（南京航空航天大學(xué)機(jī)電學(xué)院，南京 210016）

零件的幾何尺寸會(huì)偏離公稱(chēng)尺寸，裝配是在這些帶有偏差的零件之間施加約束，使之成為滿(mǎn)足性能需求的產(chǎn)品的過(guò)程，在這個(gè)過(guò)程中零件尺寸的偏差會(huì)不斷傳遞，最終影響產(chǎn)品的幾何尺寸和力學(xué)性能。在偏差分析中往往在兩個(gè)被裝配零件剛度相差較大時(shí)，將剛度較大的零件視為剛體，將剛度較小的零件視為柔性件，但本質(zhì)上飛機(jī)裝配中的所有零件都是柔性件，都會(huì)在力的作用下產(chǎn)生幾何形狀的變化，理想的方法是將飛機(jī)裝配中的所有零件均視為柔性件。

由于零件制造偏差、夾具定位偏差、緊固件參數(shù)偏差、零件重力偏差、溫度偏差等偏差源的存在，多個(gè)柔性件裝配過(guò)程中存在復(fù)雜的間隙或干涉。在實(shí)際生產(chǎn)中往往采用施加裝配夾緊力或工藝補(bǔ)償消除被裝配零件間的間隙或干涉，這會(huì)導(dǎo)致部件幾何尺寸的偏差與結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的下降。使用夾具施加裝配力是指為補(bǔ)償前序裝配、重力、溫度導(dǎo)致的偏差，通過(guò)改變夾具位置對(duì)柔性件矯形從而產(chǎn)生的裝配力。矯形過(guò)程中零件內(nèi)部產(chǎn)生應(yīng)力，在后續(xù)的裝配過(guò)程中一部分應(yīng)力釋放導(dǎo)致飛機(jī)幾何形狀的偏差，未釋放的殘余應(yīng)力導(dǎo)致了飛機(jī)力學(xué)性能的下降。工藝補(bǔ)償是指使用墊片、預(yù)留犧牲層對(duì)零件進(jìn)行二次加工、改變肋腳位置的方法消除間隙和干涉。由于墊片和犧牲層的材質(zhì)與結(jié)構(gòu)本身材質(zhì)不同，會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)力學(xué)性能下降和重量增加。提高零件的制造精度可以部分消除裝配過(guò)程中的復(fù)雜干涉和間隙，但對(duì)零件制造能力提出了更高的考驗(yàn)。熱固性復(fù)合材料與金屬材料相比成型偏差大，成型后加工困難等問(wèn)題導(dǎo)致了裝配過(guò)程中柔性零件偏差大的特點(diǎn)，這對(duì)如何分析和控制柔性件裝配偏差提出了更高的要求。

柔性件偏差分析理論是容差分配、夾具施加裝配力、墊片補(bǔ)償策略的理論基礎(chǔ)，基于柔性件偏差分析理論可以找到導(dǎo)致部件超差或局部裝配應(yīng)力過(guò)大的原因，并在裝配過(guò)程中加以補(bǔ)償。當(dāng)前的柔性件偏差的數(shù)值分析方法主要有兩種。第1種是直接有限元法，使用有限元的方法，將偏差在零件建模過(guò)程中考慮進(jìn)去，根據(jù)裝配流程施加約束和載荷，計(jì)算裝配中偏差的傳遞和耦合，最終得到部件的偏差。其特點(diǎn)是計(jì)算速度較慢，但可以直接使用有限元軟件中自帶的算法考慮接觸非線(xiàn)性、重力、溫度等問(wèn)題，可以得到裝配后的全局偏差和全局應(yīng)力，更適用于已知偏差的裝配過(guò)程優(yōu)化問(wèn)題。第2種是有限元子結(jié)構(gòu)法，使用有限元的方法計(jì)算裝配對(duì)象的敏感度矩陣，即初始偏差與裝配后偏差的關(guān)系，或使用有限元計(jì)算超元?jiǎng)偠染仃嚕Y(jié)合超元?jiǎng)偠染仃囉?jì)算壓緊力釋放導(dǎo)致的回彈變形量。其特點(diǎn)是計(jì)算速度較快，可以得到關(guān)鍵點(diǎn)偏差和節(jié)點(diǎn)力大小，更適用于容差分配問(wèn)題。

此外飛機(jī)裝配中由于其結(jié)構(gòu)復(fù)雜，裝配中的不確定性眾多，目前的柔性件偏差分析理論不能完全滿(mǎn)足裝配需求。在實(shí)際裝配過(guò)程中需要借助力位傳感器測(cè)量當(dāng)前裝配狀態(tài)下的偏差和裝配夾緊力，再根據(jù)測(cè)量值調(diào)整裝配夾緊力和間隙補(bǔ)償測(cè)量，所以需要帶有自動(dòng)化夾緊和力位感知能力的柔性工裝智能感知當(dāng)前裝配狀態(tài)下的信息，并根據(jù)信息進(jìn)行自動(dòng)化調(diào)節(jié)。所以本文主要從歐盟針對(duì)柔性件偏差分析與控制的相關(guān)項(xiàng)目、實(shí)現(xiàn)偏差控制的柔性工裝、柔性件偏差分析方法、柔性件偏差控制方法4個(gè)角度闡述國(guó)內(nèi)外相關(guān)研究人員對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)中柔性件偏差分析與控制的研究進(jìn)展。

歐盟針對(duì)柔性件偏差分析與控制的相關(guān)項(xiàng)目

歐盟2008～2016年設(shè)立并完成了“使用擴(kuò)展、集成、成熟的計(jì)算手段優(yōu)化飛機(jī)結(jié)構(gòu)”(MAAAXIMUS)項(xiàng)目，其目的是對(duì)復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)首次驗(yàn)證的快速開(kāi)發(fā)與高度優(yōu)化，同時(shí)在虛擬平臺(tái)和實(shí)體平臺(tái)進(jìn)行開(kāi)發(fā)，并相互驗(yàn)證。該項(xiàng)目在裝配方面達(dá)成的目標(biāo)是通過(guò)增加機(jī)器人和自動(dòng)化裝配設(shè)備在公差管理中的用量，減少50%的裝配時(shí)間。MAAAXIMUS項(xiàng)目的子項(xiàng)目“裝配公差帶的分布”由空客完成，子項(xiàng)目的目標(biāo)是為虛擬裝配開(kāi)發(fā)靈活的模型和仿真，考慮裝配過(guò)程中的約束和部件力學(xué)行為，以?xún)?yōu)化裝配過(guò)程，發(fā)現(xiàn)可能存在的問(wèn)題。該子項(xiàng)目定義并使用全局優(yōu)化方法，可以執(zhí)行公差優(yōu)化和帶偏差柔性件的最優(yōu)配合。發(fā)展了兩種裝配過(guò)程仿真方法，具體用于裝配可行性評(píng)估、裝配順序優(yōu)化、裝配過(guò)程中的約束優(yōu)化以實(shí)現(xiàn)部件間的最優(yōu)配合，檢查工裝夾具的幾何一致性，以及最重要的是驗(yàn)證和優(yōu)化公差帶。最終開(kāi)發(fā)FitFlex 軟件用于A350的公差帶優(yōu)化和裝配過(guò)程優(yōu)化中。

歐盟2012～2016年設(shè)立并完成了“復(fù)合材料混合結(jié)構(gòu)的低成本制造與裝配”(LOOCOMACHS)項(xiàng)目，其目的是減少或完全消除費(fèi)時(shí)且昂貴的非增值工作，如間隙檢測(cè)、填隙、反復(fù)裝夾等工作。該項(xiàng)目在裝配方面達(dá)成的技術(shù)革新是在裝配過(guò)程中使用先進(jìn)的仿真和統(tǒng)計(jì)過(guò)程控制工具，建立更好的公差和集合偏差管理方法論，引入更多的自動(dòng)化設(shè)備?；谠擁?xiàng)目完成了精益裝配翼盒(LAWiB)與集成化翼盒(MIWiB)的裝配和裝配偏差分析軟件ANATOLEFLEX的開(kāi)發(fā)。LAWiB 零件集成化比MIWiB 低，其由前后梁、4個(gè)翼肋、上下壁板和連接零件組成，使用如圖1所示的柔性工裝，可以對(duì)裝配過(guò)程中的夾具點(diǎn)裝配力進(jìn)行測(cè)量，可以使用ANATOLEFLEX軟件的裝配仿真分析結(jié)果對(duì)工裝定位點(diǎn)進(jìn)行調(diào)整，實(shí)現(xiàn)精益生產(chǎn)的目標(biāo)。MIWiB 具有更高的集成化，將前后梁、上壁板、肋的上緣條共固化在一起，整個(gè)結(jié)構(gòu)由集成后的上壁板、下壁板、兩個(gè)翼肋構(gòu)成，如圖2所示。軟件平臺(tái)ANATOLEFLEX（圖3）集成在CATIA 軟件中，具有連續(xù)的數(shù)據(jù)流（CAD、有限元網(wǎng)格、測(cè)量數(shù)據(jù)）,該軟件可以完成優(yōu)化公差分配、間隙與墊片的預(yù)測(cè)以及測(cè)量輔助下的裝配過(guò)程優(yōu)化。LOOCOMACHS項(xiàng)目實(shí)現(xiàn)了幾何公差和偏差管理的完成集成，減少了50%填隙工作的帶來(lái)的成本，減少30%反復(fù)裝夾帶來(lái)成本。

圖1 LAWiB翼盒裝配工裝Fig.1 Lean assembly wingbox (LAWiB) tooling

王亮等[5]對(duì)柔性工裝體系進(jìn)行了研究，郭飛燕等[6]對(duì)柔性工裝設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了研究。Ramirez 等[7]使用并聯(lián)機(jī)構(gòu)和激光定位設(shè)備對(duì)復(fù)合材料壁板進(jìn)行定位，該工裝可根據(jù)誤差調(diào)整約束點(diǎn)位置和力，完成矯形，如圖7所示，介紹了使用多個(gè)并聯(lián)機(jī)構(gòu)的壁板矯形工裝，使用激光測(cè)量設(shè)備做反饋，根據(jù)數(shù)值分析得出壓緊力大小，并聯(lián)機(jī)構(gòu)的壓頭調(diào)整壓緊力以保證柔性壁板外形尺寸。Jefferson 等[8]介紹了一種基于工業(yè)機(jī)器人和柔性壓緊機(jī)構(gòu)的可重構(gòu)柔性工裝，并使用一個(gè)翼盒裝配案例作為工裝的驗(yàn)證。Arista 等[9]介紹了A350XWB 機(jī)身裝配過(guò)程中的靈活適配案例，裝配場(chǎng)景如圖8所示，介紹了在無(wú)法完美裝配在一起的飛機(jī)柔性結(jié)構(gòu)中，如何在應(yīng)力極限范圍內(nèi)引入裝配力消除幾何誤差，設(shè)計(jì)了柔性工裝可以根據(jù)測(cè)量數(shù)據(jù)在機(jī)身壁板拼接成筒段過(guò)程中合理引入裝配力。Bertelsmeier 等[10]介紹了一種使用工業(yè)機(jī)器人的復(fù)合材料壁板柔性定位工裝（圖9），該工裝可以靈活調(diào)整由于復(fù)合材料制造過(guò)程中的外形偏差和重力導(dǎo)致的外形偏差。李東升等[11]提出了飛機(jī)復(fù)合材料的少無(wú)應(yīng)力裝配方法研究，主要使用柔性工裝和力位傳感器通過(guò)墊片和預(yù)留犧牲層的工藝補(bǔ)償手段盡量減小裝配應(yīng)力。Guo 等[12]對(duì)飛機(jī)多部件柔性工裝設(shè)計(jì)和定位方法做了研究，設(shè)計(jì)了新的柔性工裝，并對(duì)裝配特征進(jìn)行聚類(lèi)分析，根據(jù)多色集理論對(duì)裝配需求與定位方法間建立邏輯關(guān)系，最終對(duì)11個(gè)裝配步驟進(jìn)行仿真并結(jié)合智能算法進(jìn)行求解。

圖5 A380壁板柔性工裝Fig.5 Flexible tooling of A380 panel

圖6 A320機(jī)翼前緣裝配中使用的柔性工裝Fig.6 Affordable reconf igurable tooling in case of A320 wing leading edge assembly

圖7 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的柔性?shī)A具Fig.7 Flexible holding fixtures for CFRP-structure

柔性件偏差分析

復(fù)合材料零件形狀偏差較大，這種偏差會(huì)傳遞到組件中，導(dǎo)致裝配體的裝配應(yīng)力過(guò)大、外形偏差過(guò)大的問(wèn)題。因此如何在保證裝配體外形尺寸和裝配應(yīng)力的前提下，合理劃分零件公差是公差分配主要的任務(wù)，在產(chǎn)品設(shè)計(jì)階段，通常使用數(shù)值仿真的手段研究零件間的偏差傳遞。有大量的研究是針對(duì)剛性零件的偏差分析，但當(dāng)對(duì)飛機(jī)中的柔性零件偏差進(jìn)行分析時(shí)，這些研究不能滿(mǎn)足需求。針對(duì)柔性件偏差傳遞的需要引入有限元分析的方法，目前基于有限元的柔性件偏差分析方法主要有直接蒙特卡洛法（DMC）和影響系數(shù)法（MIC）。

直接蒙特卡洛法是一種在有限元仿真中直接包含偏差的容差分配方法，可以更直觀準(zhǔn)確地求出各個(gè)偏差的傳遞，并借助有限元軟件解決仿真過(guò)程中的非線(xiàn)性問(wèn)題，還可以得到全局偏差分析結(jié)果，但由于每次迭代時(shí)都需要運(yùn)行有限元仿真，導(dǎo)致了其計(jì)算時(shí)間較長(zhǎng)。

影響系數(shù)法是通過(guò)得到確定邊界條件下的各節(jié)點(diǎn)間的敏感度矩陣，即得到零件輸入偏差與部件輸出偏差的關(guān)系用矩陣形式表達(dá)出來(lái)，再使用蒙特卡洛法迭代計(jì)算得到公差分布。Liu 等[13]為了提高計(jì)算速度，避免每次迭代都使用有限元計(jì)算，提出了影響系數(shù)法，關(guān)于敏感度矩陣的確定是通過(guò)在確定邊界條件的前提下通過(guò)單位載荷[13]或位移[14]求得所求節(jié)點(diǎn)的剛度、柔度矩陣，經(jīng)換算可以求出輸入偏差和輸出偏差之間的函數(shù)關(guān)系。

圖8 A350XWB大部件裝配場(chǎng)景Fig.8 Major-component-assembly station of A350XWB

圖9 機(jī)器人協(xié)調(diào)定位系統(tǒng)Fig.9 Handling system with cooperating robots

經(jīng)過(guò)不斷的發(fā)展，容差分配的影響系數(shù)法的使用方法日趨完善，Camelio 等[15]在此基礎(chǔ)上提出了超元?jiǎng)偠染仃嘯16]的方法計(jì)算敏感度矩陣，通過(guò)對(duì)整體剛度矩陣分塊處理，得到所求節(jié)點(diǎn)的超元?jiǎng)偠染仃?，并在考慮零件偏差的基礎(chǔ)上考慮了夾具、工裝定位誤差的影響；W?rmefjord等[17]使用連續(xù)迭代的節(jié)點(diǎn)法解決了非線(xiàn)性接觸時(shí)的接觸力和接觸位移問(wèn)題；Mounaud 等[18]以飛機(jī)管路裝配偏差為研究對(duì)象，分析了管路與骨架接頭的裝配順序?qū)θ嵝约缀纹顐鬟f的影響，建立了裝配順序?qū)θ莶罘峙溆绊懙难芯糠椒?；Lindau等[19]使用了二次規(guī)劃算法解決非線(xiàn)性接觸時(shí)接觸力和接觸位移問(wèn)題，具有更快的計(jì)算速度可用于解決大型結(jié)構(gòu)的非線(xiàn)性接觸問(wèn)題。Falgarone 等[20]使用ANATOLEFLEX 軟件對(duì)柔性件裝配過(guò)程中的變形進(jìn)行仿真，采用了一種將偏差場(chǎng)直接賦予有限元仿真模型中的仿真方法，這種仿真方法針對(duì)確定幾何偏差的柔性件裝配可以獲得更準(zhǔn)確的全局間隙分布和全局應(yīng)力分布。但是由于其計(jì)算時(shí)間較長(zhǎng)，在公差分配中仍需要使用敏感度矩陣等方法對(duì)接觸關(guān)系等邊界條件進(jìn)行預(yù)先計(jì)算，得出接觸點(diǎn)信息后帶入CAE 中計(jì)算。該軟件可以結(jié)合CATIA 中的CPD 模塊實(shí)現(xiàn)對(duì)有限元模型進(jìn)行快速建模、網(wǎng)格劃分、賦予零件隨機(jī)偏差的功能，并對(duì)裝配中的定位連接等步驟進(jìn)行仿真。Liu 等[21]基于決定性裝配理論，考慮了臨時(shí)緊固件引入的應(yīng)力對(duì)偏差傳遞的影響，推導(dǎo)了飛機(jī)壁板類(lèi)零件裝配過(guò)程中的偏差傳遞。Mckenna 等[22]在復(fù)合材料前襟翼裝配過(guò)程中將偏差與生產(chǎn)成本結(jié)合起來(lái)考慮，提出了一種考慮關(guān)鍵特征相互影響關(guān)系的新的偏差傳遞建模方法，并使用該方法對(duì)生產(chǎn)工藝的選擇進(jìn)行優(yōu)化，在復(fù)合材料前梁的制造工藝中考慮了樹(shù)脂傳遞模塑成型工藝和預(yù)浸料固化成型工藝，在工藝補(bǔ)償中考慮了翼肋的預(yù)留犧牲層工藝和墊片補(bǔ)償工藝，得出結(jié)論：復(fù)合材料前梁使用預(yù)浸料固化成型，存在裝配間隙時(shí)采用墊片補(bǔ)償?shù)姆桨干a(chǎn)成本最低。

柔性件裝配偏差控制方法

裝配過(guò)程優(yōu)化是一種在裝配過(guò)程中，根據(jù)測(cè)量數(shù)據(jù)調(diào)整裝配過(guò)程中的約束條件，以裝配結(jié)果最優(yōu)為目標(biāo)的優(yōu)化方法，即如何恰當(dāng)?shù)匾牍に囇a(bǔ)償和過(guò)約束。根據(jù)實(shí)際應(yīng)用場(chǎng)景不同，其約束條件可以是工裝定位點(diǎn)位置和力、連接點(diǎn)位置和力、緊固件布局和預(yù)緊力大小、使用墊片或犧牲層改變接觸狀態(tài)等，裝配結(jié)果最優(yōu)也可以根據(jù)需求設(shè)置不同的定義，如關(guān)鍵位置間隙、外形準(zhǔn)確度、整體受力大小、應(yīng)力大小等。

A380 壁板裝配[3]采用N-2-1定位，6個(gè)液壓臂同時(shí)施加載荷會(huì)令壁板產(chǎn)生彎曲或扭曲，所以壁板在X、Y方向調(diào)整時(shí)兩個(gè)液壓臂設(shè)置為位置控制，其余4個(gè)液壓臂設(shè)置為定載荷輸出。液壓臂Z軸進(jìn)給由伺服液壓裝置提供，在配合點(diǎn)安裝了力傳感器，可根據(jù)操作要求半自動(dòng)定位并實(shí)時(shí)輸出接觸力。該柔性工裝應(yīng)用于大型壁板零件的裝配中，實(shí)現(xiàn)了裝配過(guò)程中力位混合控制。其裝配主要以骨架為基準(zhǔn)，使用的控制方法也是一種自適應(yīng)的控制方法，無(wú)法對(duì)某些特定目標(biāo)施加一些特定的控制。Nicolas 等[23]提出了針對(duì)柔性件的最佳裝配方法，將敏感度矩陣用于多點(diǎn)約束導(dǎo)致的復(fù)合材料柔性件變形問(wèn)題，使用該方法解決了多芬直升機(jī)艙門(mén)定位角片的安裝位置優(yōu)化問(wèn)題，通過(guò)優(yōu)化角片安裝位置，盡量消除飛機(jī)外形的尺寸偏差。W?rmefjord 等[24]提出了一種預(yù)測(cè)消除初始間隙的工裝夾緊力和緊固件預(yù)緊力的仿真方法，并分析了初始間隙對(duì)裝配質(zhì)量的影響，該預(yù)測(cè)結(jié)果可用于優(yōu)化裝配質(zhì)量。Maropoulos等[25]使用測(cè)量輔助裝配技術(shù)在機(jī)翼裝配過(guò)程中考慮了裝配時(shí)的溫度，分別測(cè)量壁板內(nèi)形面和骨架外形，根據(jù)測(cè)量結(jié)果計(jì)算工藝補(bǔ)償量，提前對(duì)墊片和肋腳進(jìn)行加工。S?derberg 等[26]提出了考慮非線(xiàn)性接觸的飛機(jī)復(fù)合材料裝配應(yīng)力仿真方法，將應(yīng)變分為接觸應(yīng)變與非接觸應(yīng)變分別乘以接觸剛度矩陣和非接觸剛度矩陣，得到復(fù)合材料裝配應(yīng)力，結(jié)合Tsai-Hill失效準(zhǔn)則判斷裝配可行性，根據(jù)分析結(jié)果可以對(duì)容差分配進(jìn)行優(yōu)化，也可以通過(guò)改變約束點(diǎn)位置優(yōu)化裝配應(yīng)力，或者根據(jù)分析結(jié)果設(shè)計(jì)填隙補(bǔ)償策略。張瑋等[27]使用夾具主動(dòng)補(bǔ)償?shù)姆椒▽?duì)柔性件裝配偏差進(jìn)行優(yōu)化，結(jié)合超元?jiǎng)偠染仃嚴(yán)碚撚?jì)算壁板拼接后的回彈量，提前改變工裝定位點(diǎn)位置以補(bǔ)償裝配過(guò)程中夾緊力釋放導(dǎo)致的回彈變形。Yang 等[28]針對(duì)壁板裝配過(guò)程中臨時(shí)緊固件連接后的殘余間隙的分布與優(yōu)化問(wèn)題進(jìn)行研究，結(jié)合超元?jiǎng)偠染仃噷?duì)殘余間隙進(jìn)行了優(yōu)化。A350 裝配中基于敏感度矩陣的理論開(kāi)發(fā)了FitFlex 軟件[10]，該軟件可以使用不同的優(yōu)化算法，可以根據(jù)需求改變過(guò)約束點(diǎn)位置與力的大小分別對(duì)整體間隙、關(guān)鍵位置間隙、整體受力、關(guān)鍵位置壓緊力進(jìn)行優(yōu)化。Mei 等[29]采用了區(qū)間法對(duì)飛機(jī)柔性結(jié)構(gòu)裝配偏差進(jìn)行建模與分析，將零件彎曲和扭轉(zhuǎn)用角度來(lái)表示而非孤立的特征點(diǎn)，補(bǔ)充了基于概率分布的偏差分析。Stefanova 等[30]使用了內(nèi)部節(jié)點(diǎn)法解決了飛機(jī)部件鉚接仿真中的非線(xiàn)性接觸問(wèn)題，該算法可用于大型飛機(jī)柔性件裝配或墊片預(yù)測(cè)時(shí)的應(yīng)力計(jì)算問(wèn)題，展現(xiàn)出了更快的計(jì)算速度。Yue 等[31]對(duì)復(fù)合材料筒段對(duì)接問(wèn)題進(jìn)行研究，開(kāi)發(fā)了自動(dòng)最優(yōu)形狀控制(AOSC)軟件，基于有限元仿真，考慮了執(zhí)行器不確定度、零件不確定度、建模不確定度和未知不確定度，建立了仿真替代模型，實(shí)現(xiàn)預(yù)測(cè)性能，并將模型嵌入前饋控制算法中；進(jìn)行多變量?jī)?yōu)化，確定執(zhí)行器的最優(yōu)動(dòng)作。Lupuleac等[32]對(duì)A350的S19 搭接接頭的臨時(shí)緊固件布局進(jìn)行優(yōu)化，由于過(guò)多的臨時(shí)緊固件對(duì)后續(xù)使用自動(dòng)化設(shè)備的大規(guī)模制孔產(chǎn)生干涉，過(guò)少的臨時(shí)緊固件會(huì)導(dǎo)致未制孔區(qū)域存在間隙影響后續(xù)的制孔，所以該文結(jié)合敏感度矩陣和基于能量的二次規(guī)劃方法對(duì)臨時(shí)緊固件布局進(jìn)行優(yōu)化，還考慮了隨機(jī)間隙和重力的影響。

結(jié)論

柔性件的偏差分析主要就是直接有限元法和敏感度矩陣法，本文主要介紹了這兩種方法的發(fā)展情況和各自的優(yōu)缺點(diǎn)，以及在國(guó)外相關(guān)項(xiàng)目中的應(yīng)用。國(guó)內(nèi)學(xué)者對(duì)偏差分析也進(jìn)行了大量研究，但與實(shí)際生產(chǎn)結(jié)合不緊密。根據(jù)對(duì)柔性件裝配偏差分析與控制關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題研究現(xiàn)狀總結(jié)與分析，得出以下4個(gè)結(jié)論。

（1）可以通過(guò)隨機(jī)離散場(chǎng)或輔助測(cè)量結(jié)果生成復(fù)合材料柔性件偏差，使用直接有限元仿真得到裝配后間隙分布和外形偏差，根據(jù)仿真結(jié)果進(jìn)行間隙補(bǔ)償和可裝配性評(píng)估。

（2）對(duì)于大型飛機(jī)機(jī)身筒段對(duì)接、機(jī)身筒段壁板拼接、機(jī)翼壁板裝配可以使用自動(dòng)化柔性工裝，根據(jù)現(xiàn)場(chǎng)測(cè)量的實(shí)際偏差值和關(guān)鍵點(diǎn)力反饋數(shù)據(jù)，結(jié)合影響系數(shù)法對(duì)裝配偏差和裝配應(yīng)力進(jìn)行優(yōu)化控制。

（3）在容差分配中，可以結(jié)合影響系數(shù)法和統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)建立零件輸入偏差與部件輸出偏差的關(guān)系，以及基于關(guān)鍵點(diǎn)的偏差分析結(jié)果的全局應(yīng)力分布。

（4）針對(duì)已知初始間隙下，臨時(shí)緊固件布局與剩余間隙的關(guān)系已經(jīng)有了較為完善的數(shù)值分析方法。

我國(guó)缺乏自主可控的柔性件尺寸偏差分析軟件，國(guó)內(nèi)學(xué)者對(duì)于偏差分析的研究主要停留在理論階段，無(wú)法和工程實(shí)際有機(jī)結(jié)合，指導(dǎo)實(shí)際生產(chǎn)中的偏差分析與控制，找到導(dǎo)致部件裝配尺寸偏差過(guò)大和裝配應(yīng)力過(guò)大的根本原因。由于缺乏帶有力位感知能力的自動(dòng)化柔性工裝，一些基于偏差分析的調(diào)控方法無(wú)法有效運(yùn)用到實(shí)際生產(chǎn)中。

展望

（1）國(guó)內(nèi)應(yīng)針對(duì)飛機(jī)裝配偏差開(kāi)發(fā)類(lèi)似ANATOLEFLEX的自主可控的柔性件容差分析軟件和基于有限元的裝配過(guò)程仿真軟件，集成在CATIA 平臺(tái)下，提高實(shí)際生產(chǎn)中柔性件裝配偏差分析能力。

（2）基于蒙特卡羅的容差分配需要更快速準(zhǔn)確的偏差傳遞的數(shù)值分析方法，如對(duì)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在偏差分析中的應(yīng)用應(yīng)加以研究。

（3）近年來(lái)，制造偏差更小、一體化程度更高的復(fù)合材料制造工藝得到了長(zhǎng)足的發(fā)展，如美國(guó)下一代運(yùn)輸機(jī)中使用的拉擠桿縫合有效整體化結(jié)構(gòu)方案(FRSEUS)可能會(huì)對(duì)復(fù)合材料的裝配帶來(lái)革命性的改變，針對(duì)FRSEUS的偏差控制需要進(jìn)行進(jìn)一步的研究。

（4）應(yīng)建立裝配應(yīng)力與飛機(jī)性能的關(guān)系，明確復(fù)合材料裝配過(guò)程中裝配應(yīng)力的許用范圍。