【正文】 ... 7 環(huán)境條件總結(jié) ........................................................................................... 8 溫度場(chǎng) ...................................................................................................... 9 第 4 章 計(jì)算模型及相關(guān)處理思路 ......................................11 模型處理 ................................................................................................ 11 材料參數(shù) ................................................................................................ 12 施加位移約束條件 ................................................................................ 14 單元屬性定義 ........................................................................................ 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 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)。這些年來，我們不斷致力于大飛機(jī)的研究。飛行器座艙熱環(huán)境是決定乘員和機(jī)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。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。 國內(nèi)外對(duì)飛機(jī)座艙穩(wěn)態(tài)的計(jì)算與研究經(jīng)歷了幾十年的探索：近幾年北京航空航天大學(xué)張興娟、楊春信和袁修干提出了大飛機(jī)乘員艙熱載荷的工程估算方法 [1]。 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(duì)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。 客機(jī)的機(jī)身分為機(jī)頭、前機(jī)身、中機(jī)身、機(jī)翼、整流罩、后機(jī)身、機(jī)尾這些部分，機(jī)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(jī)翼部分為復(fù)合材料。 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。根據(jù)飛機(jī)的試驗(yàn)和使用經(jīng)驗(yàn)，飛機(jī)機(jī)體破壞有 85%發(fā)生在連接部位。 同時(shí)。 因此，能夠快速分析 機(jī)身的 熱應(yīng)力，簡(jiǎn)單有效地預(yù)估熱應(yīng)力水平， 對(duì)于優(yōu)化連接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì) 、 減緩熱應(yīng)力影響 、提高連接 的 強(qiáng)度具有重要意義 。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(jí)，是不容忽視的。 國內(nèi)外熱結(jié)構(gòu)研究現(xiàn)狀 國外對(duì)結(jié)構(gòu)的熱應(yīng)力展開了很多卓有成效的工作，有對(duì)連接熱防護(hù)系統(tǒng)的 CMC 緊固件進(jìn)行了高溫循環(huán)的熱試驗(yàn) ［ 4］ ， 證實(shí)飛行器再入過程中緊固件扭矩會(huì)下降；通過對(duì)碳纖維鋁合金層合板使用熱膨脹夾頭實(shí)現(xiàn)了在不降低層合板拉伸強(qiáng)度的情況下大幅減小熱殘余應(yīng)力 ［ 5］ ；有研究對(duì)應(yīng)用于高超聲速 飛行器的可控制熱應(yīng)力的壓電復(fù)合圓盤設(shè)計(jì)進(jìn)行理論方面的求解與優(yōu)化 ［ 6］ 。 機(jī)身熱應(yīng)力測(cè)試 準(zhǔn)則 隨著對(duì)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(cè)試準(zhǔn)則。 對(duì)客機(jī)的機(jī)身熱應(yīng)力分析需要進(jìn)行以下兩種類型的分析： ； 武漢理工大學(xué)畢業(yè)論文 3 由于客機(jī)的飛行熱條件是一個(gè)周期性的變化過程，在交變的溫度場(chǎng)環(huán)境中，機(jī)身產(chǎn)生交變熱應(yīng)力載荷作用，同時(shí)材料自身在交變溫度作用下，也會(huì)發(fā)生熱疲勞，導(dǎo)致材料過早失效乃至發(fā)生破壞。 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(chǎng) 在時(shí)刻發(fā)生著變化。 本文工作及預(yù)期成果 由于客機(jī)機(jī)身 熱環(huán)境條件的復(fù)雜性，在機(jī)身熱載荷分析時(shí)產(chǎn)生了大量的瞬態(tài)溫度場(chǎng)數(shù)據(jù)，由此進(jìn)行瞬態(tài)熱應(yīng)力計(jì)算對(duì)計(jì)算機(jī)的要求相當(dāng)高，工作量較大。 本文工作基本內(nèi)容： （ 1） 建立客機(jī)機(jī)身中段數(shù)值模型； （ 2） 在 此基礎(chǔ)上經(jīng)行選取熱航程環(huán)境條件； （ 3） 對(duì)熱航程條件進(jìn)行分析，進(jìn)行合理的階段劃分； （ 4） 整理得到機(jī)身結(jié)構(gòu)材料表； （ 5） 完成熱分析到應(yīng)力分析模型的轉(zhuǎn)換； （ 6） 選取合適的位移邊界條件； （ 7） 在溫度場(chǎng)基礎(chǔ)上，計(jì)算得到階段末機(jī)身中段熱應(yīng)力場(chǎng)； （ 8） 對(duì)機(jī)身熱應(yīng)力場(chǎng)進(jìn)行分析； （ 9）對(duì)分析方法進(jìn)行評(píng)價(jià)。 分析工作基本流程圖： 武漢理工大學(xué)畢業(yè)論文 4 預(yù)期結(jié)果： 在已經(jīng)得到的九個(gè)階段的溫度場(chǎng)基礎(chǔ)上，對(duì)模型進(jìn)行一定的處理，轉(zhuǎn)化成應(yīng)力分析模型，給模型施加位移邊界條 件和溫度載荷，提交 計(jì)算可以得到： 1） 機(jī)身中段九個(gè)階段的熱應(yīng)力云圖； 2） 客機(jī)機(jī)身中段熱應(yīng)力的最不利部位。 在輸入相關(guān)的熱傳導(dǎo)，對(duì)流等參數(shù)，確定了邊界條件 后，可以解得節(jié)點(diǎn)溫度列陣 )(tT 。建立整體結(jié)構(gòu)的平衡方程。如果彈性體均勻受熱而且沒有受到約束，由于這個(gè)變溫 T? ,體內(nèi)將發(fā)生正應(yīng)變 T?? ,其中 ? 是彈性體的線膨脹系數(shù)。當(dāng)有變溫時(shí)，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(xué)畢業(yè)論文 6 式中 D 為各種問題的彈性矩陣，為總應(yīng)變向量， 0? 為變溫引起的自由膨脹應(yīng)變向量，或者稱為初應(yīng)變向量，它是由變溫 T? 引起的。 用（ ）式替換（ ）式，代入（ ）式計(jì)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(jié)點(diǎn)載荷， eTF 為變溫引起的單元結(jié)點(diǎn)載荷列陣， 當(dāng)只分析熱載荷作用時(shí)，公式可以簡(jiǎn)化為 （ ） 其中， 為 () 以三節(jié)點(diǎn)三角形單元為例。單元內(nèi)的溫度（實(shí)際上是變溫）分布由下式插值得到： （ ） 式中 iT 、 jT 和 mT 為單元節(jié)點(diǎn)溫度，插值函數(shù) iN 、 jN 、 mN 。單元應(yīng)力可由可由（ ）式求出， 0? 由（ ）式給出，式中溫度 T 可取為單元形心處的溫度。 圖 原始模型圖 模型分為五個(gè)部分： S12（中機(jī)身前段）、 S20（中機(jī)身中段）、 S31（中機(jī)身尾段）、 S70武漢理工大學(xué)畢業(yè)論文 8 （機(jī)翼）、整流罩部分。 S12 前機(jī)身 S20 中機(jī)身及中央翼 S31 中后機(jī)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(xué)畢業(yè)論文 9 表