疲劳破坏是飞机结构破坏的主要形式,改善飞机结构的抗疲劳性能,实现长寿命、高可靠性已成为飞机先进制造技术的重要研究内容。干涉配合螺栓连接作为一种具有较大过盈量的孔轴连接装配方式,是提高飞机结构疲劳寿命的重要工艺。为解决传统紧固件无法实现大干涉量均匀连接的问题,本文提出利用Fe-Mn-Si记忆合金形状记忆恢复特性实现干涉螺栓连接(干涉螺接)的设计思想,并对Fe-Mn-Si记忆合金的径向恢复特性、Fe-Mn-Si记忆合金与6061-T651铝合金干涉连接特性进行了研究。基于塑性变形体积不变原理,推导Fe-Mn-Si记忆合金径向预变形量和轴向预变形量、径向恢复应变和轴向恢复应变之间的关系式。通过径向回复特性试验可知,Fe-Mn-Si记忆合金的径向预变形量和径向可恢复应变的计算误差随着预变形量的增大而增加,径向预变形量计算值要大于实际测量的径向预变形量,而径向可恢复应变计算值小于实际测量的径向可恢复应变;试验测得Fe-Mn-Si记忆合金的轴向可恢复应变最大值为2.31%,径向最大可恢复应变为1.41%,径向、轴向应变恢复率均随着预变形量的增加而降低。研究影响径向回复特性的主要因素发现,Fe-Mn-Si记忆合金的径向和轴向形状恢复率均随着加热恢复温度的增加而增加,至300℃时趋于稳定;由Shockley不全位错阻力公式分析可知,预变形量增加会使全位错密度及相变Shockley不全位错运动的阻力增大,导致Fe-Mn-Si记忆合金的径向和轴向形状恢复率降低;固溶温度通过影响Fe-Mn-Si记忆合金组织内部的全位错密度和母相强度而影响其形状记忆效应;固溶温度在900℃～1000℃时,Fe-Mn-Si记忆合金的径向和轴向形状恢复率最高。利用厚壁筒理论,推导弹塑性变形下的干涉量与孔径、塑性区半径之间的关系式,进而得到干涉力与塑性区半径的关系式。试验测得Fe-Mn-Si记忆合金/6061-T651铝合金干涉连接后的干涉量与干涉力的关系曲线;干涉力试验值与理论计算值对比发现,虽然两者存在误差(7%-17%),但变化趋势一致。Fe-Mn-Si干涉螺栓/6061-T651铝合金干涉螺接件的疲劳试验表明,随着干涉量的增加,铝合金连接件的疲劳寿命也随之增加。基于Workbench的干涉连接件疲劳寿命的仿真分析发现,疲劳寿命薄弱位置与实际试验中的疲劳断裂位置相符;x向应力集中随着干涉量的增加逐渐远离孔边,表明干涉量越大,孔边应力支撑效果越好,应力集中越小;而y向应力值随干涉量增加而增加,故过大的干涉量可降低连接板的疲劳寿命。