【正文】 號位編號 0~4：機頭 5~9：前機 身 0~4：中后 5~9：后機身 序號 針對子模編號為 1：機頭、前機身 針對子模型號為 3：中后機身、后機身 武漢理工大學畢業(yè)論文 13 表 材料卡參數(shù)表 材料牌號 彈性模量 106 pa 泊松比 G 106 pa 熱膨脹系數(shù) 106? 7085T7452 7085T7452 7075T7351 73087 7050T7451 73087 2524T3 2524T3 7075OT62 7075T6 7050T74511 7075OT62 7150T77511 7075T73511 2060T8E30 75000 2024T3 2024OT42 2196T8511 77224 2099T83 Ti6Al4V 113078 說明：由于結(jié)構(gòu)分析模型采用的是毫米制，根據(jù)材料力學公式 IMy?? 其中 My 為 2610m? ， I 為 41210 m? ，應力 ? 的單位應該為 610 Pa。溫度場加載問題一直是 PATRAN 軟件中比較關鍵且問題較多的問題，具體參考第六章總結(jié)部分。將（ ）式代入（ ）式，通過積分得到： （ ） 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，解有限元線性代數(shù)方程組，得到節(jié)點位移。 （ ） （ ） （ ） 溫度應力計算： 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間的 溫度，以升溫為正。通過對客機熱航程條件的分析，將航程條件劃分為九個階段，選取每個階段末的溫度場進行熱應力計算，嘗試為客機的瞬態(tài)熱應力研究提供一種較為簡便可行的方法。 國內(nèi)也有一些 學者對多種結(jié)構(gòu)進行了熱應力分析，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力進行了詳細的分析 ［ 7］ ；張肖肖， 成 竹，任青梅，秦強 等人進行了 緊固件連接部位熱應力分析的理論算法 [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力 ［ 9］ 。連接結(jié)構(gòu)件是熱強度校核的關鍵部位，由于熱應力的存在，使得連接部位的工作環(huán)境更加惡劣，雖然結(jié)構(gòu)的常溫靜力強度安全余度較大，但常常因為熱應力導致結(jié)構(gòu)過早失效。該方法以 25 種民用大飛機的性能參數(shù)為基礎，根據(jù)乘員艙熱載荷與乘員數(shù)和機艙相關尺寸之間的良好線性關系提出了兩種估算模型； 20xx 年 李楠 ,程湛 進行了大飛機的動態(tài)熱載荷的仿真計算 [2]；蔡宇宏 ,蔣彥龍 ,蔡玉飛 ,等人進行了民機客艙熱載荷的數(shù)值計算 [3]。對大飛機的研究，不僅對于技術(shù)意義重大，在國防、經(jīng)濟以及政治領域都具有重大意義。同時輔以簡單的算例分析對結(jié)果的可靠性進行驗證。越來越多的研究發(fā)現(xiàn)熱應力分析是十分必要的。除了文中特別加以標注引用的內(nèi)容外，本論文不包括任何其他個人或集體已經(jīng)發(fā)表或撰寫的成果作品。本人授權(quán)省級優(yōu)秀學士論文評選機構(gòu)將本學位論文的全部或部分內(nèi)容編入有關數(shù)據(jù)進行檢索，可以采用影印、縮印或掃描等復制手段保存和匯編本學位論文。為飛機的結(jié)構(gòu)應力分析提供參考。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。飛行器座艙熱環(huán)境是決定乘員和機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。 客機的機身分為機頭、前機身、中機身、機翼、整流罩、后機身、機尾這些部分，機身骨架主要由鋁 7000 合金材料構(gòu)成、蒙皮主要是鋁 20xx 材料，整 流罩和機翼部分為復合材料。 因此，能夠快速分析 機身的 熱應力，簡單有效地預估熱應力水平， 對于優(yōu)化連接結(jié)構(gòu)設計 、 減緩熱應力影響 、提高連接 的 強度具有重要意義 。 對客機的機身熱應力分析需要進行以下兩種類型的分析： ； 武漢理工大學畢業(yè)論文 3 由于客機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，機身產(chǎn)生交變熱應力載荷作用，同時材料自身在交變溫度作用下，也會發(fā)生熱疲勞，導致材料過早失效乃至發(fā)生破壞。 分析工作基本流程圖： 武漢理工大學畢業(yè)論文 4 預期結(jié)果： 在已經(jīng)得到的九個階段的溫度場基礎上，對模型進行一定的處理，轉(zhuǎn)化成應力分析模型，給模型施加位移邊界條 件和溫度載荷，提交 計算可以得到： 1） 機身中段九個階段的熱應力云圖； 2） 客機機身中段熱應力的最不利部位。當有變溫時，本構(gòu)方程為： )( 0??? ?? D () eDBaD ?? ??eTev T FadVe ???? ???eeV T FaD B dVBe ????? e eT GKGK?? e eTPGPPKa?PTKCT ?? ?C K P TtTT ??? /?武漢理工大學畢