自从高性能复合材料在航空航天领域内广泛应用以来,关于复合材料紧固连接技术一直是研究的热点。大量研究表明,复合材料结构80%的失效发生在连接处,且连接头的重量占结构总重的25%左右,所以复合材料紧固连接技术一直是结构设计中的重点。随着复合材料整体化结构的应用,飞机构件和连接紧固件数量大大减少,但不管是以前的连接还是现在通用的积木式设计方法,均需要设计好连接技术,以保证结构的可靠性和稳定性。复合材料紧固连接技术一直在不断的创新与发展,单面抽钉紧固件干涉配合连接是一种新型的复合材料结构连接形式,由于其优异的疲劳性能,当前正面临着应用于航空航天领域,然而其静挤压强度、疲劳性能以及失效机理的研究却相对滞后。为了这种新型紧固件干涉配合技术能在复合材料连接结构上成熟应用,对其开展深入地研究则显得非常重要。现今航空工业设计时不仅要求较高的安全性,还不断追求经济效益的最大化。在飞机复合材料结构连接设计中,如果采用新型紧固件干涉配合连接技术,除了满足结构安全性的设计要求之外,还必须考虑结构的疲劳寿命问题。因而对复合材料新型紧固件连接结构开展孔边应力场分布、静挤压强度、疲劳特性及失效机理的研究具有十分重要的理论意义和实用价值。本文的研究工作主要包括：1、对于各向异性复合材料板的钉孔挤压孔边应力分布及静强度问题,本文中采用了解析法、有限元法及试验进行研究。解析法是在平面应力条件下,建立了各向异性材料紧固件连接结构的干涉配合模型,利用复变函数法,求解复势函数,推导了不同干涉量I下的孔边应力分量σx,σy,τxy,同时利用转角公式推导出孔边径向应力分量σyy、周向应力分量σoo和剪切应力分量σoo。根据干涉连接结构加载情况,本文建立了干涉后加载的接触方程,解决了干涉钉孔加载过程中的接触问题,并以位移加载为边界条件,推导出了该模型的复势函数,求解得到了干涉加载过程的孔边应力分布。根据求出的连接结构干涉后加载的应力情况,引入了Tsai-Hill失效准则和Hoffman失效准则,获得了结构发生初始失效的破坏载荷及挤压失效强度。有限元法利用通用有限元软件ABAQUS,建立了干涉后再加载的三维渐进损伤模型。该模型考虑了复合材料剪切非线性与接触非线性,引入Hashin和Yamada-Sun混合强度失效判据,并建立了根据单一失效模式与混合失效模式下单元材料性能的二阶折减准则。以滑动配合连接试验数据为基准,确定三维渐进损伤模型中的二阶损伤因子D11st,D12nd,D2,…,D6,建立了干涉配合连接结构的渐进损伤分析方法,研究了0.5%干涉配合的挤压响应,并与试验结果对比,验证了模型及分析方法的合理性。通过三种干涉量配合连接结构的静载试验,得到连接结构的4%D挤压强度值和极限挤压强度值,以其作为验证解析法和有限元法的基准。结果表明,干涉量为0.5%的单面抽钉紧固件连接结构的极限挤压强度1.208GPa,比高锁螺栓H9/h9配合连接结构的极限挤压强度1.19GPa高1.51%；然而,干涉量为3%的单面抽钉紧固件连接结构的极限挤压强度1.168GPa,却比高锁的低1.85%。对比分析了解析法和有限元法预测的三种干涉量配合连接结构挤压响应。解析法根据位移加载模型求解了位移量为4%D的不同干涉量下的挤压强度值,由于没有考虑到孔边单元失效及失效后材料性能下降等问题,预测结果普遍偏高；有限元法考虑了孔板单元压缩失效后能继续承载的渐进失效理论,4%D挤压强度值和极限挤压强度值与试验值吻合很好,误差在±3%以内。2、通过不同循环应力的疲劳试验对比分析了两种紧固件类型连接结构的疲劳特性(S-N曲线),研究了单面抽钉紧固件的不同干涉量配合对复合材料连接结构疲劳寿命的影响作用,还对比分析了不同主板铺层次序、不同搭接板材质对结构疲劳寿命的影响规律。试验结果表明,单面螺纹干涉配合连接结构的疲劳寿命优于高锁螺栓间隙配合连接结构,相同循环应力下的疲劳寿命高1-2个数量级,极限疲劳应力高50MPa以上。不同干涉量对抽钉干涉配合连接结构的疲劳寿命影响较大。在低循环应力下(±45%σhru),连接结构的疲劳寿命随着干涉量的增大而增大,并在3%干涉量时疲劳寿命达到106以上；高循环应力下(±55%σhru和±60%σhru),干涉量从0%增大到1.8%时,疲劳寿命逐渐增大,从1.8%变化到3.0%干涉量时,疲劳寿命则逐渐下降。干涉量为1.8%的干涉配合连接结构的疲劳性能较佳。在循环应力为55%σhru,干涉量为1.8%条件下,主板铺层比的变化对抽钉干涉配合连接结构的疲劳寿命影响不大。在循环应力为55%σhru下,铝搭接板单面抽钉干涉配合连接结构的干涉量从0%增大到1.8%时,疲劳寿命逐渐增大,从1.8%到3.0%干涉量时,疲劳寿命逐渐下降；钢搭接板连接结构随着干涉从0%增大到3%,结构疲劳寿命呈增大趋势。3、高锁螺栓间隙配合、单面抽钉0%干涉配合与0.5%干涉配合的结构失效均为孔损伤变形过大失效,但同一循环应力水平下的疲劳寿命却相差较大。在微观上解释了干涉配合增加连接疲劳寿命的机理。复合材料孔的变形失效由微动磨损和冲击损伤两部分组成,微动磨损量与挤压接触角度呈线性关系,冲击损伤与间隙量则呈幂函数关系。在循环应力作用下,干涉配合结构的接触区域角度(一ψ,ψ),ψ>>π/2,钉孔无间隙量,只存在与ψ成线性关系的微动磨损,仅当磨损量大于初始干涉量后钉孔间有较大的间隙量时,才出现呈幂函数关系的冲击损伤；间隙配合在疲劳初始阶段就有间隙量的存在,也就会产生呈幂函数关系的冲击损伤。根据三种配合方式的失效机理,分别提出相对应的疲劳损伤演化方程。线性段损伤演化方程代表着微动磨损累积模型,冲击损伤累积模型由幂函数型损伤演化方程表示。干涉配合连接结构的疲劳损伤累积模型可由线性损伤演化方程与幂函数损伤演化方程的权函数叠加得到,间隙配合的疲劳损伤累积模型直接由幂函数损伤演化方程表征。推导出了混合型疲劳寿命(σα～Nf)模型。根据疲劳试验结果,对比了两种广泛应用的疲劳寿命模型(指数型与幂函数型)。结果表明,幂函数模型在间隙配合或0%干涉配合连接时有较好地拟合度；指数模型在干涉配合时有较好的拟合度；推导的混合型疲劳模型则在不同配合连接结构中均有较好地拟合度。4、基于接触微动疲劳理论和钛合金螺母内螺纹应力集中疲劳断裂理论,研究了大干涉量(1.8%和3%)配合连接结构发生紧固件断裂的失效机理。在循环载荷作用下,抽钉紧固件与复合材料孔之间接触疲劳产生了紧固件微动磨损、微动疲劳的损伤形式。微动磨损造成材料磨损,微动疲劳使得紧固件钉在钉孔接触的部分滑移区边缘和滑移区中心位置处出现摩擦白层,摩擦白层内存在微动裂纹,为结构失效疲劳源。对于紧固件螺母内螺纹处的应力集中进行了分析,由于应力集中的作用,在螺母内螺纹截面形状突变处易形成疲劳裂纹。两种微裂纹萌生后,在裂纹接触面内扩展,形成断口光滑区,最终发生结构脆性断裂。根据紧固件疲劳断裂的两种失效机理,提出了紧固件微裂纹萌生及扩展的疲劳损伤演化方程,推导出裂纹萌生寿命和裂纹扩展寿命模型,叠加后得到紧固件断裂失效的疲劳模型。以疲劳试验结果为基准,对比了两种广泛应用的疲劳寿命模型(指数型与幂函数型)。结果表明,指数型和幂函数型,只对试验数据拟合,没有考虑结构的不同失效模式,拟合的疲劳极限强度没有明确的物理意义；而基于失效机理的模型,模型拟合结果与试验结果较好地吻合,而且由于考虑了紧固件产生白层裂纹的临界值,因此拟合的疲劳极限强度就为当前干涉量结构发生失效模式改变的极限疲劳强度值,在疲劳结构设计时有较大的参考价值。