Установка для испытаний летательных аппаратов на молниестойкость

Установка для испытаний летательных аппаратов на молниестойкость

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано при испытаниях по определению наводимых молнией в межблочных электрических жгутах объектов различного назначения напряжений и токов, а именно в области испытаний молниезащиты летательных аппаратов с помощью высоковольтных испытательных установок.

Уровень техники.

Известна испытательная установка, содержащая конденсаторные накопители энергии для получения импульсных компонент испытательного тока и аккумуляторную батарею для получения постоянной составляющей, управляемые искровые разрядники, формирующие импульс тока элементы, шунтирующие устройства (см. Кужекин И.П., Ларионов В.П., Прохоров Е.Н. Молния и молниезащита. - М:, «ЗНАК», 2003, стр. 280-283). Принципиальная схема испытательной установки приведена на фиг.3.

Известна также установка, включающая генератор токовых импульсов, контрольно-измерительную аппаратуру, оптоволоконную линию передачи, изолированный источник питания, заземленную плоскость, соединительные токоведущие провода (SAE ARP5416. Society of Automotive Engineers. Aerospace Recommended Practice. Aircraft Lightning Test Methods. 2005 г). Принципиальная схема испытательной установки приведена на фиг.4.

Известна установка, включающая измерительную систему импульсных токов и напряжений, токоведущие и измерительные проводники, генератор импульсов тока, состоящий из конденсаторного накопителя энергии, высоковольтного управляемого искрового разрядника, блока управления. Принципиальная схема испытательной установки приведена на фиг.5. Импульс тока вводится в объект испытаний через искровой промежуток, одновременно осуществляется осциллографирование наводимых в межблочных жгутах испытываемого оборудования токов и напряжений (RTCA/DO-160D. "Environmental Conditions and Test Procedures for Airborne Equipment", Section 22 "Lightning Induced Transient Susceptibility", 2004.).

В вышеописанных установках для исследования на молниестойкость при срабатывании искровых разрядников на элементах схемы происходит скачок напряжения с достаточно крутым фронтом, что приводит к высокочастотным колебательным процессам в контуре разряда, параметры которых определяются, в основном, паразитными емкостными связями между элементами контура разряда, примыкающими к управляемому искровому разряднику, и остальными элементами схемы, в которых развиваются колебательные процессы, при этом устранить генерацию сигнала помехи известными методами не удается.

Наиболее близким к предлагаемой установке является установка для испытаний летательных аппаратов на молниестойкость (патент РФ №44104, 16.01.04 г. «Установка для испытания летательных аппаратов на молниестойкость»), позволяющая отделить сигнал помехи от полезного сигнала, включающая конденсаторный накопитель энергии, блок управления, измерительную систему, формирующие элементы, два последовательно включенных в контур разряда коммутатора, первый из которых управляемый искровой разрядник, а второй коммутатор с тлеющим разрядом, срабатывающий с задержкой по времени относительно начала включения управляемого искрового коммутатора. Задержка срабатывания второго коммутатора составляет по времени 1-10 мкс относительно начала включения управляемого искрового коммутатора. Напряжение срабатывания второго коммутатора не менее 0,2 от напряжения срабатывания управляемого искрового коммутатора. Принципиальная схема испытательной установки приведена на фиг.6.

Основным фактором, определяющим возникновение паразитных колебаний тока, является зарядка токоведущих цепей на участке А-Б (см. фиг.6) контура разряда при срабатывании управляемого разрядника, имеющего малые времена срабатывания и наличие емкостных связей между токоведущими элементами контура разряда. Введение второго коммутатора с тлеющим разрядом со временем срабатывания 1-10 мкс позволяет осуществить воздействие в то время, когда паразитные колебания снижаются до 3-5% от уровня полезного сигнала.

За счет емкостных связей сигнал помехи может на два порядка превышать полезный сигнал. Это обстоятельство приводит к тому, что регистрирующие устройства работают с весьма большими перегрузками, а в некоторых случаях уровень сигнала помехи, предшествующего полезному, может приводить к повреждениям входного тракта измерительного устройства.

Техническая задача, на достижение которой направлено изобретение, заключается в разработке установки для испытаний летательных аппаратов на молниестойкость, в которой ослабление паразитных емкостных связей участка цепи коммутаторов с остальными элементами схемы и испытываемым объектом осуществляется с одновременным разделением во времени сигналов помехи и полезного сигнала, за счет чего обеспечивается снижение уровня сигнала помехи до уровня, равного или незначительно превышающего полезный сигнал.

Для достижения этого технического результата в установке для испытаний летательных аппаратов на молниестойкость, включающей зарядное устройство, измерительные системы контуров разряда и объекта испытаний, конденсаторный накопитель энергии, контур разряда, состоящий из последовательно соединенных шунта, испытываемого самолета, формирующих элементов, двух коммутаторов, первый из которых - управляемый искровой разрядник, а второй коммутатор - срабатывающий с задержкой по времени относительно начала включения управляемого искрового коммутатора, напряжение срабатывания второго коммутатора не менее 0,2 от напряжения срабатывания управляемого искрового коммутатора, согласно изобретению первый электрод первого коммутатора и первый электрод второго коммутатора соединены между собой проводником длиной не более 1-2 см, образуя коммутаторы с общим электродом. Второй электрод управляемого искрового разрядника и общий электрод заключены в металлический экран, выполненный в виде стакана с дном, соединенным со вторым электродом управляемого искрового разрядника и подсоединенным непосредственно к высоковольтному выводу конденсаторного накопителя энергии.

Расстояние от первого электрода второго коммутатора до края стакана должно составлять не менее двух диаметров стакана. Второй электрод второго коммутатора присоединен к формирующим элементам контура разряда.

Контур разряда, выполненный с использованием коммутаторов с общим электродом, а также экранирование общего электрода металлическим экраном, соединенным с вторым (высоковольтным) электродом управляемого искрового разрядника и подсоединенным непосредственно к высоковольтному выводу накопительного конденсатора, являются существенными отличительными признаками, что обеспечивает уменьшение паразитных емкостных связей Сп участка цепи от емкостного накопителя энергии до второго коммутатора с испытываемым объектом, приводящее к снижению в 30-50 раз уровня высокочастотной помехи с сокращением ее длительности до 1-2 мкс.

Предлагаемая установка для испытаний летательных аппаратов на молниестойкость иллюстрируется на фиг.1-2.

На фиг.1. приведена заявляемая схема установки для испытаний летательных аппаратов на молниестойкость, где

1 - зарядное устройство;

2, 3 - измерительные системы контуров разряда и объекта испытаний;

4 - контур разряда;

5 - объект испытаний - испытываемый самолет;

11 - коммутаторы с общим электродом;

Сн - емкость конденсаторного накопителя;

Lф, Rф - элементы, формирующие разрядный импульс;

Rш - токовый шунт;

Сп - паразитные емкости.

На фиг.2. приведена схема коммутаторов с общим электродом, где

6 - первый коммутатор (управляемый искровой разрядник);

7 - второй коммутатор (коммутатор с тлеющим разрядом);

8 - первый электрод управляемого искрового разрядника;

9 - первый электрод коммутатора с тлеющим разрядом;

10 - проводник, связывающий первые электроды обоих коммутаторов.

12 - общий электрод;

13 - второй (высоковольтный) электрод управляемого искрового разрядника;

14 - металлический экран;

15 - второй электрод коммутатора с тлеющим разрядом.

На фиг.3. представлена схема установки для испытания летательных аппаратов на молниестойкость, где

5 - объект испытаний;

С1, С2, С4 - конденсаторные накопители;

R2, R3 - формирующие сопротивления;

LI, L2, L3, L4 - формирующие индуктивности;

СР1, СР2, СР3, СР4 - управляемые искровые разрядники;

ШУ1, ШУ2 - шунтирующие устройства;

Сп - паразитные емкости между элементами контура разряда.

На фиг.4. показана принципиальная схема установки для испытания летательных аппаратов на молниестойкость, приведенная в SAE ARP5416, где

5 - объект испытаний;

17 - генератор токовых импульсов;

18 - контрольно-измерительная аппаратура;

19, 20 - оптоволоконные приемник, передатчик;

21 - изолированный источник питания;

22 - соединение вертолета на заземленную плоскость.

На фиг.5. изображена схема установки для испытания летательных аппаратов на молниестойкость, приведенная в (RTCA/DO-160D), где

5 - объект испытаний;

V - высоковольтный источник постоянного напряжения;

RЗ - зарядное сопротивление;

R1 - дополнительное сопротивление,

R2 - нагрузочное сопротивление,

L1 - формирующая индуктивность;

СР - управляемый искровой разрядник;

Сп - паразитные емкости между элементами контура разряда.

На фиг.6. показана схема установки для испытания летательных аппаратов на молниестойкость, приведенная в патенте РФ №44104, где

2, 3 - измерительные системы контуров разряда и объекта испытаний;

5 - объект испытаний;

6 - управляемый искровой разрядник;

7 - коммутатор с тлеющим разрядом;

16 - блок управления;

С_Н - емкость конденсаторного накопителя;

L_Ф, R_Ф - формирующие элементы;

R_Ш - токовый шунт.

На фиг.7а, 7б представлены типичные соотношения уровней помех и напряжений, наводимых в бортовых электроцепях при испытаниях на установках, приведенных в SAE ARP5416 и в патенте РФ №44104, где

23 - напряжение. В;

24 - время, мкс;

25 - сигнал помехи;

26 - осциллограмма напряжения в э/цепи.

На фиг.8. даны соотношения уровней помех и напряжений, наводимых в бортовых электроцепях при испытаниях на заявляемой установке, где

23 - напряжение. В;

24 - время, мкс;

25 - сигнал помехи;

26 - осциллограмма напряжения в э/цепи.

Осуществление заявляемой установки.

Установка для испытаний летательных аппаратов на молниестойкость (см. фиг.1), включает зарядное устройство 1, измерительные системы контура разряда 2 и контура объекта испытаний 3, конденсаторный накопитель энергии Сн, контур разряда 4, состоящий из последовательно соединенных шунта Rш, испытываемого самолета 5, формирующих элементов Lф, Rф, двух коммутаторов (см. фиг.2), первый из которых 6 - управляемый искровой разрядник, а второй коммутатор 7 - срабатывающий с задержкой по времени относительно начала включения управляемого искрового коммутатора, напряжение срабатывания второго коммутатора не менее 0,2 от напряжения срабатывания управляемого искрового коммутатора. Для снижения уровня возникающих паразитных помех первый электрод 8 первого коммутатора 6 и первый электрод 9 второго коммутатора 7 соединены между собой проводником 10 длиной не более 1-2 см, образуя коммутаторы 11 с общим электродом 12. Второй электрод управляемого искрового разрядника 13 и общий электрод заключены в металлический экран 14, выполненный в виде стакана с дном, соединенным со вторым электродом управляемого искрового разрядника и подсоединенным непосредственно к высоковольтному выводу конденсаторного накопителя энергии Сн, а второй электрод 15 второго коммутатора 7 присоединен к формирующим элементам контура разряда Lф, Rф.

Для обеспечения приемлемого уровня экранирования расстояние h от первого электрода 9 коммутатора с тлеющим разрядом 7 до края стакана должно составлять не менее двух диаметров стакана.

Таким образом, выполнение заявленной установки обеспечивает уменьшение емкостных связей Сп общего электрода 12 с элементами контура разряда, сокращение времени существования высокочастотного сигнала помехи до 1-2 мкс и снижение в 30-50 раз величины высокочастотной помехи до уровня, равного или незначительно превышающего полезный сигнал.

Работа установки.

Работа предложенной установки поясняется схемами, приведенными на фиг.1 и фиг.2. После подачи управляющего сигнала на коммутатор с общим электродом 11 происходит искровой пробой воздушного промежутка между электродами 8 и 13 управляемого искрового разрядника 6, емкость общего электрода 12 за время, меньшее, чем 0,1 мкс, заряжается до напряжения, равного зарядному напряжению накопительного конденсатора Сн. При этом происходит ударное возбуждение контуров, включающих элементы контура разряда и емкость общего электрода 12. Металлический экран 14 в виде стакана с расстоянием h от электрода 9 до края стакана, составляющим не менее двух диаметров стакана, снижает значение емкости Сп общего электрода 12 относительно других элементов контура разряда в десятки раз.

После пробоя промежутка между электродами 8 и 13 коммутатора 6 в течение времени от 1 до 10 мкс происходит плавный переход промежутка между электродами 9 и 15 коммутатора 7 от непроводящего состояния к проводящему за счет возбуждения тлеющего (таунсендовского) разряда. В этом случае отсутствует ударное возбуждение контура разряда, и паразитные колебания практически не возникают. При этом существенно ослабляется уровень высокочастотной помехи 25 (см. фиг.8) в контуре разряда 4.

В результате контрольных экспериментов были получены осциллограммы напряжений в одной и той же цепи при испытаниях на установках, приведенных в SAE ARP5416, в патенте РФ №44104, и в заявленной установке. Сравнение соотношений уровней помех и напряжений, наводимых в бортовых электроцепях при испытаниях на известных и заявленной установках, показывает эффективность работы заявленной установки, что иллюстрируется фиг.7а, 7б и фиг.8. Ослабление емкостных связей за счет изменения конструкции коммутаторов приводит к существенному (в 30-50 раз) снижению уровня колебаний вплоть до значений, не превышающих уровень полезного сигнала (см. фиг.8).

Таким образом, уменьшение емкостных связей участка схемы между коммутаторами с элементами испытательной схемы за счет уменьшения паразитной емкости общего электрода приводит к снижению в 30-50 раз амплитуд, возникающих в контуре разряда высокочастотных затухающих колебаний после срабатывания управляемого искрового разрядника, и уменьшению их длительности в несколько раз. Участки разрядной цепи, подключенные ко второму электроду второго коммутатора, не возбуждают высокочастотных (волновых) процессов в результате замедленного срабатывания (зажигания) дополнительного коммутатора, реализующего «таунсендовский» механизм зажигания разряда.

1. Установка для испытаний летательных аппаратов на молниестойкость, включающая зарядное устройство, измерительные системы контуров разряда и объекта испытаний, контур разряда, состоящий из последовательно соединенных шунта, конденсаторного накопителя энергии, двух коммутаторов, первый из которых - управляемый искровой разрядник, а второй коммутатор - срабатывающий с задержкой по времени относительно начала включения управляемого искрового коммутатора, напряжение срабатывания второго коммутатора не менее 0,2 от напряжения срабатывания управляемого искрового коммутатора, формирующих элементов, отличающаяся тем, что первый электрод первого коммутатора и первый электрод второго коммутатора соединены между собой проводником длиной не более 1-2 см, образуя коммутаторы с общим электродом, второй электрод управляемого искрового разрядника и общий электрод заключены в металлический экран, выполненный в виде стакана с дном, соединенным со вторым электродом управляемого искрового разрядника и подсоединенным непосредственно к высоковольтному выводу конденсаторного накопителя энергии, а второй электрод второго коммутатора присоединен к формирующим элементам контура разряда.

2. Установка для испытаний летательных аппаратов на молниестойкость по п.1, отличающаяся тем, что расстояние от первого электрода второго коммутатора до края стакана должно составлять не менее двух диаметров стакана.