在现代航空领域,复合材料凭借其优异的力学性能得到了广泛应用。由于飞机复合材料结构成型精度较低以及装配误差的积累,构件之间容易出现装配间隙,工程上常采用压紧力来消除间隙,但是不恰当的压紧力方案不仅不能有效消除间隙,而且还有可能造成复材内部损伤。为了避免压紧力可能带来的内部损伤,同时提高消除间隙的效果,本文选取复合材料翼盒为研究对象,针对复合材料壁板装配过程,使用有限元分析和实验的方法,优化压紧力的大小和布局。论文的研究工作包括:(1)分析研究问题与研究对象,建立了优化模型并进行求解。在分析翼盒结构、装配工艺和装配工装的基础上,研究了压紧力的组成要素,建立了压紧力优化的研究模型。在对研究模型进行一定的简化之后,设定初始间隙为0.5mm,以间隙消除率为优化目标,以壁板内部应力水平、层间损伤情况和压紧力的移动范围等为约束条件,建立了优化压紧力大小和布局的数学模型。根据优化问题的特点,选择了遗传算法来求解该优化问题,在算法中加入了干涉检查和修补算法,使用Pyhton语言编写了算法程序,调用ABAQUS/CAE中参数化的有限元模型来计算适应度函数值,最终得到最优解。(2)以初始间隙为0.5mm的模型为实例,采用有限元和实验的方法分析了最优解。实验中,设置初始间隙为0.5mm,使用安装在压紧器顶部的压力传感器测量并控制压紧力的大小,使用3D VIC系统测量了壁板表面应变场的分布。实验结果表明,优化后的压紧力方案能够更加有效地消除间隙,其间隙消除率达到93.75%,比优化前提高了50.7%。优化后的压紧力方案能够使应变场分布趋于均匀。通过对比分析可知,有限元结果和实验结果一致,模型的准确度较高。通过在有限元模型中设置内聚力单元的方法,分析可知壁板表面应力应变分布均匀,优化后的压紧力没有使壁板产生分层损伤。(3)研究了不同初始间隙下,压紧力优化方案的适用性。设定初始间隙为0.2-0.8mm,使用有限元和实验的方法,分析了优化前后的压紧力方案消除间隙的效果和对应变场分布的影响。实验结果表明,当初始间隙为0.2-0.8mm时,优化后的方案使间隙消除率为85.42%-100%,比优化前的方案提高了26.31%-115.82%。有限元结果表明,优化后的方案均没有使壁板产生分层损伤。可知,优化后的方案对初始间隙不同的情况有广泛的适用性。