先进复合材料自20 世纪70 年代就以比重小、强度高、疲劳性能好等优点在飞机中得到应用，大型客机大量采用先进复合材料结构已经成为航空领域发展的重要态势。随着先进复合材料在新机结构上应用比例的大幅度提高，更多的复材装配协调与应力控制的问题因此产生，复材构件装配协调与应力控制技术已成为我国飞机制造的关键技术之一。在总结先进复合材料装配协调技术研究现状的基础上，分析了飞机先进复合材料装配协调、应力控制技术的发展趋势，以对我国飞机先进复合材料装配协调理论与技术提供借鉴。

为了减少航空薄壁件的定位变形，提出了一种基于0-1 整数规划的定位布局优化方法，并对适应自动钻铆的预装配工装的内型卡板布局进行了优化设计。该方法基于“N-2-1”定位原理，将布局优化问题转化为0-1 整数规划问题；以对薄壁件定位系统参数化建模分析得到的薄壁件最大变形量最小为优化目标，建立定位布局递推优化模型；采用分步求解的策略，通过混合粒子群算法对薄壁件进行定位布局优化。

薄壁件铣削是航空工业中最常见的加工方式。航空薄壁件铣削工艺系统固有的弱刚性特点易引起切削颤振和变形，极大影响加工质量和效率。研究航空薄壁件铣削加工动力学仿真技术，指导工艺、刀具参数优选，对高质高效加工技术具有重要意义。围绕薄壁件铣削加工动力学仿真中的刀具- 主轴系统动力学建模、切削瞬时薄壁件动力学建模及铣削过程动力学建模等技术进行介绍。

针对自动化对接技术特点，全面分析了飞机自动化对接工艺过程，阐述了目前采用自动化对接技术存在的产品和工艺设计主要问题，提出了面向自动化对接的飞机产品设计一般要求，分析了自动化对接技术实施过程中装配工艺设计的重要性。针对设计和工艺存在的问题，从产品结构设计改进、装配协调方案设计、装配流程规划、部件调姿定位接头布局设计以及测量工艺规划等方面进行了论述，明确了具体的研究内容，提出了采用自动化对接技术相应的要点和解决方法。

随着先进复合材料在航空航天领域广泛应用，复合材料自动铺丝技术受到了业界越来越多的关注。从复合材料自动铺丝头结构设计、自动铺丝控制技术和方法、自动铺丝工艺研究和自动铺丝CAD/CAM 软件系统开发4 个方面介绍了当前国内外自动铺丝技术的研究进展。进一步总结了国内自动铺丝装备和技术研究中存在的一些问题，探讨了国内自动铺丝技术需要深入研究的内容和发展方向。

以控制大截面Z 型材四轴滚弯成形中型材局部起皱、扭曲等质量缺陷为目的，利用ABAQUS 有限元软件数值模拟大截面Z 型材数控四轴滚弯过程，在分析滚弯成形缺陷产生原因的基础上，提出了侧滚轮非对称加载和二次滚弯方式控制成形缺陷的方法。结果表明：二次滚弯方式对起皱缺陷具有较好的改善作用；侧滚轮非对称式加载方式（左侧滚轮高于右侧滚轮），对起皱和扭曲等缺陷具有明显的抑制作用。滚弯试验结果证明，型材滚弯成形的扭曲量相比数值模拟结果误差在10% 以内。

飞机结构腐蚀损伤会显著降低飞机结构的安全性能，危害飞行安全。提出一种基于导波的航空结构腐蚀损伤概率重建算法用于航空结构腐蚀损伤的在线监测。针对结构上真实的腐蚀损伤，采用频谱幅度差损伤因子表征Lamb 波参考信号和监测信号的相关性，并作为损伤概率重建算法方法中的图像重建参数；根据损伤概率重建算法的成像结果，提出了一种融合损伤因子方法对腐蚀深度进行评估，同时采用超声检测方法测量结构上的腐蚀损伤与上述方法进行了对比。试验结果表明，该方法有效实现了结构腐蚀损伤的定位和腐蚀深度的评估。

随着航空新技术的发展，复合材料结构健康监测（SHM）技术成为飞机结构设计的热点。SHM 在设计过程中，除了要考虑在技术实现方面的需求，还应考虑实际维修工作和适航要求对SHM 技术的需求。本文结合现阶段复合材料冲击损伤检测维护程序，考虑SHM 技术的发展趋势和适航要求，分析了SHM 技术运用后的维修场景，提出了复合材料冲击损伤检测维护对SHM 技术需求。

对大型工件扫描式激光喷丸系统进行研制，主要目的是解决激光喷丸针对大型工件的应用问题以及实现工艺过程中激光光斑质量的良好控制。其主要包含作为激光光源的高能量纳秒激光器模块、对激光光斑的尺寸和形状进行调整控制的光斑调节模块、导引激光进行大幅面扫描的两轴振镜模块以及装夹工件并对工件施加弹性预弯的柔性预应力夹具模块。在此基础上结合激光喷丸的工艺特点进行系统的控制流程规划。对制备的系统样机进行激光喷丸光斑质量控制的试验验证，结果表明，通过基于正交柱面透镜组的光斑调节模块的调整，所形成的光斑基本符合规划的目标参数要求，光斑的尺寸与形状质量可实现良好的控制。

采用试验和数值的方法对30 层芳纶织物复合材料的抗冲击性能进行了研究。首先对30 层芳纶织物复合材料进行了子弹打靶冲击试验，得到芳纶复合材料在子弹冲击下的鼓包、穿透、纤维断裂等信息；其次，建立复合材料冲击有限元模型，并基于Hashin 断裂准则模拟了织物在冲击载荷作用下的失效和断裂行为，采用Cohesive 单元模拟材料的变形和层间开裂失效，得到了材料在冲击作用下的位移场、应变场、界面分层、纤维断裂以及子弹的冲击速度变化等信息。最后，对试验测量和有限元分析结果进行对比，分析了复合材料在冲击载荷作用下的能量吸收、能量耗散等抗冲击性能，为材料的工程应用提供参考。

配备激光武器是下一代军用飞机的典型标志之一。激光武器将电能转换为激光的效率仅为10%~20%，导致激光武器工作周期内热载荷达到106W 量级。在短时间内要将如此大的热量实时消散所需的冷却系统十分庞大，这与机载设备的体积重量要求相矛盾。讨论了未来机载激光武器热管理解决方案及其可能采用的技术,如相变储能技术、环路热管技术、强化换热技术等。通过分析认为，相变储热技术的应用能够有效应对高功率激光器热流对机载热管理系统的冲击，是飞机热管理系统未来发展的一种必然趋势。

为降低飞机钛合金蒙皮的止裂孔气动钻削轴向力，构建了气动钻削力试验测试系统，开展了钻削力正交试验和参数优选试验。试验表明，各因素对气动钻削轴向力从大到小的影响顺序为速度进给比值（v/f）、钻头形状和润滑条件。以材料为W6Mo5Cr4V2Al 的S 型钻头钻削2mm 厚度钛合金TC4 板材，可将马达切削转速调整至445~865r/min 范围，并采用复合雾滴喷射润滑（CMJ），当润滑参数为雾化供气压力为0.4MPa，用油量为60~80mL/h，用水量为80~120mL/h 时效果较佳。