由于碳纤维增强复合材料(Carbon Fiber Reinforced Plastics,CFRP)在减重、节能等方面具有显著优势,其在航空航天等领域得到了广泛应用。CFRP结构干涉配合连接技术能够大幅提高结构的疲劳性能,延长飞机等产品的使用寿命。然而,CFRP属于多相、非均匀的脆性材料,干涉配合插钉过程会导致层合板孔周区域产生复杂的损伤,直接影响结构连接质量。目前CFRP结构干涉配合连接技术没有形成系统、专业的工艺方法,工艺参数经验化,控制工艺随意,制约了CFRP结构干涉配合连接技术的应用和发展,严重影响了飞机结构装配连接质量。针对以上问题,以CFRP层合板的干涉配合插钉过程为研究对象,构建了局部宏-细观有限元模型,从细观尺度分析了干涉配合插钉过程中层合板孔周损伤萌生机理;在此基础上,分别建立孔周应力分布解析模型和分层临界轴向力预测模型,研究了干涉量对孔周挤压损伤和分层损伤的影响规律,提出了层合板干涉配合连接损伤的工艺控制方法。全文主要研究内容和成果如下:(1)提出了局部宏-细观多尺度有限元模型,通过用户材料子程序(UMAT)构建了碳纤维、环氧树脂基体及其界面的损伤行为模型,分析了干涉配合插钉过程中CFRP层合板的细观损伤萌生机理。将复杂三维问题转化为平面和纵截面两个二维问题,解决了整体结构细观建模计算量过大的问题。对于平面内情况,法向压强和纤维夹角成30°附近为最弱区域,该处基体首先发生塑性变形,纤维/基体界面萌生脱粘损伤,并向两侧扩展。对于纵截面情况,层合板上表面基体最容易萌生压缩损伤,随着干涉量的增加,损伤沿孔壁向下扩展,直到层合板垫块支撑区域萌生损伤。通过扫描电镜检测验证了CFRP层合板干涉配合过程中不同的细观损伤模式。(2)基于Lekhnitskii复势理论建立了CFRP层合板干涉配合后各单层孔周应力分布模型,结合混合损伤萌生准则,研究了干涉量对层合板孔周挤压损伤的影响规律。由于充分考虑了高锁螺栓弹性变形,以及CFRP层合板的横观各向同性和高锁螺栓的各向同性特点,层合板孔干涉挤压变形为近似椭圆,孔周应力为周期性非均匀分布,比刚性螺栓假设的应力求解更加精确,应力幅值随着干涉量和材料刚度的增大而线性增大,但周向应力的峰值比径向应力峰值大得多。由于层合板各单层板材料相同,因此不同角度铺层孔周应力分布曲线是相似的,但不同相位角是由纤维方向角决定的。然后,基于改进的Hashin损伤准则,模拟了各单层孔周纤维拉伸和压缩损伤、基体拉伸和压缩损伤及其界面剪切损伤等五种损伤机理,随着螺栓直径(4~10 mm)的增大,层合板的临界相对干涉量(CIP)从1.10%降到了0.85%。(3)建立了CFRP层合板干涉配合插钉全过程的轴向力模型,构建了层合板分层损伤的临界轴向力(CTF)和临界干涉量(CIP)预测模型,分析了干涉量对分层损伤的影响规律。首先,将高锁螺栓干涉配合插钉过程划分为六个阶段,建立了各阶段干涉挤压界面上倒角接触力、螺栓杆摩擦力模型,构建了干涉配合插钉全过程轴向力计算模型,插钉轴向力是导致层合板分层损伤的直接因素。然后,根据层合板分层损伤过程中功-能转化平衡关系,建立了层合板干涉配合插钉过程分层损伤CTF和CIP预测模型,结果表明越靠下侧的层间界面,其不产生分层的CTF越小,相应的CIP越小,即越容易产生分层损伤。最后,采用内聚力模型模拟了不同干涉量水平下层合板干涉配合插钉过程中的分层损伤,与CIP计算结果相互吻合。(4)在CFRP层合板挤压损伤和分层损伤规律的基础上,研究了其工艺控制方法,并试验探究了拧紧力矩对层合板干涉配合螺接损伤演化的抑制作用。首先,通过CFRP层合板的干涉配合插钉工艺试验,测量了层合板孔周应变分布,检测了孔壁的挤压损伤,验证了理论分析与有限元模拟的正确性,结果表明干涉量是影响层合板孔周应力和挤压损伤的最主要因素,严格控制干涉量水平是实现挤压损伤控制的有效途径。然后,采用有限元方法研究了层合板孔壁与螺栓之间的摩擦性能对分层损伤的影响规律,减小螺栓与孔壁间的摩擦系数,可以有效降低层合板孔周损伤程度,实现分层损伤的工艺控制。最后,有限元模拟了拧紧力矩对孔周应力分布的影响,实施了不同拧紧力矩的层合板干涉螺接结构的拉伸试验,拧紧力矩可以有效提高层合板干涉配合螺接结构的静载拉伸强度,随着拧紧力矩的增大,其对极限载荷的增益效果逐渐减弱。