民用航空发动机短舱雷电防护设计及验证1 - 图文

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第47卷第1期2024年2月航空发动机AeroengineVol.47No.1Feb.2024民用航空发动机短舱雷电防护设计及验证

赵天1，王维1，李雪1，张英杰1，段雁超2（1.中国航发商用航空发动机有限责任公司，上海200241；2.西安爱邦电磁技术有限责任公司，西安710077）

摘要：为了有效降低短舱雷电防护设计和验证的难度，针对短舱的雷电防护设计和验证，提出一种导电路径仿真与关键连接结构仿真、试验迭代的研究方法。对整个短舱进行雷电流传导路径设计及简化建模，分别讨论不同传导路径方案对雷电直接效应和间接效应的影响。结果表明：优化的多路径传导可有效减小传导结构的雷电流分量和短舱内的脉冲电磁场；依据整体短舱电流分布仿真结果，可导出具体连接结构的电流分量作为其设计和验证的依据。所提出的方法可作为短舱雷电防护设计和验证的理论依据。

关键词：短舱；雷电防护设计；导电路径；电磁-热耦合；航空发动机中图分类号：V228.8

文献标识码：A

doi：10.13477/j.cnki.aeroengine.2024.01.001

DesignandVerificationofLightningProtectioninCivilAeroengineNacelleSystemZHAOTian1袁WANGWei1袁LIXue1袁ZHANGYing-jie1袁DUANYan-chao2

渊1.AECCCommercialAircraftEngineCo.袁Ltd袁Shanghai200241袁China曰2.Xi忆anAirborneElectromagneticTechnologyCo.袁Ltd袁Xi'an710077袁China冤

Abstract:Inordertoeffectivelyreducethedifficultyofdesignandverificationoflightningprotection袁aresearchmethodofelectricalpathsimulation袁keyconnectionstructuresimulationandtestiterationwasproposedforthedesignandverificationofnacellesystemtheeffectsofdifferentconductionpathschemesonthedirectandindirecteffectsoflightningwerediscussedrespectively.Theresultsshowlightningprotection.Thelightningcurrentconductionpathdesignandsimplifiedmodelingofthewholenacellesystemwerecarriedout袁and

thattheoptimizedmulti-pathconductioncaneffectivelyreducethelightningcurrentcomponentoftheconductionstructureandthepulse

electromagneticfieldinthenacellesystem.Accordingtothesimulationresultsofthewholenacellesystemcurrentdistribution袁thecurrentcomponentofthespecificconnectionstructurecanbederivedasthebasisforitsdesignandverification.Theproposedmethodcanbeusedasthetheoreticalbasisforthedesignandverificationofnacellesystemlightningprotection.

Keywords:nacellesystem曰lightningprotectiondesign曰electricalpath曰electromagnetic-thermalcoupling曰aeroengine

0引言

民用飞机动力装置通常处在雷电分布的1区和2区[1-2]，如果没有合理的防护设计，在遭遇雷击时将对飞机飞行安全造成极大威胁。短舱作为飞机重要设备舱，在雷击发生时为发动机控制单元（EngineElectronicControl，EEC）在内的核心控制单元提供良好的屏蔽作用，以确保对雷电流合理传导，从而最大程度地减轻舱内电磁环境对其内部关键设备的影响；但短舱中的风扇舱和核心机舱被定义为火区，内部存在一定的燃油蒸汽泄漏，击穿电压可能点燃燃油蒸汽引起舱内着火。合理的雷电流通路设计可大大降低此风险，故短舱雷电流通路设计的优劣直接影响飞行安全[3]。在国内外的相关研究中，张斌等[4]和刘德刚等[5]对飞机的燃油系统提出雷电效应防护方法；Aguilera等[6-7]对发动机控制系统间接效应防护进行了研究。在适航条款和相关标准中，在SAEARP5416A[8]中规定电弧引入试验及电流传导试验的试验方法；在SAEARP5412B[9]中规定试验用波形；在SAEARP1870A[10]中给出雷电搭接设计基本规范；在CCAR-25-R4[11]中规定了飞机结构雷电直接效应防护要求；在收稿日期：2024-07-12基金项目：航空动力基础研究项目资助

作者简介：赵天（1986），男，硕士，工程师，主要从事动力装置闪电防护技术研究工作；E-mail：zhaotian@acae.com.cn。引用格式：2航空发动机第47卷

RTCA-DO160G[12]中规定机载设备闪电间接效应的试验方法；在SAEARP5415[13]中提供机载设备闪电间接效应适航符合性验证方法。熊秀等[14]根据适航条款和相关标准要求，对飞机重要系统如推进系统等雷电直接效应损伤机理进行全面剖析，并结合国内外学术成果，对飞机结构尤其是复合材料结构雷电直接效应损伤机理进行总结；田宏星等[15]进一步提出动力装置电搭接设计及验证方法。以上研究取得了较多成果，但都没有对关键的导电通路影响因素及其设计验证方法开展进一步研究。本文针对短舱雷电流通路设计与验证的难点问题，如内部铰链结构考核电流如何选取、舱内空间电磁环境如何控制等问题，提出一种利用整体仿真与局部试验相迭代的设计及验证方法，判断整个雷电流传导路径的合理性，提出设计优化方案。文中仿真计算分析工具为多物理场耦合软件COMSOLMultiphysics。1雷电分区及传导路径设计

在对短舱进行雷电防护研究时，必须明确短舱的雷电分区，据此对短舱的雷电传导路径进行初步设计。以某型动力装置短舱为例，其雷电分区如图1（a）所示，雷电传导路径设计如图1（b）所示。从图1（a）中可见，整个短舱都处在雷电的1区（初始附着区）和2区（电弧扫略区），可以判断整个短舱外壁结构都有可能传导雷电流。因此，在其雷电流传导路径设计时就要将整个短舱外壁结构进行大电流导通搭接。51.2\101.18\mm

mmES158.519ES208.499

吊挂结构1B区尾喷管

前安装节

铰链点

1B中心区锥

51.2\mm

ES165.730ES215.713

1B区移动外罩

Zone1AZone1CZone2AZone1B101.18\mm

（a）雷电分区（b）雷电流传导路径设计

图1短舱雷电分区及雷电流传导路径传导设计

2雷电流分布仿真分析

2.1雷击出入点在进行雷电流分布计算时要先根据雷电分区和实际情况确定雷电流的出入点。雷电出入点选取的标记如图2所示。从图中可见，短舱可能成为雷电的出点，也可能成为雷电的入点。当雷击发生在机身时，雷电流可以通过机翼吊挂传导到短舱，最终从短舱后缘1B区流出；当雷击发生在短舱上时，雷电流可以通过机翼吊挂传导到机身其它部位后缘1B区流出。根据短舱雷击出入点分析结果，结合短舱结构特征，选择典型雷电出入点位置，同时考虑在这些典型工况下短舱可能的失效模式，对所有计算考察情况进行统计，见表1。（a）短舱雷电出（b）短舱雷电入

图2雷电仿真状态出入点表1仿真状态统计

序号出入点仿真状态1

出点1完整2出点2完整3出点3完整

4出点3底部锁失效、侧边插销失效

5出点4完整6出点4底部锁失效7出点4侧边插销失效8出点4底部锁失效、侧边插销失效

9出点5完整

10出点5底部锁失效、侧边插销失效

出点6完整12出点7完整13出点8完整14入点1完整15入点2完整16

入点3

完整

2.2有限元建模以状态1为例，建立有限元瞬态电磁仿真模型，如图3所示。在模型中建立雷电流出入路径，在外围建立求解域。整个短舱结构极其复杂，因此在进行雷电仿真时对仿真件进行简化。其简化原则为：图3短舱雷电仿真模型设计

第1期赵天等：民用航空发动机短舱雷电防护设计及验证

（1）不改变原有物理问题特征；（2）不改变原有几何尺寸关系；（3）保留可能成为雷电路径上的相关结构；（4）简化掉细小结构、铆钉等；（5）关键考察的风扇罩铰链不简化；（6）复合材料金属网平板化等效处理。本文为3维电磁数值仿真，选用稳定性较好的自由四面体为基本网格单元进行短舱模型网格设计，如图4所示。由于本项目仿真件为具有较大尺寸比的模型，网格剖分必须遵循以下原则：图4短舱网格设计

（1）满足最小网格尺寸小于模型的最小尺寸；（2）先对仿真件表面进行剖分，再以仿真件表面为基按照一定的增长率向内和向外扩展，直至模型的最外边界，遇到交界面，网格增长率需先变小，过了交界面再变大；（3）必须按照点、线、面、体的顺序去设计网格，这样可以尽可能的减少冗余网格，提高计算效率及精度。2.3电流分布特性在电流分布的仿真计算中，均采用峰值为200kA的雷电流A分量[15]，其它分量的分析类似。当短舱成为雷电出点时，计算表1中序号为1、5、12和13的状态，电流分布如图5所示。从图中可见，当短舱头部成为雷电出点时（图5（a）），雷电流从机身传导到拇指罩，电流在拇指罩分流成2部分：一部分直接传导至短舱头部到达雷电出点，另一部分经过风扇罩铰链传导至风扇罩，再经风扇罩侧面的插销传导至短舱头部到达雷电出点；当雷击出点在风扇罩时（图5（b）），雷电流从机身传导至拇指罩，电流在拇指罩同样分流2部分：一部分经过风扇罩铰链传导至风扇罩到达雷电出点，另一部分绕行到短舱头部，再经风扇罩侧面的插销传导至风扇罩到达雷电出点；当反推移动外罩成为雷电出点时（图5（c）），雷电流从机身传导到拇指罩，电流从拇指罩经反推滑道（惟一路径）传导至反推移动外罩到达雷电出点；当通风口尾部成为雷电出点时（图5（d）），雷电流从机身传导到拇指罩，电流从拇指罩经反推滑道（惟一路径）传导至短舱尾部雷电流出。当短舱成为雷电入点时，计算表1中序号为14体：log10（mf.normJ）

体：log10（mf.normJ）

998877665

（a）序号1

（b）序号5

体：log10（mf.normJ）

998877665

（c）序号12（d）序号13

图5短舱雷电流分布1（6滋s）

和16的状态，电流分布如图6所示。从图中可见，当短舱头部成为雷电的入点时（图6（a）），电流经短舱头部分2部分传导：一部分电流经拇指罩直接至机身，另一部分电流从短舱头部经风扇罩侧边插销传导至风扇罩，再经过风扇罩铰链到拇指罩，传导至机身；当拇指罩成为雷电的入点时（图6（b）），电流同样分2部分：一部分电流从拇指罩直接传导至机身，另一部分电流扩散至机舱头部，经风扇罩侧边插销传导至风扇罩，再经风扇罩铰链绕回拇指罩，传导至机身。体：log10（mf.normJ）

体：log10（mf.normJ）

998877665

（a）序号14（b）序号16

图6短舱雷电流分布2（6滋s）

3传导路径对雷电效应的影响

3.1传导路径对雷电直接效应的影响雷电流传导路径的改变导致搭接或结构的电流传导分量改变，为分析其影响计算表1中序号为4、8和10的状态，考察对象以风扇罩铰链为例，这3种状态均为同时底部锁失效和侧边插销失效，风扇罩铰链均成为雷电流的惟一路径，同时雷电流只能通过一侧铰链结构，因此为最严酷状态。仿真计算时以峰值为200kA的雷电流A分量进行说明。3种失效模式（风扇罩底部锁和侧边插销都失效）状态下的电流分布如图7所示。从图中可见，无论雷电的出点在风扇罩的任何位置，电流都将沿风扇罩边缘流向风扇罩铰链，风扇罩铰链再将电流传导至拇4航空发动机

第47卷

指罩，流向机身表面。这种体：log10（mf.normJ）

分布特性是由雷电流的时10

9变特性导致的趋肤效应造87成的。65

（a）序号4

体：log10（mf.normJ）

8877665

（b）序号8（c）序号10

图7短舱和铰链的电流（6滋s）

在表1中序号为8失效模式（风扇罩底部锁和侧边插销都失效）情况下，风扇罩一侧成为雷电的出点时4个铰链的电流分量，如图8所示。将4个铰链进行编号，从机头到机尾方向一致编号为1、2、3和4号铰链。从图中可见，风扇罩铰链的雷电流分量波形与雷电流A分量波形特征一致，且各种状态每个图8序号8状态风扇罩铰链铰链的电流幅值不同。电流分量

3种状态下铰链的电流分量峰值统计见表2。从表中可见，2号铰链的分量始终最小，4号的始终最大。原因在于雷电流向短舱的后方传导，导致4号铰链一直最大，又因电流的趋肤效应导致雷电流沿风扇罩的边缘传导，中间位置的2号铰链始终最小。风扇罩铰链承受最大的雷电流峰值为72kA。因此，在最严酷的失效情况下，72kA的电流分量可以作为风扇罩铰链设计时的考察电流。以同样方法得出鹅颈铰链承受最大的雷电流峰值为90kA。表2

风扇罩铰链电流分量统计

序号1号2号3号4号44731526584030547010

3.2传导路径对雷电间接效应的影响雷电流传导路径的改变导致电流分布改变，空间电磁场也会随之改变，为分析其影响，计算表1中序号为5、8的状态，在2种状态下雷击在短舱风扇罩的同一点，5为完整状态，8为风扇罩侧边插销和底部锁雷电传导失效。考察对象以风扇罩内部空间为例，仿真计算时以峰值为200kA的雷电流A分量进行说明。在2种状态下计算的电磁场在空间和时间上的分布如图9、10所示。当风扇罩侧边插销和底部锁也成为雷电通道时，风扇罩铰链两侧电磁场基本相同（图9（a）、（c））；当风扇罩侧边插销和底部锁雷电通道失效时，风扇罩铰链单侧传导雷电流，导致单侧铰链周围电磁场明显变大（图9（b）、（d））。多切面：log10（mf.normH）

多切面：log10（mf.normH）

5.5

5.05.04.54.54.04.03.53.53.03.02.5

2.5

（a）序号5（磁场）

（b）序号8（磁场）

多切面：log10（mf.normH）

4.0

4.03.53.03.52.53.02.02.51.52.01.0

1.51.0

（c）序号5（电场）（d）序号8（电场）

图9短舱内雷电电磁场分布（6滋s）

从图10中可见，空间同一点的磁场信号与电流信号波形类似，电场信号与电流信号的导数类似。（a）磁场（b）电场

图10舱内电磁场随时间变化

将舱内电磁场在时间上的峰值进行统计，见表3。从表中可见，雷电路径的失效或缺失将会导致风扇罩对应舱内雷电电磁场有较大的增加。电场增加约4.1倍，磁场增加约2.5倍。表3风扇罩舱内电磁场峰值统计

序号磁场峰值/电场峰值/雷电传导结构（A/m）（V/m）是否失效

5180005800否8

45000

24000

是

从以上分析可知，多条雷电路径可以减小铰链上的电流分量，从而改善舱内的电磁场环境。第1期赵天等：民用航空发动机短舱雷电防护设计及验证

4雷电路径上电流传导结构雷电损伤分析

对整体短舱电流分部仿真后将具体传导结构上的电流分量进行提取，作为具体结构设计与验证的数据基础。以风扇罩铰链和鹅颈铰链为例进行说明，根据整体短舱的雷电流分布仿真，可以确定铰链的电流分量（设定为Is），再乘以一定的余量系数琢作为铰链的考核电流（设定为K）K=琢·Is（琢≥1，K≤200kA）（1）此时以K为考核电流对铰链进行精细建模仿真和试验研究。风扇罩铰链和鹅颈铰链的仿真电流分量Is的峰值分别为72和90kA。风扇罩铰链的考核电流K取112.5、150和200kA，鹅颈铰链的考核电流K取120、150和200kA。对风扇罩铰链和鹅颈铰链进行精细建模。对风扇罩铰链和鹅颈铰链雷电电磁-热耦合仿真，计算时的环境温度设置为20℃。风扇罩铰链的电流分布和温度分布如图11所示，风扇罩铰链在温度最高处温度随时间的变化如图12所示。A/m2A/m2×1081.5×10881.060.5

（a）风扇罩铰链电流分布

（b）风扇罩螺杆电流分部

℃℃25

2624252324222322212120

（c）风扇罩铰链温度分布（c）风扇罩螺杆温度分部

图11铰链精细建模网格设计（6滋s，112.5kA）

从图11中可见，雷电流流经铰链时，风扇罩铰链电流主要分布在其表面和边角。在旋转结构传导时，电流主要分布在旋转图12铰链最高点温度

结构的两侧，而在连接面随时间变化

处电流很小。可以分析出雷电流传导至铰链的连接结构，连接结构的宽度一定时，螺杆越粗，越有利于雷电传导。从温度分布可见，整体铰链的温度都不高，温度的最高点在螺杆上，并且在非接触区域。从图12中可见，雷电流越大，旋转处的温度越高。将每个尺寸铰链最高点温度的峰值进行统计，见表4。从表中可见，随着连接结构的变厚，温度并没有明显变化，可以说明2点：（1）风扇罩仅靠铰链传导雷电流是足够的；（2）增加连接结构厚度不能有效提高雷电流传导能力，螺杆直径才是关键参数。表4风扇罩铰链旋转结构最高温度统计

益

铰链规格/mm

112.5kA150kA200kA8.021.222.223.98.521.322.324.09.021.222.123.89.521.121.923.510.021.322.324.110.521.222.123.711.0

21.2

22.2

24.0

以同样分析仿真方法计算出的鹅颈铰链的最高温度见表5。从表中可见，鹅颈铰链雷电流传导时温度相比风扇罩铰链的要高很多，尤其在考核电流为200kA时，最高温度达230℃以上。表5鹅颈铰链旋转结构最高温度统计

益

铰链规格/mm

120kA150kA200kA3.091.7132.1219.83.589.5129.5220.84.086.8124.3201.94.596.7128.7234.25.085.8122.8202.75.577.8110.6188.66.084.7121.1201.66.585.3121.6200.67.0

80.9

115.2

189.1

从温度的统计数据可见与风扇罩铰链同样的问题，增加连接结构的厚度并没有提高改善铰链的电流传导能力。边缘电流集中（容易导致击穿电压过大）且温度过高，容易出现非连接处的表面熔蚀（结构不可以左右移动）或打火现象。试验中给出验证结果，如图13所示。鹅颈铰链的雷电通流能力相对不足，需要对结构进行导线搭接或结构优化。6航空发动机第47卷

（a）非链接表面熔蚀（b）非链接缝隙打火

图13鹅颈铰链试验件损伤形式

5结论

本文针对短舱这种复杂系统的雷电防护设计和验证提出仿真与试验迭代的研究方法。得出以下结论：（1）雷电路径对铰链雷电损伤以及舱内电磁环境至关重要，设计合理的雷电路径可以降低铰链的电流负荷和铰链周围的雷电电磁场；（2）仿真计算得到的铰链最大雷电流分量可以作为铰链设计验证的基础电流输入；（3）风扇罩周边连接结构（底部锁或侧边插销）失效或缺失将会导致风扇罩对应舱内雷电电磁场有较大的增加，电场增加约4.1倍，磁场增加约2.5倍；（4）雷电流对铰链的损伤主要体现在铰链和螺栓非接触区域，而在接触区域无损伤，设计不合理会导致非接触区域电流密度过大，温度过高，有热熔蚀或打火的可能。参考文献：

[1]SocietyofAutomotiveEngineers.Aircraftlightningzone：SAEARP

5414A[S].UnitedStates：SocietyofAutomotiveEngineers，2012：13.[2]王瑾，冯振宇，齐亮，等.民用飞机闪电分区适航验证技术研究进展[J].中国安全生产科学技术，2011，7（12）：97-102.

WANGJin，FENGZhenyu，QILiang，etal.Progressinairworthinesscompliancetechnologyresearchonlightningzoningofcivilaircraft[J].JournalofSafetyScienceandTechnology，2011，7（12）：97-102.（inChinese）

[3]曾涛.民用飞机动力装置系统研发计划研究[J].装备制造技术，2015（8）：167-168，173.

ZENGTao.Researchoncivilaircraftpropulsionsystemdevelopmentplan

[J].

Equipment

Manufacturing

Technology，2015（8）：

167-168，173.（inChinese）

[4]张斌，宋志强，卞刚，等.民用飞机燃油系统闪电效应研究[J].中国民航大学学报，2015，33（1）：5-8.

ZHANGBin，SONGZhiqiang，BIANGang，etal.Verificationmethodoflightningdirecteffectoncivilaircraftfuelsystemcomponents[J].Jour-

nalofCivilAviationUniversityofChina，2015，33（1）：5-8.（inChi-nese）

[5]刘德刚，王澍，朱德轩.民用飞机燃油系统管路设计研究[J].装备制造技术，2014（8）：223-225.

LIUDegang，WANGShu，ZHUDexuan.Civilaircraftfuelsystemconveyancedesignresearch[J].EquipmentManufacturingTechnology，2014（8）：223-225.（inChinese）

[6]AguileraP，LairC，Isaac，etal.Indirecteffectsoflightningonaircraft

engine[C]//IEEEInternationalSymposiumonElectromagneticCompati-bility（EMC），Ottawa：IEEEPress，2016：293-297.

[7]AguileraP，LairC，IssacF，etal.Areciprocityapproachtotheindi-recteffectsoflightningimpactonanaircraftengine[C]//InternationalSymposiumonElectromagneticCompatibility-EMCEurope，Wroclaw：IEEEPress，2016：343-346.

[8]SocietyofAutomotiveEngineers.Aircraftlightningtestmethods：SAEARP5416A[S].UnitedStates：SocietyofAutomotiveEngineers，2013：17-48.

[9]SocietyofAutomotiveEngineers.Aircraftlightningenvironmentand

relatedtestwaveform：SAEARP5412B[S].UnitedStates：SocietyofAutomotiveEngineers，2013：20-42.

[10]SocietyofAutomotiveEngineers.Aerospacesystemselectricalbonding

andgroundingforelectromagneticcompatibilityandsafety：SAEARP1870A[S].UnitedStates：SocietyofAutomotiveEngineers，2012：13-19.

[11]中国民用航空总局.中国民用航空规章：运输类飞机适航标准：

CCAR-25-R4[S].北京：中国民用航空总局，2011：58.

CivilAviationAdministrationofChina.Chinacivilaviationregula-tions：airworthiness

standards

transport