一种适用于飞机发动机系统的全机雷电低电平试验方法与流程

本发明涉及飞机雷电测试，更具体地说，本发明涉及一种适用于飞机发动机系统的全机雷电低电平试验方法。

背景技术：

1、飞机发动机系统是飞机上最关键的系统之一，如果在飞行中出现难以恢复的故障，如空中停车等，会给飞机飞行安全带来灾难性的后果。因而，无论对固定翼飞机还是旋翼飞机，发动机所在区域一般被作为抗雷电环境最为严苛的1区，即雷电防护要求最高的区域。因此，在民航飞机的适航审定中，关于发动机系统的雷电防护已成为强制性条款，如ccar-33部等。

2、随着航空发动机技术的不断发展与革新，一方面传统的机械控制系统大量被高度集成的电子控制系统替代，致使发动机电子电气系统的敏感性大大增加；另一方面，电磁屏蔽性能较差的复合材料广泛使用，导致发动机内部的电磁环境更加严酷，雷电电磁环境对民用航空器发动机系统的安全威胁日益严峻。

3、目前，常规的发动机系统全机雷电试验基本依赖于全状态下的飞机全机雷电试验，存在周期长、成本高、试验复杂等缺点，同时试验的开展极易受到飞机其它条件的制约。现有雷电试验标准（如sae arp 5416a、rtca/do-160g等）中只包括发动机的系统级和设备级的雷电间接效应试验方法，缺乏针对飞机发动机全机级的雷电间接效应试验方法，国内目前还未查阅到相关专利。因此，必须建立一种适用于飞机发动机系统的全机雷电低电平试验方法，用于开展飞机发动机系统的全机级雷电间接效应试验，为确定飞机发动机系统是否满足雷电防护安全性指标要求提供试验手段。

技术实现思路

1、本发明提供的一种适用于飞机发动机系统的全机雷电低电平试验方法，所要解决的问题是：常规的发动机系统全机雷电试验基本依赖于全状态下的飞机全机雷电试验，存在周期长、成本高、试验复杂等缺点，同时试验的开展极易受到飞机其它条件的制约。

2、为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种适用于飞机发动机系统的全机雷电低电平试验方法，包括以下步骤：

3、步骤一、将飞机发动机与地面保持电气绝缘；

4、步骤二、保证飞机发动机的主要电气回路的连续性以及飞机发动机系统的其余部分的雷电流通路；

5、步骤三、构建同轴型返回导体回路；

6、步骤四、在飞机发动机上安装测量探头；

7、步骤五、将发动机雷电流注入点和发动机雷电流流出点位置进行电气连接；

8、步骤六、将发生器接地端接地，并将脉冲电流发生器输出端连接导体回路前端；

9、步骤七、将步骤六的雷电流送至飞机发动机上，获取脉冲电流发生器产生的试验波形；如果试验波形符合要求，进行步骤八；如果试验波形不符合要求，则调整脉冲电流发生器参数，直至试验波形符合要求；

10、步骤八、对脉冲电流发生器进行充电和放电，记录环境噪声波形；

11、步骤九、开始试验，重新启动脉冲电流发生器，并通过采集设备获取并保存试验数据，直至采集完毕发动机系统需要测试的试验数据。

12、在一个优选的实施方式中，脉冲电流发生器产生的试验波形包括缩比雷电流分量a和缩比电流分量h，使用的电流峰值范围在1～20ka之间；步骤二中飞机发动机不上电；步骤三中同轴型返回导体回路构建在飞机发动机的四周，且同轴型返回导体回路的导体回路前端通过金属引线连接至脉冲电流发生器，同轴型返回导体回路的导体回路后端通过金属引线连接至终端匹配阻抗；步骤五中发动机雷电流注入点与导体回路前端连接，发动机雷电流流出点与导体回路后端连接；步骤六中脉冲电流发生器设置于与飞机发动机具有安全距离的地面上，且脉冲电流发生器输出端通过金属引线与导体回路前端连接；步骤七中的试验波形通过测量设备获得；步骤八中通过测量探头记录环境噪声波形，且测量探头放置在测量点附近，并连接到测量设备。

13、在一个优选的实施方式中，试验数据包括线束感应电流、单根导体感应电压/电流、电压/电流噪声、注入电流、磁场耦合电压、结构电压以及结构表面电流，环境噪声波形小于测量的感应电压数据的10%。

14、在一个优选的实施方式中，金属引线为低阻抗的铜制扁平编织带，测量探头包括用于检测飞机发动机表面雷电的磁场探头、用于检测线束感应电流检测的电流探头、用于检测单根导体感应电流和电流噪声的电流探头以及用于检测单根导体感应电压和电压噪声的电压探头。

15、一种基于全机雷电低电平试验方法的试验装置，包括绝缘支撑架、同轴型返回导体回路和飞机发动机，飞机发动机通过绝缘套环件和绝缘吊索结构与绝缘支撑架进行连接，绝缘套环件固定安装在飞机发动机的外部，绝缘套环件上固定连接有多个绝缘吊索结构，绝缘吊索结构与绝缘支撑架固定连接；

16、同轴型返回导体回路包括多根平行返回导体，多根平行返回导体平行等距分布，且平行返回导体与飞机发动机的轴心方向平行设置，多根平行返回导体的端部通过环形连接导体连接，且各平行返回导体端部均连接有接引导体，平行返回导体两端的接引导体分别各自相互连接形成导体回路前端和导体回路后端；

17、绝缘支撑架的两端均固定安装有端部固定架，平行返回导体的端部固定连接有绝缘拉绳，绝缘拉绳贯穿端部固定架，并与端部固定架滑动配合，绝缘拉绳远离平行返回导体的一端固定连接有配重结构。

18、在一个优选的实施方式中，配重结构的外部设置有限制架，限制架设置在接地平板上，并与地面固定连接，配重结构滑动设置在限制架中，配重结构与限制架之间设置有反向阻尼件，反向阻尼件包括梯形块和阻尼件，阻尼件固定安装在限制架上，配重结构对应限制架的位置处设置有梯形槽，梯形块滑动安装在梯形槽中，且梯形块背离阻尼件的一侧与梯形槽之间形成有倾斜配合面，该倾斜配合面至阻尼件的距离由下至上逐渐增加设置，而梯形块与阻尼件之间的配合面设置有阻尼结构。

19、在一个优选的实施方式中，绝缘支撑架两端的端部固定架上均固定安装有风管，风管的轴心对应飞机发动机的轴心设置，且对应飞机发动机进气口一端的风管内设置有吹风扇，另一个风管内设置有抽风扇，且吹风扇和抽风扇均远离飞机发动机设置，对应飞机发动机进气口的风管中还设置了雾化喷头。

20、在一个优选的实施方式中，绝缘套环件与飞机发动机表面形成有间隙，绝缘套环件的内侧设置有多个绝缘球形件，绝缘套环件的内部设置有球形安装腔，绝缘球形件安装在球形安装腔中，飞机发动机上的绝缘套环件至少设置为两组，两组绝缘套环件分别设置在飞机发动机两端具有锥度的位置，且两组绝缘套环件上的绝缘吊索结构均向飞机发动机中心处倾斜设置。

21、在一个优选的实施方式中，绝缘吊索结构上固定安装有隔挡件，隔挡件上设置有阻挡罩，隔挡件中对应绝缘吊索结构的位置设置有放气腔，放气腔朝向飞机发动机的一端设置有缩口，缩口与绝缘吊索结构之间形成有均匀的缝隙，绝缘吊索结构的内部设置有气管，气管对应放气腔的位置处设置有连接气孔，气管连接高压气泵。

22、在一个优选的实施方式中，绝缘套环件的内部设置有气道，气道与气管连通，球形安装腔靠近绝缘套环件内壁的位置设置有环形腔，环形腔通过导气孔与气道连通，环形腔靠近飞机发动机的位置与绝缘球形件之间形成有缝隙。

23、本发明的有益效果在于：本发明通过脉冲电流发生器模拟雷电放电波形，结合同轴型返回导体回路及终端匹配阻抗，对飞机发动机及其内部电子电气系统及设备的雷电防护情况进行验证与考核，明确试验要求、试验流程及试验波形等内容，形成统一可执行的飞机发动机系统的全机雷电低电平试验方法，一方面，构建了适用于模拟飞机发动机系统真实遭遇雷击的雷电试验环境，降低了开展发动机全机雷电试验的成本；另一方面，有效解决了目前飞机发动机系统全机雷电试验缺乏标准方法参考的难题，可为飞机其它主要结构（如飞机舱段等）的全机雷电试验提供技术支撑与参考。

技术特征：

1.一种适用于飞机发动机系统的全机雷电低电平试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的一种适用于飞机发动机系统的全机雷电低电平试验方法，其特征在于：所述脉冲电流发生器（1）产生的试验波形包括缩比雷电流分量a和缩比电流分量h，使用的电流峰值范围在1～20ka之间；所述步骤二中飞机发动机（3）不上电；所述步骤三中同轴型返回导体回路（2）构建在飞机发动机（3）的四周，且同轴型返回导体回路（2）的导体回路前端（6）通过金属引线连接至脉冲电流发生器（1），同轴型返回导体回路（2）的导体回路后端（7）通过金属引线连接至终端匹配阻抗（10）；所述步骤五中发动机雷电流注入点（8）与导体回路前端（6）连接，发动机雷电流流出点（9）与导体回路后端（7）连接；所述步骤六中脉冲电流发生器（1）设置于与飞机发动机（3）具有安全距离的地面（13）上，且所述脉冲电流发生器输出端（4）通过金属引线与导体回路前端（6）连接；所述步骤七中的试验波形通过测量设备（12）获得；所述步骤八中通过测量探头（16）记录环境噪声波形，且所述测量探头（16）放置在测量点附近，并连接到测量设备（12）。

3.根据权利要求2所述的一种适用于飞机发动机系统的全机雷电低电平试验方法，其特征在于：所述试验数据包括线束感应电流、单根导体感应电压/电流、电压/电流噪声、注入电流、磁场耦合电压、结构电压以及结构表面电流，所述的环境噪声波形小于测量的感应电压数据的10%。

4.根据权利要求3所述的一种适用于飞机发动机系统的全机雷电低电平试验方法，其特征在于：所述金属引线为低阻抗的铜制扁平编织带（17），所述测量探头（16）包括用于检测飞机发动机（3）表面雷电的磁场探头、用于检测线束感应电流检测的电流探头、用于检测单根导体感应电流和电流噪声的电流探头以及用于检测单根导体感应电压和电压噪声的电压探头。

5.一种基于权利要求1所述全机雷电低电平试验方法的试验装置，其特征在于：包括绝缘支撑架（15）、同轴型返回导体回路（2）和飞机发动机（3），所述飞机发动机（3）通过绝缘套环件（20）和绝缘吊索结构（21）与绝缘支撑架（15）进行连接，所述绝缘套环件（20）固定安装在飞机发动机（3）的外部，所述绝缘套环件（20）上固定连接有多个绝缘吊索结构（21），所述绝缘吊索结构（21）与绝缘支撑架（15）固定连接；

6.根据权利要求5所述的一种基于全机雷电低电平试验方法的试验装置，其特征在于：所述配重结构（33）的外部设置有限制架（34），所述限制架（34）设置在接地平板（14）上，并与地面（13）固定连接，所述配重结构（33）滑动设置在限制架（34）中，所述配重结构（33）与限制架（34）之间设置有反向阻尼件（35），所述反向阻尼件（35）包括梯形块（351）和阻尼件（352），所述阻尼件（352）固定安装在限制架（34）上，所述配重结构（33）对应限制架（34）的位置处设置有梯形槽（353），所述梯形块（351）滑动安装在梯形槽（353）中，且所述梯形块（351）背离阻尼件（352）的一侧与梯形槽（353）之间形成有倾斜配合面，该倾斜配合面至阻尼件（352）的距离由下至上逐渐增加设置，而所述梯形块（351）与阻尼件（352）之间的配合面设置有阻尼结构。

7.根据权利要求6所述的一种基于全机雷电低电平试验方法的试验装置，其特征在于：所述绝缘支撑架（15）两端的端部固定架（22）上均固定安装有风管（29），所述风管（29）的轴心对应飞机发动机（3）的轴心设置，且对应飞机发动机（3）进气口一端的风管（29）内设置有吹风扇（30），另一个风管（29）内设置有抽风扇（31），且所述吹风扇（30）和抽风扇（31）均远离飞机发动机（3）设置，对应飞机发动机（3）进气口的风管（29）中还设置了雾化喷头（32）。

8.根据权利要求7所述的一种基于全机雷电低电平试验方法的试验装置，其特征在于：所述绝缘套环件（20）与飞机发动机（3）表面形成有间隙，所述绝缘套环件（20）的内侧设置有多个绝缘球形件（24），所述绝缘套环件（20）的内部设置有球形安装腔（25），所述绝缘球形件（24）安装在球形安装腔（25）中，所述飞机发动机（3）上的绝缘套环件（20）至少设置为两组，两组绝缘套环件（20）分别设置在飞机发动机（3）两端具有锥度的位置，且两组绝缘套环件（20）上的绝缘吊索结构（21）均向飞机发动机（3）中心处倾斜设置。

9.根据权利要求8所述的一种基于全机雷电低电平试验方法的试验装置，其特征在于：所述绝缘吊索结构（21）上固定安装有隔挡件（36），所述隔挡件（36）上设置有阻挡罩（37），所述隔挡件（36）中对应绝缘吊索结构（21）的位置设置有放气腔（38），所述放气腔（38）朝向飞机发动机（3）的一端设置有缩口（39），所述缩口（39）与绝缘吊索结构（21）之间形成有均匀的缝隙，所述绝缘吊索结构（21）的内部设置有气管（27），所述气管（27）对应放气腔（38）的位置处设置有连接气孔，所述气管（27）连接高压气泵。

10.根据权利要求9所述的一种基于全机雷电低电平试验方法的试验装置，其特征在于：所述绝缘套环件（20）的内部设置有气道（26），所述气道（26）与气管（27）连通，所述球形安装腔（25）靠近绝缘套环件（20）内壁的位置设置有环形腔（251），所述环形腔（251）通过导气孔（28）与气道（26）连通，所述环形腔（251）靠近飞机发动机（3）的位置与绝缘球形件（24）之间形成有缝隙。

技术总结
本发明涉及飞机雷电测试技术领域，公开了一种适用于飞机发动机系统的全机雷电低电平试验方法，该方法包括将飞机发动机通过绝缘支撑架与地面保持电气绝缘、在飞机发动机的四周构建同轴型返回导体回路，其中导体回路前端通过金属引线连接至脉冲电流发生器，导体回路后端通过金属引线连接至终端匹配阻抗等步骤。本发明通过脉冲电流发生器模拟雷电放电波形，结合同轴型返回导体回路及终端匹配阻抗，对飞机发动机及其内部电子电气系统及设备的雷电防护情况进行验证与考核，明确试验要求、试验流程及试验波形等内容，形成统一可执行的飞机发动机系统的全机雷电低电平试验方法，降低了开展发动机全机雷电试验的成本。

技术研发人员：段泽民,司晓亮,张波,张松,王森,谭红丽,李志宝,黄业园,童晨
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：
技术公布日：2024/12/5