4.4. Грозовая деятельность Причины появления токов зарядки и разрядки воздушного судна в полете
При полете ВС в облаках и осадках нередко возникает свечение концов крыльев, выступающих антенн и других заостренных элементов конструкции, на остеклении пилотской кабины возникают длинные электрические искры, нередко следующие друг за другом с регулярностью метронома, возникают шумы в каналах радиосвязи и нарушается нормальная работа радионавигационных устройств, а самолет, летящий в условиях, когда возникновение грозы кажется невозможным, поражается молнией. Вертолет, производящий посадку во время осадков, метели или пыльной бури, оказывается электрически заряженным, и коснувшийся его сотрудник аэродромного обслуживания испытывает удар от электрического разряда. Отмечались случаи воспламенения горючего при заправке. Аналогичные явления возникают и как следствие работы двигательных установок самолета или вертолета.
Все перечисленные эффекты возникают вследствие электрического заряжения – статической электризации ВС, которое, в свою очередь, по достижении определенного предела вызывает появление электрических разрядов с самолета, так называемые токи короны. С ростом электрического заряда ВС может стать невозможной работа средств связи, радионавигационных приборов и т. д. Если в облаке, где летит ВС, возникли большие электрические поля, то возможно поражение ВС атмосферным электрическим искровым разрядом – молнией.
Воздействие статической электризации на авиацию впервые проявилось во время Второй мировой войны. Возник даже новый термин «электростатическая опасность» («статическая опасность» по зарубежной терминологии, поскольку электростатические помехи за рубежом нередко именуют статиками).
Электрический заряд, приобретаемый ВС при полете в облаках и осадках, зависит как от свойств среды, в которой летит ВС (размеры и число частиц облаков и осадков, их фазовое состояние и форма, электрические заряды на них, значение напряженности электрического поля атмосферы), так и от характеристик ВС (его конструкции, в частности, материала покрытия, типа двигателей, параметров статических стекателей) и режима полета (мощности двигателей, высоты, скорости). Характерные значения зарядных токов, создаваемых осадками, на ряде ВС представлены в табл. 4.4.
Электрический заряд, приобретенный ВС, зависит от токов, заряжающих и разряжающих ВС. Компоненты этих токов могут зависеть уже от отдельных из перечисленных факторов или их совокупности.
Токи зарядки ВС связаны в основном с взаимодействием частиц облаков и осадков с поверхностью обшивки ВС, а также с взаимодействием частиц несгоревшего топлива с материалом выхлопной системы ВС. Обычно при нормальной работе двигателя (хорошее сгорание топлива) током, создаваемым частицами топлива, можно пренебречь в отличие от токов, создаваемых частицами облаков при полете в достаточно плотных облаках.
Плотность заряда, как уже отмечалось, резко повышается на концах крыльев, стабилизатора, киля. Достаточно велика она и в носовой части фюзеляжа. При полете в облаках и осадках за счет разрыва контактов капель и кристаллов с поверхностью ВС, во время которых создается эффект его заряжения, одновременно происходит и процесс уноса части заряда ВС частицами, отрывающимися от его поверхности (так называемый коллекторный эффект). Величина заряда, уносимого отрывающейся частицей, пропорциональна площади ее поверхности и плотности заряда в точке отрыва частицы. Там, где плотность заряда мала (например, на участках крыльев, близких к фюзеляжу), коллекторный эффект будет пренебрежимо мал, а в зонах, близких к законцовкам крыльев и оперения, может создаться достаточно заметный коллекторный ток разрядки ВС. Разрядка ВС создается проводимостью атмосферы, проводимостью струи горячих газов выхлопа, срывом частиц облаков с электрически заряженного ВС, током коронного разряда, текущим через разрядники, и током коронного разряда, текущим через выступающие заостренные части ВС (стойки антенн, кромки крыльев, антенны и т. д.).
Схема токов зарядки и разрядки для ВС А-320 изображена на рис. 4.9.
Ток проводимости атмосферы и ток через струи горячих газов выхлопа двигателей, как правило, малы по сравнению с остальными токами, и их действием можно пренебречь.
Все токи, как заряжающие, так и разряжающие ВС, возрастают с увеличением скорости полета. Так, токи разрядки через разрядники и за счет проводимости атмосферы пропорциональны скорости полета. Токи разрядки, обусловленные срывом частиц (коллекторный эффект), пропорциональны квадрату скорости, поскольку частицы разрушаются при ударе о поверхность ВС. В то же время токи заряжения ВС возрастают пропорционально примерно третьей степени скорости ВС, поэтому скоростные ВС, (Ту-154, Ил-86, А-320) заряжаются заметно интенсивнее ВС, обладающих малой скоростью (Ан-24). На крейсерских режимах полета заряжение оказывается значительно сильнее, чем на минимально допустимых скоростях полета. Если в эпоху поршневой авиации самолеты заряжались в наиболее сложных метеорологических условиях полета до потенциала в 300–400 кВ, а токи статической электризации, их заряжающие, не превышали сотен микроампер, т. е. мощность электростатического генератора помех, возникающего на ВС, не превышала нескольких десятков ватт, то к концу 1960-х годов эти параметры уже оценивались соответственно в 2 млн В, 10 мА и 20 кВт. По современным оценкам можно ожидать, что в экстремальных случаях эти значения могут превышать 10 млн В, 100 мА и 103 кВт. Для снижения уровня электростатической опасности в конце 1940–начале 1950-х годов была разработана и впоследствии совершенствовалась система электростатической защиты ВС – статические разрядники, устройства для заземления ВС на стоянках, генераторы снижения разности потенциалов на поверхности ВС (системы противомолниевой защиты) и т. д.
Современные тенденции развития авиации – появление широкофюзеляжных самолетов, расширение использования композитных материалов, стремление к автоматизации, ведущее, в свою очередь, к необходимости максимального использования микроэлектроники, – при отмеченных высоких энергиях электризации требуют дальнейшего снижения уровня электростатической опасности. Трудность решения проблемы статической электризации состоит в том, что статическая электризация возникает только при взаимодействии летательного аппарата со средой и проявляется в особенностях воздействия заряженного аппарата на системы радиообеспечения и автоматизации.
Зависимость электризации от материала покрытия поверхности воздушного судна
Материал внешнего покрытия, нанесенного на ВС в зоне контакта атмосферных аэрозолей с его поверхностью, существенным образом определяет эффект заряжения ВС. Как показали эксперименты, наименьшие эффекты заряжения наблюдаются на чисто металлических поверхностях. Нанесение диэлектрического покрытия на поверхность тела обычно резко увеличивает его электризацию. В табл. 4.5 приведены экспериментальные данные, полученные в аэрозольной аэродинамической трубе при измерении токов заряжения, текущих на крыло ВС Ан-24, помещенное в поток водяных капель с размерами, близкими к облачным. На крыло наносились различные покрытия из применявшихся в самолетостроении эмалей.
Заряжение одних и тех же материалов в потоках водяных и ледяных частиц может приводить не только к значительным разбросам в величине заряжения, но и к изменению знака заряжения. Отмечалось, например, что в потоке ледяных кристаллов покрытия этилцеллюлозой и нитроцеллюлозой вызывали заряжение с противоположными знаками, а заряжение ВС в кристаллических облаках, как правило, заметно превышало их заряжение в чисто водяных облаках.
При полетах в облаках отмечались случаи, когда пробные тела, заряжавшиеся в теплых облаках положительно, в облаках с твердой фазой заряжались отрицательно. Эти эффекты в рамках приведенной теории объясняются тем, что контактная разность потенциалов вода – материал пробного тела и лед – пробное тело имела различные знаки.
Необходимо подчеркнуть, что эффект заряжения практически полностью определяется свойствами наружной поверхности тела, с которой контактируют частицы набегающего аэрозольного потока, и практически не зависит от свойств подложки, расположенной под слоем наружного покрытия.
Этот факт был установлен экспериментально в ходе опытов, проводившихся в аэрозольной аэродинамической трубе, и подтвержден измерениями в реальных условиях полета, где исследуемыми объектами являлись пробные тела из металла и диэлектриков, имеющие сферическую форму. На пробные тела наносились покрытия из различных применяемых в самолетостроении эмалей и красок, а также ряд специально изготовленных материалов, обладающих различной поверхностной проводимостью. Результаты этих измерений приведены в табл. 4.6.
Из таблицы видно, что заряжение практически полностью определяется свойствами покрытия поверхности, а не расположенного под этим покрытием материала. Электрическое сопротивление наружного покрытия не ограничивает скорости обмена зарядами. С увеличением электрического сопротивления материала поверхности тела отмечалось даже увеличение его заряжения.
Заряжение пробного тела из диэлектрика (текстолит) оказалось самым большим из всех испытанных образцов. Нанесение на это же пробное тело покрытия с достаточно высокой проводимостью привело к резкому уменьшению его заряжения. Диэлектрические элементы конструкции ВС также подвержены интенсивной электризации при полетах в облаках различных видов.
