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1、-客机全场应力场的分析方法研究毕业设计-第 27 页武汉理工大学毕业设计（论文）客机全场应力场的分析方法研究学院（系）： 理学院 专业班级： 工程力学专业1003班学生姓名： ; 指导教师： lls 学位论文原创性声明本人郑重声明：所呈交的论文是本人在导师的指导下独立进行研究所取得的研究成果。除了文中特别加以标注引用的内容外，本论文不包括任何其他个人或集体已经发表或撰写的成果作品。本人完全意识到本声明的法律后果由本人承担。作者签名： 年 月 日学位论文版权使用授权书本学位论文作者完全了解学校有关保障、使用学位论文的规定，同意学校保留并向有关学位论文管理部门或机构送交论文的复印件和电子版，允许论
2、文被查阅和借阅。本人授权省级优秀学士论文评选机构将本学位论文的全部或部分内容编入有关数据进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文。本学位论文属于1、保密囗，在 年解密后适用本授权书2、不保密囗 。（请在以上相应方框内打“”）作者签名： 年 月 日导师签名： 年 月 日摘要随着经济社会的飞速发展，当代对大型客机，运输机的需求越发强烈。我国在大型飞机方面的自主研发远远不如欧美的水平，今年来，我国对这方面的研究越来越深入。飞机的应力分析是个相当复杂的过程，精度要求相当高。越来越多的研究发现热应力分析是十分必要的。本文是大飞机中机身热分析课题的热应力分析部分。研究飞机起飞、巡航
3、到降落的一系列飞行过程中，九个不同阶段温度场下，机身中段的热应力情况。为飞机的结构应力分析提供参考。本次热应力分析计算采用MSC.PATRAN软件进行处理。包括前处理和后处理阶段，计算由MSC.NASTRAN完成。基于有限元分析基本原理，以节点为基础建立中机身热分析模型，在此基础上设定材料参数以及单元属性，完成结构分析模型的转化。探索结构模型的处理方法以避免非受力构件的影响，温度场加载到结构模型上的方法，以及合适的位移约束条件以避免刚度矩阵的奇异化。同时辅以简单的算例分析对结果的可靠性进行验证。本文建立精度较高的模型，完成了温度场基础上的热应力分析计算，对大飞机的研究设计具有一定的实用价值。关
4、键词：大型客机；温度场；结构分析；热应力；有限元仿真AbstractWith the rapid development of the economy,the contemporary hasa more strong needs of the transport withthe large aircraft.Chinas independent research and developmentin the largeaircrafthas a lower level than theEurope and the United States,these years,our country co
5、nducted more andmoreindepthresearch on this aspect.The planestress analysis isavery complex process,highprecision.More and more studies found that the thermal stressanalysis is very necessary.This passageholdssubjectof large aircraftsbodythermal analysis, thermal stress anal-ysissection .Research on
6、 takeoff , cruisetoa series offlightlanding,nine different stag-es oftemperature field,thermal stress of themiddle fuselage.This provides a referencefo-rthe structure of the planestress analys.Analysis and calculationwere processed by MSC.PATRANsoftware forthe thermals-tress.Including thepre and pos
7、t processingstage,the calculationis completed by MSC.NASTRAN.The basicprinciple isbased on the finite element analysis,machinebody heat analysis model is builtbasedon the nodes,the material parameters and the unit properties areseton the basis ofstructural analysis model, then themodel is transforme
8、d . Processing methodofstructure modelto avoid theinfluence of nonstress Structure ,Method of loading the temperature field to the structure model,and the appropriatedisplacement constrai-nt conditionsto avoid thesingularstiffness matrix.At the same time, asimple numerica-lanalysis was conducted tov
9、erify thereliability of theresultsof theanalysis.This passage is based on strict theoretical analysis,high accuracy model.Analysis p-rocess is rigorous,completion of thermalstressanalysis calculation on thetemperature fie-ld has certain practical valueofdesignfor large aircraft.Keywords: large aircr
10、aft; temperature field; structural analysis; thermal stress; the finite element simulation目录摘要I目录第1章 绪论11.1 研究背景及意义11.2 国内外热结构研究现状21.3 机身热应力测试准则21.4 本文工作及预期成果3第2章 热应力分析基本原理52.1 温度场计算52.2 结构分析：52.3 温度应力计算：5第3章 飞机热航程条件以及标准气候温度场73.1 热分析模型73.2环境条件总结83.3 温度场9第4章 计算模型及相关处理思路114.1 模型处理114.2 材料参数124.3 施加位移约
11、束条件144.4 单元属性定义14第5章 温度应力计算结果165.1 材料的屈服强度165.2 热应力结果分析16第6章 总结与展望25参考文献26致谢27第1章 绪论1.1 研究背景及意义大飞机一般是指起飞总重量超过100吨的运输类飞机，包括军用大型运输机和民用大型运输机，也包括一次航程达到3000公里的军用或乘坐达到100座以上的民用客机。对大飞机的研究，不仅对于技术意义重大，在国防、经济以及政治领域都具有重大意义。这些年来，我们不断致力于大飞机的研究。目前，中国已经成为世界第二大民用航空市场。飞行器座舱热环境是决定乘员和机组人员工作效能和健康的重要影响因素，是创造舒适的座舱环境的基本要求
12、。无论是在飞行中或地面状态，飞机都会与周围环境发生热交换，从而使座舱内环境温度发生变化。飞机从起飞、巡航到降落的一系列飞行过程中，随飞行高度和速度变化，飞机蒙皮温度和热载荷也随之不断改变。为了满足飞机成员的热舒适性要求，座舱仪表设备的正常工作，以及节省系统能耗，需要在飞机设计阶段就精确地计算飞机座舱稳态的热载荷，从而为客机环境控制系统的方案选择、参数优化以及控制规律研究等提供可靠的理论依据。国内外对飞机座舱稳态的计算与研究经历了几十年的探索：近几年北京航空航天大学张兴娟、杨春信和袁修干提出了大飞机乘员舱热载荷的工程估算方法1。该方法以25种民用大飞机的性能参数为基础，根据乘员舱热载荷与乘员数和
13、机舱相关尺寸之间的良好线性关系提出了两种估算模型；2010年李楠,程湛进行了大飞机的动态热载荷的仿真计算2；蔡宇宏,蒋彦龙,蔡玉飞,等人进行了民机客舱热载荷的数值计算3。机身热量的来源主要有以下几个方面：1）大气与飞机外蒙皮之间的对流换热；2）飞机外蒙皮吸收太阳辐射热及其与外界环境之间的辐射换热；3）飞机电子设备、发动机产生的热；4）机身蒙皮与大气摩擦产生的热；5）乘客生理活动产热；6）温度控制设备产热。热量在机身内部通过对流、辐射、传导等方式传递，在飞机机身形成复杂的温度场。客机的机身分为机头、前机身、中机身、机翼、整流罩、后机身、机尾这些部分，机身骨架主要由铝7000合金材料构成、蒙皮主要
14、是铝2000材料，整流罩和机翼部分为复合材料。飞机机身骨架及蒙皮主要采用铝合金，飞机的气密性要求机身各个构件之间紧密连接，在机身各连接部位，特别是铝合金与复合材料连接处，由于材料热膨胀系数不匹配以及温度梯度会产生很大的热应力，威胁到结构安全和寿命。受材料规格、加工制造与装配工艺、设计等诸多因素的影响，飞机结构通常由多个部件通过连接形成整体结构，而目前在重要受力结构件之间，机械连接仍然是主要的连接方式。紧固件连接部位承受的载荷往往相对较大，且容易产生应力集中，成为结构失效的常见部位。根据飞机的试验和使用经验，飞机机体破坏有85%发生在连接部位。连接结构件是热强度校核的关键部位，由于热应力的存在，
15、使得连接部位的工作环境更加恶劣，虽然结构的常温静力强度安全余度较大，但常常因为热应力导致结构过早失效。同时。飞机长期处于周期性的温度场环境中，机身承受着反复循环的周期热应力影响，极易产生热疲劳，导致疲劳破坏。因此，能够快速分析机身的热应力，简单有效地预估热应力水平，对于优化连接结构设计、减缓热应力影响、提高连接的强度具有重要意义。飞机在飞行过程中发生结构的应力破坏是空难事故最主要的原因，一旦出现结构破坏，即使只是蒙皮脱落，飞机就很可 能遭遇毁灭性的破坏，导致机毁人亡。参考相关的实验研究，飞机机身的热应力达到了 MPa 的数量级，是不容忽视的。因此在飞机机身结构设计中，热应力对飞机机身的作用以及
16、在飞机设计中对热应力的处理是我们需要十分关注的。1.2 国内外热结构研究现状国外对结构的热应力展开了很多卓有成效的工作，有对连接热防护系统的 CMC 紧固件进行了高温循环的热试验4， 证实飞行器再入过程中紧固件扭矩会下降；通过对碳纤维铝合金层合板使用热膨胀夹头实现了在不降低层合板拉伸强度的情况下大幅减小热残余应力5；有研究对应用于高超声速飞行器的可控制热应力的压电复合圆盘设计进行理论方面的求解与优化6。国内也有一些学者对多种结构进行了热应力分析，多为有限元计算分析，韩宇对多层组合圆筒体的传热和热应力进行了详细的分析7；张肖肖，成竹，任青梅，秦强等人进行了紧固件连接部位热应力分析的理论算法8；李
17、树杰等人通过计算仿真发现 SiC 陶瓷与 Ni 基高温合金在直接连接时热应力很大， 而使用功能梯度中间层或Cu 等软金属作为中间层能在一定程度上缓解热应力9。1.3 机身热应力测试准则随着对热应力问题认识以及热应力研究分析的逐渐深入，工程上制定了航空材料的热应力测试准则。多年来，客机机身设计方向的学者，工程师做了许多热分析方面的理论和实验研究，累计了大量的客机飞行航程热分析数据，据此制定了相应的测试准则。对客机的机身热应力分析需要进行以下两种类型的分析：1.机身热疲劳分析；由于客机的飞行热条件是一个周期性的变化过程，在交变的温度场环境中，机身产生交变热应力载荷作用，同时材料自身在交变温度作用下
18、，也会发生热疲劳，导致材料过早失效乃至发生破坏。2.机身瞬态热应力分析。客机在正常飞行中，机身处于一个时刻变化着的热环境中，机身温度场在时刻发生着变化。随着温度梯度的不同，机身不同的部位可能出现热应力集中现象，在这样的情况下，进行机身的瞬态应力分析是非常有必要的。1.4 本文工作及预期成果 由于客机机身热环境条件的复杂性，在机身热载荷分析时产生了大量的瞬态温度场数据，由此进行瞬态热应力计算对计算机的要求相当高，工作量较大。通过对客机热航程条件的分析，将航程条件划分为九个阶段，选取每个阶段末的温度场进行热应力计算，尝试为客机的瞬态热应力研究提供一种较为简便可行的方法。本文工作基本内容：（1）建立
19、客机机身中段数值模型；（2）在此基础上经行选取热航程环境条件；（3）对热航程条件进行分析，进行合理的阶段划分；（4）整理得到机身结构材料表；（5）完成热分析到应力分析模型的转换；（6）选取合适的位移边界条件；（7）在温度场基础上，计算得到阶段末机身中段热应力场；（8）对机身热应力场进行分析；（9）对分析方法进行评价。本文运用商业软件MSC.Patran10 来建立模型以及相关处理。分析工作基本流程图：预期结果：在已经得到的九个阶段的温度场基础上，对模型进行一定的处理，转化成应力分析模型，给模型施加位移边界条件和温度载荷，提交MSC.NASTRAN计算可以得到：1） 机身中段九个阶段的热应力云图
20、；2） 客机机身中段热应力的最不利部位。第2章 热应力分析基本原理2.1 温度场计算计算节点单元列阵的一阶线性常微分方程为： (2.1.1)式中，是热容矩阵， 是热传导矩阵， 是温度载荷列阵， 是与时间有关的节点温度列阵， 。 在输入相关的热传导，对流等参数，确定了边界条件后，可以解得节点温度列阵。2.2 结构分析：结构应力应变关系 （2.2.1）根据虚功原理： （2.2.2）可得单元刚度矩阵方程为: (2.2.3)将得到的单元刚度矩阵和节点载荷列阵集成为结构刚度矩阵和结构载荷列阵。建立整体结构的平衡方程。 （2.2.4） （2.2.5） （2.2.6）2.3 温度应力计算：假定弹性体内温度变
21、化为，这是后一瞬间的温度减去前一时间的温度，以升温为正。如果弹性体均匀受热而且没有受到约束，由于这个变温,体内将发生正应变,其中是弹性体的线膨胀系数。在弹性力学中，温度应力问题的基本方程与一般应力分析的差别仅是本构方程不同。当有变温时，本构方程为： (2.3.1)式中D为各种问题的弹性矩阵，为总应变向量， 为变温引起的自由膨胀应变向量，或者称为初应变向量，它是由变温 引起的。为了方便起见，下面用 代替。用（2.3.1）式替换（2.2.1）式，代入（2.2.2）式计算，得到单元方程： （2.3.2a）其中、和分别是集中力、分布力和体积力引起的单元结点载荷，为变温引起的单元结点载荷列阵，当只分析热
22、载荷作用时，公式可以简化为 （2.3.2b）其中， 为 (2.3.3)以三节点三角形单元为例。对于平面应力问题，假定薄板厚度为t，有 (2.3.4)将上式代入（2.1），得到： (2.3.5)式中A为单元面积。单元内的温度（实际上是变温）分布由下式插值得到： （2.3.6）式中、和为单元节点温度，插值函数、。将（2.4）式代入（2.3）式，通过积分得到： （2.3.7）将所有的单元温度载荷列阵组集成物体整体温度载荷列阵，引入物体约束条件，解有限元线性代数方程组，得到节点位移。单元应力可由可由（2.2.1）式求出，由（2.3.1）式给出，式中温度可取为单元形心处的温度。第3章 飞机热航程条件以及
23、标准气候温度场3.1 热分析模型模型尺寸（m） 图3.1模型尺寸建立的计算模型如图3.2所示。图3.2 原始模型图模型分为五个部分：S12（中机身前段）、S20（中机身中段）、S31（中机身尾段）、S70（机翼）、整流罩部分。S12前机身S20中机身及中央翼S31中后机身S70外 翼盒BF.腹部整流罩上次分组3.2环境条件总结根据对内、外环境条件的考虑，可以对不同航程条件进行不同阶段划分：Am6:00Am10:00Am11:15Am12:00Am12:10Am12:33Am19:02海拔39000英尺高空巡航飞行Am19:28Am12:23Am19:33图3.3 航行阶段划分如上图为热分析的航
24、行阶段划分，具体的分阶段条件考虑见下表。表3.2.1 SD阶段条件布置阶段Mission计算输入安排时间1地面停留 内、外部自然对流，太阳直射（除PM），太阳反照（仅SD），地面、天空辐射 外翼盒燃油的传热6:0010:002地面停留 APU组件运行，考虑其对周围结构和环境的辐射、换热10:0011:153地面停留 空调系统开启，客舱环境温度固定，舱室间全局、局部通风被考虑 ACP温度输入控制，对中央翼下周围结构的辐射、换热11:1512:004爬升至海拔500英尺 起落架运行，机轮及起落架系统的散热，由热通量输入考虑 舱内局部通风，温度由恢复温度确定考虑对流换热12:0012:105爬升至海
25、拔22500英尺起落架舱门关闭，温度自由考虑12:1012:236爬升至海拔39000英尺APU组件开始关闭12:2312:337巡航正常巡航飞行，只在此阶段考虑起落架舱的剩余泄漏通风12:3319:028下降至海拔2000英尺飞机进入降落阶段19:0219:289下降至降落起落架舱开启，考虑起落架舱的温度为恢复温度19:2819:333.3 温度场在建立温度分析模型时，与刚度矩阵一样，温度列阵是以节点为单位分布的，每个节点对应一个温度值，在转换分析模型为结构分析时，这种一一对应关系始终保持。下图3.4为结构模型上加载的第一阶段的温度场。 图3.4 结构模型上加载的温度场在加载温度结果时，采用
26、FEM的方式进行，即根据节点的一一对应关系，将温度结果以空间场的形式映射到结构模型上。温度场加载问题一直是PATRAN软件中比较关键且问题较多的问题，具体参考第六章总结部分。第4章 计算模型及相关处理思路4.1 模型处理图4.1所示模型为原始结构分析模型，在进行热分析时，要在结构模型的基础上对网格进行稀疏处理，删除掉一些单元节点，形成热分析模型，如前面的图3.2所示。但是节点号不能进行重新排列，从而在进行热应力分析时直接加载温度场结果，完成结构热应力计算。 图4.1 原始结构模型由于在热分析时对模型处理不当，重新排列了节点编号，在加载温度场时发现这样的情况：温度场可以在结构模型上显示，如下图4
27、.2所示，但在形成FEM空间场时，空间场却没有任何温度值，温度场不能完成从热模型到结构模型的映射。 图4.2 结构模型上的温度云图经过多种方法的尝试（第六章总结中有详细说明），一直没能解决问题，由于时间限制，只能暂时放弃结构模型，对热模型进行修改，进行结构热应力分析。往后有时间再继续解决这个问题。在进行结构计算时，整流罩为非主要受力结构，对温度应力计算结果影响较小，而由于其构成为复合材料，处理起来比较麻烦，在模型处理时将这一部分去掉。得到图4.3所示模型。图4.3 处理后计算模型4.2 材料参数在给单元赋予材料参数前，先对不同的材料参数进行编号，材料卡编号采用五位制，一号位为子模型编号，二号位
28、为材料类型，三、四号位为序 表4.3.1 材料卡编号表二号位编号12345678、9、0材料类型2000系7000系其他铝合金钢钛玻璃纤维碳纤维备用三号位编号04：机头59：前机身04：中后59：后机身序号针对子模编号为1：机头、前机身针对子模型号为3：中后机身、后机身表4.3.2 材料卡参数表材料牌号弹性模量10 pa泊松比G10 pa热膨胀系数 107085-T745272397.50.3326180.323.07085-T745272397.50.3326180.323.07075-T7351730870.3326698.723.07050-T7451730870.3326698.723
29、.02524-T372397.50.3326698.723.02524-T372397.50.3326698.723.07075-O-T6272397.50.3326698.723.07075-T672397.50.3326698.723.07050-T7451173776.50.3326698.723.07075-O-T6273776.50.3326957.923.07150-T7751175155.50.3326957.923.07075-T7351173776.50.3326957.923.02060-T8E30750000.3327067.723.02024-T373776.50.33
30、27217.123.02024-O-T4273776.50.3327217.123.02196-T8511772240.329436.323.02099-T8382050.50.3130001.123.0Ti-6Al-4V1130780.3142106.99.1说明：由于结构分析模型采用的是毫米制，根据材料力学公式其中My为，I为，应力的单位应该为Pa。又因为要保证应变值得正常，不使刚度矩阵奇异化，从而无法计算，只能将E及G的单位定为。根据项目相关处理方法以及机身构造，在以上材料表中查不到的材料参数采用下表4的相关数据表4.3.3 材料参数-副表序号材料牌号弹性模量泊松比G 热膨胀系数确认1A
31、L2000731000.33274812.3e-512AL7000717000.33269552.3e-514.3 施加位移约束条件 在多次尝试之后发现，只需将机身的两端圆弧界面上所有节点约束上，约束displacement在六个自由度上的数值都定为0，如图4.2所示。图4.2 位移约束4.4 单元属性定义本次中机身热应力分析模型的单元类型涉及1D,2D和3D单元。1D单元主要为bar单元。如图4.3和4.4。图4.3 bar 图4.4 bar单元参数依次为 1.section name：定义截面形式 ；2.Material Name ：定义所使用的材料 ；3.bar Orientaion ：
32、局部坐标定义 ；4.Area ：截面面积 ；5.initial i,j ：定义截面惯性矩 ；6.Torsional Constant : 定义截面的抗扭刚度。2D单元主要为shell单元。如图4.5。 图4.5 shell单元参数有1. Material Name ：定义所使用的材料 ；2. Material Orientaion ：定义材料在单元中的方向（针对于各向异性材料）；3.Thickness : 定义单元厚度。 3D单元是solid单元。如图4.6所示。 图4.6 solid单元参数有1. Material Name ：定义所使用的材料 2.Material Orientaion ：
33、定义非各向同性材料在单元中的方向 。第5章 温度应力计算结果5.1 材料的屈服强度机身材料的屈服强度，如下表5.1.1所示。AL 7050-T74屈服强度MPa板横向386厚度=50.8 mm379厚度 50.83 - 102372厚度101.6 - 127372厚度 127.0 - 152板纵向427厚度 = 372 MPa厚度88.93 - 102 mm= 400 MPa厚度76.23 - 88.9 mm= 421 MPa厚度63.53 - 76.2mm= 441 MPa厚度50.83 - 63.5 mm= 462 MPa厚度25.43 - 50.8 mm= 469 MPa厚度12.7 -
34、 25.4 mm= 462 MPa厚度6.35 - 12.7 mm 表5.1.1cAL 2024-T3屈服强度MPa拉压杆（rod,bar）= 290 MPa直径 = 305 MPa直径6.35 - 19.0 m= 315 MPa直径19.0 - 38.07 mm= 330 MPa直径=38.1 mm根据机身材料屈服强度可以判断热应力作用下机身构件是否失效。5.2 热应力结果分析在完成温度场以及位移边界条件定义后，生成bdf文件，用nastran计算得到应力结果XDB文件,用patran读取结果，得到应力云图。所有的云图中应力单位均为 MPa 。本次结构热应力分析模型由于是由热分析模型修改得到
35、的，而不是原始结构模型，与机翼连接的S20部分机身的结构单元相对复杂，在计算时始终存在结构不连续的问题，在难以解决的情况下，只好暂时搁置，留在往后再处理，最终得到的是S12和S31部分的热应力结果。S20部分S12和S31部分温度场根据材料力学第四强度理论，等效应力 的结果为，要求 许用应力 的值参考表5.1.1。以下云图均为第四强度理论等效应力云图。阶段一1地面停留 内、外部自然对流，太阳直射（除PM），太阳反照（仅SD），地面、天空辐射 外翼盒燃油的传热6:0010:00S12部分S31部分阶段二2地面停留 APU组件运行，考虑其对周围结构和环境的辐射、换热10:0011:15S12部分
36、S31部分阶段三3地面停留 空调系统开启，客舱环境温度固定，舱室间全局、局部通风被考虑 ACP温度输入控制，对中央翼下周围结构的辐射、换热11:1512:00S12部分 S31部分阶段四4爬升至海拔500英尺 起落架运行，机轮及起落架系统的散热，由热通量输入考虑 舱内局部通风，温度由恢复温度确定考虑对流换热12:0012:10S12部分 S31部分阶段五5爬升至海拔22500英尺起落架舱门关闭，温度自由考虑12:1012:23 S12部分 S31部分 阶段六6爬升至海拔39000英尺APU组件开始关闭12:2312:33 S12部分 S31部分阶段七7巡航正常巡航飞行，只在此阶段考虑起落架舱的
37、剩余泄漏通风12:3319:02S12部分 S31部分阶段八8下降至海拔2000英尺飞机进入降落阶段19:0219:28 S12部分 S31部分阶段九9下降至降落起落架舱开启，考虑起落架舱的温度为恢复温度19:2819:33 S12部分 S31部分从第一个阶段到第九个阶段，随着时间的变化，应力值先逐渐变大，在第七阶段达到最大值，随后又逐渐减小，回到初始值。在第七阶段，应力最大值发生在S12部分的下图所示位置。在中间板与外围的壳交界处，应力值达到了260 Mpa。对于这个点，在进一步设计时要进行加强，或者改善此处的传热情况，避免温度梯度过大。第6章 总结与展望本次机身中段的热应力分析项目中，在热
38、分析模型的基础上，将模型转换为结构分析模型，并加载温度场以得到机身热应力场是任务的全部内容。模型转化要做如下的工作：1、查找材料的力学性能参数；2、确定单元的属性：3、将材料参数和单元属性对应地赋给单元；4、添加节点和单元以解决结构的不连续性问题。在完成这些工作时要注意单位制和数量级，同时要避免遗漏，对于几万个单元，这些工作花费了不少时间。在进行结构计算时，结构经常提示结构存在不连续性的问题，这个时候就可能是单元属性赋予的时候出了问题，也可能是需要添加单元，这些要根据报错文件的提示进行修改。经过反复修改之后，我深有体会，结构模型的建立一定要有规划地进行，任何一个单元或节点的丢失都意味着繁重的查
39、找、修补、试算再重新查找的反复工作。然后便是温度场加载的问题。使用MSC.PATRAN软件，正常的温度场创建应该是采用FEM的方式，节点一一映射，便可加载上温度场的结果。但是一般的工程中，热分析网格往往要较结构分析网格更加稀疏，若直接采用热分析网格进行结构计算会出现结构的不连续性问题。我尝试着将热分析结果以 .XDB文件的格式读取到结构分析模型中，发现模型上可以显示温度场结果，但在形成温度场进行线性插值时（结构模型上某些节点单元是热分析模型中所没有的，其上的温度值要通过插值得到），却没法继续算下去，无法形成温度的空间场，最后发现插值工作必须在原有网格的基础上进行。我尝试了一些方案，没能成功解决
40、问题，这是本次工作所遇到问题，作为一个课题提出来，希望以后能解决。最后，我只能对热分析模型进行修改，重新赋予单元属性和材料参数，由于网格的稀疏性问题，结构的不连续是后期工作的主要问题。此次工作，我得到的最大体会是：热分析模型和结构分析之间要有严格的对应关系，节点坐标，节点号要严格地一一对应。此次热应力分析工作，我收获颇多，对MSC.PATRAN软件有了一定深度的掌握，对研究工作有了深一步的了解与体会，同时也锻炼了自己进行研究工作的耐心。参考文献1 张兴娟,杨春信,袁修干.大飞机乘员舱热载荷的工程估算方法J.北京航空航天大学学报,2009,(第12期).2 李楠,程湛.大型客机动态热载荷仿真计算软件J.民用飞机设计与研究,2010,(第2期).3 蔡宇宏,蒋彦龙,蔡玉飞,王瑜,夏文庆,朱春玲,李楠,南国鹏,李革萍,辛旭东.民机客舱热载荷的数值