为满足新一代大型飞机复合材料主承力结构高精度、低损伤、低应力的装配性能与技术指标保证需求，本文以产品多种类关键特征耦合分析与控制为装配协调设计线索，以工程化应用研究为主线，系统地阐述了以关键特征识别、三维工艺容差仿真分析、装配过程变形预测、实测数据预装分析、高精度装配补偿等方法为主要技术路径的飞机复材主承力结构数字化高性能装配协调技术体系，并以典型复材外翼盒段部件装配为对象，对上述体系方法进行了全流程工程应用研究与试验验证，解决了复材外翼盒段部件装配协调设计与产品补偿策略设计问题，产品装配质量满足设计要求。

针对直升机装配生产线中存在的数据来源繁多、描述形式不统一、利用率低等问题，对直升机装配生产线运行过程中的多源数据感知与融合应用技术进行研究。首先，定义生产线运行中的多源数据感知与融合技术内涵及其整体框架，包括生产线多源数据采集系统构建、多源数据融合技术构建、装配过程多源数据分析预测模型构建，以及生产线多源数据分析应用模块；其次，采用标准化的生产物联、基于本体的语义描述与基于多源数据的质量映射等方法，为实际装配生产线多源数据的感知与融合提供可行的解决方案；最后，阐述上述技术在生产线虚拟运行状态分析、设备使用状态监测和装配质量提升等方面的应用措施，为直升机装配生产线的数字孪生构建与虚拟高效运行提供优质数据基础。

针对传统机身对接仿真中理论模型偏差较大、有限元模型消耗时间长等问题，开展数据驱动的机身对接过程仿真技术研究。首先通过虚实融合技术，构建六自由度平台运动学模型和机身–调姿平台位姿转换模型，通过数据交互实现仿真数据实时传输从而驱动虚拟模型，利用测量数据和虚拟模型进行了机身对接仿真，确定了对接过程位姿参数，为调姿平台参数修正提供数据基础。之后为提升数据求解效率，根据求解机身变形的有限元模型，计算出变形量并转化成机身位置变化量，将机身姿态角和位置变化量作为输入输出值构建代理模型，并验证方法有效性。最后开发了机身对接过程仿真系统，以机身试验件的对接过程为例，验证了仿真系统的可行性。

复合材料以其优异的综合性能在航空航天领域得到了大量应用，其应用范围逐渐从次承力结构向主承力结构扩展，包括在机身结构的组成方面，传统的金属组装壁板逐渐被复合材料整体壁板所取代。由于复合材料壁板具有不同于传统金属材料壁板的装配工艺特点，因此对其装配方法和装配工艺提出了新的要求。针对圆筒状机身复合材料机身壁板的装配过程，分别介绍了复合材料机身壁板大尺寸测量技术、复合材料机身壁板装配定位调姿技术和复合材料机身壁板的先进制孔连接技术，系统总结了近年来国内外相关研究进展和应用情况，指出了飞机大尺寸复合材料结构装配技术未来的研究与应用方向。

主轴是典型的多轴承转子系统，由于其结构中广泛存在的并行连接关系，以及轴承误差和零部件误差的相互耦合，导致对主轴进行精度分析十分困难。针对此问题，提出一种主轴的回转精度分析方法。首先使用小位移旋量理论和肤面模型方法对零件的形位公差和轴承回转轨迹进行建模，构建了零部件的全公差模型。其次，分析了主轴结构中存在的完全并行连接关系，提出了基于优化方法求解零部件误差传递的主轴回转精度计算方法。最后，使用所提出的方法对某型磨削主轴进行了公差分析和敏感度计算，结果表明，该方法能够较好地分析主轴的回转精度，并通过改进公差设计将精度合格率从74.3% 提升至88.2%，有效地提高了主轴的公差设计水平。

针对飞机蒙皮对缝间隙和阶差的自动化测量问题，以线结构光视觉检测技术为基础，研究了蒙皮对缝自主测量跟踪方法。将传统的基于图像形态学的处理方法和光流法结合，实现了对蒙皮对缝特征的实时跟踪，从而确定间隙和阶差的测量位置。通过实测数据对手眼标定参数进行修正，提高了对缝跟踪的精度。结果表明，当跟踪速度为7 mm/s时，对缝跟踪的位置精度大于0.500 mm，对缝跟踪的姿态精度大于0.5°，跟踪系统具有较好的准确性和稳定性，能够满足飞机蒙皮对缝跟踪的要求。

增强现实（Augmented reality，AR）可将可视化装配工艺指令叠加在作业现场，增强操作人员感知信息的能力，对提高航空航天等复杂产品装配质量和装配效率、减少操作人员认知负荷具有积极作用。本文首先对现有AR装配中的跟踪注册、人机交互和显示等关键技术进行梳理，然后基于装配工艺指令呈现方式不同，分别从头戴式、手持式和投影式3个视角下对现有航空航天产品的AR装配研究及应用现状进行系统综述，并讨论人工智能技术对AR装配的赋能作用，最后总结现有AR装配技术存在的挑战和未来发展趋势，旨在为航空航天等复杂产品智能化装配研究和工程应用提供参考和借鉴。

基于增强现实的装配引导系统将数字信息叠加到物理场景中，有效指导了复杂装配作业任务。然而装配环境中人与物理世界的隔阂仍然巨大，待融合到物理世界的信息需事先准备好，并且需要人工在装配过程中来触发。研究实时且无处不在的提示，成为当前增强现实环境下的复杂装配研究热点，本文提出了一种基于大语言模型（LLMs）辅助的增强现实装配方法，其核心是将LLMs作为装配过程中的另外一个大脑，提供无处不在的装配引导和工艺信息提示支持。首先，建立了LLMs辅助的增强现实装配方法体系，分析了体系的要素及关联关系。其次，面向LLMs环境，构建了匹配的工艺信息模型。随后，给出了基于LLMs的辅助引导装配方法和流程。最后，结合某线缆装配专业知识，研发了一个专业问答系统，实现了LLMs智能辅助引导，使装配合格率提升了15%，并通过多个案例验证了该方法的有效性。

在航空发动机可调静子叶片（Variable stator vane，VSV）调节机构的装配过程中，目前仍需要人工检测其连杆防松钢丝的装配正确性，效率低且易出错。为替代人工检错，提出了一种基于多模型级联的智能检错方法。该方法是多个卷积神经网络级联的模型集成，其中包含检测模块、分类模块以及后处理比对检错3个部分。首先在检测模块上提出混合不同尺寸卷积核的深度可分离卷积与轻量化解耦头来对YOLOv5s进行改进，改进的YOLOv5s在测试集上的平均精度达到97.9%，相较于YOLOv5s、YOLOv8s分别提升了3.4%、1.5%。其次在分类模块上使用7×7深度卷积替代全局平均池化以改进ConvNeXt分类头，改进后性能得到提升，在连杆数据集和螺纹数据集上的准确率分别达到97.5%和95.4%。最后在后处理模块对两个分类模型的结果进行匹配，得出装配检测结果。利用现场装配车间采集的图片数据集对该智能检错方法进行验证，结果显示该方法平均精度达到92.7%，进一步验证了智能装配检错方法的可靠性。

碳纤维复合材料（CFRP）广泛应用于飞机壁板结构，受成型工艺限制，构件贴合面处会出现不同程度的装配间隙，在实际工程中间隙超过一定阈值时需要进行填隙补偿处理，加垫后壁板装配变形及应力集中情况复杂，影响后续飞机服役性能。对此，进行填隙补偿后螺栓紧固顺序对CFRP壁板装配质量影响仿真分析和试验验证。经分析可知，壁板偏移为以右上端点为圆心向左下方的旋转变形。法向变形出现在壁板左右两侧和螺栓孔周围，改变螺栓紧固顺序法向变形值最大值减小约63.4%。紧固顺序对壁板整体应力分布情况影响较小，对螺栓孔周应力分布和壁板装配变形分布影响较大，对称性连接比按顺序连接更有优势。孔周应力分布与间隙跨度和间隙量密切相关，随着间隙量的提高，应力值和传递的范围逐渐增大。

为解决碳纤维增强复合材料（Carbon fiber reinforced polymer，CFRP）与金属材料叠层构件铆接工艺复杂化的问题，提出了一种基于矩独立方法的叠层复合材料铆接工艺参数灵敏度分析的方法。首先，以CFRP与铝合金（Al）异质叠层材料结构为研究对象，采用有限元方法建立了CFRP/Al叠层结构的铆接仿真分析模型，并通过试验验证了仿真分析模型的正确性。其次，以铆接干涉量为目标，建立了基于随机森林方法的铆接工艺参数代理模型；随后通过代理模型进行数据扩展，以17项铆接工艺参数为输入变量，铆接干涉量为输出变量，采用基于矩独立的PAWN方法进行全局灵敏度分析，并给出了基于该方法的灵敏度系数。在铆接工艺参数对铆接干涉量的全局灵敏度系数中，异质叠层复合材料的弹性模量和厚度的灵敏度系数较大，分别为0.16921和0.11837，其次是系数为0.012的位移载荷和0.011的铆钉直径。其余工艺参数的灵敏度系数较小，一些对铆接干涉量影响很不显著的参数的灵敏度系数接近0。

为了考虑装配间隙对单搭接结构振动疲劳性能的影响，利用ABAQUS软件建立了飞机发动机进气道局部结构金属铆接头的弹塑性有限元模型，采用Johnson–Cook失效模型模拟铆钉与被连接件的渐进失效行为，得到了不同装配间隙量的铆接头应力场分布与振动疲劳寿命。对单搭接铆接头进行振动疲劳试验，试验结果与仿真结果在疲劳寿命方面吻合较好，验证了数值模型的准确性。与无间隙模型相比，含间隙铆接试件各铆钉疲劳寿命降低了4.7%~18.0%，间隙的存在也导致了压铆过程中相邻铆钉间的挤压载荷传递，整体表现为铆钉与被连接板接触界面应力激增，导致有间隙铆接头残余应力场与无间隙铆接头残余应力场之间的差异，从而影响铆接头的振动疲劳性能。