基于HIRF的航空器機體屏蔽效能仿真研究

胡 靜, 朱慧惠, 劉 勇, 司曉亮

(1.中國民航大學 航空工程學院,天津 300300; 2.中航西安飛機工業集團股份有限公司,陜西 西安 710089; 3.安徽省飛機雷電防護省級實驗室,安徽 合肥 230031; 4.強電磁環境防護技術航空科技重點實驗室,安徽 合肥 230031)

高強度輻射場(high intensity radiated fields, HIRF)是由地面、船載或機載的雷達、無線電、電視及其他射頻發射裝置因發射而產生的電磁能量形成的。國內外適航局頒布的適航條款中均已規定，民用飛機若要取得適航證則必須開展HIRF適航驗證試驗。

國外對于飛機HIRF防護設計、適航符合性驗證試驗和模擬仿真預測方面均獲得了許多重要的研究成果，如頒布了HIRF驗證試驗標準指南RTCA DO-160G[1]和SAE ARP 5583A[2]，許多研究已證明飛機HIRF仿真預測的有效性[3-4]。文獻[5]研究出一種高強度輻射場合成環境的計算工具(RFSE),用于模擬和分析與HIRF射頻范圍中的飛機和旋翼飛機的電磁場相互作用。

而國內由于HIRF研究起步較晚,對于HIRF防護設計及試驗方法主要還是以借鑒國外為主。文獻[6]通過調研國內外HIRF發展現狀以及飛機HIRF相關的防護技術等,對我國HIRF防護發展目標給出了較好的建議。中國民用航空總局航空器適航審定司頒布了首部咨詢通告AC-21-1317[7],其中提到:仿真分析和相似性分析也是民用航空器適航認證中的符合性驗證方法之一。

國外相關研究表明，HIRF驗證試驗已成為飛機適航取證過程中的強制性條款要求,而國內相關HIRF試驗研究開展較晚,至今沒有形成相應的規范標準。低電平掃頻場試驗是飛機整機級HIRF試驗的一部分,對其開展研究具有重要的實用價值,但由于開展飛機整機級HIRF試驗難度較大,國內目前能開展相關試驗的單位較少。因此，本文利用仿真分析的方法開展直升機機體屏蔽效能的研究分析,這與低電平掃頻場試驗的目的一致,即在飛機設計階段,發現設計的不足之處,以減少風險,并降低后期HIRF試驗及整改的成本。

本文通過開展航空器整機簡化模型的仿真研究,得到航空器機體在HIRF環境下屏蔽性能的影響規律,并與已開展過的某型號直升機試驗規律進行對比,發現兩者具有較好的一致性。

1 仿真模型的建立

1.1 航空器模型的選擇與精簡

直接分析電磁環境對航空器整機模型的影響是非常復雜的事情,存在機身由不同的材質組成、機體結構復雜等問題,并且很難在電磁仿真軟件中實現建模。

為了便于仿真研究,采用SolidWorks建模軟件構建某型號直升機機體模型,并將模型進行簡化處理,僅保留機體的外形結構特征,忽略機體內客座座位、設備架和行李架等,保留電磁波容易進入的主要縫隙結構,使其可以進行網格劃分和計算;因為客窗等玻璃材質部件通常對電磁波傳播無阻擋作用,所以仿真時將客窗等部件從電磁模型中去除。簡化后的模型通過外部導入的方式,按真實比例導入至CST電磁仿真軟件內,整機模型如圖1所示。因為直升機機體蒙皮主要采用金屬材料制成,所以本次機體仿真模型的殼體材料選取理想導體材料(PEC)。發動機艙通常由金屬或多層碳纖維與鋁箔制成,由于其具有良好的屏蔽效果,因此被建模為理想導體材料(PEC)。同樣的方法也被用在其他由碳纖維或玻璃纖維制成的部件上。

在低電平掃頻場試驗階段,外部電磁能量主要通過機體上的窗戶及機身上的縫隙結構等進入機體內部,進而耦合到一些敏感電子設備線束內。為了盡量地貼合實際,在機體模型兩側的主要艙門及機身右側的人員檢修艙口處，采用CST微波工作室中提供的微小縫隙、屏蔽網孔等精簡等效模型來替代機身上主要的細小縫隙(縫隙寬度設置為1 mm),從而避免了建模時的細小結構問題,提高仿真效率和仿真結果的準確性,機體主要縫隙結構如圖2所示。

圖1 直升機整機模型

圖2 機體主要縫隙結構

1.2 仿真條件的設置

(1) 網格及激勵信號的設置。本次仿真中整機模型網格總數為780×104個;在仿真運算設置中,計算精度設置為10-6,已經可以保證本次仿真的精確性;激勵信號選取CST軟件中默認的高斯信號。

(2) 背景及邊界條件設置。在低電平掃頻場試驗中,發射天線與測試位置之間的距離均大于10 m。并且在校準階段,在未放置機體時,使發射天線以1 V/m的大小對測試位置的接收天線進行輻照。

在測試階段,將機體放置在測試區域,接收天線放置在機體內測試位置,并使用與校準階段一致的發射功率輻照機體,從而比較放置機體前、后的電場場強,進而得到機體的屏蔽性能。

屏蔽性能一般用機體的屏蔽效能來反映,其定義為在電磁場環境下測試時,測試位置處有機體時的電場強度與無機體時的電場強度之比,通常使用電場屏蔽效能(SE)來表示,工程計算中常用dB為單位,其計算公式[8]為:

(1)

其中:Eint為有機體時測試點的電場強度;Eext為無機體時測試點的電場強度。

在仿真中為了符合試驗時的設置條件,背景范圍設置為10 m×10 m×10 m;并且使用1 V/m大小的平面波輻照代替實際的測試裝置,其中輻照方向如圖3所示,周圍空間為均勻材質分布,因此背景材料設置為正常,邊界條件全部設置為開放邊界。仿真環境為理想環境狀態。

圖3 輻照方向

(3) 電場探頭方位設置。因為駕駛艙和行李艙是機體內電子設備的主要安裝區域,所以在這些區域內選取5處典型位置作為測試點,并設置場強探頭,測試位置選取如圖4所示。A探頭位于駕駛艙處;B探頭位于座艙處;C、D和E探頭位于行李艙處。其中:A、B、D探頭均位于機體中線位置;B探頭與C、D、E探頭高度一致(距離機體座艙腹板高度為90 cm)；探頭A的高度低于探頭B 15 cm。

圖4 電場探頭方位

2 仿真結果分析

2.1 極化方向對屏蔽效能的影響

選取0°方向,平面波按照水平與垂直極化的方式輻照機體。行李艙右側檢修艙門與電場輻照方向示意圖如圖5所示。

圖5中：y方向為垂直極化方向；x方向為水平極化方向。

A、D 2個典型位置處水平與垂直極化下的屏蔽效能,如圖6所示。

圖5 機體右側檢修艙門與電場輻照方向示意圖

從圖6可以看出,在0°方向輻照機體時,A、D 2個典型位置處水平與垂直極化下的屏蔽效能比較一致,未出現明顯的差異。駕駛艙A處水平與垂直極化下的屏蔽效能變化不大,這是由于駕駛艙處機體開口較大,封閉性較差,從而使電磁能量大量直接進入;而行李艙D處水平極化下的屏蔽效能比垂直極化下的屏蔽效能在低頻段時要低一些,這是由于行李艙處的封閉性較好,并且僅在機體右側開有一個矩形的檢修艙門,根據縫隙耦合規律研究可知,因為電場方向垂直于縫隙長邊時耦合進入的能量更多,所以出現了D位置處的變化差異,但變化趨勢不明顯。

圖6 A和D位置處水平與垂直極化下的屏蔽效能

2.2 不同結構位置對屏蔽效能的影響

選取0°方向,平面波按照垂直極化的方式輻照機體,比較不同艙體結構下A(駕駛艙)、B(座艙)、D(行李艙)3個典型位置處的屏蔽效能,如圖7所示。

圖7 不同艙體結構下A、B、D 3個典型位置處的屏蔽效能

從圖7可以看出,在垂直極化輻照下,不同艙體結構測試位置處的屏蔽效能不同。其中駕駛艙和座艙的屏蔽效能較低,這是由于駕駛艙與座艙處機體開口較大,電磁能量直接從開口位置處耦合進入,并由于機體內部的反射疊加等因素,造成上述2個測試位置的屏蔽效能出現了負值,即發生場強增強效應。而行李艙本身封閉性較好,相應的屏蔽效能也較高,因此行李艙測量位置處的屏蔽效能要高于駕駛艙和座艙測量位置處的屏蔽效能30 dB左右。

2.3 與試驗結果相比較

選取駕駛艙內A位置與行李艙內D位置處為典型的研究位置。選取0°方向,比較平面波垂直極化輻照下的仿真結果與已進行過低電平掃頻場試驗的某型號直升機的試驗結果，如圖8所示。試驗中用到的某型號直升機機體材料含有金屬材料與復合材料,并且仿真所用直升機的機體外形與測試位置和試驗所用直升機保持一致。

圖8 A和D位置處仿真與試驗結果對比

從圖8可以看出,駕駛艙內A位置與行李艙內D位置處的仿真結果與試驗結果之間的規律具有較好的一致性,進而驗證了仿真方法及模型的有效性。但因為仿真是在理想環境下進行的,所以與試驗規律還是有所差別;并且試驗結果中,行李艙處的屏蔽效能要好于駕駛艙處的屏蔽效能,這與2.2節體現出的仿真規律一致。出現上述情形的原因是:因為實際直升機與仿真模型中行李艙處的封閉性均較好,進入其中的電磁能量較少,所以得出的仿真結果同實際試驗得到的規律性較為一致,并且兩者結果也較為接近;而駕駛艙處,由于仿真模型的簡化,去掉了機艙內的座椅(實際中能夠起到吸收電磁能量的作用)、相關設備架等,這些實際測試中存在的裝置會吸收和阻擋部分電磁能量,并且仿真采用的是金屬機身,電磁能量在艙體內反射疊加作用會更加明顯,從而使仿真得到的結果低于試驗結果。

2.4 不同方向輻照對屏蔽效能的影響

低電平掃頻場試驗規定每個測試位置均需從多個方向輻照機體來得到測試位置處最終的衰減曲線,因此仿真中參照試驗要求選取6個輻照方向對機體進行輻照,以得到機體內同一測量位置不同方向輻照下的屏蔽效能,并進行研究分析。選取直升機行李艙內典型位置D處,比較垂直極化下以0°、45°、135°、180°、225°、315°方向輻照機體時的屏蔽效能,如圖9所示,結果按照對稱的輻照方向排布。

圖9 D位置在不同方向輻照下的屏蔽效能

從圖9可以看出,行李艙內同一位置在不同輻照方向下屏蔽效能不同。其中0°方向的屏蔽效能整體為30 dB左右,要高于正對的180°方向的屏蔽效能,這是由于在0°方向平面波輻照時,前半部分機體已經阻擋和吸收了部分能量進入行李艙,比從180°方向進入的能量要少。因為本次仿真的機體模型右側開有檢修口蓋,其四周設置有縫隙結構,所以可以明顯看出同一測試位置從機體右側45°、135°輻照下的屏蔽效能比從左側315°、225°輻照下的屏蔽效能要低10 dB左右,說明從右側方向輻照機體時,有更多的電磁能量通過縫隙結構進入了機體,也說明縫隙結構是電磁能量進入機體的主要途徑。

3 結 論

本文通過建立真實直升機機體簡化模型,并在CST電磁仿真軟件中進行機體屏蔽效能的仿真分析,得到不同條件下機體內測試位置處屏蔽效能的變化規律,并與試驗結果進行對比,發現兩者規律較為一致。仿真所得規律如下:

(1) 當平面波垂直極化和水平極化分別輻照機體時,不同測試位置處2種極化方式下的屏蔽效能比較一致,未出現明顯的差異。

(2) 當平面波垂直極化輻照機體時,不同艙體結構測試位置處的屏蔽效能不同;并且行李艙處的屏蔽效能要明顯高于駕駛艙和座艙位置處,這是由于行李艙處的封閉性要遠遠好于駕駛艙和座艙。

(3) 當平面波垂直極化輻照機體時,比較行李艙內檢修艙門后不同位置,可以明顯看出在諧振頻點之前,測試位置距離檢修艙門縫隙處越遠,其位置處的屏蔽效能越好;而過了諧振頻點后,由于高次模的影響及電磁波在屏蔽腔體內的諧振與反射等影響,該規律不適用。

(4) 當平面波垂直極化輻照機體時,由于機體模型右側開有檢修口蓋,可以明顯看出行李艙同一測試位置,0°方向要好于180°方向輻照下的屏蔽效能,這是由于0°方向的電磁能量經過了機體更多的阻擋和吸收;從機體右側45°、135°方向輻照下的屏蔽效能要比從左側315°、225°方向輻照下的屏蔽效能要低10 dB左右,這說明從右側輻照機體時,有更多的電磁能量通過縫隙結構進入機體。