高推重比航空发动机普遍采用气膜冷却技术，叶片气膜冷却孔的加工精度直接影响发动机效能。气膜冷却孔具有孔径小、数量多、深径比高、空间角度复杂的特点，其加工难度大、成形精度要求高。针对当前国外对叶片气膜孔加工技术与装备的严格保密，以及国内气膜孔加工中存在的几何精度偏低、质量不稳定的现状，对气膜孔加工的现状及发展趋势进行归纳总结，为气膜孔加工技术与装备的发展提供参考。首先，概述了叶片气膜孔精确加工的必要性及其重要性，分别介绍了现有气膜孔的加工方法，分析了当前加工方法存在的问题与面临的挑战。鉴于气膜孔精密测量的需要，介绍了现有的气膜孔测量技术。最后，根据气膜孔加工与测量的技术现状及关键核心问题指出了气膜孔加工与测量技术的发展趋势。
A350 和波音787 是当今最先进的民机代表，机体结构的复合材料含量高，形成大量的金属与复合材料的混合结构，如翼身对接结构。研究两种机型的翼身对接结构有现实的借鉴意义。阐述了民用飞机翼身对接工艺界面通常的选取范围，图解了两种机型对接工艺界面各自的特点；列举了两种机型机翼壁板对接、机翼梁对接和外翼上壁板中机身对接的结构并加以分析，比较了两种对接结构的优缺点；说明了两种对接结构对翼身装配和总装的影响；对混合结构连接的国内研究状况和设计思路做了阐述。最后总结了两种机型对接结构的特点。
为解决当前国内大型客机机身对接准确度较低的问题，对某大型客机机身的对接方法进行了研究。首先，对机身的对接基准和机身对接工装进行了选择和设计。在机身对接过程中，先使用激光准直仪，通过人工调整使激光准直仪光线聚合，直到数显表上显示需要的数据为止，从而对机身位置进行调整。再应用激光跟踪仪对机身装配基准点的实际坐标值进行测量，在线测量控制系统根据测量的实际坐标值数据对中前机身进行微调以满足机身对接的位置要求。最后，根据机身微调后测量出的基准点的实际坐标值与理论坐标值的距离平方和的根来判断机身对接是否达到标准。该机身对接的方法可以合理地将机身对接的偏差控制在容差范围内。通过对大型客机机身对接技术的研究，得出以激光跟踪仪、激光准直仪、在线测量软件和伺服传动装置为主要机构的在线测量控制系统，可以大幅度提高大型客机机身对接的准确度。
针对大型复合材料机身壁板需要调姿定位和无损夹持的问题, 提出基于混联调姿和真空吸附的柔性工装结构方案。在对复合材料壁板调姿定位工艺流程和真空吸附工艺流程分析基础上，设计一种集成了串联式的X 向和Y 向十字滑台、并联式的Z 向和B 角调整模块、真空吸附和A 角自适应调节的柔性工装结构，并通过柔性工装试验件进行了功能试验。试验结果表明：调姿定位和真空吸附柔性工装调姿平稳、定位准确、真空吸附安全可靠，满足调姿定位和无损夹持功能要求。
飞机装配存在一些特殊的制孔区域，如翼根、垂尾等部位，这些制孔区域或空间狭窄或有一定高度，通常的自动制孔设备和机器人制孔系统难以发挥自身的优势。对此，研制了一种便携式全电动螺旋轨迹制孔装置，该装置具有结构紧凑、方便携带且可依据程序设定的工艺参数对应叠层材料，可自动改变刀具转速、进给速率等特征，能对 航空材料实施螺旋铣孔加工。利用所研制的螺旋轨迹制孔装置对7075–T7351 铝合金叠层材料进行制孔验证，制孔精度等均达到了预期，验证了该新型制孔装置及控制方法的合理性。
旋铆是一种铆杆对铆钉局部加压并绕中心连续摆动直到铆钉成形的铆接方法。旋铆成形后的铆钉材料连续无折断、无弯曲、鼓肚镦粗，与铆钉相连的部件毫无变形。某型壁板的铆合运用旋铆工艺提高铆钉的承载能力以及铆合后的表面外观质量。以2017 材料的ϕ6 铆钉为对象，基于Simufact.Forming 有限元软件，运用点轨迹追踪法对其旋铆成形过程进行了数值模拟研究，提取出铆钉变形区某些特定点变形过程中的应力值，并经过数据处理转化为等效应力– 行程曲线，进而探讨了旋铆成形的变形机理。针对壁板的结构组成及其装配工艺流程，将旋铆成形的变形机理应用到旋铆设备。通过优化铆接设备的结构，同时将数控技术引入设备中实现自动化加工，提高壁板加工 的效率及质量。
针对飞机装配对大尺度、高精度、多任务和快速测量的需求，介绍了面向飞机数字化装配的测量基准标定、测量设备协同工作模式等方法，阐述了多系统协同测量的技术方案 ，基于USMN（Unified Spatial Metrology Network）构建包络飞机全尺寸的测量基准网，形成适应飞机装配的多系统协同测量模式，可实现内部隐藏特征、孔位信息、轴线、配合型面、气动外形和间隙阶差的测量，满足了飞机装配的三维数字化测量需求。最后以全机对合测量与大型零部件表面测量为例，验证协同测量的有效性。
飞机装配作为飞机研制的关键环节，具有多学科领域、协调准确度要求高、劳动强度大等特点，先进的飞机装配技术能够提高飞机装配效率、缩短研制周期和降低生产成本。目前国内多数航空企业还采用非模块化的装配方式，未形成高效、整洁、重复利用率高的装配模式。对非模块化飞机装配方式进行分析，提出了先进的模块化飞机装配理念，重点描述了模块化设计、装配模块定义、构建装配结构树、装配指令库管理、基于构型配置匹配装配指令这5 个关键技术。
针对某大飞机机翼模块化工程实现，对飞机部件模块化装配技术背景和机翼模块化特征进行了分析，梳理出了机翼模块化流程和影响因子，从机翼模块化装配流程、机翼模块化/ 集成化装配、活动翼面模块化调装与测试3方面进行了工程设计。对机翼集成化/ 柔性化装配的高集成工作平台、柔性化滑轨安装车和活动翼面单元化测试的控制逻辑结构、测试方法、测试设备规划进行了详细的设计分析。最后对机翼模块化装配实施与应用效果进行了介绍。
针对大型飞机研制过程中冷挤压强化技术的应用，限于当前的测量技术的发展，基于ABAQUS 商用有限元软件建立了3D 有限元模型用以研究冷挤压后带孔圆板残余应力场在三维空间中的分布，并分析说明了采用该3D 有限元模型进行数值模拟的可行性和精确度。结果表明：残余应力场沿板厚度方向的分布存在着3 个典型的区域，不同区域对于挤压量的响应不同；挤压量的变化对于单孔圆板接近上表面的孔壁区域影响最大，较大的挤压量会使得这一区域切向残余压应力场不再存在。
针对飞机框肋类钣金零件的高效和高质量制造，提出了以知识库和制造模型定义为核心的智能制造技术开发思路，建立了模型驱动的智能化制造流程，根据应用目标设计了从分析、实施到应用的方案。该项技术已在航空工业洪都、沈飞和成飞开展了应用，首阶段验证结果表明零件外形、弯边角度、高度偏差均在精度要求范围之内，可进 一步开展应用工作。
拉伸成形是飞机钣金的基本成形方法。针对超厚蒙皮在拉伸成形过程中容易造成贴模度差等问题，结合有限元模拟分析分别从轨迹设计、回弹应力等方面对超厚蒙皮进行分析，建立了有限元计算模型。分析表明，该蒙皮采用预拉伸– 包覆– 补拉加载轨迹最合适，可以有效保证零件的贴模度。同时，结合有限元计算分析位移控制、压力 控制及回弹分析设定合模间距在7mm、合模压力在22t 时，应力、减薄量及回弹量分布均匀。试验验证该参数可以有效控制贴模度，达到设计要求。
针对U 形夹芯结构复合材料蒙皮在实际成型过程中存在的主要问题进行了研究，在蜂窝芯局部稳定辅助手工倒角、蜂窝芯外形控制、铺层交叉固持及零件外形检测等方面对成型工艺进行了改进，并对相应的改进进行了深入分析。研究结果表明：通过对蜂窝的局部稳定化处理，实现了过拉伸蜂窝芯手工修切过程中倒角表面质量的明显改善；通过对外形样板的优化设计，实现了过拉伸蜂窝芯外形尺寸的精度控制；通过对铺叠过程中铺层的交叉固持，避免了U 形夹芯结构复合材料蒙皮固化时的压力传递问题，有效解决了蜂窝芯收缩、铺层滑移皱褶及内部分层等问题；通过简易卡板、定力夹紧装置与塞尺方式相结合的方法，实现了零件状态下外形的高效测量。
以两侧翼缘板高度不一致的碳纤维复合材料U 形构件为研究对象，分别利用热压罐成型工艺和VARIM工艺制备了该U 形构件，通过测量U 形构件的外形角度，来研究这两种工艺所制U 形构件的外形角度收缩情况，并根据试验结果优化设计了U 形构件模具的补偿角。研究表明，通过热压罐成型工艺和VARIM 工艺制备相同规格的U 形构件时，所制构件的外形角度收缩程度不同。在设计U 形构件模具的补偿角时，不能将不同成型工艺下的模具一概而论，要针对成型工艺的特点区别对待。此外，对于两侧翼缘板高度不一致的U形构件，不管通过何种工艺制备，高翼缘板侧的角度收缩程度比矮翼缘板侧的角度收缩程度小，在设计U 形构件模具的补偿角时不可忽略此特征。
