整体结构件的加工变形是航空制造中的常见问题,因此需增加变形校正工序。航空整体结构件的变形校正过程中,因校正操作参数选择不当引起工件报废的现象时有发生,这就涉及到校正安全性问题。因此,研究航空整体结构件的变形安全校正技术具有理论意义和工程应用价值。本文采用有限元仿真、试验研究以及理论分析相结合的方法,对航空整体结构变形安全校正关键技术进行研究。首先,在阐述航空整体结构件加工变形研究现状、变形校正理论和校正方法的基础上,提出航空整体结构件变形安全校正研究的背景、安全变形校正措施及论文研究的结构框架,并介绍目前结构极限分析的相关理论和有限元中极限载荷的确定方法,为后续研究提供理论基础。然后,通过三点压弯试验获得Al7050-T7451变形梁载荷-挠度曲线和表面残余应力分布规律,计算其压弯极限载荷,并与有限元模拟的结果进行比较,以验证仿真结果的可靠性和准确性。同时,通过仿真分析得出压弯试验中跨距、横截面尺寸以及载荷对回弹量的影响规律。该基础性研究结果可作为使用该材料的航空整体结构件加工变形的预测以及反向弯曲校正过程中的参数选择参考。基于以上基础性研究,提出航空整体结构件变形安全校正的目的和意义,研究变形校正仿真的关键技术,并进行整体隔框比例件变形安全校正的仿真,考虑到变形校正安全性,总结出将基于有限元仿真分析获得的变形校正操作曲线用于预测变形校正效果和指导校正过程的方法,为验证该图的校正效果设计了相关试,具有工程指导意义。针对航空整体结构件反变形校正中引入的较大残余应力严重影响工件的使用安全性和可靠性这一工艺难题,通过相应实验设计,对约束状态下工件实施振动时效处理,对振动参数进行优选,同时,研究振动时效对变形零件约束状态下应力释放与变形校正的作用机理和效果。研究表明:振动时效技术可显著降低校正残余应力,并对约束状态下的变形零件起到一定的校正作用。最后,对全文研究工作进行概括总结,并对有待进一步研究的内容进行展望。