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[摘 要]本文梳理了雷电防护常用标准体系，在飞机雷电防护技术基础上，分析了火箭特有飞行轨迹下雷电防护有哪些不同的特点及雷电防护研制及试验特殊的考核评价方法。
[关键词]飞机 火箭 雷电防护
中图分类号：U432 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2018）22-0110-01
引言
航天与航空两大领域，在对飞行物的防雷设计方面，有着相同的理论基础，也有各自不同的特点。
1.雷电防护考核常用标准
国内外航空领域的雷电标准已经经历了比较充分的积累，相对比较完善，包括防护要求和试验方法，且实施性比较强，目前国内相关系统内最常用可供参考的主要有以下标准。
a）GJB3567_99军用飞行器雷电防护鉴定试验方法
b）SAH ARP5412B飞行器雷电环境和相关实验波形
c）SAE ARP5416A飞行器雷电试验方法
SAE标准给出了用于雷击直接效应评估的A、B、C和D四类电压波形，代表了对飞机结构雷电附着评估重要的电场。SAE现标准给出的外部雷电流环境包括分量A、Ah、B、C、C*、D、H、多重冲击（MS）和多重脉冲（MB）波形，其中在原标准基础上，新标准规定直接效应也可采用分量Ah和C*评估，进一步丰富了直接效应评价体系。
2.飞机雷电防护工作介绍
从研制流程上看，飞机总体编制《雷电防护设计要求》，明确雷电分区、设备等级划分、雷电防护设计和试验要求，飞机各分系统分别据此开展防护设计工作。飞机的雷电防护工作从直接效应防护和间接效应防护两方面入手。对于雷电直接效应，重点关注复合材料结构的设计和验证、燃油系统的防护设计和验证。
飞机的雷电防护方法值得火箭和导弹借鉴，但火箭和导弹有其自身的特殊性，例如火箭、导弹外形、飞行轨迹、舱段链接结构、舱段材料特性、飞行速度、飞行高度、防护指标要求等均有所不同，必须在飞机防护技术基础上，开展有针对性的摸底试验和分析，在此基础上完成雷电防护设计及验证。
3.雷电防护差异分析
3.1 从发射和使用流程看，火箭及导弹分别涉及如下状态：铁路、公路运输状态、起竖垂直发射状态、水平及倾斜飞行状态、下压飞行段等；
3.2 全程飞行最大高度范围广，不同火箭和导弹飞行高度差异较大。由于雷电多发生在高度小于8-10km的云地放电和云间放电，因此，火箭及导弹面临的雷电环境主要考虑如下状态：地面长时间值班状态、起竖状态、发射上升段。防护设计主要包括3个方面，既整车雷电间接效应防护、全箭雷电直接效应防护、全箭雷电间接效应防护。
3.3 雷电分区主要包括1A区（雷电弧悬停在上面可能性较小的初始附着区域，如前锥，翼身前缘）、1B区（雷电弧悬停在上面可能性较大的初始附着区域，如弹头，尾翼后缘部位）、1C区（1A与2A区的过度区域，首次回击的幅度比1A区要小）、2A区（雷电弧悬停在上面可能性较小的扫掠冲击区域）、2B区（雷电弧悬停在上面可能性较大的扫掠冲击区域）等。由于火箭及导弹开展的分区摸底试验非常少，而防护方法制定的首要依据是箭体分区情况，所以应优先开展全箭雷电分区试验及分析工作。
3.4 飞行速度差异是飞机与导弹间最为明显的差异之一，飞机飞行速度约100m/s，远小于导弹的飞行速度，扫掠区的长度与其高度相关。
3.5 飞行姿态与实验方法的确定是密切联系的，飞机一般为水平飞行，分区试验很少涉及垂直状态，而火箭和导弹则重点关注试验件垂直摆放状态。
3.6 产品外形主要的区别在于长细比，飞机翼展大，火箭或导弹翼展明显缩小，呈现细长的圆柱形状。
3.7 箭体结构及材料特性关系到雷电防护设计细节，影响成败，需要通过大量摸底试验确定防护方案是否可行，可操作性是否满足要求。由于导弹及火箭飞行速度高，长时间在大气层内飞行，需要全箭表面设置防热结构层，而一般情况，这種热防护性能好的材料均导电性能差，给防雷击设计带来了更大的难度及复杂性。
4.摸底试验方案
从雷电防护系统设计的角度，应首先开展3项摸底试验，用于提出雷电防护设计及验证指标要求，指导雷电防护设计工作逐步迭代和深化开展。
4.1 分区试验方案
开展火箭及导弹缩比模型的雷电分区试验，确定雷电附着点的“入点”和“出点”，根据附着点的分布及统计结果，确定箭体初始附着区域，进而为雷电区域划分提供依据。一般缩比比例为1：10，模型材质为金属，最大尺寸约为2m。试验采用棒电极（或球电极）来模拟自然发生的雷电先导对箭体的接近，电极直径不超过50mm。试验中电极始终对准模型的中心，以反映飞行中所有可能出现的雷电先导接近箭体的情况。
4.2 试片直接效应试验方案
为考察箭体表面材料结构雷电防护措施的有效性，确定雷电对结构的损伤情况和损伤范围，为火箭及导弹结构设计方案的制定提供数据支持，需要开展大量试片级直接效应摸底试验。试验主要由电弧引入试验施加的电流量A、B、C、C*、D（为SAEARP5412B中规定的波形），对不同样件完成电弧引入试验，电流分量为连续注入方式。
4.3 典型舱内电气系统雷电感应环境测量
试验目的是测量在雷电流冲击下，箭体内外关键设备和线缆上的瞬态干扰，以指导单机设备开展雷电防护设计和试验。通过小量极电流注入试验，监测仪器舱内部关键设备处的开路电压和短路电流，线性外推至要求电流量级的感应电压和电流。
5.材料雷击损伤分析
5.1 复合材料损伤分析
复合材料层合板的雷击试验表明，复合材料的雷击损伤模式主要包括纤维断裂，基体破坏和分层三种。原因如下：纤维断裂是由于等离子体的高超音速冲击造成，基体破坏是由于空气击穿产生的高温放射热和复合材料本身的电阻热共同产生烧蚀和熔融所致，分层是由于基体的燃烧和热解使复合材料铺层间的界面介质击穿产生热爆所致。复合材料具有各向异性的电导性，电阻值与纤维体积数有关且影响复合材料的分层扩展方向，研究表明：分层扩展主要沿纤维方向，限制了其在厚度方向的扩展。试验表明，粘贴了铝网和铜网的复合材料板的雷击损伤面积较小，而没有防护措施的复合材料板出现了大面积的损伤区域。
5.2 金属部段损伤分析
金属部段具有足够的厚度时，仅在雷电作用下一般不会被烧蚀穿透。导弹或火箭起飞后，具有一定速度，端头部2mm铝板大约可使不被烧穿。但起飞前，导弹静止状态时，遭雷击后损伤比运动过程中所受损伤大得多。
5.3 弹体内部电气设备损伤分析
飞行器内部的电气设备可能因雷电产生的磁场而发生失效。弹体表面金属或非金属局部凸起部分应采取措施使雷电不直接传导至内部电气系统，还可通过电缆屏蔽，滤波，瞬态仰制等方式进行加固设计，使飞行器在雷电作用下不发生影响飞行成败的干扰。
6.结构加固
壳体结构外表面雷电防护主体方案一般为粘贴金属条，包覆铜网，透波罩粘贴断续式导流条，増设头部雷电引流区及尾部雷电驻留区等等，需通过试验确定上述材料的具体结构参数，确定舱段之间的街接方案。壳体外部包覆的雷电防护材料的外表面不能有覆盖物遮住，雷电防护材料将直接受气动热影响，要求在雷电高发区内，雷电防护材料要保证完整，没有烧蚀，雷电防护材料下面的防热层也要求是完整无烧蚀和脱落。
参考文献
[1] 虞昊.现代防雷技术基础[M].2版.北京：清华大学出版社，2005.
[2] 王富生，邱珠峰，刘志强，丁宁，姬尧尧.飞机复合材料结构雷击损伤评估和防护设计.北京：科学出版社，2016.
[3] 合肥航太电物理技术有限公司.航空器雷电防护技术.北京：航空工业出版社，2013.
[关键词]飞机 火箭 雷电防护
中图分类号：U432 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2018）22-0110-01
引言
航天与航空两大领域，在对飞行物的防雷设计方面，有着相同的理论基础，也有各自不同的特点。
1.雷电防护考核常用标准
国内外航空领域的雷电标准已经经历了比较充分的积累，相对比较完善，包括防护要求和试验方法，且实施性比较强，目前国内相关系统内最常用可供参考的主要有以下标准。
a）GJB3567_99军用飞行器雷电防护鉴定试验方法
b）SAH ARP5412B飞行器雷电环境和相关实验波形
c）SAE ARP5416A飞行器雷电试验方法
SAE标准给出了用于雷击直接效应评估的A、B、C和D四类电压波形，代表了对飞机结构雷电附着评估重要的电场。SAE现标准给出的外部雷电流环境包括分量A、Ah、B、C、C*、D、H、多重冲击（MS）和多重脉冲（MB）波形，其中在原标准基础上，新标准规定直接效应也可采用分量Ah和C*评估，进一步丰富了直接效应评价体系。
2.飞机雷电防护工作介绍
从研制流程上看，飞机总体编制《雷电防护设计要求》，明确雷电分区、设备等级划分、雷电防护设计和试验要求，飞机各分系统分别据此开展防护设计工作。飞机的雷电防护工作从直接效应防护和间接效应防护两方面入手。对于雷电直接效应，重点关注复合材料结构的设计和验证、燃油系统的防护设计和验证。
飞机的雷电防护方法值得火箭和导弹借鉴，但火箭和导弹有其自身的特殊性，例如火箭、导弹外形、飞行轨迹、舱段链接结构、舱段材料特性、飞行速度、飞行高度、防护指标要求等均有所不同，必须在飞机防护技术基础上，开展有针对性的摸底试验和分析，在此基础上完成雷电防护设计及验证。
3.雷电防护差异分析
3.1 从发射和使用流程看，火箭及导弹分别涉及如下状态：铁路、公路运输状态、起竖垂直发射状态、水平及倾斜飞行状态、下压飞行段等；
3.2 全程飞行最大高度范围广，不同火箭和导弹飞行高度差异较大。由于雷电多发生在高度小于8-10km的云地放电和云间放电，因此，火箭及导弹面临的雷电环境主要考虑如下状态：地面长时间值班状态、起竖状态、发射上升段。防护设计主要包括3个方面，既整车雷电间接效应防护、全箭雷电直接效应防护、全箭雷电间接效应防护。
3.3 雷电分区主要包括1A区（雷电弧悬停在上面可能性较小的初始附着区域，如前锥，翼身前缘）、1B区（雷电弧悬停在上面可能性较大的初始附着区域，如弹头，尾翼后缘部位）、1C区（1A与2A区的过度区域，首次回击的幅度比1A区要小）、2A区（雷电弧悬停在上面可能性较小的扫掠冲击区域）、2B区（雷电弧悬停在上面可能性较大的扫掠冲击区域）等。由于火箭及导弹开展的分区摸底试验非常少，而防护方法制定的首要依据是箭体分区情况，所以应优先开展全箭雷电分区试验及分析工作。
3.4 飞行速度差异是飞机与导弹间最为明显的差异之一，飞机飞行速度约100m/s，远小于导弹的飞行速度，扫掠区的长度与其高度相关。
3.5 飞行姿态与实验方法的确定是密切联系的，飞机一般为水平飞行，分区试验很少涉及垂直状态，而火箭和导弹则重点关注试验件垂直摆放状态。
3.6 产品外形主要的区别在于长细比，飞机翼展大，火箭或导弹翼展明显缩小，呈现细长的圆柱形状。
3.7 箭体结构及材料特性关系到雷电防护设计细节，影响成败，需要通过大量摸底试验确定防护方案是否可行，可操作性是否满足要求。由于导弹及火箭飞行速度高，长时间在大气层内飞行，需要全箭表面设置防热结构层，而一般情况，这種热防护性能好的材料均导电性能差，给防雷击设计带来了更大的难度及复杂性。
4.摸底试验方案
从雷电防护系统设计的角度，应首先开展3项摸底试验，用于提出雷电防护设计及验证指标要求，指导雷电防护设计工作逐步迭代和深化开展。
4.1 分区试验方案
开展火箭及导弹缩比模型的雷电分区试验，确定雷电附着点的“入点”和“出点”，根据附着点的分布及统计结果，确定箭体初始附着区域，进而为雷电区域划分提供依据。一般缩比比例为1：10，模型材质为金属，最大尺寸约为2m。试验采用棒电极（或球电极）来模拟自然发生的雷电先导对箭体的接近，电极直径不超过50mm。试验中电极始终对准模型的中心，以反映飞行中所有可能出现的雷电先导接近箭体的情况。
4.2 试片直接效应试验方案
为考察箭体表面材料结构雷电防护措施的有效性，确定雷电对结构的损伤情况和损伤范围，为火箭及导弹结构设计方案的制定提供数据支持，需要开展大量试片级直接效应摸底试验。试验主要由电弧引入试验施加的电流量A、B、C、C*、D（为SAEARP5412B中规定的波形），对不同样件完成电弧引入试验，电流分量为连续注入方式。
4.3 典型舱内电气系统雷电感应环境测量
试验目的是测量在雷电流冲击下，箭体内外关键设备和线缆上的瞬态干扰，以指导单机设备开展雷电防护设计和试验。通过小量极电流注入试验，监测仪器舱内部关键设备处的开路电压和短路电流，线性外推至要求电流量级的感应电压和电流。
5.材料雷击损伤分析
5.1 复合材料损伤分析
复合材料层合板的雷击试验表明，复合材料的雷击损伤模式主要包括纤维断裂，基体破坏和分层三种。原因如下：纤维断裂是由于等离子体的高超音速冲击造成，基体破坏是由于空气击穿产生的高温放射热和复合材料本身的电阻热共同产生烧蚀和熔融所致，分层是由于基体的燃烧和热解使复合材料铺层间的界面介质击穿产生热爆所致。复合材料具有各向异性的电导性，电阻值与纤维体积数有关且影响复合材料的分层扩展方向，研究表明：分层扩展主要沿纤维方向，限制了其在厚度方向的扩展。试验表明，粘贴了铝网和铜网的复合材料板的雷击损伤面积较小，而没有防护措施的复合材料板出现了大面积的损伤区域。
5.2 金属部段损伤分析
金属部段具有足够的厚度时，仅在雷电作用下一般不会被烧蚀穿透。导弹或火箭起飞后，具有一定速度，端头部2mm铝板大约可使不被烧穿。但起飞前，导弹静止状态时，遭雷击后损伤比运动过程中所受损伤大得多。
5.3 弹体内部电气设备损伤分析
飞行器内部的电气设备可能因雷电产生的磁场而发生失效。弹体表面金属或非金属局部凸起部分应采取措施使雷电不直接传导至内部电气系统，还可通过电缆屏蔽，滤波，瞬态仰制等方式进行加固设计，使飞行器在雷电作用下不发生影响飞行成败的干扰。
6.结构加固
壳体结构外表面雷电防护主体方案一般为粘贴金属条，包覆铜网，透波罩粘贴断续式导流条，増设头部雷电引流区及尾部雷电驻留区等等，需通过试验确定上述材料的具体结构参数，确定舱段之间的街接方案。壳体外部包覆的雷电防护材料的外表面不能有覆盖物遮住，雷电防护材料将直接受气动热影响，要求在雷电高发区内，雷电防护材料要保证完整，没有烧蚀，雷电防护材料下面的防热层也要求是完整无烧蚀和脱落。
参考文献
[1] 虞昊.现代防雷技术基础[M].2版.北京：清华大学出版社，2005.
[2] 王富生，邱珠峰，刘志强，丁宁，姬尧尧.飞机复合材料结构雷击损伤评估和防护设计.北京：科学出版社，2016.
[3] 合肥航太电物理技术有限公司.航空器雷电防护技术.北京：航空工业出版社，2013.