【正文】 ............................................................................ 7 環(huán)境條件總結(jié) ........................................................................................... 8 溫度場 ...................................................................................................... 9 第 4 章 計算模型及相關(guān)處理思路 ......................................11 模型處理 ................................................................................................ 11 材料參數(shù) ................................................................................................ 12 施加位移約束條件 ................................................................................ 14 單元屬性定義 ........................................................................................ 14 第 5 章 溫度應(yīng)力計算結(jié)果 ............................................16 材料的屈服強(qiáng)度 .................................................................................... 16 熱應(yīng)力結(jié)果分析 .................................................................................... 16 第 6 章 總結(jié)與展望 ..................................................25 參考文獻(xiàn) ...........................................................26 致謝 ...............................................................27 武漢理工大學(xué)畢業(yè)論文 1 第 1 章 緒論 研究背景 及意義 大飛機(jī)一般是指起飛總重量超過 100 噸的運輸類飛機(jī)，包括軍用大型運輸機(jī)和民用大型運輸機(jī)，也包括一次航程達(dá)到 3000 公里的軍用或乘坐 達(dá)到 100 座以上的民用客機(jī)。對大飛機(jī)的研究，不僅對于技術(shù)意義重大，在國防、經(jīng)濟(jì)以及政治領(lǐng)域都具有重大意義。這些年來，我們不斷致力于大飛機(jī)的研究。目前，中國已經(jīng)成為世界第二大民用航空市場。飛行器座艙熱環(huán)境是決定乘員和機(jī)組人員工作效能和健康的重要影響因素，是創(chuàng)造舒適的座艙環(huán)境的基本要求。 無論是在飛行中或地面狀態(tài)，飛機(jī)都會與周圍環(huán)境發(fā)生熱交換，從而使座艙內(nèi)環(huán)境溫度發(fā)生變化。飛機(jī)從起飛、巡航到降落的一系列飛行過程中，隨飛行高度和速度變化，飛機(jī)蒙皮溫度和熱載荷也隨之不斷改變。為了滿足飛機(jī)成員的熱舒適性要求，座艙儀表 設(shè)備的正常工作，以及節(jié)省系統(tǒng)能耗，需要在飛機(jī)設(shè)計階段就精確地計算飛機(jī)座艙穩(wěn)態(tài)的熱載荷，從而為客機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)的方案選擇、參數(shù)優(yōu)化以及控制規(guī)律研究等提供可靠的理論依據(jù)。 國內(nèi)外對飛機(jī)座艙穩(wěn)態(tài)的計算與研究經(jīng)歷了幾十年的探索：近幾年北京航空航天大學(xué)張興娟、楊春信和袁修干提出了大飛機(jī)乘員艙熱載荷的工程估算方法 [1]。該方法以 25 種民用大飛機(jī)的性能參數(shù)為基礎(chǔ)，根據(jù)乘員艙熱載荷與乘員數(shù)和機(jī)艙相關(guān)尺寸之間的良好線性關(guān)系提出了兩種估算模型； 20xx 年 李楠 ,程湛 進(jìn)行了大飛機(jī)的動態(tài)熱載荷的仿真計算 [2]；蔡宇宏 ,蔣彥龍 ,蔡玉飛 ,等人進(jìn)行了民機(jī)客艙熱載荷的數(shù)值計算 [3]。 機(jī)身熱量的來源主要有以下幾個方面： 1） 大氣與飛機(jī)外蒙皮之間的對流換熱； 2） 飛機(jī)外蒙皮吸收太陽輻射熱及其與外界環(huán)境之間的輻射換熱； 3） 飛機(jī)電子設(shè)備、發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的熱； 4） 機(jī)身蒙皮與大氣摩擦產(chǎn)生的熱； 5） 乘客生理活動產(chǎn)熱； 6） 溫度控制設(shè)備產(chǎn)熱。 熱量在機(jī)身內(nèi)部通過對流、輻射、傳導(dǎo)等方式傳遞，在飛機(jī)機(jī)身形成復(fù)雜的溫度場。 客機(jī)的機(jī)身分為機(jī)頭、前機(jī)身、中機(jī)身、機(jī)翼、整流罩、后機(jī)身、機(jī)尾這些部分，機(jī)身骨架主要由鋁 7000 合金材料構(gòu)成、蒙皮主要是鋁 20xx 材料，整 流罩和機(jī)翼部分為復(fù)合材料。 飛機(jī)機(jī)身骨架及蒙皮主要采用鋁合金，飛機(jī)的氣密性要求機(jī)身各個構(gòu)件之間緊密連接，在 機(jī)身 各 連接部位， 特別是鋁合金與復(fù)合材料連接處，由于材料熱膨脹系數(shù)不匹配以武漢理工大學(xué)畢業(yè)論文 2 及 溫度梯度會產(chǎn)生很大的熱應(yīng)力，威脅到結(jié)構(gòu)安全和壽命 。 受材料規(guī)格、加工制造與裝配工藝、設(shè)計等 諸 多因素 的影響， 飛機(jī)結(jié)構(gòu)通常由多個部件通過連接形成整體結(jié)構(gòu)，而目前在重要受力結(jié)構(gòu)件之間，機(jī)械連接仍 然 是主要的連接方式。緊固件連接部位承受的載荷往往相對較大，且容易產(chǎn)生應(yīng)力集中，成為結(jié)構(gòu)失效的常見部位。根據(jù)飛機(jī)的試驗和使用經(jīng)驗，飛機(jī)機(jī)體破壞有 85%發(fā)生在連接部位。連接結(jié)構(gòu)件是熱強(qiáng)度校核的關(guān)鍵部位，由于熱應(yīng)力的存在，使得連接部位的工作環(huán)境更加惡劣，雖然結(jié)構(gòu)的常溫靜力強(qiáng)度安全余度較大，但常常因為熱應(yīng)力導(dǎo)致結(jié)構(gòu)過早失效。 同時。飛機(jī)長期處于周期性的溫度場環(huán)境中，機(jī)身承受著反復(fù)循環(huán)的周期熱應(yīng)力影響，極易產(chǎn)生熱疲勞，導(dǎo)致疲勞破壞。 因此，能夠快速分析 機(jī)身的 熱應(yīng)力，簡單有效地預(yù)估熱應(yīng)力水平， 對于優(yōu)化連接結(jié)構(gòu)設(shè)計 、 減緩熱應(yīng)力影響 、提高連接 的 強(qiáng)度具有重要意義 。 飛機(jī)在飛行過程中發(fā)生結(jié)構(gòu)的應(yīng)力破壞是空難事故最主要的原因，一旦出現(xiàn)結(jié)構(gòu)破壞，即使只是蒙皮脫落，飛機(jī)就很可 能 遭遇毀滅性的破壞，導(dǎo)致機(jī)毀人亡。參考相關(guān)的實驗研究，飛機(jī)機(jī)身的熱應(yīng)力達(dá)到了 MPa 的數(shù)量級，是不容忽視的。因此在飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計中，熱應(yīng)力對飛機(jī)機(jī)身的作用以及在飛機(jī)設(shè)計中對熱應(yīng)力的處理是我們需要十分關(guān)注的。 國內(nèi)外熱結(jié)構(gòu)研究現(xiàn)狀 國外對結(jié)構(gòu)的熱應(yīng)力展開了很多卓有成效的工作，有對連接熱防護(hù)系統(tǒng)的 CMC 緊固件進(jìn)行了高溫循環(huán)的熱試驗 ［ 4］ ， 證實飛行器再入過程中緊固件扭矩會下降；通過對碳纖維鋁合金層合板使用熱膨脹夾頭實現(xiàn)了在不降低層合板拉伸強(qiáng)度的情況下大幅減小熱殘余應(yīng)力 ［ 5］ ；有研究對應(yīng)用于高超聲速 飛行器的可控制熱應(yīng)力的壓電復(fù)合圓盤設(shè)計進(jìn)行理論方面的求解與優(yōu)化 ［ 6］ 。 國內(nèi)也有一些 學(xué)者對多種結(jié)構(gòu)進(jìn)行了熱應(yīng)力分析，多為有限元計算分析，韓宇對多層組合圓筒體的傳熱和熱應(yīng)力進(jìn)行了詳細(xì)的分析 ［ 7］ ；張肖肖， 成 竹，任青梅，秦強(qiáng) 等人進(jìn)行了 緊固件連接部位熱應(yīng)力分析的理論算法 [8]；李樹杰等人通過計算仿真發(fā)現(xiàn) SiC 陶瓷與 Ni 基高溫合金在直接連接時熱應(yīng)力很大， 而使用功能梯度中間層或 Cu 等軟金屬作為中間層能在一定程度上緩解熱應(yīng)力 ［ 9］ 。 機(jī)身熱應(yīng)力測試 準(zhǔn)則 隨著對熱應(yīng)力問題認(rèn)識以及熱應(yīng)力研究分析的逐漸深入 ，工程上制定了航空材料的熱應(yīng)力測試準(zhǔn)則。多年來，客機(jī)機(jī)身設(shè)計方向的學(xué)者，工程師做了許多熱分析方面的理論和實驗研究，累計了大量的客機(jī)飛行航程熱分析數(shù)據(jù)，據(jù)此制定了相應(yīng)的測試準(zhǔn)則。 對客機(jī)的機(jī)身熱應(yīng)力分析需要進(jìn)行以下兩種類型的分析： ； 武漢理工大學(xué)畢業(yè)論文 3 由于客機(jī)的飛行熱條件是一個周期性的變化過程，在交變的溫度場環(huán)境中，機(jī)身產(chǎn)生交變熱應(yīng)力載荷作用，同時材料自身在交變溫度作用下，也會發(fā)生熱疲勞，導(dǎo)致材料過早失效乃至發(fā)生破壞。 。 客機(jī)在正常飛行中，機(jī)身處于一個時刻變化著的熱環(huán)境中，機(jī)身溫度場 在時刻發(fā)生著變化。隨著溫度梯度的不同，機(jī)身不同的部位可能出現(xiàn)熱應(yīng)力集中現(xiàn)象，在這樣的情況下，進(jìn)行機(jī)身的瞬態(tài)應(yīng)力分析是非常有必要的。 本文工作及預(yù)期成果 由于客機(jī)機(jī)身 熱環(huán)境條件的復(fù)雜性，在機(jī)身熱載荷分析時產(chǎn)生了大量的瞬態(tài)溫度場數(shù)據(jù)，由此進(jìn)行瞬態(tài)熱應(yīng)力計算對計算機(jī)的要求相當(dāng)高，工作量較大。通過對客機(jī)熱航程條件的分析，將航程條件劃分為九個階段，選取每個階段末的溫度場進(jìn)行熱應(yīng)力計算，嘗試為客機(jī)的瞬態(tài)熱應(yīng)力研究提供一種較為簡便可行的方法。 本文工作基本內(nèi)容： （ 1） 建立客機(jī)機(jī)身中段數(shù)值模型； （ 2） 在 此基礎(chǔ)上經(jīng)行選取熱航程環(huán)境條件； （ 3） 對熱航程條件進(jìn)行分析，進(jìn)行合理的階段劃分； （ 4） 整理得到機(jī)身結(jié)構(gòu)材料表； （ 5） 完成熱分析到應(yīng)力分析模型的轉(zhuǎn)換； （ 6） 選取合適的位移邊界條件； （ 7） 在溫度場基礎(chǔ)上，計算得到階段末機(jī)身中段熱應(yīng)力場； （ 8） 對機(jī)身熱應(yīng)力場進(jìn)行分析； （ 9）對分析方法進(jìn)行評價。 本文運用商業(yè)軟件 [10] 來建立模型以及相關(guān)處理。 分析工作基本流程圖： 武漢理工大學(xué)畢業(yè)論文 4 預(yù)期結(jié)果： 在已經(jīng)得到的九個階段的溫度場基礎(chǔ)上，對模型進(jìn)行一定的處理，轉(zhuǎn)化成應(yīng)