保证飞机气动外形并消除装配应力是飞机装配追求的目标。某大型飞机采用多个三坐标数控定位器对机翼和机身分别进行支撑和调姿,通过机身中段开口处的四个接头与机翼中央翼盒处四个接头对接实现翼身对接装配。机身中段大开口结构降低了机身段整体刚度,在三坐标数控定位器支撑下,包括起落架在内的机身重力载荷使得翼身对接区产生变形,导致较大装配应力产生。本文针对该调姿对接系统提出力位混合控制方法,在保证机身段气动外形的前提下,通过各三坐标数控定位器的协同运动,对翼身对接区实施变形校正措施,实现翼身保形对接,减小翼身对接区装配应力。主要研究内容如下：首先,介绍国内外飞机大部件调姿系统的研究发展现状,总结变形校正理论技术以及飞机大部件保形装配的发展,并从并联机构学的角度综述调姿系统控制方法。其次阐述某大型飞机翼身调姿对接系统的调姿过程和系统组成,基于SynqNet现场总线技术设计多个三坐标数控定位器的协同运动控制系统。对翼身对接装配工艺和翼身对接区的机身大开口特殊结构进行详细分析,提出翼身对接装配中存在的变形问题及变形校正思路。然后设计实现翼身保形对接的力位混合控制系统。提出力位混合控制系统结构,应用螺旋理论和椭球法,选定参与机身调姿的6个三坐标数控定位器的位置控制轴和力控制轴组合。位置控制轴根据设定的调姿路径运动,实现机身调姿定位。力控制轴根据由正交试验和偏最小二乘回归反解得到的接触力作力伺服运动,对机身大开口处进行变形校正。接着采用计算机仿真技术研究调姿机构力位混合控制方法的变形校正效果。应用ABAQUS软件建立机身有限元简化模型,对采用力位混合控制的机身调姿系统进行有限元仿真。仿真结果表明翼身对接区的8个测点中有7个测点的变形得到了明显改善,证明了力位混合控制方法的变形校正效果。之后通过实际系统实验验证力位混合控制方法的变形校正效果。设计满足实际装配需要的定位器单轴控制系统,分别设计单轴控制系统的位置和力控制器。设计一维变形校正实验,采用力位混合控制方法对试件一维变形进行校正,实验结果表明力位混合控制方法对试件的变形校正效果优于位置控制方法。最后对本文的研究工作进行总结,并对未来研究工作进行展望。