飞机零部件中均存在着许多细节结构,如圆角、紧固孔等,这些细节结构在服役中容易出现疲劳断裂。不同细节结构激光冲击的疲劳差异性较大,故研究各类细节结构激光冲击下的残余应力差异性来预测其疲劳性能。本文基于理论研究、数值分析,结合试验验证对不同细节结构激光冲击的疲劳差异性进行了具体研究,其主要内容如下:(1)论述了激光冲击靶材的残余应力场的形成机制,基于应力强度因子理论分析了各细节结构几何特征差异对激光冲击效果与应力强度因子的影响,并对不同细节结构的裂纹扩展进行了理论分析。(2)基于ABAQUS软件对不同类型曲率结构在激光冲击下的残余应力分布进行了研究,并具体分析了不同半径圆角、不同直径圆棒、不同板厚小孔件的残余应力分布的差异性。结果表明:不同曲率结构表面残余压应力与压应力层深度随曲率增大而增大;圆角R3的整体残余应力分布优于R6,两者残余压应力的差异随峰值压力与脉宽的增大而减小,直到出现饱和;不同直径圆棒表面的残余压应力与轴线的残余拉应力均随直径减小而增大,且与峰值压力呈正相关;不同板厚小孔的孔壁内残余拉应力与拉应力区间随板厚增大而增大,其结构的应力穿透力的不同而对激光能量需求差异较大。(3)基于ABAQUS软件模拟了各细节结构的应力集中分布,并计算其有效应力水平。结果表明:圆角的应力集中在圆角根部,圆角R3的集中应力大于R6,经激光冲击后两者差值减小;圆棒表面集中应力最大且随直径减小而增大,经激光冲击后圆棒内部有效应力水平都大幅提高;不同板厚小孔的应力集中差异不大,经激光冲击后孔角处的有效应力水平大幅下降,但孔壁内的有效应力水平随板厚增大而增大。最后,根据各细节结构的有效应力水平对其疲劳增益进行了评估。(4)对细节结构双联试样进行激光冲击与疲劳试验,结果表明:经激光冲击的圆角R3与R6试样的疲劳增益均较好,且圆角R3的疲劳增益较大,疲劳源均由圆角根部转移至其深度方向;激光冲击后圆棒试样的拉伸疲劳增益均为负值,其疲劳源均转移至内部,而其旋弯疲劳试验的疲劳增益均较大;不同板厚小孔试样经激光冲击后疲劳增益均较好,且薄板小孔疲劳增益略优于厚板小孔,其疲劳源均由孔角转移至孔壁。试验结果与仿真模拟结果一致。圆角结构(凹面)经激光冲击的残余拉应力迅速扩散,而圆棒结构(凸面)经激光冲击的残余拉应力积聚在轴线附近。经激光冲击后的凹面结构的拉伸疲劳增益均较优,而凸面结构或双面冲击的平板结构容易积聚残余拉应力对其拉伸性能存在较大负面作用。