【正文】 的結果為， 要求 許用應力 的值參考表 。 表 表 表 AL 7075T6 屈服強度 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)機身材料屈服強度可以判斷熱應力作用下機身構件是否失效。 3D 單元是 solid 單 元。 圖 bar 圖 bar 武漢理工大學畢業(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)項目相關處理方法以及機身構造，在以上材料表中查不到的材料參數(shù)采用下表 4的相關數(shù)據(jù) 表 材料參數(shù) 副表 序號 材料牌號 彈性模量 Pa610 泊 松比 G Pa610 熱膨脹系 數(shù) 確認 1 AL20xx 73100 27481 1 2 AL7000 71700 26955 1 武漢理工大學畢業(yè)論文 14 施加位移約束條件 在多次嘗試之后發(fā)現(xiàn) ，只需將機身的兩端圓弧界面上所有節(jié)點約束上，約束displacement 在六個自由度上的數(shù)值都定為 0，如圖 所示。 在進行結構計算時，整流罩為非主要受力結構，對溫度應力計算結果影響較小，而由于其構成為復合材料，處理起來比較麻煩，在模型處理時將這一部分去掉。但是節(jié)點號不能進行重新排列，從而在進行熱應力分析時直接加載溫度場結果，完成結構熱應力計算。下圖 為結構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武漢理工大學畢業(yè)論文 7 第 3 章 飛機熱航程條件以及標準氣候溫度場 熱分析模型 模型尺寸 （ m） 圖 模型尺寸 建立的計算模型如圖 所示。對于平面應力問題，假定薄板厚度為 t，有 () 將上式代入（ ），得到： () 式中 A 為單元面積。 在彈性力學中，溫度應力問題的基本方程與一般應力分析的差別僅是本構方程不同。 結構 分析： 結構應力應變關系 （ ） 根據(jù)虛功原理： （ ） 可得單元剛度矩陣方程為 : () 將得到的單元剛度矩陣和節(jié)點載荷列 陣集成為結構剛度矩陣和結構載荷列陣。 本文運用商業(yè)軟件 [10] 來建立模型以及相關處理。隨著溫度梯度的不同，機身不同的部位可能出現(xiàn)熱應力集中現(xiàn)象，在這樣的情況下，進行機身的瞬態(tài)應力分析是非常有必要的。多年來，客機機身設計方向的學者，工程師做了許多熱分析方面的理論和實驗研究，累計了大量的客機飛行航程熱分析數(shù)據(jù)，據(jù)此制定了相應的測試準則。因此在飛機機身結構設計中，熱應力對飛機機身的作用以及在飛機設計中對熱應力的處理是我們需要十分關注的。飛機長期處于周期性的溫度場環(huán)境中，機身承受著反復循環(huán)的周期熱應力影響，極易產(chǎn)生熱疲勞，導致疲勞破壞。緊固件連接部位承受的載荷往往相對較大，且容易產(chǎn)生應力集中，成為結構失效的常見部位。 熱量在機身內部通過對流、輻射、傳導等方式傳遞，在飛機機身形成復雜的溫度場。為了滿足飛機成員的熱舒適性要求，座艙儀表 設備的正常工作，以及節(jié)省系統(tǒng)能耗，需要在飛機設計階段就精確地計算飛機座艙穩(wěn)態(tài)的熱載荷，從而為客機環(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。 關鍵詞 ：大型客機；溫度場；結構分析；熱應力； 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)點為基礎建立中機身熱分析模型，在此基礎上設定材料參數(shù)以及單元屬性，完成結構分析模型的轉化。研究飛機起飛、巡航到降落的一系列飛行過程中，九個不同階段溫度場下，機身中段的熱應力情況。我國在大型飛機方面的自主研發(fā)遠遠不如歐美的水平，今年來，我國對這方面的研究越來越深入。 作者簽名： 年 月 日 學位論文版權使用授權書 本學位論文作者完全了解學校有關保障、使用學位論文的規(guī)定，同意學校保留并向有關學位論文管理部門或機構送交論文的復印件和電子版，允許論文被查閱和借閱。 武漢理工大學畢業(yè)設計（論文） 客機 全 場 應力場 的分析方法研究 學院（系）： 理學院 專業(yè)班級： 工程力學專業(yè) 1003 班 學生姓名： 。本人完全意識到本聲明的法律后果由本人承擔。 （請在以上相應方框內打 “√”） 作者簽名： 年 月 日 導師簽名： 年 月 日 I 摘要 隨著經(jīng)濟社會的飛速發(fā)展，當代對大型客機，運輸機的需求越發(fā)強烈。 本文是大飛機中機身熱分析課題的熱應力分析部分。包括前處理和后處理階段，計算由 完成。 本文建立精度較高的模型，完成了溫度場基礎上的熱應力分析計算，對大飛機的研究設計具有一定的實用價值。 structural analysis。這些年來，我們不斷致力于大飛機的研究。飛機從起飛、巡航到降落的一系列飛行過程中，隨飛行高度和速度變化，飛機蒙皮溫度和熱載荷也隨之不斷改變。 機身熱量的來源主要有以下幾個方面： 1） 大氣與飛機外蒙皮之間的對流換熱； 2） 飛機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） 飛機電子設備、發(fā)動機產(chǎn)生的熱； 4） 機身蒙皮與大氣摩擦產(chǎn)生的熱； 5） 乘客生理活動產(chǎn)熱； 6） 溫度控制設備產(chǎn)熱。 受材料規(guī)格、加工制造與裝配工藝、設計等 諸 多因素 的影響， 飛機結構通常由多個部件通過連接形成整體結構，而目前在重要受力結構件之間，機械連接仍 然 是主要的連接方式。 同時。參考相關的實驗研究，飛機機身的熱應力達到了 MPa 的數(shù)量級，是不容忽視的。 機身熱應力測試 準則 隨著對熱應力問題認識以及熱應力研究分析的逐漸深入 ，工程上制定了航空材料的熱應力測試準則。 客機在正常飛行中，機身處于一個時刻變化著的熱環(huán)境中，機身溫度場 在時刻發(fā)生著變化。 本文工作基本內