飞机交点孔精加工作为飞机装配的关键技术之一，其质量决定了最终翼身对接的互换性和协调性。本文研究了飞机翼身对接交点孔精加工工艺中涉及的机身交点孔位置评价和精度保障技术，同时分析了热变形对交点孔位置的影响。　　本文结合飞机翼身对接交点孔精加工技术的研究现状，以浙江大学某型飞机机身数字化精加工系统为应用背景，针对机身交点对接区域的结构特点和交点接头布置方式，确定了工程中对交点接头的加工要求。给出了翼身交点孔位置的定义，并采用机床在线测量系统对其进行测量。根据机身交点孔精加工的一般工艺流程，进行误差源分析及交点孔可加工性评价、已加工交点孔位置度评价以及翼身对接前可装配性评价的研究。最后通过连续测量实验得到机体热变形规律，并将之用于指导工艺改进。　　首先对机身交点孔空间几何位置及相应加工设备的坐标系关系进行描述，建立了加工现场数字量坐标传递关系，提出了各测量方式误差来源诊断方法以及精加工前工程化可实施的可加工性评价方法。　　基于上述理论，提出了机身交点孔位置度的评价方法。首先将机身交点孔位置的三维容差要求分解为在Y向（航向）和在X-Z平面（垂直航向的平面）内的位置要求，在X-Z平面内，将交点孔简化为一组有绝对位置要求和相互位置关系要求的离散点。本文选用矩形公差带对平面内的交点孔位置进行评价，给出了限制各交点孔相对于理论位置偏差程度的交点孔相互位置关系评价方法。　　在考虑翼身对接互换性的前提下，对机身可装配性提出了三项技术指标:共线接头交点孔偏差半带宽、同一接头上下两孔Z向坐标差（垂线方向）与Z向坐标差相对偏差和所有交点孔相对理论位置变化的综合评价指标;特殊情况下，对当前机身和机翼对应交点孔配合设置许可值。　　为了分析温度对机身交点孔位置的影响，进行机身交点孔连续测量实验，验证了机体左右热变形对称性，得到机体的热变形规律。研究发现机身各交点孔位置的变化趋势与温度变化趋势基本相同，但存在一定的滞后;温度变化后回到初始温度，交点孔位置偏离初始位置，偏移程度与温度变化过程相关;不同材料框上交点孔位置对温度的敏感程度存在差异;机身交点孔之间的相互位置关系变化与温度变化具有相似趋势，前者变化略微滞后于后者。同时根据实验测量数据，给出了当前环境温度的控制范围，为工艺改进提供理论基础。　　最后，文章对工作进行了总结，并对翼身对接互换性的其它相关研究进行了展望。