胡 好， 姚 紅， 司曉亮， 仇善良， 段澤民

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

在現(xiàn)代航空航天技術(shù)中，為減輕航天器質(zhì)量和提高飛機測控系統(tǒng)性能而采用的復(fù)合材料技術(shù)和微電子測控技術(shù)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(jié)構(gòu)大多選用復(fù)合材料，復(fù)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(fù)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(nèi)，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(nèi)外學(xué)者對復(fù)合材料的應(yīng)用［3－4］及一般燒蝕損傷進行了大量研究［5－7］，而對于復(fù)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(fù)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(shù)探測層合板內(nèi)部損傷，結(jié)果表明，不同沖擊參數(shù)下的雷電流產(chǎn)生的焦耳熱對復(fù)合材料層合板破壞方式產(chǎn)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(yīng)角度對碳纖維復(fù)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(fù)合材料的損傷機制。但其施加在復(fù)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(jù)IEC（International Electrotechnical Commission）和國家標(biāo)準(zhǔn)的相關(guān)要求，進行此類試驗所使用的沖擊電源應(yīng)為組合波發(fā)生器［11－12］（Combination Wave Generator，簡稱CWC）。目前，有部分學(xué)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(jié)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(fù)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(chǎn)生雷電流B、C、D分量［10］對飛機復(fù)合材料板進行雷電流直接效應(yīng)試驗研究，采用復(fù)合電流分量能更真實地反映雷電流對飛機復(fù)合材料的影響，能對復(fù)合材料板的雷電直接效應(yīng)防護能力進行更準(zhǔn)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(jié)構(gòu)復(fù)合材料板的雷電損傷及其防護優(yōu)劣性。

試驗結(jié)果表明，相同的防護方式下，碳／環(huán)氧層壓復(fù)合材料板比碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯復(fù)合材料板遭受雷電流時損傷面積較大；相同結(jié)構(gòu)下，表面貼銅網(wǎng)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(fù)合材料板，表面貼銅網(wǎng)效果是顯著的。本文試驗方法可為其他復(fù)合材料雷電流直接效應(yīng)試驗提供參考，為今后完善復(fù)合材料設(shè)計及造型提供試驗依據(jù)。

1 試驗描述

1.1 試驗波形要求

現(xiàn)有國際公認(rèn)標(biāo)準(zhǔn)SAE ARP5412［10］給出了雷電流直接效應(yīng)沖擊試驗的電流分量波形A、B、C、D，其波形及相關(guān)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(xué)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(biāo)準(zhǔn)模擬雷電流波形

（1）分量A第1次回?fù)綦娏鳎?/p>

峰值電流為200×（1±0.1）kA；

作用積分為2×106（±20%）在500μs內(nèi)；

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(fù)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(nèi)；

持續(xù)時間小于等于500μs。

1.2 試驗方法

本試驗中所設(shè)計的組合波發(fā)生器能夠產(chǎn)生符合要求的雷電流分量A、B、C、D，其電路的基本拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)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(diào)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?fù)浣Y(jié)構(gòu)

充電完成后，閉合放電開關(guān)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(yīng)試驗原理如圖3所示。

圖3 雷電流直接效應(yīng)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(dǎo)體，能夠耐受試驗電流產(chǎn)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(dǎo)通放電開關(guān)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(yīng)試驗現(xiàn)場實物如圖4所示。

圖4 雷電流直接效應(yīng)試驗實物

2 試驗及其結(jié)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(fù)合材料板和碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯復(fù)合材料板，其材料為ⅡB型2類CF3011。層壓結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)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(cè)根據(jù)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(wǎng)和表面涂PUB抗靜電涂料2種。為消除試驗結(jié)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(fù)試驗。

考慮到2種常用復(fù)合材料處于飛機上的2B區(qū)域，依據(jù)SAE ARP5416［14］標(biāo)準(zhǔn)，試驗應(yīng)采用雷電流組合分量B、C和D進行雷電流復(fù)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(wǎng)防護方式結(jié)果的對比

當(dāng)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(dǎo)體和結(jié)構(gòu)造成破壞，引起復(fù)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(jié)果見表1所列。

圖6 雷電流復(fù)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(wǎng)復(fù)合材料板損傷面積檢測結(jié)果 mm2

從表1可以看出，表面貼銅網(wǎng)防護方式下，碳／環(huán)氧層壓結(jié)構(gòu)和碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料板損傷情況差別很大，其中碳／環(huán)氧層壓結(jié)構(gòu)試件受損面積平均值為8 597mm2，約是碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)試件受損面積平均值（1 155mm2）的7.44倍。從損傷結(jié)果推斷，碳／環(huán)氧層壓結(jié)構(gòu)被組合雷電流擊中后，由于層與層之間的微小間隙使其內(nèi)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(jié)構(gòu)內(nèi)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(jié)構(gòu)復(fù)合材料板遭雷電流燒蝕、破壞得更嚴(yán)重，而碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)復(fù)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(wǎng)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(jié)果

涂有PUB抗靜電涂料的復(fù)合材料表面會降低靜電電荷積累，從而降低對機內(nèi)電子電氣設(shè)備的干擾。表面涂有PUB抗靜電涂料的2種復(fù)合材料結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)高達12 266mm2，而碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)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(jié)果 mm2

由表1和表2可知，表面貼銅網(wǎng)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(jié)構(gòu)復(fù)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(wǎng)防護方式的1.43倍。而對碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)復(fù)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(wǎng)防護方式的8.06倍，這表明表面貼銅網(wǎng)對碳／環(huán)氧NOMEX蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)復(fù)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(jié) 論

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

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

（2）組合雷電流作用下，復(fù)合材料板的表面貼銅網(wǎng)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(wǎng)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(jié)構(gòu)、不同防護方式的復(fù)合材料承受雷電流的能力差別較大，飛機復(fù)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(shè)計要求。

［1］段澤民，曹凱風(fēng)，程振革，等.飛機雷電防護實驗與波形［J］.高電壓技術(shù)，2000，26（4）：61－63.

［2］Rupke E.Lightning direct effect handbook，AGATEWP3.1－031027－043－Design Guideline［R］.Pittsfield：Lightning Technologies Inc，2002.

［3］章 琳，張緒平.CFRP與GFRP加固修復(fù)鋼梁的對比試驗研究［J］.合肥工業(yè)大學(xué)學(xué)報：自然科學(xué)版，2009，32（8）：1253－1255，1259.

［4］孫愛琴，王建國.復(fù)合材料層合板振動主動控制的方法研究［J］.合 肥 工 業(yè) 大 學(xué) 學(xué) 報：自 然 科 學(xué) 版，2005，28（10）：1312－1316.

［5］Zhang X Y.Coupled simulation of heat transfer and temperature of the composite rocket nozzle wall［J］.Aerospace Science and Technology，2011，15（3）：402－408.

［6］Gou J，Tang Y，Liang F，et al.Carbon nanofiber paper for lightning strike protection of composite materials［J］.Composites：Part B，2010，41（2）：192－198.

［7］Ogasawara T，Aoki T，Hassan MS A，et al.Ablation behavior of SiC fiber／carbon matrix composites under simulated atmospheric reentry conditions［J］.Composites Part A：Applied Science and Manufacturing，2011，42 （3）：221－228.

［8］Hirano Y，Katsumata S，Iwahori Y，et al.Artificial lightning testing on graphite／epoxy composite laminate［J］.Composites Part A：Applied Science and Manufacturing，2010，41（10）：1461－1470.

［9］Ogasawara T，Hirano Y，Yoshimura A，et al.Coupled thermal－electrical analysis for carbon fiber／epoxy composites exposed to simulated lightning current［J］.Composites Part A：Applied Science and Manufacturing，2010，41（8）：973－981.

［10］SAE ARP 5412A－2005，Aircraft lightning environment and related test waveforms［S］.

［11］IEC61643－21，Surge protective devices connected to telecommunication and signaling networks，performance requirements and testing methods［S］.

［12］GB／T 17626.5－2008，電磁兼容試驗和測量技術(shù)：浪涌（沖擊）抗擾度實驗［S］.

［13］Wang B，Huang X H，F(xiàn)u Z C.Design and implementation of continuous multiple impulse current generator for aircraft lightning protection test［C］／／2012International Conference on High Voltage Engineering and Application（ICHVE），Shanghai，China，2012：89－91.

［14］SAE ARP 5416，Aerospace recommended practice ARP 5416aircraft lightning test methods［S］.

［15］Kawakami H，F(xiàn)eraboli P.Lightning strike damage resistance and tolerance of scarf－repaired mesh－protected carbon fiber composites ［J］.Composites Part A：Applied Science and Manufacturing，2011，42（9）：1247－1262.