蜂窩夾層共形承載天線結(jié)構(gòu)的力電性能

，，

(1.西北工業(yè)大學(xué) 力學(xué)與土木建筑學(xué)院，陜西 西安 710129； 2.西安工程大學(xué) 理學(xué)院，陜西 西安710048)

蜂窩夾層共形承載天線結(jié)構(gòu)的力電性能

段苗苗1,2，岳珠峰1，賈坤榮2

(1.西北工業(yè)大學(xué)力學(xué)與土木建筑學(xué)院，陜西西安710129；2.西安工程大學(xué)理學(xué)院，陜西西安710048)

本文對(duì)玻璃鋼蜂窩夾層共形承載天線結(jié)構(gòu)進(jìn)行常溫四點(diǎn)彎曲試驗(yàn)，并對(duì)比了含有真實(shí)天線的實(shí)驗(yàn)件在實(shí)驗(yàn)前后的電磁性能。采用三明治夾芯板理論和分離式實(shí)體建模方法，利用ABAQUS建立其有限元模型，并基于各向異性材料最大應(yīng)力準(zhǔn)則，使用USDFLD定義蜂窩芯失效準(zhǔn)則。實(shí)驗(yàn)和模擬結(jié)果表明：此方法能準(zhǔn)確地模擬結(jié)構(gòu)的剛度和強(qiáng)度。性能檢測(cè)顯示實(shí)驗(yàn)件能夠承受預(yù)定載荷，從而驗(yàn)證了此類結(jié)構(gòu)在彎曲載荷下的可靠性以及模擬方法的準(zhǔn)確性。

蜂窩夾層； 共形承載天線； 四點(diǎn)彎曲； ABAQUS仿真； 破壞機(jī)理

1 前 言

機(jī)載天線是飛機(jī)獲取和傳輸信息的重要設(shè)備，傳統(tǒng)機(jī)載天線在飛機(jī)的氣動(dòng)性能、隱身性能以及可利用空間等方面有很多缺陷[1-3]。共形承載天線結(jié)構(gòu)(Conformal Load-bearing Antenna Structure，CLAS)是一種兼具力學(xué)承載和天線功能的夾層復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，已有眾多學(xué)者對(duì)其開展了研究[4-9]。美國(guó)某空軍基地的Jim Tuss等人[4]在1996年對(duì)共形承載天線應(yīng)用難題給出了解決方法，提出了將CLAS的結(jié)構(gòu)和電磁性能結(jié)合分析的觀點(diǎn)。上世紀(jì)90年代，波音公司以及NASA均做過(guò)共形承載天線機(jī)翼的實(shí)驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)機(jī)翼的扭曲、搖擺等變形都會(huì)對(duì)天線的電磁性能產(chǎn)生影響。鮑爾航天科技公司(Ball Aerospace & technologies Corp.)為F35JSF研制了集成通信、導(dǎo)航、識(shí)別(CNI)一體的共形天線[5]。Chi San You等人[6]以蜂窩夾層微帶天線為研究對(duì)象研究了共形承載天線的設(shè)計(jì)和試驗(yàn)，并進(jìn)行了天線性能測(cè)試。國(guó)內(nèi)戴洪福等人[7]設(shè)計(jì)并制備了共形承載一體化的埋微帶天線蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，并利用有限元方法結(jié)合實(shí)驗(yàn)分析了該結(jié)構(gòu)的力學(xué)和電磁性能，尹斌等人[8]對(duì)含天線與不含天線泡沫夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行了損傷模擬與強(qiáng)度預(yù)測(cè)。

蜂窩夾層共形承載天線結(jié)構(gòu)是共形承載天線結(jié)構(gòu)的一種，它是將微型天線嵌入蜂窩夾層結(jié)構(gòu)體中，與傳統(tǒng)布置在飛機(jī)表面的天線相比，它將天線與結(jié)構(gòu)集成為一體，保持了原結(jié)構(gòu)比強(qiáng)度高、比模量大、隔熱、透波等一系列優(yōu)異的性能，還具有不影響結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)外形、靈活的安裝位置以及兼具承載能力和電磁性能等優(yōu)點(diǎn)，提高了結(jié)構(gòu)的利用效率和天線性能[9-10]。蜂窩夾層共形天線結(jié)構(gòu)在真實(shí)使用中通常安裝在飛機(jī)機(jī)翼、尾翼、垂尾等部位，并與這些部位融為一體且暴露在外，而飛機(jī)飛行過(guò)程中，在共形天線安裝的這些位置經(jīng)常受到彎曲、壓縮、剪切等作用。

盡管共形承載天線結(jié)構(gòu)具有諸多優(yōu)點(diǎn)，但結(jié)構(gòu)中由于有了天線的夾雜，蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的剛度、強(qiáng)度將會(huì)受到影響，特別是對(duì)于蜂窩芯結(jié)構(gòu)，天線的插入造成了蜂窩芯的原始損傷，嚴(yán)重影響其面外抗剪能力[11-12]；同時(shí)，夾層結(jié)構(gòu)的受力變形可能會(huì)引起內(nèi)埋天線的受力變形，進(jìn)而影響天線的電磁性能。本文針對(duì)玻璃鋼蜂窩夾層共形承載天線結(jié)構(gòu)進(jìn)行了常溫下四點(diǎn)彎曲試驗(yàn)，在實(shí)驗(yàn)前后對(duì)加入真實(shí)天線的實(shí)驗(yàn)件進(jìn)行天線性能檢測(cè)；采用三明治夾芯板理論和分離式實(shí)體建模方法，利用ABAQUS軟件建立其有限元模型，并基于各向異性材料最大應(yīng)力準(zhǔn)則，利用USDFLD定義蜂窩芯失效準(zhǔn)則，并將實(shí)驗(yàn)與模擬結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。

2 實(shí) 驗(yàn)

2.1 實(shí)驗(yàn)材料

實(shí)驗(yàn)件為玻璃鋼蜂窩夾層共形承載天線復(fù)合結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)如圖1所示，尺寸如圖2所示，共4件，其中包含一件真件，3件假件，真件中加入真實(shí)的衛(wèi)星導(dǎo)航共形螺旋天線，天線結(jié)構(gòu)如圖3和圖4所示，假件中加入與真天線形狀大小和材料均相同的代替假天線，假天線無(wú)螺紋接頭，沒有天線電磁功能。

圖1 彎曲試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure diagram of the bending tests

圖2 實(shí)驗(yàn)件結(jié)構(gòu)尺寸圖Fig.2 Size of the test structure

圖3 共形天線結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3 Diagram of the CLAS

圖4 共形螺旋天線實(shí)物圖Fig.4 RealFigure of the conformal spiral antenna

蜂窩芯為Nomex蜂窩，材料標(biāo)號(hào)為NH-1-2.75-48；面板材料為玻璃纖維/環(huán)氧復(fù)合材料層合板，牌號(hào)為SW-280A/3218，上面板鋪層方式為45/0/0/-45，下面板鋪層方式為45/0/-45/45/0/-45，面板與芯層之間為膠層SY-P11。

2.1 實(shí)驗(yàn)方法

依據(jù)ASTMD 7250/D7250M-06 《測(cè)量夾層梁彎曲與剪切剛度的操作規(guī)程》進(jìn)行結(jié)構(gòu)的四點(diǎn)彎曲試驗(yàn)，采用三分之一點(diǎn)加載方式，下跨距S=400mm，上跨距L=S/3=133.3mm，如圖5所示。實(shí)驗(yàn)在CSS-44200電子拉伸實(shí)驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行(如圖7所示)，采用力控制加載，并按照預(yù)定載荷5%分級(jí)加載。實(shí)驗(yàn)中，假件一直加載到破壞，獲取結(jié)構(gòu)的彎曲使用極限載荷及破壞強(qiáng)度；真件加載至結(jié)構(gòu)正常服役載荷即3個(gè)假件平均破壞載荷的67%。為測(cè)試實(shí)驗(yàn)過(guò)程中的應(yīng)變值，在試件表面粘貼34枚單向電阻應(yīng)變片，應(yīng)變片布置如圖6所示，上下面板位置一樣，上下對(duì)應(yīng)。實(shí)驗(yàn)前后均對(duì)天線進(jìn)行電磁性能測(cè)試，包括天線的駐波比、中心頻率以及帶寬，同時(shí)記錄面板相應(yīng)位置應(yīng)變值。實(shí)驗(yàn)過(guò)程中，在每級(jí)載荷下測(cè)量夾層板上下面板相應(yīng)位置的應(yīng)變。

圖5 三分之一點(diǎn)加載示意圖Fig.5 Diagram of the third point load

圖6 應(yīng)變片貼片位置Fig.6 Strain gauge location

圖7 四點(diǎn)彎實(shí)驗(yàn)裝置Fig.7 Process of the four-point bending test

3 有限元模擬

蜂窩夾層共形承載天線結(jié)構(gòu)為上下兩個(gè)玻璃鋼面板，面板之間用膠層粘結(jié)著紙蜂窩芯，共形天線以嵌入的方式埋入蜂窩芯層，且天線巴倫穿透蜂窩芯和上面板，結(jié)構(gòu)示意圖見圖1。

采用Abaqus軟件開展建模和計(jì)算，三維有限元模型形狀和尺寸與試件完全一致，模型中面板與蜂窩芯均以三維實(shí)體建模，采用C3D8R單元，面板采用composite layup鋪層。天線模型為實(shí)體結(jié)構(gòu)，賦予柔性電路基板材料屬性，模型如圖8所示。Nomex蜂窩紙的性能參數(shù)見表1[15]，利用蜂窩芯層的等效彈性模量式(1)[13-14]計(jì)算，得出蜂窩芯等效彈性參數(shù)(表2)，玻璃鋼面板的屬性參考聚合物基復(fù)合材料手冊(cè)[16]。模型中未考慮膠層的影響，面板與芯子之間采用耦合(tie)連接。Abaqus材料庫(kù)中并沒有蜂窩的材料本構(gòu)關(guān)系以及其失效準(zhǔn)則，考慮到夾層結(jié)構(gòu)彎曲時(shí)，芯層主要受剪應(yīng)力和彎曲應(yīng)力[17]，因此，采用Fortran編寫USDFLD子程序定義蜂窩芯的失效準(zhǔn)則與失效參數(shù)，定義失效準(zhǔn)則為最大應(yīng)力準(zhǔn)則，包括XZ方向最大剪應(yīng)力和Y方向最大拉應(yīng)力。根據(jù)實(shí)驗(yàn)情況，面板損傷發(fā)生在蜂窩芯斷裂之后，而且計(jì)算中主要關(guān)注結(jié)構(gòu)的失效載荷和面板的應(yīng)變以及天線的應(yīng)力響應(yīng)，所以模擬中未加入面板的損傷準(zhǔn)則。

表1 蜂窩紙性能參數(shù)

(1)

式中：T為蜂窩壁厚；L為蜂格邊長(zhǎng)；ES、GS分別為蜂窩紙的彈性常數(shù)。

圖8 Abaqus模型圖Fig.8 Abaqus model diagram

4 實(shí)驗(yàn)與模擬結(jié)果的分析對(duì)比

4.1 失效模式分析

圖9為實(shí)驗(yàn)與模擬的載荷位移曲線對(duì)比圖，由

表2 材料力學(xué)性能 Table 2 Mechanical properties of the materials

圖9可見：三件假件(D-2、D-3、D-4)的載荷位移曲線均呈直線上升，直至破壞，屬于典型的脆性破壞。結(jié)合圖7可知：夾層結(jié)構(gòu)四點(diǎn)彎曲的破壞是由于蜂窩芯在加載點(diǎn)處的剪切破壞，由實(shí)驗(yàn)過(guò)程觀察到芯層剪切破壞發(fā)生在芯層與面板分離之前并呈現(xiàn)脆性破壞的特性。隨著面板與芯層的分離，面板發(fā)生彎曲破壞，但并未斷裂，這種破壞模式與未加入天線的蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的彎曲失效模式是相同的[17]。

4.2 載荷分析

結(jié)合圖9和表3可知：有限元模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合良好，并且，三件假件的破壞載荷較為平均，這說(shuō)明實(shí)驗(yàn)重復(fù)性較好。由表3可知：模擬破壞載荷與實(shí)驗(yàn)平均破壞載荷相差不大，相對(duì)誤差為12.44%，分析原因可能一為實(shí)驗(yàn)誤差，二為模擬中將面板與芯層采用耦合連接，忽略了膠層的實(shí)際影響，增大了結(jié)構(gòu)的整體剛度。由圖9可見：真件與假件的載荷位移曲線重復(fù)性良好且未出現(xiàn)損傷，說(shuō)明真件承受住了預(yù)期載荷的考驗(yàn)。

圖9 實(shí)驗(yàn)與模擬載荷位移圖Fig.9 Load vs. Displacement numerical and experimental curve

表3 實(shí)驗(yàn)與模擬失效載荷表

4.3 應(yīng)力分析

圖10為蜂窩芯的Mises應(yīng)力及失效云圖，圖10(b)中SDV3表示定義的兩種最大應(yīng)力失效準(zhǔn)則的綜合表現(xiàn)，由圖10(b)可見：模擬損傷主要出現(xiàn)在兩加載點(diǎn)區(qū)域(灰色區(qū)域)，這與實(shí)驗(yàn)中的破壞位置基本一致。圖11(a)為面板的Mises應(yīng)力云圖，圖11(b)為Y方向的應(yīng)變?cè)茍D。由圖11可知：面板的應(yīng)力和應(yīng)變?cè)诩虞d點(diǎn)處最大，這是由于應(yīng)力集中引起的，而在加載點(diǎn)之間的區(qū)域較大且基本相等，并向兩邊波浪遞減，符合四點(diǎn)彎曲的受力狀態(tài)。

圖10 蜂窩芯應(yīng)力及失效圖(a) 蜂窩芯的Mises應(yīng)力云圖； (b) XZ方向最大剪應(yīng)力和Y方向最大拉應(yīng)力失效準(zhǔn)則綜合云圖Fig.10 Predicted stress and failure of the honeycomb core

圖11 上下面板應(yīng)力及Y方向應(yīng)變圖Fig.11 Stress and strain diagram of the top and bottom panel at Y direction

4.4 應(yīng)變分析

圖12 實(shí)驗(yàn)與模擬面板載荷應(yīng)變曲線圖Fig.12 Load vs. strain numerical and experimental curve of the pane

選取上下面板中間區(qū)域的7(23)、14(30)四個(gè)應(yīng)變點(diǎn)(見圖8)，括號(hào)中為下面板相應(yīng)位置點(diǎn)的編號(hào)，并選取模擬中面板相應(yīng)位置的應(yīng)變并繪制載荷應(yīng)變圖，如圖12所示。由圖12可知：上下面板相同位置的應(yīng)變呈對(duì)稱分布，上面板受壓，應(yīng)變?yōu)樨?fù)值，下面板受拉，應(yīng)變?yōu)檎?，其?yīng)變均隨載荷的增加而線性增加；上下面板實(shí)驗(yàn)與模擬的載荷應(yīng)變曲線規(guī)律性一致，下面板應(yīng)變測(cè)量值與模擬值吻合較好，上面板相應(yīng)載荷下的應(yīng)變值比實(shí)驗(yàn)值略大，這是由于模擬中載荷與邊界條件理想化以及參數(shù)設(shè)置等原因所致。真件與假件相同位置在同一載荷下的應(yīng)變相差不大，也說(shuō)明了真假件的結(jié)構(gòu)整體剛度基本相同。

5 天線電磁性能分析

選擇此類天線的工作頻帶范圍，在試驗(yàn)前后對(duì)真件(real)進(jìn)行天線性能檢測(cè)，結(jié)果見圖13和表4所示。由圖13可知：駐波比曲線實(shí)驗(yàn)后比實(shí)驗(yàn)前有微小的向低頻移動(dòng)的變化，移動(dòng)30MHz左右，同時(shí)曲線在1.5GHz附近出現(xiàn)明顯的降低，降低頻段不大，駐波比整體走勢(shì)無(wú)大幅變化。由表4可知：各頻點(diǎn)的測(cè)試中心頻率除1.27GHz、1.6GHz變化較小，其它兩頻點(diǎn)的中心頻率降低都較大，但基于各頻點(diǎn)的帶寬明顯變大，所以在關(guān)鍵點(diǎn)受影響較小，這說(shuō)明天線在實(shí)驗(yàn)后性能無(wú)明顯變化，天線功能完好。

表4 真件實(shí)驗(yàn)前后天線性能的變化

圖13 實(shí)驗(yàn)前后真件駐波比的變化Fig.13 Changes of real before and after the experiment in SWR

6 結(jié) 論

1.對(duì)玻璃鋼蜂窩夾層共形天線承載結(jié)構(gòu)進(jìn)行了四點(diǎn)彎曲試驗(yàn)，得到了此夾層結(jié)構(gòu)的失效模式；通過(guò)對(duì)比真件與假件的載荷以及應(yīng)變，發(fā)現(xiàn)真件承受住了預(yù)期載荷的考驗(yàn)且真假件的結(jié)構(gòu)整體剛度基本相同。

2.通過(guò)對(duì)比真件實(shí)驗(yàn)前與實(shí)驗(yàn)后的天線電磁性能檢測(cè)結(jié)果，發(fā)現(xiàn)真件在達(dá)到假件平均破壞載荷67%的載荷水平下，結(jié)構(gòu)無(wú)損傷，天線各項(xiàng)性能并未發(fā)生明顯變化，天線功能依舊完好，說(shuō)明此結(jié)構(gòu)達(dá)到了共形承載天線結(jié)構(gòu)既能承載又有天線功能的要求。

3.采用有限元方法，將蜂窩夾層結(jié)構(gòu)等效為三明治結(jié)構(gòu)，采用三明治夾芯板理論和分離式實(shí)體建模方法，并基于各向異性材料最大應(yīng)力準(zhǔn)則，利用USDFLD定義蜂窩芯失效模型，準(zhǔn)確地模擬出結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和剛度，說(shuō)明此模擬方法能較好地預(yù)測(cè)此類結(jié)構(gòu)的力學(xué)特性，具有較好的準(zhǔn)確性和適用性。

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MechanicalandElectricPerformanceofHoneycombSandwichConformalLoad-bearingAntennaStructure

DUANMiaomiao1,2,YUEZhufeng1,JIAKunrong2

(1.SchoolofMechanicsAndCivil.&Architecture,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710129,China;2.Collegeofsciences,Xi’anPolytechinicUniversity,Xi’an710048,China)

Conformal Load-bearing Antenna Structure (CLAS) with FRP skins and NOMEX core was subjected to 4-point static bending test. And the antenna performance including electromagnetic tests with true or false antenna in that structure were carried out before and after the 4-point static bending experiment. The finite element model was established with sandwich plate theory and separate entity modeling method by ABAQUS, defining failure model of the honeycomb core with USDFLD based on the maximum stress criterion of anisotropic material. Results show that the finite element model can accurately simulate the structure stiffness and strength. The antenna performance did not change significantly after test, verifying the availability of such structure and the accuracy of simulation method.

honeycomb sandwich; conformal load-bearing antenna; four-point bending; abaqus; failure mechanism

2016-07-13；

2016-09-28

工信部資助項(xiàng)目(MJ-Y-2013-26)

段苗苗(1988-)，女，助理工程師，博士，研究方向：復(fù)合材料力學(xué)，E-mail:dmm0209@126.com。

1673-2812(2017)06-0877-06

TB330.1；TN820

A

10.14136/j.cnki.issn1673-2812.2017.06.004