【正文】 ......... 14 第 5 章 溫度應(yīng)力計(jì)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(guò) 100 噸的運(yùn)輸類飛機(jī)，包括軍用大型運(yùn)輸機(jī)和民用大型運(yùn)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)。s independent research and development in the large aircraft has a lower level than the Europe and the United States, these years, our country conducted more and more indepth research on this aspect. The plane stress analysis is a very plex process, high precision. More and more studies found that the thermal stress analysis is very necessary. This passage holds subject of large aircrafts body thermal analysis, thermal stress analysis section . Research on takeoff , cruise to a series of flight landing, nine different stages of temperature field, thermal stress of the middle provides a reference for the structure of the plane stress analys. Analysis and calculation were processed by software for the thermal stress. Including the pre and post processing stage, the calculation is pleted by MSC.NASTRAN. The basic principle is based on the finite element analysis, machine body heat analysis model is built based on the nodes, the material parameters and the unit properties areset on the basis of structural analysis model, then the model is transformed . Processing method of structure model to avoid the influence of non stress Structure , Method of loading the temperature field to the structure model, and the appropriate displacement constraint conditions to avoid the singularstiffness matrix. At the same time, a simple numerical analysis was conducted toverify the reliability of the results of the analysis. This passage is based on strict theoretical analysis, high accuracy model. Analysis process is rigorous, pletion of thermal stress analysis calculation on the temperature field has certain practical value of design for large aircraft. Keywords: large aircraft。探索結(jié)構(gòu)模型的處理方法以避免非受力構(gòu)件的影響，溫度場(chǎng)加載到結(jié)構(gòu)模型上的方法，以及合適的位移約束條件以避免剛度矩陣的奇異化 。為飛機(jī)的結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析提供參考。飛機(jī)的應(yīng)力分析是個(gè)相當(dāng)復(fù)雜的過(guò)程，精度要求相當(dāng)高。本人授權(quán)省級(jí)優(yōu)秀學(xué)士論文評(píng)選機(jī)構(gòu)將本學(xué)位論文的全部或部分內(nèi)容編入有關(guān)數(shù)據(jù)進(jìn)行檢索，可以采用影印、縮印或掃描等復(fù)制手段保存和匯編本學(xué)位論文。 指導(dǎo)教師： lls 學(xué)位論文原創(chuàng)性聲明 本人鄭重聲明：所呈交的論文是本人在導(dǎo)師的指導(dǎo)下獨(dú)立進(jìn)行研究所取得的研究成果。除了文中特別加以標(biāo)注引用的內(nèi)容外，本論文不包括任何其他個(gè)人或集體已經(jīng)發(fā)表或撰寫的成果作品。 本學(xué)位論文屬于 保密囗，在 年解密后適用本授權(quán)書 不保密囗 。越來(lái)越多的研究發(fā)現(xiàn)熱應(yīng)力分析是十分必要的。 本次熱 應(yīng)力分析計(jì)算采用 軟件進(jìn)行處理。同時(shí)輔以簡(jiǎn)單的算例分析對(duì)結(jié)果的可靠性進(jìn)行驗(yàn)證。 temperature field。對(duì)大飛機(jī)的研究，不僅對(duì)于技術(shù)意義重大，在國(guó)防、經(jīng)濟(jì)以及政治領(lǐng)域都具有重大意義。 無(wú)論是在飛行中或地面狀態(tài)，飛機(jī)都會(huì)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。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(dòng)態(tài)熱載荷的仿真計(jì)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(jì)算 [3]。 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(gè)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(huì)產(chǎn)生很大的熱應(yīng)力，威脅到結(jié)構(gòu)安全和壽命 。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?yàn)闊釕?yīng)力導(dǎo)致結(jié)構(gòu)過(guò)早失效。 飛機(jī)在飛行過(guò)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。 國(guó)內(nèi)也有一些 學(xué)者對(duì)多種結(jié)構(gòu)進(jìn)行了熱應(yīng)力分析，多為有限元計(jì)算分析，韓宇對(duì)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(shù)杰等人通過(guò)計(jì)算仿真發(fā)現(xiàn) SiC 陶瓷與 Ni 基高溫合金在直接連接時(shí)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］ 。 。通過(guò)對(duì)客機(jī)熱航程條件的分析，將航程條件劃分為九個(gè)階段，選取每個(gè)階段末的溫度場(chǎng)進(jìn)行熱應(yīng)力計(jì)算，嘗試為客機(jī)的瞬態(tài)熱應(yīng)力研究提供一種較為簡(jiǎn)便可行的方法。 武漢理工大學(xué)畢業(yè)論文 5 第 2 章 熱應(yīng)力分析基本原理 溫度場(chǎng)計(jì)算 計(jì)算節(jié)點(diǎn)單元列陣的一階線性常微分方程為： () 式中， 是熱容矩陣， 是熱傳導(dǎo)矩陣， 是溫度載荷列陣， 是與時(shí)間有關(guān)的節(jié)點(diǎn)溫度列陣， 。 （ ） （ ） （ ） 溫度應(yīng)力計(jì)算： 假定彈性體內(nèi)溫度變化為 T? ，這是后一瞬間的溫度減去前一時(shí)間的 溫度，以升溫為正。為了方便起見(jiàn)，下面用 T 代替 T? 。將（ ）式代入（ ）式，通過(guò)積分得到： （ ） 將所有的單元溫度載荷列陣組集成物體整體溫度載荷列陣，引入物體約束條件，解