胡 好， 姚 紅， 司曉亮， 仇善良， 段澤民

（1.合肥工業(yè)大學 電氣與自動化工程學院，安徽 合肥 230009；2.中航工業(yè)合肥航太電物理技術有限公司，安徽 合肥 230031）

在現(xiàn)代航空航天技術中，為減輕航天器質量和提高飛機測控系統(tǒng)性能而采用的復合材料技術和微電子測控技術對雷電更敏感，遭到雷擊時損失更大［1］。我國研制的新支線客機中，飛機機翼、后機身及尾翼等結構大多選用復合材料，復合材料的雷電防護研究具有重要的工程意義。近年來，考慮到飛機雷電安全問題，民航飛機適航審查中增加了雷電項目，以減少或降低雷電對飛機的影響和破壞。通常，飛機復合材料板遭受雷電流的沖擊破壞發(fā)生在一個極短的時間內，這個過程涉及了雷電流的焦耳熱、電弧燒蝕以及沖擊波等雷電過程對材料的破壞作用。文獻［2］對雷擊損傷作了定性的描述。

目前國內外學者對復合材料的應用［3－4］及一般燒蝕損傷進行了大量研究［5－7］，而對于復合材料遭受雷電流的燒蝕損傷研究較少。文獻［8］利用試驗方法研究了復合材料層合板在不同脈沖波形的雷電流作用下的損傷，并通過無損檢測技術探測層合板內部損傷，結果表明，不同沖擊參數(shù)下的雷電流產生的焦耳熱對復合材料層合板破壞方式產生很大影響。文獻［9］利用有限元軟件ABAQUS熱－電模塊建立層合板模型，從雷擊熱效應角度對碳纖維復合材料層合板的雷擊損傷進行了數(shù)值模擬，研究了碳纖維復合材料的損傷機制。但其施加在復合材料的波形卻是單一的雷電流分量A，且部分參數(shù)要求沒有達到SAE ARP5412［10］（Society of Automotive Engineers Aerospace Recommended Practice 5412）的規(guī)定，而為了模擬真實運行的飛機遭受雷電沖擊情況，根據IEC（International Electrotechnical Commission）和國家標準的相關要求，進行此類試驗所使用的沖擊電源應為組合波發(fā)生器［11－12］（Combination Wave Generator，簡稱CWC）。目前，有部分學者研究組合波形發(fā)生器及其控制系統(tǒng)單元，但僅局限于ATP（The Alternative Transients Program）程序軟件仿真階段［13］，這種仿真結果大多數(shù)與真實的工程試驗差距很大。因此，組合波形發(fā)生器的研制仍是研究雷電流對復合材料影響的難點和重點。

本文利用研制的組合波發(fā)生器產生雷電流B、C、D分量［10］對飛機復合材料板進行雷電流直接效應試驗研究，采用復合電流分量能更真實地反映雷電流對飛機復合材料的影響，能對復合材料板的雷電直接效應防護能力進行更準確的驗證和評估。本文驗證和研究了不同防護方式及不同結構復合材料板的雷電損傷及其防護優(yōu)劣性。

試驗結果表明，相同的防護方式下，碳／環(huán)氧層壓復合材料板比碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯復合材料板遭受雷電流時損傷面積較大；相同結構下，表面貼銅網防護方式的損傷平均面積低于表面涂PUB抗靜電涂料防護方式的，特別是碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯復合材料板，表面貼銅網效果是顯著的。本文試驗方法可為其他復合材料雷電流直接效應試驗提供參考，為今后完善復合材料設計及造型提供試驗依據。

1 試驗描述

1.1 試驗波形要求

現(xiàn)有國際公認標準SAE ARP5412［10］給出了雷電流直接效應沖擊試驗的電流分量波形A、B、C、D，其波形及相關參數(shù)如圖1所示。用于分析目的，SAE ARP5412中對規(guī)定的A、B、D電流分量給出了雙指數(shù)形式的數(shù)學表達式，分別為：

其中，Ia、Ib、Id為電流常數(shù)；αa、αb、αd為波尾時間常數(shù)的倒數(shù)；βa、βb、βd為波前時間常數(shù)的倒數(shù)；t為時間。

用于分析目的，電流分量C一般為矩形波，電荷量要求為200C，波形是單向的。模擬雷電流的電荷量Q和作用積分I定義分別為Q＝∫idt，I＝∫i2dt。

圖1 SAE ARP5412標準模擬雷電流波形

（1）分量A第1次回擊電流）。

峰值電流為200×（1±0.1）kA；

作用積分為2×106（±20%）在500μs內；

持續(xù)時間小于等于500μs。

（2）分量B（中間電流）。

最大傳輸電荷量為10×（1±0.1）C；

平均電流為2×（1±0.2）kA；

持續(xù)時間小于等于5ms。

（3）分量C（持續(xù)電流）。

電流幅值為200～800A；

電荷傳輸量為200×（1±0.2）C；

持續(xù)時間為0.25～1s。

（4）分量D（重復放電電流）。

峰值電流為100×（1±0.1）kA；

作用積分為0.25×106（±20%）在500μs內；

持續(xù)時間小于等于500μs。

1.2 試驗方法

本試驗中所設計的組合波發(fā)生器能夠產生符合要求的雷電流分量A、B、C、D，其電路的基本拓撲結構如圖2所示，其中，C1為A（D）波儲能電容，C2為B波儲能電容，C3為C波的充電電源；Z1、Z2、Z3為調波器件；D1、D2為高壓硅堆；EUT為試驗件。

圖2 組合波發(fā)生器拓撲結構

充電完成后，閉合放電開關S，組合電流分量A（D）、B、C會施加于試驗件上，模擬真實雷電流的連續(xù)過程。試驗過程中，電流分量A、B、C、D通過分流器或傳感器采集顯示于示波器上，雷電流直接效應試驗原理如圖3所示。

圖3 雷電流直接效應試驗原理

將試驗件安裝好置于絕緣臺架，試驗中采用細小銅絲引弧，放電電極采用球形良導體，能夠耐受試驗電流產生的熔蝕，球形電極距離試驗件表面的距離為10mm，控制裝置依次導通放電開關KB、KC、KD，以離子弧的形式注入試驗件要求的波形，每注入點放電1次，每個試驗件只有1個放電位置且保證每次試驗放電位置相同。雷電流直接效應試驗現(xiàn)場實物如圖4所示。

圖4 雷電流直接效應試驗實物

2 試驗及其結果與分析

2.1 試驗對象

試件為飛機上2種常用的碳／環(huán)氧層壓復合材料板和碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯復合材料板，其材料為ⅡB型2類CF3011。層壓結構層數(shù)為10層，尺寸為300mm×300mm×2.3mm，鋪層方式為［45／90／－45／0］s，NOMEX蜂窩夾芯板結構尺寸為300mm×300mm×11.5mm。每個試驗平板的下邊緣連接一個鋁型材，用于鉆孔并安裝螺栓接地。試驗件2種結構的入擊點和接地點示意圖如圖5所示。

圖5 試驗件接地點和入擊點示意圖

試驗件一側根據實際需要采取不同的防護方式，試驗件的保護方式為表面貼銅網和表面涂PUB抗靜電涂料2種。為消除試驗結果的不確定性和隨機性，每種試驗件均有3件，進行3次重復試驗。

考慮到2種常用復合材料處于飛機上的2B區(qū)域，依據SAE ARP5416［14］標準，試驗應采用雷電流組合分量B、C和D進行雷電流復合材料沖擊試驗。典型的試驗電流波形及其參數(shù)如圖6所示。

2.2 表面貼銅網防護方式結果的對比

當模擬雷電流作用于試驗件時，巨大的能量瞬間釋放，離子弧通道以超音速向前傳播，一旦沖擊波遇到障礙，會對附近導體和結構造成破壞，引起復合材料板形變、燒蝕等現(xiàn)象。試驗后，對每個試驗件進行超聲C掃描圖探傷檢測，損傷面積檢測結果見表1所列。

圖6 雷電流復合材料沖擊試驗中典型的雷電流波形及參數(shù)

表1 表面貼銅網復合材料板損傷面積檢測結果 mm2

從表1可以看出，表面貼銅網防護方式下，碳／環(huán)氧層壓結構和碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯結構的復合材料板損傷情況差別很大，其中碳／環(huán)氧層壓結構試件受損面積平均值為8 597mm2，約是碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯結構試件受損面積平均值（1 155mm2）的7.44倍。從損傷結果推斷，碳／環(huán)氧層壓結構被組合雷電流擊中后，由于層與層之間的微小間隙使其內部空氣間隙所要求的擊穿電壓過小，從而造成層壓板的損傷面積較大，破壞較明顯。而蜂窩夾芯結構內部氣隙較大，要求的擊穿電壓高，故模擬雷電流B、C、D沒有對其造成較大沖擊，該現(xiàn)象符合Kawakami的層壓板損傷機理模型理論［15］。典型的試驗后試件受損超聲C掃描圖如圖7所示，圖7中黑色區(qū)域為損傷缺陷。易見，碳／環(huán)氧層壓結構復合材料板遭雷電流燒蝕、破壞得更嚴重，而碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯結構復合材料板遭雷電流燒蝕僅造成局部較小的多點損傷。

圖7 典型的銅網防護試件損傷超聲C掃描圖

2.3 表面涂PUB抗靜電涂料防護方式結果

涂有PUB抗靜電涂料的復合材料表面會降低靜電電荷積累，從而降低對機內電子電氣設備的干擾。表面涂有PUB抗靜電涂料的2種復合材料結構損傷情況見表2所列。從表2可看出，兩者的平均損傷面積均較大，其中碳／環(huán)氧層壓結構高達12 266mm2，而碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯結構也達到了9 312mm2，前者約是后者的1.32倍。典型的試件受損超聲C掃描圖如圖8所示，其中黑色區(qū)域為損傷缺陷，易見損傷面積都比較大。

表2 試件表面涂PUB抗靜電涂料損傷檢測結果 mm2

由表1和表2可知，表面貼銅網防護方式的損傷平均面積低于表面涂PUB抗靜電涂料的防護方式。對碳／環(huán)氧層壓結構復合材料板，表面涂PUB抗靜電涂料防護方式的平均損傷面積約是表面貼銅網防護方式的1.43倍。而對碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯結構復合材料板，表面涂PUB抗靜電涂料防護方式的平均損傷面積則是表面貼銅網防護方式的8.06倍，這表明表面貼銅網對碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯結構復合材料板防護能力的提高是顯著的。

圖8 典型的PUB抗靜電涂料防護試件損傷超聲C掃描圖

3 結 論

本文采用組合雷電流B、C、D分量對碳／環(huán)氧層壓結構和碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯結構的復合材料板雷電損傷效應進行了研究，并對比分析了表面貼銅網的防護方式與表面涂PUB抗靜電涂料的防護方式的復合材料板雷電流防護能力。結果表明：

（1）組合雷電流作用下，碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯結構的復合材料板的損傷（破壞）面積比碳／環(huán)氧層壓結構的復合材料板小，特別是采取表面貼銅網的防護措施的碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯結構復合材料板，其防護效果改進明顯。碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯結構的復合材料板比碳／環(huán)氧層壓結構的復合材料板雷電（流）防護能力好。

（2）組合雷電流作用下，復合材料板的表面貼銅網防護方式的平均損傷面積低于表面涂PUB抗靜電涂料防護方式，即表面貼銅網防護方式的效果比表面涂PUB抗靜電涂料防護方式好。

（3）不同結構、不同防護方式的復合材料承受雷電流的能力差別較大，飛機復合材料選型過程中需要綜合考慮多方面因素，以達到最優(yōu)化的設計要求。

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