一种模拟动态飞行器的雷电试验装置

摘要

本发明公开了一种模拟动态飞行器的雷电试验装置，包括风洞试验设备、飞行器缩比模型、支撑柱、支撑台、高压电极、雷电发生器、高速摄像机和支撑架，飞行器缩比模型安装在支撑柱上，支撑柱固定于支撑台上，放置在风洞试验设备的出风口处，风洞试验设备向飞行器缩比模型进行吹风，模拟飞行器动态飞行，同时，雷电发生器产生的各型雷电电流通过其连接的高压电极向飞行器缩比模型放电模拟雷击，高速摄像机记录动态雷击附着过程。本发明能够实现飞行器在模拟动态的飞行模式下的雷击试验，设计合理，满足了包括超高音速飞行器的雷电分区试验的模拟动态试验要求，避免了静态试验的误差，测得的数据更接近真实情况。

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞行器雷电试验装置，尤其涉及一种采用风洞设备对飞行器缩比模型进行吹风，利用吹风气流的相对运动去模拟飞行器的动态飞行，同时高压电极对飞行器缩比模型进行放电去模拟遇到雷击的模拟动态飞行器的雷电试验装置。

背景技术

雷电是飞行器不可规避的直接影响飞行安全的自然现象。统计数据显示，民航飞机在执行严格的绕行雷雨云和雷暴天气停飞的规定后，平均每架飞机每年仍然会遭遇至少一次雷击。飞行器遭受雷击是不可预测和不可避免的。雷电附着到飞行器表面时，雷电流可加热甚至击穿蒙皮、雷达罩等外部安装的部件，破坏物理结构，而且现代飞行器广泛应用复合材料，采用综合航电设备以及对飞行器全天候飞行能力的要求都使飞行器对雷电更加敏感。飞行器雷击区域的划分是飞行器各部件试验鉴定的先决条件，正确确定飞行器雷击的附着区和扫掠区能够为飞行器防雷设计提供依据。在现代飞行器设计中，飞行器的雷电分区防护性能指标已是其常规设计指标。

目前，对飞行器的雷电分区试验主要有穿越雷暴云的飞行试验和地面高压电击试验法。

飞行器穿越雷暴云的飞行试验，可以得到准确的试验数据，但其试验非常危险且费用极其昂贵，试验周期长。

地面高压电击模拟雷电试验法是在飞行器或其缩比模型静止情况下进行的，其实验结论对真实场景下，飞行运动中的飞行器雷击过程有偏差，特别是目前各类超高音速飞行器的涌现，导致静态高压电击试验得到的雷击附着区和扫掠区均误差过大，使得飞行器雷电试验必须考虑如何模拟动态情况。

发明内容

本发明为克服现有技术的不足，提供一种模拟动态飞行器的雷电试验装置，以期能解决现有静态高压电击测试影响飞行器雷电试验结果的准确性和有效性的问题，具体技术方案如下：

一种模拟动态飞行器的雷电试验装置，包括：

采用风洞试验设备1、还包括有飞行器缩比模型2、支撑柱3、支撑台4、高压电极5、雷电发生器6、高速摄像机7、支撑架8；

所述飞行器缩比模型2放置在风洞试验设备1的出风口处；高压电极5、雷电发生器6、高速摄像机7、支撑架8远离所述的风洞试验设备1的出风口；

飞行器缩比模型2通过螺栓安装在绝缘且有吸波特性的支撑柱3上，安装角度可调节，支撑柱3支撑并固定于绝缘且有吸波特性的底座支撑台4上；

雷电发生器6通过线缆5A连接高压电极5，给高压电极5提供模拟的各型雷电流；高压电极5对飞行器缩比模型2放电模拟雷击；

高速摄像机7牢固地固定在稳定的支撑架8上；

风洞试验设备1向飞行器缩比模型2进行吹风的同时，雷电发生器6产生的各型雷电模拟电流通过其连接的高压电极5对飞行器缩比模型2放电，高速摄像机7记录飞行器缩比模型2的雷击附着过程、雷击附着点、扫掠路径和飞行器缩比模型2的损伤情况。

进一步的，该装置能够在风洞试验室内、微波暗室环境下或者开阔场地上进行模拟动态的飞行器雷电效应测试。

进一步的，在风洞设备1吹风试验条件下进行模拟飞行器飞行时的气流的相对运动，同时高压电极5放电，以模拟动态的飞行器雷电效应试验。

进一步的，风洞设备1进行0～12000m/s风速的试验的方式实现模拟不同飞行速度的动态飞行器雷电试验。

进一步的，飞行器缩比模型2通过螺栓安装在支撑柱3上，角度可调节，飞行器缩比模型2可采用不同俯仰和翻滚角进行模拟动态的飞行器雷电试验。

进一步的，该飞行器缩比模型2的尺寸与原型飞行器的尺寸相比，其比值关系为1：1～30。

相比于现有技术，本发明模拟动态飞行器的雷电试验装置的优点在于：

1.本发明所设计的试验装置实现了利用风洞吹风的气流相对运动去模拟飞行器的动态飞行，同时高压电极放电实现动态飞行器的雷击试验，风洞设备吹风的风速不同，模拟以不同速度飞行的动态飞行器遇雷击的情况，根据风洞的最高风速，可模拟的飞行器飞行速度可达高超音速，即满足包括高超音速飞行状态的飞行器的雷电分区试验的模拟动态试验要求，避免了静态试验的误差，测得的数据更接近真实情况。

2.本发明采用的飞行器缩比模型通过角度可调节的螺栓安装在支撑柱上，高压电极与飞行器缩比模型相对位置的改变，可实现飞行器以不同俯仰和翻滚角度进行模拟动态的飞行器雷电试验的试验要求，相对于传统的飞行器雷电分区试验装置，本发明的试验结果更为准确。

3.本发明设计的实验装置能够在风洞试验室内、微波暗室环境下或者开阔场地上进行模拟动态飞行器的雷电效应测试，用高速摄像机发现并记录雷电附着过程、雷击附着点和扫掠通道，可以确定飞行器的雷击附着区和扫掠区，即进行飞行器雷电分区，简捷合理，便于人员操作，减少误差，并降低实验费用，满足了动态飞行器雷电分区试验的试验要求。

附图说明

通过参考附图可更好地理解本发明。图中的构件不应视作按比例绘制，重点应放在示出本发明的原理上。

图1是在风洞设备向飞行器缩比模型吹风环境下应用本发明的模拟动态飞行器雷电试验装置进行测试的45度角侧视示意图。

图2本发明各装置相对位置的(a)俯视、(b)主视、(c)右视和(d)45度角侧视示意图。

图3是采用本发明装置进行测试的高压电极与飞行器缩比模型相对位置示意图。

图4是采用本发明装置进行测试后得到的飞行器雷电分区图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施方式。虽然附图中显示了本公开的示例性实施方式，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要注意的是，除非另有说明，本发明使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属领域技术人员所理解的通常意义。

如图1所示，本发明的一种模拟动态飞行器的雷电试验装置包括：

风洞试验设备1、飞行器缩比模型2、支撑柱3、支撑台4、高压电极5、雷电发生器6、高速摄像机7、支撑架8；飞行器缩比模型2放置在风洞试验设备1的出风口处；高压电极5、雷电发生器6、高速摄像机7、支撑架8远离风洞试验设备1的出风口，避免受吹风的影响；

飞行器缩比模型2通过螺栓安装在绝缘且有吸波特性的支撑柱3上，飞行器缩比模型2的安装角度可调节，支撑柱3支撑并固定于绝缘且有吸波特性的底座支撑台4上；

雷电发生器6通过线缆5A连接高压电极5，雷电发生器6给高压电极5提供模拟的各类型雷电流；

高速摄像机7牢固地固定在稳定的支撑架8上。

风洞试验设备1对飞行器缩比模型2进行吹风试验的同时，雷电发生器6产生的各型雷电模拟电流通过其连接的高压电极5作用到飞行器缩比模型2上，高速摄像机7记录飞行器缩比模型2的雷击附着过程、雷击附着点、扫掠路径和飞行器缩比模型2的损伤情况。

(1)风洞试验设备

风洞试验设备1对放置在其出风口处的飞行器缩比模型2进行吹风，对应飞行器飞行时气流的相对运动，以此模拟飞行器的动态运动：即风洞设备吹风的风速不同，以模拟飞行器不同的飞行速度。

风洞试验设备采用移动式风洞系统，该系统配备2台直径1.8米的16叶风机，最大风速可达128km/h，满足小型飞机平飞的最小速度。

(2)飞行器缩比模型

依据标准SAE-ARP5414对雷击分区实验的要求，飞行器缩比模型2是用承受高压电极放电时的电击来模拟遭遇雷击，该飞行器缩比模型2的尺寸与原型飞机的尺寸相比，其比值关系为1:1～30，飞行器缩比模型2的电气结构特征与原型飞机一样。

(3)支撑柱和支撑台

支撑柱3的顶端通过螺栓安装飞行器缩比模型2，实现飞行器缩比模型的俯仰或翻滚的角度可调，支撑柱3固定安装于支撑台4上，支撑台4可选择粘贴或铆接于地面上，使得飞行器缩比模型2在风洞试验设备1对其进行吹风时保持稳定。

支撑柱3和支撑台4均为环氧绝缘材质，具有超高强度，可达到抗风固定飞行器缩比模型2的作用；并且所述支撑柱和支撑台的表面涂覆吸波涂料为尖晶石型铁氧体粉末(共振频率在1MHz～1GHz之间)，使得支撑柱和支撑台对电场扰动极少，对高压电极放电的影响可忽略不计。

(4)高压电极和雷电发生器

高压电极5采用棒状高压放电电极，通过通过线缆5A连接雷电发生器6，接收雷电发生器6的电流；雷电发生器6用于产生各类型雷电模拟电流，通过线缆5A将电流导入高压电极5，所述的各类型雷电模拟电流是指满足HB6129-87《飞机雷电防护要求及试验方法》等航空工业标准中规定的，在雷电流试验中分别采用雷电流A、B、C、D分量和E、H波等不同参数的波形，以满足不同的雷电流试验要求。

雷电发生器选用苏州泰思特电子科技有限公司产SG-5010G型全自动雷击浪涌发生器，用于评估设备电源线和内部连接线在经受来自开关切换及自然界雷击所引起高能量瞬变干扰时的性能提供一个共同依据，性能完全满足IEC61000-4-5和GB/T17626.5标准的要求，内置RS-232通讯接口，可实施远程控制，可以选配测控系统软件，如EMCK-2000测控软件。

(5)高速摄像机

高速摄像机7记录飞行器缩比模型2的雷击附着过程、雷击附着点、扫掠路径和飞行器缩比模型2的损伤情况在受到雷击时飞机的受损情况。

高速摄像机选用日本NAC高速高速摄像机ACS-1M40，电子快门最快1/909090秒，超高速拍摄时分辨率超过百万像素，为1280*896像素65000fps，支持长时间记录和分段记录，内部存储器256GB，接收外部同步信号并拍摄。

(6)支撑架

支撑架8应当保持高度与飞行器缩比模型2的高度相当，使所述高速摄像机7一直对焦在飞行器缩比模型2处。支撑架8也可以选用市售的相机角架。

采用本发明的模拟动态飞行器的雷电试验装置进行测试具体包括以下步骤：

S1在开阔场地，根据图1所示完成测试装置布置；

S2将飞行器缩比模型2通过可调角度螺栓安装在支撑柱3上，支撑柱3安装于支撑台4上，将支撑台4放置于风洞试验设备1的出风口处，高压电极5通过线缆5A连接雷电发生器6，将高速摄像机7固定于支撑架8上；

S3打开高速摄像机7的开关，对焦到飞行器缩比模型2上；

S4打开风洞试验设备1和雷电发生器6的开关；

S5根据标准SAE-ARP5414对雷击分区实验的要求，放电起始点(即高压放电电极)设置在以飞行器为中心的虚拟球面上，由方位角

S6按图3编号顺序依次在各个方位上调整好飞行器缩比模型2和棒状高压电极5的相对位置，记录此时风洞试验设备1的风速，开启高速摄像机7录像模式，待达到需要模拟的飞行速度时，雷电发生器6通过与其相连接的棒状高压电极5产生放电，作用在飞行器缩比模型2上。雷电发生器产生的雷电流满足HB6129-87《飞机雷电防护要求及试验方法》等航空工业标准中规定的，在雷电流试验中分别采用雷电流A、B、C、D分量和E、H波等不同参数的波形，以满足不同的雷电流试验要求；按照HB6129-87标准顺次进行不同雷电流波形测量；并且按照实验标准规定每个方位上至少重复放电10次；

S6待37个方位每个方位上重复放电10次的放电过程完成，关闭风洞试验设备1和雷电发生器6的开关；

S7关闭高速摄像机7的开关，导出并存储其上的数据，370次放电过程的影像记录了飞行器缩比模型2的所有雷击附着过程、雷击附着点、扫掠路径和飞行器缩比模型2的损伤情况；

S8从支撑柱3上取下飞行器缩比模型2，观察统计并记录飞行器缩比模型2上雷击试验后的所有可见的附着点痕迹和扫掠通道痕迹，为避免直接观察法忽视遗漏较轻微的雷击痕迹，应同时对照高速摄像机记录的影像，完成确定飞行器附着区和扫掠区的研究和划分，如图4所示。

所述附着区可通过观察统计飞行器缩比模型上的所有雷击点或者回放高速摄像机记录的所有雷击附着点得到，雷电流附着到机身后，在动态试验中向飞机后方扫掠，可通过观察试验后的飞行器缩比模型上的所有雷电流扫掠通道并对照回放高速摄像机记录的所有雷电流流经路径得到。

直接观察飞行器缩比模型损失痕迹和回放高速摄像机记录的雷击过程可以相互印证，试验结果参见图4所示，根据将飞行器缩比模型雷击分区。当雷击发生时，雷电通道的附着点发生在飞行器1区，即雷电附着区，雷电流附着到机身后，在动态试验中向飞机后方扫掠，形成2区，即雷电扫掠区，除1、2区外的其它区域均为3区。

飞行器雷击区域的划分是飞行器各部件试验鉴定的先决条件，正确确定飞行器雷击的附着区和扫掠区能够为飞行器防雷设计提供依据。防止雷击对飞机电气电子设备造成干扰或损坏。

应理解，前述仅说明了一些实施方式，可进行改变、修改、增加和/或变化而不偏离所公开的实施方式的范围和实质，该实施方式是示意性的而不是限制性的。此外，所说明的实施方式涉及当前考虑为最实用和最优选的实施方式，其应理解为实施方式不应限于所公开的实施方式，相反地，旨在覆盖包括在该实施方式的实质和范围内的不同的修改和等同设置。此外，上述说明的多种实施方式可与其它实施方式共同应用，如，一个实施方式的方面可与另一个实施方式的方面结合而实现再另一个实施方式。另外，任何给定组件的各独立特征或构件可构成另外的实施方式。

以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围，其均应涵盖在本发明的权利要求和说明书的范围当中。