紧固件连接部位是飞机结构的主要疲劳源,提高孔内壁的疲劳强度是飞机结构设计和制造的重要任务之一。孔冷挤压技术利用金属的变形能力,使孔周围在挤压过后产生一层残余压应力,当结构承受循环交变载荷时,孔边的残余压应力可以抵消外载产生的部分拉应力,从而提高飞机结构的疲劳强度。因此,孔冷挤压技术已经成为了工程实践中最常用的抗疲劳强化工艺。本文利用弹塑性力学相关知识,在一定理想条件的假设下对挤压后孔边残余应力分布进行了理论计算,给出了应力分布表达式,通过算例分析以及与试验值的比较发现,理论计算结果与测量结果趋势一致,误差在可接受范围内,表明理论计算方法可行。此外,本文利用ABAQUS弹塑性有限元分析软件对孔挤压过程进行了二维数值仿真,结果显示仿真结果与理论计算结果吻合非常好,在此基础上,通过对孔挤压真实过程的模拟,对挤压孔进行了三维数值仿真,探讨了残余应力在孔厚度方向上的分布规律。本文在对挤压孔残余应力分析的基础上,利用应力场强法的概念对挤压孔的疲劳寿命进行了估算,并在此基础上,提出了一种基于场强法的挤压孔疲劳寿命简化算法,将计算寿命与试验寿命进行了对比分析,结果显示计算精度良好,方法可行。进而针对挤压孔连接件模型,对旁路载荷作用下挤压孔边的应力集中系数进行了修正,在应力严重系数(SSF)法的基础上,给出了挤压连接件的应力严重系数。