热冲压– 淬火一体化工艺是复杂形状铝合金薄壁件的先进成形技术，但受限于较长的标准T6处理时间，如2219 铝合金需要不短于12 h。本文研究了2219铝合金的快速双级时效热处理工艺，利用高低温模具内时效处理代替标准的T6处理，通过试验研究了不同时效条件对合金力学性能的影响。首先进行了快速双级时效试验研究，探究了第一步时效温度与时间以及第二步时效时间对合金力学性能的影响。结果表明，随着第一步时效温度从220 ℃提高至305 ℃，合金的屈服强度和抗拉强度整体呈下降趋势；随着第二步时效时间从0.5 h延长至4 h，合金的强度提高。然后，根据快速双级时效试验结果对时效参数范围进行优化，并以此为依据进行了模内时效工艺试验研究。结果表明，当时效条件为220 ℃/230 ℃/240 ℃ × 5 min+175 ℃ × 4 h时，屈服强度不低于T62态的91%，抗拉强度不低于T62态的100% ；当时效条件为240 ℃ × 5 min + 175 ℃ × 4 h时，随着模具接触压强从0.33 MPa 提高至1.82 MPa，合金的抗拉强度从393 MPa提高至419 MPa。最后对包含时效条件240 ℃ × 5 min + 175 ℃ × 4 h在内的几组典型时效条件下的试样进行TEM分析，观察了其沉淀相的形态与分布。本文提出的高低温双级时效热处理制度，在保证合金性能的前提下，相较于传统时效工艺（175 ℃ × 12 h 或175 ℃ × 18 h），总时效时长减少超过63%，大幅缩短了高强铝合金薄壁冲压件成形后的时效周期。

为解决目前灵敏度分析方法普遍存在的样本需求量大且计算效率不高的问题，提出了一种基于多项式混沌展开的全局灵敏度分析方法。首先，以AC型双转台五轴数控机床为研究对象，根据旋量理论建立了完备的空间误差模型。其次，构建了机床几何误差的多项式混沌展开模型，采用正交匹配追踪实现模型的稀疏化，并给出了基于该方法的 Sobol灵敏度指数。进而，对五轴数控机床几何误差进行了实例分析，测量并统计出41项误差的近似概率分布，分析了影响各方向位姿误差分量的关键几何误差。通过与蒙特卡洛法和拉丁超立方法进行对比，多项式混沌展开方法的正确性得到验证，且在不降低计算精度的前提下，样本量从1×10⁵降低到1×10³，计算时间分别减少96.8%和98.1%，计算效率显著提高。

为了弥补飞机铆钉凹凸量的传统检测方式在精度、效率及稳定性方面的不足，提出了一种基于结构光的铆钉凹凸量双目视觉检测方法。首先通过工业投影仪将结构光投射到铆接表面，由双目相机采集投影图像。然后根据铆钉边缘特征提取出铆接区域，并采用改进的格雷码解相位方法计算铆接区域表面的相位信息。根据相位信息匹配特征点，利用视差原理计算出点云。最后通过点云数据处理，计算出铆钉的凹凸量。制作标准件并完成了凹凸量测量试验，测量误差在± 20 μm以内，重复测量标准差小于3 μm，单个铆钉测量用时约2.2 s，能够满足现场测量精度和效率要求。

针对航空制造企业光面塞规大批量检定中存在的检定精度及效率低、人工操作烦琐等不足，提出一种基于机器视觉和激光测径相结合的光面塞规直径测量方法。由激光测径仪测量塞规直径，机器视觉模块同步检测塞规在测径仪光幕当中的姿态，并对测径仪测量值进行修正。同时，利用专用工装配合气浮运动机构实现多个塞规的自动切换及单个塞规的多位置自动测量。试验结果表明，该系统的重复测量标准差为0.16 μm，与立光计测量值相比的绝对测量误差≤0.5 μm，塞规单端测量时间≤45 s，能够满足生产中的常用光面塞规快速高精度检定要求。

为提高蒙皮损伤检测的自动化程度，提出一种基于改进YOLOv7通道冗余的机器视觉检测方法。首先针对飞机蒙皮损伤数据集背景单一的特点，提出增强型颈部特征融合改进算法，提高了飞机蒙皮损伤的识别精度和检测速度；其次针对主干特征提取网络的卷积通道冗余的问题，引入部分卷积PConv（Partial convolution），提出主干特征提取网络轻量化，减少模型的参数量，同时提高损伤的识别效率。试验部分首先在飞机蒙皮损伤数据集上探索了不同增强型颈部特征融合改进算法，确定了最优的改进方案；接着在飞机蒙皮损伤数据集上做消融和对比试验，改进算法与原YOLOv7算法比较，mAP（Mean average precision）提升了2.3%，FPS（Frames per second）提升了22.1 f/s，模型参数量 降低了34.13%；最后将改进的YOLOv7模型与主流目标检测模型对比，证明了改进算法的先进性。

新一代飞机等航空重大型号呈现出高隐身、重载、远程、长寿等阶跃发展新特征，使得现有基于理论模型的数字化装配仿真协调技术难以满足其超高的装配精度与服役性能要求。针对上述装配精度进一步提升的新需求，介绍了一种引入装配关键特征实测模型的虚拟预装配技术，通过在装配过程中精准表达零件制造误差与装配累积误差，实现在精度要求超高的装配关键部位质量精准控制与溯源调整。通过分析该技术实现特点，厘清了基于实测数据的飞机虚拟预装配技术体系框架。梳理了飞机复杂结构的装配关键特性识别与分析、面向虚拟预装配的零件几何特征测量与重构以及面向装配语义与几何特征约束的虚拟预装配分析等相关关键技术的发展现状，结合新一代飞机的超高尺寸精度与服役性能需求，得出了数字孪生体系下面向实测模型的虚拟预装配技术发展新趋势。

选区激光熔化成形的TC4合金断裂韧性较差，低周疲劳性能较低，各向异性明显。采用循环退火（700 ~ 950 ℃）和固溶时效相结合的方法对TC4成形件进行热处理，利用光学显微镜、扫描电子显微镜、低周疲劳试验机等手段研究热处理对SLM TC4成形件显微组织和力学性能的影响。研究表明，SLM TC4微观组织由马氏体α′ 和马氏体α″组成，断裂韧性值为36.4 MPa·m^0.5，断裂韧性各向异性达25.7%；热处理后部分板条α 相分解，产生等轴α 相和二次α 相；经过700 ~ 950 ℃循环5 次后固溶 +550 ℃时效后SLM TC4的断裂韧性值为96.0 MPa·m^0.5，断裂韧性的各向异性为1.4%。通过比较热处理样件和锻件低周疲劳性能得出结论，当应变幅≥0.9% 时，热处理件低周疲劳性能高于锻件；当应变幅≤1% 时，920 ℃循环退火 + 550 ℃固溶时效的低周疲劳性能高于920 ℃循环退火。