，，

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

蜂窩夾層共形承載天線結構的力電性能

段苗苗1,2，岳珠峰1，賈坤榮2

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

本文對玻璃鋼蜂窩夾層共形承載天線結構進行常溫四點彎曲試驗，并對比了含有真實天線的實驗件在實驗前后的電磁性能。采用三明治夾芯板理論和分離式實體建模方法，利用ABAQUS建立其有限元模型，并基于各向異性材料最大應力準則，使用USDFLD定義蜂窩芯失效準則。實驗和模擬結果表明：此方法能準確地模擬結構的剛度和強度。性能檢測顯示實驗件能夠承受預定載荷，從而驗證了此類結構在彎曲載荷下的可靠性以及模擬方法的準確性。

蜂窩夾層； 共形承載天線； 四點彎曲； ABAQUS仿真； 破壞機理

1 前 言

機載天線是飛機獲取和傳輸信息的重要設備，傳統(tǒng)機載天線在飛機的氣動性能、隱身性能以及可利用空間等方面有很多缺陷[1-3]。共形承載天線結構(Conformal Load-bearing Antenna Structure，CLAS)是一種兼具力學承載和天線功能的夾層復合材料結構，已有眾多學者對其開展了研究[4-9]。美國某空軍基地的Jim Tuss等人[4]在1996年對共形承載天線應用難題給出了解決方法，提出了將CLAS的結構和電磁性能結合分析的觀點。上世紀90年代，波音公司以及NASA均做過共形承載天線機翼的實驗，發(fā)現(xiàn)機翼的扭曲、搖擺等變形都會對天線的電磁性能產生影響。鮑爾航天科技公司(Ball Aerospace & technologies Corp.)為F35JSF研制了集成通信、導航、識別(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象研究了共形承載天線的設計和試驗，并進行了天線性能測試。國內戴洪福等人[7]設計并制備了共形承載一體化的埋微帶天線蜂窩夾層結構，并利用有限元方法結合實驗分析了該結構的力學和電磁性能，尹斌等人[8]對含天線與不含天線泡沫夾層結構進行了損傷模擬與強度預測。

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

盡管共形承載天線結構具有諸多優(yōu)點，但結構中由于有了天線的夾雜，蜂窩夾層結構的剛度、強度將會受到影響，特別是對于蜂窩芯結構，天線的插入造成了蜂窩芯的原始損傷，嚴重影響其面外抗剪能力[11-12]；同時，夾層結構的受力變形可能會引起內埋天線的受力變形，進而影響天線的電磁性能。本文針對玻璃鋼蜂窩夾層共形承載天線結構進行了常溫下四點彎曲試驗，在實驗前后對加入真實天線的實驗件進行天線性能檢測；采用三明治夾芯板理論和分離式實體建模方法，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力準則，利用USDFLD定義蜂窩芯失效準則，并將實驗與模擬結果進行了對比。

2 實 驗

2.1 實驗材料

實驗件為玻璃鋼蜂窩夾層共形承載天線復合結構，結構如圖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，真件中加入真實的衛(wèi)星導航共形螺旋天線，天線結構如圖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，假天線無螺紋接頭，沒有天線電磁功能。

圖1 彎曲試驗件結構示意圖Fig.1 Structure diagram of the bending tests

圖2 實驗件結構尺寸圖Fig.2 Size of the test structure

圖3 共形天線結構示意圖Fig.3 Diagram of the CLAS

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

蜂窩芯為Nomex蜂窩，材料標號為NH-1-2.75-48；面板材料為玻璃纖維/環(huán)氧復合材料層合板，牌號為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 實驗方法

依據(jù)ASTMD 7250/D7250M-06 《測量夾層梁彎曲與剪切剛度的操作規(guī)程》進行結構的四點彎曲試驗，采用三分之一點加載方式，下跨距S=400mm，上跨距L=S/3=133.3mm，如圖5所示。實驗在CSS-44200電子拉伸實驗機上進行(如圖7所示)，采用力控制加載，并按照預定載荷5%分級加載。實驗中，假件一直加載到破壞，獲取結構的彎曲使用極限載荷及破壞強度；真件加載至結構正常服役載荷即3個假件平均破壞載荷的67%。為測試實驗過程中的應變值，在試件表面粘貼34枚單向電阻應變片，應變片布置如圖6所示，上下面板位置一樣，上下對應。實驗前后均對天線進行電磁性能測試，包括天線的駐波比、中心頻率以及帶寬，同時記錄面板相應位置應變值。實驗過程中，在每級載荷下測量夾層板上下面板相應位置的應變。

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

圖6 應變片貼片位置Fig.6 Strain gauge location

圖7 四點彎實驗裝置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構為上下兩個玻璃鋼面板，面板之間用膠層粘結著紙蜂窩芯，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，結構示意圖見圖1。

采用Abaqus軟件開展建模和計算，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體建模，采用C3D8R單元，面板采用composite layup鋪層。天線模型為實體結構，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合材料手冊[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材料庫中并沒有蜂窩的材料本構關系以及其失效準則，考慮到夾層結構彎曲時，芯層主要受剪應力和彎曲應力[17]，因此，采用Fortran編寫USDFLD子程序定義蜂窩芯的失效準則與失效參數(shù)，定義失效準則為最大應力準則，包括XZ方向最大剪應力和Y方向最大拉應力。根據(jù)實驗情況，面板損傷發(fā)生在蜂窩芯斷裂之后，而且計算中主要關注結構的失效載荷和面板的應變以及天線的應力響應，所以模擬中未加入面板的損傷準則。

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；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 實驗與模擬結果的分析對比

4.1 失效模式分析

圖9為實驗與模擬的載荷位移曲線對比圖，由

表2 材料力學性能 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。結合圖7可知：夾層結構四點彎曲的破壞是由于蜂窩芯在加載點處的剪切破壞，由實驗過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構的彎曲失效模式是相同的[17]。

4.2 載荷分析

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

圖9 實驗與模擬載荷位移圖Fig.9 Load vs. Displacement numerical and experimental curve

表3 實驗與模擬失效載荷表

4.3 應力分析

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

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

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

4.4 應變分析

圖12 實驗與模擬面板載荷應變曲線圖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)四個應變點(見圖8)，括號中為下面板相應位置點的編號，并選取模擬中面板相應位置的應變并繪制載荷應變圖，如圖12所示。由圖12可知：上下面板相同位置的應變呈對稱分布，上面板受壓，應變?yōu)樨撝?，下面板受拉，應變?yōu)檎?，其應變均隨載荷的增加而線性增加；上下面板實驗與模擬的載荷應變曲線規(guī)律性一致，下面板應變測量值與模擬值吻合較好，上面板相應載荷下的應變值比實驗值略大，這是由于模擬中載荷與邊界條件理想化以及參數(shù)設置等原因所致。真件與假件相同位置在同一載荷下的應變相差不大，也說明了真假件的結構整體剛度基本相同。

5 天線電磁性能分析

選擇此類天線的工作頻帶范圍，在試驗前后對真件(real)進行天線性能檢測，結果見圖13和表4所示。由圖13可知：駐波比曲線實驗后比實驗前有微小的向低頻移動的變化，移動30MHz左右，同時曲線在1.5GHz附近出現(xiàn)明顯的降低，降低頻段不大，駐波比整體走勢無大幅變化。由表4可知：各頻點的測試中心頻率除1.27GHz、1.6GHz變化較小，其它兩頻點的中心頻率降低都較大，但基于各頻點的帶寬明顯變大，所以在關鍵點受影響較小，這說明天線在實驗后性能無明顯變化，天線功能完好。

表4 真件實驗前后天線性能的變化

圖13 實驗前后真件駐波比的變化Fig.13 Changes of real before and after the experiment in SWR

6 結 論

1.對玻璃鋼蜂窩夾層共形天線承載結構進行了四點彎曲試驗，得到了此夾層結構的失效模式；通過對比真件與假件的載荷以及應變，發(fā)現(xiàn)真件承受住了預期載荷的考驗且真假件的結構整體剛度基本相同。

2.通過對比真件實驗前與實驗后的天線電磁性能檢測結果，發(fā)現(xiàn)真件在達到假件平均破壞載荷67%的載荷水平下，結構無損傷，天線各項性能并未發(fā)生明顯變化，天線功能依舊完好，說明此結構達到了共形承載天線結構既能承載又有天線功能的要求。

3.采用有限元方法，將蜂窩夾層結構等效為三明治結構，采用三明治夾芯板理論和分離式實體建模方法，并基于各向異性材料最大應力準則，利用USDFLD定義蜂窩芯失效模型，準確地模擬出結構的強度和剛度，說明此模擬方法能較好地預測此類結構的力學特性，具有較好的準確性和適用性。

[1] 朱松. 共形天線的發(fā)展及其電子戰(zhàn)應用[J].中國電子科學研究院學報, 2007, 2(6): 562～567.

[2] ARBABI, A. SAFAVI-NAEINI, S. Maximum Gain of a Lossy Antenna [J]. Antennas And Propagation, IEEE Transactions on, 2012, 60(1):2～8.

[3] ALLEN J. LOCKYER, JAYANTH N KUDVA, et al. Prototype Testing and Evaluation of a Structurally Integrated Conformal Antenna Installation in the Vertical Tail of Military Aircraft [J].AIAA,1997, 112～121.

[4] JIM TUSS, ALLEN LOCKYER, KEVIN ALT, et al. Conformal Load-bearing Antenna Structure [J]. AIAA Meeting Papers on Disc, 1996, (44): 836～843.

[5] CALLUS P J. Conformal Load-bearing Antenna Structure for Australian Defence Force Aircraft [R]. DSTO Platforms Sciences Laboratory, DSTO-TR-1963, 2007, 36～37

[6] YOU C S, KIM D, CHO S, et al. Impact Behavior of Composite Antenna Array that is Conformed Around Cylindrical Bodies [J].Composites Science and Technology, 2010, 70: 627～632.

[7] 戴福洪, 王廣寧. 埋微帶天線蜂窩夾層結構的力電性能分析[J].復合材料學報, 2011, 2(28): 231～234.

[8] 尹斌, 許希武, 古興瑾. 含天線與不含天線泡沫芯夾層結構損傷模擬及強度預測[J].材料科學與工程學報, 2013, 31(5): 708～727.

[9] 劉杰,郝巍,孟江燕. 蜂窩夾層結構復合材料應用研究進展[J]. 宇航材料工藝, 2013,(3): 25～29.

[10] 胡建平, 蔡吉, 肇研, 劉建華. 濕熱環(huán)境對蜂窩夾層復合材料性能的影響[J]. 材料工程, 2010,(11): 43-47.

[11] Roy R, Nguyen K H, Park Y B, et al. Testing and Modeling of NomexTMHoneycomb Sandwich Panels with Bolt Insert[J]. Composites Part B: Engineering. 2014, 56:762～769.

[12] 趙鵬成. 含缺陷復合材料蜂窩夾層結構力學性能研究[D]. 哈爾濱工程大學碩士學位論文,楊世偉,哈爾濱, 2009.

[13] Lorna J. Gibson, Michael F. Ashby. Cellular Solids Structure and Properties[M].second Edition. Cambridge University; Cambridge University Press, 1999, 30～31.

[14] 富明慧,尹久仁.蜂窩芯層的等效彈性常數(shù)[J].力學學報, 1999, 31(1): 113～118.

[15] RENE ROY, SUNG-JUN PARK, JIN-HWE KWEON, et al. Characterization of Nomex Honeycomb Core Constituent Material Mechanical Properties[J].Composite Structures, 2014, (117): 255～266.

[16] 陳祥寶. 聚合物基復合材料手冊[M]. 北京:化學工業(yè)出版社, 2004,328～333.

[17] 郭霞, 關志東, 劉遂, 等.修理工藝對邊緣封閉蜂窩夾層結構彎曲性能的影響[J].材料工程, 2013, (12): 27～31.

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

工信部資助項目(MJ-Y-2013-26)

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

1673-2812(2017)06-0877-06

TB330.1；TN820

A

10.14136/j.cnki.issn1673-2812.2017.06.004