【正文】 的結(jié)果為， 要求 許用應(yīng)力 的值參考表 。 表 表 表 AL 7075T6 屈服強(qiáng)度 板 = 372 MPa 厚度 102 mm = 400 MPa 厚度 mm = 421 MPa 厚度 = 441 MPa 厚度 mm = 462 MPa 厚度 mm = 469 MPa 厚度 mm = 462 MPa 厚度 mm 表 AL 2024T3 屈服強(qiáng)度 MPa 拉壓桿（ rod,bar） = 290 MPa 直徑 = mm = 305 MPa 直徑 m = 315 MPa 直徑 mm = 330 MPa 直徑 = mm 根據(jù)機(jī)身材料屈服強(qiáng)度可以判斷熱應(yīng)力作用下機(jī)身構(gòu)件是否失效。 3D 單元是 solid 單 元。 圖 bar 圖 bar 武漢理工大學(xué)畢業(yè)論文 15 單元參數(shù)依次為 name：定義截面形式 ； Name ：定義所使用的材料 ； Orientaion ：局部坐標(biāo)定義 ； ：截面面積 ； i,j ：定義截面慣性矩 ； Constant : 定義截面的抗扭剛度。 根據(jù)項(xiàng)目相關(guān)處理方法以及機(jī)身構(gòu)造，在以上材料表中查不到的材料參數(shù)采用下表 4的相關(guān)數(shù)據(jù) 表 材料參數(shù) 副表 序號(hào) 材料牌號(hào) 彈性模量 Pa610 泊 松比 G Pa610 熱膨脹系 數(shù) 確認(rèn) 1 AL20xx 73100 27481 1 2 AL7000 71700 26955 1 武漢理工大學(xué)畢業(yè)論文 14 施加位移約束條件 在多次嘗試之后發(fā)現(xiàn) ，只需將機(jī)身的兩端圓弧界面上所有節(jié)點(diǎn)約束上，約束displacement 在六個(gè)自由度上的數(shù)值都定為 0，如圖 所示。 在進(jìn)行結(jié)構(gòu)計(jì)算時(shí)，整流罩為非主要受力結(jié)構(gòu)，對溫度應(yīng)力計(jì)算結(jié)果影響較小，而由于其構(gòu)成為復(fù)合材料，處理起來比較麻煩，在模型處理時(shí)將這一部分去掉。但是節(jié)點(diǎn)號(hào)不能進(jìn)行重新排列，從而在進(jìn)行熱應(yīng)力分析時(shí)直接加載溫度場結(jié)果，完成結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力計(jì)算。下圖 為結(jié)構(gòu)模型上加載的第一階段的溫度場。 eTegeqepee FFFFaK ?????? eV TeT dVDBF 0?? ?TT 0110 ?? ????????????????????????????????????ee AmmjjiiATeT T d AcbcbcbvAtEtd ATDBF)1(2011??mmjjii TNTNTNT ???????????????????????????mmjjiimjieTcbcbcbTTTvtEF )()1(6?eTee FaK ?eTF武漢理工大學(xué)畢業(yè)論文 7 第 3 章 飛機(jī)熱航程條件以及標(biāo)準(zhǔn)氣候溫度場 熱分析模型 模型尺寸 （ m） 圖 模型尺寸 建立的計(jì)算模型如圖 所示。對于平面應(yīng)力問題，假定薄板厚度為 t，有 () 將上式代入（ ），得到： () 式中 A 為單元面積。 在彈性力學(xué)中，溫度應(yīng)力問題的基本方程與一般應(yīng)力分析的差別僅是本構(gòu)方程不同。 結(jié)構(gòu) 分析： 結(jié)構(gòu)應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系 （ ） 根據(jù)虛功原理： （ ） 可得單元?jiǎng)偠染仃嚪匠虨?: () 將得到的單元?jiǎng)偠染仃嚭凸?jié)點(diǎn)載荷列 陣集成為結(jié)構(gòu)剛度矩陣和結(jié)構(gòu)載荷列陣。 本文運(yùn)用商業(yè)軟件 [10] 來建立模型以及相關(guān)處理。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。多年來，客機(jī)機(jī)身設(shè)計(jì)方向的學(xué)者，工程師做了許多熱分析方面的理論和實(shí)驗(yàn)研究，累計(jì)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。因此在飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，熱應(yīng)力對飛機(jī)機(jī)身的作用以及在飛機(jī)設(shè)計(jì)中對熱應(yīng)力的處理是我們需要十分關(guān)注的。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。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。 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。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(jì)階段就精確地計(jì)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)。目前，中國已經(jīng)成為世界第二大民用航空市場。 thermal stress。 關(guān)鍵詞 ：大型客機(jī)；溫度場；結(jié)構(gòu)分析；熱應(yīng)力； 有限元仿真 II Abstract With the rapid development of the economy, the contemporary has a more strong needs of the transport with the large aircraft . China39。 基于有限元 分析基本原理，以節(jié)點(diǎn)為基礎(chǔ)建立中機(jī)身熱分析模型，在此基礎(chǔ)上設(shè)定材料參數(shù)以及單元屬性，完成結(jié)構(gòu)分析模型的轉(zhuǎn)化。研究飛機(jī)起飛、巡航到降落的一系列飛行過程中，九個(gè)不同階段溫度場下，機(jī)身中段的熱應(yīng)力情況。我國在大型飛機(jī)方面的自主研發(fā)遠(yuǎn)遠(yuǎn)不如歐美的水平，今年來，我國對這方面的研究越來越深入。 作者簽名： 年 月 日 學(xué)位論文版權(quán)使用授權(quán)書 本學(xué)位論文作者完全了解學(xué)校有關(guān)保障、使用學(xué)位論文的規(guī)定，同意學(xué)校保留并向有關(guān)學(xué)位論文管理部門或機(jī)構(gòu)送交論文的復(fù)印件和電子版，允許論文被查閱和借閱。 武漢理工大學(xué)畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文） 客機(jī) 全 場 應(yīng)力場 的分析方法研究 學(xué)院（系）： 理學(xué)院 專業(yè)班級： 工程力學(xué)專業(yè) 1003 班 學(xué)生姓名： 。本人完全意識(shí)到本聲明的法律后果由本人承擔(dān)。 （請?jiān)谝陨舷鄳?yīng)方框內(nèi)打 “√”） 作者簽名： 年 月 日 導(dǎo)師簽名： 年 月 日 I 摘要 隨著經(jīng)濟(jì)社會(huì)的飛速發(fā)展，當(dāng)代對大型客機(jī)，運(yùn)輸機(jī)的需求越發(fā)強(qiáng)烈。 本文是大飛機(jī)中機(jī)身熱分析課題的熱應(yīng)力分析部分。包括前處理和后處理階段，計(jì)算由 完成。 本文建立精度較高的模型，完成了溫度場基礎(chǔ)上的熱應(yīng)力分析計(jì)算，對大飛機(jī)的研究設(shè)計(jì)具有一定的實(shí)用價(jià)值。 structural analysis。這些年來，我們不斷致力于大飛機(jī)的研究。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。 機(jī)身熱量的來源主要有以下幾個(gè)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(dòng)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(dòng)產(chǎn)熱； 6） 溫度控制設(shè)備產(chǎn)熱。 受材料規(guī)格、加工制造與裝配工藝、設(shè)計(jì)等 諸 多因素 的影響， 飛機(jī)結(jié)構(gòu)通常由多個(gè)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。 同時(shí)。參考相關(guān)的實(shí)驗(yàn)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。 機(jī)身熱應(yīng)力測試 準(zhǔn)則 隨著對熱應(yīng)力問題認(rèn)識(shí)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。 客機(jī)在正常飛行中，機(jī)身處于一個(gè)時(shí)刻變化著的熱環(huán)境中，機(jī)身溫度場 在時(shí)刻發(fā)生著變化。 本文工作基本內(nèi)