型為中心的上半球面和下半球面位置，分別等角度有間隔地選取方位角度點，用以確定航天器模型與高壓電極的相對姿態。步驟I中還包含在航空器模型的周圍，建立一個長方體的空氣邊界作為仿真區域；并確定航空器模型正下方的空氣邊界面為所述接地面。所述航天器模型與高壓電極之間的放電間隙，大于航天器模型最大尺寸的1.5倍；并且，航天器模型與所述接地面之間的放電間隙，也大于航天器模型最大尺寸的I. 5倍。步驟I中進一步包含設置仿真模型的激勵條件的過程，即，在高壓電極加載3000kV的高電壓，來模擬雷電通道的先導；并且，在接地面設置OV的電壓。步驟I中還進一步包含對仿真模型進行網格剖分的過程，S卩，采用四面體網格方 式，對航空器模型的表面、高壓電極以及航空器模型周圍的空氣區域采用細網格剖分，而對其他空氣區域采用粗網格剖分。本專利技術所述確定航空器雷擊附著點位置的方法，可以帶來以下的有益效果本專利技術在實驗室航空器縮比模型雷擊附著點試驗基礎上，提出了一種確定航空器雷擊附著點位置的仿真方法，能夠在非試驗條件下開展航空器雷擊附著點分區研究，可以有效地解決雷電附著點分區問題，避免相似類比法和試驗法存在的成本高、時間長、危險高等局限性，具有很大的優越性。附圖說明圖I是本專利技術中所述確定航空器雷擊附著點位置的仿真模型中高壓電極方位的示意圖。具體實施例方式以下結合附圖說明本專利技術的一項較佳實施例。本專利技術提供一種確定航空器雷擊附著點位置的仿真方法，該仿真方法的原理如下 航空器飛越雷擊區域時，雷電初始附著點區域是由雷電梯級先導靠近至目標一定距離后決定的。梯級先導電荷產生的電場貢獻較大，先導頭部電流產生的福射場相對較小，可以采用靜電場效應模擬航空器觸發雷擊前的過程。因此采用類似高壓電極雷擊附著點試驗法來建立仿真模型，并基于靜電場理論，結合高壓電極激勵與邊界條件來求解靜電場區域泊松方程，以獲取航空器模型表面及其周圍區域的電場分布。最后根據航空器表面電場強度大小確定航空器雷擊附著點位置。如圖I所示為本專利技術中確定航空器雷擊附著點位置所需的仿真模型示意圖，將航空器模型100放置在高壓電極200和接地面300之間，通過改變航空器模型100的俯仰角和方位角來調整航空器模型100與高壓電極200之間的相對姿態，從而模擬不同的雷擊情況。在以航空器模型100為中心的球面位置上，等角度有間隔地選取方位角度點，下半球面按照上半球面同樣劃分。其中，所述航空器模型100是按照實際航空器或航空器設計圖紙建立，并且該航空器模型100表面例如形態、材料等，都應當盡量與實際的航空器保持一致。高壓電極200的模型是根據雷電先導類型建立的金屬細棒或金屬圓球(圖I中僅示出球形的高壓電極200)。在高壓電極200上加載3000 kV的高電壓作為仿真模型的激勵條件，來模擬雷電通道的先導。建立長方體形狀的空氣邊界作為仿真區域，并將航空器模型100正下方的空氣邊界面作為接地面300，相當于將接地面300電壓設置為0 V。所述航空器模型100與高壓電極200之間的放電間隙長度應大于航空器模型100最大尺寸的I. 5倍，仿真中一般選取為2倍；同樣航空器與接地面300的放電間隙長度也應大于航空器模型100最大尺寸的I. 5倍,仿真中一般選取為2倍。對仿真模型進行網格剖分時，具體采用四面體網格方式，對航空器模型100的表面、高壓電極200以及航空器模型100周圍的空氣區域采用細網格剖分，而對其他空氣區域采用較粗網格剖分。 本專利技術提供的所述仿真方法，其具體步驟如下 步驟I :建立如上文所述的航空器雷擊附著點仿真模型(圖I); 即基于實驗室航空器縮比模型雷擊附著點試驗法，將航空器模型放置在模擬高壓電極和無限大接地面之間，根據航空器飛行狀態調整高壓電極與航空器模型之間的俯仰、方位姿態，形成航空器雷擊附著點的仿真模型。所述仿真模型中的高壓電極采用金屬細棒或金屬圓球模型，來模擬雷電通道的先導。另外，該仿真模型中例如航空器模型的表面形態，仿真區域大小的確定，接底面的確定，航空器模型與高壓電極及接地面之間的位置關系，仿真模型激勵條件的設置，以及仿真模型的網格剖分等，都在上文進行了相應的描述。步驟2 :基于靜電場理論，采用有限元(FEM)方法，對整個仿真區域進行靜電場求解，以獲取航空器表面與其周圍空氣區域的電場分布；靜電場分析中，將導體材料視為等電勢體進行仿真計算，來獲取整個區域的電場分布。步驟3 :根據航空器表面的電場強度大小，確定航空器模型表面雷擊附著點位置。隨著高壓電極的電壓不斷增大，航空器機身表面電場最大處最先可能被擊穿，即雷擊附著點位置。本專利技術所述方法不但能夠有效地解決雷電附著點分區問題，而且可以避免傳統的相似類比法和試驗法所固有的局限性和不足。盡管本專利技術的內容已本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種確定航空器雷擊附著點位置的方法，其特征在于，所述方法包含以下步驟：步驟1、基于航空器縮比模型雷擊附著點試驗法，建立航空器雷擊附著點的仿真模型，即，將按照實際航空器或航空器設計圖紙建立的航空器模型，放置在模擬高壓電極和無限大接地面之間，通過調整航空器模型的俯仰角和方位角，來調整航空器模型與高壓電機之間的相對姿態，以模擬相對航空器模型不同方位的雷電先導；步驟2、基于靜電場理論，采用有限元方法進行靜電場求解，以獲取航空器模型的表面及其周圍區域的電場分布；步驟3、根據航空器模型表面的電場強度大小，來確定航空器雷擊附著點位置；即，航空器機身表面的電場強度越大，越容易被擊穿，則航空器表面的電場強度最大處為雷擊附著點位置。

【技術特征摘要】

【專利技術屬性】
技術研發人員：方金鵬，梁子長，武亞君，張元，陳奇平，
申請(專利權)人：上海無線電設備研究所，
類型：發明
國別省市：