專利名稱：一種確定航空器雷擊附著點(diǎn)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(diǎn)位置的仿真方法。
背景技術(shù)：
大氣中運(yùn)行的航空器不可避免地會(huì)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(shí)，輕則致使機(jī)載電子電器設(shè)備性能紊亂或降低、重則導(dǎo)致機(jī)毀人亡。雷電是一種危險(xiǎn)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(jì)過程中必須進(jìn)行雷電防護(hù)設(shè)計(jì)。所以迫切需要對(duì)航空器的雷擊特性進(jìn)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(hù)設(shè)計(jì)和評(píng)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(diǎn)位置是進(jìn)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(diǎn)位置，主要是通過相似類比法、實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)法、以及真實(shí)飛機(jī)飛越雷擊區(qū)域法。其中，相似類比法相對(duì)比較簡(jiǎn)單、容易實(shí)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(yàn)。不論是采用縮比模型，還是采用全尺寸樣機(jī)，實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)法都能夠真實(shí)模擬雷擊過程和雷擊特性，直觀地獲取雷電附著點(diǎn)位置；不足之處就是該方法耗時(shí)耗財(cái)，測(cè)試人員與測(cè)試設(shè)備均有高壓觸電的危險(xiǎn)。真實(shí)飛機(jī)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(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)法，更加耗時(shí)耗財(cái)，危險(xiǎn)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(diǎn)位置的仿真方法，用于實(shí)現(xiàn)在非試驗(yàn)條件下開展對(duì)航空器雷擊附著點(diǎn)分區(qū)的仿真。為了達(dá)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(diǎn)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(diǎn)試驗(yàn)法，建立航空器雷擊附著點(diǎn)的仿真模型，即，將按照實(shí)際航空器或航空器設(shè)計(jì)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(jī)之間的相對(duì)姿態(tài)，以模擬相對(duì)航空器模型不同方位的雷電先導(dǎo)；
步驟2、基于靜電場(chǎng)理論，采用有限元(FEM)方法進(jìn)行靜電場(chǎng)求解，以獲取航空器模型的表面及其周圍區(qū)域的電場(chǎng)分布；
步驟3、根據(jù)航空器模型表面的電場(chǎng)強(qiáng)度大小，來確定航空器雷擊附著點(diǎn)位置；8卩，航空器機(jī)身表面的電場(chǎng)強(qiáng)度越大，越容易被擊穿，則航空器表面的電場(chǎng)強(qiáng)度最大處為雷擊附著點(diǎn)位置。步驟I中建立的航空器模型的表面與實(shí)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(xì)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(diǎn)，用以確定航天器模型與高壓電極的相對(duì)姿態(tài)。步驟I中還包含在航空器模型的周圍，建立一個(gè)長(zhǎng)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(jìn)一步包含設(shè)置仿真模型的激勵(lì)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(jìn)一步包含對(duì)仿真模型進(jìn)行網(wǎng)格剖分的過程，S卩，采用四面體網(wǎng)格方 式，對(duì)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(xì)網(wǎng)格剖分，而對(duì)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(diǎn)位置的方法，可以帶來以下的有益效果本發(fā)明在實(shí)驗(yàn)室航空器縮比模型雷擊附著點(diǎn)試驗(yàn)基礎(chǔ)上，提出了一種確定航空器雷擊附著點(diǎn)位置的仿真方法，能夠在非試驗(yàn)條件下開展航空器雷擊附著點(diǎn)分區(qū)研究，可以有效地解決雷電附著點(diǎn)分區(qū)問題，避免相似類比法和試驗(yàn)法存在的成本高、時(shí)間長(zhǎng)、危險(xiǎn)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(diǎn)位置的仿真模型中高壓電極方位的示意圖。
具體實(shí)施例方式以下結(jié)合

本發(fā)明的一項(xiàng)較佳實(shí)施例。本發(fā)明提供一種確定航空器雷擊附著點(diǎn)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(shí)，雷電初始附著點(diǎn)區(qū)域是由雷電梯級(jí)先導(dǎo)靠近至目標(biāo)一定距離后決定的。梯級(jí)先導(dǎo)電荷產(chǎn)生的電場(chǎng)貢獻(xiàn)較大，先導(dǎo)頭部電流產(chǎn)生的福射場(chǎng)相對(duì)較小，可以采用靜電場(chǎng)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(diǎn)試驗(yàn)法來建立仿真模型，并基于靜電場(chǎng)理論，結(jié)合高壓電極激勵(lì)與邊界條件來求解靜電場(chǎng)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(chǎng)分布。最后根據(jù)航空器表面電場(chǎng)強(qiáng)度大小確定航空器雷擊附著點(diǎn)位置。如圖I所示為本發(fā)明中確定航空器雷擊附著點(diǎn)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(duì)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(diǎn)，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(shí)際航空器或航空器設(shè)計(jì)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(shí)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(xì)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(lì)條件，來模擬雷電通道的先導(dǎo)。建立長(zhǎng)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(zhǎng)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(zhǎng)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(duì)仿真模型進(jìn)行網(wǎng)格剖分時(shí)，具體采用四面體網(wǎng)格方式，對(duì)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(xì)網(wǎng)格剖分，而對(duì)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(diǎn)仿真模型(圖I);
即基于實(shí)驗(yàn)室航空器縮比模型雷擊附著點(diǎn)試驗(yàn)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(diǎn)的仿真模型。所述仿真模型中的高壓電極采用金屬細(xì)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(lì)條件的設(shè)置，以及仿真模型的網(wǎng)格剖分等，都在上文進(jìn)行了相應(yīng)的描述。步驟2 :基于靜電場(chǎng)理論，采用有限元(FEM)方法，對(duì)整個(gè)仿真區(qū)域進(jìn)行靜電場(chǎng)求解，以獲取航空器表面與其周圍空氣區(qū)域的電場(chǎng)分布；靜電場(chǎng)分析中，將導(dǎo)體材料視為等電勢(shì)體進(jìn)行仿真計(jì)算，來獲取整個(gè)區(qū)域的電場(chǎng)分布。步驟3 :根據(jù)航空器表面的電場(chǎng)強(qiáng)度大小，確定航空器模型表面雷擊附著點(diǎn)位置。隨著高壓電極的電壓不斷增大，航空器機(jī)身表面電場(chǎng)最大處最先可能被擊穿，即雷擊附著點(diǎn)位置。本發(fā)明所述方法不但能夠有效地解決雷電附著點(diǎn)分區(qū)問題，而且可以避免傳統(tǒng)的相似類比法和試驗(yàn)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(shí)施例作了詳細(xì)介紹，但應(yīng)當(dāng)認(rèn)識(shí)到上述的描述不應(yīng)被認(rèn)為是對(duì)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(duì)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(hù)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(diǎn)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(diǎn)試驗(yàn)法，建立航空器雷擊附著點(diǎn)的仿真模型，即，將按照實(shí)際航空器或航空器設(shè)計(jì)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(jī)之間的相對(duì)姿態(tài)，以模擬相對(duì)航空器模型不同方位的雷電先導(dǎo)； 步驟2、基于靜電場(chǎng)理論，采用有限元方法進(jìn)行靜電場(chǎng)求解，以獲取航空器模型的表面及其周圍區(qū)域的電場(chǎng)分布； 步驟3、根據(jù)航空器模型表面的電場(chǎng)強(qiáng)度大小，來確定航空器雷擊附著點(diǎn)位置；S卩，航空器機(jī)身表面的電場(chǎng)強(qiáng)度越大，越容易被擊穿，則航空器表面的電場(chǎng)強(qiáng)度最大處為雷擊附著點(diǎn)位置。
2.如權(quán)利要求I所述確定航空器雷擊附著點(diǎn)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(shí)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(diǎn)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(xì)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(diǎn)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(diǎn)，用以確定航天器模型與高壓電極的相對(duì)姿態(tài)。
5.如權(quán)利要求4所述確定航空器雷擊附著點(diǎn)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(gè)長(zhǎng)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(diǎn)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(diǎn)位置的方法，其特征在于， 步驟I中進(jìn)一步包含設(shè)置仿真模型的激勵(lì)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(diǎn)位置的方法，其特征在于， 步驟I中還進(jìn)一步包含對(duì)仿真模型進(jìn)行網(wǎng)格剖分的過程，即，采用四面體網(wǎng)格方式，對(duì)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(xì)網(wǎng)格剖分，而對(duì)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(diǎn)位置的方法，基于航空器縮比模型雷擊附著點(diǎn)試驗(yàn)法，建立航空器雷擊附著點(diǎn)的仿真模型，將按照實(shí)際航空器或航空器設(shè)計(jì)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(jī)之間的相對(duì)姿態(tài)，以模擬相對(duì)航空器模型不同方位的雷電先導(dǎo)；基于靜電場(chǎng)理論，采用有限元方法進(jìn)行靜電場(chǎng)求解，以獲取航空器模型的表面及其周圍區(qū)域的電場(chǎng)分布；根據(jù)航空器模型表面的電場(chǎng)強(qiáng)度大小，來確定航空器雷擊附著點(diǎn)位置。本發(fā)明能夠有效地解決雷電附著點(diǎn)分區(qū)問題，而且可以避免相似類比法和試驗(yàn)法所固有的局限性和不足。
文檔編號(hào)G05B17/00GK102799112SQ201210266010
公開日2012年11月28日 申請(qǐng)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(zhǎng), 武亞君, 張?jiān)?, 陳奇平 申請(qǐng)人:上海無線電設(shè)備研究所