孔冷挤压技术通过人为引进的残余压应力分布有效降低了飞机紧固件应力集中部位周围的拉应力，延长了裂纹萌生时间，提高了飞机结构件疲劳强度，因此被广泛应用于飞机制造中，而且作为一种延寿措施，也用于飞机的维护和修理中。由于挤压成形过程中孔周围的应力变化十分复杂，对于挤压失效机理以及疲劳寿命估算方法的研究显得尤为重要。本文首先利用弹塑性理论和弹塑性有限元软件对挤压孔的应力应变场进行了理论计算和数值模拟。根据弹塑性理论可以得到由弹塑性分界半径决定的孔冷挤压残余应力分布表达式，在给定挤压量的条件下可以确定弹塑性分界半径从而计算出残余压应力分布。在弹塑性有限元软件中建立了孔冷挤压三维有限元模型通过对挤压棒位移的控制以及接触界面的约束模拟实际挤压过程得到残余应力场分布，对周向残余应力的理论解与有限元解进行了验证比较。结果表明：理论计算与试验结果基本吻合，但由于其简化成平面应变问题从而无法考虑到应力分布在厚度方向的变化。在弹塑性有限元软件结果中可以发现残余应力随构件厚度增加而增大达到最大值后，随厚度增加而减小并趋于稳定。对于冷挤压孔这种在复杂应力场下缺口件的疲劳失效问题，本文提出了一种疲劳寿命分析的临界域法。其基本思想是将应力集中附近区域中某点、线或面上的应力特征值作为材料失效的判断条件，从而能较合理的解释缺口效应现象。本文在对挤压孔危险部位的应力应变场进行计算分析的基础上对现有典型的临界域法进行探讨，通过结合已有的在不同挤压量、挤压方式等挤压情况下的缺口附近疲劳裂纹萌生与扩展的试验观察结果，基于临界域法提出了一种新的临界距离等效方法，并由该临界距离上的特征应力建立挤压孔疲劳失效模型。最后对两种材料的挤压孔进行了疲劳寿命估算以及试验验证，结果表明计算值与试验值吻合较好。下面是挤压孔疲劳寿命估算流程图。