在飞机结构上,紧固孔是十分常见的零件特征结构,由于飞机工作环境十分恶劣,而小孔又是典型的应力集中结构,因此往往在该区域出现疲劳裂纹。激光冲击强化是一种新型强化方式,与传统的强化方式相比具有众多的优势。国内外众多的研究仅仅局限在表面残余应力测量及孔壁残余应力的分析,而小孔结构附近的三维应力对强化后的疲劳增益有显著的影响,因此研究不同的激光参数对小孔结构的三维应力分布对小孔结构疲劳寿命的预测具有重要意义。本文基于数值模拟和试验的方法对激光功率密度对钛合金小孔结构三维应力分布及疲劳寿命的影响做了具体研究,其主要研究内容如下:(1)以ABAQUS有限元分析软件为基础,建立了钛合金小孔结构激光冲击强化的数值模拟模型,分析了不同激光冲击参数下小孔结构的三维应力分布规律。结果表明:当冲击层数为一层时,小孔结构件A面(先冲击表面)与B面(次冲击表面)的残余应力分布有较大的差异,且差异值随着峰值压力增大而增大。当冲击层数为两层时,在峰值压力不断增大的情况下,孔壁残余拉应力峰值呈现先增大后减小趋势,当峰值压力达到5GPa时,孔壁残余拉应力峰值达到最大;从表面残余应力分布来看,在冲击区域内为残余压应力,在冲击区域外为残余拉应力,且随着峰值压力逐渐增大,冲击区域内的残余压应力逐渐增大,但存在一个饱和值;在冲击区域外,残余拉应力随着峰值压力增大而增大。(2)通过FE-SAFE有限元分析软件对完成激光冲击强化的钛合金小孔结构进行疲劳寿命分析,结果表明:从疲劳寿命云图看,经激光冲击强化后的小孔结构疲劳寿命最低点都出现在孔壁位置上,且随着峰值压力增大,孔壁位置上的疲劳危险薄弱区间的长度逐渐减小;在冲击区域外,小孔结构件的疲劳危险性逐渐升高;在不同峰值压力下,小孔结构所对应的疲劳寿命也呈现不同变化,随着峰值压力增大,其疲劳寿命呈现先增大后减小,然后继续增大的情况。(3)根据仿真分析结果选取合理的激光冲击参数及疲劳试验参数,对6mm钛合金双联小孔试样进行激光冲击强化试验,并对冲击强化后的试样进行残余应力测量和疲劳试验,结果如下:残余应力测量结果与数值模拟结果相比存在一定的误差,但具有一致的变化趋势;随着激光功率密度增大,小孔结构的疲劳寿命增益呈现先增大后减小,然后继续增大的变化趋势,与仿真结果相一致。(4)通过对典型疲劳断口进行形貌分析,结果认为:未冲击端小孔断口的疲劳源出现在孔角附近,而冲击端疲劳源均出现在孔壁上;另外,当功率密度较小时,在孔壁的产生的疲劳源较多,且较分散较大,当功率密度较大时,疲劳源分散较集中。通过研究激光功率密度对小孔结构三维应力及疲劳寿命的影响,并分析了内在原因,这对激光冲击强化时参数选择具有指导意义。