強(qiáng)迫定位裝夾對航空復(fù)合材料構(gòu)件幾何-物理裝配性能的影響與協(xié)同保障

關(guān)鍵詞：強(qiáng)迫定位裝夾；裝配內(nèi)應(yīng)力；裝配損傷；形性耦合分析；協(xié)同調(diào)控中圖分類號：V262DOI：10.3969/j.issn.1004-132X.2025.04.002 開放科學(xué)（資源服務(wù)）標(biāo)識碼（OSID）：

Effects of Forced Positioningamp; Clamping on Geometric and Physical Assembly Performances for Composite Structures and Collaborative Guarantee Strategies

GUO Feiyan1ZHANG Yongliang2LIU Jialiang1*ZHANG Hui2 1.School of Mechanical Engineering，University of Science and Technology Beijing，Beijing，100083 2.AVIC Shenyang Aircraft Industrial（Group） Co.，Ltd.，Shenyang，110850

Abstract： The large-size 8. thin-walled aviation composite structures had low forming accuracy and huge in-plane warping deformation. The accumulation of assembly errors， unexpected geometric gaps and shape deviations were prone to occur at the joining areas. In engineering， passive reduction actions，such as applying local clamping forces was usually applied， but uneven internal stress distribution and even internal damages would be occurred，which affected the mechanical performances of the structures in service directly.Firstly，the principle of forced positioning clamping was explained， and the affection on geometric accuracy and mechanical properties of weak rigid composite parts was analyzed. Secondly，starting from the analysis of two main aspects，i.e. optimization on forced clamping process parameters before assembly，and flexible positioning forceamp; position adjustment of fixtures during assembly，five key technologies were solved with detailed technical solutions，i.e. setting forced assembly force limits，reduction of geometric gaps， prediction of stress/damage evolution，reverse optimization of forced clamping process parameters， and precise measurement of assembly stressamp;damage. Then the active control of shape amp; force coupling and macro 8. micro collaborative guarantee in the clamping processes for assembly performance，could be achieved. Finally，for the composite assembly structures，from the perspective of practical engineering applications，the future working focus towards high assembly quality and efficient，and low-cost assembly goals were proposed.

Key words： forced positioning amp; clamping;assembly internal stress;assembly damage;shape amp; force coupling analysis;collaborative adjustment amp; control

0 引言

碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料（carbonfiberreinforcedplastic，CFRP）具有密度小、比強(qiáng)度高、耐沖擊性強(qiáng)、耐磨耐腐蝕性好等特點(diǎn)[1]，符合航空新型號對結(jié)構(gòu)服役力學(xué)性能的要求，例如結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與疲勞等指標(biāo)。隨著復(fù)合材料（簡稱“復(fù)材\"成形、加工與裝配技術(shù)的發(fā)展，碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)材在航空上的應(yīng)用逐漸由整流罩、艙口等小型非承力構(gòu)件過渡到翼肋、機(jī)身等大型主承力結(jié)構(gòu)中[2]。復(fù)材的使用比例已成為衡量飛機(jī)是否先進(jìn)的重要指標(biāo)：如美國F-22和F-35等五代機(jī)使用的復(fù)材分別占自身質(zhì)量的 26% 和 36% ，國內(nèi)主力機(jī)型殲-20的復(fù)材使用比例達(dá)到 30% 左右[3]。呈現(xiàn)出大型化、整體化特點(diǎn)的新一代復(fù)材構(gòu)件的自身成形精度較低（厚向尺寸的 5%～ 8% ），大尺寸薄板件的面內(nèi)翹曲變形可達(dá)到毫米級，在裝配作業(yè)過程中，容易出現(xiàn)型面幾何外形超差以及配合間隙不均勻等現(xiàn)象，對機(jī)體結(jié)構(gòu)的氣動外形影響較大。在裝配現(xiàn)場，為保證復(fù)材薄壁構(gòu)件裝配作業(yè)過程的順利進(jìn)行，通常采用強(qiáng)迫定位裝夾、強(qiáng)迫校形等方式，即通過施加額外的定位裝夾力來保障關(guān)鍵特性點(diǎn)的正確空間位姿以及控制裝配變形和損傷狀態(tài)。

本文首先解析了強(qiáng)迫定位裝夾原理，闡述了強(qiáng)迫定位裝夾對復(fù)材薄壁構(gòu)件幾何與力學(xué)裝配性能的影響，并從裝夾工藝參數(shù)、工裝力-位柔性裝調(diào)方面出發(fā)，分析強(qiáng)迫定位裝夾性能的系統(tǒng)性保障策略及存在的問題，提出并解析所涉及的裝夾力限值設(shè)定、幾何間隙消減、物理裝配性能演化預(yù)測與測量、工藝參數(shù)反求等關(guān)鍵技術(shù)，最后指出下一步研究重點(diǎn)。

1強(qiáng)迫定位裝夾對復(fù)材薄壁構(gòu)件幾何與物理裝配性能的影響分析

為對復(fù)材薄壁構(gòu)件裝配質(zhì)量的保障研究提供技術(shù)支撐，本節(jié)闡述了強(qiáng)迫定位裝夾操作的基本原理，并解析了強(qiáng)迫定位裝夾對復(fù)材裝配幾何精度、結(jié)構(gòu)內(nèi)應(yīng)力分布與損傷狀態(tài)等物理裝配性能的影響規(guī)律及效果。

1.1 強(qiáng)迫定位裝夾原理

在施加的定位約束完全限制復(fù)材弱剛性構(gòu)件的六個(gè)空間自由度后，由于受尺寸/形位誤差、工裝定位誤差、裝配變形等因素影響，零部件配合界面處的幾何狀態(tài)會不一致，從而產(chǎn)生過大的裝配間隙或外形裝配超差等現(xiàn)象，無法達(dá)到裝配體的精度要求，此時(shí)需借助施加“額外的\"裝夾力、壓緊力或校形力等類型的載荷來調(diào)整配合面的形狀或零件的裝配位置，即通過使復(fù)材薄壁構(gòu)件發(fā)生適量的空間位置姿態(tài)變化或微量的受迫變形來實(shí)現(xiàn)局部裝配間隙與整體裝配協(xié)調(diào)偏差的消減，進(jìn)而得到滿足裝配設(shè)計(jì)要求的幾何外形與物理性能等質(zhì)量參數(shù)。作為一種保障裝配質(zhì)量要求的被動式工藝方法，這種裝配方式利用外力載荷以強(qiáng)制消減零組件之間現(xiàn)實(shí)存在的裝配間隙或偏差，稱為“強(qiáng)迫定位裝夾”，具體過程如圖1所示。

強(qiáng)迫定位裝夾操作通過改變大尺寸復(fù)材弱剛性工件與工裝夾具間的相互作用，采用在工件配合面施加載荷的裝配方式裝夾，在一定程度上可提高裝配幾何精度，并減少配合界面處的加墊、打磨等裝配作業(yè)完工前的修配工作量。在具體的操作中，強(qiáng)迫裝配操作雖可在一定程度上消減結(jié)構(gòu)件間的裝配間隙，但考慮到配合間隙分布的非均勻性，裝夾力會引起復(fù)材構(gòu)件內(nèi)部產(chǎn)生非均衡的應(yīng)力分布與局部區(qū)域的應(yīng)力集中現(xiàn)象，在應(yīng)力過大時(shí)極易導(dǎo)致復(fù)材構(gòu)件表面發(fā)生壓潰，內(nèi)部發(fā)生分層、基體破壞以及纖維斷裂等多樣式的裝配損傷，影響連接結(jié)構(gòu)的力學(xué)可靠性和服役壽命。在裝配現(xiàn)場，由于影響裝配幾何與物理質(zhì)量的材料、工藝、作業(yè)等因素具有極強(qiáng)的不確定性，因此零部件結(jié)構(gòu)的內(nèi)部裝配物理狀態(tài)難以準(zhǔn)確預(yù)測與協(xié)同調(diào)控。從降低生產(chǎn)成本、提高裝配質(zhì)量與效率等角度，現(xiàn)場的強(qiáng)迫裝夾或校形的操作通常難以避免。例如，工程中的典型強(qiáng)迫裝配場景如圖2所示。在復(fù)材薄壁工件（例如外形壁板件）與骨架組件（例如由翼肋、翼梁或隔框等零件預(yù)先裝配而成）裝配時(shí)，考慮到制造誤差、定位/連接誤差、變形誤差等因素，在外形內(nèi)表面與骨架外表面的某些配合部位會存在裝配間隙，影響外形裝配質(zhì)量，此時(shí)，需要在柔性裝調(diào)系統(tǒng)中的多個(gè)數(shù)控定位器末端處施加一定大小的校形力或改變末端定位位置，使薄壁工件在沿表面的法向上發(fā)生向內(nèi)或向外的局部微小變形，以獲得所要求的幾何與物理裝配性能狀態(tài)。在圖2中，校形力可為拉力或壓力兩種形式，在實(shí)際工程中，通常存在適量的裝配間隙以直接開展后續(xù)的連接等工序操作，因此，需首先明晰校形力對復(fù)材薄壁結(jié)構(gòu)幾何與物理裝配性能狀態(tài)的影響規(guī)律。

1.2 強(qiáng)迫定位裝夾對裝配幾何變形與內(nèi)應(yīng)力的影響分析

在施加強(qiáng)迫定位裝夾工藝操作時(shí)，復(fù)材薄壁工件會隨著載荷力的施加逐漸發(fā)生形變，使得在減小配合間隙的同時(shí)，在復(fù)材構(gòu)件的內(nèi)部產(chǎn)生附加的零件間作用力，稱為裝配內(nèi)應(yīng)力[1，4]。裝配內(nèi)應(yīng)力非均衡與集中分布的特點(diǎn)會導(dǎo)致復(fù)材構(gòu)件內(nèi)部纖維與基體間的力學(xué)狀態(tài)發(fā)生改變，而當(dāng)裝配應(yīng)力趨向于逼近或超越材料承受極限時(shí)則會誘發(fā)材料損傷現(xiàn)象的發(fā)生。

LIU等[5]采用宏微觀跨尺度與多階段裝配分析的手段，在大型復(fù)材壁板上劃分子區(qū)域，通過應(yīng)力投影的方法研究了各區(qū)域中的微應(yīng)力分布，實(shí)現(xiàn)了壓緊力作用下裝配應(yīng)力與變形的精準(zhǔn)預(yù)測。具體地，壁板根部拐角處的下陷變形達(dá)2mm ，凸區(qū)域兩側(cè)最大翹曲變量為 0.922mm ，其他區(qū)域在 0.7mm 以內(nèi)；在 0.03MPa，0.09MPa 的工裝定位器負(fù)載壓力下，最大應(yīng)力分別為8.25MPa和 203.5MPa ?？紤]到在復(fù)材-鋁合金試件的強(qiáng)迫裝配中，裝配間隙的消減主要受 x 向彎曲變形和 y 向螺栓擠壓的影響，葉鑫等[使用應(yīng)變片獲取試件局部表面的應(yīng)變分布，并結(jié)合三維數(shù)字圖像相關(guān)技術(shù)（digitalimagecorrelation，DIC）獲取了試件表面的全場應(yīng)變場，得出裝配變形規(guī)律?；趯雍习謇碚摚f玉敏等[首先通過解析法推導(dǎo)了典型薄壁復(fù)材構(gòu)件在不同尺寸條件下的壓縮和剪切屈曲載荷變化規(guī)律，通過設(shè)定邊界條件及加載方案，發(fā)現(xiàn)在軸向壓縮測試中發(fā)生的失效主要由壁板屈曲變形導(dǎo)致，面內(nèi)剪切測試則展現(xiàn)出局部不穩(wěn)定現(xiàn)象，理論預(yù)測、數(shù)值模擬與試驗(yàn)測量的屈曲載荷較為吻合，偏差分別為 3.7% 與6.5% 。此外，郭瑜超等8結(jié)合復(fù)材壁板裝配的試驗(yàn)裝置，利用全機(jī)身受載與試驗(yàn)受載狀態(tài)下的壁板應(yīng)變差異構(gòu)建了應(yīng)變誤差矩陣，考慮各元素的加權(quán)系數(shù)，以誤差平方和最小化為目標(biāo)函數(shù)，以基準(zhǔn)載荷系數(shù)為優(yōu)化變量，運(yùn)用罰函數(shù)和最速梯度法實(shí)現(xiàn)了載荷的無約束優(yōu)化，發(fā)現(xiàn)在連接過渡區(qū)域、支撐點(diǎn)和加載點(diǎn)附近出現(xiàn)了較高的應(yīng)力水平，與全機(jī)身受載應(yīng)變分布趨勢一致且誤差在 10% 以內(nèi)。

在具體強(qiáng)迫定位裝夾操作中，考慮到可能出現(xiàn)的配合間隙分布、大小與形態(tài)，張桂書9首先建立了翼盒部件的裝配間隙幾何模型，在對未填隙狀態(tài)與填隙狀態(tài)下復(fù)材件應(yīng)變、應(yīng)力的分布進(jìn)行仿真，并設(shè)計(jì)裝配試驗(yàn)，獲取了雙固支/單固支/單搭接裝配試件的應(yīng)變與應(yīng)力測量數(shù)據(jù)。但采用局部應(yīng)變片結(jié)合有限元方法不能得到應(yīng)力應(yīng)變場的全局分布信息，存在測量盲點(diǎn)且精度低。針對此問題，張秋月[10]建立了基于內(nèi)聚力單元的有限元模型，在優(yōu)化裝配壓緊力大小與布局后，將壓緊方案在有限元模型中驗(yàn)算，獲得了裝配間隙消除率、復(fù)材結(jié)構(gòu)件間的應(yīng)力應(yīng)變狀態(tài)和分層損傷情況，發(fā)現(xiàn)優(yōu)化后的強(qiáng)迫裝夾方案能夠在不使壁板產(chǎn)生分層損傷的前提下提高間隙消除率，并且壁板的應(yīng)力和應(yīng)變分布更加均勻。具體地，復(fù)材壁板在壓緊力施加處和邊界條件處的裝配應(yīng)力最大，約為 59MPa ；自由上邊界處裝配應(yīng)力較小，約為5MPa ；壁板表面應(yīng)力場和位移場分布較為均勻，70% 的區(qū)域應(yīng)力值為 30MPa 左右， 90% 的區(qū)域位移約為 0.5mm ，而壁板兩側(cè)中心處的位移最大，約為 1.25mm ，如圖3所示。

綜上，借助理論解析、有限元仿真與試驗(yàn)驗(yàn)證相結(jié)合的手段，對裝配形性狀態(tài)的耦合關(guān)聯(lián)與宏微觀協(xié)同分析后可發(fā)現(xiàn)：復(fù)材薄板件的裝配變形與內(nèi)部應(yīng)力狀態(tài)直接關(guān)聯(lián)于壓緊力與裝配幾何間隙的大小，具體的應(yīng)力水平與間隙厚度（或高度）成正相關(guān)關(guān)系，在連接孔周邊與裝夾區(qū)域更為顯著；裝配應(yīng)力會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能發(fā)生變化，在壓緊力施加處會引發(fā)高應(yīng)力集中，而自由邊界或遠(yuǎn)離施力點(diǎn)區(qū)域的應(yīng)力水平則相對較低，但變形可能較大。針對復(fù)材薄板件在強(qiáng)迫定位裝夾場景下的裝配響應(yīng)，需重點(diǎn)分析以下區(qū)域的狀態(tài)變化：① 裝夾接觸區(qū)域應(yīng)力分布最為集中，幾何變形大；② 裝夾區(qū)域周邊，裝夾區(qū)域產(chǎn)生的應(yīng)力會向周圍材料擴(kuò)散，產(chǎn)生較大的幾何變形； ③ 復(fù)材層間區(qū)域，復(fù)材是由多層不同方向的增強(qiáng)纖維與基體組分構(gòu)成，各鋪層間的力學(xué)性能差異、裝夾力大小與分布不均勻會在復(fù)材件自身的組成層間產(chǎn)生內(nèi)應(yīng)力，引起工件的宏觀變形以及材料自身可能發(fā)生的損傷； ④ 薄板邊界區(qū)域，受集中的應(yīng)力傳遞與工件幾何連續(xù)性等因素影響，可能會產(chǎn)生較大的扭翹幾何變形形式； ⑤ 結(jié)構(gòu)薄弱或缺陷區(qū)域，由于剛度較低，在裝夾力作用下的變形量較明顯。

1.3 強(qiáng)迫定位裝夾對裝配損傷狀態(tài)的影響分析

若施加的強(qiáng)迫裝配載荷（如沿復(fù)材薄壁件主定位面法向上的雙向夾緊力、單向壓緊力、校形力或吸附力等）過大，會使非均質(zhì)的多相復(fù)材薄壁件內(nèi)部力學(xué)性能發(fā)生變化，在裝配內(nèi)應(yīng)力逼近或超越材料承受極限時(shí)會進(jìn)一步引起裝配結(jié)構(gòu)與材料的損傷與破壞。雖然復(fù)材具有各向異性的力學(xué)屬性，但是其裝配結(jié)構(gòu)的損傷是一個(gè)遞進(jìn)的擴(kuò)展演變過程[11]。通過開展強(qiáng)迫連接試驗(yàn)，GOER-ING^[12] 等獲取了復(fù)材單孔層合板在強(qiáng)迫裝配時(shí)的損傷形式，并研究了不同體系的基體材料對層合板抗裝配分層損傷能力的影響。ZHAO等[13]采用產(chǎn)品數(shù)據(jù)管理與黏著區(qū)域法（cohesivezonemethod，CZM）的失效分析框架，利用有限元模型模擬受力過程，并對復(fù)材壁板進(jìn)行加載與卸載試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)加強(qiáng)筋腹板的自由邊緣首先出現(xiàn)層內(nèi)基體裂紋，隨后在該區(qū)域附近發(fā)生層間分層和輕微的纖維失效且擴(kuò)展速率不穩(wěn)定。WEN等[14]結(jié)合工裝末端不同外力下的裝配應(yīng)力與裝配變形變化情況，使用Tsai-Hill失效準(zhǔn)則獲取了復(fù)材翼肋的裝配損傷程度。蔡躍波[15]采用有限元法模擬定位與夾緊階段的加載方式，通過加入有厚度的內(nèi)聚力單元，在壓緊力作用下模擬壁板最外層鋪層與第二層鋪層間的分層損傷。RICCIO等[16通過對壓縮載荷條件下復(fù)材蒙皮分層和桁條脫黏現(xiàn)象的研究，采用虛擬裂紋閉合技術(shù)并結(jié)合有限元ABAQUS和 B2000++ 模擬了復(fù)材層間的損傷演化過程，具體損傷區(qū)域如圖4所示。周夢倩等[17]通過建立損傷的三維有限元模型研究了復(fù)材C形梁在強(qiáng)迫裝配后其變厚度區(qū)域的應(yīng)力大小和首次損傷所發(fā)生的位置，發(fā)現(xiàn)由于存在鋪層遞減結(jié)構(gòu)不連續(xù)現(xiàn)象，變厚度復(fù)材C形梁局部出現(xiàn)了應(yīng)力集中，且在圓角變厚度區(qū)域即厚段向薄段過渡區(qū)域承受拉伸載荷的能力較為薄弱，當(dāng)載荷不大于 856N 時(shí)可保證整個(gè)T700復(fù)材C形梁不發(fā)生損傷，當(dāng)拉伸載荷為1287N時(shí)，達(dá)到極限載荷。

許良等[18]采用有限元分析與試驗(yàn)驗(yàn)證相結(jié)合的方法研究了壓縮載荷對復(fù)材壁板損傷的影響，發(fā)現(xiàn)損傷主要發(fā)生在筋條間的蒙皮區(qū)域，在蒙皮鋪層多出兩層（ 0^° 和 45^° 時(shí)，其破壞載荷和屈曲載荷分別增大了 35.4% 和 22.2% 。KELLY等[19]通過開展橫向靜載試驗(yàn)獲取了復(fù)材鋪層順序、板厚度及基體材料等參數(shù)對復(fù)材單孔層合板橫向承載的強(qiáng)度、損傷機(jī)制及失效形式的影響規(guī)律。上述研究雖可分析出損傷發(fā)生的位置，但對損傷程度并未作出有效評估。為解決弱剛性復(fù)材構(gòu)件強(qiáng)迫裝配變形問題，ZHAI等[20-22]將基礎(chǔ)試驗(yàn)、多尺度模擬與全因子試驗(yàn)設(shè)計(jì)相結(jié)合，系統(tǒng)性地開展了強(qiáng)迫裝配引起的復(fù)材微觀應(yīng)力場分布變化及影響規(guī)律、微觀損傷機(jī)制及參數(shù)化表征等研究，在大型客機(jī)的大尺寸壁板件應(yīng)用中發(fā)現(xiàn)，強(qiáng)迫裝配可使沉頭孔處的承載載荷分布均勻化，但在單搭接工件相接觸的部位存在較大的相互作用力，會增加連接結(jié)構(gòu)失效風(fēng)險(xiǎn)?？紤]到夾緊力會引起裝配應(yīng)力變化，SODERBERG等[23]利用蒙特卡羅法模擬應(yīng)力分布，基于有限元仿真構(gòu)建了制造偏差、定位偏差與裝配應(yīng)力之間的線性關(guān)系矩陣，計(jì)算了各因素靈敏度系數(shù)，基于獲得的較準(zhǔn)確的裝配應(yīng)力分布水平，按平面應(yīng)力假設(shè)使用Tsai-Hill失效準(zhǔn)則評估了復(fù)材翼盒的裝配損傷情況，并以百分比表示。

綜上分析可以發(fā)現(xiàn)，裝配體結(jié)構(gòu)的內(nèi)部損傷擴(kuò)展主要集中在以下區(qū)域： ① 裝夾接觸區(qū)域，強(qiáng)迫裝夾力直接和復(fù)材薄壁工件接觸，若裝夾力過大或不均勻，可能會引起材料的基體開裂或?qū)娱g分層等損傷現(xiàn)象，嚴(yán)重時(shí)可能導(dǎo)致工件表面與材料內(nèi)部的基體壓潰或纖維斷裂等破壞性結(jié)果； ② 裝夾區(qū)域周邊或轉(zhuǎn)角附近區(qū)域，考慮到應(yīng)力傳遞或形狀突變，這些區(qū)域可能受到較大的剪切力和彎曲力，引起應(yīng)力集中現(xiàn)象或者產(chǎn)生較大內(nèi)應(yīng)力，引起的剪切破壞或面內(nèi)彎曲現(xiàn)象將引發(fā)多形式的損傷； ③ 復(fù)材層間區(qū)域，由于各鋪層材料的排布角度差異和內(nèi)應(yīng)力的不均勻分布，可能導(dǎo)致在層間產(chǎn)生剝離、脫黏等分層損傷現(xiàn)象； ④ 構(gòu)件缺陷的區(qū)域，若復(fù)材工件存在初始微觀裂紋，缺陷區(qū)域結(jié)構(gòu)強(qiáng)度會降低，當(dāng)裝夾力載荷過大時(shí)會引起內(nèi)應(yīng)力和變形，使得結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞的可能性較大。現(xiàn)有研究多考慮復(fù)材板件在宏觀層面的強(qiáng)迫裝夾損傷行為，對纖維、基體等細(xì)觀組分的影響及對初始分層缺陷等因素考慮不足，使得裝配應(yīng)力、損傷狀態(tài)的理論計(jì)算、仿真分析結(jié)果與實(shí)際強(qiáng)迫裝配操作時(shí)的檢測結(jié)果間的偏差較大。

2面向幾何與物理裝配性能保障的強(qiáng)迫定位裝夾工藝優(yōu)化策略及現(xiàn)狀分析

為合理運(yùn)用強(qiáng)迫定位裝夾手段協(xié)同保障復(fù)材薄壁構(gòu)件的裝配幾何與物理性能狀態(tài)，以強(qiáng)迫定位裝夾手段對裝配結(jié)構(gòu)的影響關(guān)系為基礎(chǔ)，針對引起強(qiáng)迫定位裝夾質(zhì)量問題的裝配應(yīng)力、幾何協(xié)調(diào)間隙等因素，系統(tǒng)性地分析面向裝配全流程的強(qiáng)迫定位裝夾工藝優(yōu)化策略。具體為： ① 強(qiáng)迫裝夾工藝參數(shù)優(yōu)化，采用理論、仿真、試驗(yàn)分析相結(jié)合的手段，考慮工件自身制造誤差與現(xiàn)場裝配工況等因素，以期在裝配作業(yè)前獲得優(yōu)化的定位裝夾方案與參數(shù)，為現(xiàn)場裝配質(zhì)量的保障奠定工藝分析基礎(chǔ)； ② 工裝定位力-位柔性調(diào)整，在現(xiàn)場裝配過程中，通過工裝定位執(zhí)行末端的定位位置、裝夾載荷大小的耦合調(diào)整，使得裝配幾何位姿變動與裝配物理狀態(tài)分布等質(zhì)量指標(biāo)達(dá)到設(shè)計(jì)要求。

2.1 裝配作業(yè)前的裝夾工藝參數(shù)優(yōu)化

為控制復(fù)材弱剛性工件的裝夾變形，可采用局部剛度增強(qiáng)的方式，借助多個(gè)定位執(zhí)行末端共同參與裝配定位夾緊或校形操作，但結(jié)合航空復(fù)材零件的大尺寸特征，不合理的裝夾布局與裝夾力施加方案可能造成在幾何不連續(xù)處或夾緊區(qū)周邊產(chǎn)生應(yīng)力集中現(xiàn)象。另一方面，復(fù)材上下壁板與骨架組件間存在的幾何間隙數(shù)量多、間隙大小不一且分布不均勻，隨著強(qiáng)迫裝夾校形力的大小、方向、施加位置與順序等關(guān)鍵工藝參數(shù)的變化，它們對復(fù)材工件內(nèi)部裝配應(yīng)力的影響與配合間隙消減的不確定性也較強(qiáng)。

為提高復(fù)材弱剛性薄壁構(gòu)件的定位質(zhì)量，工程中常采取施加合適壓緊力的方式使工件發(fā)生適量變形，以減小裝配偏差、改善裝配應(yīng)力及損傷分布。在強(qiáng)迫裝夾力限值區(qū)間的設(shè)定研究中，針對復(fù)材構(gòu)件的實(shí)際裝配操作，LUPULEAC等[24]指出，小于 0.2mm 的裝配間隙，或在 300mm 間隙長度范圍內(nèi)的壓緊力限值不超過 45N 時(shí)，可不采取加墊補(bǔ)償操作而進(jìn)行直接裝配。參照上述壓緊力施加原則，劉怡冰[25]使用真空吸盤和限力彈簧來控制壓緊器的裝夾力。除了傳統(tǒng)的位置驅(qū)動方法，WU等[26]提出基于直接力控制策略，通過優(yōu)化壁板壓緊力大小更好地減小機(jī)身壁板構(gòu)件間的間隙，具體地，壓緊力設(shè)定為 1140～1150N ，能夠使蒙皮和骨架組件間的平均間隙減小 0.15mm ，但忽略了裝調(diào)力對復(fù)材構(gòu)件內(nèi)部應(yīng)力水平的影響。根據(jù)薄壁件定位變形量的工程要求，劉春青等[27]提出確定薄壁件如何選擇定位點(diǎn)數(shù)目、布局和吸盤吸附壓力的控制尋優(yōu)算法，在 5×3 的定位布局方案下，吸盤的吸附壓力設(shè)計(jì)為 0.056MPa ，但吸盤吸附力限制的具體設(shè)定并未說明。此外，由于制造誤差的存在，通常會校正接觸點(diǎn)并施加裝配力，以使待裝配的弱剛性零件裝配在“最合適\"的位置，避免裝配應(yīng)力/應(yīng)變過大。對于此，JONSSON等[28]按照尋找接觸點(diǎn)與控制接觸力的思路，將全尺寸碳纖維柔性翼肋對準(zhǔn)多個(gè)定位表面，驅(qū)動機(jī)器人精確實(shí)現(xiàn)\"parttopart\"裝配，雖可獲取六維傳感器的力反饋和工業(yè)機(jī)器人系統(tǒng)中的扭矩?cái)?shù)據(jù)，但裝配力和扭矩的控制范圍卻沒有明確指出。在傳統(tǒng)的定位保形工藝中，通過外形卡板的壓緊作用可控制壁板的外形形變，但容易引入較高裝配應(yīng)力。針對此，姜策[29]使用吸盤對復(fù)材壁板施加調(diào)控力，在外形滿足容差要求的前提下，以壁板應(yīng)力水平為優(yōu)化目標(biāo)、以吸盤位移載荷取值區(qū)間為約束條件、以吸盤布局和各吸盤載荷為設(shè)計(jì)變量，采用協(xié)同加載的外形調(diào)控方案降低壁板整體應(yīng)力水平并使得應(yīng)力分布更加均勻，減輕蒙皮連接處的分層損傷，優(yōu)化后最大裝配應(yīng)力僅為優(yōu)化前的 51.7% （圖5），但對多定位末端載荷的取值優(yōu)化仍需研究。針對零件間使用確定性裝配孔進(jìn)行裝配的情況，LIU等[30]以臨時(shí)緊固件的安裝數(shù)量、布局與預(yù)緊力大小等為控制變量，根據(jù)三維Hashin準(zhǔn)則判斷復(fù)材壁板的損傷狀態(tài)，以復(fù)材不發(fā)生損傷為目標(biāo)，獲得了不同裝配工序間工裝與零件的相互作用力，并優(yōu)化了裝配夾緊力與臨時(shí)緊固件的布局。隨后，針對復(fù)材翼盒裝配中典型的裝夾約束，ZHANG等[31]獲取了強(qiáng)迫連接對復(fù)材多孔層合板連接區(qū)應(yīng)力分布狀態(tài)及水平的影響規(guī)律，發(fā)現(xiàn)接頭在外載荷作用下的扭轉(zhuǎn)會引起工件表面的纖維壓縮損傷和平面內(nèi)基體壓縮損壞，且在支承面和剪切面附近的層內(nèi)更為嚴(yán)重。此外，為避免零件配合面的不匹配幾何誤差引起的強(qiáng)迫裝配操作，QU等[32]提出可有效提高預(yù)連接效率，避免強(qiáng)迫裝配的優(yōu)化模型。綜上可得知：現(xiàn)有研究對于構(gòu)型不同、裝配方式不同或載荷加載機(jī)制不同的裝配對象，位置分散性極強(qiáng)的壓緊力對裝配間隙的消除效果尚欠佳，而且壓緊力限值難題以及各末端壓緊力在現(xiàn)場取相同值等現(xiàn)象制約著精益化裝配的實(shí)現(xiàn)。

在具體的強(qiáng)迫裝夾參數(shù)優(yōu)化中，通常以裝配質(zhì)量要求作為約束條件，以裝夾末端執(zhí)行裝置的數(shù)量、裝夾力的位置分布和大小作為優(yōu)化變量，構(gòu)建裝夾工藝參數(shù)和幾何-物理裝配質(zhì)量間的數(shù)學(xué)模型，確定復(fù)材薄壁工件的最佳裝夾方案。在波音B-787復(fù)材機(jī)身的強(qiáng)迫裝配校形過程中，WEN等[14]利用ANSYS軟件仿真獲得了整個(gè)機(jī)身結(jié)構(gòu)裝配內(nèi)應(yīng)力與變形，協(xié)同優(yōu)化了定位器的位置與裝夾力的大小以控制裝配外形。為實(shí)現(xiàn)低應(yīng)力裝配，蓋宇春等[33]分析了不同的數(shù)控定位器數(shù)量、支撐位置布局、工藝接頭安裝位置對機(jī)身位姿與變形狀態(tài)的影響，優(yōu)化確定機(jī)身定位支撐點(diǎn)的數(shù)量（六點(diǎn)支撐）和位置。對于最佳裝夾工藝參數(shù)的優(yōu)化求解研究，多數(shù)學(xué)者采用不依賴于特定問題的、求解精確數(shù)學(xué)模型的元啟發(fā)式算法[34]提供的通用框架模式來搜索解空間，獲取近似最優(yōu)解或滿意解?；趶椥园謇碚摚軌糍籟35]推導(dǎo)了復(fù)材薄壁工件在重力和外載荷作用下的變形表達(dá)式，將關(guān)鍵測量節(jié)點(diǎn)沿法向的平均變形設(shè)為目標(biāo)函數(shù)后，提出基于混合粒子群優(yōu)化算法的夾具布局方案快速設(shè)計(jì)方法，可保證升降舵部件在定位階段具有較強(qiáng)的抗變形能力?；诤喕摹暗刃П砻妗?，ZHANG等[31]以壓緊力的布局和大小為變量，綜合考慮零件的形狀誤差與變形，以消除間隙和降低裝配應(yīng)力為目標(biāo)，得到最優(yōu)壓緊力施加方案，優(yōu)化后 70% 的區(qū)域應(yīng)力值約為 25.8MPa ，大部分區(qū)域變形位移為 0.53mm 。在此基礎(chǔ)上，以壁板分層損傷的要求為約束，張秋月等[36]提出壓緊力大小和布局方案的優(yōu)化方法，發(fā)現(xiàn)當(dāng)初始間隙為 0.2～0.8mm 時(shí)，間隙消除率提高至77.4%～100% ，較優(yōu)化前提高 19.2%～177.8% 但優(yōu)化運(yùn)算結(jié)果可能會短時(shí)間穩(wěn)定在局部最優(yōu)解，需要尋找較合適的計(jì)算代數(shù)。考慮工件在裝配載荷下的變形撓度，MENASSA等[37]采用有限元仿真計(jì)算與 Broyden-Fletcher-Goldfarb-Shan-no 優(yōu)化算法，獲取了夾具系統(tǒng)的最佳定位支撐位置。此外，以關(guān)鍵特征處的實(shí)測初始間隙分布為輸入，YANG等[38]建立了飛機(jī)壁板預(yù)連接的等效間隙裝配模型，提出以蒙皮與長桁間的殘余間隙總和最小為目標(biāo)的夾緊布局優(yōu)化方法，可提高約 23% 的生產(chǎn)效率。為避免在降低殘余應(yīng)力水平后應(yīng)力分布的復(fù)雜程度增加等現(xiàn)象，米嬌鵬[39]通過主定位孔與輔定位孔共同作業(yè)的方式，以四個(gè)輔定位孔處的最大變形量和平均變形量代表腹板平面的變形狀態(tài)，開展整體定位布局的優(yōu)化與評定研究，發(fā)現(xiàn)變形量為 0.092mm ，可滿足基于裝配載荷自適應(yīng)的柔性精準(zhǔn)定位自標(biāo)。此外，通過建立N-2-1方案下工件與夾具間的接觸力模型，AJANI等[40]獲得了接觸力對壁板變形的影響規(guī)律，并使用第二代非支配排序遺傳算法（NSGA-Ⅱ）求解實(shí)現(xiàn)了薄壁工件整體定位變形最小。綜上，以上方法在考慮實(shí)際制造誤差與裝夾力大小差異化狀態(tài)分布時(shí)的定位布局穩(wěn)健性方面仍需進(jìn)一步探討，此外，雖然元啟發(fā)式算法的全局搜索能力強(qiáng)、魯棒性好、普適性高，但也存在著計(jì)算成本高、效率低、參數(shù)設(shè)置敏感且調(diào)優(yōu)困難、局部搜索能力有限等問題。

基于代理模型的優(yōu)化方法可通過構(gòu)造數(shù)學(xué)近似模型擬合已知輸入和輸出響應(yīng)間的關(guān)系，解決元啟發(fā)式算法存在的目標(biāo)函數(shù)評估次數(shù)與調(diào)節(jié)參數(shù)難以設(shè)定、局部搜索限制、求解質(zhì)量評估困難等不足[34]。使用代理模型作為優(yōu)化工具，以框與長桁一體化的復(fù)材壁板構(gòu)件所允許的裝配變形為約束，以夾持點(diǎn)數(shù)目、位置及層合板內(nèi)部應(yīng)力為優(yōu)化目標(biāo)，WANG等[41]提出融合反向傳播神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)（back-propagation neural network，BPNN）與NSGA-Ⅱ算法的離散裝配布局多目標(biāo)優(yōu)化方法，運(yùn)用BPNN模型模擬夾具布局與復(fù)材壁板最大變形間的非線性關(guān)聯(lián)關(guān)系后，裝配變形預(yù)測的平均相對誤差僅為 2.93% ，最大裝配Mises應(yīng)力預(yù)測誤差為 7.64% 。DU等[42]建立了復(fù)材壁板變形偏差與裝夾布局、裝夾力之間的約束稀疏學(xué)習(xí)模型，通過整合二進(jìn)制搜索和交替方向乘子法，高效估算了模型參數(shù)并獲得了定位器的最優(yōu)裝夾布局，此外，還通過形狀偏差的最小化加權(quán)獲得了最優(yōu)夾緊力數(shù)值。利用貝葉斯模型和高斯過程方法，ALBAHAR等[43提出基于復(fù)材結(jié)構(gòu)裝配應(yīng)力感知的定位器位置優(yōu)化框架，在滿足殘余應(yīng)力安全閾值時(shí)優(yōu)化定位器數(shù)量，可使形狀偏差的平均均方根誤差降低 39% 、最大裝夾力降低 52% 。通過從有限元軟件中導(dǎo)出變形-力關(guān)系方程，并運(yùn)用稀疏學(xué)習(xí)與半正定規(guī)劃（semidefinite program-ming，SDP）優(yōu)化等方法，ZHONG等[44 將最優(yōu)裝夾布局問題轉(zhuǎn)化為SDP問題，求解時(shí)間僅為傳統(tǒng)方法的1/30。使用歷史數(shù)據(jù)與構(gòu)件系統(tǒng)方程，MOU等[45]設(shè)計(jì)了稀疏傳感器在復(fù)材機(jī)身壁板上的放置策略，通過重構(gòu)稀疏測量信號完成參數(shù)估計(jì)與裝配精度的自適應(yīng)控制，可通過一次控制優(yōu)化提高性能 53.93% ，并可使用不到 11% 的測量點(diǎn)反映裝配效果的全響應(yīng)信號?；谏鲜龇治?，采用基于代理模型可顯著提高強(qiáng)迫裝夾工藝參數(shù)的求解效率和準(zhǔn)確度，但對數(shù)據(jù)來源準(zhǔn)確性與數(shù)據(jù)的處理操作具有較高要求。

綜上，為保障強(qiáng)迫裝夾效果，現(xiàn)有方法通過數(shù)學(xué)建模、有限元仿真、智能算法或代理算法對強(qiáng)迫裝夾力的大小、方向、分布等工藝參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，具體的優(yōu)化邏輯如圖6所示。但由于優(yōu)化目標(biāo)、優(yōu)化變量以及裝配過程中形性協(xié)同控制具有復(fù)雜性，仍存在效率與精度上的不足。此外，在強(qiáng)迫裝夾工藝參數(shù)的優(yōu)化調(diào)整方面，現(xiàn)有方法較少考慮裝配內(nèi)應(yīng)力與損傷分布的不確定性，在裝配現(xiàn)場也缺乏相應(yīng)的工藝規(guī)范來指導(dǎo)具體的強(qiáng)迫裝夾校形操作，在優(yōu)化的準(zhǔn)確性與求解效率方面也存在較大提升空間。

2.2 裝配作業(yè)中的現(xiàn)場工裝力-位柔性裝調(diào)

在裝配現(xiàn)場作業(yè)過程中，考慮到零件自身誤差等幾何因素、裝配過程中的受載與環(huán)境變化等物理因素，各工序的正常操作通常難以獲取理想的復(fù)材裝配質(zhì)量效果，此時(shí)可借助工裝的力-位柔性裝調(diào)作用以控制強(qiáng)迫裝夾性能。具體地，通過工裝末端定位位置或裝夾力大小的適應(yīng)性調(diào)整，改變復(fù)材薄壁構(gòu)件的空間位姿或使之產(chǎn)生微小變形，以協(xié)同控制裝配結(jié)構(gòu)的內(nèi)部受力的均衡性和外部變形大小。

現(xiàn)場工裝末端定位位置的適應(yīng)性調(diào)整方面，BI等[46]獲取弱剛性壁板的位置與變形數(shù)據(jù)后，使用偏最小二乘擬合回歸方法建立了裝配誤差與三自由度定位器調(diào)整量間的關(guān)聯(lián)模型，經(jīng)三次驅(qū)動定位器調(diào)整壁板變形后，最大應(yīng)力值由13.59MPa減小到 4.34MPa ，同時(shí) X，Y，Z 方向的外形偏差分別由 0.144mm，0.152mm，0.042mm 減小到 0.015mm，0.016mm，0.009mm 。采用離散化的思想并在幾何公差約束下，SUN等[47建立了復(fù)材壁板裝配間隙的量化評價(jià)與多目標(biāo)優(yōu)化模型，通過柔性定位器的驅(qū)動調(diào)整優(yōu)化裝配間隙的分布并使之最小，數(shù)值模擬下的裝配間隙綜合優(yōu)化率可達(dá) 31.12% ，與測量值 25.5% 較為吻合。考慮零件制造誤差狀態(tài)的差異性，于鑫[48]對不同的定位點(diǎn)設(shè)計(jì)不同的定位誤差，如將一個(gè)工件上三個(gè)定位點(diǎn) A，C，D 對應(yīng)位置的誤差分別調(diào)整為-0.3mm，-0.1mm，0.1mm ，解決了強(qiáng)迫定位造成的裝配過程管控性差和裝配結(jié)果可復(fù)現(xiàn)度低等難題。通過分析裝配工裝與弱剛性工件間的作用載荷，郭飛燕等[49]提出多定位執(zhí)行末端定位位置的差異化優(yōu)化方法，實(shí)現(xiàn)工裝對工件實(shí)際制造精度與裝配工況的適應(yīng)性與個(gè)性化調(diào)整控制，可減少強(qiáng)迫裝配和工藝補(bǔ)償現(xiàn)象，其中工裝的單點(diǎn)吸附力設(shè)定為 300N 。針對定位誤差會引起大部件調(diào)姿內(nèi)力的問題，郭志敏等[50采用關(guān)節(jié)驅(qū)動力的最小范數(shù)解和改進(jìn)定位器結(jié)構(gòu)等措施，通過在夾緊機(jī)構(gòu)上設(shè)計(jì)隨動裝置，可在外力作用下產(chǎn)生一定隨動位移以釋放大部件在定位器支撐時(shí)的內(nèi)應(yīng)力，降低對接調(diào)姿的附加變形。利用夾具定位偏差對裝配精度的主動調(diào)節(jié)作用，在設(shè)計(jì)含法向可調(diào)定位器的內(nèi)型卡板基礎(chǔ)上，馬文睿[51建立基于定位補(bǔ)償?shù)难b配力學(xué)模型，得到了補(bǔ)償攝動量與關(guān)鍵測點(diǎn)裝配偏差的數(shù)學(xué)關(guān)系，并使用響應(yīng)面法獲得定位補(bǔ)償量，關(guān)鍵裝配測點(diǎn)平均絕對偏差值在有補(bǔ)償時(shí)為 0.272mm ，遠(yuǎn)小于無補(bǔ)償時(shí)的2.092mm 。楊應(yīng)科等[52]提出基于六自由度定位器的裝配形性調(diào)控方法，依據(jù)優(yōu)化的調(diào)整量，復(fù)材壁板的裝配精度可達(dá) 0.6mm 。以復(fù)材機(jī)身壁板的形狀偏差和裝配載荷為優(yōu)化目標(biāo)，WANG等[53]建立了定位器位移調(diào)整量與外形控制點(diǎn)位移以及與定位器施加載荷間的預(yù)測模型，并提出基于NSGA-Ⅱ算法的柔性裝調(diào)運(yùn)動量求解模型，發(fā)現(xiàn)調(diào)整后的裝配精度在 ±（0.6～0.8mm） 范圍內(nèi)，優(yōu)化前后的裝配偏差如圖7所示。此外，為模擬復(fù)材機(jī)身部件的對接裝配過程， HUNT^[54] 提出動態(tài)力曲線有限元仿真和虛擬裝配分析的方法，在裝配現(xiàn)場中采用直接釋放執(zhí)行機(jī)構(gòu)而非施加反向力的工藝策略，但如何高效評價(jià)裝配型面變形和定位執(zhí)行末端附近的裝配應(yīng)力，以及獲取并控制筒段對接后的損傷狀態(tài)，仍需探討。

工裝裝夾力適應(yīng)性調(diào)整方面，唐文獻(xiàn)[55]針對裝配定位工藝中對形位精度、應(yīng)力水平等要求，借助研制的自適應(yīng)柔性定位平臺設(shè)計(jì)正交試驗(yàn)，通過控制力載荷的大小、在裝配容差充許范圍內(nèi)自動調(diào)整定位單元的作用位置，分析定位孔處的力載和檢測點(diǎn)處的應(yīng)力變化規(guī)律，使得裝配應(yīng)力平均值較調(diào)整前減小約 19% 。通過實(shí)時(shí)交互掃描配合部件的數(shù)據(jù)，REZAEI等[56]采用數(shù)字孿生技術(shù)手段在組裝前精確調(diào)整夾緊部件，使裝配幾何偏差降低 57% 。基于飛機(jī)制造商的真實(shí)車間使用資源，MELLO等[57采用田口方法、試驗(yàn)設(shè)計(jì)和工藝能力分析的方法建立了夾緊力作用下的功能模型，在機(jī)翼裝配案例中，施加的夾緊力限值定義為 900N ，獲取了不斷變化的夾緊力（線性遞減）在中間肋與后緣翼梁界面上的幾何變形偏差。針對柔性零件的裝配變形，通過分析不同裝配步驟的受力條件與位移關(guān)系，TAN等[58]建立了考慮夾緊力變化的裝配尺寸變動模型，無需在過約束定位點(diǎn)處校正夾緊力。采用柔性接觸力控制策略，YANG等[59]構(gòu)建了復(fù)材機(jī)身框架裝配的高斯過程代理模型，提出裝配力應(yīng)該控制在 10～40 N之間，在工藝試驗(yàn)中確定了11.50N的最優(yōu)裝配力。此外，通過在可重構(gòu)工裝的定位梁和框架上鋪設(shè)光纖布拉格光柵，LI等[60]開發(fā)了工裝應(yīng)變數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)監(jiān)測系統(tǒng)，并建立了從應(yīng)變到夾緊力的反向映射模型，可確定工裝的結(jié)構(gòu)變形和夾緊力數(shù)值，并為裝配過程提供及時(shí)準(zhǔn)確的物理狀態(tài)傳感信息。

工裝力-位混合柔性裝調(diào)方面，考慮裝配變形 等物理效應(yīng)，ARISTA等[61在空客A-350XWB 后機(jī)身側(cè)壁板（尺寸為 14m×5m 裝配項(xiàng)目FitFlex中，采用位置與力控結(jié)合的手段構(gòu)建了柔性最佳配合系統(tǒng)，使壁板應(yīng)變/應(yīng)力與幾何裝配誤差在許用限值內(nèi)。BERTELSMEIER等[62]通過測量復(fù)材薄壁工件的形變并采用數(shù)值優(yōu)化的方法，采用機(jī)器人的精確力控補(bǔ)償來控制壁板形變。構(gòu)建復(fù)材裝配變形行為模型后，SCHMITT等[63]提出集成六自由度定位器和測量裝置的裝配系統(tǒng)，通過光學(xué)三維掃描測量壁板變形以及借助傳感器測得定位器的承載力數(shù)值，建立壁板受力-變形預(yù)測模型，確定所需的真空吸盤補(bǔ)償力，并控制定位器的裝調(diào)運(yùn)動以補(bǔ)償復(fù)材壁板的制造偏差和由重力引起的變形，但需要開展大量的受力-變形試驗(yàn)，且難以保障較大尺寸工件的外形準(zhǔn)確度。針對壁板裝配調(diào)姿的力位協(xié)同控制，陳文亮等[64]利用螺旋理論實(shí)時(shí)計(jì)算重力補(bǔ)償值、采用多元線性回歸和Clamped-Free 原理簡化多定位器間的運(yùn)動協(xié)調(diào)關(guān)系，提出重力前饋補(bǔ)償和內(nèi)力轉(zhuǎn)位置補(bǔ)償?shù)膮f(xié)同控制策略，使調(diào)姿定位精度提高約35.3% 、調(diào)姿內(nèi)力減小約 77.8% 。針對三坐標(biāo)平臺調(diào)姿誤差引起的大部件裝配內(nèi)力問題，羅中海等[65]提出力和位置控制軸的分配策略，選擇3個(gè)定位器進(jìn)行位置控制實(shí)現(xiàn)調(diào)姿運(yùn)動，而第4個(gè)定位器各軸均采用力控制，此后利用矩陣微分法推導(dǎo)求解理想接觸支撐作用力，驅(qū)動柔性設(shè)備將大部件裝配在最佳位置，發(fā)現(xiàn)調(diào)姿精度優(yōu)于全位置控制方法。在空客A380 機(jī)翼壁板中[66]，多末端工裝設(shè)備將壁板定位至骨架組件后，使用兩個(gè)液壓臂進(jìn)行精確的位置控制，其余液壓臂協(xié)同施加裝配力迫使壁板發(fā)生微小變形，發(fā)現(xiàn)力-位混合控制的手段可使壁板緊密貼合骨架、配合間隙得到有效消減。雖然在強(qiáng)迫裝夾過程中可監(jiān)測壁板與工裝間的作用力，但對裝配力施加大小與限值的設(shè)定仍缺乏科學(xué)依據(jù)。在依據(jù)理論設(shè)計(jì)外形對復(fù)材壁板進(jìn)行精確定位的基礎(chǔ)上，RAMIREZ等[67]通過執(zhí)行機(jī)構(gòu)間的協(xié)同運(yùn)動實(shí)現(xiàn)了工件的空間姿態(tài)調(diào)整和壁板形狀校正，在一定程度上避免了復(fù)材壁板損傷的發(fā)生，但裝配體內(nèi)部的應(yīng)力狀態(tài)仍無法直接獲取。

綜上，現(xiàn)有方法多通過求解由工裝運(yùn)動約束和優(yōu)化目標(biāo)構(gòu)成的數(shù)學(xué)模型對復(fù)材薄壁結(jié)構(gòu)進(jìn)行位姿與變形狀態(tài)的柔性調(diào)控，然后判斷其偏差，若不達(dá)標(biāo)，則需迭代直到符合要求，具體思路如圖8所示。現(xiàn)有方法雖可較好地實(shí)現(xiàn)對強(qiáng)迫定位裝夾效果的控制和調(diào)整，但是對柔性裝調(diào)工裝的定位精度和被裝件的制造精度要求高，柔性定位調(diào)整量須在定位精度所允許的范圍內(nèi)。此外，考慮到復(fù)材工件表面的平整度或曲面的準(zhǔn)確度、工件邊緣或特征面與參考面之間的角度公差、裝配間隙的容差要求等制造偏離項(xiàng)，以及在復(fù)材薄壁外形件與產(chǎn)品骨架、肋零件連接時(shí)，工件的位姿調(diào)整精度、復(fù)材的層間錯(cuò)位和纖維角度偏差、溫度變化引起的復(fù)材工件尺寸變化等因素，若工裝定位精度不達(dá)標(biāo)，則協(xié)調(diào)偏差難以準(zhǔn)確控制；若定位調(diào)整超出正常范圍，即使復(fù)材結(jié)構(gòu)的整體變形量和裝配內(nèi)應(yīng)力減小，裝配精度也很有可能達(dá)不到要求，甚至可能加劇后續(xù)裝配變形和內(nèi)應(yīng)力集中的程度。進(jìn)一步地，隨著裝調(diào)自由度和控制算法復(fù)雜性的增加，柔性裝調(diào)系統(tǒng)的整體設(shè)計(jì)、集成、調(diào)試和維護(hù)等難度也會上升，而且材料非線性、邊界條件不確定性等因素均會影響模型分析的準(zhǔn)確性[68]

3強(qiáng)迫定位裝夾中幾何-物理裝配性能協(xié)同保障的關(guān)鍵技術(shù)

在使用裝配工裝對復(fù)材薄壁件施加強(qiáng)迫裝夾或校形力的過程中，裝夾載荷大小直接影響整體幾何與物理性能狀態(tài)。為實(shí)現(xiàn)面向裝配性能的裝夾過程形性主動控制及在宏微觀層面的裝配形性狀態(tài)的協(xié)同保障，需首先設(shè)定裝夾力的限值區(qū)間。在前述裝配幾何與物理性能形成與擴(kuò)展理論方法研究的基礎(chǔ)上，對于零件間較大配合幾何間隙的消減，不僅需要通過對弱剛性工件裝夾方案的合理設(shè)計(jì)和精確控制柔性裝調(diào)過程，還需要根據(jù)裝配體的內(nèi)應(yīng)力分布情況預(yù)測裝配體內(nèi)部可能出現(xiàn)的損傷形態(tài)并考慮強(qiáng)迫裝夾幾何與物理裝配性能狀態(tài)的平衡協(xié)調(diào)，優(yōu)化反求出強(qiáng)迫裝夾過程中的最優(yōu)工藝參數(shù)，確保強(qiáng)迫定位裝夾質(zhì)量的提升效果。在整個(gè)強(qiáng)迫裝配過程中，還需要通過對裝配內(nèi)應(yīng)力和損傷情況的精準(zhǔn)測量和分析，為工藝優(yōu)化策略的制定與實(shí)施提供準(zhǔn)確的現(xiàn)場數(shù)據(jù)支持，達(dá)到數(shù)實(shí)融合及數(shù)實(shí)一致的有益效果。上述技術(shù)間的邏輯關(guān)系如圖9所示。

3.1 強(qiáng)迫裝夾力限值設(shè)定技術(shù)

在強(qiáng)迫裝夾過程中，若施加的裝配力超出允許范圍，由此產(chǎn)生的裝配應(yīng)力可能直接導(dǎo)致復(fù)材薄板件橫向的基體產(chǎn)生裂紋、分層等局部損傷。波音公司復(fù)材零件充許的裝配壓緊力限值為451b/inc（約 0.0067kg/mm ，但對具體工藝和方法的設(shè)定依據(jù)并未公布[20-22]。國內(nèi)關(guān)于復(fù)材構(gòu)件的強(qiáng)迫裝配力限值的實(shí)際應(yīng)用中，由于在各向異性復(fù)材件裝配質(zhì)量形成機(jī)理的研究中存在較大困難，缺乏科學(xué)的建模設(shè)計(jì)（即系統(tǒng)化、定量化的研究），尚無現(xiàn)場工藝標(biāo)準(zhǔn)，通常參考國外的規(guī)范指導(dǎo)實(shí)際操作，如采取的力限值為 45N/300mm 或50N/300mm 。為確保裝配過程的順利進(jìn)行與裝配質(zhì)量的保障，需深入研究復(fù)材力學(xué)性能、強(qiáng)迫裝配工藝參數(shù)與結(jié)構(gòu)幾何及力學(xué)響應(yīng)之間的關(guān)系[58]，實(shí)現(xiàn)強(qiáng)迫夾緊力的精準(zhǔn)控制，避免裝配幾何外形超差、內(nèi)應(yīng)力過大與結(jié)構(gòu)損傷等現(xiàn)象的發(fā)生，因此如何高效、精準(zhǔn)地設(shè)定合理的強(qiáng)迫裝夾力限值尤為重要，這也是現(xiàn)場力-位柔性裝調(diào)的依據(jù)。

具體突破思路為： ① 采用試驗(yàn)結(jié)合有限元的方法[14-15]對比修正有限元仿真模型與參數(shù)，獲取強(qiáng)迫裝夾力對復(fù)材薄壁結(jié)構(gòu)內(nèi)部裝配應(yīng)力以及損傷的影響規(guī)律； ② 對上述影響規(guī)律進(jìn)行參數(shù)化處理，快速獲取給定裝配工藝方案下強(qiáng)迫裝配力與質(zhì)量效果間的輸入輸出對應(yīng)表格關(guān)系，并將裝配形性指標(biāo)協(xié)同考慮，對強(qiáng)迫裝配力參數(shù)進(jìn)行多目標(biāo)優(yōu)化[10，28]，獲取工件裝配力限值數(shù)學(xué)模型[17]；③ 使用智能優(yōu)化算法求解裝配力限值數(shù)學(xué)模型，獲取裝配形性狀態(tài)協(xié)同保障下的強(qiáng)迫裝配力限值設(shè)定區(qū)間，達(dá)到裝配間隙厚度最小、損傷程度最低的綜合目標(biāo)； ④ 采用測量試驗(yàn)結(jié)合仿真結(jié)果參數(shù)化建模的方式評價(jià)力限值設(shè)定的有效性，并將強(qiáng)迫裝配幾何與物理狀態(tài)的有限元模擬結(jié)果進(jìn)行可視化展示，直觀展示間隙消除率、應(yīng)力-應(yīng)變分布以及檢測損傷情況等裝配效果，并通過對比有限元模擬數(shù)據(jù)與實(shí)際測量數(shù)據(jù)[22]，驗(yàn)證模型的可靠性及裝配力限值的合理性。

3.2 強(qiáng)迫裝夾過程中的幾何間隙消減技術(shù)

存在于復(fù)材裝配體結(jié)構(gòu)中的幾何配合間隙會直接影響機(jī)體的機(jī)械強(qiáng)度、穩(wěn)定性或密封性。裝配體組成零組件之間的貼合面間隙消減的本質(zhì)是：在強(qiáng)迫定位裝夾操作中，通過壓緊力改變復(fù)材件之間的配合幾何形態(tài)，達(dá)到消除或減小幾何裝配間隙的目的。若在連接過程中不進(jìn)一步消除或減小幾何裝配間隙，則零部件的定位精度會大幅下降，并出現(xiàn)形性狀態(tài)不協(xié)調(diào)現(xiàn)象。在實(shí)際工程中，多采用依靠工人經(jīng)驗(yàn)的“雙二指”規(guī)則消除幾何間隙[20]。在強(qiáng)迫載荷施加的操作過程中，配合間隙減小的同時(shí)也會使得相配合的零組件之間的裝配內(nèi)應(yīng)力增大，物理狀態(tài)的集中分布甚至可能發(fā)生損傷現(xiàn)象。在上述工程現(xiàn)象的描述下，可發(fā)現(xiàn)：裝配幾何間隙的減小和裝配應(yīng)力的增大是一個(gè)“此消彼長”的矛盾體，難以達(dá)到相對平衡的狀態(tài)。因此，通過強(qiáng)迫定位裝夾消除貼合面幾何間隙同時(shí)避免內(nèi)部裝配應(yīng)力過大是幾何間隙消除技術(shù)實(shí)施的關(guān)鍵。

具體突破思路為： ① 對復(fù)材薄壁構(gòu)件進(jìn)行三維掃描和力學(xué)仿真建模，選取復(fù)雜曲面關(guān)鍵定位特征，確定高穩(wěn)定裝夾點(diǎn)； ② 建立復(fù)材薄壁構(gòu)件柔性裝調(diào)量和關(guān)鍵裝配位姿偏差關(guān)系的關(guān)聯(lián)模型，將裝夾點(diǎn)的位置誤差進(jìn)一步轉(zhuǎn)化為工裝定位器柔性調(diào)整量與工件理論裝配位姿間的數(shù)學(xué)模型，形成定位器調(diào)整策略； ③ 通過多因素的動靜態(tài)仿真試驗(yàn)獲取關(guān)聯(lián)模型的高精度參數(shù)值，獲取位姿偏差修正模型以準(zhǔn)確反映實(shí)際裝夾情況； ④ 針對每個(gè)裝夾校形點(diǎn)，使用迭代算法與試驗(yàn)測量的方式求解位姿偏差修正模型，逐步優(yōu)化裝夾調(diào)整量，達(dá)到配合幾何間隙的消減效果[49]； ⑤ 基于力傳感數(shù)據(jù)反饋與有限元分析，通過裝夾力載荷與定位位置約束的協(xié)同柔性調(diào)整[46，48，52]，調(diào)控裝配內(nèi)應(yīng)力與幾何間隙； ⑥ 測量裝配位姿、間隙、關(guān)鍵超差和構(gòu)件之間的內(nèi)應(yīng)力，確保裝夾調(diào)整的精確性，在貼合面幾何間隙消除的同時(shí)控制裝配內(nèi)應(yīng)力不會引起材料的損傷破壞。

3.3 強(qiáng)迫裝夾過程中的內(nèi)應(yīng)力與損傷演化預(yù)測技術(shù)

復(fù)材薄壁件裝配內(nèi)應(yīng)力與結(jié)構(gòu)損傷成因復(fù)雜，內(nèi)應(yīng)力過大或不均衡分布現(xiàn)象會影響裝配幾何精度和整體裝配結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度，且影響應(yīng)力/損傷的后續(xù)演化趨勢。為降低裝配內(nèi)應(yīng)力抑制損傷的進(jìn)一步擴(kuò)展演化，避免出現(xiàn)壓潰與斷裂等破環(huán)現(xiàn)象，需首先獲取引起損傷的主要位置和關(guān)鍵裝配參數(shù)，并進(jìn)一步對這些因素加以控制。為預(yù)測和控制復(fù)材工件在強(qiáng)迫裝夾操作下的應(yīng)力/損傷的形成，以及隨裝配作業(yè)的開展所產(chǎn)生的演化過程，可采用有限元模擬、基礎(chǔ)連接工藝試驗(yàn)及復(fù)材損傷理論分析相結(jié)合的手段，獲取裝配體結(jié)構(gòu)的幾何形狀和尺寸、材料屬性、鋪層方式、多裝配物理場耦合等宏微觀參數(shù)對應(yīng)力與損傷擴(kuò)展結(jié)果的影響。

具體突破思路為： ① 結(jié)合多物理場協(xié)同建模與宏微觀多尺度建模分析[5，11，17]，獲取強(qiáng)迫裝夾力作用下的裝配應(yīng)力分布和具體損傷形態(tài)的機(jī)理解析數(shù)據(jù)； ② 在復(fù)材薄壁構(gòu)件的關(guān)鍵特征區(qū)域布置數(shù)據(jù)采集裝置，通過無損的方式在強(qiáng)迫定位裝夾過程中實(shí)時(shí)、全面地收集應(yīng)力-應(yīng)變和損傷數(shù)據(jù)[69-70]，形成一個(gè)高密度的監(jiān)控網(wǎng)絡(luò)； ③ 對試驗(yàn)應(yīng)力與損傷的實(shí)測數(shù)據(jù)進(jìn)行處理與融合分析，提取裝配應(yīng)力與損傷狀態(tài)的數(shù)據(jù)特征； ④ 建立基于機(jī)理數(shù)據(jù)與實(shí)測數(shù)據(jù)的裝配定位應(yīng)力及損傷有限元仿真模型，根據(jù)比對結(jié)果分析偏差來源并修正和優(yōu)化有限元模型與參數(shù)； ⑤ 運(yùn)用支持向量回歸等方法訓(xùn)練裝配質(zhì)量的樣本數(shù)據(jù)[60]，通過數(shù)字虛擬仿真與現(xiàn)場實(shí)測數(shù)據(jù)的一致性調(diào)整，事先快速準(zhǔn)確地評估不同裝夾工況下的應(yīng)力分布與損傷發(fā)生的可能性； ⑥ 實(shí)時(shí)監(jiān)控復(fù)材弱剛性薄壁構(gòu)件的裝配過程，將過程數(shù)據(jù)輸人構(gòu)建的裝配應(yīng)力與損傷預(yù)測模型，獲取預(yù)測結(jié)果，超過危險(xiǎn)閾值則發(fā)出警報(bào)。然后開展新一輪次的迭代反饋分析，確保安全裝配生產(chǎn)。

3.4強(qiáng)迫定位裝夾工藝參數(shù)優(yōu)化反求技術(shù)

強(qiáng)迫裝配操作雖可在一定程度上消減結(jié)構(gòu)件間的裝配間隙，但是如果運(yùn)用不合理，強(qiáng)迫裝夾操作的關(guān)鍵工藝參數(shù)如裝夾力大小、裝夾力位置、裝夾力順序等會導(dǎo)致在復(fù)材構(gòu)件內(nèi)部產(chǎn)生嚴(yán)重應(yīng)力集中，甚至發(fā)生壓潰、分層、基體破壞以及纖維斷裂等多樣式的裝配損傷。在工藝參數(shù)尋優(yōu)與調(diào)控過程中，由于不同類型參數(shù)間的交互關(guān)系復(fù)雜且具有雙向制約性，造成裝配性能指標(biāo)控制間的不確定性極強(qiáng)。在明晰真實(shí)結(jié)構(gòu)強(qiáng)迫裝配參數(shù)變量群與裝配形性指標(biāo)的內(nèi)在關(guān)聯(lián)規(guī)律（正問題模型）基礎(chǔ)上，可采用數(shù)據(jù)賦能驅(qū)動的手段降低全序強(qiáng)迫裝夾過程中的多源不確定性，形成工藝參數(shù)的反求迭代調(diào)控機(jī)制。強(qiáng)迫裝夾工藝參數(shù)反求的實(shí)質(zhì)就是使裝配實(shí)際性能和目標(biāo)性能偏差優(yōu)化[71]，運(yùn)用人工智能、數(shù)學(xué)模型、有限元等工具得到所需要的強(qiáng)迫定位裝夾工藝參數(shù)集合，有效引導(dǎo)和調(diào)節(jié)應(yīng)力分布，避免材料內(nèi)部損傷或形變。

具體突破思路為： ① 通過理論建模計(jì)算、有限元仿真分析和實(shí)際測試數(shù)據(jù)建模分析，計(jì)算影響裝配質(zhì)量的各強(qiáng)迫裝夾工藝參數(shù)靈敏度數(shù)值，辨識獲取關(guān)鍵裝夾工藝參數(shù)[33，59]； ② 以裝夾工藝參數(shù)所允許的變動范圍為約束條件，以復(fù)材薄壁結(jié)構(gòu)裝配質(zhì)量、裝配間隙、裝配應(yīng)力與損傷期望值的誤差最小化為目標(biāo)，在確保不發(fā)生損傷與各工藝參數(shù)處于可施加范圍的約束條件下，分析各參數(shù)與裝配質(zhì)量指標(biāo)間的復(fù)雜耦合關(guān)系[14]，建立與裝配質(zhì)量間的正向映射關(guān)系數(shù)學(xué)模型； ③ 構(gòu)建多目標(biāo)/多約束的反向優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)，通過智能優(yōu)化算法以及利用數(shù)據(jù)學(xué)習(xí)與挖掘的技術(shù)手段，制定正向映射關(guān)系數(shù)學(xué)模型的反向求解策略，通過反向推導(dǎo)的方式確定最優(yōu)工藝參數(shù)集合，包括工裝定位器裝夾位置、順序、力大小等設(shè)計(jì)變量； ④ 設(shè)計(jì)試驗(yàn)方案并設(shè)置工裝設(shè)備柔性調(diào)整控制參數(shù)[31，49]，對最優(yōu)強(qiáng)迫裝夾工藝參數(shù)進(jìn)行驗(yàn)證并反饋反求優(yōu)化效果。

3.5復(fù)材薄壁結(jié)構(gòu)裝配內(nèi)應(yīng)力與損傷精準(zhǔn)測量技術(shù)

在航空復(fù)材薄壁工件的內(nèi)部引發(fā)損傷破壞現(xiàn)象，如基體壓潰、層間脫黏、纖維斷裂等，其中大部分的損傷現(xiàn)象具有肉眼不可見性，此外，優(yōu)化強(qiáng)迫定位裝夾工藝的目標(biāo)之一是控制裝配內(nèi)應(yīng)力以抑制損傷，并依據(jù)檢測結(jié)果對工藝過程的合理性進(jìn)行判別與優(yōu)化，因此需對裝配應(yīng)力與損傷的精確性實(shí)時(shí)測量。由于纖維與基體組合形式與鋪層方向不同，因此其內(nèi)部應(yīng)力的非均勻分布、層間脫黏、纖維斷裂、分層等多樣式的宏微觀損傷狀態(tài)難以通過單一的檢測手段有效地識別。由于難以直接和全面地捕捉到應(yīng)力集中區(qū)域的細(xì)微變化以及復(fù)材損傷隨時(shí)間的動態(tài)演變情況，制約了對結(jié)構(gòu)裝配性能的準(zhǔn)確評估，因此需要一種更為全面、高效的檢測解決方案?？赏ㄟ^聲發(fā)射[72]、DIC[73]與超聲測量技術(shù)[74]三者互補(bǔ)協(xié)同工作的手段，為復(fù)雜應(yīng)力與損傷模式的判斷提供全面數(shù)據(jù)支持。

具體突破思路為： ① 識別復(fù)材薄壁構(gòu)件中的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)要素、裝配應(yīng)力傳遞及潛在損傷區(qū)域，提出融合部署聲發(fā)射組件測量微觀損傷、超聲探頭測量裝配體結(jié)構(gòu)的內(nèi)部應(yīng)力、DIC標(biāo)記點(diǎn)的布置方法，制定無損測量方案； ② 在關(guān)鍵裝配應(yīng)力傳遞及潛在損傷區(qū)域部署聲發(fā)射組件、超聲探頭與DIC標(biāo)記點(diǎn)，搭建完整的測量裝置； ③ 實(shí)時(shí)同步獲取微觀損傷聲發(fā)射數(shù)據(jù)、內(nèi)部應(yīng)力超聲數(shù)據(jù)和表面形變DIC數(shù)據(jù)，處理聲發(fā)射數(shù)據(jù)識別微觀損傷特征，利用超聲數(shù)據(jù)解析復(fù)材內(nèi)部應(yīng)力分布，依據(jù)DIC數(shù)據(jù)計(jì)算表面應(yīng)變場，構(gòu)建應(yīng)力-損傷關(guān)聯(lián)模型； ④ 整合微觀損傷特征、內(nèi)部應(yīng)力分布和表面應(yīng)變場的測量數(shù)據(jù)信息，對數(shù)據(jù)進(jìn)行統(tǒng)一處理與時(shí)間同步，利用多維數(shù)據(jù)融合技術(shù)[75]（如貝葉斯網(wǎng)絡(luò)）精確定位裝配應(yīng)力過大與損傷發(fā)生位置，評估其嚴(yán)重程度及發(fā)展趨勢，如內(nèi)部裂紋長度、分層面積等； ⑤ 利用數(shù)據(jù)測量結(jié)果校正有限元仿真模型和參數(shù)以及應(yīng)力與損傷等機(jī)理模型，開展在其他裝配工藝條件下的內(nèi)應(yīng)力與損傷結(jié)果的虛擬測量驗(yàn)證，快速準(zhǔn)確預(yù)測裝配應(yīng)力分布的均衡性以及損傷現(xiàn)象的發(fā)生，判別與優(yōu)化裝配工藝過程。

4總結(jié)與展望

為提升新一代航空裝備的飛行服役力學(xué)性能，針對復(fù)材弱剛性裝配結(jié)構(gòu)件在現(xiàn)場中通常采取施加局部裝夾力的被動強(qiáng)迫裝夾操作的工程場景，探討了強(qiáng)迫定位裝夾操作對復(fù)材薄壁組合結(jié)構(gòu)裝配力學(xué)性能和幾何變形的影響，解析了強(qiáng)迫裝配載荷施加下的裝配形性協(xié)同保障技術(shù)。

1）造成復(fù)材薄壁裝配結(jié)構(gòu)損傷的主要原因是施加裝夾力所引起的幾何協(xié)調(diào)偏差、裝配內(nèi)應(yīng)力和裝配間隙，為消減強(qiáng)迫定位裝夾引發(fā)的質(zhì)量問題，系統(tǒng)性地解析了兩類優(yōu)化策略： ① 裝配前的裝夾工藝參數(shù)優(yōu)化一—通過智能算法精確控制裝配力大小、位置和數(shù)量以降低裝配應(yīng)力； ② 裝配中的工裝形性調(diào)控——通過定位器的精確力-位柔性調(diào)整以協(xié)同控制裝配協(xié)調(diào)偏差與裝配應(yīng)力。

2）為準(zhǔn)確預(yù)測和控制強(qiáng)迫裝夾過程中的變形、應(yīng)力和損傷分布狀態(tài)，在深入研究裝配形性協(xié)同控制機(jī)理與宏微觀耦合分析的基礎(chǔ)上，提出了強(qiáng)迫裝配力限值設(shè)定、幾何間隙消減、應(yīng)力/損傷演化預(yù)測、強(qiáng)迫裝夾工藝參數(shù)反求優(yōu)化、裝配應(yīng)力與損傷測量5項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)并給出具體實(shí)現(xiàn)方法，可以此實(shí)現(xiàn)面向裝配幾何與物理性能的強(qiáng)迫裝夾過程形性指標(biāo)的耦合分析、主動控制與協(xié)同保障。

3）為聚焦綠色高質(zhì)量發(fā)展主題，提升核心競爭力，數(shù)·智化裝配技術(shù)已成為培育發(fā)展航空高端裝備新質(zhì)生產(chǎn)力的新動能。從實(shí)際工程應(yīng)用角度出發(fā)，后續(xù)還應(yīng)結(jié)合智能化與數(shù)據(jù)驅(qū)動等手段，進(jìn)一步拓展復(fù)材薄壁構(gòu)件強(qiáng)迫裝夾技術(shù)研究：面向裝配現(xiàn)場的強(qiáng)迫裝夾力限值工藝規(guī)范制定；裝配完工前的間隙補(bǔ)償值精準(zhǔn)設(shè)計(jì)與實(shí)施；裝配幾何精度與內(nèi)應(yīng)力間的博弈關(guān)系分析及平衡調(diào)控；力位協(xié)同控制機(jī)械裝置的數(shù)字孿生系統(tǒng)構(gòu)建與閉環(huán)反饋；裝配內(nèi)應(yīng)力與損傷的精準(zhǔn)快速精準(zhǔn)測量；裝夾工藝參數(shù)的高效優(yōu)化反求。

此外，還可事先對強(qiáng)迫裝夾工藝在虛擬環(huán)境中進(jìn)行反復(fù)測試和優(yōu)化，快速精準(zhǔn)地提升數(shù)實(shí)融合的準(zhǔn)確性與一致性，并使裝配技術(shù)更加智能化，以期實(shí)現(xiàn)對強(qiáng)迫裝配過程幾何物理質(zhì)量狀態(tài)的實(shí)時(shí)監(jiān)控和定量化柔性調(diào)控，達(dá)到高質(zhì)高效與低成本裝配的目的。

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（編輯 王艷麗）

作者簡介：郭飛燕，男，1986年生，博士、副教授。研究方向?yàn)楹娇蘸教煜冗M(jìn)裝配與連接技術(shù)等。E-mail：2009200890@mail.nwpu.edu.cn。劉嘉良*（通信作者），男，2000年生，碩士研究生。研究方向?yàn)閺?fù)材裝配定位技術(shù)。E-mail：2837036179@qq.com。

本文引用格式：

郭飛燕，張永亮，劉嘉良，等.強(qiáng)迫定位裝夾對航空復(fù)合材料構(gòu)件幾何-物理裝配性能的影響與協(xié)同保障[J].中國機(jī)械工程，2025，36（4）：655-670.

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