飛機復合材料結構裝配中的力學行為研究進展

摘要：復合材料的綜合性能優異，被廣泛應用于現代飛機結構中。但受限于其較大的成型偏差和較弱的層間性能，在裝配過程中復合材料結構往往出現局部應力過大甚至結構損傷的現象。在結構幾何外形滿足精度要求的同時，為了保證復合材料裝配結構的完整性和力學性能，還需對復合材料結構裝配力學行為進行深入研究。分析復合材料結構裝配環節對裝配應力的影響，從校形與夾緊、填隙補償、螺栓連接等方面綜述裝配力學行為的研究，給出進一步的研究展望。

關鍵詞：飛機；復合材料結構；裝配；力學行為

中圖分類號：V262.4文獻標志碼：A文章編號：1671-5276（2024）06-0020-08

Abstract：Despite the fact that composite materials have excellent comprehensive properties and are widely used in modern aircraft structures， their structures often suffer from local excessive stress and even structural damage during the assembly process due to their large forming deviation and weak inter-laminar performance. In order to ensure the integrity and mechanical performance of composite assembly structure， it is of necessity to conduct in-depth research on the assembly mechanical behavior of composite structure， while the geometric shape of the structure meets the accuracy requirements. This paper analysis the influence of assembly process on assembly stress of composite structure， summarizes the research on assembly mechanical behavior from the aspects of sizing and clamping， gap compensation， bolt connection， etc.， and proposes further research prospects.

Keywords：aircraft; composite structure; assembly; mechanical behavior

0引言

飛機結構具有高強度性能的同時還需質量輕，以保證其具有機動性、長航時。復合材料因具有高比強度和比模量、良好的疲勞性能與破損安全性，被越來越多地應用于飛機結構中［1］，其可以顯著提升機體力學性能及運營經濟性［2］，使用比例已成為衡量現代飛機先進與否的重要指標之一。隨著成型與裝配技術的發展，復合材料的使用部位已經從次承力結構（如平尾、垂尾、地板和客艙行李架等）逐漸擴展至主承力結構（機翼、機身和中央翼盒等）。空客380的中央翼盒和波音787的機身筒段均由復合材料制造。此外，復合材料結構的大量使用還可以提高構件的整體性，減少裝配工作量。

與此同時，復合材料結構的大量使用也給裝配工作帶來了諸多挑戰。一方面，相比于金屬機加結構，復合材料構件成型偏差較大，脫模后厚度方向及型面偏差均不可忽略，這對復合材料結構裝配幾何精度的保證提出了挑戰；另一方面，目前機體中使用的復合材料多數為層壓板結構，這類材料的層內強度較高，但層間強度較低，裝配時如果局部受力過大，極易造成層間應力集中，甚至產生層內和層間損傷，對結構的力學性能產生不利影響，降低結構的承載極限和使用壽命。

如上所述，復合材料結構裝配必須同時滿足幾何精度要求和力學性能要求。針對復合材料構件的制造特點，可通過復合材料固化精度預測、容差分配、裝配協調設計和數字化預裝配等措施來達到滿足幾何精度要求的目標。而對復合材料結構裝配過程中產生的應變、應力進行定性識別、定量分析、工藝建模及合理控制對滿足結構力學性能具有現實意義和價值，但同時也存在很大的技術難度［3-5］。因此，近年來國內外研究人員面向飛機復合材料結構的裝配，對裝配力學行為開展研究并取得了一定進展。本文首先介紹復合材料結構裝配各環節對裝配應力的影響，接著就校形與夾緊、填隙補償、螺栓連接等幾個裝配主要環節的力學行為研究進行綜述，并對進一步的研究作出展望。

1復合材料結構裝配環節對裝配力學狀況的影響

復合材料結構裝配的工藝流程一般包括以下幾個工步：定位、校形與夾緊、填隙補償、臨時緊固、制孔、連接等，如圖1所示。其中，校形、夾緊與連接會引入裝配應力，定位、填隙、制孔會影響裝配應力的大小及分布，而臨時緊固有可能造成局部損傷并引入少量裝配應力。

在裝配中，復合材料構件的定位方式有外形定位、工藝結構定位和K孔定位等，定位方式確定了復合材料結構裝配時的邊界條件，會對裝配應力分布產生影響。裝配時，部分成型偏差較大的復合材料構件需要在定位夾緊前進行一定程度的校形以使其處于規定的容差范圍內，這一過程可以使用校形工裝或真空吸盤點陣等設備實現。夾緊的目的是使結構保持在正確的位置上固定不動，并且在一定程度上減小甚至消除構件間可能存在的間隙。完成定位夾緊后，部分裝配結構仍然無法完全消除構件之間的裝配間隙，此時需要根據間隙的大小，選擇不同的施加墊片方案對間隙進行補償。制孔時，孔周有可能出現毛刺、撕裂和局部分層等缺陷，雖然制孔后僅會在孔周產生較小的裝配應力，但制孔造成的損傷可能對結構服役過程的力學性能產生影響。臨時緊固是指使用穿心夾等元件對裝配體進行臨時連接以便完成制終孔操作。使用穿心夾夾緊復合材料時，如果夾緊力控制不當，極易造成復合材料孔周損傷，有的損傷分布范圍較大，即便擴孔也無法完全消除，以致損傷保留至最終的裝配結構中。制終孔后，大多數復合材料結構使用螺栓連接，而螺栓預緊力會在孔周形成分布集中幅值較大的裝配應力。因此，飛機復合材料結構的裝配過程可以看作一個力學狀況持續變化的過程。一方面，為保證結構的可靠連接，有必要保持一定大小的裝配應力；另一方面，為保證結構不發生損傷且保留足夠的承載能力，裝配應力不能超過一定的限值。研究上述復合材料結構裝配主要環節對裝配結構力學行為的影響，對使結構達到要求的裝配應力水平或力學性能指標，保證裝配結構的健康性具有重要的意義。

2校形與夾緊應力控制

如圖2所示，為滿足其外形幾何準確度要求，復合材料結構在裝配時，首先需要進行校形操作，此時會引入一定的裝配應力。完成校形和定位后，需要通過夾緊使構件牢靠地保持在正確的位置上，夾緊力還可以在一定程度上減小裝配間隙，進而降低間隙對結構的不利影響，但此時又會在結構中進一步引入裝配應力。

張秋月和ZHANG等［6-7］提出了校形力布局和大小優化的方法。該方法考慮了形狀缺陷和零件變形的影響，著重研究了復合材料結構裝配時的校形力優化問題，以校形力布局和大小為變量，以間隙消除率和整體裝配力值為目標函數，在參數化有限元模型的基礎上，采用改進遺傳算法求解多約束非線性優化問題，并對復合材料的損傷判斷進行研究。最后，通過實際飛機翼盒裝配實驗對該方法的可行性和有效性進行驗證。劉怡冰［8］設計了機翼盒段裝配工藝，研制了盒式結構的裝配型架。為保持壁板的幾何精度與剛度并避免施加過大的校形力，采用多點布置的吸盤及彈簧限力器，吸盤的布置依據復合材料結構裝配相關規范。RAMIREZ等［9］針對復合材料結構裝配，研制了一種基于并聯機構和工業機器人的柔性系統。利用該系統，復合材料壁板的位姿可以在三維空間中調節，以使得最大程度地滿足裝配協調要求，如圖3所示。

王亮等［10］結合當前飛機裝配工藝水平，提出了數控柔性多點型架的原理，傳統的卡板變為支撐板，在其上安裝可重構調形單元，實現定位支點的精確定位和調整，并滿足不同壁板的裝配要求。JONSSON［11］以翼肋裝配為對象，將裝配件的柔性定位與力控相結合，設計了一種新型的定位系統，以搜索到最優的裝配位置，并限制裝配力在允許的范圍之內，如圖4所示。

面向飛機薄壁件的裝配定位和固定，劉青春等［12］采用多點定位夾緊方式，提出了定位元件數量和布局的優化方法。在研究壓緊力大小和分布對定位精度影響的基礎上，建立優化模型，優化后的方案顯著降低了裝配變形量。WU等［13］以飛機機身壁板的裝配為對象，提出了利用壓緊單元以及力傳感器控制和優化機身壁板壓緊力的方法，可在一定程度上減小甚至消除裝配間隙，簡化填隙補償工藝。對于控制構件外形準確度的研究方面，密歇根大學的CAI等［14］針對金屬薄壁件的定位夾持問題，提出了“N-2-1”（N gt; 3）定位原理，并證明該原理比剛性零件的“3-2-1”定位原理更適用于薄壁件的夾緊定位。巴曉甫等［15］提出了基于混聯調姿和真空吸附的柔性工裝結構方案，采用卡板與吸盤組合的點陣式吸附結構用于對機身壁板外形進行校正，如圖5所示。嚴偉苗［16］通過建立數控定位器位移數據與構件外形偏差檢測點之間的反演計算模型來預測并校正構件的裝配變形情況。

3填隙補償對裝配結構力學性能的影響

盡管前期進行了校形與夾緊，裝配結構之間的間隙仍然無法完全消除，如果直接進行強迫裝配，結構會產生裝配應力，間隙達到一定大小時，裝配應力過大，繼而導致結構出現損傷、結構性能下降等問題，因此必須對其進行填充，即填隙補償，以控制裝配應力的大小。目前，國內飛機裝配車間填充間隙時，先將飛機組部件進行預裝配上架，操作人員手持塞尺等工具對裝配區域進行間隙測量，然后對墊片進行手工打磨，再將墊片塞入間隙中，反復試湊，直至合適為止。

墊片施加得合適與否，以前主要是考慮對間隙的填充程度，即滿足幾何要求。實際上，這也同時限制了裝配應力的幅值。同時，施加墊片是一項耗時費力的工作，不少研究人員研究自動化加墊技術以提高填隙補償的效率。岳勝等［17］分析了主起艙門、內襟翼、飛機雷達罩等典型結構的實際裝配過程，提出為了消除裝配間隙，可以通過改善零部件制造、統一裝配定位基準、預留設計或工藝余量和優化裝配工藝路線。竇亞冬、WANG等［18-19］提出了數字化加墊方法以解決難以精確填充的飛機結構內的裝配間隙，并且開發了自動化加墊的設計系統。洛克希德·馬丁公司生產F-35型戰機過程中，填充機身與骨架之間的間隙是采用人工手持外模板加壓來控制液體墊片的幾何外形的方法，這樣的方法生產效率低。針對這個問題，SMITH［20］提出了自動化加墊設備的構思，其中包含自動測量機器人噴涂單元、飛機結構外形、外模線控制工裝等。ANTOLIN-URBANEJA等［21］利用增材制造技術開發了一款適用于ABS和一些熱塑性復合材料墊片的機器人末端執行器，可以自動化制造墊片及多種輔助工藝，如圖6所示。EHMKE等［22］針對大型飛機的復合材料構件裝配間隙開發了自動化填補系統，其中包含測量系統組成的自動化單元和高精度工業機器人，既可以利用3D打印技術制造固體墊片，也可以自動精準噴涂液體墊片，如圖7所示。

隨著對裝配結構力學性能重視程度的提高，填隙補償工藝對結構力學性能影響的研究也成為研究熱點。目前對于不同材質墊片對飛機復合材料結構力學性能影響的研究也有一些成果。LIU等［23-24］模擬研究了飛機復合材料-鈦合金單搭接多釘連接結構的力學性能在搭接面內涂覆不同厚度的液體墊片時的變化情況。結果表明液體墊片的厚度越大，接頭剛度和所能承受的最大失效載荷越低，并且隨著底板的剛度增大墊片的影響作用越低。ZHAI等［25-26］通過三維數字圖像處理技術研究了飛機復合材料-鋁單搭接連接結構在不同加墊方式下承載能力。研究發現加固體墊片的結構承載能力最好，加液體墊片的結構承載能力次之，而不加墊片的結構承載能力明顯降低。崔雁民［27］通過飛機機翼裝配結構，建立含有不均勻間隙復合材料鈦合金疊層結構研究模型，提出3種不均勻間隙的填充方案。研究表明使用固體仿形墊片對結構的初始剛度有提高，但是沒有提高結構承受的最大載荷，而大于間隙厚度的非仿形固體墊片可以明顯提升結構的承載能力。楊宇星等［28-30］建立了考慮裝配間隙尺寸、墊片材質和結構連接參數的單釘單剪剛度解析模型、多釘單剪剛度解析和三點彎曲剛度模型，評估了復合材料連接結構的初始連接剛度，發現結構的摩擦剛度隨著裝配間隙的增大而降低，而載荷偏心量隨之增加，進而初始破壞載荷、螺栓剛度和極限載荷都降低。張桂書［31］針對飛機復合材料翼盒結構裝配，通過數字化測量獲得各個構件的點云數據，之后進行虛擬裝配得到裝配間隙的三維形貌，然后建立間隙研究模型，發現復合材料表面的應力集中現象在裝配間隙跨度較小時較為嚴重，加墊片可以改善應力集中的現象，而且固體墊片和液體墊片的改善效果相近。云一珅等［32］以復合材料翼盒結構連接區域為實例建立研究模型，發現中間螺栓孔表面的應力、應變分布相對均勻，兩邊螺栓孔表面的應力、應變分布不均勻。加墊片之后復合材料連接結構的剛強度相對于不加墊片時有較為明顯的提升。岳烜德等［33-35］針對復合材料結構中的楔形間隙問題研究發現，不加墊的情況下，間隙較大一邊的應變相比于間隙較小一邊的應變更大。加墊片相對于不加墊可以改善復合材料板的彎曲變形情況，明顯降低了高應變區的應變值，并且對于結構的拉伸強度和峰值載荷都有提高。采用液體-可剝墊片混合加墊時，結構的峰值載荷與可剝墊片的比例相關。葉鑫等［36］針對復合材料-鋁合金搭接結構的裝配間隙處理問題，提出將層間應力作為評價標準，研究發現液體墊片補償效果略好于可剝墊片。在結構受拉伸載荷時，結構的極限載荷和拉伸剛度會隨著裝配間隙的增大不斷減小，結構的拉伸剛度、極限載荷以及孔邊區域的損傷變化都在加墊之后有了明顯的改善效果。HHNE等［37］建立了三維有限元模型，研究了飛機單搭接單螺栓復合材料連接結構的力學行為在加液體墊片之后的變化情況。研究發現采用逐降模型模擬的結果比突降型剛度退化模型更加接近實驗結果，而且結構的剛度會隨著墊片厚度的增加而降低，但是結構的最大失效載荷會保持不變。COMER等［38］對加液體墊片的復合材料-鋁合金單搭接結構進行熱機械疲勞實驗研究，發現液體墊片在疲勞載荷之后并沒有很明顯的變形與損傷，但是加入墊片之后復合材料-鋁合金單搭接結構的剛度降低，并且結構的剛度隨著墊片的厚度增加而降低。而且使用第三代液體墊片（EA9377）的復合材料連接結構的剛度優于使用第二代液體墊片（EA9394）的結構剛度。DHTE等［39］通過三維數字圖像技術測量單搭接復合材料連接結構受拉伸載荷時的面外位移和表面應變來研究將液體墊片施加到復合材料構件間之后對整體性能的影響。研究得出結論：次彎曲效應隨著墊片厚度的增加而越來越明顯。

4螺栓擰緊工藝對裝配結構力學性能的影響

因螺栓連接承載能力較強，連接操作較為方便，連接質量易于檢查，出現故障時方便更換，故大量應用于復合材料結構連接中。擰緊螺栓時，需要輸入一定大小的擰緊力矩，最終轉化為螺栓預緊力，實現裝配結構的可靠連接。相比于校形和夾緊等過程，螺栓連接所引入的裝配應力數值較大且作用范圍集中，如果擰緊工藝參數控制不當，極易引起復合材料損傷或螺紋局部塑性變形，削弱結構力學性能。

擰緊力矩與預緊力的關系比較復雜，但在工程上可以用以經驗公式描述［40］：

式中：T為擰緊力矩；F為預緊力；d為螺栓直徑；K為轉矩系數。擰緊力矩與預緊力示意圖如圖8所示。

K是一個常量，在很大程度上決定了擰緊力矩和預緊力的關系，它的大小受連接結構材料、摩擦因數、表面狀況等因素的影響，需要結合試驗和工程實際情況確定。YAMAMOTO等［41］研究了擰緊力矩與預緊力的關系，提出了表征T-F（擰緊力矩與預緊力）關系的公式，將摩擦因數、螺栓連接結構幾何的影響引入轉矩系數。卜炎［42］對擰緊力矩與預緊力的理論公式進行了分解，發現轉矩系數K的表達式中存在兩類變量，分別是摩擦因數和螺紋的幾何參數。潤滑劑、表面粗糙度、材料、表面涂覆層、表面硬度、溫度等可能會影響摩擦因數。VINCENZI等［43］研究了摩擦因數對T-F關系的影響，當摩擦因數較小時，相同的擰緊力矩會產生較大的預緊力。摩擦因數受到表面處理、潤滑的影響顯著，它的變化范圍在0.08～0.39之間。在施加相同的擰緊力矩時，預緊力的變化幅度最大可達到320%。同時，VINCENZI等還對螺母支承面的接觸壓力分布進行了研究，根據有限元的分析結果，螺母支承面接觸壓力的最大值在接觸面圓環的中間，壓力分布是不均勻的。以出現最大接觸壓力值時的直徑作為等效摩擦直徑計算出來的擰緊力矩與實際值更接近。

就被連接件而言，FRIEDRICH等［44］使用鋼和復合材料的承載板對比測驗了在20kN的預緊力下，帶法蘭螺栓給孔周帶來的應力變化。研究發現，對于兩種材料的承載板，應力峰值都出現在孔的內徑處；對于鋼件來說，應力峰值比平均值高10倍左右；而對于復合材料板來說，應力分布較為均勻，從孔周往外呈現高低高的趨勢。在顯微鏡下觀察發現，復合材料板孔周出現了明顯壓痕，支撐區的外徑處有鼓包損傷，隨著接觸應力的增大，壓痕的厚度越來越明顯。

MCCARTHY等［45］以復合材料結構的螺栓連接為研究對象，通過三維有限元模型和試驗，研究得到預緊力的側壓作用可能會導致孔邊應力集中的結論。

張永杰等［46］以復合材料層合板的螺栓連接為研究對象，通過ANSYS建立簡易的單搭接有限元模型，利用施加溫度載荷的方法來模擬預緊力，對上板接觸部分進行應力分析，得到了預緊力與復合材料應力的曲線。有限元結果發現隨著預緊力的增大，孔邊的拉應力逐漸減小，原因可能是螺栓上的剪切力逐漸減小。隨著預緊力的增大，孔邊最大層間應力逐漸減小，原因可能是螺栓預緊力抑制了分層。

研究人員還應用有限元法研究了擰緊工藝對裝配結構力學性能的影響。蔡躍波等［47］以復合材料結構單螺栓連接為研究對象，建立了螺栓和螺母精細的有限元模型，研究了接觸面摩擦因數、螺栓與孔間隙、螺距、螺栓直徑對螺栓擰緊過程中預緊力的影響，同時通過試驗研究了潤滑條件、墊圈條件和擰緊速度等不同擰緊工況下的擰緊曲線，通過有限元和試驗相結合的手段研究了螺栓擰緊過程中預緊力對連接結構的影響以及最大允許預緊力，并利用內聚力單元和VUMAT子程序分析了復合材料的損傷情況。

王楚凡［48］以復合材料結構螺栓連接為研究對象，以轉矩法原理為指導，提出了一套DOE試驗與有限元仿真相結合的轉矩法擰緊工藝研究方法。通過建立DOE試驗，研究了復合材料結構螺栓連接擰緊裝配過程中擰緊轉速、螺紋表面狀態、擰緊部位、貼合面密封情況對目標轉矩下預緊力偏差情況的影響規律。結合螺紋的數學表達式與參數化建模方法，在ABAQUS中建立了由六面體網格生成的參數化螺紋緊固件有限元模型，通過該有限元模型分析了擰緊后螺栓連接結構的應力分布與塑性變形情況以及預緊力、墊圈施加、擰緊部位對復合材料層間損傷的影響。

李汝鵬等［49］就影響復材結構裝配中擰緊力矩和預緊力關系的因素展開研究，以單螺栓連接結構為對象，應用有限元模擬螺栓的擰緊過程。研究結果表明：在彈塑性階段，施加相同的擰緊力矩，接觸面摩擦因數、螺栓直徑會顯著影響預緊力，釘孔配合間隙、螺距對預緊力有一定的影響。

目前轉矩法常用于飛機復材結構螺栓的擰緊，易受現場工藝因素的影響而造成預緊力的偏差，從而產生較為嚴重的應力集中。文獻［50］針對復材結構中螺栓擰緊過程中的問題，通過參數化手段實現了對螺紋緊固件六面體網格有限元模型的建立，仿真結果與試驗對比誤差在4%以內。

5未來研究展望

5.1建立復合材料結構裝配“工藝力學模型”

復合材料結構的裝配本質上是一個力學行為演變過程，因此建立與裝配工步相對應的“工藝力學模型”是研究的基礎。這一模型既要反映裝配各工步的力學行為機理，又要能體現工藝參數變化對模型的影響機制，同時還要有明確的自變量與因變量，例如將關鍵區域的損傷因子作為因變量，將某工步的某個工藝參數作為自變量。

首先，可以針對裝配過程中的每個工步建立各自的工藝力學模型，再將其聯立組成裝配全過程的工藝力學模型。要達到這一目標需要解決兩個關鍵問題，一是基于理論分析、實驗研究和仿真計算，得到半理論半經驗的工藝力學模型。飛機復合材料結構幾何外形多樣，裝配時受力狀況較為復雜，難以基于固體力學或彈性力學建立解析模型，故上述建模方法較為實用，且這類模型將具有更強的針對性和適用性。二是需要針對復合材料結構裝配受力狀態，提出對應的復合材料損傷準則與材料退化準則。目前所提出的復合材料損傷準則與材料退化準則大多考慮結構服役時的受力破壞，而對復合材料損傷機理認識還不夠清晰，因此缺乏一種普適性的失效準則與材料退化準則。因此，需要基于復合材料結構的裝配受力狀態，提出適用裝配過程的復合材料損傷準則與材料退化準則，從而以裝配應力為基礎判斷復合材料結構的裝配質量。

在校形方面，可建立考慮復雜邊界條件和多樣化校形載荷的復合材料構件校形力學模型，基于一定的失效準則，獲得校形過程中各區域的損傷因子，從應力、應變角度評價復合材料構件的裝配質量。目前的研究大多集中于校形本身，而構件完成裝配后需要撤除校形力，裝配體將發生一定的回彈變形，這將改變復合材料表面及內部的應力分布狀態。這一問題尚待系統研究。

5.2基于應力要求的裝配工藝參數確定方法

傳統的飛機裝配質量主要考慮幾何外形準確度，認為外形符合要求則裝配合格。復合材料結構裝配時發現，在幾何外形滿足要求的情況下，結構卻過早產生了分層缺陷，力學性能也有較大降低，因此對于復合材料裝配結構，有必要提出一種基于應力要求的裝配工藝參數確定方法。實現這一目標需要解決兩個關鍵問題，一是不同水平的裝配應力對結構力學性能的影響規律，二是基于對結構力學性能的要求，確定對應的裝配應力，并反推工藝參數。對于第一個關鍵問題，首先要確定裝配應力的表征方法，定義一個恰當的物理量反映其集中程度與分布范圍。其次需要對結構的力學性能進行研究，包括單軸載荷下的拉伸與疲勞性能以及復雜多軸載荷下的拉伸與疲勞性能，以此分析裝配過程中產生的應力對結構力學性能的影響規律。對于第二個關鍵問題，需要確定結構的目標力學性能，獲得對應的裝配應力狀態。再考慮各工步中裝配應力的積累與變化規律，將總的裝配應力分配至各工步中，最后根據各工步的工藝力學模型，反推工藝參數，以實現對裝配應力和結構力學性能的準確控制。

5.3構建集成化裝配應力感知與控制體系

為了實現對復合材料結構裝配應力的控制，必須在前面研究的基礎上構建集成化的裝配應力感知與控制體系。這一體系包含了3個基本模塊：裝配應力感知模塊、工藝判斷模塊與工藝執行模塊。其中，裝配應力感知模塊負責獲得裝配過程各階段復合材料結構的應力狀態，包括DIC應變場測量系統及實測數據修正的三維仿真模型，通過實時測量與計算，可以獲得復合材料構件層內及層間應力狀態以及可能出現的損傷情況，以此對各階段的裝配質量進行評估并將結果傳輸給工藝判斷模塊。工藝判斷模塊根據用戶提出的性能要求，確定各階段應力狀態及裝配工藝參數，再將其與感知模塊所獲得的應力狀態進行對比，判斷各裝配工藝執行是否準確以及是否需要額外的工藝補償。工藝執行模塊負責監測和控制裝配型架上的各作動機構（包括校形架、夾緊機構等）和裝配工具（如電動擰緊軸等）。這一體系可以提高復合材料結構裝配的自動化與智能化水平，保證結構的裝配質量。

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收稿日期：20230227

基金項目：國家自然科學基金項目（51975280）

第一作者簡介：李梅平（1978—），男，湖南婁底人，高級工程師，本科，研究方向為飛機裝配技術，2240239696@qq.com。

DOI：10.19344/j.cnki.issn1671-5276.2024.06.004