關(guān)鍵詞：強迫定位裝夾；裝配內(nèi)應(yīng)力；裝配損傷；形性耦合分析；協(xié)同調(diào)控中圖分類號：V262DOI：10.3969/j.issn.1004-132X.2025.04.002 開放科學（資源服務(wù)）標識碼（OSID）：

Effects of Forced Positioningamp; Clamping on Geometric and Physical Assembly Performances for Composite Structures and Collaborative Guarantee Strategies

GUO Feiyan1ZHANG Yongliang2LIU Jialiang1*ZHANG Hui2 1.School of Mechanical Engineering，University of Science and Technology Beijing，Beijing，100083 2.AVIC Shenyang Aircraft Industrial（Group） Co.，Ltd.，Shenyang，110850

Abstract： The large-size 8. thin-walled aviation composite structures had low forming accuracy and huge in-plane warping deformation. The accumulation of assembly errors， unexpected geometric gaps and shape deviations were prone to occur at the joining areas. In engineering， passive reduction actions，such as applying local clamping forces was usually applied， but uneven internal stress distribution and even internal damages would be occurred，which affected the mechanical performances of the structures in service directly.Firstly，the principle of forced positioning clamping was explained， and the affection on geometric accuracy and mechanical properties of weak rigid composite parts was analyzed. Secondly，starting from the analysis of two main aspects，i.e. optimization on forced clamping process parameters before assembly，and flexible positioning forceamp; position adjustment of fixtures during assembly，five key technologies were solved with detailed technical solutions，i.e. setting forced assembly force limits，reduction of geometric gaps， prediction of stress/damage evolution，reverse optimization of forced clamping process parameters， and precise measurement of assembly stressamp;damage. Then the active control of shape amp; force coupling and macro 8. micro collaborative guarantee in the clamping processes for assembly performance，could be achieved. Finally，for the composite assembly structures，from the perspective of practical engineering applications，the future working focus towards high assembly quality and efficient，and low-cost assembly goals were proposed.

Key words： forced positioning amp; clamping;assembly internal stress;assembly damage;shape amp; force coupling analysis;collaborative adjustment amp; control

0 引言

碳纖維增強樹脂基復合材料（carbonfiberreinforcedplastic，CFRP）具有密度小、比強度高、耐沖擊性強、耐磨耐腐蝕性好等特點[1]，符合航空新型號對結(jié)構(gòu)服役力學性能的要求，例如結(jié)構(gòu)強度與疲勞等指標。隨著復合材料（簡稱“復材\"成形、加工與裝配技術(shù)的發(fā)展，碳纖維增強樹脂基復材在航空上的應(yīng)用逐漸由整流罩、艙口等小型非承力構(gòu)件過渡到翼肋、機身等大型主承力結(jié)構(gòu)中[2]。復材的使用比例已成為衡量飛機是否先進的重要指標：如美國F-22和F-35等五代機使用的復材分別占自身質(zhì)量的 26% 和 36% ，國內(nèi)主力機型殲-20的復材使用比例達到 30% 左右[3]。呈現(xiàn)出大型化、整體化特點的新一代復材構(gòu)件的自身成形精度較低（厚向尺寸的 5%～ 8% ），大尺寸薄板件的面內(nèi)翹曲變形可達到毫米級，在裝配作業(yè)過程中，容易出現(xiàn)型面幾何外形超差以及配合間隙不均勻等現(xiàn)象，對機體結(jié)構(gòu)的氣動外形影響較大。在裝配現(xiàn)場，為保證復材薄壁構(gòu)件裝配作業(yè)過程的順利進行，通常采用強迫定位裝夾、強迫校形等方式，即通過施加額外的定位裝夾力來保障關(guān)鍵特性點的正確空間位姿以及控制裝配變形和損傷狀態(tài)。

本文首先解析了強迫定位裝夾原理，闡述了強迫定位裝夾對復材薄壁構(gòu)件幾何與力學裝配性能的影響，并從裝夾工藝參數(shù)、工裝力-位柔性裝調(diào)方面出發(fā)，分析強迫定位裝夾性能的系統(tǒng)性保障策略及存在的問題，提出并解析所涉及的裝夾力限值設(shè)定、幾何間隙消減、物理裝配性能演化預(yù)測與測量、工藝參數(shù)反求等關(guān)鍵技術(shù)，最后指出下一步研究重點。

1強迫定位裝夾對復材薄壁構(gòu)件幾何與物理裝配性能的影響分析

為對復材薄壁構(gòu)件裝配質(zhì)量的保障研究提供技術(shù)支撐，本節(jié)闡述了強迫定位裝夾操作的基本原理，并解析了強迫定位裝夾對復材裝配幾何精度、結(jié)構(gòu)內(nèi)應(yīng)力分布與損傷狀態(tài)等物理裝配性能的影響規(guī)律及效果。

1.1 強迫定位裝夾原理

在施加的定位約束完全限制復材弱剛性構(gòu)件的六個空間自由度后，由于受尺寸/形位誤差、工裝定位誤差、裝配變形等因素影響，零部件配合界面處的幾何狀態(tài)會不一致，從而產(chǎn)生過大的裝配間隙或外形裝配超差等現(xiàn)象，無法達到裝配體的精度要求，此時需借助施加“額外的\"裝夾力、壓緊力或校形力等類型的載荷來調(diào)整配合面的形狀或零件的裝配位置，即通過使復材薄壁構(gòu)件發(fā)生適量的空間位置姿態(tài)變化或微量的受迫變形來實現(xiàn)局部裝配間隙與整體裝配協(xié)調(diào)偏差的消減，進而得到滿足裝配設(shè)計要求的幾何外形與物理性能等質(zhì)量參數(shù)。作為一種保障裝配質(zhì)量要求的被動式工藝方法，這種裝配方式利用外力載荷以強制消減零組件之間現(xiàn)實存在的裝配間隙或偏差，稱為“強迫定位裝夾”，具體過程如圖1所示。

強迫定位裝夾操作通過改變大尺寸復材弱剛性工件與工裝夾具間的相互作用，采用在工件配合面施加載荷的裝配方式裝夾，在一定程度上可提高裝配幾何精度，并減少配合界面處的加墊、打磨等裝配作業(yè)完工前的修配工作量。在具體的操作中，強迫裝配操作雖可在一定程度上消減結(jié)構(gòu)件間的裝配間隙，但考慮到配合間隙分布的非均勻性，裝夾力會引起復材構(gòu)件內(nèi)部產(chǎn)生非均衡的應(yīng)力分布與局部區(qū)域的應(yīng)力集中現(xiàn)象，在應(yīng)力過大時極易導致復材構(gòu)件表面發(fā)生壓潰，內(nèi)部發(fā)生分層、基體破壞以及纖維斷裂等多樣式的裝配損傷，影響連接結(jié)構(gòu)的力學可靠性和服役壽命。在裝配現(xiàn)場，由于影響裝配幾何與物理質(zhì)量的材料、工藝、作業(yè)等因素具有極強的不確定性，因此零部件結(jié)構(gòu)的內(nèi)部裝配物理狀態(tài)難以準確預(yù)測與協(xié)同調(diào)控。從降低生產(chǎn)成本、提高裝配質(zhì)量與效率等角度，現(xiàn)場的強迫裝夾或校形的操作通常難以避免。例如，工程中的典型強迫裝配場景如圖2所示。在復材薄壁工件（例如外形壁板件）與骨架組件（例如由翼肋、翼梁或隔框等零件預(yù)先裝配而成）裝配時，考慮到制造誤差、定位/連接誤差、變形誤差等因素，在外形內(nèi)表面與骨架外表面的某些配合部位會存在裝配間隙，影響外形裝配質(zhì)量，此時，需要在柔性裝調(diào)系統(tǒng)中的多個數(shù)控定位器末端處施加一定大小的校形力或改變末端定位位置，使薄壁工件在沿表面的法向上發(fā)生向內(nèi)或向外的局部微小變形，以獲得所要求的幾何與物理裝配性能狀態(tài)。在圖2中，校形力可為拉力或壓力兩種形式，在實際工程中，通常存在適量的裝配間隙以直接開展后續(xù)的連接等工序操作，因此，需首先明晰校形力對復材薄壁結(jié)構(gòu)幾何與物理裝配性能狀態(tài)的影響規(guī)律。

1.2 強迫定位裝夾對裝配幾何變形與內(nèi)應(yīng)力的影響分析

在施加強迫定位裝夾工藝操作時，復材薄壁工件會隨著載荷力的施加逐漸發(fā)生形變，使得在減小配合間隙的同時，在復材構(gòu)件的內(nèi)部產(chǎn)生附加的零件間作用力，稱為裝配內(nèi)應(yīng)力[1，4]。裝配內(nèi)應(yīng)力非均衡與集中分布的特點會導致復材構(gòu)件內(nèi)部纖維與基體間的力學狀態(tài)發(fā)生改變，而當裝配應(yīng)力趨向于逼近或超越材料承受極限時則會誘發(fā)材料損傷現(xiàn)象的發(fā)生。

LIU等[5]采用宏微觀跨尺度與多階段裝配分析的手段，在大型復材壁板上劃分子區(qū)域，通過應(yīng)力投影的方法研究了各區(qū)域中的微應(yīng)力分布，實現(xiàn)了壓緊力作用下裝配應(yīng)力與變形的精準預(yù)測。具體地，壁板根部拐角處的下陷變形達2mm ，凸區(qū)域兩側(cè)最大翹曲變量為 0.922mm ，其他區(qū)域在 0.7mm 以內(nèi)；在 0.03MPa，0.09MPa 的工裝定位器負載壓力下，最大應(yīng)力分別為8.25MPa和 203.5MPa ?？紤]到在復材-鋁合金試件的強迫裝配中，裝配間隙的消減主要受 x 向彎曲變形和 y 向螺栓擠壓的影響，葉鑫等[使用應(yīng)變片獲取試件局部表面的應(yīng)變分布，并結(jié)合三維數(shù)字圖像相關(guān)技術(shù)（digitalimagecorrelation，DIC）獲取了試件表面的全場應(yīng)變場，得出裝配變形規(guī)律?；趯雍习謇碚?，萬玉敏等[首先通過解析法推導了典型薄壁復材構(gòu)件在不同尺寸條件下的壓縮和剪切屈曲載荷變化規(guī)律，通過設(shè)定邊界條件及加載方案，發(fā)現(xiàn)在軸向壓縮測試中發(fā)生的失效主要由壁板屈曲變形導致，面內(nèi)剪切測試則展現(xiàn)出局部不穩(wěn)定現(xiàn)象，理論預(yù)測、數(shù)值模擬與試驗測量的屈曲載荷較為吻合，偏差分別為 3.7% 與6.5% 。此外，郭瑜超等8結(jié)合復材壁板裝配的試驗裝置，利用全機身受載與試驗受載狀態(tài)下的壁板應(yīng)變差異構(gòu)建了應(yīng)變誤差矩陣，考慮各元素的加權(quán)系數(shù)，以誤差平方和最小化為目標函數(shù)，以基準載荷系數(shù)為優(yōu)化變量，運用罰函數(shù)和最速梯度法實現(xiàn)了載荷的無約束優(yōu)化，發(fā)現(xiàn)在連接過渡區(qū)域、支撐點和加載點附近出現(xiàn)了較高的應(yīng)力水平，與全機身受載應(yīng)變分布趨勢一致且誤差在 10% 以內(nèi)。

在具體強迫定位裝夾操作中，考慮到可能出現(xiàn)的配合間隙分布、大小與形態(tài)，張桂書9首先建立了翼盒部件的裝配間隙幾何模型，在對未填隙狀態(tài)與填隙狀態(tài)下復材件應(yīng)變、應(yīng)力的分布進行仿真，并設(shè)計裝配試驗，獲取了雙固支/單固支/單搭接裝配試件的應(yīng)變與應(yīng)力測量數(shù)據(jù)。但采用局部應(yīng)變片結(jié)合有限元方法不能得到應(yīng)力應(yīng)變場的全局分布信息，存在測量盲點且精度低。針對此問題，張秋月[10]建立了基于內(nèi)聚力單元的有限元模型，在優(yōu)化裝配壓緊力大小與布局后，將壓緊方案在有限元模型中驗算，獲得了裝配間隙消除率、復材結(jié)構(gòu)件間的應(yīng)力應(yīng)變狀態(tài)和分層損傷情況，發(fā)現(xiàn)優(yōu)化后的強迫裝夾方案能夠在不使壁板產(chǎn)生分層損傷的前提下提高間隙消除率，并且壁板的應(yīng)力和應(yīng)變分布更加均勻。具體地，復材壁板在壓緊力施加處和邊界條件處的裝配應(yīng)力最大，約為 59MPa ；自由上邊界處裝配應(yīng)力較小，約為5MPa ；壁板表面應(yīng)力場和位移場分布較為均勻，70% 的區(qū)域應(yīng)力值為 30MPa 左右， 90% 的區(qū)域位移約為 0.5mm ，而壁板兩側(cè)中心處的位移最大，約為 1.25mm ，如圖3所示。

綜上，借助理論解析、有限元仿真與試驗驗證相結(jié)合的手段，對裝配形性狀態(tài)的耦合關(guān)聯(lián)與宏微觀協(xié)同分析后可發(fā)現(xiàn)：復材薄板件的裝配變形與內(nèi)部應(yīng)力狀態(tài)直接關(guān)聯(lián)于壓緊力與裝配幾何間隙的大小，具體的應(yīng)力水平與間隙厚度（或高度）成正相關(guān)關(guān)系，在連接孔周邊與裝夾區(qū)域更為顯著；裝配應(yīng)力會導致結(jié)構(gòu)的力學性能發(fā)生變化，在壓緊力施加處會引發(fā)高應(yīng)力集中，而自由邊界或遠離施力點區(qū)域的應(yīng)力水平則相對較低，但變形可能較大。針對復材薄板件在強迫定位裝夾場景下的裝配響應(yīng)，需重點分析以下區(qū)域的狀態(tài)變化：① 裝夾接觸區(qū)域應(yīng)力分布最為集中，幾何變形大；② 裝夾區(qū)域周邊，裝夾區(qū)域產(chǎn)生的應(yīng)力會向周圍材料擴散，產(chǎn)生較大的幾何變形； ③ 復材層間區(qū)域，復材是由多層不同方向的增強纖維與基體組分構(gòu)成，各鋪層間的力學性能差異、裝夾力大小與分布不均勻會在復材件自身的組成層間產(chǎn)生內(nèi)應(yīng)力，引起工件的宏觀變形以及材料自身可能發(fā)生的損傷； ④ 薄板邊界區(qū)域，受集中的應(yīng)力傳遞與工件幾何連續(xù)性等因素影響，可能會產(chǎn)生較大的扭翹幾何變形形式； ⑤ 結(jié)構(gòu)薄弱或缺陷區(qū)域，由于剛度較低，在裝夾力作用下的變形量較明顯。

1.3 強迫定位裝夾對裝配損傷狀態(tài)的影響分析

若施加的強迫裝配載荷（如沿復材薄壁件主定位面法向上的雙向夾緊力、單向壓緊力、校形力或吸附力等）過大，會使非均質(zhì)的多相復材薄壁件內(nèi)部力學性能發(fā)生變化，在裝配內(nèi)應(yīng)力逼近或超越材料承受極限時會進一步引起裝配結(jié)構(gòu)與材料的損傷與破壞。雖然復材具有各向異性的力學屬性，但是其裝配結(jié)構(gòu)的損傷是一個遞進的擴展演變過程[11]。通過開展強迫連接試驗，GOER-ING^[12] 等獲取了復材單孔層合板在強迫裝配時的損傷形式，并研究了不同體系的基體材料對層合板抗裝配分層損傷能力的影響。ZHAO等[13]采用產(chǎn)品數(shù)據(jù)管理與黏著區(qū)域法（cohesivezonemethod，CZM）的失效分析框架，利用有限元模型模擬受力過程，并對復材壁板進行加載與卸載試驗，發(fā)現(xiàn)加強筋腹板的自由邊緣首先出現(xiàn)層內(nèi)基體裂紋，隨后在該區(qū)域附近發(fā)生層間分層和輕微的纖維失效且擴展速率不穩(wěn)定。WEN等[14]結(jié)合工裝末端不同外力下的裝配應(yīng)力與裝配變形變化情況，使用Tsai-Hill失效準則獲取了復材翼肋的裝配損傷程度。蔡躍波[15]采用有限元法模擬定位與夾緊階段的加載方式，通過加入有厚度的內(nèi)聚力單元，在壓緊力作用下模擬壁板最外層鋪層與第二層鋪層間的分層損傷。RICCIO等[16通過對壓縮載荷條件下復材蒙皮分層和桁條脫黏現(xiàn)象的研究，采用虛擬裂紋閉合技術(shù)并結(jié)合有限元ABAQUS和 B2000++ 模擬了復材層間的損傷演化過程，具體損傷區(qū)域如圖4所示。周夢倩等[17]通過建立損傷的三維有限元模型研究了復材C形梁在強迫裝配后其變厚度區(qū)域的應(yīng)力大小和首次損傷所發(fā)生的位置，發(fā)現(xiàn)由于存在鋪層遞減結(jié)構(gòu)不連續(xù)現(xiàn)象，變厚度復材C形梁局部出現(xiàn)了應(yīng)力集中，且在圓角變厚度區(qū)域即厚段向薄段過渡區(qū)域承受拉伸載荷的能力較為薄弱，當載荷不大于 856N 時可保證整個T700復材C形梁不發(fā)生損傷，當拉伸載荷為1287N時，達到極限載荷。

許良等[18]采用有限元分析與試驗驗證相結(jié)合的方法研究了壓縮載荷對復材壁板損傷的影響，發(fā)現(xiàn)損傷主要發(fā)生在筋條間的蒙皮區(qū)域，在蒙皮鋪層多出兩層（ 0^° 和 45^° 時，其破壞載荷和屈曲載荷分別增大了 35.4% 和 22.2% 。KELLY等[19]通過開展橫向靜載試驗獲取了復材鋪層順序、板厚度及基體材料等參數(shù)對復材單孔層合板橫向承載的強度、損傷機制及失效形式的影響規(guī)律。上述研究雖可分析出損傷發(fā)生的位置，但對損傷程度并未作出有效評估。為解決弱剛性復材構(gòu)件強迫裝配變形問題，ZHAI等[20-22]將基礎(chǔ)試驗、多尺度模擬與全因子試驗設(shè)計相結(jié)合，系統(tǒng)性地開展了強迫裝配引起的復材微觀應(yīng)力場分布變化及影響規(guī)律、微觀損傷機制及參數(shù)化表征等研究，在大型客機的大尺寸壁板件應(yīng)用中發(fā)現(xiàn)，強迫裝配可使沉頭孔處的承載載荷分布均勻化，但在單搭接工件相接觸的部位存在較大的相互作用力，會增加連接結(jié)構(gòu)失效風險。考慮到夾緊力會引起裝配應(yīng)力變化，SODERBERG等[23]利用蒙特卡羅法模擬應(yīng)力分布，基于有限元仿真構(gòu)建了制造偏差、定位偏差與裝配應(yīng)力之間的線性關(guān)系矩陣，計算了各因素靈敏度系數(shù)，基于獲得的較準確的裝配應(yīng)力分布水平，按平面應(yīng)力假設(shè)使用Tsai-Hill失效準則評估了復材翼盒的裝配損傷情況，并以百分比表示。

綜上分析可以發(fā)現(xiàn)，裝配體結(jié)構(gòu)的內(nèi)部損傷擴展主要集中在以下區(qū)域： ① 裝夾接觸區(qū)域，強迫裝夾力直接和復材薄壁工件接觸，若裝夾力過大或不均勻，可能會引起材料的基體開裂或?qū)娱g分層等損傷現(xiàn)象，嚴重時可能導致工件表面與材料內(nèi)部的基體壓潰或纖維斷裂等破壞性結(jié)果； ② 裝夾區(qū)域周邊或轉(zhuǎn)角附近區(qū)域，考慮到應(yīng)力傳遞或形狀突變，這些區(qū)域可能受到較大的剪切力和彎曲力，引起應(yīng)力集中現(xiàn)象或者產(chǎn)生較大內(nèi)應(yīng)力，引起的剪切破壞或面內(nèi)彎曲現(xiàn)象將引發(fā)多形式的損傷； ③ 復材層間區(qū)域，由于各鋪層材料的排布角度差異和內(nèi)應(yīng)力的不均勻分布，可能導致在層間產(chǎn)生剝離、脫黏等分層損傷現(xiàn)象； ④ 構(gòu)件缺陷的區(qū)域，若復材工件存在初始微觀裂紋，缺陷區(qū)域結(jié)構(gòu)強度會降低，當裝夾力載荷過大時會引起內(nèi)應(yīng)力和變形，使得結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞的可能性較大?，F(xiàn)有研究多考慮復材板件在宏觀層面的強迫裝夾損傷行為，對纖維、基體等細觀組分的影響及對初始分層缺陷等因素考慮不足，使得裝配應(yīng)力、損傷狀態(tài)的理論計算、仿真分析結(jié)果與實際強迫裝配操作時的檢測結(jié)果間的偏差較大。

2面向幾何與物理裝配性能保障的強迫定位裝夾工藝優(yōu)化策略及現(xiàn)狀分析

為合理運用強迫定位裝夾手段協(xié)同保障復材薄壁構(gòu)件的裝配幾何與物理性能狀態(tài)，以強迫定位裝夾手段對裝配結(jié)構(gòu)的影響關(guān)系為基礎(chǔ)，針對引起強迫定位裝夾質(zhì)量問題的裝配應(yīng)力、幾何協(xié)調(diào)間隙等因素，系統(tǒng)性地分析面向裝配全流程的強迫定位裝夾工藝優(yōu)化策略。具體為： ① 強迫裝夾工藝參數(shù)優(yōu)化，采用理論、仿真、試驗分析相結(jié)合的手段，考慮工件自身制造誤差與現(xiàn)場裝配工況等因素，以期在裝配作業(yè)前獲得優(yōu)化的定位裝夾方案與參數(shù)，為現(xiàn)場裝配質(zhì)量的保障奠定工藝分析基礎(chǔ)； ② 工裝定位力-位柔性調(diào)整，在現(xiàn)場裝配過程中，通過工裝定位執(zhí)行末端的定位位置、裝夾載荷大小的耦合調(diào)整，使得裝配幾何位姿變動與裝配物理狀態(tài)分布等質(zhì)量指標達到設(shè)計要求。

2.1 裝配作業(yè)前的裝夾工藝參數(shù)優(yōu)化

為控制復材弱剛性工件的裝夾變形，可采用局部剛度增強的方式，借助多個定位執(zhí)行末端共同參與裝配定位夾緊或校形操作，但結(jié)合航空復材零件的大尺寸特征，不合理的裝夾布局與裝夾力施加方案可能造成在幾何不連續(xù)處或夾緊區(qū)周邊產(chǎn)生應(yīng)力集中現(xiàn)象。另一方面，復材上下壁板與骨架組件間存在的幾何間隙數(shù)量多、間隙大小不一且分布不均勻，隨著強迫裝夾校形力的大小、方向、施加位置與順序等關(guān)鍵工藝參數(shù)的變化，它們對復材工件內(nèi)部裝配應(yīng)力的影響與配合間隙消減的不確定性也較強。

為提高復材弱剛性薄壁構(gòu)件的定位質(zhì)量，工程中常采取施加合適壓緊力的方式使工件發(fā)生適量變形，以減小裝配偏差、改善裝配應(yīng)力及損傷分布。在強迫裝夾力限值區(qū)間的設(shè)定研究中，針對復材構(gòu)件的實際裝配操作，LUPULEAC等[24]指出，小于 0.2mm 的裝配間隙，或在 300mm 間隙長度范圍內(nèi)的壓緊力限值不超過 45N 時，可不采取加墊補償操作而進行直接裝配。參照上述壓緊力施加原則，劉怡冰[25]使用真空吸盤和限力彈簧來控制壓緊器的裝夾力。除了傳統(tǒng)的位置驅(qū)動方法，WU等[26]提出基于直接力控制策略，通過優(yōu)化壁板壓緊力大小更好地減小機身壁板構(gòu)件間的間隙，具體地，壓緊力設(shè)定為 1140～1150N ，能夠使蒙皮和骨架組件間的平均間隙減小 0.15mm ，但忽略了裝調(diào)力對復材構(gòu)件內(nèi)部應(yīng)力水平的影響。根據(jù)薄壁件定位變形量的工程要求，劉春青等[27]提出確定薄壁件如何選擇定位點數(shù)目、布局和吸盤吸附壓力的控制尋優(yōu)算法，在 5×3 的定位布局方案下，吸盤的吸附壓力設(shè)計為 0.056MPa ，但吸盤吸附力限制的具體設(shè)定并未說明。此外，由于制造誤差的存在，通常會校正接觸點并施加裝配力，以使待裝配的弱剛性零件裝配在“最合適\"的位置，避免裝配應(yīng)力/應(yīng)變過大。對于此，JONSSON等[28]按照尋找接觸點與控制接觸力的思路，將全尺寸碳纖維柔性翼肋對準多個定位表面，驅(qū)動機器人精確實現(xiàn)\"parttopart\"裝配，雖可獲取六維傳感器的力反饋和工業(yè)機器人系統(tǒng)中的扭矩數(shù)據(jù)，但裝配力和扭矩的控制范圍卻沒有明確指出。在傳統(tǒng)的定位保形工藝中，通過外形卡板的壓緊作用可控制壁板的外形形變，但容易引入較高裝配應(yīng)力。針對此，姜策[29]使用吸盤對復材壁板施加調(diào)控力，在外形滿足容差要求的前提下，以壁板應(yīng)力水平為優(yōu)化目標、以吸盤位移載荷取值區(qū)間為約束條件、以吸盤布局和各吸盤載荷為設(shè)計變量，采用協(xié)同加載的外形調(diào)控方案降低壁板整體應(yīng)力水平并使得應(yīng)力分布更加均勻，減輕蒙皮連接處的分層損傷，優(yōu)化后最大裝配應(yīng)力僅為優(yōu)化前的 51.7% （圖5），但對多定位末端載荷的取值優(yōu)化仍需研究。針對零件間使用確定性裝配孔進行裝配的情況，LIU等[30]以臨時緊固件的安裝數(shù)量、布局與預(yù)緊力大小等為控制變量，根據(jù)三維Hashin準則判斷復材壁板的損傷狀態(tài)，以復材不發(fā)生損傷為目標，獲得了不同裝配工序間工裝與零件的相互作用力，并優(yōu)化了裝配夾緊力與臨時緊固件的布局。隨后，針對復材翼盒裝配中典型的裝夾約束，ZHANG等[31]獲取了強迫連接對復材多孔層合板連接區(qū)應(yīng)力分布狀態(tài)及水平的影響規(guī)律，發(fā)現(xiàn)接頭在外載荷作用下的扭轉(zhuǎn)會引起工件表面的纖維壓縮損傷和平面內(nèi)基體壓縮損壞，且在支承面和剪切面附近的層內(nèi)更為嚴重。此外，為避免零件配合面的不匹配幾何誤差引起的強迫裝配操作，QU等[32]提出可有效提高預(yù)連接效率，避免強迫裝配的優(yōu)化模型。綜上可得知：現(xiàn)有研究對于構(gòu)型不同、裝配方式不同或載荷加載機制不同的裝配對象，位置分散性極強的壓緊力對裝配間隙的消除效果尚欠佳，而且壓緊力限值難題以及各末端壓緊力在現(xiàn)場取相同值等現(xiàn)象制約著精益化裝配的實現(xiàn)。

在具體的強迫裝夾參數(shù)優(yōu)化中，通常以裝配質(zhì)量要求作為約束條件，以裝夾末端執(zhí)行裝置的數(shù)量、裝夾力的位置分布和大小作為優(yōu)化變量，構(gòu)建裝夾工藝參數(shù)和幾何-物理裝配質(zhì)量間的數(shù)學模型，確定復材薄壁工件的最佳裝夾方案。在波音B-787復材機身的強迫裝配校形過程中，WEN等[14]利用ANSYS軟件仿真獲得了整個機身結(jié)構(gòu)裝配內(nèi)應(yīng)力與變形，協(xié)同優(yōu)化了定位器的位置與裝夾力的大小以控制裝配外形。為實現(xiàn)低應(yīng)力裝配，蓋宇春等[33]分析了不同的數(shù)控定位器數(shù)量、支撐位置布局、工藝接頭安裝位置對機身位姿與變形狀態(tài)的影響，優(yōu)化確定機身定位支撐點的數(shù)量（六點支撐）和位置。對于最佳裝夾工藝參數(shù)的優(yōu)化求解研究，多數(shù)學者采用不依賴于特定問題的、求解精確數(shù)學模型的元啟發(fā)式算法[34]提供的通用框架模式來搜索解空間，獲取近似最優(yōu)解或滿意解。基于彈性板理論，周夢倩[35]推導了復材薄壁工件在重力和外載荷作用下的變形表達式，將關(guān)鍵測量節(jié)點沿法向的平均變形設(shè)為目標函數(shù)后，提出基于混合粒子群優(yōu)化算法的夾具布局方案快速設(shè)計方法，可保證升降舵部件在定位階段具有較強的抗變形能力。基于簡化的“等效表面”，ZHANG等[31]以壓緊力的布局和大小為變量，綜合考慮零件的形狀誤差與變形，以消除間隙和降低裝配應(yīng)力為目標，得到最優(yōu)壓緊力施加方案，優(yōu)化后 70% 的區(qū)域應(yīng)力值約為 25.8MPa ，大部分區(qū)域變形位移為 0.53mm 。在此基礎(chǔ)上，以壁板分層損傷的要求為約束，張秋月等[36]提出壓緊力大小和布局方案的優(yōu)化方法，發(fā)現(xiàn)當初始間隙為 0.2～0.8mm 時，間隙消除率提高至77.4%～100% ，較優(yōu)化前提高 19.2%～177.8% 但優(yōu)化運算結(jié)果可能會短時間穩(wěn)定在局部最優(yōu)解，需要尋找較合適的計算代數(shù)?？紤]工件在裝配載荷下的變形撓度，MENASSA等[37]采用有限元仿真計算與 Broyden-Fletcher-Goldfarb-Shan-no 優(yōu)化算法，獲取了夾具系統(tǒng)的最佳定位支撐位置。此外，以關(guān)鍵特征處的實測初始間隙分布為輸入，YANG等[38]建立了飛機壁板預(yù)連接的等效間隙裝配模型，提出以蒙皮與長桁間的殘余間隙總和最小為目標的夾緊布局優(yōu)化方法，可提高約 23% 的生產(chǎn)效率。為避免在降低殘余應(yīng)力水平后應(yīng)力分布的復雜程度增加等現(xiàn)象，米嬌鵬[39]通過主定位孔與輔定位孔共同作業(yè)的方式，以四個輔定位孔處的最大變形量和平均變形量代表腹板平面的變形狀態(tài)，開展整體定位布局的優(yōu)化與評定研究，發(fā)現(xiàn)變形量為 0.092mm ，可滿足基于裝配載荷自適應(yīng)的柔性精準定位自標。此外，通過建立N-2-1方案下工件與夾具間的接觸力模型，AJANI等[40]獲得了接觸力對壁板變形的影響規(guī)律，并使用第二代非支配排序遺傳算法（NSGA-Ⅱ）求解實現(xiàn)了薄壁工件整體定位變形最小。綜上，以上方法在考慮實際制造誤差與裝夾力大小差異化狀態(tài)分布時的定位布局穩(wěn)健性方面仍需進一步探討，此外，雖然元啟發(fā)式算法的全局搜索能力強、魯棒性好、普適性高，但也存在著計算成本高、效率低、參數(shù)設(shè)置敏感且調(diào)優(yōu)困難、局部搜索能力有限等問題。

基于代理模型的優(yōu)化方法可通過構(gòu)造數(shù)學近似模型擬合已知輸入和輸出響應(yīng)間的關(guān)系，解決元啟發(fā)式算法存在的目標函數(shù)評估次數(shù)與調(diào)節(jié)參數(shù)難以設(shè)定、局部搜索限制、求解質(zhì)量評估困難等不足[34]。使用代理模型作為優(yōu)化工具，以框與長桁一體化的復材壁板構(gòu)件所允許的裝配變形為約束，以夾持點數(shù)目、位置及層合板內(nèi)部應(yīng)力為優(yōu)化目標，WANG等[41]提出融合反向傳播神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)（back-propagation neural network，BPNN）與NSGA-Ⅱ算法的離散裝配布局多目標優(yōu)化方法，運用BPNN模型模擬夾具布局與復材壁板最大變形間的非線性關(guān)聯(lián)關(guān)系后，裝配變形預(yù)測的平均相對誤差僅為 2.93% ，最大裝配Mises應(yīng)力預(yù)測誤差為 7.64% 。DU等[42]建立了復材壁板變形偏差與裝夾布局、裝夾力之間的約束稀疏學習模型，通過整合二進制搜索和交替方向乘子法，高效估算了模型參數(shù)并獲得了定位器的最優(yōu)裝夾布局，此外，還通過形狀偏差的最小化加權(quán)獲得了最優(yōu)夾緊力數(shù)值。利用貝葉斯模型和高斯過程方法，ALBAHAR等[43提出基于復材結(jié)構(gòu)裝配應(yīng)力感知的定位器位置優(yōu)化框架，在滿足殘余應(yīng)力安全閾值時優(yōu)化定位器數(shù)量，可使形狀偏差的平均均方根誤差降低 39% 、最大裝夾力降低 52% 。通過從有限元軟件中導出變形-力關(guān)系方程，并運用稀疏學習與半正定規(guī)劃（semidefinite program-ming，SDP）優(yōu)化等方法，ZHONG等[44 將最優(yōu)裝夾布局問題轉(zhuǎn)化為SDP問題，求解時間僅為傳統(tǒng)方法的1/30。使用歷史數(shù)據(jù)與構(gòu)件系統(tǒng)方程，MOU等[45]設(shè)計了稀疏傳感器在復材機身壁板上的放置策略，通過重構(gòu)稀疏測量信號完成參數(shù)估計與裝配精度的自適應(yīng)控制，可通過一次控制優(yōu)化提高性能 53.93% ，并可使用不到 11% 的測量點反映裝配效果的全響應(yīng)信號。基于上述分析，采用基于代理模型可顯著提高強迫裝夾工藝參數(shù)的求解效率和準確度，但對數(shù)據(jù)來源準確性與數(shù)據(jù)的處理操作具有較高要求。

綜上，為保障強迫裝夾效果，現(xiàn)有方法通過數(shù)學建模、有限元仿真、智能算法或代理算法對強迫裝夾力的大小、方向、分布等工藝參數(shù)進行優(yōu)化，具體的優(yōu)化邏輯如圖6所示。但由于優(yōu)化目標、優(yōu)化變量以及裝配過程中形性協(xié)同控制具有復雜性，仍存在效率與精度上的不足。此外，在強迫裝夾工藝參數(shù)的優(yōu)化調(diào)整方面，現(xiàn)有方法較少考慮裝配內(nèi)應(yīng)力與損傷分布的不確定性，在裝配現(xiàn)場也缺乏相應(yīng)的工藝規(guī)范來指導具體的強迫裝夾校形操作，在優(yōu)化的準確性與求解效率方面也存在較大提升空間。

2.2 裝配作業(yè)中的現(xiàn)場工裝力-位柔性裝調(diào)

在裝配現(xiàn)場作業(yè)過程中，考慮到零件自身誤差等幾何因素、裝配過程中的受載與環(huán)境變化等物理因素，各工序的正常操作通常難以獲取理想的復材裝配質(zhì)量效果，此時可借助工裝的力-位柔性裝調(diào)作用以控制強迫裝夾性能。具體地，通過工裝末端定位位置或裝夾力大小的適應(yīng)性調(diào)整，改變復材薄壁構(gòu)件的空間位姿或使之產(chǎn)生微小變形，以協(xié)同控制裝配結(jié)構(gòu)的內(nèi)部受力的均衡性和外部變形大小。

現(xiàn)場工裝末端定位位置的適應(yīng)性調(diào)整方面，BI等[46]獲取弱剛性壁板的位置與變形數(shù)據(jù)后，使用偏最小二乘擬合回歸方法建立了裝配誤差與三自由度定位器調(diào)整量間的關(guān)聯(lián)模型，經(jīng)三次驅(qū)動定位器調(diào)整壁板變形后，最大應(yīng)力值由13.59MPa減小到 4.34MPa ，同時 X，Y，Z 方向的外形偏差分別由 0.144mm，0.152mm，0.042mm 減小到 0.015mm，0.016mm，0.009mm 。采用離散化的思想并在幾何公差約束下，SUN等[47建立了復材壁板裝配間隙的量化評價與多目標優(yōu)化模型，通過柔性定位器的驅(qū)動調(diào)整優(yōu)化裝配間隙的分布并使之最小，數(shù)值模擬下的裝配間隙綜合優(yōu)化率可達 31.12% ，與測量值 25.5% 較為吻合?？紤]零件制造誤差狀態(tài)的差異性，于鑫[48]對不同的定位點設(shè)計不同的定位誤差，如將一個工件上三個定位點 A，C，D 對應(yīng)位置的誤差分別調(diào)整為-0.3mm，-0.1mm，0.1mm ，解決了強迫定位造成的裝配過程管控性差和裝配結(jié)果可復現(xiàn)度低等難題。通過分析裝配工裝與弱剛性工件間的作用載荷，郭飛燕等[49]提出多定位執(zhí)行末端定位位置的差異化優(yōu)化方法，實現(xiàn)工裝對工件實際制造精度與裝配工況的適應(yīng)性與個性化調(diào)整控制，可減少強迫裝配和工藝補償現(xiàn)象，其中工裝的單點吸附力設(shè)定為 300N 。針對定位誤差會引起大部件調(diào)姿內(nèi)力的問題，郭志敏等[50采用關(guān)節(jié)驅(qū)動力的最小范數(shù)解和改進定位器結(jié)構(gòu)等措施，通過在夾緊機構(gòu)上設(shè)計隨動裝置，可在外力作用下產(chǎn)生一定隨動位移以釋放大部件在定位器支撐時的內(nèi)應(yīng)力，降低對接調(diào)姿的附加變形。利用夾具定位偏差對裝配精度的主動調(diào)節(jié)作用，在設(shè)計含法向可調(diào)定位器的內(nèi)型卡板基礎(chǔ)上，馬文睿[51建立基于定位補償?shù)难b配力學模型，得到了補償攝動量與關(guān)鍵測點裝配偏差的數(shù)學關(guān)系，并使用響應(yīng)面法獲得定位補償量，關(guān)鍵裝配測點平均絕對偏差值在有補償時為 0.272mm ，遠小于無補償時的2.092mm 。楊應(yīng)科等[52]提出基于六自由度定位器的裝配形性調(diào)控方法，依據(jù)優(yōu)化的調(diào)整量，復材壁板的裝配精度可達 0.6mm 。以復材機身壁板的形狀偏差和裝配載荷為優(yōu)化目標，WANG等[53]建立了定位器位移調(diào)整量與外形控制點位移以及與定位器施加載荷間的預(yù)測模型，并提出基于NSGA-Ⅱ算法的柔性裝調(diào)運動量求解模型，發(fā)現(xiàn)調(diào)整后的裝配精度在 ±（0.6～0.8mm） 范圍內(nèi)，優(yōu)化前后的裝配偏差如圖7所示。此外，為模擬復材機身部件的對接裝配過程， HUNT^[54] 提出動態(tài)力曲線有限元仿真和虛擬裝配分析的方法，在裝配現(xiàn)場中采用直接釋放執(zhí)行機構(gòu)而非施加反向力的工藝策略，但如何高效評價裝配型面變形和定位執(zhí)行末端附近的裝配應(yīng)力，以及獲取并控制筒段對接后的損傷狀態(tài)，仍需探討。

工裝裝夾力適應(yīng)性調(diào)整方面，唐文獻[55]針對裝配定位工藝中對形位精度、應(yīng)力水平等要求，借助研制的自適應(yīng)柔性定位平臺設(shè)計正交試驗，通過控制力載荷的大小、在裝配容差充許范圍內(nèi)自動調(diào)整定位單元的作用位置，分析定位孔處的力載和檢測點處的應(yīng)力變化規(guī)律，使得裝配應(yīng)力平均值較調(diào)整前減小約 19% 。通過實時交互掃描配合部件的數(shù)據(jù)，REZAEI等[56]采用數(shù)字孿生技術(shù)手段在組裝前精確調(diào)整夾緊部件，使裝配幾何偏差降低 57% ?；陲w機制造商的真實車間使用資源，MELLO等[57采用田口方法、試驗設(shè)計和工藝能力分析的方法建立了夾緊力作用下的功能模型，在機翼裝配案例中，施加的夾緊力限值定義為 900N ，獲取了不斷變化的夾緊力（線性遞減）在中間肋與后緣翼梁界面上的幾何變形偏差。針對柔性零件的裝配變形，通過分析不同裝配步驟的受力條件與位移關(guān)系，TAN等[58]建立了考慮夾緊力變化的裝配尺寸變動模型，無需在過約束定位點處校正夾緊力。采用柔性接觸力控制策略，YANG等[59]構(gòu)建了復材機身框架裝配的高斯過程代理模型，提出裝配力應(yīng)該控制在 10～40 N之間，在工藝試驗中確定了11.50N的最優(yōu)裝配力。此外，通過在可重構(gòu)工裝的定位梁和框架上鋪設(shè)光纖布拉格光柵，LI等[60]開發(fā)了工裝應(yīng)變數(shù)據(jù)的實時監(jiān)測系統(tǒng)，并建立了從應(yīng)變到夾緊力的反向映射模型，可確定工裝的結(jié)構(gòu)變形和夾緊力數(shù)值，并為裝配過程提供及時準確的物理狀態(tài)傳感信息。

工裝力-位混合柔性裝調(diào)方面，考慮裝配變形 等物理效應(yīng)，ARISTA等[61在空客A-350XWB 后機身側(cè)壁板（尺寸為 14m×5m 裝配項目FitFlex中，采用位置與力控結(jié)合的手段構(gòu)建了柔性最佳配合系統(tǒng)，使壁板應(yīng)變/應(yīng)力與幾何裝配誤差在許用限值內(nèi)。BERTELSMEIER等[62]通過測量復材薄壁工件的形變并采用數(shù)值優(yōu)化的方法，采用機器人的精確力控補償來控制壁板形變。構(gòu)建復材裝配變形行為模型后，SCHMITT等[63]提出集成六自由度定位器和測量裝置的裝配系統(tǒng)，通過光學三維掃描測量壁板變形以及借助傳感器測得定位器的承載力數(shù)值，建立壁板受力-變形預(yù)測模型，確定所需的真空吸盤補償力，并控制定位器的裝調(diào)運動以補償復材壁板的制造偏差和由重力引起的變形，但需要開展大量的受力-變形試驗，且難以保障較大尺寸工件的外形準確度。針對壁板裝配調(diào)姿的力位協(xié)同控制，陳文亮等[64]利用螺旋理論實時計算重力補償值、采用多元線性回歸和Clamped-Free 原理簡化多定位器間的運動協(xié)調(diào)關(guān)系，提出重力前饋補償和內(nèi)力轉(zhuǎn)位置補償?shù)膮f(xié)同控制策略，使調(diào)姿定位精度提高約35.3% 、調(diào)姿內(nèi)力減小約 77.8% 。針對三坐標平臺調(diào)姿誤差引起的大部件裝配內(nèi)力問題，羅中海等[65]提出力和位置控制軸的分配策略，選擇3個定位器進行位置控制實現(xiàn)調(diào)姿運動，而第4個定位器各軸均采用力控制，此后利用矩陣微分法推導求解理想接觸支撐作用力，驅(qū)動柔性設(shè)備將大部件裝配在最佳位置，發(fā)現(xiàn)調(diào)姿精度優(yōu)于全位置控制方法。在空客A380 機翼壁板中[66]，多末端工裝設(shè)備將壁板定位至骨架組件后，使用兩個液壓臂進行精確的位置控制，其余液壓臂協(xié)同施加裝配力迫使壁板發(fā)生微小變形，發(fā)現(xiàn)力-位混合控制的手段可使壁板緊密貼合骨架、配合間隙得到有效消減。雖然在強迫裝夾過程中可監(jiān)測壁板與工裝間的作用力，但對裝配力施加大小與限值的設(shè)定仍缺乏科學依據(jù)。在依據(jù)理論設(shè)計外形對復材壁板進行精確定位的基礎(chǔ)上，RAMIREZ等[67]通過執(zhí)行機構(gòu)間的協(xié)同運動實現(xiàn)了工件的空間姿態(tài)調(diào)整和壁板形狀校正，在一定程度上避免了復材壁板損傷的發(fā)生，但裝配體內(nèi)部的應(yīng)力狀態(tài)仍無法直接獲取。

綜上，現(xiàn)有方法多通過求解由工裝運動約束和優(yōu)化目標構(gòu)成的數(shù)學模型對復材薄壁結(jié)構(gòu)進行位姿與變形狀態(tài)的柔性調(diào)控，然后判斷其偏差，若不達標，則需迭代直到符合要求，具體思路如圖8所示。現(xiàn)有方法雖可較好地實現(xiàn)對強迫定位裝夾效果的控制和調(diào)整，但是對柔性裝調(diào)工裝的定位精度和被裝件的制造精度要求高，柔性定位調(diào)整量須在定位精度所允許的范圍內(nèi)。此外，考慮到復材工件表面的平整度或曲面的準確度、工件邊緣或特征面與參考面之間的角度公差、裝配間隙的容差要求等制造偏離項，以及在復材薄壁外形件與產(chǎn)品骨架、肋零件連接時，工件的位姿調(diào)整精度、復材的層間錯位和纖維角度偏差、溫度變化引起的復材工件尺寸變化等因素，若工裝定位精度不達標，則協(xié)調(diào)偏差難以準確控制；若定位調(diào)整超出正常范圍，即使復材結(jié)構(gòu)的整體變形量和裝配內(nèi)應(yīng)力減小，裝配精度也很有可能達不到要求，甚至可能加劇后續(xù)裝配變形和內(nèi)應(yīng)力集中的程度。進一步地，隨著裝調(diào)自由度和控制算法復雜性的增加，柔性裝調(diào)系統(tǒng)的整體設(shè)計、集成、調(diào)試和維護等難度也會上升，而且材料非線性、邊界條件不確定性等因素均會影響模型分析的準確性[68]

3強迫定位裝夾中幾何-物理裝配性能協(xié)同保障的關(guān)鍵技術(shù)

在使用裝配工裝對復材薄壁件施加強迫裝夾或校形力的過程中，裝夾載荷大小直接影響整體幾何與物理性能狀態(tài)。為實現(xiàn)面向裝配性能的裝夾過程形性主動控制及在宏微觀層面的裝配形性狀態(tài)的協(xié)同保障，需首先設(shè)定裝夾力的限值區(qū)間。在前述裝配幾何與物理性能形成與擴展理論方法研究的基礎(chǔ)上，對于零件間較大配合幾何間隙的消減，不僅需要通過對弱剛性工件裝夾方案的合理設(shè)計和精確控制柔性裝調(diào)過程，還需要根據(jù)裝配體的內(nèi)應(yīng)力分布情況預(yù)測裝配體內(nèi)部可能出現(xiàn)的損傷形態(tài)并考慮強迫裝夾幾何與物理裝配性能狀態(tài)的平衡協(xié)調(diào)，優(yōu)化反求出強迫裝夾過程中的最優(yōu)工藝參數(shù)，確保強迫定位裝夾質(zhì)量的提升效果。在整個強迫裝配過程中，還需要通過對裝配內(nèi)應(yīng)力和損傷情況的精準測量和分析，為工藝優(yōu)化策略的制定與實施提供準確的現(xiàn)場數(shù)據(jù)支持，達到數(shù)實融合及數(shù)實一致的有益效果。上述技術(shù)間的邏輯關(guān)系如圖9所示。

3.1 強迫裝夾力限值設(shè)定技術(shù)

在強迫裝夾過程中，若施加的裝配力超出允許范圍，由此產(chǎn)生的裝配應(yīng)力可能直接導致復材薄板件橫向的基體產(chǎn)生裂紋、分層等局部損傷。波音公司復材零件充許的裝配壓緊力限值為451b/inc（約 0.0067kg/mm ，但對具體工藝和方法的設(shè)定依據(jù)并未公布[20-22]。國內(nèi)關(guān)于復材構(gòu)件的強迫裝配力限值的實際應(yīng)用中，由于在各向異性復材件裝配質(zhì)量形成機理的研究中存在較大困難，缺乏科學的建模設(shè)計（即系統(tǒng)化、定量化的研究），尚無現(xiàn)場工藝標準，通常參考國外的規(guī)范指導實際操作，如采取的力限值為 45N/300mm 或50N/300mm 。為確保裝配過程的順利進行與裝配質(zhì)量的保障，需深入研究復材力學性能、強迫裝配工藝參數(shù)與結(jié)構(gòu)幾何及力學響應(yīng)之間的關(guān)系[58]，實現(xiàn)強迫夾緊力的精準控制，避免裝配幾何外形超差、內(nèi)應(yīng)力過大與結(jié)構(gòu)損傷等現(xiàn)象的發(fā)生，因此如何高效、精準地設(shè)定合理的強迫裝夾力限值尤為重要，這也是現(xiàn)場力-位柔性裝調(diào)的依據(jù)。

具體突破思路為： ① 采用試驗結(jié)合有限元的方法[14-15]對比修正有限元仿真模型與參數(shù)，獲取強迫裝夾力對復材薄壁結(jié)構(gòu)內(nèi)部裝配應(yīng)力以及損傷的影響規(guī)律； ② 對上述影響規(guī)律進行參數(shù)化處理，快速獲取給定裝配工藝方案下強迫裝配力與質(zhì)量效果間的輸入輸出對應(yīng)表格關(guān)系，并將裝配形性指標協(xié)同考慮，對強迫裝配力參數(shù)進行多目標優(yōu)化[10，28]，獲取工件裝配力限值數(shù)學模型[17]；③ 使用智能優(yōu)化算法求解裝配力限值數(shù)學模型，獲取裝配形性狀態(tài)協(xié)同保障下的強迫裝配力限值設(shè)定區(qū)間，達到裝配間隙厚度最小、損傷程度最低的綜合目標； ④ 采用測量試驗結(jié)合仿真結(jié)果參數(shù)化建模的方式評價力限值設(shè)定的有效性，并將強迫裝配幾何與物理狀態(tài)的有限元模擬結(jié)果進行可視化展示，直觀展示間隙消除率、應(yīng)力-應(yīng)變分布以及檢測損傷情況等裝配效果，并通過對比有限元模擬數(shù)據(jù)與實際測量數(shù)據(jù)[22]，驗證模型的可靠性及裝配力限值的合理性。

3.2 強迫裝夾過程中的幾何間隙消減技術(shù)

存在于復材裝配體結(jié)構(gòu)中的幾何配合間隙會直接影響機體的機械強度、穩(wěn)定性或密封性。裝配體組成零組件之間的貼合面間隙消減的本質(zhì)是：在強迫定位裝夾操作中，通過壓緊力改變復材件之間的配合幾何形態(tài)，達到消除或減小幾何裝配間隙的目的。若在連接過程中不進一步消除或減小幾何裝配間隙，則零部件的定位精度會大幅下降，并出現(xiàn)形性狀態(tài)不協(xié)調(diào)現(xiàn)象。在實際工程中，多采用依靠工人經(jīng)驗的“雙二指”規(guī)則消除幾何間隙[20]。在強迫載荷施加的操作過程中，配合間隙減小的同時也會使得相配合的零組件之間的裝配內(nèi)應(yīng)力增大，物理狀態(tài)的集中分布甚至可能發(fā)生損傷現(xiàn)象。在上述工程現(xiàn)象的描述下，可發(fā)現(xiàn)：裝配幾何間隙的減小和裝配應(yīng)力的增大是一個“此消彼長”的矛盾體，難以達到相對平衡的狀態(tài)。因此，通過強迫定位裝夾消除貼合面幾何間隙同時避免內(nèi)部裝配應(yīng)力過大是幾何間隙消除技術(shù)實施的關(guān)鍵。

具體突破思路為： ① 對復材薄壁構(gòu)件進行三維掃描和力學仿真建模，選取復雜曲面關(guān)鍵定位特征，確定高穩(wěn)定裝夾點； ② 建立復材薄壁構(gòu)件柔性裝調(diào)量和關(guān)鍵裝配位姿偏差關(guān)系的關(guān)聯(lián)模型，將裝夾點的位置誤差進一步轉(zhuǎn)化為工裝定位器柔性調(diào)整量與工件理論裝配位姿間的數(shù)學模型，形成定位器調(diào)整策略； ③ 通過多因素的動靜態(tài)仿真試驗獲取關(guān)聯(lián)模型的高精度參數(shù)值，獲取位姿偏差修正模型以準確反映實際裝夾情況； ④ 針對每個裝夾校形點，使用迭代算法與試驗測量的方式求解位姿偏差修正模型，逐步優(yōu)化裝夾調(diào)整量，達到配合幾何間隙的消減效果[49]； ⑤ 基于力傳感數(shù)據(jù)反饋與有限元分析，通過裝夾力載荷與定位位置約束的協(xié)同柔性調(diào)整[46，48，52]，調(diào)控裝配內(nèi)應(yīng)力與幾何間隙； ⑥ 測量裝配位姿、間隙、關(guān)鍵超差和構(gòu)件之間的內(nèi)應(yīng)力，確保裝夾調(diào)整的精確性，在貼合面幾何間隙消除的同時控制裝配內(nèi)應(yīng)力不會引起材料的損傷破壞。

3.3 強迫裝夾過程中的內(nèi)應(yīng)力與損傷演化預(yù)測技術(shù)

復材薄壁件裝配內(nèi)應(yīng)力與結(jié)構(gòu)損傷成因復雜，內(nèi)應(yīng)力過大或不均衡分布現(xiàn)象會影響裝配幾何精度和整體裝配結(jié)構(gòu)的強度，且影響應(yīng)力/損傷的后續(xù)演化趨勢。為降低裝配內(nèi)應(yīng)力抑制損傷的進一步擴展演化，避免出現(xiàn)壓潰與斷裂等破環(huán)現(xiàn)象，需首先獲取引起損傷的主要位置和關(guān)鍵裝配參數(shù)，并進一步對這些因素加以控制。為預(yù)測和控制復材工件在強迫裝夾操作下的應(yīng)力/損傷的形成，以及隨裝配作業(yè)的開展所產(chǎn)生的演化過程，可采用有限元模擬、基礎(chǔ)連接工藝試驗及復材損傷理論分析相結(jié)合的手段，獲取裝配體結(jié)構(gòu)的幾何形狀和尺寸、材料屬性、鋪層方式、多裝配物理場耦合等宏微觀參數(shù)對應(yīng)力與損傷擴展結(jié)果的影響。

具體突破思路為： ① 結(jié)合多物理場協(xié)同建模與宏微觀多尺度建模分析[5，11，17]，獲取強迫裝夾力作用下的裝配應(yīng)力分布和具體損傷形態(tài)的機理解析數(shù)據(jù)； ② 在復材薄壁構(gòu)件的關(guān)鍵特征區(qū)域布置數(shù)據(jù)采集裝置，通過無損的方式在強迫定位裝夾過程中實時、全面地收集應(yīng)力-應(yīng)變和損傷數(shù)據(jù)[69-70]，形成一個高密度的監(jiān)控網(wǎng)絡(luò)； ③ 對試驗應(yīng)力與損傷的實測數(shù)據(jù)進行處理與融合分析，提取裝配應(yīng)力與損傷狀態(tài)的數(shù)據(jù)特征； ④ 建立基于機理數(shù)據(jù)與實測數(shù)據(jù)的裝配定位應(yīng)力及損傷有限元仿真模型，根據(jù)比對結(jié)果分析偏差來源并修正和優(yōu)化有限元模型與參數(shù)； ⑤ 運用支持向量回歸等方法訓練裝配質(zhì)量的樣本數(shù)據(jù)[60]，通過數(shù)字虛擬仿真與現(xiàn)場實測數(shù)據(jù)的一致性調(diào)整，事先快速準確地評估不同裝夾工況下的應(yīng)力分布與損傷發(fā)生的可能性； ⑥ 實時監(jiān)控復材弱剛性薄壁構(gòu)件的裝配過程，將過程數(shù)據(jù)輸人構(gòu)建的裝配應(yīng)力與損傷預(yù)測模型，獲取預(yù)測結(jié)果，超過危險閾值則發(fā)出警報。然后開展新一輪次的迭代反饋分析，確保安全裝配生產(chǎn)。

3.4強迫定位裝夾工藝參數(shù)優(yōu)化反求技術(shù)

強迫裝配操作雖可在一定程度上消減結(jié)構(gòu)件間的裝配間隙，但是如果運用不合理，強迫裝夾操作的關(guān)鍵工藝參數(shù)如裝夾力大小、裝夾力位置、裝夾力順序等會導致在復材構(gòu)件內(nèi)部產(chǎn)生嚴重應(yīng)力集中，甚至發(fā)生壓潰、分層、基體破壞以及纖維斷裂等多樣式的裝配損傷。在工藝參數(shù)尋優(yōu)與調(diào)控過程中，由于不同類型參數(shù)間的交互關(guān)系復雜且具有雙向制約性，造成裝配性能指標控制間的不確定性極強。在明晰真實結(jié)構(gòu)強迫裝配參數(shù)變量群與裝配形性指標的內(nèi)在關(guān)聯(lián)規(guī)律（正問題模型）基礎(chǔ)上，可采用數(shù)據(jù)賦能驅(qū)動的手段降低全序強迫裝夾過程中的多源不確定性，形成工藝參數(shù)的反求迭代調(diào)控機制。強迫裝夾工藝參數(shù)反求的實質(zhì)就是使裝配實際性能和目標性能偏差優(yōu)化[71]，運用人工智能、數(shù)學模型、有限元等工具得到所需要的強迫定位裝夾工藝參數(shù)集合，有效引導和調(diào)節(jié)應(yīng)力分布，避免材料內(nèi)部損傷或形變。

具體突破思路為： ① 通過理論建模計算、有限元仿真分析和實際測試數(shù)據(jù)建模分析，計算影響裝配質(zhì)量的各強迫裝夾工藝參數(shù)靈敏度數(shù)值，辨識獲取關(guān)鍵裝夾工藝參數(shù)[33，59]； ② 以裝夾工藝參數(shù)所允許的變動范圍為約束條件，以復材薄壁結(jié)構(gòu)裝配質(zhì)量、裝配間隙、裝配應(yīng)力與損傷期望值的誤差最小化為目標，在確保不發(fā)生損傷與各工藝參數(shù)處于可施加范圍的約束條件下，分析各參數(shù)與裝配質(zhì)量指標間的復雜耦合關(guān)系[14]，建立與裝配質(zhì)量間的正向映射關(guān)系數(shù)學模型； ③ 構(gòu)建多目標/多約束的反向優(yōu)化目標函數(shù)，通過智能優(yōu)化算法以及利用數(shù)據(jù)學習與挖掘的技術(shù)手段，制定正向映射關(guān)系數(shù)學模型的反向求解策略，通過反向推導的方式確定最優(yōu)工藝參數(shù)集合，包括工裝定位器裝夾位置、順序、力大小等設(shè)計變量； ④ 設(shè)計試驗方案并設(shè)置工裝設(shè)備柔性調(diào)整控制參數(shù)[31，49]，對最優(yōu)強迫裝夾工藝參數(shù)進行驗證并反饋反求優(yōu)化效果。

3.5復材薄壁結(jié)構(gòu)裝配內(nèi)應(yīng)力與損傷精準測量技術(shù)

在航空復材薄壁工件的內(nèi)部引發(fā)損傷破壞現(xiàn)象，如基體壓潰、層間脫黏、纖維斷裂等，其中大部分的損傷現(xiàn)象具有肉眼不可見性，此外，優(yōu)化強迫定位裝夾工藝的目標之一是控制裝配內(nèi)應(yīng)力以抑制損傷，并依據(jù)檢測結(jié)果對工藝過程的合理性進行判別與優(yōu)化，因此需對裝配應(yīng)力與損傷的精確性實時測量。由于纖維與基體組合形式與鋪層方向不同，因此其內(nèi)部應(yīng)力的非均勻分布、層間脫黏、纖維斷裂、分層等多樣式的宏微觀損傷狀態(tài)難以通過單一的檢測手段有效地識別。由于難以直接和全面地捕捉到應(yīng)力集中區(qū)域的細微變化以及復材損傷隨時間的動態(tài)演變情況，制約了對結(jié)構(gòu)裝配性能的準確評估，因此需要一種更為全面、高效的檢測解決方案?？赏ㄟ^聲發(fā)射[72]、DIC[73]與超聲測量技術(shù)[74]三者互補協(xié)同工作的手段，為復雜應(yīng)力與損傷模式的判斷提供全面數(shù)據(jù)支持。

具體突破思路為： ① 識別復材薄壁構(gòu)件中的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)要素、裝配應(yīng)力傳遞及潛在損傷區(qū)域，提出融合部署聲發(fā)射組件測量微觀損傷、超聲探頭測量裝配體結(jié)構(gòu)的內(nèi)部應(yīng)力、DIC標記點的布置方法，制定無損測量方案； ② 在關(guān)鍵裝配應(yīng)力傳遞及潛在損傷區(qū)域部署聲發(fā)射組件、超聲探頭與DIC標記點，搭建完整的測量裝置； ③ 實時同步獲取微觀損傷聲發(fā)射數(shù)據(jù)、內(nèi)部應(yīng)力超聲數(shù)據(jù)和表面形變DIC數(shù)據(jù)，處理聲發(fā)射數(shù)據(jù)識別微觀損傷特征，利用超聲數(shù)據(jù)解析復材內(nèi)部應(yīng)力分布，依據(jù)DIC數(shù)據(jù)計算表面應(yīng)變場，構(gòu)建應(yīng)力-損傷關(guān)聯(lián)模型； ④ 整合微觀損傷特征、內(nèi)部應(yīng)力分布和表面應(yīng)變場的測量數(shù)據(jù)信息，對數(shù)據(jù)進行統(tǒng)一處理與時間同步，利用多維數(shù)據(jù)融合技術(shù)[75]（如貝葉斯網(wǎng)絡(luò)）精確定位裝配應(yīng)力過大與損傷發(fā)生位置，評估其嚴重程度及發(fā)展趨勢，如內(nèi)部裂紋長度、分層面積等； ⑤ 利用數(shù)據(jù)測量結(jié)果校正有限元仿真模型和參數(shù)以及應(yīng)力與損傷等機理模型，開展在其他裝配工藝條件下的內(nèi)應(yīng)力與損傷結(jié)果的虛擬測量驗證，快速準確預(yù)測裝配應(yīng)力分布的均衡性以及損傷現(xiàn)象的發(fā)生，判別與優(yōu)化裝配工藝過程。

4總結(jié)與展望

為提升新一代航空裝備的飛行服役力學性能，針對復材弱剛性裝配結(jié)構(gòu)件在現(xiàn)場中通常采取施加局部裝夾力的被動強迫裝夾操作的工程場景，探討了強迫定位裝夾操作對復材薄壁組合結(jié)構(gòu)裝配力學性能和幾何變形的影響，解析了強迫裝配載荷施加下的裝配形性協(xié)同保障技術(shù)。

1）造成復材薄壁裝配結(jié)構(gòu)損傷的主要原因是施加裝夾力所引起的幾何協(xié)調(diào)偏差、裝配內(nèi)應(yīng)力和裝配間隙，為消減強迫定位裝夾引發(fā)的質(zhì)量問題，系統(tǒng)性地解析了兩類優(yōu)化策略： ① 裝配前的裝夾工藝參數(shù)優(yōu)化一—通過智能算法精確控制裝配力大小、位置和數(shù)量以降低裝配應(yīng)力； ② 裝配中的工裝形性調(diào)控——通過定位器的精確力-位柔性調(diào)整以協(xié)同控制裝配協(xié)調(diào)偏差與裝配應(yīng)力。

2）為準確預(yù)測和控制強迫裝夾過程中的變形、應(yīng)力和損傷分布狀態(tài)，在深入研究裝配形性協(xié)同控制機理與宏微觀耦合分析的基礎(chǔ)上，提出了強迫裝配力限值設(shè)定、幾何間隙消減、應(yīng)力/損傷演化預(yù)測、強迫裝夾工藝參數(shù)反求優(yōu)化、裝配應(yīng)力與損傷測量5項關(guān)鍵技術(shù)并給出具體實現(xiàn)方法，可以此實現(xiàn)面向裝配幾何與物理性能的強迫裝夾過程形性指標的耦合分析、主動控制與協(xié)同保障。

3）為聚焦綠色高質(zhì)量發(fā)展主題，提升核心競爭力，數(shù)·智化裝配技術(shù)已成為培育發(fā)展航空高端裝備新質(zhì)生產(chǎn)力的新動能。從實際工程應(yīng)用角度出發(fā)，后續(xù)還應(yīng)結(jié)合智能化與數(shù)據(jù)驅(qū)動等手段，進一步拓展復材薄壁構(gòu)件強迫裝夾技術(shù)研究：面向裝配現(xiàn)場的強迫裝夾力限值工藝規(guī)范制定；裝配完工前的間隙補償值精準設(shè)計與實施；裝配幾何精度與內(nèi)應(yīng)力間的博弈關(guān)系分析及平衡調(diào)控；力位協(xié)同控制機械裝置的數(shù)字孿生系統(tǒng)構(gòu)建與閉環(huán)反饋；裝配內(nèi)應(yīng)力與損傷的精準快速精準測量；裝夾工藝參數(shù)的高效優(yōu)化反求。

此外，還可事先對強迫裝夾工藝在虛擬環(huán)境中進行反復測試和優(yōu)化，快速精準地提升數(shù)實融合的準確性與一致性，并使裝配技術(shù)更加智能化，以期實現(xiàn)對強迫裝配過程幾何物理質(zhì)量狀態(tài)的實時監(jiān)控和定量化柔性調(diào)控，達到高質(zhì)高效與低成本裝配的目的。

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（編輯 王艷麗）

作者簡介：郭飛燕，男，1986年生，博士、副教授。研究方向為航空航天先進裝配與連接技術(shù)等。E-mail：2009200890@mail.nwpu.edu.cn。劉嘉良*（通信作者），男，2000年生，碩士研究生。研究方向為復材裝配定位技術(shù)。E-mail：2837036179@qq.com。

本文引用格式：

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