为满足重点型号机体长寿命的要求,对零件的抗疲劳性能和延长使用寿命提出了更高的要求。紧固件孔是飞机构件上典型的应力集中结构,但对于直径3mm以下的紧固件孔,喷丸和冷挤压强化技术均难以解决。采用激光冲击技术强化技术,可有效解决这一问题。本文面向机身直径3mm以下的紧固件孔结构,采用激光冲击技术强化技术,试验研究铝合金小孔结构性能参数,获得7050铝合金材料强化后有益的残余应力、疲劳寿命及微观组织。针对强化与钻孔的次序,研究了在同一参数下,两种不同工序的试件疲劳寿命,采用先钻孔后强化,疲劳寿命在1倍以下,而先强化后钻孔的工艺,疲劳寿命增益达到了1.5倍以上。另外也可通过数值模拟进行定性说明。对试片进行不同冲击方式的激光冲击,由测定结果可看出,4个光斑十字形搭接的强化方式,残余应力较大,测点区域均匀性更好,且距离孔中心最远的第三点相较于前3个冲击方式,残余应力最大。试验为一端激光冲击强化,另一端为基材。采取两端装夹、一端断后继续夹持另一端的方式进行。结果表明,试件的疲劳寿命增益都达到了1-3倍及以上。未强化孔的裂纹起源于孔角及亚表层的应力集中,强化后试件孔的裂纹起源于孔内壁。疲劳源为中心呈辐射状向外扩散。这是要由于强化后孔角处存在残余压应力分布,弱化了孔角的应力集中,迫使裂纹起源于次表层,导致孔的裂纹萌生时间比未强化孔长。另一方面,强化后在表面较深处仍能产生较大的有益残余压应力。降低了试件内控制疲劳裂纹生长的有效应力强度因子,增大了裂纹尖端张开的门槛阈值,降低了裂纹扩展速率,大大阻碍疲劳裂纹的扩展,显著延长试件疲劳寿命。另外,激光冲击强化的冷作硬化程度较低,导致残余压应力的释放速率也较低,延长了残余压应力对孔角的保护时间。7050铝合金经激光冲击强化后区域的位错密度较未强化区域有较显著提高。位错密度提高后,滑移面上单位面积上的位错增加,在滑移面上易形成的同号位错局部塞积,使高密度的位错塞积的滑移所需的切应力也增大。因此,激光冲击强化在7050铝合金表层,产生较小的塑性变形,但产生了相对较高的位错密度,高密度位错的塞积群和缠结使残余应力释放速率较低,有利于疲劳寿命的提高。