工业机器人由于高柔性、高自动化以及低成本的优势，广泛应用于制造装配领域。然而，较低的刚度对机器人的加工精度与质量产生较大的影响。在关节极限约束下建立奇异性性能测量模型，并基于机器人静刚度模型提出一种机器人综合刚度性能评估方法，最终提出一种基于冗余自由度的6 轴串联机器人姿态离线优化方法，在尽量远离关节极限姿态与奇异姿态的条件下，得到机器人最优刚度加工姿态。试验验证表明，这种姿态优化方法可以有效提升机器人的运动性能与加工质量。

铆接是飞机装配中的主要连接方式，高效高质量的钻孔与铆接技术是提高飞机装配质量与装配效率的关键。机器人钻铆系统以其高灵活性、低成本的特点逐渐进入到飞机装配领域，成为自动化钻铆系统中的新军。首先对国内外机器人钻铆系统的研究和应用状况进行了介绍和分析，然后对国内机器人钻铆系统存在的主要问题进行了概括，最后总结了目前机器人钻铆系统需解决的关键技术及相关研究工作，以供研究者们参考。

传统工业机器人具有工作空间大、结构紧凑、灵活性好等优势，已由早期的物料搬运、点焊、喷涂等操作逐渐应用于制孔、铣削、磨削等高精度金属切削加工领域。然而，工业机器人相比于机床刚性较弱，金属切削过程中的切削载荷使机器人末端刀具偏离期望的加工轨迹，外部激振力极易引发机器人颤振，影响机器人加工精度；此外，关节减速器内部齿隙也会严重影响机器人精度。对采用机器人刚度优化、机器人加工误差补偿、机器人传动间隙补偿、机器人加工振动抑制等提高机器人精度方法的研究现状做了总结，提出了两种提高机器人精度的机器人结构改进设计，分别为基于双电机驱动的无间隙传动机器人结构和基于四边形机构的高刚性机械臂结构，并对新型机器人的结构特点进行了阐述。

由于加工装配误差等原因，飞机壁板工件的数学模型和实际模型往往不一致。为解决不一致导致的制孔位置精度差的问题，提出了一种基于双目测量系统的孔位补偿方案。为了能够更好地设计满足制孔需要的视觉测量系统，分析了机器人自动化制孔系统的工作流程。然后介绍了视觉测量系统组成和工作流程，最后分别对视觉测量系统的基准孔三维坐标提取、孔位误差补偿、数据库读写3 个重要功能的技术进行了详细的介绍。通过该双目视觉测量系统的孔位补偿方法，可以获取基准孔的三维坐标，对孔位误差进行补偿，补偿信息写入数据库，提高机器人自动化制孔系统的制孔位置精度。

航空大型零部件的自动化涂装集机械、电子、控制、传感器及软硬件系统等技术为一体，是实现航空大型零部件自动化喷涂的关键制造工艺，也是我国争夺国际大飞机市场急需攻克的核心技术之一。总结了涂装机器人的研究现状，介绍了涂装机器人的最新进展，归纳了行业发展中面临的主要问题，探讨了未来机器人的发展趋势。

研究工业机器人自动铆接视觉辅助定位方法，通过多项式拟合十字线结构光的相平面曲线获得铆接孔附近壁板的三维信息，并利用图像中位置关系信息，运用插值法完成铆接孔的位置和姿态的理论计算。这种方法能够引导机器人末端在规划路径下实现铆接孔位置与姿态的修正，满足常规铆钉通用应用范围内的工业机器人自动铆接在线定位与施铆的精度与实时性要求。

工业机器人因其高柔性和低成本而正被越来越多地应用于飞机自动化装配生产线中，但其绝对定位精度差一直是制约其发展的瓶颈。为了进一步提高机器人末端的定位精度，提出了基于机械关节反馈的机器人定位精度补偿方法，该方法通过在机器人的关节处安装绝对式光栅尺，将关节伺服引入到机器人的控制中，来实现机器人关节的闭环控制，从而降低关节误差对末端位置的影响，提高关节的定位精度。试验结果表明，机器人的绝对定位误差由补偿前的最大值1.125mm 降低到0.167mm，该方法能够有效地降低机器人的绝对定位误差，实现机器人的高精度控制。

硬件在环仿真是航天设备进行地面模拟试验所需的关键技术之一，其中硬件系统需要较高的承载能力以及高频响、高精度的控制性能。提出一种六维微重力模拟平台气电联合控制的方法，6 条支腿均由气缸和电动缸并联构成，气缸提供硬件平台80%~90% 的负载，电动缸保证控制系统的精度和响应速度。其中气动压力控制系统是非线性很强的时变系统，采用积分型线性自抗扰控制器对其进行控制，相比于PID 算法精度更高、响应速度更快，并且具有较强的鲁棒性。

选取典型复合材料T 型加筋壁板结构件，针对其真空辅助液体成型工艺共固化T 型加筋壁板铺贴过程中加筋区填充困难、工艺复杂、不可重复等问题，提出了一种针对阴模成型的新型泡沫填充T 型加筋壁板共固化成型工艺方法，采用泡沫加筋芯与纤维铺覆导向板，实现了加筋区尺寸精确控制，解决了阴模加筋区填充困难，表面成型质量差的问题，并在注胶过程中引入钢制均压板，采用单面模具得到双面光滑的T 型加筋壁板结构件，研制出的加筋壁板成型质量良好，研究结果对壁板类结构低成本整体成型技术在民机上的应用与发展具有重要参考价值。

制备了具有真实零部件几何特征的试验件，采用干喷丸、湿喷丸方法完成薄壁空心试验件表面强化并开展振动疲劳对比试验。试验结果表明：未采用表面强化处理的试件疲劳寿命最短；干喷强化试件寿命居中，且相同试验条件下干喷强化试件寿命是前者的10.4 倍；湿喷丸试件寿命最长，是相同条件下干喷强化试件寿命的3.3 倍以上。该研究成果对优化薄壁空心结构表面强化工艺及参数具有重要意义。

MBD 技术保证了飞机设计与制造的数据唯一性，极大缩短了产品的研制周期，然而在飞机制造工艺审查过程中仍存在工作量大、耗时长且容易遗漏等问题。采用CATIA 二次开发方式开发了一套工艺审查相关软件，包括综合定制提取、非几何信息对比和几何信息对比3 个独立模块。通过工程验证，发现该软件极大地提高了工艺审查及工艺准备的效率和质量。

钛合金紧固件因其密度小、高比强、耐腐蚀等性能广泛应用于航空航天领域。着重对航空紧固件用钛合金材料的发展现状进行综述。结合紧固件用钛合金的发展，介绍了国内外紧固件用钛合金的应用现状，并对比分析了紧固件用钛合金材料的性能特点。同时，结合先进飞机对高性能紧固件的需求，介绍了几种紧固件用高强韧钛合金材料及其紧固件加工工艺。

小型化、轻量化激光器中的泵浦模块冷却系统需进行减重设计，提出了一种铝铜组合式散热器结合热电制冷片的冷却方案，通过Flotherm 软件对散热器进行优化设计，然后以实际使用环境对冷却系统进行验证。试验表明，设计的冷却方案满足激光器的实际工作要求，完成了激光器泵浦模块冷却系统的减重设计需求。

使用激光增材制造技术制备TC4/TC11 钛合金梯度材料典型沉积试样，测量沉积过程中3 个特征位置的温度历程，并对沉积试样进行显微组织观察。建立了激光增材制造TC4/TC11 梯度材料结构温度场预测有限元模型。有限元模型的温度场计算结果与试验结果吻合较好，同时有限元模型所计算的T β 温度转变线位置与试样显微组织中观察得到的结果一致。显微组织观察结果表明，试样中无缺陷，顶部为等轴晶区域，从增材底部到等轴晶区域之间存在贯穿整个增材区域的柱状晶；在T β 温度转变线两侧微观组织有明显不同：最后一层增材过程中，温度超过T β的组织冷却后为超细α+β 网篮组织，温度未达到T β 的组织冷却后为带有大量α 集束的α+β 网篮组织；在设计界面（材料组分变化位置）处组织连续、无突变。