复合材料/钛合金结构螺栓连接在飞机整体结构设计中大量存在,尤其是随着我国大型军用和民用飞机对复合材料和钛合金材料的应用不断增加,其数量呈现出增长的趋势。连接结构通常是整体结构潜在失效危险点,其优化设计是提高整体结构设计水平的关键技术之一。然而,目前此类连接结构研究较少,尤其是其动态安装损伤、准静态基体裂纹损伤、动态损伤及失效的研究几乎处于空白。此外,干涉配合强化技术在飞机金属结构连接中广泛应用并创造了突出的技术和经济效益,但因为复合材料为脆性材料且易损伤,导致该技术在复合材料/钛合金结构螺接连接中的应用受到极大限制。因此,为了提升我国大飞机复合材料结构连接设计水平,论文以复合材料/钛合金结构干涉配合螺栓连接为研究对象,结合理论分析、模拟和试验研究的方法对其动静态损伤和失效展开研究。主要研究内容包括:(1)复合材料/钛合金结构干涉配合螺栓连接动态安装方法研究干涉配合紧固件动态安装方法较静态安装方法具有明显优势,但其在复合材料/钛合金结构干涉配合螺栓连接的研究仍处于空白。对动态安装原理进行理论分析,设计复合材料/钛合金结构干涉配合螺栓连接接头动静态安装试验,评估安装阻力和安装损伤。结果表明,安装阻力主要由钛合金板引起,低干涉量下安装阻力对安装方法不敏感,高干涉量下动态安装方法安装阻力较小。动静态安装方法中接头安装损伤特征相似,复合材料层板发生安装损伤,干涉量是安装损伤的主导因素,名义干涉量0.47%时层板内部未发生安装损伤。首层铺层最先发生挤压损伤,形成环状损伤区,干涉量增大损伤呈现出由首层铺层向内部铺层扩展、由孔壁向层板内部扩展的特征。通过定量分析,证明了动态安装方法优于静态安装方法。(2)复合材料/钛合金结构干涉配合螺栓连接基体裂纹渐进损伤特征分析为了提高接头抗损伤设计水平,在协同损伤力学模型基础上,建立复合材料/钛合金结构干涉配合螺栓连接有限元分析模型,评估准静态低载荷下的结构基体裂纹渐进损伤,探索预紧力和干涉量的影响。研究发现,接头基体裂纹损伤以复合材料层板孔周局部损伤的形式出现,由孔周局部应力集中引起,刚度退化首先发生在层板最小截面与孔周交界处。增加预紧力矩可提高连接刚度,同时抑制铺层基体裂纹萌生和扩展。干涉配合增加了接头连接刚度,小干涉量可抑制铺层基体裂纹扩展,但干涉量较大反而有害。本研究条件下,提出了最优强化干涉量区间为0.20%~0.60%。(3)基于电磁力加载的接头冲击性能测试系统研发针对传统接头冲击测试技术中设备庞大、可控性差、冲击速度低、加载重复度低等诸多问题,研发电磁力加载的接头冲击性能测试系统,建立电磁力加载数学模型,推导出最大等效冲击速度公式。利用有限元方法,对电磁力核心控制参数进行参数建模分析,在此基础上对测试系统进行整体设计。提出了两种加载方法:直接加载方法利用电磁力直接对试件实施加载,适用于长脉宽、高速冲击加载测试;撞击加载方法利用电磁力对驱动头加速,驱动头获得较高初速度后撞击拉伸长杆凸台激发应力波对试件实施加载,适用于短脉宽、高速冲击加载测试。最后,制作出验证性测试系统实物。试验表明,该测试系统较传统测试系统具有明显优势,可服务于飞机连接结构冲击性能评估和抗冲击防护设计,具有较好的应用前景。(4)复合材料/钛合金结构干涉配合连接的动态性能评估飞机螺栓连接接头冲击性能对整体结构性能至关重要。在研发的冲击测试系统上,对复合材料/钛合金结构干涉配合螺栓连接进行冲击剪切试验,评估结构冲击力学响应,揭示结构冲击损伤特征及失效模式,并探索干涉配合的影响。研究发现,接头动态响应特征明显,接头挤压强度和失效强度随冲击速度增加而下降。接头失效以复合材料层板挤压失效为第一失效模式,剪切失效为最终失效模式,并伴随螺栓剪切变形、钛合金板连接孔拉长。复合材料层板失效以局部失效累积的形式发生,基体和纤维发生局部挤压碎化并飞离,层板整体的材料优越性无法发挥。增加干涉量可提高接头刚度和挤压强度,但对最终失效强度无明显影响。干涉配合可有效抑制局部损伤,对于提高接头冲击挤压强度和降低冲击损伤效果明显。