紧固孔是飞机结构典型的应力集中细节。在交变载荷的作用下,它容易产生疲劳裂纹而导致整机的安全性、可靠性和使用寿命降低。工程上通常在紧固孔周围引入均匀的残余压应力,以延长其疲劳寿命、提高其抗应力腐蚀性能。孔挤压、干涉配合、机械喷丸强化是普遍应用于飞机结构抗疲劳设计的强化工艺。针对航空结构常用的300M钢,本文研究了不同加工工艺、不同强化工艺下300M钢耳片试件的应力集中、残余应力分布和疲劳特性,为300M钢耳片的抗疲劳设计提供理论和实验依据。本文采用ABAQUS有限元软件建立了光孔,孔边倒角与孔边倒圆300M钢耳片的三维有限元模型,通过线弹性有限元分析,获得了它们的应力集中系数。分析结果表明:与光孔耳片的应力集中系数相比,耳片孔边倒圆能减小孔边的应力集中,而耳片孔边倒角则会增大孔边应力集中系数。采用弹塑性有限元法对镶嵌衬套强化、开缝衬套挤压强化和喷丸强化耳片进行分析,研究了这三种不同强化方式下耳片的残余应力分布。结果表明:孔边倒角和孔边倒圆情况下再镶嵌衬套时,耳片承受拉应力,且孔边应力最大,随着距孔边距离增大,拉应力先减小后增大,同时发现孔边倒角情况下的拉应力略大于孔边倒圆时的拉应力。开缝衬套挤压强化的有限元结果表明:孔边残余应力沿厚度方向呈梯度分布,挤入端的周向残余应力均低于中部和挤出端。通过对未强化、开缝衬套挤压强化和喷丸强化进行疲劳实验以研究它们的强化寿命增益。在残余应力的分析基础上,本文预测了各种强化下耳片的疲劳寿命。预测疲劳寿命与试验疲劳寿命吻合较好。最后,通过对未强化与强化耳片试件疲劳断口观察和比较发现,经过强化后的紧固孔的疲劳裂纹源不起源于试件表层,而是位于次表层,并伴有多个疲劳裂纹源。