飛行器雷擊瞬態(tài)電磁響應(yīng)數(shù)值仿真

李茜華，陳曦，劉賀楠，胡志軍，彭勇，龍中權(quán)，郭俊

1北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京100076

2西安交通大學(xué)電氣工程學(xué)院，陜西西安710049

0 引 言

由于傳統(tǒng)的地面發(fā)射方法存在生態(tài)污染與費(fèi)用昂貴等特點(diǎn)，多年來(lái)，國(guó)內(nèi)外專(zhuān)家學(xué)者一直致力于研究可替換的方法，海上發(fā)射即是其中之一。1999年3月27日，由俄羅斯、美國(guó)、挪威、烏克蘭四國(guó)簽署成立的海上發(fā)射國(guó)際股份有限公司成功進(jìn)行了首次海上發(fā)射，之后，又先后完成了數(shù)次海上發(fā)射任務(wù)，證明了海上發(fā)射的優(yōu)勢(shì)與競(jìng)爭(zhēng)力［1］。近年來(lái)，海上發(fā)射越來(lái)越引起人們的關(guān)注［2］。艦載飛行器（導(dǎo)彈武器）是現(xiàn)代海戰(zhàn)中的主戰(zhàn)武器，其性能好壞關(guān)系到艦艇的生存能力和最終海戰(zhàn)的勝利。隨著艦艇上各類(lèi)電子設(shè)備系統(tǒng)的大量使用，艦船的電磁環(huán)境變得十分復(fù)雜，這對(duì)艦載導(dǎo)彈及其系統(tǒng)安全性和可靠性造成了很大的影響［3］。此外，艦載導(dǎo)彈飛行到高空還有可能遭遇雷擊。雷電是一種高電壓大電流的放電現(xiàn)象，在地球大氣層中平均每天約發(fā)生800萬(wàn)次［4］，是自然界中最普遍的放電現(xiàn)象之一，在大氣中運(yùn)行的高速飛行器（包括火箭、返回式飛船等）不可避免地會(huì)遭遇雷電環(huán)境，因而由雷擊引起的飛行器事故時(shí)有發(fā)生。雷電環(huán)境一般具有高電壓、高電流及高瞬時(shí)電磁場(chǎng)的特點(diǎn)，一旦擊中飛行器，會(huì)對(duì)飛行器產(chǎn)生嚴(yán)重的毀傷效應(yīng)：一方面，雷電電弧的附著以及強(qiáng)電流會(huì)對(duì)飛行器及其系統(tǒng)、設(shè)備造成損壞，如雷電的強(qiáng)電流、強(qiáng)電壓將雷達(dá)罩、翼梢小翼、放電刷、皮托管、天線、攻角傳感器等設(shè)備燒穿、燒蝕；另一方面，由雷電流引起的強(qiáng)瞬態(tài)電磁場(chǎng)會(huì)通過(guò)飛行器表面的蒙皮材料侵入飛行器內(nèi)部，耦合在飛行器內(nèi)部線纜上，從而對(duì)飛行器內(nèi)部的智能控制、監(jiān)測(cè)等電子設(shè)備產(chǎn)生嚴(yán)重的毀傷效應(yīng)，進(jìn)而對(duì)飛行器本身的安全產(chǎn)生重大威脅［5］。因此，研究飛行器在雷擊作用下其表面電流和電磁場(chǎng)的分布以及內(nèi)部線纜的耦合響應(yīng)對(duì)于理清飛行器的雷擊電磁效應(yīng)進(jìn)而開(kāi)展防護(hù)加固研究具有重要意義。所以，本文將以艦載導(dǎo)彈模型為例，探討雷電對(duì)飛行器的電磁響應(yīng)。

國(guó)內(nèi)在飛行器雷電效應(yīng)及防護(hù)方面的研究開(kāi)展得較晚。由于進(jìn)行整機(jī)大電流脈沖試驗(yàn)不僅耗費(fèi)大、成本高，而且組織協(xié)調(diào)難度大，很難一次性得到較為全面、準(zhǔn)確的數(shù)據(jù)［6］，因此在缺乏大量雷電實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的情況下對(duì)飛行器進(jìn)行整機(jī)級(jí)的雷電數(shù)值仿真具有重要意義。數(shù)值仿真作為模型試驗(yàn)的輔助手段，隨著軟件開(kāi)發(fā)技術(shù)以及計(jì)算方法的優(yōu)化，3D電磁仿真軟件得到越來(lái)越廣泛的應(yīng)用［7］。

本文將主要采用仿真建模的方式研究飛行器的雷擊電磁效應(yīng)。首先，建立飛行器仿真模型，在CST 軟件中使用傳輸線矩陣法［8-9］（Transmission-Line Matrix，TLM）研究雷擊飛行器情況下飛行器的感應(yīng)電場(chǎng)和磁場(chǎng)、飛行器表面電流和線纜感應(yīng)電流的分布規(guī)律；然后，分別研究飛行器蒙皮表面有縫隙和無(wú)縫隙兩種情況下感應(yīng)電磁場(chǎng)、飛行器表面電流和線纜感應(yīng)電流的分布規(guī)律；最后，研究機(jī)體內(nèi)部線纜不同長(zhǎng)度情況下感應(yīng)電磁場(chǎng)和感應(yīng)電流的規(guī)律。

1 飛行器建模方法

1.1 飛行器殼體

飛行器模型長(zhǎng)8 m，殼體半徑0.6 m，尾翼展2.055 m，整個(gè)模型由厚度為2 mm厚的鋁蒙皮組成，設(shè)計(jì)時(shí)分為了6個(gè)艙段：導(dǎo)引頭艙、信號(hào)處理設(shè)備艙、載荷艙、燃料艙、進(jìn)氣道艙和渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)艙。6個(gè)艙段由5個(gè)穿孔鋁板分隔而成，相對(duì)于x軸，0點(diǎn)為飛行器的中點(diǎn)，5個(gè)穿孔鋁板在x軸上的位置分別為-3300，-2300，-500，1500和2500mm，線纜從其上的孔穿過(guò)來(lái)連接各個(gè)艙段間的設(shè)備。每個(gè)穿孔鋁板的孔為距x軸353.5 mm、半徑0.15 m的4個(gè)呈圓周分布的孔。模型前視圖和左視圖分別如圖1和圖2所示。

考慮到一般性，認(rèn)為艙段間并非完整密封，而是采用分段組裝焊接而成，所以艙段間的連接處會(huì)有微小的縫隙。這幾條縫隙不容忽視，因?yàn)樗鼈兪墙財(cái)嚯娏髀窂綄?dǎo)致外部電磁能進(jìn)入內(nèi)部的主要原因。為了更加接近真實(shí)性，在第1個(gè)模型的頭部位置設(shè)置了一條寬1 mm的縫隙，縫隙的位置位于x軸-3 350 mm處，并與后面無(wú)縫隙的模型進(jìn)行對(duì)照。設(shè)置采用CST軟件的精簡(jiǎn)模型（Compact model），在仿真時(shí)采用TLM求解器，以大大提高仿真速度和精度。這是其他電磁算法所無(wú)法比擬的，因?yàn)樵谶\(yùn)算過(guò)程中CST軟件會(huì)自動(dòng)分析網(wǎng)格密度，選擇CST軟件默認(rèn)的網(wǎng)格進(jìn)行運(yùn)算，可在達(dá)到精度的同時(shí)提高計(jì)算效率［10］。

1.2 仿真配置

考慮到尖端放電的原理，這里將雷擊路徑設(shè)置為從頭部擊入，尾部擊出。雷擊路徑如圖3所示。

在飛行器表面和內(nèi)部依次設(shè)置12個(gè)坐標(biāo)點(diǎn)，遍布飛行器表面，每個(gè)坐標(biāo)點(diǎn)均設(shè)置電場(chǎng)和磁場(chǎng)2個(gè)探針，每個(gè)探針具有在x，y，z方向的3個(gè)分量，設(shè)置的探針?lè)植既鐖D4所示。表面探針坐標(biāo)依次為坐標(biāo) 1（-3 320 mm，600 mm，0 mm）、坐標(biāo) 2（-2 800 mm，600 mm，0 mm）、坐標(biāo)3（-1 400 mm，600 mm，0 mm）、坐標(biāo)4（0 mm，600 mm，0 mm）、坐標(biāo) 5（1 400 mm，600 mm，0 mm）和坐標(biāo) 6（2 400 mm，600 mm，0 mm）；飛行器內(nèi)部探針坐標(biāo)依次為坐標(biāo) 7（-3 320 mm，300 mm，0 mm）、坐標(biāo) 8（-2 800 mm，300 mm，0 mm）、坐標(biāo)9（-1 400 mm，300 mm，0 mm）、坐標(biāo)10（0 mm，300 mm，0 mm）、坐標(biāo)11（1 400 mm，300 mm，0 mm）和坐標(biāo)12（2 400 mm，300 mm，0 mm）。

如圖5所示，在飛行器內(nèi)部設(shè)置有2條線纜，其中一條為裸導(dǎo)線，另外一條為RG58同軸線。裸導(dǎo)線的2個(gè)節(jié)點(diǎn)坐標(biāo)分別為（-3 320 mm，250 mm，250 mm）和（-400 mm，250 mm，250 mm），同軸線的2個(gè)節(jié)點(diǎn)坐標(biāo)分別為（-3 320 mm，250 mm，-250 mm）和（-400 mm，250 mm，-250 mm）。2條線的長(zhǎng)度均為2.92 m，用于連接2個(gè)艙段，以模擬飛行器內(nèi)部線纜在雷擊下所產(chǎn)生的響應(yīng)。

圖5中的裸導(dǎo)線和同軸線的匹配電阻均設(shè)置為50 Ω接地，同軸線的屏蔽層接地。因?yàn)榇颂幹皇菫榱搜芯烤€纜感應(yīng)電流的一種現(xiàn)象，故不需要線纜模型的精確參數(shù)。為便于觀測(cè)感應(yīng)電流，在雷擊端口、裸導(dǎo)線和同軸線位置均設(shè)置有探針，得到的最后的仿真原理圖如圖6所示。

1.3 雷擊信號(hào)

圖6中的黃色處為雷擊信號(hào)輸入處。美軍標(biāo)MIL-STD-464A對(duì)雷擊/電磁脈沖（EMP）信號(hào)進(jìn)行了測(cè)量和分類(lèi)，具體如表1所示［11］。

表1 MIL-STD-464A雷擊信號(hào)類(lèi)型Table 1 Type of lightning strike signal in MIL-STD-464A

在大量的文獻(xiàn)和電磁兼容性（EMC）標(biāo)準(zhǔn)雷擊/EMP信號(hào)數(shù)據(jù)中，均參考了美軍標(biāo)的描述。通過(guò)得到的各種脈沖的雷擊信號(hào)上升時(shí)間和雷擊信號(hào)下降時(shí)間，可以算出波形的雷電流波頭衰減系數(shù)和雷電流波尾衰減系數(shù)，代入雙指數(shù)中，即可得到雙指數(shù)下的雷擊激勵(lì)信號(hào)源波形。SAE-ARP5412標(biāo)準(zhǔn)［12］指出，電流A的波形結(jié)合了正極性和負(fù)極性第一次回閃的嚴(yán)格參數(shù)，飛行器在低海拔地區(qū)遭受此種雷擊類(lèi)型的可能性最大，因此，此次仿真的雷擊信號(hào)選擇電流A波。由以上所述關(guān)系，便可以根據(jù)電流波頭衰減系數(shù)和雷電流波尾衰減系數(shù)計(jì)算雷擊信號(hào)上升時(shí)間和雷擊信號(hào)下降時(shí)間，從而得出雷電流的上升時(shí)間為1.545 μs，下降時(shí)間為 88.075 μs。雷電流波形如圖7所示。

2 仿真結(jié)果及分析

2.1 電場(chǎng)和磁場(chǎng)

在雷電流的作用下，不僅飛行器表面會(huì)感應(yīng)到電磁場(chǎng)和表面電流，在飛行器內(nèi)部也會(huì)產(chǎn)生感應(yīng)電磁場(chǎng)。但在飛行器內(nèi)部的電場(chǎng)和磁場(chǎng)由于鋁蒙皮的屏蔽作用，感應(yīng)電場(chǎng)和磁場(chǎng)幅值較飛行器表面的小。在同一模型或者2個(gè)模型中，在相同坐標(biāo)處的電場(chǎng)和磁場(chǎng)的幅值相近的情況下，幅頻分析更為深刻、方便，從中可以看到不同頻段處的電場(chǎng)和磁場(chǎng)幅值，能使對(duì)比結(jié)果更為明顯，因此本文在分析電場(chǎng)、磁場(chǎng)時(shí)使用幅頻分析。在后續(xù)的2個(gè)波形對(duì)比中，黑色均表示飛行器表面電場(chǎng)或磁場(chǎng)，藍(lán)色均表示內(nèi)部電場(chǎng)或磁場(chǎng)。飛行器頭部表面（-3 320 mm，600 mm，0 mm）和內(nèi)部（-3 320 mm，300 mm，0 mm）的感應(yīng)電場(chǎng)如圖8所示。飛行器尾部表面（2 400 mm，600 mm，0 mm）與內(nèi)部（2 400 mm，300 mm，0 mm）的電場(chǎng)如圖9所示。

對(duì)比圖8和圖9發(fā)現(xiàn)，飛行器表面的感應(yīng)電場(chǎng)遠(yuǎn)大于內(nèi)部感應(yīng)電場(chǎng)，且變化趨勢(shì)也不一樣；在飛行器表面，電場(chǎng)變化趨勢(shì)相近，可以看出表面電場(chǎng)峰值尾部相對(duì)于頭部，其幅值衰減約為9 V/m；內(nèi)部電場(chǎng)峰值的尾部相對(duì)于頭部，其幅值衰減約為36 V/m，并且電場(chǎng)的變化趨勢(shì)大不相同。

飛行器頭部表面（-3 320 mm，600 mm，0 mm）和內(nèi)部（-3 320 mm，300 mm，0 mm）感應(yīng)磁場(chǎng)如圖10所示。由圖可見(jiàn)，表面磁場(chǎng)和內(nèi)部磁場(chǎng)的變化趨勢(shì)相近，峰值相差3 A/m。

靠近飛行器尾部的表面（2 400 mm，600 mm，0 mm）和內(nèi)部（2 400 mm，300 mm，0 mm）磁場(chǎng)如圖11所示。

對(duì)比圖10和圖11發(fā)現(xiàn)，表面磁場(chǎng)峰值的尾部相對(duì)于頭部沒(méi)有衰減，內(nèi)部磁場(chǎng)峰值的尾部相對(duì)于頭部衰減了71 A/m。由圖10可以看出，對(duì)于頭部表面磁場(chǎng)和內(nèi)部磁場(chǎng)，二者的變化趨勢(shì)相近，并且峰值近乎相等。由圖11可以看出，尾部表面磁場(chǎng)和內(nèi)部磁場(chǎng)在峰值和變化趨勢(shì)上差異較大。

2.2 飛行器表面電流

雷擊飛行器時(shí)，不可避免地會(huì)在飛行器表面產(chǎn)生感應(yīng)電流。雷電流的上升時(shí)間為1.545 μs，下降時(shí)間為88.075 μs。由于只看飛行器表面圓周的電流密度變化，因此可以選取雷電流上升時(shí)間附近的時(shí)間點(diǎn)，這樣電流密度較大，對(duì)比明顯。本文選取飛行器在2.145 μs時(shí)的電流密度進(jìn)行分析。用圖1所示的坐標(biāo)方式對(duì)飛行器不同位置的電流密度進(jìn)行分析，設(shè)y軸正向?yàn)榱愣冉?，沿x軸正向順時(shí)針旋轉(zhuǎn)觀察［13］。將飛行器整體分成5個(gè)部分，這5個(gè)部分觀測(cè)點(diǎn)在x軸的位置依次為-3 200 mm（頭部）、-1 500 mm（前部）、0 mm（中部）、1 400 mm（后部）和2 600 mm（尾部）。順時(shí)針?lè)较蛴涗涬娏髅芏戎?，整理?shù)據(jù)如表2所示。

表2 軸向表面電流值Table 2 Axial surface current value

由表2中數(shù)據(jù)，得出飛行器不同位置處的電流密度分布如圖12所示。

由圖12可以發(fā)現(xiàn)，軸向電流密度值隨圓周角度的變化而變化：在飛行器表面，在0°處時(shí)出現(xiàn)了最大值，90°和270°處的電流密度值呈近似對(duì)稱(chēng)分布，180°處出現(xiàn)了最小值。在0°，90°和270°處，軸線表面的電流密度值先減小后增大，其中在0°處至軸線尾部位置時(shí)達(dá)到最大，180°處軸線表面的電流密度先增大后減小。

2.3 線纜感應(yīng)電流

飛行器內(nèi)部設(shè)置的裸導(dǎo)線和同軸線的感應(yīng)電流分別如圖13和圖14所示。

3 無(wú)縫隙模型

3.1 電場(chǎng)和磁場(chǎng)

以上飛行器模型頭部有一個(gè)寬1 mm的縫隙，現(xiàn)將縫隙去除，使飛行器成為封閉的腔體，其余設(shè)置條件均不變，然后進(jìn)行仿真。查看飛行器頭部探針，飛行器頭部表面（-3 320 mm，600 mm，0 mm）和內(nèi)部（-3 320 mm，300 mm，0 mm）的感應(yīng)電場(chǎng)如圖15所示。

飛行器尾部表面（2 400 mm，600 mm，0 mm）和內(nèi)部（2 400 mm，300 mm，0 mm）的電場(chǎng)如圖16所示。

從整體上看，飛行器表面電場(chǎng)變化趨勢(shì)相同且數(shù)值變化較小；內(nèi)、外電場(chǎng)數(shù)值相差較大，且變化的趨勢(shì)不同。對(duì)比圖8和圖15可發(fā)現(xiàn)，飛行器頭部表面電場(chǎng)峰值幾乎未受到影響，頭部?jī)?nèi)部電場(chǎng)峰值約降低了65 V/m。對(duì)比圖15與圖16可知，尾部表面電場(chǎng)峰值和頭部表面電場(chǎng)峰值相比降低了9 V/m。

飛行器頭部表面（-3 320 mm，600 mm，0 mm）和內(nèi)部（-3 320 mm，300 mm，0 mm）的感應(yīng)磁場(chǎng)如圖17所示。

對(duì)比圖10與圖17可發(fā)現(xiàn)，無(wú)縫隙模型頭部?jī)?nèi)、外部磁場(chǎng)間的數(shù)值相差約55 A/m，變化趨勢(shì)不同，而有縫隙模型二者間的數(shù)值則相差約3 A/m?？拷w行器尾部表面（2 400 mm，600 mm，0 mm）和內(nèi)部（2 400 mm，300 mm，0 mm）的磁場(chǎng)如圖18所示。

對(duì)比圖8與圖15，圖9與圖16，圖10與圖17，圖11與圖18，可見(jiàn)不同模型相同坐標(biāo)位置處的表面電場(chǎng)或者磁場(chǎng)的數(shù)值變化較小，即縫隙對(duì)表面電場(chǎng)和磁場(chǎng)幾乎沒(méi)有影響。在同一頭部?jī)?nèi)部位置（-3 320 mm，300 mm，0 mm）處，無(wú)縫隙電場(chǎng)的峰值比有縫隙電場(chǎng)的峰值降低了65 V/m，磁場(chǎng)峰值降低了22 A/m。在同一尾部?jī)?nèi)部位置（2 400 mm，300 mm，0 mm）處，無(wú)縫隙電場(chǎng)的峰值比有縫隙電場(chǎng)的峰值降低了8 V/m，磁場(chǎng)峰值幾乎無(wú)變化，即縫隙對(duì)飛行器表面的電磁場(chǎng)影響較小，主要影響飛行器內(nèi)部的電磁場(chǎng)變化，且越靠近縫隙，影響越大，而遠(yuǎn)離縫隙的尾部?jī)?nèi)部電磁場(chǎng)影響則較小。

3.2 飛行器表面電流

對(duì)飛行器在2.145 μs時(shí)的電流密度進(jìn)行分析。同樣，采用圖1所示的坐標(biāo)方式對(duì)飛行器表面不同位置處的電流密度進(jìn)行分析，設(shè)y軸正向?yàn)榱愣冉牵豿軸正向順時(shí)針旋轉(zhuǎn)觀察。將飛行器整體分為5個(gè)部分，這5個(gè)部分觀測(cè)點(diǎn)在x軸的位置依次為-3 200 mm（頭部）、-1 500 mm（前部）、0 mm（中部）、1 400 mm（后部）和2 600 mm（尾部）。順時(shí)針?lè)较蛴涗涬娏髅芏戎?，整理?shù)據(jù)如表3所示。

變程表明屬性因子空間自相關(guān)性范圍的大小，與觀測(cè)尺度以及在取樣尺度上影響土壤養(yǎng)分的各種生態(tài)過(guò)程、人為因素和自然條件等作用有關(guān)，在變程之內(nèi)具有空間相關(guān)性，反之則不存在[6]。長(zhǎng)順縣各土壤養(yǎng)分要素在空間自相關(guān)性范圍具有明顯差異，變程都在變異函數(shù)圖的最大間隔距離290 m以內(nèi)。有效磷最小，說(shuō)明影響其空間分布的因素在小范圍內(nèi)趨于復(fù)雜，區(qū)域內(nèi)不合理施用磷素化肥或不同土壤類(lèi)型施用磷肥其土壤中的殘留量或形態(tài)不同導(dǎo)致土壤有效磷含量的自相關(guān)性距離??；速效鉀變程最大，自相關(guān)性相對(duì)不明顯。

表3 無(wú)縫隙模型軸向表面電流值Table 3 Axial surface current value of the model with no gap

整理以上數(shù)據(jù)，得到飛行器不同位置處的電流密度分布如圖19所示。

由圖19可以看出，頭部和前部在90°處電流密度出現(xiàn)了最大值，中部、后部和尾部在0°處出現(xiàn)了最大值，在 180°處出現(xiàn)了最小值。在 0°，90°和270°處軸線表面的電流密度值是先減小后增大，其中在0°處至軸線尾部位置達(dá)到最大，180°處軸線表面的電流密度則一直減小。90°和270°處的電流密度值同樣呈近似對(duì)稱(chēng)分布。

將圖19與圖12進(jìn)行對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)，相比于有縫隙的模型，在選取的20個(gè)點(diǎn)中，有7個(gè)點(diǎn)的電流密度值減小，13個(gè)點(diǎn)的電流密度增大，在90°處軸線上，電流密度全部增大了，而在270°處軸線上，電流密度則全都減小了，0°和180°處軸線上的電流密度值有增大也有減小。

3.3 線纜感應(yīng)電流

飛行器內(nèi)部設(shè)置的裸導(dǎo)線和同軸線感應(yīng)到的電流如圖20和圖21所示。

由圖可以看出，裸導(dǎo)線的感應(yīng)電流峰值為0.014 A，同軸線的感應(yīng)電流峰值約為0.008 3 A。在飛行器無(wú)縫隙的情況下，通過(guò)對(duì)比圖20與圖13發(fā)現(xiàn)，裸導(dǎo)線的感應(yīng)電流峰值降低了1 000倍，在500 μs內(nèi)，裸導(dǎo)線的感應(yīng)電流值衰減至0。另外對(duì)比圖21與圖14發(fā)現(xiàn)，同軸線的感應(yīng)電流相較于0.12 A也降低了15倍，并且2條線（裸導(dǎo)線與同軸線）與有縫隙時(shí)感應(yīng)電流的變化趨勢(shì)也大不相同，由此可知，縫隙對(duì)飛行器內(nèi)部線纜器件的影響極大。

4 有縫隙線纜變長(zhǎng)模型

上面2個(gè)模型中飛行器的2條線纜均是2.92 m，相比于第1個(gè)有縫隙的飛行器模型，現(xiàn)將2條線纜均變成5.72 m，裸導(dǎo)線的2個(gè)節(jié)點(diǎn)坐標(biāo)分別為（-3 320mm，250mm，250mm）和（2400mm，250mm，250 mm），同軸線的2個(gè)節(jié)點(diǎn)坐標(biāo)分別為（-3 320mm，250 mm，-250 mm）和（2 400 mm，250 mm，-250 mm）。相應(yīng)的感應(yīng)電流如圖22和圖23所示。

由圖可以看出，裸導(dǎo)線的感應(yīng)電流峰值為12.1 A，同軸線的感應(yīng)電流峰值約為0.12 A。對(duì)比圖13和圖14發(fā)現(xiàn)，在線纜長(zhǎng)度變?yōu)?.72 m后，裸導(dǎo)線的感應(yīng)電流峰值約降低了2.1 A，而同軸線的感應(yīng)電流峰值幾乎沒(méi)有變化，因此可以認(rèn)為線纜長(zhǎng)度對(duì)其感應(yīng)電流影響不大。

5 結(jié) 論

本文采用CST軟件中的CS模塊，對(duì)飛行器在雷擊的情況下，飛行器殼體外表面及其內(nèi)部感應(yīng)電場(chǎng)與磁場(chǎng)以及表面電流分布、電纜的感應(yīng)電流予以了仿真，得到如下結(jié)論：

1）對(duì)于同一個(gè)飛行器模型，從整體上看，飛行器表面從頭部（-3 320 mm，600 mm，0 mm）至尾部（2 400 mm，600 mm，0 mm）其表面電場(chǎng)衰減較小，磁場(chǎng)幾乎沒(méi)有衰減。除靠近縫隙處的位置外，同一x軸位置的表面電場(chǎng)和磁場(chǎng)與內(nèi)部電場(chǎng)和磁場(chǎng)不僅在感應(yīng)峰值上有差別，電場(chǎng)和磁場(chǎng)的變化趨勢(shì)也有很大的不同。

2）縫隙對(duì)飛行器表面電磁場(chǎng)變化的影響不大，但對(duì)飛行器內(nèi)部的影響非常明顯。對(duì)比有、無(wú)縫隙2個(gè)飛行器模型，在同一x軸位置處，發(fā)現(xiàn)表面（-3 320 mm，600 mm，0 mm）電場(chǎng)和磁場(chǎng)峰值與內(nèi)部探針7（-3 320 mm，300 mm，0 mm）的電場(chǎng)和磁場(chǎng)峰值差相比，無(wú)縫隙飛行器二者間的感應(yīng)電場(chǎng)和磁場(chǎng)峰值差更大，靠近尾部的表面（2 400 mm，600 mm，0 mm）和內(nèi)部（2 400 mm，300 mm，0 mm）二者間的差別變小，即相比于無(wú)縫隙飛行器模型，縫隙主要影響其附近表面電場(chǎng)和磁場(chǎng)峰值與內(nèi)部電場(chǎng)和磁場(chǎng)峰值差，而遠(yuǎn)離縫隙的內(nèi)、外電場(chǎng)和磁場(chǎng)峰值差受其影響則變小。

3）飛行器軸向電流密度值隨圓周角度的變化而變化，在 2.145 μs時(shí)，90°和 270°處軸線的電流密度值近似呈對(duì)稱(chēng)分布，電流密度最大值均出現(xiàn)在靠近雷電流擊出點(diǎn)的尾部0°軸線上。在有、無(wú)縫隙的2個(gè)飛行器模型中，4個(gè)角度軸線上的電流密度變化趨勢(shì)不定，在相同位置的觀測(cè)點(diǎn)處，電流密度值有可能變大也有可能變小，所以在進(jìn)行仿真測(cè)量時(shí)應(yīng)以具體的模型為準(zhǔn)。

4）飛行器內(nèi)部的2條線纜，裸導(dǎo)線由于沒(méi)有屏蔽層受外界影響較大。飛行器上的縫隙對(duì)2條線纜的感應(yīng)電流影響非常大，相比于有縫隙模型，無(wú)縫隙模型中裸導(dǎo)線的感應(yīng)電流峰值降低了1 000倍，同軸線的電流峰值也降低了15倍。相比之下，飛行器內(nèi)部線纜長(zhǎng)度對(duì)線纜感應(yīng)電流的影響不大，因此在設(shè)計(jì)飛行器時(shí)，應(yīng)盡量消除縫隙的影響。

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