航空活塞发动机是主要用于飞行高度在5000米以下的中低速飞机（包括教练机，无人机，农林用机等）的动力装置，具有热效率高、结构简单、燃油消耗低以及推重比大等优点，因此具有广阔的应用前景，是未来航空飞行器动力装置的一个重要发展方向。活塞是航空活塞发动机的重要组成部件，航空活塞发动机的安全性与可靠性受到活塞结构强度的巨大影响。本文以某型航空活塞发动机活塞为研究对象，对活塞的有限元计算方法进行了研究。具体内容包括：总结了活塞有限元计算的理论基础，确定了活塞温度场的边界条件的给定方法，建立活塞的有限元计算模型，采用结构分析软件ANSYS，对活塞的温度场、应力场进行数值分析。经分析计算得出发动机在5000rpm最大扭矩工况下最高温度为340.3℃，最大热应力为78.46MPa，最大热变形为0.22mm，最大机械应力170.63MPa，最大综合应力为133MPa。通过对比活塞的机械应力分布和综合应力分布可以发现，最大应力分布区域位置都在活塞销孔内缘上侧，但是由于温度载荷的施加，活塞的综合应力降低了约40MPa。经过本文研究分析，更深入地了解活塞的受热情况，为降低热负荷，改善应力分布等优化设计提供精确的理论依据，可用于航空活塞发动机活塞的故障分析等，并可应用于提高航空活塞发动机可靠性及使用寿命。目前，国内外对航空活塞发动机活塞的强度和结构响应的研究较少，本文提出了航空活塞发动机的结构强度的有限元分析方法，用来验证航空活塞发动机工作的安全性，旨在为航空活塞发动机活塞结构优化设计提供技术储备，对开展航空活塞发动机的工程应用等工作具有重要的意义。