孔是结构件上易产生疲劳断裂的地方之一,飞机上存在着相当数量的孔构件,为提高其疲劳寿命,激光冲击强化技术及冷挤压强化技术都是较为高效的强化方法,本文尝试将这两者结合起来,实现全新的复合强化。本文通过理论分析、数值计算方法,研究了复合与非复合强化方式对孔结构件应力分布及疲劳寿命的影响,探索了超声振动辅助传统芯棒挤压强化过程的力学特性,并进行了复合挤压强化相关试验。本文的主要研究工作及成果如下:(1)从理论上分析了激光冲击强化、冷挤压强化机理及其影响因素,分析了强化处理后的残余应力的分布,及其对疲劳寿命的影响,提出采用复合强化实现激光冲击与芯棒挤压强化的互补,分析了复合强化对疲劳裂纹的抑制作用。(2)基于ABAQUS软件进行复合与非复合强化数值模拟,分析了不同工艺参数对其残余应力分布的影响规律。结果显示,激光冲击强化时峰值压力高、作用时间长,其强化效果好;冷挤压强化时挤入端与挤出端的应力分布不一致,3%~4%左右的挤压量较为合理;复合强化时,先激光冲击强化后芯棒挤压强化产生了激光冲击作用完全被芯棒挤压强化所覆盖,但其强化效果稍优于单芯棒挤压强化;先冷挤压后激光冲击强化工艺顺序,可以有效改善冷挤压引起的挤入端与挤出端的差异,同时有效解决激光冲击强化造成孔壁中部残余拉应力问题,实现了激光冲击强化与芯棒挤压强化的相互补充。试验结果表明,7050-T7451试样经过复合强化后,其疲劳寿命有很大的提高。(3)芯棒挤压强化采用超声振动辅助芯棒挤压强化,降低了拉拔力,有效防止芯棒的断裂;超声挤压强化的呼吸振动和纵向振动模态比较研究,结果认为采用呼吸式超声振动挤压形式,其效果更好,在工程实际中可优先采用呼吸式超声振动;不同挤压量下,随着超声频率的增加拉拔力降低幅度明显;芯棒挤压强化后激光冲击复合强化过程中,加入防变形芯棒能够有效降低孔角的变形情况的发生。