飞机结构维修中,很多结构损伤的修理都需要根据结构修理的要求灵活运用结构维修手册中的典型维修方案.但是,随着维修理论的不断完善和发展以及实际损伤的多样性和复杂性,严格依照结构修理手册进行飞机结构修理,有时候工程上难以实现,甚至会造成结构维修成本过高,还可能缩短飞机的使用寿命.因此,对特殊损伤往往需要通过分析和实验探讨更有效的维修方案,在飞机结构维修中常常要对蒙皮进行贴补或挖补的补强修理,因此必须在结构上增加紧固件,但是由于结构件的长度与宽度的限制或其它原因,可能满足不了波音公司规定的紧固件边距要求.为了降低结构维修成本并保证结构修理的安全,自行制定合理的结构维修方案,该文进行了紧固件的边距尺寸改变对修理结构疲劳性能影响的研究.通过模拟蒙皮结构挖补或贴补修理方法建立力学模型,并根据紧固件间距与边距要求加工试验试件.根据结构的对称性对试验模型进行简化,采用有限元素法对铆钉连接的试件进行理论计算,得到每一个铆钉的载荷.分离出构件的危险部件建立了模型,计算出铆钉连接构件的最大应力并采用ANSYS软件加以验证.根据结构的最大应力计算得到理论应力集中系数,修正理论应力集中系数得到试验试件的疲劳缺口系数,然后采用修正Neuber法和应力功恒等法计算出铆钉连接件在给定恒幅循环载荷下的疲劳寿命.在INSTRON疲劳试验机上进行疲劳试验,得到试验试件的实际疲劳寿命,通过理论疲劳寿命与实验数据的对比分析,得到紧固件边距尺寸改变时对结构件疲劳寿命的影响,并进一步验证了应用应力功恒等法计算结构件的疲劳寿命这种比较精确的工程近似方法.