【正文】 () 將上式代入（ ），得到： () 式中 A 為單元面積。 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。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。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。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。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)。 thermal stress。 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。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。 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： 。 （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。包括前處理和后處理階段，計算由 完成。 structural analysis。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。 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。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。 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。 在輸入相關的熱傳導，對流等參數(shù)，確定了邊界條件 后，可以解得節(jié)點溫度列陣 )(tT 。 用（ ）式替換（ ）式，代入（ ）式計算，得到單元方程： （ ） 其中 epF 、 eqF 和 egF 分別是集中力、分布力和體積力引起的單元結點載荷， eTF 為變溫引起的單元結點載荷列陣， 當只分析熱載荷作用時，公式可以簡化為 （ ） 其中， 為 () 以三節(jié)點三角形單元為例。 S12 前機身 S20 中機身及中央翼 S31 中后機身 S70 外 翼盒 上次分組 Am 6:00 Am 10:00 Am 11:15 Am 12:00 Am 12:10 Am 12:33 Am 19:02 海拔 39000 英尺高空巡航飛行 Am 19:28 Am 12:23 Am 19:33 武漢理工大學畢業(yè)論文 9 表 SD 階段條件布置 階段 Mission 計算輸入安排 時間 1 地面停留 ? 內、外部自然對流，太陽直射（除 PM），太陽反照（僅 SD），地面、天空輻射 ? 外翼盒燃油的傳熱 6:00~10:00 2 地面停留 ? APU 組件運行，考慮其對周圍結構和環(huán)境的輻射、換熱 10:00~11:15 3 地面停留 ? 空調系統(tǒng)開啟，客艙環(huán)境溫度固定，艙室間全局、局部通風被考慮 ? ACP 溫度輸入控制，對中央翼下周圍結構的輻射、換熱 11:15~12:00 4 爬升至海拔500 英尺 ? 起落架運行， 機輪及起落架系統(tǒng)的散熱，由熱通量輸入考慮 ? 艙內局部通風，溫度由恢復溫度確定考慮對流換熱 12:00~12:10 5 爬升至海拔22500 英尺 起落架艙門關閉，溫度自由考慮 12:10~12:23 6 爬升至海拔39000 英尺 APU 組件開始關閉 12:23~12:33 7 巡航 正常巡航飛行，只在此階段考慮起落架艙的剩余泄漏通風 12:33~19:02 8 下降至海拔20xx 英尺 飛機進入降落階段 19:02~19:28 9 下降至降落 起落架艙開啟，考慮起落架艙的溫度為恢復溫度 19:28~19:33 溫度場 在建立溫度分析模型時 ，與剛度矩陣一樣，溫度列陣是以節(jié)點為單位分布的，每個節(jié)點對應一個溫度值， 在轉換分析模型為結構分析時，這種一一對應關系始終保持。往后 有時間 再繼續(xù)解決這個問題。如圖 和 。 武漢理工大學畢業(yè)論文 16 第 5 章 溫度應力計算結果 材料的屈服強度 機身材料的屈服強度，如下表 所示。 在第七階段，應力最大值發(fā)生在 S12 部分的下圖所示位置。 然后便是溫度場加載的問題。 武漢理工大學畢業(yè)論文 26 參考文獻 [1] 張興娟 ,楊春信 ,袁修干 .大飛機乘員艙熱載荷的工程估算方法 [J].北京航空航天大學學報 ,20xx,(第 12 期 ). [2] 李楠 ,程湛 .大型客機動態(tài)熱載荷仿真計算軟件 [J].民用飛機設計與研究 ,20xx,(第 2 期 ). [3] 蔡宇宏 ,蔣彥龍 ,蔡玉飛 ,王瑜 ,夏文慶 ,朱春玲 ,李楠 ,南國鵬 ,李革萍 ,辛旭東 .民機客艙熱載荷的數(shù)值計 [J].世界科技研究與發(fā)展 ,20xx,(第 6 期 ). [4] Bhrk H， Beyermann U． Secure Tightening of a CMC Fastener for the Heat Shield of Reentry Vehicles［ J］． Composite Structures， 20xx， 92( 1) : 107 － 112． [5] Xue Jia， Wang WenXue， Takao Y， et al． Reduction of Thermal Residual Stress in Carbon Fiber Aluminum Laminates using a Thermal Expansion Clamp［ J］． Composites Part A: Applied Science and Manufacturing， 20xx， 42( 8) : 986 － 992． [6] Ashida F， Sakata S， Matsumoto K． Structure Design of a Piezoelectric Composite Disk for Control of Thermal Stress［ J］． Journal of Applied Mechanics， 20xx， 75 ( 6) : 0610091 0610098． [7] 韓宇． 多層組合圓筒體的傳熱和熱應力分析［ D］．沈陽 :東北大學， 20xx． [8] 張肖肖，成竹，任青梅，秦強 .緊固件連接部位熱應力分析的理論算法 .航空計算技術學報， 20xx年 5 月，（第 3 期） . [9] 李樹杰， 劉偉， 李姝芝， 等． SiC 陶瓷與 Ni 基高溫合金連接件應力的有限元分析［ J］． 粉末冶金材料科學與工程， 20xx， 17( 1) : 10 － 17． [10] 龍凱，賈長治，李寶峰等 .Patran20xx 與 Nastran20xx 有限元分析從入門到精通 .機械工業(yè)出版社 . [11] 龔垚 .大型客機座艙穩(wěn)態(tài)熱載荷計算 .南京： 南京航空航天大學 . [12] 沈玲玲 .空天飛行器再入過程中關鍵熱結構的熱分析 .西安： 西北工業(yè)大學 碩士學位論文 . [13] 練章華 .現(xiàn)代 CAE 技術與應用教程， 20xx. [14] 閻彬 .結構 _熱耦合問題及結構疲勞的可靠性分析方法研究 .西安： 西安電子科技大學 . [15] 秦太驗、周喆、徐春暉 .有限單元法 .武漢理工大學畢業(yè)論文 27 致謝 本次畢業(yè)論文項 目的研究和論文撰寫工作是在我的老師劉立勝教授的親切關懷和悉心指導