飞机装配工装结构分析与优化技术
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国内一些飞机制造厂在工装设 计过程中也引入了有限元分析与刚 度校核技术，但由于缺乏专业分析指 导文件和智能优化工具，分析校核过 程多局限于经验认识，无法保证分析 结果的有效性和准确性。优化技术 主要为手动调整，需要反复修改，设 计周期长，无法从根本上解决设计中 的刚度不足或刚度过剩等问题。
为了保证工装既有足够的刚
旋转框架：产品的固定位置，在
飞机装配工装结构优
化的设计目标就是在
满 足 所 有 模 型、工 况
约束要求下寻求最终
工装整体重量最小的
设计。
综 上 所 述，飞 机
装配工装结构优化设
计问题是一种复杂多
模型、多工况、离散变
量优化问题。
图2 飞机装配工装结构优化软件界面
图3 软件平台在MSC.Patran界面下的操作界面
结构简化建模的过程是对工装 结构的实际构件布置和受力状态进 行分析和整理的过程。工装结构简 化过程中需要遵循力学等效和质量 等效原则，即构件的取舍应不改变工 装的主要传力路线，不改变各承力部 件的受力情况，且结构简化应有利于 有 限 元 分 析 计 算，同 时 兼 顾 计 算 精 度、计算速度。
针对不同工装或同一工装的不 同工况，具体的取舍和简化处理方法 可能不同。结构简化前应正确分析 其传力路径，在此基础上保留骨架等 主要承力构件，舍去或简化不影响传 力和定位的次要构件。 3 结构的离散
产生新的 编码
模型文件
飞机产品入架、出架和装配操作的 的随机搜索算法，适合于求 GA 开敞性要求，优化时一般不考虑工 解离散变量优化问题。
装拓扑结构的变化，骨架梁的抗弯 3 优化流程与软件
刚度仅与型材截面的几何形状与尺
通过集成遗传算法模块，
计算个体 适应度
Nastran 计算
寸有关。由于需要采用标准型材规 在 MSC.Patran 和 Nastran 格，工装骨架截面尺寸的优化设计 平台上进行二次开发完成工
为 了 保 证 工 装 既 有 足 够 的 刚 度，又 不 至 过 于 笨 重，需要在设计时对工装进行结构刚度分析与优化。 有限元法的广泛应用为解决此类大型复杂问题提供 了有效的途径。
张卫红 西北工业大学教授、博士生导师，教
育部第二批长江学者，国家杰出青年基 金获得者，国家新世纪百千万人才工程 入选人。1991 年获比利时列日大学应 用 科 学 博 士 学 位。1992 年 ～ 1999 年， 先后获比利时教育部高级研究员职称、 法国 U T B M 科技大学高级研究员、终生 副教授职称、法国教育部教授资格。
由 于 飞 机 装 配 工 装 结 构 复 杂、 装配工序繁多，以上 2 个工艺过程包 含众多工况。其中影响工装工况的 因素主要有工装骨架的空间姿态、定 位器安装方式、产品定位方式与装配 流程、加工载荷、工人操作方式、工装 与地基的连接方式等。
工装工况的选择与确定就是基 于对飞机工装自装配和产品装配这 2 个工艺过程，确定可能的极限工况及 其对应的分析对象。选择过多的工 况进行分析会降低工作效率，但是极 限工况的丢失又导致分析结果的不 可靠。 2 结构简化
封面文章 COVER STORY
飞机装配工装结构分析 与优化技术
Structural Analysis and Optimization Technique of Aircraft Assembly Fixture
西北工业大学现代设计与集成制造技术教育部重点实验室 张卫红 罗小桃 王振培 成 都 飞 机 工 业（集 团）有 限 责 任 公 司 技 术 装 备 设 计 所 万世明 郭龙江
120
5.5
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4.5
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5.5
机生产准备的主要内容之一。
C A E 技术，只对部分重要工装进行
飞机结构零件包括大量数控机 试验校核，致使工装需要反复修改设
加件、钣金件等。其中钣金件使用广 计 [1]。与西方先进航空制造企业相
泛，且多数钣金件形状复杂、尺寸大、 比，我国的工装数目多、结构笨重、制
刚度小、易变形，难以满足装配定位 造周期长、成本高，存在不同程度的
离散变量优化设计的
型材 尺寸库
定位夹紧件组成。骨架作为飞机装 难点在于：离散变量优化问
配工装的基体，是工装刚度的决定因 题在数学上属于组合优化问
型材尺寸
素，因此，工装结构优化设计问题的 题，随着设计变量个数的增
定义主要包括以下 3 个方面。
加，组 合 个 数 迅 速 增 加。 遗
首先，设计变量的选择。考虑 传算法是一种基于自然进化
旋转接头：位于支座和旋转框
的自装配和产品装配流程中，工装骨 方面也极大地提高了设计效率，缩短 架之间，左右各一，对支座和旋转框
架结构可能有所不同，因此在优化问 了研制周期。图 2、图 3 为飞机装配 架起连接作用；
题中实际可能存在多个设计模型，而 工装优化软件界面和 M S C . P a t r a n
有限元离散模型的质量决定着 结构分析的质量，正确、合理的工装 有限元模型是取得正确而可靠的分 析结果的基础。因此，在工装结构离 散化时要遵循以下原则：
（1) 单元类型的选取应能代表 结构的几何与承载特征；
（2) 根据计算结果的精度要求 决定工装构件单元尺寸，且尺寸大小 应适应应力梯度的变化；
（3) 约束、载荷的处理应符合装 配工装真实支承与受力情况。
度，又不至过于笨重，需要在设计时 对 工 装 进 行 结 构 刚 度 分 析 与 优 化。 有限元法的广泛应用为解决此类大 型复杂问题提供了有效的途径。在 航空制造业及其他相关行业中大量 成功应用 MSC.Patran 和 Nastran 软件的经验表明：利用成熟的结构 分析与优化设计技术进行飞机装配 工装结构分析和优化是可行的。为 此，西北工业大学和成飞技术装备研 究所开展了深入的合作研究，并在国 内首次将智能优化技术引入飞机装 配工装刚度设计中，获得了可喜的研 究成果。
每个型材选择合理的规格，达到结 得分析结果，根据计算结果合成约束 件中包含型材截面自动识别和有限
构最轻、刚度最大的目的。
信息，计算各组变量适应度并对比适 元简化建模模块。
其次，设计约束的定义。在飞 应度大小，优胜劣汰，依次循环，整个 4 优化算例
机装配工装设计时需要考虑自装配 流程如图 1 所示。
以转动框架的主骨架型材为槽
优化设计
1 工装优化问题描述 飞机装配工装优化是在满足结
构刚度要求下，实现工装结构型材规
2009 年第 25 期·航空制造技术 41
封面文章 COVER STORY
格的自动选择，达到结构重量最轻， 2 基于遗传算法的飞机装配
降低生产成本，缩短工装研制周期的
工装结构优化方法
开始
目的。飞机装配工装主要由骨架和
合成设计约束
是一种离散尺寸变量设计问题，且 装的结构优化设计。具体流程：
各尺寸相互关联。为此，首先建立 通过遗传算法随机产生一系
优化目标
标准型材规格库，以规格编号作为 列设计变量组，翻译成对应型 设计变量，每个编号对应标准型材 材尺寸，并修改模型文件中的
图1 优化流程图
上数个尺寸参数，通过优化设计为 变量信息，通过 MSC.Nastran 计算获 下的操作界面。以结构简化为例，软
精度要求并保证产品装配协调与互 刚度不足和刚度过剩的问题，严重阻
换。因此，工装的结构刚度与定位准 碍了产品装配质量的提高和飞机制
确度对飞机装配质量起着举足轻重 造业的进一步发展。
的作用，直接影响到能否装配出合格
波 音、达 索 等 国 际 著 名 航 空 制
的产品。
造商对工装数字化和并行设计技术
飞机装配工装国内外 研究现状
42 航空制造技术·2009 年第 25 期
封面文章 COVER STORY
wk.baidu.com
t1
梁编号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
t
H 图4 槽钢梁截面信息
11
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2
W
6 12
3
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图5 简化的有限元模型
表1 优化前后梁截面尺寸对比
mm
优化前
优化后
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述为定位点位移约束，即在 2 种工 元建模、型材规格库、优化设计模型 分。
艺过程中相应工况下，定位点最大 定义、优化求解以及设计报告自动生
工装支座：左右各一，具有较大
位移应不超过预设的上限值。
成等功能模块。一方面提高了用户 刚度，对旋转框架起固定和支撑作用；
最后，目标函数的定义。在工装 单位飞机装配工装的设计水平，另一
此外，针对工装结构设计问题， 国内外学者均开展了具体的研究工 作。例如刘忠梁 [3] 从工装受力情况、 尺寸大小、结构形式、结构布局与连 接等方面，论述了保证和提高飞机装 配工装骨架使用刚度的方法。R o n g 等人 [4] 指出了从工件变形、定位位 置、夹紧力大小等因素出发满足刚度 条件的工装设计方法。Jayaram 等 人 [5] 在综合研究工件和夹具刚度情 况下提出了一种基于工装夹具元件 定位刚度的优化方法。L i a o 等人 [6] 在考虑部件变形、夹具变形以及装配 后工装反弹等多种因素作用下，对非 刚性薄板类装配夹具和装配位置进 行了优化。另一些研究者围绕工装 智能化、模块化、数字化设计方法做 了大量研究，以缩短工装研制周期、 降低生产成本。
和产品装配 2 个工艺过程及其相应
在以上设计流程的基础上，经 钢，用于产品框架的组合连接的工装
的若干载荷工况，要求在各种状态 过系统集成和开发，已形成了工装结 结构为例，根据该工装结构形式，分
下工装刚度达到设计要求。优化过 构优化设计专用软件系统，包含了工 为工装支座、旋转接头、旋转框架、定
程中，通常将这类设计约束具体描 装 C A D 模型导入、结构简化与有限 位器和连接加强件 5 个基本组成部
工装分析
影响工装刚度分析效率和分析 结果可靠性的因素很多，主要包括以 下 3 个部分。 1 工况分析
工 况 是 指 结 构 的 承 载 状 况，即 在特定的工作条件下结构所承受的 载荷和相关边界条件的统称。飞机 装配工装中的极限工况是指使工装 结构的变形可能达到或超出设计要 求的工况。工装结构刚度分析应按 自装配和使用 2 个工艺过程中的极 限工况进行。
飞机装配工装是飞机零部件装 配、总装与检验等工艺过程中必不可 少的工艺装备，在飞机研制过程中占
40 航空制造技术·2009 年第 25 期
有重要的地位。在传统工艺中，一般 欠合理，整体水平相对落后，表现为：
飞机生产准备周期占飞机研制周期 设计中虽采用了 C A D 技术（如应用
的 1/2 以上，而工装的设计制造是飞 C A T I A 进行设计），但未充分利用
进行了研究，取得了突破性的进展， 实现了工装的数字化设计和并行设 计，明显缩短了制造周期，降低了生
目前，我国飞机装配工装主要 产成本。其中，波音公司在工装设
依靠经验和类比进行设计，工装设计 计过程首先基于 C A T I A 进行工装
封面文章 COVER STORY
三维实体建模，在 M S C . P a t r a n 和 N a s t r a n 平台下利用二者的接口进 行几何模型转换，实现网格划分和载 荷、边界条件的施加，然后进行刚度 分析，根据分析结果对三维实体模型 进行修改，直至满足要求为止；达索 公司结合飞机的产品生命周期管理， 根据不同种类工装的设计与使用特 点，将其设计流程分为概念设计、功 能设计和详细设计 3 个阶段，形成了 工装设计的系统性方法和规范，并在 CATIA V4 系统上以刚度和应力的 数值模拟分析为基础建立了专用的 设计平台，有效实现了工装的刚度最 大、重量最轻和生产成本最低的设计 目标 [2]。
实际工装具有复杂的结构形 式，数值分析过程中无法也无需完全
按照实际结构进行建模，因此，有必 要对工装结构进行合理的简化建模。 结构简化过程中一方面要反映工装 的实际结构情况，使简化结构充分逼 近实际结构的力学特征；同时需要 略去一些次要的细节，简化有限元建 模工作，同时提高数值分析的效率。 例如，当工装结构中两部分构件刚度 比值悬殊且在工装中起着相同的支 撑作用时，可以略去刚度较小的构件 部分，只考虑另一个构件对工装刚度 的影响。
为了保证工装既有足够的刚
旋转框架：产品的固定位置，在
飞机装配工装结构优
化的设计目标就是在
满 足 所 有 模 型、工 况
约束要求下寻求最终
工装整体重量最小的
设计。
综 上 所 述，飞 机
装配工装结构优化设
计问题是一种复杂多
模型、多工况、离散变
量优化问题。
图2 飞机装配工装结构优化软件界面
图3 软件平台在MSC.Patran界面下的操作界面
结构简化建模的过程是对工装 结构的实际构件布置和受力状态进 行分析和整理的过程。工装结构简 化过程中需要遵循力学等效和质量 等效原则，即构件的取舍应不改变工 装的主要传力路线，不改变各承力部 件的受力情况，且结构简化应有利于 有 限 元 分 析 计 算，同 时 兼 顾 计 算 精 度、计算速度。
针对不同工装或同一工装的不 同工况，具体的取舍和简化处理方法 可能不同。结构简化前应正确分析 其传力路径，在此基础上保留骨架等 主要承力构件，舍去或简化不影响传 力和定位的次要构件。 3 结构的离散
产生新的 编码
模型文件
飞机产品入架、出架和装配操作的 的随机搜索算法，适合于求 GA 开敞性要求，优化时一般不考虑工 解离散变量优化问题。
装拓扑结构的变化，骨架梁的抗弯 3 优化流程与软件
刚度仅与型材截面的几何形状与尺
通过集成遗传算法模块，
计算个体 适应度
Nastran 计算
寸有关。由于需要采用标准型材规 在 MSC.Patran 和 Nastran 格，工装骨架截面尺寸的优化设计 平台上进行二次开发完成工
为 了 保 证 工 装 既 有 足 够 的 刚 度，又 不 至 过 于 笨 重，需要在设计时对工装进行结构刚度分析与优化。 有限元法的广泛应用为解决此类大型复杂问题提供 了有效的途径。
张卫红 西北工业大学教授、博士生导师，教
育部第二批长江学者，国家杰出青年基 金获得者，国家新世纪百千万人才工程 入选人。1991 年获比利时列日大学应 用 科 学 博 士 学 位。1992 年 ～ 1999 年， 先后获比利时教育部高级研究员职称、 法国 U T B M 科技大学高级研究员、终生 副教授职称、法国教育部教授资格。
由 于 飞 机 装 配 工 装 结 构 复 杂、 装配工序繁多，以上 2 个工艺过程包 含众多工况。其中影响工装工况的 因素主要有工装骨架的空间姿态、定 位器安装方式、产品定位方式与装配 流程、加工载荷、工人操作方式、工装 与地基的连接方式等。
工装工况的选择与确定就是基 于对飞机工装自装配和产品装配这 2 个工艺过程，确定可能的极限工况及 其对应的分析对象。选择过多的工 况进行分析会降低工作效率，但是极 限工况的丢失又导致分析结果的不 可靠。 2 结构简化
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飞机装配工装结构分析 与优化技术
Structural Analysis and Optimization Technique of Aircraft Assembly Fixture
西北工业大学现代设计与集成制造技术教育部重点实验室 张卫红 罗小桃 王振培 成 都 飞 机 工 业（集 团）有 限 责 任 公 司 技 术 装 备 设 计 所 万世明 郭龙江
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机生产准备的主要内容之一。
C A E 技术，只对部分重要工装进行
飞机结构零件包括大量数控机 试验校核，致使工装需要反复修改设
加件、钣金件等。其中钣金件使用广 计 [1]。与西方先进航空制造企业相
泛，且多数钣金件形状复杂、尺寸大、 比，我国的工装数目多、结构笨重、制
刚度小、易变形，难以满足装配定位 造周期长、成本高，存在不同程度的
离散变量优化设计的
型材 尺寸库
定位夹紧件组成。骨架作为飞机装 难点在于：离散变量优化问
配工装的基体，是工装刚度的决定因 题在数学上属于组合优化问
型材尺寸
素，因此，工装结构优化设计问题的 题，随着设计变量个数的增
定义主要包括以下 3 个方面。
加，组 合 个 数 迅 速 增 加。 遗
首先，设计变量的选择。考虑 传算法是一种基于自然进化
旋转接头：位于支座和旋转框
的自装配和产品装配流程中，工装骨 方面也极大地提高了设计效率，缩短 架之间，左右各一，对支座和旋转框
架结构可能有所不同，因此在优化问 了研制周期。图 2、图 3 为飞机装配 架起连接作用；
题中实际可能存在多个设计模型，而 工装优化软件界面和 M S C . P a t r a n
有限元离散模型的质量决定着 结构分析的质量，正确、合理的工装 有限元模型是取得正确而可靠的分 析结果的基础。因此，在工装结构离 散化时要遵循以下原则：
（1) 单元类型的选取应能代表 结构的几何与承载特征；
（2) 根据计算结果的精度要求 决定工装构件单元尺寸，且尺寸大小 应适应应力梯度的变化；
（3) 约束、载荷的处理应符合装 配工装真实支承与受力情况。
度，又不至过于笨重，需要在设计时 对 工 装 进 行 结 构 刚 度 分 析 与 优 化。 有限元法的广泛应用为解决此类大 型复杂问题提供了有效的途径。在 航空制造业及其他相关行业中大量 成功应用 MSC.Patran 和 Nastran 软件的经验表明：利用成熟的结构 分析与优化设计技术进行飞机装配 工装结构分析和优化是可行的。为 此，西北工业大学和成飞技术装备研 究所开展了深入的合作研究，并在国 内首次将智能优化技术引入飞机装 配工装刚度设计中，获得了可喜的研 究成果。
每个型材选择合理的规格，达到结 得分析结果，根据计算结果合成约束 件中包含型材截面自动识别和有限
构最轻、刚度最大的目的。
信息，计算各组变量适应度并对比适 元简化建模模块。
其次，设计约束的定义。在飞 应度大小，优胜劣汰，依次循环，整个 4 优化算例
机装配工装设计时需要考虑自装配 流程如图 1 所示。
以转动框架的主骨架型材为槽
优化设计
1 工装优化问题描述 飞机装配工装优化是在满足结
构刚度要求下，实现工装结构型材规
2009 年第 25 期·航空制造技术 41
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格的自动选择，达到结构重量最轻， 2 基于遗传算法的飞机装配
降低生产成本，缩短工装研制周期的
工装结构优化方法
开始
目的。飞机装配工装主要由骨架和
合成设计约束
是一种离散尺寸变量设计问题，且 装的结构优化设计。具体流程：
各尺寸相互关联。为此，首先建立 通过遗传算法随机产生一系
优化目标
标准型材规格库，以规格编号作为 列设计变量组，翻译成对应型 设计变量，每个编号对应标准型材 材尺寸，并修改模型文件中的
图1 优化流程图
上数个尺寸参数，通过优化设计为 变量信息，通过 MSC.Nastran 计算获 下的操作界面。以结构简化为例，软
精度要求并保证产品装配协调与互 刚度不足和刚度过剩的问题，严重阻
换。因此，工装的结构刚度与定位准 碍了产品装配质量的提高和飞机制
确度对飞机装配质量起着举足轻重 造业的进一步发展。
的作用，直接影响到能否装配出合格
波 音、达 索 等 国 际 著 名 航 空 制
的产品。
造商对工装数字化和并行设计技术
飞机装配工装国内外 研究现状
42 航空制造技术·2009 年第 25 期
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梁编号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
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H 图4 槽钢梁截面信息
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图5 简化的有限元模型
表1 优化前后梁截面尺寸对比
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优化前
优化后
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述为定位点位移约束，即在 2 种工 元建模、型材规格库、优化设计模型 分。
艺过程中相应工况下，定位点最大 定义、优化求解以及设计报告自动生
工装支座：左右各一，具有较大
位移应不超过预设的上限值。
成等功能模块。一方面提高了用户 刚度，对旋转框架起固定和支撑作用；
最后，目标函数的定义。在工装 单位飞机装配工装的设计水平，另一
此外，针对工装结构设计问题， 国内外学者均开展了具体的研究工 作。例如刘忠梁 [3] 从工装受力情况、 尺寸大小、结构形式、结构布局与连 接等方面，论述了保证和提高飞机装 配工装骨架使用刚度的方法。R o n g 等人 [4] 指出了从工件变形、定位位 置、夹紧力大小等因素出发满足刚度 条件的工装设计方法。Jayaram 等 人 [5] 在综合研究工件和夹具刚度情 况下提出了一种基于工装夹具元件 定位刚度的优化方法。L i a o 等人 [6] 在考虑部件变形、夹具变形以及装配 后工装反弹等多种因素作用下，对非 刚性薄板类装配夹具和装配位置进 行了优化。另一些研究者围绕工装 智能化、模块化、数字化设计方法做 了大量研究，以缩短工装研制周期、 降低生产成本。
和产品装配 2 个工艺过程及其相应
在以上设计流程的基础上，经 钢，用于产品框架的组合连接的工装
的若干载荷工况，要求在各种状态 过系统集成和开发，已形成了工装结 结构为例，根据该工装结构形式，分
下工装刚度达到设计要求。优化过 构优化设计专用软件系统，包含了工 为工装支座、旋转接头、旋转框架、定
程中，通常将这类设计约束具体描 装 C A D 模型导入、结构简化与有限 位器和连接加强件 5 个基本组成部
工装分析
影响工装刚度分析效率和分析 结果可靠性的因素很多，主要包括以 下 3 个部分。 1 工况分析
工 况 是 指 结 构 的 承 载 状 况，即 在特定的工作条件下结构所承受的 载荷和相关边界条件的统称。飞机 装配工装中的极限工况是指使工装 结构的变形可能达到或超出设计要 求的工况。工装结构刚度分析应按 自装配和使用 2 个工艺过程中的极 限工况进行。
飞机装配工装是飞机零部件装 配、总装与检验等工艺过程中必不可 少的工艺装备，在飞机研制过程中占
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有重要的地位。在传统工艺中，一般 欠合理，整体水平相对落后，表现为：
飞机生产准备周期占飞机研制周期 设计中虽采用了 C A D 技术（如应用
的 1/2 以上，而工装的设计制造是飞 C A T I A 进行设计），但未充分利用
进行了研究，取得了突破性的进展， 实现了工装的数字化设计和并行设 计，明显缩短了制造周期，降低了生
目前，我国飞机装配工装主要 产成本。其中，波音公司在工装设
依靠经验和类比进行设计，工装设计 计过程首先基于 C A T I A 进行工装
封面文章 COVER STORY
三维实体建模，在 M S C . P a t r a n 和 N a s t r a n 平台下利用二者的接口进 行几何模型转换，实现网格划分和载 荷、边界条件的施加，然后进行刚度 分析，根据分析结果对三维实体模型 进行修改，直至满足要求为止；达索 公司结合飞机的产品生命周期管理， 根据不同种类工装的设计与使用特 点，将其设计流程分为概念设计、功 能设计和详细设计 3 个阶段，形成了 工装设计的系统性方法和规范，并在 CATIA V4 系统上以刚度和应力的 数值模拟分析为基础建立了专用的 设计平台，有效实现了工装的刚度最 大、重量最轻和生产成本最低的设计 目标 [2]。
实际工装具有复杂的结构形 式，数值分析过程中无法也无需完全
按照实际结构进行建模，因此，有必 要对工装结构进行合理的简化建模。 结构简化过程中一方面要反映工装 的实际结构情况，使简化结构充分逼 近实际结构的力学特征；同时需要 略去一些次要的细节，简化有限元建 模工作，同时提高数值分析的效率。 例如，当工装结构中两部分构件刚度 比值悬殊且在工装中起着相同的支 撑作用时，可以略去刚度较小的构件 部分，只考虑另一个构件对工装刚度 的影响。