CN114779020A - 飞机油箱雷电防护设计的验证系统和方法 - Google Patents

Abstract

本公开涉及飞机油箱雷电防护设计的验证系统和方法。该验证系统包括闪电电流波形发生装置和验证试验气体的可燃性的试验气体燃爆验证装置。该试验气体燃爆验证装置可将气体燃爆产生的冲击能量与被测的飞机油箱完全分隔开，大大降低气体燃爆冲击造成被测飞机油箱结构破损的风险。另外，该验证系统还包括气密性检测系统，用于在试验前对被测飞机油箱和试验台架的气密性进行检测，可以大大降低由于试验气体泄漏导致试验无效的比例。被测飞机油箱还通过充气、排气管路连接将飞机油箱盒段内多个隔舱进行分组，便于灵活地、有针对性的开展检测试验，并有助于点火源定位。闪电电流波形发生装置采用布置灵活、方便就近接入的汇流条连接形式。

Description

飞机油箱雷电防护设计的验证系统和方法

技术领域

本公开涉及一种飞机油箱及其雷电防护设计的验证系统和方法。所述系统和方法用于检测飞机油箱在遭受闪电雷击情况下会否在燃油箱内部产生电弧、电火花等可能引发燃油箱爆炸的危险点火源、进而判断飞机油箱雷电防护设计是否有效。

背景技术

闪电雷击是飞机安全运行中面临的巨大威胁。如果飞机设计时未采用有效的雷电防护设计，则当飞机遭遇到闪电雷击时，将可能在飞机油箱内部产生电弧、电火花等点火源，引发飞机油箱爆炸，进而导致严重的航空事故。

闪电点火源检测试验是检测和验证飞机油箱系统所采用雷电防护设计措施是否有效的重要手段和方法。

但由于闪电试验容易对被测飞机油箱造成不可逆转的破坏性影响，如可能引发的爆炸冲击、电压累积效应等等不利影响。

本公开针对但不限于上述因素进行了改进。

发明内容

为此，本公开提供了一种飞机油箱及其雷电防护设计的验证系统和方法。该飞机油箱是参照真实飞机的装机构型来制造的，且相应的验证系统和验证方法能够对该飞机油箱进行高效、低成本的闪电试验，从而大大降低在真实飞机的整个油箱上开展闪电试验的难度，缩短试验周期，并降低成本。

根据本公开的第一方面，提供了一种用于检验飞机油箱的雷电防护设计的有效性的系统，所述系统包括闪电电流波形发生装置和用于验证试验气体的可燃性的试验气体燃爆验证装置，所述闪电电流波形发生装置用于将闪电电流波形输出到所述飞机油箱以模拟真实雷电效果，其中所述飞机油箱包括：

在所述飞机油箱内部的一个或多个结构肋板，所述一个或多个结构肋板将所述飞机油箱的内部分隔成多个隔舱；

对于每一隔舱，其包括：

设置在该隔舱的第一结构梁上的充气管嘴，用于将试验气体接收到该隔舱中；

设置在该隔舱的第二结构梁上的排气管嘴，用于排出该隔舱中的气体；

其中所述第一结构梁是结构前梁和结构后梁中的一者且所述第二结构梁是结构前梁和结构后梁中的另一者，并且所述多个隔舱被分成多组，并且其中各组隔舱之间的结构肋板上的孔是使用可拆卸的非导电材料来封闭的，使得各组隔舱相互密闭地隔开。

根据一实施例，所述闪电电流波形发生装置包括：分别用于产生满足标准SAEARP5412要求的四种闪电电流波形A波、B波、C波和D波的四个发生器；用于将四个发生器产生的A波、B波、C波和D波电流分量进行汇流的闪电电流波形输出汇流条；与所述闪电电流波形输出汇流条进行电搭接的第一平板电极；闪电电流接地回路汇流条；与闪电电流接地回路汇流条进行电搭接的第二平板电极。

根据另一实施例，所述第一平板电极和所述第二平板电极是采用多组等间距布置的紧固件来与所述飞机油箱进行电搭接的。

根据又一实施例，所述系统还包括用于检测飞机油箱的气密性的气密性检测装置。

根据又一实施例，所述气密性检测装置包括用于向所述飞机油箱的所述多个隔舱充入空气的增压风机以及用于监测所述飞机油箱与外界之间的压差的压差表。

根据又一实施例，所述试验气体燃爆验证装置包括试验气体燃爆验证腔体、布置在所述试验气体燃爆验证腔体内部的放电电极，所述放电电极通过导线连接到所述试验气体燃爆验证腔体外部的电火花激发器。

根据又一实施例，所述试验气体燃爆验证腔体由透明材料制成并且布置有充气管嘴、排气管嘴、外开释压风门和内开补气风门，其中所述充气管嘴和所述排气管嘴呈斜对角线方向布置在所述试验气体燃爆验证腔体两端的上、下端角处，所述充气管嘴连接到所述飞机油箱的所述多个隔舱中的每一隔舱的排气管嘴,所述外开释压风门和所述内开补气风门分别布置在所述试验气体燃爆验证腔体的左右侧、前后侧或腔体顶部。

根据又一实施例，所述系统还包括用于配制可燃的试验气体的试验气体配制系统，所述试验气体配制系统通过所述飞机油箱的所述多个隔舱中的每一隔舱的充气管嘴将所述试验气体充入每一隔舱。

根据本公开的第二方面，提供了一种用于使用根据本公开的第一方面所述的系统来检验飞机油箱的雷电防护设计的有效性的方法，所述方法包括：

选择所述多组隔舱中的一组隔舱；

将试验气体输送至所选择的一组隔舱和试验气体燃爆验证装置内；

将闪电电流注入所述飞机油箱；

确定所选择的一组隔舱未发生燃爆；以及

通过所述试验气体燃爆验证装置来验证所述试验气体具备可燃性；

在所述多组隔舱都经历上述操作之后，确定所述飞机油箱的雷电防护设计是有效的。

根据一实施例，所述方法还包括在将所述试验气体输送至所选的一组隔舱和所述试验气体燃爆验证装置内之前，通过气密性检测装置来检测所选的一组隔舱和所述试验气体燃爆验证装置的气密性，其中检测气密性包括：

使用所述气密性检测装置的增压风机向所选的一组隔舱和所述试验气体燃爆验证装置充入空气，使得该组隔舱和所述试验气体燃爆验证装置与外界大气的压力差达预定阈值；

使用所述气密性检测装置的压差表对所述压力差进行监测达预定历时；以及

在所述预定历时期间，如果测得的压力差保持在所述预定阈值的预定百分比范围内，则确定所述飞机油箱和所述试验气体燃爆验证装置的气密性是良好的。

根据另一实施例，将闪电电流注入所述飞机油箱包括：使用闪电电流波形发生装置来生成符合标准SAE ARP5412要求的闪电电流波形；将所述闪电电流波形汇流到闪电电流波形输出汇流条；通过与所述闪电电流波形输出汇流条进行电搭接的第一平板电极将所述闪电电流波形从所述闪电电流波形输出汇流条注入所述飞机油箱，并通过与闪电电流接地回路汇流条进行电搭接的第二平板电极将闪电电流波形返回至闪电电流接地回路汇流条中，其中所述第一平板电极和所述第二平板电极是采用多组等间距布置的紧固件来与所述飞机油箱进行电搭接的。

根据又一实施例，确定所选的一组隔舱未发生燃爆包括通过与所选的一组隔舱相关联地设置的温度传感器和/或压力传感器来检测该组隔舱内的温度和/或压力未发生变化来确定该组隔舱未发生燃爆。

根据又一实施例，验证所述试验气体具备可燃性包括通过所述试验气体燃爆验证装置的电火花激发器在其试验气体燃爆验证腔体内产生电火花，以验证所述试验气体的可燃性。

由此，本公开还在飞机油箱之后设置与之串联的试验气体燃爆验证腔体，从而可以将气体燃爆产生的冲击能量与被测的飞机油箱完全分隔开，从而没有气体燃爆冲击造成被测结构破损的风险。

本公开进一步设置有气密性检测系统，其采用较高压力(高于试验气体充气压力)的气体(例如，空气)来在试验前对被测的飞机油箱和试验气体燃爆验证装置(以及相关联的管路和阀)的气密性进行检测，从而可以大大降低或甚至消除由于试验气体泄漏而导致试验无效的情形，有效减少试验重复开展的次数，降低试验成本和避免试验周期延长。此外，在试验完成后，还可利用气密性检测系统向被测的飞机油箱和试验气体燃爆验证装置充入空气、排出可燃气体，以防止滞留的可燃气体意外燃爆导致安全风险。

本公开还向被测的飞机油箱提供了布置灵活、方便就近接入的汇流条连接形式来连接闪电电流波形发生器输出端和闪电电流接地回路端。这有利于将多个被测原地就近接入汇流条；尤其适用于大型被测就近接入汇流条，可大大减少大型被测往返吊装、搬运的时长。此外，这也有利于多个被测相互穿插开展闪电试验，大大提高试验的开展效率。

根据本公开的第三方面，还提供了一种飞机油箱，包括：在所述飞机油箱内部的一个或多个结构肋板，所述一个或多个结构肋板将所述飞机油箱的内部分隔成多个隔舱；对于每一隔舱，其包括：设置在该隔舱的结构后梁上的充气管嘴，用于将试验气体接收到该隔舱中；设置在该隔舱的结构前梁上的排气管嘴，用于排出该隔舱中的气体；其中所述多个隔舱被分成多组，并且其中各组隔舱之间的结构肋板上的孔是使用可拆卸的非导电材料来封闭的，使得各组隔舱相互密闭地隔开。

根据一实施例，所述充气管嘴和所述排气管嘴呈斜对角线方向布置在隔舱的第一结构梁、第二结构梁的端角处。

根据另一实施例，所述多个隔舱是基于隔舱容量和/或特定的雷电防护验证目标而被分成多组的，使得每组隔舱的总容量不超过预定阈值并满足特定的雷电防护验证目标。

前述内容已较宽泛地勾勒出根据本公开的示例的特征和技术优势以使下面的详细描述可以被更好地理解。附加的特征和优势将在此后描述。所公开的概念和具体示例可容易地被用作修改或设计用于实施与本公开相同的目的的其他结构的基础。此类等效构造并不背离所附权利要求书的范围。本文所公开的概念的特性在其组织和操作方法两方面以及相关联的优势将因结合附图来考虑以下描述而被更好地理解。每一附图是出于解说和描述目的来提供的，且并不定义对权利要求的限定。

附图说明

为了能详细理解本公开的以上陈述的特征所用的方式，可参照各方面来对以上简要概述的内容进行更具体的描述，其中一些方面在附图中解说。然而应该注意，附图仅解说了本公开的某些典型方面，故不应被认为限定其范围，因为本描述可允许有其他等同有效的方面。不同附图中的相同附图标记可标识相同或相似的元素。

图1是根据本公开的一实施例的示例飞机油箱的示意图；

图2是根据本公开的一实施例的油箱隔舱的充气管嘴和排气管嘴的示例布置的示意图；

图3是根据本公开的一实施例的用于验证飞机油箱的雷电防护设计的示例系统的示意图；

图4是根据本公开的一实施例的示例飞机油箱原地就近接入汇流条的连接示意图；以及

图5是根据本公开的一实施例的用于验证飞机油箱的雷电防护设计的示例方法的示例流程图。

具体实施方式

以下结合附图阐述的详细描述旨在作为各种配置的描述，而无意表示可实践本文中所描述的概念的仅有的配置。本详细描述包括具体细节以提供对各种概念的透彻理解。然而，对于本领域技术人员将显而易见的是，没有这些具体细节也可实践这些概念。

如背景技术部分所述，在飞机油箱内进行试验气体燃爆验证将会导致结构破损的风险。例如，可燃气体的燃爆冲击能量与可燃气体的体积量是密切相关的，而飞机油箱内部腔体的体积容量较大，因此使用点火源引燃内的试验气体来验证其可燃性时会产生很大的爆炸冲击能量，从而导致结构破损的风险。

由此，本公开提供了一种新颖的飞机油箱以及用于检验飞机油箱雷电防护设计的有效性的系统和方法。本公开通过将飞机油箱内多个隔舱进行分组并按照特定的验证目标逐组检测，可以有效降低单次试验充入的可燃气体量，避免单次试验中被测内部可能产生的燃爆冲击能量过大，给被测结构带来不利影响。另外，分组检测还有利于缩小对点火源产生位置的定位范围，仅需在充有试验气体的油箱隔舱内进行点火源定位，无需到整个飞机油箱内找寻点火源。

此外，本公开的所有油箱隔舱均布置有充气、排气管嘴，从而可逐隔舱或逐隔舱分组地进行充排气和进行试验，并可以大大缩短在整个大型飞机油箱上充气、排气的时长，提高了试验气体的换气效率。

下面参考图1，其示出了根据本公开的一实施例的示例飞机油箱10的示意图。

如图1所示，飞机油箱10内部具有一个或多个结构肋板17、18、19等等，这些结构肋板将飞机油箱10的内部分隔成多个隔舱11、12等等。本领域技术人员可以明白，为简明起见，并非所有结构肋板在图1中都被标记。如图所示，总共五个结构肋板将飞机油箱10的内部空间分成六个隔舱。然而，本领域技术人员可以明白，取决于飞机的型号以及所选取的被用作验证测试的飞机油箱试验部段，可按需设置更多或更少结构肋板。

在一实施例中，飞机油箱10内部的多个隔舱被分成多组。例如，从图1中可以看到，飞机油箱10内部的六个隔舱被分成三组，每组隔舱的充气管嘴和排气管嘴被分别编组在一起。在该实施例中，各组隔舱是相互密闭的。例如，可以使用可拆卸的非导电材料来封闭各组隔舱之间的结构肋板上的孔，以使得各组隔舱相互密闭地隔开。结合图1，结构肋板18上的孔可以用可拆卸非导电材料来封闭。有利地，可拆卸非导电材料的使用可以在完成试验之后方便地拆除，且也不影响飞机油箱10的导电特性。当然，可以存在各种其他合适的方式将各组隔舱密闭地隔开而不背离本公开的范围。

在又一实施例中，每组隔舱内的结构肋板可以是非密闭的。例如，结合图1，结构肋板17在隔舱组11、12之内，因而该结构肋板上的孔可以无需封闭。然而，在一优选实施例中，结构肋板17上的孔也可以使用可拆卸的非导电材料来封闭。

在本公开的优选实施例中，飞机油箱10内部的隔舱是基于隔舱容量和/或特定的雷电防护验证目标而被分成多组的，使得每组隔舱的总容量不超过预定阈值，从而可以使得在试验期间发生燃爆的情况下，降低或消除燃爆冲击对飞机油箱10的结构造成破坏的风险，同时可实现特定的雷电防护验证目的。

从图1中可以看到，每组隔舱包括多个隔舱中的相邻的两个隔舱。然而，本领域技术人员可以明白，这仅仅是示例。每组隔舱可以包括一个或三个或更多个隔舱，且在包括多个隔舱的情况下，这些隔舱也可以不是相邻的。在这些情形中，只要保证每一待测隔舱与其相邻隔舱是相互密闭，且待测隔舱的总容量不超过预定阈值即可。

例如，在一优选实施例中，所有结构肋板都被封闭，使得每一隔舱都是密闭的。在进一步的实施例中，每组隔舱可包括不相邻的一个或多个隔舱，使得在发生燃爆的情况下，燃爆冲击能够更平均地分布在整个飞机油箱结构上，从而降低对飞机油箱结构的损害。

另外，参考图1每一隔舱都具有设置在该隔舱的第一结构梁(在图1中是结构后梁)上的充气管嘴和设置在该隔舱的第二结构梁(在图1中是结构前梁)上的排气管嘴，以分别用于将试验气体接收到该隔舱中和排出该隔舱中的气体。例如，从图1中可以看到，隔舱11具有设置在该隔舱的结构后梁13上的充气管嘴15和设置在该隔舱的结构前梁14上的排气管嘴16。本领域技术人员可以明白，为简明起见，并非所有充气管嘴和排气管嘴在图1中都被标记。另外，本领域技术人员还可以明白，充气管嘴也可以设置在该隔舱的结构后梁上，且排气管嘴设置在该隔舱的结构前梁上，以实现上述充排气的目的。

在本公开的优选实施例中，每一隔舱的充气管嘴和排气管嘴呈斜对角线方向布置在隔舱的第一结构梁、第二结构梁的端角处。如图2所示，其示出了根据本公开的一实施例的油箱隔舱的充气管嘴和排气管嘴的示例布置的示意图。如此，充气管嘴和排气管嘴的这一布置可有利于试验气体向整个油箱隔舱的内部扩散，从而确保油箱隔舱内试验气体的可燃性，提高充气、排气效果。为确保试验气体完全充满隔舱，在一优选实施例中，本公开在充气时打开充气管嘴和排气管嘴，向隔舱充入相当于隔舱容积五倍以上的试验气体，以便充分排出隔舱内的空气，代以试验气体。

在又一实施例中，为降低燃爆冲击，每组隔舱的外壁上还包括至少一个释压风门。例如，飞机油箱的维修口可充当释压风门。在发生燃爆时，该释压风门打开以释放压力并且可指示发生燃爆。

接着参考图3，其示出了根据本公开的一实施例的用于验证飞机油箱的雷电防护设计的示例系统100的示意图。

在一实施例中，系统100可被用于验证飞机油箱(例如，图1所示的飞机油箱10)的雷电防护设计的有效性。如图3所示，系统100可包括闪电电流波形发生装置70，该闪电电流波形发生装置70用于将闪电电流波形输出到飞机油箱10以模拟飞机实际飞行过程中飞机油箱遭遇闪电雷击时闪电电流波形在飞机油箱上的传播效果，并从而检验其雷电防护设计的有效性。

可以看到，在图3所示的实施例中，闪电电流波形发生装置70可包括分别用于产生满足标准SAE ARP5412要求的四种闪电电流波形A波、B波、C波和D波的四个发生器71、用于将四个发生器71产生的A波、B波、C波和D波电流分量进行汇流的闪电电流波形输出汇流条73、与闪电电流波形输出汇流条73进行电搭接的第一平板电极75a、闪电电流接地回路汇流条76、以及与闪电电流接地回路汇流条76进行电搭接的第二平板电极75b。

在一优选实施例中，闪电电流波形输出汇流条73可以是低阻抗金属汇流条(优选地由纯铜材料制成)，用于将四台分布式布置的闪电电流波形发生器71产生的A波、B波、C波和D波电流分量汇流到同一汇流条上。根据本公开的一实施例，汇流条的长度是灵活地确定的，例如可贯穿和布置到整个试验场地，以便于被测原地就近接入。

在一实施例中，平板电极75a、75b是低阻抗金属电极板。在一优选实施例中，第一平板电极75a和第二平板电极75b是采用多组等间距布置的紧固件来与飞机油箱10进行电搭接的，如图3所示。如此，采用多组紧固件并进行等间距布置，有利于闪电电流波形被均匀地注入被测飞机油箱10，更加接近闪电雷击电流在飞机油箱上的实际传播效果。

当然，还可以看到，闪电电流波形发生装置70还可包括其他元件，诸如断路器72、导电带74(诸如连接在闪电电流波形输出汇流条与第一平板电极之间、闪电电流接地回路汇流条与第二平板电极之间的长度可调的低阻抗柔性编织带)、接地电极77、各种管路和阀等等，在此不再赘述。

由此，本公开向被测的飞机油箱提供了布置灵活、方便就近接入的汇流条连接形式来连接闪电电流波形发生器输出端和闪电电流接地回路端。如图4所示，其示出了根据本公开的一实施例的示例飞机油箱原地就近接入汇流条的连接示意图。这有利于将多个被测原地就近接入汇流条；尤其适用于大型被测就近接入汇流条，可大大减少大型被测往返吊装、搬运的时长。此外，这也有利于多个被测相互穿插开展闪电试验，大大提高试验的开展效率。

如前所述，在采用可燃气体法开展闪电点火源检测试验的过程中，有一个很重要的步骤是验证试验气体的可燃性；即在按照标准SAE ARP5416要求的闪电电流波形向被测注入闪电电流后，如果上未检测到闪电点火源，则需进一步采用用于提供满足标准SAEARP5412要求的、具有特定能量值的电火花的点火源(诸如200微焦能量的点火源)来故意引燃试验气体，以验证内部腔体中试验气体的可燃性。

然而，直接在飞机油箱内部腔体中引燃试验气体，会由于多次地、重复地燃爆冲击，从而可能导致结构出现破损，由此导致飞机油箱报废。

由此，在本公开的又一实施例中，系统100可任选地包括用于验证试验气体的可燃性的试验气体燃爆验证装置60，如图3所示。

在该实施例中，试验气体燃爆验证装置60可包括试验气体燃爆验证腔体61、布置在试验气体燃爆验证腔体61内部的放电电极65，其中放电电极65通过导线66连接到试验气体燃爆验证腔体61外部的电火花激发器67(诸如200微焦能量电火花激发器)。在该实施例中，通过对电火花激发器的操控，可以控制试验气体燃爆验证腔体61内部的放电电极65在其尖端产生特定能量的电火花，以引爆试验气体燃爆验证腔体61内的试验气体。特别地，电火花激发器67可以激发产生满足标准SAE ARP5412要求的、具有特定能量值的电火花。在一具体实施例中，电火花的特定能量是200微焦。

在进一步的实施例中，为便于进行燃爆验证，试验气体燃爆验证腔体61可由透明材料制成以能够通过人眼观察或通过相机拍摄来观测燃爆。在一优选实施例中，试验气体燃爆试验腔体61由厚度不小于8mm的透明有机玻璃制成，从而可透过腔体61方便地采用高速摄像机对放电电极65尖端的电火花进行捕捉拍摄，从而有利于对试验过程的监控和有效性判断。

在该实施例中，试验气体燃爆验证腔体61还布置有充气管嘴62、排气管嘴63，其中充气管嘴62和排气管嘴63呈斜对角线方向布置在试验气体燃爆验证腔体61两端的上、下端角处(类似于图2所示的隔舱的各管嘴的布置)，充气管嘴62连接到飞机油箱10的多个隔舱中的每一隔舱的排气管嘴，从而试验气体燃爆验证腔体61连接在飞机油箱10的气流方向的下游。

在进一步的实施例中，试验气体燃爆验证腔体61还具有分别布置在试验气体燃爆验证腔体61的左右侧、前后侧或腔体顶部的外开释压风门64a和内开补气风门64b，如图所示。外开释压风门64a用于在燃爆时受压打开以卸除压力并指示试验气体是可燃的，内开补气风门64b用于在必要时向试验气体燃爆验证腔体61补充可燃气体和/或空气，以避免试验腔体因“瞬时高负压”造成腔体结构破坏，提高了可燃气体燃爆装置的承压耐受性。

可任选地，试验气体燃爆验证腔体61通过阀68、69与飞机油箱10和外界隔离开。由此，在验证试验气体可燃性时，首先关闭阀68、69，通过操控电火花激发器67在放电电极65尖端产生电火花，以尝试引爆腔体内的可燃气体，从而验证试验气体的可燃性。

可以看到，试验气体燃爆验证腔体61结构构造简单，材料选用常规，并且在试验台架上拆装方便、可被单独替换，因此成本低廉并有效防止飞机油箱10受损。

发明人还发现，保持试验气体的可燃性是确保闪电试验有效性的重要前提。对的拆装操作、试验台架上管路的连接操作、阀的开关操作等都容易造成试验气体的泄漏，影响可燃气体的配置比例，从而对试验气体的可燃性造成影响；这进而会导致闪电试验无效和重复开展，增加试验成本和试验周期。

因而，在本公开的又一实施例中，系统100可任选地包括用于检测飞机油箱10的气密性的气密性检测装置40。

从图3中可以看到，气密性检测装置40可包括用于向飞机油箱10的多个隔舱充入空气的增压风机41以及用于监测飞机油箱10与外界之间的压差的压差表43。当然，气密性检测装置40还可包括用于控制气流的开通和关断的各个阀42、45等等。本领域技术人员将明白，气密性检测装置40可以是包括或部分地包括上述元件的任何适用的气密检测仪，以实现相同的气密性检测目的。

在系统100包括试验气体燃爆验证装置60的实施例中，气密性检测装置40可验证飞机油箱10和试验气体燃爆验证腔体61这两者的气密性。在该实施例中，飞机油箱10和试验气体燃爆验证腔体61之间的连接装置(诸如阀34、35、36)打开，且飞机油箱10的充气管嘴和试验气体燃爆验证腔体61的排气管嘴上的各个连接装置(诸如阀31、32、33、69)也打开，试验气体燃爆验证腔体61到外界(例如，室外)的出口(诸如阀45)关闭，通过打开气密性检测装置40的阀42来向飞机油箱10和试验气体燃爆验证腔体61充入空气，使得由压差表43测得的压差不低于预定阈值(诸如2kPa)。此后，可在预定历时(诸如半小时)内监测压差表的读数变化，在压差变化低于预定百分比(诸如0.1％)时，可以确定气密性良好。

在本公开的又一实施例中，系统100还可包括与每组隔舱相关联地设置的温度传感器和/或压力传感器(图3中未示出)，用以监测该组隔舱内的温度和/或压力在检测过程中是否发生变化，并由此来确定该组隔舱是否发生燃爆。

继续参考图3，系统100还可任选地包括用于配制可燃的试验气体的试验气体配制系统50。如图所示，试验气体配制系统50可通过飞机油箱10的多个隔舱中的每一隔舱的充气管嘴将试验气体充入每一隔舱。在一实施例中，试验气体配制系统50用于配制比例符合标准SAE ARP5416要求的混合试验气体。

在又一实施例中，试验气体配制系统50可包括贮气瓶51、流量调节阀52、气体流量计53、气体混合腔54、阀55、气体体积计量仪56等等。在该实施例中，根据标准SAE ARP5416，采用可燃气体法开展雷电点火源检测试验时使用氢气(5％)、氧气(12％)和氩气(83％)的混合气体来作为试验气体；三个贮气瓶51中分别贮存有氢气、氧气和氩气，通过调节流量调节阀52并观测气体流量计53，将氢气、氧气和氩气按要求的比例输送至气体混合腔54中进行预混合。阀55用于开启和切断可燃气体向飞机油箱10的充气。在一优选实施例中，向飞机油箱10内充入可燃气体的总体积量一般不少于被测飞机油箱隔舱容量的5倍，这由气体体积计量仪56来监测。在一优选实施例中，上述氢气、氧气、氩气的流量调节控制、气体混合，以及充入可燃气体的总体积量，均可通过电脑数控自动实现。

可以明白，系统100所包括的诸装置之间存在相应的试验气体传输管路20和阀(诸如30-36、42、45、55、68、69等)以在系统100内输送气体。在此不再赘述。

接下来参考图5，其示出了根据本公开的一实施例的用于验证飞机油箱的雷电防护设计的示例方法500的示例流程图。

在本公开的一实施例中，方法500可由图3所示的系统100来执行，且其可以是图1所示的飞机油箱10。

具体而言，方法500可包括在框510，选择多组隔舱中的一组隔舱。例如，可以基于特定的检验目的通过控制各个阀来作出这一选择。结合图3，以油箱隔舱组(隔舱11+隔舱12)为例，需开启阀31、34，关闭阀32、33、35、36。

随后，在框520，方法500可包括将试验气体输送至该组隔舱和试验气体燃爆验证装置内。例如，可启动试验气体配制系统来配制试验气体并将其输送至隔舱和试验气体燃爆验证装置。结合图3，仍以上述油箱隔舱组(隔舱11+隔舱12)为例，进一步开启阀55、68、69、45，并分别调节三个流量调节阀52，使气体流量计53显示的气体流量符合标准SAEARP5416推荐的可燃气体配置比例；从贮气瓶51中输出的氢气、氧气和氩气，经气体混合腔54预混合后被输送至油箱隔舱11、12内；当观察到气体体积计量仪56上显示的可燃气体总充气量超过被试油箱隔舱组总容量的5倍时，停止充气操作，并关闭所有阀。

在框530，方法500可接着包括将闪电电流注入被测飞机油箱。在一实施例中，这可包括：使用闪电电流波形发生装置来生成闪电电流波形；将所述闪电电流波形汇流到闪电电流波形输出汇流条；通过与所述闪电电流波形输出汇流条进行电搭接的第一平板电极，将所述闪电电流波形从所述闪电电流波形输出汇流条注入所述飞机油箱，并通过与闪电电流接地回路汇流条进行电搭接的第二平板电极将闪电电流波形返回至闪电电流接地回路汇流条中。进一步根据该实施例，第一平板电极和第二平板电极是采用多组等间距布置的紧固件来与飞机油箱进行电搭接的。例如，结合图3，将闪电电流注入飞机油箱10可包括闭合断路器72，将闪电电流波形发生器71接入系统100；通过操控面板78进行控制，使四台闪电电流波形发生器71激发出满足标准SAE ARP5412要求的四种闪电电流波形A波、B波、C波和D波；闪电电流经闪电电流波形输出汇流条73、导电带74(在图3上方)和平板电极75a注入飞机油箱10，并经平板电极75b、导电带74(在图3下方)和闪电电流接地回路汇流条76，输出到接地电极77上。

随后在框540，方法500可包括确定该组隔舱未发生燃爆。在一实施例中，确定该组隔舱未发生燃爆包括通过与该组隔舱相关联地设置的温度传感器和/或压力传感器来监测该组隔舱内的温度和/或压力未发生变化来确定该组隔舱未发生燃爆。在该实施例中，如果温度传感器和/或压力传感器测得的温度和/或压力的变化在任何合适的预定范围内(例如，0.5％、2％或任何其他合适的值等等)，则可确定未发生燃爆。

在又一实施例中，可通过所选一组隔舱的外壁上的释压风门是否开启来确定该组隔舱是否发生燃爆。在该实施例中，如果释压风门未开启，则可确定未发生燃爆。

如果确定发生燃爆，则可确定飞机油箱的雷电防护设计是有缺陷或无效的，且缺陷点即在所选择的该组隔舱内。由此，可以通知设计人员对该组隔舱进行检查和更改设计和/或增加雷电防护设计措施(例如至少对缺陷点采用绝缘密封胶进行填角密封、封包密封等等)。

在确定未发生燃爆的情况下，方法500可包括在框550，通过试验气体燃爆验证装置来验证试验气体具备可燃性。在一实施例中，验证试验气体具备可燃性包括通过试验气体燃爆验证装置的电火花激发器来在其试验气体燃爆验证腔体内产生电火花，以验证试验气体的可燃性。结合图3，可操控电火花激发器67在放电电极65尖端产生满足标准SAEARP5412要求的、具有特定能量值的电火花(诸如200微焦能量的电火花)，在试验气体燃爆验证腔体61中检测试验气体是否可燃：如气体可燃，则表明飞机油箱上采用的闪电防护设计措施有效；如气体不可燃，则表明本次试验无效，需重新开展试验。在图3的实施例中，试验气体可燃是通过在燃爆期间释压风门64a的打开来确定的。当然，也可以通过任何其他合适的温度和/或压力传感器来作出这一确定，在此不再赘述。

最后，方法500可包括在框560，在多组隔舱都经历上述测试操作之后确定被测的飞机油箱的雷电防护设计是有效的。

在一优选实施例中，在将试验气体输送至所选的一组隔舱和试验气体燃爆验证装置内之前，还可启动气密性检测装置对飞机油箱雷电防护设计验证系统(包括所选取的油箱隔舱、试验气体燃爆验证装置、以及相关联的管路和阀等等)进行气密性检测。若气密性检测通过，则进行试验气体充气；若气密性检测不通过，则进行气体泄漏点定位和修复，直至气密性检测通过。

因此，可任选地，如虚线框515所示，方法500还可包括气密性验证。例如，方法500可包括在将试验气体输送至所选的一组隔舱和试验气体燃爆验证装置内之前，通过气密性检测装置来检测飞机油箱和试验气体燃爆验证装置(包括所选取的油箱隔舱、试验气体燃爆验证装置以及相关联的管路和阀)的气密性。在该实施例中，方法500可包括：使用气密性检测装置的增压风机向所选一组隔舱和试验气体燃爆验证装置充入空气，使得该组隔舱和试验气体燃爆验证装置与外界大气的压力差达预定阈值；使用气密性检测装置的压差表对压力差进行监测达预定历时；以及在预定历时期间，如果测得的压力差保持在预定阈值的预定百分比范围内，则确定飞机油箱和试验气体燃爆验证装置的气密性是良好的。结合图3，这可包括关闭阀45、55，锁紧试验气体燃爆验证腔体61上的外开释压风门64a和内开补气风门64b，锁紧飞机油箱10上的释压风门(如果有的话)，开启试验气体传输管路20上其余阀；启动气密性检测装置40，使其工作达预定历时(例如，半小时)，对飞机油箱10和整个系统100的气密性进行检测。具体检测过程在本公开的以上内容中已经阐明，因而在此不再赘述。如果气密性检测未通过(即，飞机油箱10和整个系统100的气密性不良)，则需要通知技术人员进行气体泄漏点定位和修复，直至气密性检测通过。本领域技术人员可以明白，虽然在此描述了飞机油箱和试验气体燃爆验证装置的气密性，该气密性检测也包括对与飞机油箱和试验气体燃爆验证装置相关联的管路和阀的气密性。

可任选地，如虚线框555所示，方法500还可包括在试验气体燃爆验证完成后，关闭阀55，并打开其他所有阀，利用气密性检测系统40向整个飞机油箱10和系统100充入空气、排出整个飞机油箱10和系统100中可能包含的可燃气体(即，试验气体)，以防止滞留的可燃气体意外燃爆导致安全风险。

从本公开的上述内容可知，本公开的飞机油箱及飞机油箱雷电防护设计的验证系统和方法可具有各种优点，例如：

1)通过增设试验气体燃爆验证腔体，可大大降低可燃气体燃爆冲击造成被测结构破损的风险，从而可有效避免额外的制造成本和试验开展成本；

2)通过给飞机油箱的所有油箱隔舱设置充气、排气管嘴，并设置气密性检测系统，可有效提高试验气体充气效率和换气效果，确保油箱隔舱内气体环境的可燃性；从而可以大大降低无效试验的次数，避免试验重复开展，降低试验成本，同时避免试验周期延长；

3)对飞机油箱内多个油箱隔舱进行分组连接，灵活地、有针对性地开展雷电点火源检测试验，无需向所有油箱隔舱内充入可燃气体；可有效降低可燃气体使用量、缩短充排气时长，从而有效降低试验成本和提高试验效率；

4)采用布置灵活、方便就近接入的汇流条连接形式，有利于多个被测就近接入汇流条，可以减少大型往返吊装、搬运的时间，有利于缩短试验周期；多个被测可相互穿插开展闪电试验，大大提高试验实施效率。

本公开特别适用于大型飞机油箱的雷电点火源检测试验，由于试验气体的可燃性在试验气体燃爆验证腔体中进行燃爆验证，因此采用本公开的技术方案后，可以在大型飞机油箱上开展大量的闪电防护设计点火源检测试验，而不用担心试验气体燃爆冲击对飞机油箱的影响。

另外，需要说明的是，尽管本申请结合飞机油箱描述了各个实施例，但本公开的各实施例也可以适用于需要雷电防护设计的各种其他系统，诸如燃油系统、液压系统、惰化系统、EWIS系统和油箱结构等，以及各类飞行器、车辆、船舶等等。还可以明白，本公开中使用的“前、后”、“左、右”、“上、下”等表示方位的词语旨在用于解说，并且因此这些方位是可以互换地使用的。

另外，本申请说明书中关于“雷电”和“闪电”的引用是同一物理放电现象的描述，两者可以互换地使用。

以上具体实施方式包括对附图的引用，附图形成具体实施方式的部分。附图通过说明来示出可实践的特定实施例。这些实施例在本文中也称为“示例”。此类示例可以包括除所示或所述的那些元件以外的元件。然而，还构想了包括所示或所述元件的示例。此外，还构想出使用所示或所述的那些元件的任何组合或排列的示例，或参照本文中示出或描述的特定示例(或其一个或多个方面)，或参照本文中示出或描述的其他示例(或其一个或多个方面)。

在所附权利要求书中，术语“包括”和“包含”是开放式的，也就是说，在权利要求中除此类术语之后列举的那些元件之外的元件的系统、设备、制品或过程仍被视为落在那项权利要求的范围内。此外，在所附权利要求书中，术语“第一”、“第二”和“第三”等仅被用作标记，并且不旨在表明对它们的对象的数字顺序。

另外，本说明书中所解说的各操作的次序是示例性的。在替换实施例中，各操作可以按与附图所示的不同次序执行，且各操作可以合并成单个操作或拆分成更多操作。

以上描述旨在是说明性的，而非限制性的。例如，可结合其他实施例来使用以上描述的示例(或者其一个或多个方面)。可诸如由本领域普通技术人员在审阅以上描述之后来使用其他实施例。摘要允许读者快速地确定本技术公开的性质。提交该摘要，并且理解该摘要将不用于解释或限制权利要求的范围或含义。此外，在以上具体实施方式中，各种特征可以共同成组以使本公开流畅。然而，权利要求可以不陈述本文中公开的每一特征，因为实施例可以表征所述特征的子集。此外，实施例可以包括比特定示例中公开的特征更少的特征。因此，所附权利要求书由此被结合到具体实施方式中，一项权利要求作为单独的实施例而独立存在。本文中公开的实施例的范围应当参照所附权利要求书以及此类权利要求所赋予权利的等价方案的完整范围来确定。

Claims (13)

1.一种用于检验飞机油箱的雷电防护设计的有效性的系统，所述系统包括闪电电流波形发生装置和用于验证试验气体的可燃性的试验气体燃爆验证装置，所述闪电电流波形发生装置用于将闪电电流波形输出到所述飞机油箱以模拟真实雷电效果，其中所述飞机油箱包括：

在所述飞机油箱内部的一个或多个结构肋板，所述一个或多个结构肋板将所述飞机油箱的内部分隔成多个隔舱；

对于每一隔舱，其包括：

设置在该隔舱的第一结构梁上的充气管嘴，用于将试验气体接收到该隔舱中；

设置在该隔舱的第二结构梁上的排气管嘴，用于排出该隔舱中的气体；

其中所述第一结构梁是结构前梁和结构后梁中的一者且所述第二结构梁是结构前梁和结构后梁中的另一者，并且所述多个隔舱被分成多组，并且其中各组隔舱之间的结构肋板上的孔是使用可拆卸的非导电材料来封闭的，使得各组隔舱相互密闭地隔开。

2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述闪电电流波形发生装置包括：

分别用于产生满足标准SAE ARP5412要求的四种闪电电流波形A波、B波、C波和D波的四个发生器；

用于将四个发生器产生的A波、B波、C波和D波电流分量进行汇流的闪电电流波形输出汇流条；

与所述闪电电流波形输出汇流条进行电搭接的第一平板电极；

闪电电流接地回路汇流条；

与闪电电流接地回路汇流条进行电搭接的第二平板电极。

3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述第一平板电极和所述第二平板电极是采用多组等间距布置的紧固件来与所述飞机油箱进行电搭接的。

4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，还包括用于检测飞机油箱的气密性的气密性检测装置。

5.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，所述气密性检测装置包括用于向所述飞机油箱的所述多个隔舱充入空气的增压风机以及用于监测所述飞机油箱与外界之间的压差的压差表。

6.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述试验气体燃爆验证装置包括试验气体燃爆验证腔体、布置在所述试验气体燃爆验证腔体内部的放电电极，所述放电电极通过导线连接到所述试验气体燃爆验证腔体外部的电火花激发器。

7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述试验气体燃爆验证腔体由透明材料制成并且布置有充气管嘴、排气管嘴、外开释压风门和内开补气风门，其中所述充气管嘴和所述排气管嘴呈斜对角线方向布置在所述试验气体燃爆验证腔体两端的上、下端角处，所述充气管嘴连接到所述飞机油箱的所述多个隔舱中的每一隔舱的排气管嘴,所述外开释压风门和所述内开补气风门分别布置在所述试验气体燃爆验证腔体的左右侧、前后侧或腔体顶部。

8.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，还包括用于配制可燃的试验气体的试验气体配制系统，所述试验气体配制系统通过所述飞机油箱的所述多个隔舱中的每一隔舱的充气管嘴将所述试验气体充入每一隔舱。

9.一种用于使用如权利要求1-8中的任一项所述的系统来检验飞机油箱的雷电防护设计的有效性的方法，所述方法包括：

选择所述多组隔舱中的一组隔舱；

将试验气体输送至所选择的一组隔舱和试验气体燃爆验证装置内；

将闪电电流注入所述飞机油箱；

确定所选择的一组隔舱未发生燃爆；以及

通过所述试验气体燃爆验证装置来验证所述试验气体具备可燃性；

在所述多组隔舱都经历上述操作之后，确定所述飞机油箱的雷电防护设计是有效的。

10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，还包括在将所述试验气体输送至所选的一组隔舱和所述试验气体燃爆验证装置内之前，通过气密性检测装置来检测所选的一组隔舱和所述试验气体燃爆验证装置的气密性，其中检测气密性包括：

使用所述气密性检测装置的增压风机向所选的一组隔舱和所述试验气体燃爆验证装置充入空气，使得该组隔舱和所述试验气体燃爆验证装置与外界大气的压力差达预定阈值；

使用所述气密性检测装置的压差表对所述压力差进行监测达预定历时；以及

在所述预定历时期间，如果测得的压力差保持在所述预定阈值的预定百分比范围内，则确定所述飞机油箱和所述试验气体燃爆验证装置的气密性是良好的。

11.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，将闪电电流注入所述飞机油箱包括：

使用闪电电流波形发生装置来生成符合标准SAE ARP5412要求的闪电电流波形；

将所述闪电电流波形汇流到闪电电流波形输出汇流条；

通过与所述闪电电流波形输出汇流条进行电搭接的第一平板电极将所述闪电电流波形从所述闪电电流波形输出汇流条注入所述飞机油箱，并通过与闪电电流接地回路汇流条进行电搭接的第二平板电极将闪电电流波形返回至闪电电流接地回路汇流条中，

其中所述第一平板电极和所述第二平板电极是采用多组等间距布置的紧固件来与所述飞机油箱进行电搭接的。

12.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，确定所选的一组隔舱未发生燃爆包括通过与所选的一组隔舱相关联地设置的温度传感器和/或压力传感器来检测该组隔舱内的温度和/或压力未发生变化来确定该组隔舱未发生燃爆。

13.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，验证所述试验气体具备可燃性包括通过所述试验气体燃爆验证装置的电火花激发器在其试验气体燃爆验证腔体内产生电火花，以验证所述试验气体的可燃性。

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