摘要
航空整体加强框在机身部件级装配过程中起主承力、主定位作用，其刚度相对飞机其它零件较高，周边轮廓与其他零件进行装配协调时，同样的定位间隙会产生更大的装配应力，造成后续装配定位操作困难，部件装配精度降低及应力腐蚀，甚至导致飞机强度和寿命的降低。为了保证飞机机体部件的装配精度，需要成倍地提升大型整体结构件的定位质量。 正视制造差异，改变传统强迫定位造成的定位过程管控性差和定位结果复现度低的现状，保证大型整体结构件的定位质量，提出一种基于力控技术的自适应柔性定位方法。本文以某型飞机后机身的整体加强框缩比半框件为研究对象，深入分析航空整体加强框定位工艺，量化定位质量检测标准，选定工艺参数控制方式，搭建自适应柔性定位试验平台，在设计允许范围内调整非确定站位的坐标定位孔航向坐标获取最佳装配定位质量，研究装配定位力载荷检测取代应力检测评价装配质量的方案，获得装配定位力载荷调整目标。 （1）分析机身部件装配工艺特征，获取航空整体加强框的装配定位质量要求，结合航空整体加强框结构特征，确定定位过程管控工艺参数，量化定位质量评价标准；研究航空整体加强框的自适应柔性定位技术，确定基于力控技术的“定1调3”自适应装配定位方案，设计定位质量数字化测量方案。 （2）根据研究目标与可利用实验设备，设计加工整体加强框缩比半框试验件，进行变形仿真分析；基于航空整体加强框装配定位工艺方案及定位质量数字化测量方案，设计并搭建自适应柔性定位试验平台，研究了其调形模式、硬件选型依据、控制方案、位置坐标值、装配力载荷值和应力值检测方案。 （3）基于Ansys仿真软件对航空整体加强框的变形进行定性分析，并进行光弹性检测分析试验的可行性。以航空整体加强框定位质量评价标准的量化值最小为目标，以非确定站位的坐标定位孔航向偏差为考察因素设计正交试验，优化最佳装配定位工艺参数；分析非确定站位坐标定位孔处力载绝对平均值和定位检测点处应力绝对平均值的变化规律，进行装配现场易于获取的力载取代应力值修正装配定位质量评价标准量化公式的可行性研究，得到坐标定位孔处力载调整目标，指导航空整体加强框装配定位。
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