总结
本文针对航空工业精加工器件夹具结构，以折叠接头工装为例，提出一种基于有限元的配合误差仿真计算方法。通过理论分析与计算得出以下结果：
（1）本文以折叠接头为例，采用拟合手段分析并验证得出折叠接头与基座间隙配合误差最大不可超过0.07mm，过盈配合误差不可超过0.08mm。其结果较为可靠，有效解决折叠接头工装配合误差问题。
（2）本文以平行度和轴对称度公差为分析对象，进行仿真计算，其他公差要求也可转换成相应有限元节点数据进行模拟。
（3）应用本文安装误差仿真计算方法分析结构配合误差是合适的，适用于同类型工装结构。这种分析方法对于提高产品装配效率和生产质量具有重要意义。
参考文献：
[1]周银华，赵美英，王瑜，万小朋.含穿透损伤复合材料蜂窝夹芯修补结构强度分析.西工大学报，2011，29（4）：536-541.
[2]LINCY，SHENFM.Adaptivevolumeconstr-aintalgorithmforstresslimit-basedtopologyoptimization[J].Computer-AidedDesign，2009，41：685-694.
[3]LapczykI，HurtadoJA.ProgressiveDamageModelinginFiber-ReinforcedMaterials.CompositesPartA：AppliedScienceandManufacturing.
[4]李余兵，陳关龙，来新民.柔性件装配概念设计偏差分析系统构架[J].上海交通大学学报，2006，40（12）：2070-2074.
[5]宋尧，姚振强，薛雷，等.飞机制孔末端执行器法向检测方法及误差分析[J].机械设计与研究，2017，33（4）：117-122.
[6]S.Aluri，C.Jinka，H.GangaRao.Dynamicresponseofthreefiberreinforcedpolymercompositebridge[J]，ASCEJournalofBridgeEngineering，2005，10（6）：722-730.
[7]LopsCS，CamanhoPP，GurdalZ，MaimiP，GonzalezEV.Low-VelocityImpactDamageonDispersedStackingSequenceLaminates.PartII：Numericalsimulations.CompositesScienceandTechnology，2009，69：937～947.
[8]BenjaminMCook.ExperimentationandAnalysisofCompositeScarfJoint.Wright-PattersonAirForceBase，Ohio：DepartmentoftheAirForce，AirForceInstituteofTechnology，2005.
[9]ChangFK，LessardLB.DamageToleranceofLaminatedCompositesContaininganOpenHoleandSubjectedtoCompressive.Loadings：PartⅠ———Analysis.JComposMater，1991，25：2-43.
MeierU.StrengtheningofStrueturesUsingCarbonFiber/EPoxyComPosite.ConstruetionandBuildingMaterials，1995，9（6）：341-35.
（作者单位：航空工业昌河飞机制造集团有限责任公司）