專利名稱：一種確定航空器雷擊附著點位置的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明所涉及的是航空器雷擊效應(yīng)仿真技術(shù)領(lǐng)域，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。
背景技術(shù)：
大氣中運行的航空器不可避免地會遭遇到雷電環(huán)境，較大概率的發(fā)生觸發(fā)雷擊現(xiàn)象。航空器遭受雷擊時，輕則致使機載電子電器設(shè)備性能紊亂或降低、重則導(dǎo)致機毀人亡。雷電是一種危險現(xiàn)象，嚴(yán)重威脅著航空器的飛行安全，因此航空器設(shè)計過程中必須進行雷電防護設(shè)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(qū)，為航空器的雷電防護設(shè)計和評估提供依據(jù)。根據(jù)航空器雷電分區(qū)標(biāo)準(zhǔn)《SAE ARP-5414》可知， 確定航空器雷擊附著點位置是進行雷擊分區(qū)的第一步和關(guān)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(qū)域法。其中，相似類比法相對比較簡單、容易實現(xiàn)；不足之處就是必須要有相似結(jié)構(gòu)和類似材料的航空器雷電分區(qū)的經(jīng)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(shè)備均有高壓觸電的危險。真實飛機飛越雷擊區(qū)域法是早期的一種方法，可以直接獲取雷擊現(xiàn)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(shù)更大。

發(fā)明內(nèi)容
為了克服現(xiàn)有方法的局限性，本發(fā)明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(xiàn)在非試驗條件下開展對航空器雷擊附著點分區(qū)的仿真。為了達到上述發(fā)明目的，本發(fā)明為解決其技術(shù)問題采用以下技術(shù)方案
提供一種確定航空器雷擊附著點位置的方法，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(shè)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(diào)整航空器模型的俯仰角和方位角，來調(diào)整航空器模型與高壓電機之間的相對姿態(tài)，以模擬相對航空器模型不同方位的雷電先導(dǎo)；
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(qū)域的電場分布；
步驟3、根據(jù)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(jù)雷電先導(dǎo)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(tài)。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(qū)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(shè)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(dǎo)；并且，在接地面設(shè)置OV的電壓。步驟I中還進一步包含對仿真模型進行網(wǎng)格剖分的過程，S卩，采用四面體網(wǎng)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(qū)域采用細網(wǎng)格剖分，而對其他空氣區(qū)域采用粗網(wǎng)格剖分。本發(fā)明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發(fā)明在實驗室航空器縮比模型雷擊附著點試驗基礎(chǔ)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(qū)研究，可以有效地解決雷電附著點分區(qū)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(yōu)越性。


圖I是本發(fā)明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(jié)合

本發(fā)明的一項較佳實施例。本發(fā)明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(qū)域時，雷電初始附著點區(qū)域是由雷電梯級先導(dǎo)靠近至目標(biāo)一定距離后決定的。梯級先導(dǎo)電荷產(chǎn)生的電場貢獻較大，先導(dǎo)頭部電流產(chǎn)生的福射場相對較小，可以采用靜電場效應(yīng)模擬航空器觸發(fā)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(jié)合高壓電極激勵與邊界條件來求解靜電場區(qū)域泊松方程，以獲取航空器模型表面及其周圍區(qū)域的電場分布。最后根據(jù)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所示為本發(fā)明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(diào)整航空器模型100與高壓電極200之間的相對姿態(tài)，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(shè)計圖紙建立，并且該航空器模型100表面例如形態(tài)、材料等，都應(yīng)當(dāng)盡量與實際的航空器保持一致。
高壓電極200的模型是根據(jù)雷電先導(dǎo)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(dǎo)。建立長方體形狀的空氣邊界作為仿真區(qū)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(dāng)于將接地面300電壓設(shè)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(yīng)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(yīng)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(wǎng)格剖分時，具體采用四面體網(wǎng)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(qū)域采用細網(wǎng)格剖分，而對其他空氣區(qū)域采用較粗網(wǎng)格剖分。 本發(fā)明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(jù)航空器飛行狀態(tài)調(diào)整高壓電極與航空器模型之間的俯仰、方位姿態(tài)，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(dǎo)。另外，該仿真模型中例如航空器模型的表面形態(tài)，仿真區(qū)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(guān)系，仿真模型激勵條件的設(shè)置，以及仿真模型的網(wǎng)格剖分等，都在上文進行了相應(yīng)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(qū)域進行靜電場求解，以獲取航空器表面與其周圍空氣區(qū)域的電場分布；靜電場分析中，將導(dǎo)體材料視為等電勢體進行仿真計算，來獲取整個區(qū)域的電場分布。步驟3 :根據(jù)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。本發(fā)明所述方法不但能夠有效地解決雷電附著點分區(qū)問題，而且可以避免傳統(tǒng)的相似類比法和試驗法所固有的局限性和不足。盡管本發(fā)明的內(nèi)容已經(jīng)通過上述優(yōu)選實施例作了詳細介紹，但應(yīng)當(dāng)認識到上述的描述不應(yīng)被認為是對本發(fā)明的限制。在本領(lǐng)域技術(shù)人員閱讀了上述內(nèi)容后，對于本發(fā)明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發(fā)明的保護范圍應(yīng)由所附的權(quán)利要求來限定。
權(quán)利要求
1.一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(shè)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(diào)整航空器模型的俯仰角和方位角，來調(diào)整航空器模型與高壓電機之間的相對姿態(tài)，以模擬相對航空器模型不同方位的雷電先導(dǎo)； 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(qū)域的電場分布； 步驟3、根據(jù)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；S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。
2.如權(quán)利要求I所述確定航空器雷擊附著點位置的方法，其特征在于， 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。
3.如權(quán)利要求2所述確定航空器雷擊附著點位置的方法，其特征在于， 步驟I中還包含根據(jù)雷電先導(dǎo)類型，建立金屬細棒或金屬圓球作為所述高壓電極的過程。
4.如權(quán)利要求3所述確定航空器雷擊附著點位置的方法，其特征在于， 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(tài)。
5.如權(quán)利要求4所述確定航空器雷擊附著點位置的方法，其特征在于， 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(qū)域；并確定航空器模型正下方的空氣邊界面為所述接地面。
6.如權(quán)利要求5所述確定航空器雷擊附著點位置的方法，其特征在于， 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I. 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。
7.如權(quán)利要求6所述確定航空器雷擊附著點位置的方法，其特征在于， 步驟I中進一步包含設(shè)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(dǎo)；并且，在接地面設(shè)置OV的電壓。
8.如權(quán)利要求7所述確定航空器雷擊附著點位置的方法，其特征在于， 步驟I中還進一步包含對仿真模型進行網(wǎng)格剖分的過程，即，采用四面體網(wǎng)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(qū)域采用細網(wǎng)格剖分，而對其他空氣區(qū)域采用粗網(wǎng)格剖分。
全文摘要
本發(fā)明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(shè)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(diào)整航空器模型的俯仰角和方位角，來調(diào)整航空器模型與高壓電機之間的相對姿態(tài)，以模擬相對航空器模型不同方位的雷電先導(dǎo)；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(qū)域的電場分布；根據(jù)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(fā)明能夠有效地解決雷電附著點分區(qū)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。
文檔編號G05B17/00GK102799112SQ201210266010
公開日2012年11月28日 申請日期2012年7月30日 優(yōu)先權(quán)日2012年7月30日
發(fā)明者方金鵬, 梁子長, 武亞君, 張元 , 陳奇平 申請人:上海無線電設(shè)備研究所