一种飞机雷电分区试验飞机缩比比例的确定方法与流程

1.本发明涉及飞机雷电分区试验技术领域，具体为一种飞机雷电分区试验飞机缩比比例的确定方法。


背景技术：

2.飞机不可避免的会遭受雷电环境，而因雷击而坠毁的雷击事故严重影响着飞机的安全，因此飞机的雷电防护设计尤为重要。雷电附着区域的划分是飞机进行雷电防护设计的第一步，也是至关重要的一步，是确定后续雷电防护设计方案的前提，雷电分区试验是雷电附着区域划分的必要方法，在飞机分区实验方法中，现行标准中的全尺寸雷电分区试验布置基于50m打击法，即高压电极与最近的飞机表面间距至少50m，由于国内外尚无击穿50m气隙的高压试验能力，只能将50m气隙和飞机等比例缩小开展缩比试验。美军原电磁兼容性设计手册中建议缩比比例不小于1/30；部分学者认为缩比比例范围在1/40-1/20之间时，试验结果是可以被接受的。但是在大量的试验过程中发现，缩比比例会对雷电分区试验结果造成明显的影响，但是由于飞机缩比模型制造困难，加工成本高，制造周期长，制作不同比例缩比模型做对比试验不现实，且按照标准中规定试验方法进行数据采集以及对比更是耗时费力，不具备可行性。因此如何确定合适的缩比比例以及如何判断在特定缩比试验中所获得的雷电分区试验结果与真实飞机雷电初始附着点的结果的符合性成为该试验技术的难点。


技术实现要素：

3.本发明为解决上述问题，提供一种飞机雷电分区试验缩比比例的确定方法，以期能准确确定合适的缩比比例，为快速判断在特定缩比试验中所获得的雷电分区试验结果与真实飞机雷电初始附着点的结果的符合性提供有利支持。
4.为了达到上述目的，本发明的技术方案如下：
5.本发明一种飞机雷电分区试验的缩比比例确定方法的特点是按如下步骤进行：
6.步骤1：获取飞机雷电分区试验用的三维飞机模型，并以三维飞机模型的重心为原点o，以三维飞机模型的航向方向为y轴，以垂直于y轴的方向为z轴，且以自机腹指向机背的方向为z轴正方向；所述y轴和z轴均处于飞机的对称平面上，以右手定则确定x轴；从而建立飞机三维坐标系o-xyz；
7.步骤2：定义所述三维飞机模型存在max个飞机曲面的极大值点，定义当前极大值点为第n个点，并以所述三维飞机模型在所述飞机三维坐标系o-xyz中z轴的最高点为第n个点，初始化n＝1；
8.步骤3：从第n个点开始，自上而下依次保留所述三维飞机模型的表面法向的z轴分量为正值的曲面，直至表面法向垂直于z轴为止；得到第n个连续的曲线轮廓；
9.步骤4：以第n个连续的曲线轮廓的z轴向下方向沿伸一个曲面；若所沿伸的第n个曲面与飞机其他面相交，则停止延伸，保留所延伸的第n个曲面，否则继续延伸直至达到至
飞机最低点为止，从而得到所延伸的第n个曲面；
10.步骤5：以所述三维飞机模型在所述飞机三维坐标系o-xyz中z轴的次高点开始，将次高点作为第n+1个点，将n+1赋值给n后，返回步骤3-步骤5的过程进行处理，直至n＝max为止，从而得到max个曲面并构成一个简化曲面；
11.步骤6：定义变量m，并初始化m＝0；选取比例i＝1/(25+m)；将所述简化曲面按照第i个比例进行缩比，得到缩比后的曲面；
12.步骤7：采用长方体高密度硬质泡沫板作为加工基材，并按照缩比后的曲面进行加工，从而得到第i个缩比的飞机简化模型；
13.步骤8：在所述飞机简化模型的上表面铺贴铝箔或者喷涂导电漆，其余部分保留泡沫表面；
14.步骤9：将m+1赋值给m后，重复步骤6～步骤8，从而加工出不同比例i的飞机简化模型；
15.步骤10：选取任意一个缩比为i的飞机简化模型进行雷电附着点实验，并记录雷电附着点：
16.步骤10.1：将缩比为i的飞机简化模型置于棒电极的正下方以及接地平板的正上方；
17.步骤10.2：用绝缘子的一端固定所述缩比为i的飞机简化模型，所述绝缘子的另一端安装接地平板上；使得所述飞机简化模型安装后的姿态为飞机平飞状态，且所述飞机简化模型上任一点与所述棒电极的距离大于50/i米，所述飞机简化模型与所述接地平板间的距离大于飞机简化模型的最大尺寸长度；
18.步骤10.3：对所述棒电极施加正极性的雷电压c波，并记录雷电电弧进入所述飞机简化模型的位置，即雷电附着点；
19.步骤10.4：按照步骤10.3连续开展k次试验，且k不小于10；
20.步骤10.5：按照步骤10的过程对不同缩比i的飞机简化模型进行试验，并记录雷电附着点；
21.步骤10.6：在缩比i的飞机简化模型试验中，提取k次试验的雷电附着点中属于机背以及垂尾的雷电附着点的次数，分别记为l
i机背
和l
i垂尾
；并计算机背以及垂尾的附着概率p
i机背
＝l
i机背
/k，p
i垂尾
＝l
i机背
/k；
22.步骤10.6：若p
i机背
＝p
i垂尾
，则表示缩比为i时的k次试验符合要求，并将相应缩比i作为雷电分区试验的缩比比例；
23.若p
i机背
＞p
i垂尾
，且p
i/(i+1)机背
＜p
i/(i+1)垂尾
，则将缩为(ib-(i/(1+i))a)/(b-a)作为雷电分区试验发缩比比例，a、b表示中间变量，且a＝p
i垂尾-p
i机背
；b＝p
i/(i+1)垂尾-p
i/(i+1)机背
。
24.与已有技术相比，本发明的有益效果体现在：
25.本发明方法通过简化飞机雷电分区缩比模型，极大的简化了飞机缩比模型的制造难度，大幅度缩短了制造周期，降低了加工成本，使加工不同比例缩比模型成为可能；同时本发明提出了飞机在单一平飞姿态下通过附着点分布规律来判断不同缩比比例条件下的雷电分区试验结果与真实飞机雷电初始附着点的结果的符合性方法，从而确定雷电分区试验中使用的缩比模型的最佳缩比比例。
附图说明
26.图1是飞机雷电分区试验中使用的缩比模型的最佳缩比比例确定流程图。
具体实施方式
27.本实施例中，如图1所示，一种飞机雷电分区试验飞机缩比比例的确定方法，包括：
28.步骤1：获取飞机雷电分区试验用的三维飞机模型，并以三维飞机模型的重心为原点o，以三维飞机模型的航向方向为y轴，以垂直于y轴的方向为z轴，且以自机腹指向机背的方向为z轴正方向；所述y轴和z轴均处于飞机的对称平面上，以右手定则确定x轴；从而建立飞机三维坐标系o-xyz；
29.步骤2：定义所述三维飞机模型存在max个飞机曲面的极大值点，定义当前极大值点为第n个点，并以所述三维飞机模型在所述飞机三维坐标系o-xyz中z轴的最高点为第n个点，初始化n＝1；
30.步骤3：从第n个点开始，自上而下依次保留所述三维飞机模型的表面法向的z轴分量为正值的曲面，直至表面法向垂直于z轴为止；得到第n个连续的曲线轮廓；
31.步骤4：以第n个连续的曲线轮廓的z轴向下方向沿伸一个曲面；若所沿伸的第n个曲面与飞机其他面相交，则停止延伸，保留所延伸的第n个曲面，否则继续延伸直至达到至飞机最低点为止，从而得到所延伸的第n个曲面；具体实施中，若向下沿伸曲面时遇到飞机其它表面，且该表面法向的z轴分量为正值时，则令n+1赋值给n后，重复第3步，直至所有曲面均沿伸至飞机最底部；
32.步骤5：以所述三维飞机模型在所述飞机三维坐标系o-xyz中z轴的次高点开始，将次高点作为第n+1个点，将n+1赋值给n后，返回步骤3-步骤5的过程进行处理，直至n＝max为止，从而得到max个曲面并构成一个简化曲面；
33.步骤6：定义变量m，并初始化m＝0；数模按照比例i＝1/(25+m)缩比，m在0～10中等间隔选取；将所述简化曲面按照第i个比例进行缩比，得到缩比后的曲面；
34.步骤7：选取能够容纳飞机缩比比例为i的长方体高密度硬质泡沫板作为加工基材，加工出步骤6中缩比后的数模；从而得到第i个缩比的飞机简化模型；
35.步骤8：在加工后的缩比模型上表面铺贴铝箔或者喷涂导电漆，其余部分保留泡沫表面；
36.步骤9：将m+1赋值给m后，重复步骤6～步骤8，从而加工出不同比例i的飞机简化模型；
37.步骤10：选取任意一个缩比为i的飞机简化模型进行雷电附着点实验，并记录雷电附着点：
38.步骤10.1：将缩比比例为i的简化飞机缩比模型置于棒电极的正下方和接地平板的正上方；
39.步骤10.2：简化飞机缩比模型用绝缘子的一端固定，绝缘子的另一端安装接地平板上；简化飞机缩比模型安装后其姿态为飞机平飞状态，且简化飞机缩比模型上任一点与放电电极(3)的距离大于50/i米，简化飞机缩比模型与接地平板的距离大于飞机最大尺寸；
40.步骤10.3：对棒电极施加正极性的sae5412标准中规定的雷电压c波，虽然负极性约占90％，但正极性云地闪往往具有更高的雷电流幅值和破坏性；且正极性长间隙放电随
机性更强、附着点更难预测，因此采用正极性飞机雷电附着点缩比试验；记录雷电电弧进入简化飞机缩比模型的位置；连续开展k次试验，k不小于10；
41.步骤10.4：按照上述试验方法依次从1/35到1/25的缩比模型进行试验，并记录雷电附着点。
42.步骤11、判断方法；
43.在缩比比例为i时，将机背以及垂尾附着结果提取并分别记录附着次数为l
i机背
次和l
i垂尾
次，则在缩比比例为i时，机背以及垂尾的附着概率分别为p
i机背
＝l
i机背
/n，p
i垂尾
＝l
i机背
/n；若p
i机背
＝p
i垂尾
，则当缩比比例为i时，试验结果已经较符合真实飞机遭雷击的统计数据，且此时飞机模型最小，该缩比比例可以作为雷电分区试验缩比比例；
44.若p
i机背
＞p
i垂尾
，且当缩比比例为i/(1+i)时，p
i/(1+i)机背
＜p
i/(1+i)垂尾
，则当缩比比例为时(ib-(i/(1+i))a)/(b-a)时，试验结果已经较符合真实飞机遭雷击的统计数据，且此时飞机模型最小，该缩比比例可以作为雷电分区试验缩比比例。
45.随着模型缩比比例的增加，垂尾的附着概率会不断在增加，直至超过机背的附着概率。这是由于在当简化飞机缩比模型的缩比比例较小时，简化飞机缩比模型与棒电极距离也随之减小，垂尾到棒电极头部连线与棒电极垂线间夹角也在变大，会减小雷电直接附着垂尾的概率；且由于简化飞机缩比模型与棒电极的距离减小，降低了垂尾起始放电的发展时间，减短了上行放电距离，显然位于棒电极正下方的机背的附着概率要高于垂尾；随着简化飞机缩比模型的缩比比例增大，增加了垂尾拦截雷电的概率，垂尾与机背的附着概率就越接近，直至垂尾附着概率高于机背附着概率。

技术特征：
1.一种飞机雷电分区试验的缩比比例确定方法，其特征是按如下步骤进行：步骤1：获取飞机雷电分区试验用的三维飞机模型，并以三维飞机模型的重心为原点o，以三维飞机模型的航向方向为y轴，以垂直于y轴的方向为z轴，且以自机腹指向机背的方向为z轴正方向；所述y轴和z轴均处于飞机的对称平面上，以右手定则确定x轴；从而建立飞机三维坐标系o-xyz；步骤2：定义所述三维飞机模型存在max个飞机曲面的极大值点，定义当前极大值点为第n个点，并以所述三维飞机模型在所述飞机三维坐标系o-xyz中z轴的最高点为第n个点，初始化n＝1；步骤3：从第n个点开始，自上而下依次保留所述三维飞机模型的表面法向的z轴分量为正值的曲面，直至表面法向垂直于z轴为止；得到第n个连续的曲线轮廓；步骤4：以第n个连续的曲线轮廓的z轴向下方向沿伸一个曲面；若所沿伸的第n个曲面与飞机其他面相交，则停止延伸，保留所延伸的第n个曲面，否则继续延伸直至达到至飞机最低点为止，从而得到所延伸的第n个曲面；步骤5：以所述三维飞机模型在所述飞机三维坐标系o-xyz中z轴的次高点开始，将次高点作为第n+1个点，将n+1赋值给n后，返回步骤3-步骤5的过程进行处理，直至n＝max为止，从而得到max个曲面并构成一个简化曲面；步骤6：定义变量m，并初始化m＝0；选取比例i＝1/(25+m)；将所述简化曲面按照第i个比例进行缩比，得到缩比后的曲面；步骤7：采用长方体高密度硬质泡沫板作为加工基材，并按照缩比后的曲面进行加工，从而得到第i个缩比的飞机简化模型；步骤8：在所述飞机简化模型的上表面铺贴铝箔或者喷涂导电漆，其余部分保留泡沫表面；步骤9：将m+1赋值给m后，重复步骤6～步骤8，从而加工出不同比例i的飞机简化模型；步骤10：选取任意一个缩比为i的飞机简化模型进行雷电附着点实验，并记录雷电附着点：步骤10.1：将缩比为i的飞机简化模型置于棒电极的正下方以及接地平板的正上方；步骤10.2：用绝缘子的一端固定所述缩比为i的飞机简化模型，所述绝缘子的另一端安装接地平板上；使得所述飞机简化模型安装后的姿态为飞机平飞状态，且所述飞机简化模型上任一点与所述棒电极的距离大于50/i米，所述飞机简化模型与所述接地平板间的距离大于飞机简化模型的最大尺寸长度；步骤10.3：对所述棒电极施加正极性的雷电压c波，并记录雷电电弧进入所述飞机简化模型的位置，即雷电附着点；步骤10.4：按照步骤10.3连续开展k次试验，且k不小于10；步骤10.5：按照步骤10的过程对不同缩比i的飞机简化模型进行试验，并记录雷电附着点；步骤10.6：在缩比i的飞机简化模型试验中，提取k次试验的雷电附着点中属于机背以及垂尾的雷电附着点的次数，分别记为l
i机背
和l
i垂尾
；并计算机背以及垂尾的附着概率p
i机背
＝l
i机背
/k，p
i垂尾
＝l
i机背
/k；步骤10.6：若p
i机背
＝p
i垂尾
，则表示缩比为i时的k次试验符合要求，并将相应缩比i作为雷
电分区试验的缩比比例；若p
i机背
＞p
i垂尾
，且p
i/(i+1)机背
＜p
i/(i+1)垂尾
，则将缩为(ib-(i/(1+i))a)/(b-a)作为雷电分区试验发缩比比例，a、b表示中间变量，且a＝p
i垂尾-p
i机背
；b＝p
i/(i+1)垂尾-p
i/(i+1)机背
。

技术总结
本发明公开了一种飞机雷电分区试验飞机缩比比例的确定方法，是通过简化飞机模型，加工出不同比例的简化飞机缩比模型，并针对简化飞机缩比模型进行简化的雷电附着试验，计算简化飞机缩比模型在平飞姿态正极性放电状态下雷电附着点到垂尾和机背的附着概率，并判断在特定缩比试验中所获得的雷电分区试验结果与真实飞机雷电初始附着点的结果的符合性，从而确定雷电分区试验中使用的缩比模型的最佳缩比比例。本发明能准确确定合适的缩比比例，为快速判断在特定缩比试验中所获得的雷电分区试验结果与真实飞机雷电初始附着点的结果的符合性提供有利支持。符合性提供有利支持。符合性提供有利支持。


技术研发人员：段泽民 司晓亮 孙国庆 李志宝 张松
受保护的技术使用者：合肥航太电物理技术有限公司
技术研发日：2022.04.19
技术公布日：2023/5/5