飞机结构中存在大量的小孔结构是飞机的薄弱环节,激光冲击强化技术能有效延长小孔的使用寿命,然而单层冲击存在应力分布不合理、疲劳增益不稳定的问题,为解决这一问题增加冲击层数对紧固孔的残余应力场进行调控,达到稳定提高紧固孔疲劳寿命的目的。在满足疲劳增益稳定性的前提下,对冲击层数进行优化可以起到简化工艺、节约成本的作用。本文首先分析激光冲击层数研究现状,借助ABAQUS软件分析冲击层数等参数对紧固孔残余应力的影响,并对冲击层数等参数进行优化处理,设计了不同冲击层数的激光冲击试验,最后进行疲劳验证试验。本文的主要研究工作与成果如下:(1)从应力波角度分析了单次激光冲击残余应力形成和估算,从弹性极限和材料硬化的角度分析多次冲击残余应力场的叠加,最后根据残余应力对紧固孔应力强度因子的影响规律,揭示激光冲击处理延长紧固孔服役周期的机理。结果表明:冲击层数的增加可以提高残余应力,但每次增加幅度会减小;残余压应力能有效降低紧固孔的应力强度因子幅度。(2)利用ABAQUS软件分析冲击层数等参数对紧固孔残余应力的影响。结果表明:冲击层数的累加造成残余应力增大,但每次增加比例减小,双层、三层的结果相差不大,中间孔壁拉应力区不断压缩;与载荷半高宽和冲击层数相比,峰值压力对残余应力的影响更为显著;峰值压力较小时,载荷半高宽和冲击层数可以弥补峰值压力的不足,但峰值压力较大时,这种弥补作用不明显。(3)计算均匀拉伸下紧固孔的应力强度因子,在仿真残余应力的基础上,计算均匀拉伸和残余应力场综合作用下紧固孔的应力强度因子,分析激光冲击处理对应力强度因子的修改。结果表明:激光冲击处理能有效降低紧固孔附近的应力强度因子。均匀拉伸下三维无量纲和有量纲应力强度因子趋势一致,随着θ角的增大先减小后增大,θ=00和900时应力强度因子最大;裂纹沿任意方向扩展时应力强度因子不断增大。(4)结合断口与残余应力结果,分析不同冲击层数对紧固孔疲劳寿命、裂纹源与裂纹扩展速率的影响;最后通过分析激光冲击层数对韧窝微观特征的影响,分析激光冲击对铝合金塑性的影响规律。结果表明:单层冲击疲劳增益较小,双层和三层冲击疲劳增益为单层的两倍,双层、三层强化端寿命相等。未强化试样是单点角裂纹,强化试样是孔壁多点疲劳源,冲击层数的累加导致裂纹源沿厚度方向转移。相比于未处理试样,强化端疲劳辉纹间距明显变窄,冲击层数的累加导致辉纹间距变窄,双层和三层的疲劳辉纹间距基本相等。强化层数的累加效应使韧窝更大、更深,说明激光冲击处理能提高试样的塑性变形能力。建立了冲击层数-残余应力-疲劳寿命三者之间的关系,激光冲击对应力强度因子幅度的修改是裂纹扩展寿命增大的原因,冲击层数对拉应力区的压缩是疲劳源转移的诱因,研究冲击层数对紧固孔疲劳寿命的影响,为工程实际应用提供参考。