随着飞机结构技术的发展,复合材料由于其在减重方面的巨大优势,已经逐渐地替代金属,应用于飞机的主承力构件。适用于主承力构件的复合材料厚板连接主要采用机械连接方式,由于复合材料具有的各向异性和脆性特点,其连接强度的影响因素较金属材料复杂得多。当研究对象拓展到厚板范畴时,由于受到的载荷在材料厚度方向上的不均匀性,原有的适用于薄板的二维建模方法和分析结论不完全适用于厚板连接问题。复合材料厚板机械连接的强度校核和失效区应力分析是飞机结构设计的主要难点之一。对此,本文分析了国内外学者在复合材料机械连接方面的数值模拟研究和孔边应力观测试验方法,总结归纳了机械连接的一般设计原则。针对中厚板和厚板的2种定义,归纳了一种综合厚度和结构比例的定义方式。分析了复合材料中常见的9种失效准则的物理意义和数学性质,得出采用特征线法可以改善经典强度准则在判别中出现的过保守问题,并且参与开发了复合材料二维失效判别软件,提高了数值模拟强度校核的工作效率。对于复合材料厚板,本文在MSC.Patran下建立了三维简化模型,提出了假定中心对称法和双假定中心直线法,分别约化了单钉单剪和单钉双剪模型的外载荷,采用MSC.Marc进行非线性有限元数值模拟。对模拟结果采用特征线方法结合Hoffman准则进行失效判别,分析了不同铺层网格失效区的分布规律,得出单钉单剪的主要失效模式为挤压破坏,单钉双剪的主要失效模式为拉伸、剪切破坏的结论。此外,详细分析了不同角度铺层的孔边应力分布规律,总结出了各角度铺层最先失效的角度区段,推导出了复合材料共同承载失效优先性原理。通过计算得出了两种模型的载荷-位移曲线和挤压强度,结果表明由于结构的偏载,单钉单剪模型挤压面应力分布严重不均匀,导致强度相比单钉双剪大幅下降。同时,在符合公差要求范围内,对3种钉孔间隙的两种模型分别进行了挤压强度的对比,得到了相同条件下间隙减小导致连接强度略微下降、刚度有所增强的结论。最后,将单钉双剪模型的挤压强度计算结果与文献的试验结果进行了对比,误差符合工程设计精度要求,从而验证了三维简化模型的可靠性。