聶祥樊，李陽，王亞洲，萬全紅，何衛(wèi)鋒

1.空軍工程大學(xué) 航空動力系統(tǒng)與等離子體技術(shù)全國重點實驗室，西安 710038

2.航空工業(yè) 成都飛機(jī)設(shè)計研究所，成都 610091

輕量化是飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計的重要目標(biāo)之一，因為飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量每減輕1%，飛機(jī)性能就能提升3%～5%。飛機(jī)結(jié)構(gòu)輕量化主要途徑包括輕質(zhì)材料應(yīng)用、結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計等，例如，飛機(jī)梁、框、壁板等承力結(jié)構(gòu)廣泛采用鋁合金、鈦合金等輕質(zhì)合金，尤其軍用飛機(jī)的用量超過60%，而在大型部件上制造大量槽、窩等結(jié)構(gòu)，使其進(jìn)一步減重。飛機(jī)性能要求不斷提升，尤其是戰(zhàn)斗機(jī)等軍用飛機(jī)，為了滿足現(xiàn)代空戰(zhàn)超音速、超機(jī)動等飛行需求，導(dǎo)致飛機(jī)主承力結(jié)構(gòu)所受的疲勞載荷越來越嚴(yán)重，其中美國F-22、F-35 等四代機(jī)疲勞載荷譜的嚴(yán)重程度是美國F-15、F-16 等三代機(jī)的2 倍以上。因此，現(xiàn)代先進(jìn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)需要同時滿足輕重量、高承載、長壽命等性能要求，飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度和服役壽命則都面臨巨大挑戰(zhàn)。

飛機(jī)梁、框、壁板等承力結(jié)構(gòu)的孔、槽、窩等局部區(qū)域存在應(yīng)力集中、工作應(yīng)力大等問題，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度/壽命不足，尤其服役過程中在交變載荷作用下容易發(fā)生疲勞裂紋故障、甚至斷裂，嚴(yán)重影響飛機(jī)飛行安全。在交變載荷作用下，飛機(jī)結(jié)構(gòu)表面因工作拉應(yīng)力最大而最先發(fā)生循環(huán)滑移、損傷累積形成疲勞裂紋，故疲勞裂紋通常萌生于材料表面；表面裂紋在交變載荷繼續(xù)作用下向內(nèi)、向四周擴(kuò)展，最終導(dǎo)致整個結(jié)構(gòu)斷裂［1］。疲勞裂紋/斷裂故障是影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)零部件安全和壽命的主要原因。據(jù)統(tǒng)計，有50%～90% 的機(jī)械部件的故障和破壞是由疲勞引起的［2］。由于更換結(jié)構(gòu)材料和更改結(jié)構(gòu)尺寸的技術(shù)體系復(fù)雜、周期長，因此，表面強(qiáng)化技術(shù)被視為解決飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞裂紋/斷裂的關(guān)鍵技術(shù)手段，它可在不改變材料和結(jié)構(gòu)設(shè)計的前提下顯著提升疲勞性能。機(jī)械噴丸（Shot Peening，SP）［3］、滾壓（Deep Rolling，DR）［4］、超聲沖擊（Ultrasonic Impact Treatment，UIT）［5］、低塑性拋光（Low Plasticity Burnishing，LPB）［6］、激光沖擊強(qiáng)化（Laser Shock Peening，LSP）［7］等表面塑性強(qiáng)化技術(shù)已在各種機(jī)械裝備上實現(xiàn)了工程應(yīng)用，其中，激光沖擊強(qiáng)化是一種新興的激光表面強(qiáng)化抗疲勞技術(shù)，相比傳統(tǒng)表面強(qiáng)化技術(shù)，具有殘余壓應(yīng)力深、效果更佳、穩(wěn)定性好、工藝精確可控、無污染等優(yōu)勢，主要用于航空航天、能源動力、核電、石油管道等領(lǐng)域［8-9］。

1 激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)的原理及應(yīng)用

1.1 激光沖擊強(qiáng)化的原理與特點

激光沖擊強(qiáng)化是一種基于強(qiáng)脈沖激光的新型表面塑性強(qiáng)化技術(shù)，其基本原理如圖1 所示。短脈沖（ns 量級、甚至ps/fs 量級）、高功率密度（GW/cm2量級）的激光透過約束層，輻照在金屬材料表面，其表面涂覆的吸收保護(hù)層在極短時間內(nèi)吸收大量激光能量，產(chǎn)生高溫（104K 量級）、高壓（GPa 量級）等離子體；該等離子體繼續(xù)吸收激光能量，在約束層的束縛下形成等離子體沖擊波（GPa 量級），向材料內(nèi)部傳播并與材料相互作用；沖擊波的力效應(yīng)使金屬材料表層以極高的應(yīng)變速率（106s-1量級）發(fā)生塑性變形，形成較大深度（mm 量級）、梯度分布的殘余壓應(yīng)力層，并改變表層微觀組織（位錯、孿晶、甚至晶粒細(xì)化），從而提高金屬材料的抗疲勞、抗應(yīng)力腐蝕和抗磨損等性能［10-12］。

圖1 激光沖擊強(qiáng)化的基本原理Fig.1 Basic principle of laser shock peening

相比于機(jī)械噴丸等傳統(tǒng)表面強(qiáng)化技術(shù)，激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)具有以下特點及優(yōu)勢：

1）殘余壓應(yīng)力層影響深。強(qiáng)脈沖激光誘導(dǎo)沖擊波的壓力高達(dá)數(shù)GPa，且以應(yīng)力波形式向材料內(nèi)部傳播，能夠造成1 mm 以上的殘余壓應(yīng)力層，是傳統(tǒng)機(jī)械噴丸的2～5 倍。

2）表面粗糙度影響小。機(jī)械噴丸過程中彈丸直接與材料表面碰撞、擠壓，造成變形、凹坑等。激光沖擊強(qiáng)化則是通過沖擊波向內(nèi)傳播，與傳播路徑上的材料依次作用而發(fā)生塑性變形，塑性變形量不會集中在材料表面，表面粗糙度影響更小。

3）強(qiáng)化工藝可控性好。激光沖擊強(qiáng)化過程中，可精確控制每束脈沖激光的能量、脈寬、光斑形狀（圓形或方形）及大小、位置、搭接率以及激光入射角度等參數(shù)，對復(fù)雜型面部件及特殊部位能做到“指哪打哪”，工藝設(shè)計及實現(xiàn)性好。

4）強(qiáng)化效果及穩(wěn)定性好。激光沖擊強(qiáng)化后可在材料表層形成梯度應(yīng)力與組織結(jié)構(gòu)，疲勞性能提升效果更好，且由于冷作硬化率低，熱應(yīng)力與機(jī)械載荷作用下殘余應(yīng)力和抗疲勞性能的穩(wěn)定性更好。

5）工藝污染性小。噴丸處理過程中，需要對部件進(jìn)行空間封閉，防止丸粒飛濺、粉塵漂浮造成環(huán)境污染，并對丸粒收集；激光沖擊強(qiáng)化過程只需收集作為約束層的水即可。

1.2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化應(yīng)用情況

激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)發(fā)明于20 世紀(jì)70 年代［13］，美國俄亥俄州的巴特爾-哥倫布斯實驗室率先開展了激光沖擊強(qiáng)化試驗研究。因激光沖擊強(qiáng)化的特點和優(yōu)勢，美國［14-19］、法國［20-21］、日本［22］、中國［23-29］、德國［30］、英國［31］和印度［32］等國家的學(xué)者和機(jī)構(gòu)紛紛開展相關(guān)技術(shù)研究，主要從殘余應(yīng)力分布、力學(xué)性能影響和微觀組織變化等方面分析激光沖擊強(qiáng)化的抗疲勞機(jī)理及工藝參數(shù)影響規(guī)律，為技術(shù)應(yīng)用提供理論基礎(chǔ)和數(shù)據(jù)支撐。美國自20 世紀(jì)90 年代實施“高周疲勞科學(xué)和技術(shù)計劃”之后，激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)迅速進(jìn)入工程應(yīng)用階段，先后應(yīng)用于航空發(fā)動機(jī)、燃?xì)廨啓C(jī)、飛機(jī)、石油管道等裝備及部件。在航空發(fā)動機(jī)方面，美國已在風(fēng)扇葉片、整體葉盤、傳動齒輪等實現(xiàn)了規(guī)?；瘧?yīng)用；在飛機(jī)部件上，美國已在翼身連接耳片、攔阻鉤、固定鎖頭、主承力隔框底角和機(jī)翼壁板邊角等結(jié)構(gòu)上實現(xiàn)了工程應(yīng)用。美國是世界上第一個實現(xiàn)該技術(shù)規(guī)?；I(yè)應(yīng)用的國家。中國激光沖擊強(qiáng)化研究始于20 世紀(jì)90 年代初期，前期主要是跟蹤和驗證國外的研究工作，進(jìn)入21 世紀(jì)后，陸續(xù)在風(fēng)扇/渦輪葉片、整體葉盤、機(jī)匣等航空發(fā)動機(jī)部件上實現(xiàn)了初步工業(yè)應(yīng)用，但主要集中在部件修理、尚未大量應(yīng)用于制造生產(chǎn)中，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上的規(guī)?；こ虘?yīng)用也仍未實現(xiàn)。

國外方面，2010 年，美國MIC 公司（現(xiàn)柯蒂斯-懷特公司下屬子公司）突破了高可靠性移動式激光器、強(qiáng)激光遠(yuǎn)距離傳輸、現(xiàn)場三維坐標(biāo)體系建立、末端飛行導(dǎo)光等關(guān)鍵技術(shù)，成功研制了世界上首套移動式激光沖擊強(qiáng)化設(shè)備，主要用于難以移動或拆卸的大型結(jié)構(gòu)，例如石油管道、飛機(jī)大型結(jié)構(gòu)［33］等。同年，針對美國空軍F-22 飛機(jī)翼身連接耳片疲勞裂紋故障，MIC 公司利用移動式設(shè)備進(jìn)行現(xiàn)場強(qiáng)化，翼身連接耳片結(jié)構(gòu)模擬件激光沖擊強(qiáng)化后，疲勞壽命能提升10 倍以上［34］。2011 年，為解決T-45 艦載機(jī)攔阻鉤疲勞斷裂問題，美國海軍飛行器中心、MIC 公司和技術(shù)協(xié)作中心聯(lián)合對T-45 艦載機(jī)攔阻鉤模擬件進(jìn)行激光沖擊強(qiáng)化和傳統(tǒng)噴丸處理，相比傳統(tǒng)噴丸工藝，激光沖擊強(qiáng)化模擬件的疲勞壽命提高了2.5 倍［35］。2013 年，美國海軍空戰(zhàn)中心聯(lián)合MIC公司對F-18艦載機(jī)翼身連接固定鎖頭進(jìn)行激光沖擊強(qiáng)化應(yīng)用，強(qiáng)化后其疲勞壽命提高了2.7 倍［36］。2017 年以來，美國洛克希德·馬丁公司對F-35B/C兩型飛機(jī)主承力隔框底角、機(jī)翼壁板邊角等部件/位進(jìn)行了激光沖擊強(qiáng)化應(yīng)用研究，并進(jìn)行了元件、模擬件、部件和全機(jī)4 個層級的疲勞性能試驗驗證，強(qiáng)化后疲勞壽命達(dá)到了設(shè)計壽命的2 倍以上［37-38］。2019 年8 月，美國海軍陸戰(zhàn)隊F-35B飛機(jī)基地級維修場站-東部艦隊?wèi)?zhàn)備中心建成了價值600 萬美元的F-35 飛機(jī)激光沖擊強(qiáng)化維修車間［39］。2022 年1 月，美國海軍東部艦隊?wèi)?zhàn)備中心完成了首架F-35B 戰(zhàn)斗機(jī)激光沖擊強(qiáng)化處理，并實現(xiàn)了15 000 h 機(jī)體強(qiáng)化效果試驗驗證；同年4 月，完成了首架F-35B 短距垂直起降戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)身部件延壽維護(hù)，并已順利返回所屬部隊服役。綜上所述，激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)已成為解決飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞裂紋/斷裂故障的有效手段，標(biāo)志著激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)化上的應(yīng)用已取得重大突破。

國內(nèi)方面，2008 年，西安天瑞達(dá)光電技術(shù)股份有限公司聯(lián)合空軍工程大學(xué)等單位，建成了中國第一條激光沖擊強(qiáng)化生產(chǎn)線，并陸續(xù)建立了多條新一代生產(chǎn)線，但都是固定式設(shè)備，主要面向航空發(fā)動機(jī)部件等小型結(jié)構(gòu)；后期，針對飛機(jī)主承力框轉(zhuǎn)軸接頭R 區(qū)疲勞裂紋問題，對偏心槽模擬件進(jìn)行激光沖擊強(qiáng)化工藝設(shè)計與處理，強(qiáng)化后等幅載荷疲勞壽命提升了2.7 倍，譜載疲勞壽命提升了54%。2009 年，中國航空制造技術(shù)研究院聯(lián)合沈陽黎明航空發(fā)動機(jī)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司、沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計研究所等單位突破了航空發(fā)動機(jī)鈦合金整體葉盤激光沖擊強(qiáng)化的多項關(guān)鍵技術(shù)，并逐步開展了飛機(jī)結(jié)構(gòu)的激光沖擊強(qiáng)化研究［40］，并與航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計研究所合作，針對飛機(jī)機(jī)翼緊固孔和縱向梁小孔等部位疲勞裂紋問題，開展技術(shù)應(yīng)用基礎(chǔ)研究，強(qiáng)化后帶孔模擬件等幅載荷疲勞壽命提高1 倍以上?？哲姽こ檀髮W(xué)李應(yīng)紅院士團(tuán)隊在前期固定式激光沖擊強(qiáng)化設(shè)備及航空發(fā)動機(jī)小型部件應(yīng)用的基礎(chǔ)上，開始攻關(guān)移動式動光束激光沖擊強(qiáng)化強(qiáng)化設(shè)備研制及工藝應(yīng)用研究，成功突破了高光束質(zhì)量/高環(huán)境適應(yīng)性激光器、強(qiáng)激光長距離高效傳輸與末端多自由度運動、激光束狀態(tài)參數(shù)動態(tài)調(diào)控和自適應(yīng)工藝設(shè)計等關(guān)鍵技術(shù)，于2021 年成功研制了中國首臺（套）移動式動光束激光沖擊強(qiáng)化設(shè)備；通過應(yīng)用基礎(chǔ)研究獲得了動光束強(qiáng)化工藝-殘余應(yīng)力-疲勞性能之間的關(guān)聯(lián)規(guī)律，完成了飛機(jī)主承力框結(jié)構(gòu)模擬件的性能考核，譜載下疲勞壽命提升了2 倍以上，滿足了相關(guān)技術(shù)要求，實現(xiàn)了飛機(jī)現(xiàn)場強(qiáng)化演示驗證。通過前期技術(shù)研究與驗證，激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)已被納入飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗疲勞制造與延壽修理技術(shù)體系中，但由于目前飛機(jī)結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化專用設(shè)備不夠成熟、工藝規(guī)律及設(shè)計方法尚不完善、強(qiáng)化效果有待系統(tǒng)性多層級試驗驗證等原因，致使該技術(shù)至今尚未真正實現(xiàn)在中國飛機(jī)結(jié)構(gòu)上的批量化工程應(yīng)用。

2 飛機(jī)部件激光沖擊強(qiáng)化研究進(jìn)展

2.1 含孔結(jié)構(gòu)

飛機(jī)部件存在著數(shù)以萬計的緊固孔、鉚接孔和連接孔等小孔結(jié)構(gòu)。小孔結(jié)構(gòu)是典型的應(yīng)力集中區(qū)域（圖2［39］），在結(jié)構(gòu)邊緣向孔內(nèi)壁過渡的區(qū)域存在空間突變的位置。在飛機(jī)的循環(huán)交變載荷作用下，小孔邊緣附近表面會形成應(yīng)力集中，小孔的孔角處更容易萌生疲勞裂紋，且疲勞源多呈角裂紋狀，最終引發(fā)疲勞失效［41-45］。國內(nèi)外的統(tǒng)計數(shù)據(jù)表明：90%以上的飛機(jī)機(jī)體疲勞事故是由孔結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞引發(fā)的［46］。飛機(jī)上含孔結(jié)構(gòu)的強(qiáng)化方式一般有冷擠壓強(qiáng)化、壓合襯套和激光沖擊強(qiáng)化等，對于直徑大于4 mm 的含孔結(jié)構(gòu)一般采用冷擠壓強(qiáng)化或壓合襯套等方式進(jìn)行強(qiáng)化，例如翼身連接耳片孔采用壓合襯套的強(qiáng)化方式，而對于直徑小于4 mm 的含孔結(jié)構(gòu)，采用激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)具有顯著的優(yōu)勢。因此，開展小孔結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化研究，提高其疲勞性能，對提升飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全可靠性具有十分重要的意義。由于小孔內(nèi)壁空間狹小，存在激光束無法到達(dá)和約束層、吸收保護(hù)層無法施加的問題，所以小孔結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化一般采用端面強(qiáng)化的方式。激光沖擊強(qiáng)化能夠在小孔周圍預(yù)制殘余壓應(yīng)力，抑制循環(huán)載荷時裂紋的萌生，降低疲勞裂紋的擴(kuò)展速率，提高疲勞壽命，從而有效解決含孔結(jié)構(gòu)的疲勞問題。

圖2 F-35 機(jī)身隔框應(yīng)力云圖［39］Fig.2 Stress cloud of F-35 fuselage frame［39］

2.1.1 殘余應(yīng)力場

激光沖擊強(qiáng)化工藝參數(shù)對殘余應(yīng)力場的影響是含孔結(jié)構(gòu)研究的重點之一，主要討論激光能量、沖擊次數(shù)和光斑搭接方式等工藝參數(shù)的影響規(guī)律。含孔結(jié)構(gòu)強(qiáng)化后，孔內(nèi)壁區(qū)域殘余應(yīng)力無法測量，只能采用有限元仿真方法來預(yù)測孔內(nèi)壁的殘余應(yīng)力場分布。姜銀方等［47］在含孔雙聯(lián)狗骨7050-T7451 試樣疲勞試驗中發(fā)現(xiàn)，低能量激光沖擊強(qiáng)化處理后試樣的疲勞壽命增幅達(dá)38.92%，高能量激光沖擊強(qiáng)化處理后試樣的疲勞壽命降低了32.17%，通過有限元仿真發(fā)現(xiàn)激光誘導(dǎo)沖擊波峰值壓力的提高會在孔壁處產(chǎn)生殘余拉應(yīng)力，從而使其疲勞壽命降低。羅懋鐘等［48］研究了激光沖擊強(qiáng)化對TB6 鈦合金孔結(jié)構(gòu)的殘余應(yīng)力場影響，對比了孔角位置處有限元仿真與試驗測試的結(jié)果，結(jié)果表明：殘余壓應(yīng)力隨沖擊次數(shù)增加而增大，但會趨于飽和，且仿真與試驗的一致性較好。采用有限元方法雖然能有效預(yù)測孔邊緣的殘余應(yīng)力數(shù)值及變化趨勢，但對于孔內(nèi)壁的殘余應(yīng)力數(shù)值仍無法通過實驗測試的手段進(jìn)行有效驗證。帥仕祥等［49］研究了光斑搭接方式對殘余應(yīng)力的影響，與2 個光斑相比，采用4 個十字交叉光斑時表面產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力更大。韓培培等［50］對比研究了噴丸和激光沖擊強(qiáng)化對7050-T7451 鋁合金小孔結(jié)構(gòu)的影響，激光沖擊強(qiáng)化殘余壓應(yīng)力的影響深度可達(dá)1 mm，而噴丸強(qiáng)化殘余壓應(yīng)力的影響深度只有0.26 mm。Zhang 等［51］采用先強(qiáng)化后制孔的方式進(jìn)行研究，測量了沿試樣寬度方向的表面殘余應(yīng)力，其測量結(jié)果如圖3 所示［51］；未進(jìn)行激光沖擊強(qiáng)化處理的試樣制孔后，在孔的邊緣處產(chǎn)生了殘余拉應(yīng)力；而在進(jìn)行激光沖擊強(qiáng)化后再制孔，由于孔邊緣的材料被去除，使得殘余壓應(yīng)力釋放很大，從-280 MPa變?yōu)?190 MPa。Jiang 等［52］采用正反面依次沖擊再制孔的方式，通過有限元仿真預(yù)測了不同峰值壓力下孔壁的殘余應(yīng)力分布，其結(jié)果如圖4 所示［52］，在一定的峰值壓力下，孔壁中心區(qū)域產(chǎn)生了殘余拉應(yīng)力，隨著峰值壓力的增大，孔壁中心區(qū)域的殘余應(yīng)力由殘余拉應(yīng)力變?yōu)闅堄鄩簯?yīng)力，而在孔壁兩端的區(qū)域，當(dāng)峰值壓力大于2.6 GPa時，殘余壓應(yīng)力基本不再變化。

圖3 沿光斑直徑的殘余應(yīng)力［51］Fig.3 Residual stress along spot diameter［51］

圖4 不同峰值壓力下孔壁的殘余應(yīng)力分布［52］Fig.4 Distribution of residual stress on the hole wall under different peak pressures［52］

由于對試件進(jìn)行開孔會改變原有的應(yīng)力狀態(tài)，激光沖擊強(qiáng)化也會對殘余應(yīng)力場造成影響，因此強(qiáng)化工藝順序?qū)堄鄳?yīng)力場的影響也是研究重點之一。帥仕祥等［49］研究了開孔和強(qiáng)化順序?qū)l7050-T7451 合金緊固孔殘余應(yīng)力分布的影響，數(shù)值預(yù)測結(jié)果表明先強(qiáng)化后制孔比先制孔后強(qiáng)化的表面殘余壓應(yīng)力數(shù)值更大，可為孔件激光沖擊強(qiáng)化工藝提供參考。Sun 等［53］采用有限元仿真的方法研究了激光沖擊強(qiáng)化與開孔順序?qū)i-17 鈦合金試件殘余應(yīng)力場的影響，先制孔后強(qiáng)化的試樣在孔邊緣為殘余拉應(yīng)力，而先強(qiáng)化后制孔的試樣在孔邊緣為殘余壓應(yīng)力。

2.1.2 疲勞性能的影響

激光沖擊強(qiáng)化工藝參數(shù)會影響強(qiáng)化后的殘余應(yīng)力分布和微觀組織，從而影響試件的疲勞性能。Jiang 等［52］采用不同的功率密度對7050-T7451 鋁合金含孔試樣進(jìn)行激光沖擊強(qiáng)化處理，當(dāng)激光功率密度分別為2.83 GW/cm2、3.77 GW/cm2、4.71 GW/cm2、5.65 GW/cm2和10.62 GW/cm2時，疲勞壽命分別提高了90.5%、118.3%、62.4%、126.3% 和193.5%。隨著激光功率密度的增加，試樣的疲勞壽命呈現(xiàn)先增加再減少，然后再增加的趨勢。結(jié)合圖4 可知，當(dāng)激光功率密度為4.71 GW/cm2時，數(shù)值模擬中對應(yīng)的激光沖擊波峰值壓力為3.0 GPa，孔壁中心區(qū)域的殘余拉應(yīng)力最大，疲勞壽命提升的效果最小。姜銀方等［54］研究了不同應(yīng)力水平對激光沖擊強(qiáng)化TC4-DT 鈦合金小孔試件疲勞裂紋擴(kuò)展的影響，試驗結(jié)果表明：應(yīng)力水平增大，疲勞條帶的寬度增大，疲勞壽命的增益減弱。趙勇等［55］研究了不同應(yīng)力水平下激光沖擊強(qiáng)化對鋁合金小孔試件疲勞壽命的影響，在應(yīng)力水平分別為165.8 MPa、195.0 MPa 和275.4 MPa 時，疲勞壽命的增益分別為451%、216%和116%，強(qiáng)化效果隨應(yīng)力水平的增加而逐漸減小。通過分析疲勞斷口可知，試樣經(jīng)激光沖擊強(qiáng)化后疲勞源位置由孔角轉(zhuǎn)移至孔壁的內(nèi)部。Zhang 等［51］研究了激光沖擊強(qiáng)化對LY12CZ 鋁合金小孔試件疲勞壽命的影響，激光沖擊強(qiáng)化后小孔試件的疲勞壽命是未強(qiáng)化狀態(tài)的3.5 倍，如圖5 所示［51］，激光沖擊強(qiáng)化后疲勞裂紋的萌生位置由頂面轉(zhuǎn)移到次表面。

圖5 LY12CZ 試樣上疲勞裂紋起始區(qū)域的形態(tài)［51］Fig.5 Morphologies of fatigue crack initiation region on LY12CZ specimens［51］

蔣堯等［56］研究了單面強(qiáng)化和雙面強(qiáng)化對鋁合金小孔試件疲勞性能的影響，單面強(qiáng)化后疲勞源偏離了尺寸中心，雙面強(qiáng)化的疲勞源位置大致位于中心處，單面強(qiáng)化和雙面強(qiáng)化的疲勞壽命增益分別為53.3%和156.2%。姜銀方等［57］討論了鋁合金小孔試件雙面激光沖擊強(qiáng)化時，強(qiáng)化次序?qū)?qiáng)化效果的影響，結(jié)果表明：雙面同時對沖時，疲勞壽命的增益是依次沖擊的2 倍以上，而且雙面同時對沖的殘余應(yīng)力場分布更均勻。韓培培等［50］對比分析了噴丸和激光沖擊強(qiáng)化對7050-T7451 鋁合金小孔結(jié)構(gòu)疲勞性能的影響，噴丸強(qiáng)化后疲勞壽命幾乎保持不變，而激光沖擊強(qiáng)化后疲勞壽命至少提高了4.7 倍，最高提高了17.6 倍；激光沖擊強(qiáng)化后較深的殘余壓應(yīng)力層，提高了裂紋的萌生壽命，降低了裂紋的擴(kuò)展速率；圖6 為疲勞裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展區(qū)的斷口形貌，通過觀察可知，激光沖擊強(qiáng)化后疲勞條帶寬度明顯減小。

圖6 小孔結(jié)構(gòu)7050-T7451 鋁合金疲勞裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展區(qū)的斷口形貌［50］Fig.6 Fracture morphologies of stable fatigue crack propagation region of the 7050-T7451 aluminium alloy with hole［50］

Tan［58］和Yang［59］等研究發(fā)現(xiàn)，激光沖擊強(qiáng)化后，含緊固孔和止裂孔試件的疲勞壽命提高，裂紋擴(kuò)展速率減慢，這表明激光沖擊強(qiáng)化有應(yīng)用于含裂紋結(jié)構(gòu)修復(fù)中的可能。Sikhamov 等［60］研究了激光沖擊強(qiáng)化對AA2024-T3 鋁合金緊固孔試件疲勞壽命的影響，并探究了對含裂紋結(jié)構(gòu)進(jìn)行修復(fù)的可能性，激光沖擊強(qiáng)化后制孔的試樣比有孔但無強(qiáng)化處理的試樣疲勞壽命高了3 倍。如圖7 所示，初始裂紋分別為（2.5±0.1）mm、（1.8±0.1）mm 和（1.0±0.1）mm 的緊固孔試樣在經(jīng)過激光沖擊強(qiáng)化后比未處理且無裂紋的緊固孔試樣疲勞壽命分別高出1.5 倍、1.7 倍和3.3 倍，這表明初始裂紋長度越長，后續(xù)激光沖擊強(qiáng)化的效果越弱。該研究表明：激光沖擊強(qiáng)化能夠提高緊固孔試件的疲勞壽命，并對初始裂紋具有一定的愈合作用，說明激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)有應(yīng)用于微裂紋修復(fù)的潛力。

圖7 緊固孔試件疲勞壽命威布爾圖［60］Fig.7 Fatigue life Weibull plot of fastener hole specimens［60］

孔結(jié)構(gòu)的激光沖擊強(qiáng)化加工實施難度較大，部分學(xué)者提出先強(qiáng)化再制孔的工藝，并圍繞強(qiáng)化與制孔的順序?qū)ζ谛阅艿挠绊戦_展研究。

Sun 等［53］研究了激光沖擊強(qiáng)化與制孔順序?qū)i-17 鈦合金試件疲勞性能的影響，如圖8 所示［53］，先制孔后強(qiáng)化的試樣，由于在孔邊緣產(chǎn)生了殘余拉應(yīng)力，導(dǎo)致疲勞壽命降低，相反，先強(qiáng)化后制孔的試樣，由于后制孔時孔邊緣仍存在殘余壓應(yīng)力，使其疲勞壽命提高。Ivetic 等［61］研究了激光沖擊強(qiáng)化前/后進(jìn)行制孔對6082-T6 鋁合金試件疲勞性能的影響，結(jié)果表明：激光沖擊強(qiáng)化后制孔的疲勞壽命是制孔試件的3 倍，制孔試件的疲勞壽命是制孔后激光沖擊強(qiáng)化試件的2 倍，這表明強(qiáng)化工藝的順序?qū)捉Y(jié)構(gòu)疲勞壽命有顯著的影響。數(shù)值預(yù)測的殘余應(yīng)力場分布結(jié)果也證明了激光沖擊強(qiáng)化前/后制孔之間的差異，與疲勞試驗的結(jié)果吻合較好。

圖8 Ti-17 鈦合金試件的疲勞性能和殘余應(yīng)力分布［53］Fig.8 Fatigue performance and residual stress distribution of Ti-17 titanium alloy specimens［53］

上述研究表明，由于殘余應(yīng)力分布的影響，先強(qiáng)化后制孔的疲勞性能高于先制孔后強(qiáng)化狀態(tài)。但對飛機(jī)結(jié)構(gòu)上現(xiàn)有含孔結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)化時，必然要面臨先制孔后強(qiáng)化的問題。因此，后續(xù)研究需要進(jìn)一步分析先制孔后強(qiáng)化形成殘余拉應(yīng)力的內(nèi)在機(jī)制，并針對性提出特殊工藝方法，例如基于聲阻抗匹配的孔內(nèi)填充后再強(qiáng)化處理。另外，飛機(jī)結(jié)構(gòu)上存在大量密排孔結(jié)構(gòu)，強(qiáng)化時孔與孔之間相互影響需要進(jìn)一步探究。此外，含孔結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化后，孔邊緣會發(fā)生一定程度地塌陷，疲勞裂紋容易在此萌生，而且這種幾何特征變化，會影響孔結(jié)構(gòu)與其他結(jié)構(gòu)進(jìn)行連接、裝配，因此，含孔結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化的形性協(xié)同調(diào)控還有待進(jìn)一步開展研究。

2.2 焊接結(jié)構(gòu)

飛機(jī)上存在大量的焊接結(jié)構(gòu)，在焊接過程中，熱量和能量的急劇變化，使焊接部位的焊縫區(qū)域存在殘余拉應(yīng)力和孔隙、微裂紋等問題，在飛機(jī)交變載荷作用下，焊接部位容易在表面多處萌生疲勞裂紋，導(dǎo)致其疲勞性能較差。飛機(jī)結(jié)構(gòu)上常用的焊接方式有攪拌摩擦焊（Friction Stir Welding，F(xiàn)SW）、激光焊（Laser Welding，LW）、電子束焊（Electron Beam Welding，EBW）和鎢極氬弧焊（Tungsten Inert Gas，TIG）等。

激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)通過在焊接部位產(chǎn)生一定深度的塑性變形層，造成加工硬化、提高硬度，并將焊接區(qū)域的殘余拉應(yīng)力轉(zhuǎn)變?yōu)闅堄鄩簯?yīng)力，從而提高其疲勞壽命。Liu 等［62］對7050-T7451鋁合金攪拌摩擦焊接頭進(jìn)行激光沖擊強(qiáng)化處理，熱機(jī)械影響區(qū)（Thermal Mechanically Affected Zone，TMAZ）和熱影響區(qū)（Heat Affected Zone，HAZ）的平均硬度提高了9 HV；如圖9 所示［62］，強(qiáng)化后試件的疲勞性能隨疲勞載荷應(yīng)力水平的提高而顯著降低，當(dāng)應(yīng)力水平分別為200 MPa、250 MPa 和300 MPa 時，疲勞壽命分別增加了30%、27%和5%。黃瀟等［63］對比了激光沖擊強(qiáng)化前后激光焊接接頭疲勞性能，試驗結(jié)果表明，強(qiáng)化后試樣的疲勞壽命是未強(qiáng)化試樣疲勞壽命的3.77～9.15 倍。如圖10 所示，經(jīng)過熱處理的試樣A 在表面距焊縫中心1 mm 附近的咬邊部位的殘余拉應(yīng)力仍有50 MPa，激光沖擊強(qiáng)化后的試樣B 在焊縫咬邊處殘余壓應(yīng)力的數(shù)值可達(dá)564 MPa。通過掃描電鏡觀察疲勞斷口發(fā)現(xiàn)，激光沖擊強(qiáng)化產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力層可以抑制多源疲勞裂紋的萌生，從而提高了疲勞裂紋的萌生壽命。蘇純等［64］利用激光沖擊強(qiáng)化對鋁合金鎢極氬弧焊接接頭進(jìn)行處理，強(qiáng)化后可顯著提高顯微硬度，影響深度可達(dá)1.4 mm；激光沖擊強(qiáng)化可消除焊接產(chǎn)生的殘余拉應(yīng)力，并形成一定的殘余壓應(yīng)力，這有益于提高焊接試樣的疲勞壽命。強(qiáng)化前，試樣表面殘余拉應(yīng)力最大值為120 MPa，強(qiáng)化后試樣表面殘余壓應(yīng)力最大值為-79 MPa，強(qiáng)化后焊接接頭的低周疲勞壽命相比于強(qiáng)化前提高了117.1%。Jia 等［65］研究了熱處理和激光沖擊強(qiáng)化對電子束焊接鈦合金接頭的組織和性能影響，如圖11 所示，熱處理后焊接接頭的硬度略有提高，激光沖擊強(qiáng)化后焊接接頭的硬度大幅度提高，并且焊接接頭的裂紋萌生位置和裂紋擴(kuò)展路徑均發(fā)生變化。Kashaev 等［66］研究了激光沖擊強(qiáng)化對含有微裂紋的激光束焊接AA6056-T6 對接接頭疲勞性能的影響，試驗結(jié)果表明：含有深1.2 mm 半橢圓疲勞裂紋的焊接試樣比無裂紋焊接試樣的疲勞極限降低了20%，但經(jīng)激光沖擊強(qiáng)化處理后，殘余壓應(yīng)力的影響深度約為2 mm，含裂紋焊接試樣的疲勞性能恢復(fù)到無裂紋的水平。

圖9 激光沖擊強(qiáng)化前后攪拌摩擦焊接頭試件疲勞壽命［62］Fig.9 Diagram of fatigue life of FSW joints before and after LSP［62］

圖10 焊縫背面殘余應(yīng)力分布［63］Fig.10 Residual stress distribution on the back of weld［63］

圖11 電子束焊接接頭的硬度分布［65］Fig.11 Hardness profile of EBWed joint［65］

現(xiàn)有研究雖然分析了焊接接頭激光沖擊強(qiáng)化后殘余應(yīng)力、硬度和疲勞壽命等影響規(guī)律，探討了其疲勞性能提高的強(qiáng)化機(jī)理，但對于焊接微觀組織影響的研究較少，尤其微觀組織改變對疲勞性能的影響機(jī)理尚不清晰。焊接部位可分為焊縫區(qū)、熱影響區(qū)和基體區(qū)，3 個區(qū)域的殘余應(yīng)力、微觀組織和疲勞性能各不相同，強(qiáng)化影響程度也不相同，后續(xù)研究需要深入分析裂紋擴(kuò)展在不同區(qū)域的區(qū)別及影響機(jī)制，焊接接頭可能會存在微裂紋，激光沖擊強(qiáng)化對微裂紋的多尺度擴(kuò)展行為的影響規(guī)律及作用機(jī)制，也需要進(jìn)一步研究，避免激光沖擊強(qiáng)化后導(dǎo)致焊接結(jié)構(gòu)疲勞性能下降的情況出現(xiàn)。

2.3 含倒角結(jié)構(gòu)

飛機(jī)上常見含倒角的結(jié)構(gòu)有隔框、壁板等，鑒于結(jié)構(gòu)輕質(zhì)高強(qiáng)的技術(shù)要求，機(jī)身隔框、壁板等廣泛采用鋁合金和鈦合金，典型的有Al7075、Al6061、Al2024 和Ti-6Al-4V 等。機(jī)身隔框、壁板作為全機(jī)結(jié)構(gòu)骨架，服役過程中底角等局部區(qū)域?qū)儆趹?yīng)力集中部位，疲勞工作應(yīng)力大，易出現(xiàn)疲勞裂紋。激光沖擊強(qiáng)化可通過在倒角區(qū)域引入一定深度的殘余壓應(yīng)力，提高其疲勞性能。

美國對飛機(jī)隔框和壁板的激光沖擊強(qiáng)化研究較為系統(tǒng)和全面。美國的洛-馬公司與柯蒂斯-萊特公司合作，對F-35B/C 兩型飛機(jī)主承力隔框底角、機(jī)翼壁板邊角等部件/位（7085-T7452 鋁合金、Ti-6Al-4V 鈦合金）進(jìn)行了激光沖擊強(qiáng)化工藝研究與多級疲勞試驗考核，主要通過元件、模擬件、部件和全機(jī)這4 個層級進(jìn)行疲勞性能試驗驗證（圖12［38］），疲勞試驗中的模擬件都是根據(jù)飛機(jī)實際的載荷特點進(jìn)行設(shè)計的（圖13［39］）。如圖14［38］所示，激光沖擊強(qiáng)化后，F(xiàn)-35B 飛機(jī)模擬件的疲勞裂紋擴(kuò)展速率顯著減緩，從而提高了疲勞性能。中國針對飛機(jī)上的含倒角結(jié)構(gòu)也開展了部分激光沖擊強(qiáng)化研究。2017 年，西安天瑞達(dá)公司與成都飛機(jī)設(shè)計研究所合作，針對飛機(jī)主承力框轉(zhuǎn)軸接頭R 區(qū)多起疲勞裂紋問題，對偏心槽模擬件開展了激光沖擊強(qiáng)化工藝研究與試驗驗證，模擬件如圖15 所示。試驗結(jié)果表明：在應(yīng)力比0.1、最大峰值載荷34.9 kN 的等幅疲勞載荷條件下疲勞壽命提升了2.7 倍，在疲勞載荷譜條件下疲勞壽命提升了54%。2020 年，空軍工程大學(xué)與南昌航空大學(xué)合作，針對飛機(jī)隔框由于減輕窩導(dǎo)致的局部區(qū)域疲勞工作應(yīng)力大、疲勞壽命難于滿足設(shè)計指標(biāo)的問題，開展了飛機(jī)減輕窩模擬件激光沖擊強(qiáng)化工藝設(shè)計與疲勞性能驗證研究。TC4-DT 鈦合金結(jié)構(gòu)模擬件在強(qiáng)化前壽命約為25 萬次時，強(qiáng)化后壽命增加了52%，7075-T7451鋁合金結(jié)構(gòu)模擬件在強(qiáng)化前壽命約為25 萬次時，強(qiáng)化后壽命增加了176%，試驗結(jié)果表明，激光沖擊強(qiáng)化能夠有效提高減輕窩模擬件的疲勞性能。

圖12 美軍F-35 飛機(jī)機(jī)身隔框、壁板激光沖擊強(qiáng)化應(yīng)用及驗證思路［38］Fig.12 Application and verification method of laser shock peening on fuselage panel of F-35 fighter aircraft［38］

圖13 F-35C 模擬件設(shè)計［39］Fig.13 Design of F-35C element［39］

圖14 F-35B 模擬件裂紋擴(kuò)展測試結(jié)果［38］Fig.14 Crack growth test results of F-35B element［38］

圖15 飛機(jī)結(jié)構(gòu)模擬件Fig.15 Element of an aircraft structure

在延壽效果及強(qiáng)化機(jī)理方面，目前的研究普遍認(rèn)為激光沖擊強(qiáng)化是表層及次表層的塑性變形引入的一定深度的殘余壓應(yīng)力以平衡工作拉應(yīng)力、抑制裂紋萌生和擴(kuò)展，從而減緩裂紋擴(kuò)展速率、提升機(jī)身隔框的疲勞壽命。Luong 等［67］發(fā)現(xiàn)，對于7050-T7451 鋁合金試驗件，激光沖擊強(qiáng)化使得中等應(yīng)力水平下的疲勞壽命提升7.9 倍、高應(yīng)力水平下的疲勞壽命提升3.3 倍，強(qiáng)化效果明顯優(yōu)于機(jī)械噴丸。胡永祥等［68］對預(yù)制裂紋的2024-T351 試驗件開展激光沖擊強(qiáng)化處理，疲勞壽命提升了412%，明確了激光沖擊塑性變形產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力對抑制裂紋擴(kuò)展的作用。Van Aswegen 等［69］針對預(yù)制裂紋的2024 鋁合金，研究了激光沖擊強(qiáng)化區(qū)域大小和位置對裂紋尖端應(yīng)力場和裂紋閉合效應(yīng)的影響，在距裂紋尖端15 mm 處激光沖擊處理一個15 mm 寬的區(qū)域，能夠提升至少6 倍的疲勞壽命。除了殘余壓應(yīng)力外，表層高密度位錯和細(xì)化的晶粒組織可以抵抗塑性滑移、抑制疲勞裂紋萌生和擴(kuò)展，是影響機(jī)身隔框疲勞壽命另一個關(guān)鍵因素。Dhakal等［70］針對6061-T6 鋁合金試驗件開展激光沖擊強(qiáng)化研究，強(qiáng)化處理后表層產(chǎn)生了高密度位錯、晶粒細(xì)化以及第二相的生成等微觀變化，從而提升材料的抗疲勞性能。另一方面，通過建立有限元模型結(jié)合損傷容限理論，實現(xiàn)有無激光沖擊強(qiáng)化處理的殘余應(yīng)力場、裂紋擴(kuò)展壽命以及疲勞壽命的高精度預(yù)測，可為機(jī)身隔框零部件實物的強(qiáng)化工藝設(shè)計及效果考核提供參考。Keller 等［71］通過4 個步驟的有限元模擬，實現(xiàn)了2024-T3 鋁合金試樣激光沖擊強(qiáng)化處理后疲勞裂紋擴(kuò)展過程的精確模擬，疲勞裂紋擴(kuò)展速率、應(yīng)力強(qiáng)度因子等參數(shù)與實驗結(jié)果吻合較好。Pavan 等［72］基于激光沖擊殘余壓應(yīng)力的裂紋閉合機(jī)理，建立了線彈性有限元裂紋擴(kuò)展預(yù)測模型，疲勞壽命預(yù)測結(jié)果與實驗結(jié)果僅相差7%。Busse 等［73］通過建立仿真模型，分析了激光沖擊強(qiáng)化前后疲勞裂紋擴(kuò)展的全過程，進(jìn)一步分析了裂紋擴(kuò)展速率和疲勞壽命的影響，為強(qiáng)化工藝制定提供了指導(dǎo)。

另外，機(jī)身隔框存在應(yīng)用潛力的高強(qiáng)度、低密度新型材料（如Al-Li 合金），部分學(xué)者對其開展了激光沖擊強(qiáng)化研究。鄭興偉等［74］發(fā)現(xiàn)Al-Li合金在激光沖擊強(qiáng)化后，表層及一定深度次表層發(fā)生了塑性變形，產(chǎn)生的高密度位錯和殘余壓應(yīng)力，對材料的強(qiáng)度和抗疲勞性能有益。

關(guān)于含倒角結(jié)構(gòu)的研究，國內(nèi)僅圍繞材料和模擬件結(jié)構(gòu)級別開展，機(jī)身隔框、壁板部件級別的激光沖擊強(qiáng)化研究亟待針對性開展，需要在實際結(jié)構(gòu)或部位的載荷譜和工作應(yīng)力的基礎(chǔ)上，在斜入射或狹小曲面結(jié)構(gòu)等特殊條件下，進(jìn)行強(qiáng)化工藝設(shè)計與實現(xiàn)、以及試驗件設(shè)計與強(qiáng)化效果考核驗證等。此外，機(jī)身隔框、壁板零部件尺寸大、結(jié)構(gòu)復(fù)雜，而工作應(yīng)力大的底角部位開敞條件有限，激光沖擊強(qiáng)化處理難度大，無法保證光束垂直入射，強(qiáng)化工藝設(shè)計時需考慮激光斜入射的影響，同時需要考慮倒角區(qū)域光斑畸變的影響。

2.4 高承載結(jié)構(gòu)

艦載機(jī)的攔阻鉤、翼身連接固定鎖頭和翼身連接耳片都是典型的高承載結(jié)構(gòu)，具有高應(yīng)力、短壽命的特點。

艦載機(jī)在航母上著陸時，通過尾部的攔阻鉤，使得重達(dá)20 t 的飛機(jī)在2～3 s 的時間里，從速度接近300 km/h 減速為零。在著陸時，攔阻鉤承受的應(yīng)力載荷譜是十分嚴(yán)重的。圖16 為美國海軍T-45 飛機(jī)上的攔阻鉤示意圖［75］。艦載機(jī)通過攔阻鉤實現(xiàn)降落，艦載機(jī)攔阻鉤的疲勞性能對艦載機(jī)的安全起降至關(guān)重要。如圖17［35］所示，在大循環(huán)載荷的作用下，攔阻鉤柄的疲勞裂紋通常萌生在部件下側(cè)凸起的凸臺后部的圓角處，并且組件中產(chǎn)生的裂紋是由幾個更小的裂紋聚集所引起的，裂紋的擴(kuò)展路徑沿圓角的周向高應(yīng)力區(qū)域擴(kuò)展。通過對噴丸強(qiáng)化后表面未產(chǎn)生裂紋的服役部件進(jìn)行殘余應(yīng)力測量，發(fā)現(xiàn)圓角高應(yīng)力區(qū)域相比于軸向區(qū)域的殘余壓應(yīng)力大小要低得多，這表明在服役過程中圓角區(qū)域的殘余壓應(yīng)力存在衰減。Leap 等［35，75］設(shè)計了具有攔阻鉤載荷特點的疲勞模擬件（圖18［35］），并采用激光沖擊強(qiáng)化和傳統(tǒng)機(jī)械噴丸的方法提升了攔阻鉤疲勞模擬件裂紋萌生的抗力，從而延長了疲勞壽命。如圖19所示［35］，相比于未強(qiáng)化的疲勞模擬件，傳統(tǒng)的機(jī)械噴丸強(qiáng)化后平均疲勞壽命提升了1.5 倍，而激光沖擊強(qiáng)化后可將平均疲勞壽命提高2.5 倍以上。原因在于，激光沖擊強(qiáng)化產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力深度可達(dá)2.5 mm，而噴丸強(qiáng)化的方式由于產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力層較淺，對裂紋萌生的抗力較小，所以疲勞性能提高不明顯。

圖16 安裝在T-45 飛機(jī)上的攔阻鉤［75］Fig.16 Arrestment hook shank deployed on T-45 aircraft［75］

圖17 美國T-45 海軍教練機(jī)攔阻鉤的末端［35］Fig.17 End of the arrestment hook shank from a T-45 naval trainer aircraft［35］

圖18 疲勞試樣示意圖［35］Fig.18 Schematic diagram of fatigue specimen［35］

圖19 裂紋萌生壽命累積分布［35］Fig.19 Cumulative distributions of crack initiation life［35］

美國海軍艦載機(jī)F-18的固定鎖頭在飛行載荷的作用下，存在局部區(qū)域疲勞工作應(yīng)力大導(dǎo)致疲勞壽命降低的問題，如圖20 所示［36］。針對這一問題，美國海軍空戰(zhàn)中心與MIC 公司合作，設(shè)計了F-18艦載機(jī)翼身連接固定鎖頭（7050-T7541 鋁合金）疲勞模擬件（圖21［36］），并進(jìn)行了激光沖擊強(qiáng)化加噴丸的復(fù)合工藝的應(yīng)用。如圖22［36］所示，試驗結(jié)果表明：采用先噴丸后離子氣相沉積再激光沖擊強(qiáng)化的復(fù)合工藝強(qiáng)化后疲勞壽命（譜載條件）能夠達(dá)到設(shè)計要求的3.7 倍，比采用噴丸加離子氣相沉積工藝還要高出25%。通過分析殘余應(yīng)力測試結(jié)果可知（圖23［36］，1 ksi=6.895 MPa，1 in=25.4 mm），噴丸加離子氣相沉積加激光沖擊強(qiáng)化的復(fù)合工藝所產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力層深度最深，對裂紋萌生和擴(kuò)展的抗力最大，所以疲勞性能最好。

圖20 F-18 飛機(jī)固定鎖頭疲勞工作應(yīng)力危險區(qū)示意圖［36］Fig.20 Schematic diagram of fatigue working stress danger zone on the F-18 aircraft shear tie［36］

圖21 疲勞模擬件示意圖［36］Fig.21 Schematic diagram of fatigue element［36］

圖22 不同強(qiáng)化工藝下模擬件疲勞測試結(jié)果［36］Fig.22 Fatigue test results of element with different process［36］

圖23 不同強(qiáng)化工藝下殘余應(yīng)力測試結(jié)果［36］Fig.23 Residual stress test results with different process［36］

在現(xiàn)代飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計中，翼身連接耳片廣泛應(yīng)用于機(jī)翼與機(jī)身的連接，機(jī)翼的全部載荷由耳片傳遞給機(jī)身，因此耳片的疲勞載荷譜比較嚴(yán)重［76］。在飛機(jī)的循環(huán)載荷和連接件導(dǎo)致的微動疲勞下，其疲勞強(qiáng)度和疲勞壽命大大降低，嚴(yán)重影響飛行安全性能。激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)通過引入殘余壓應(yīng)力場，使裂紋源萌生的位置向耳片的深處移動，抑制裂紋萌生，從而提高耳片的疲勞壽命。Im 等［77］以耳片試件強(qiáng)化為研究背景，研究了激光沖擊強(qiáng)化沿彎曲模型邊緣誘導(dǎo)的殘余應(yīng)力場，以提高激光沖擊強(qiáng)化的效果。利用數(shù)值模擬的結(jié)果，對強(qiáng)化工藝進(jìn)行優(yōu)化，從而在彎曲部分的邊緣產(chǎn)生有效的殘余壓應(yīng)力。Vasu 等［78］研究了飛機(jī)耳片再強(qiáng)化時間對疲勞壽命的影響，建立了再強(qiáng)化試件的疲勞壽命估算模型，研究表明：當(dāng)在預(yù)期疲勞壽命的50%～55%之間再次進(jìn)行強(qiáng)化時，試件的疲勞壽命可能最長。如圖24［78］所示，針對F-22 飛機(jī)翼身連接耳片疲勞性能不滿足設(shè)計要求的問題，美國設(shè)計了翼身連接耳片的疲勞模擬試件（圖25［79］），并開展了激光沖擊強(qiáng)化研究（圖26［34］）。如圖27［80］所示，從殘余應(yīng)力預(yù)測結(jié)果可知，模擬件激光沖擊強(qiáng)化后的殘余應(yīng)力場滿足設(shè)計指標(biāo)要求。如圖28［34］所示，在相同應(yīng)力水平下，激光沖擊強(qiáng)化后模擬件的疲勞性能強(qiáng)于玻璃噴丸工藝模擬件的疲勞性能。在一定的應(yīng)力水平下，F(xiàn)-22 飛機(jī)翼身連接耳片結(jié)構(gòu)模擬件激光沖擊強(qiáng)化后的疲勞壽命相比于未強(qiáng)化試件提升10 倍以上。

圖24 F-22 飛機(jī)翼身連接耳片的疲勞失效［78］Fig.24 Fatigue failure of F-22 wing attachment lugs［78］

圖25 F-22 飛機(jī)翼身連接耳片模擬件［79］Fig.25 Element of F-22 wing attachment lugs［79］

圖26 F-22 飛機(jī)翼身連接耳片激光沖擊強(qiáng)化［34］Fig.26 LSP of F-22 wing attachment lugs［34］

圖27 激光沖擊強(qiáng)化后殘余應(yīng)力預(yù)測結(jié)果［80］Fig.27 Prediction results of residual stress after laser shock peening［80］

圖28 模擬件疲勞測試結(jié)果［34］Fig.28 Fatigue test results of element［34］

國外關(guān)于艦載機(jī)攔阻鉤、翼身連接固定鎖頭和翼身連接耳片等高承載結(jié)構(gòu)的試驗研究已達(dá)到工程應(yīng)用級別，這表明激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)在高應(yīng)力、低壽命的高承載結(jié)構(gòu)中具有應(yīng)用潛力，而國內(nèi)相關(guān)研究報道很少。下一步，國內(nèi)相關(guān)單位可參考國外的研究思路，開展元件、模擬件、部件和全機(jī)4 個層級激光沖擊強(qiáng)化后的疲勞性能研究。與此同時，由于復(fù)雜曲面試件和大型結(jié)構(gòu)試件殘余應(yīng)力測試的不便性，僅通過實驗測試的手段，無法獲取激光沖擊強(qiáng)化后試件完整的殘余應(yīng)力場信息，必須開展復(fù)雜曲面試件和大型結(jié)構(gòu)試件激光沖擊強(qiáng)化仿真和殘余應(yīng)力場預(yù)測技術(shù)攻關(guān)，為各個層級的疲勞性能研究提供參考。

3 飛機(jī)結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化研究歷程與發(fā)展特點

3.1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化研究共性問題

20 世紀(jì)末，激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)的快速發(fā)展與應(yīng)用主要得益于當(dāng)時美國軍用航空發(fā)動機(jī)高周疲勞斷裂問題的牽引驅(qū)動和“高周疲勞科學(xué)與技術(shù)研究計劃”的組織推動，所以激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)的前期研究對象是航空發(fā)動機(jī)部件，直到2010 年美國MIC 公司研發(fā)出移動式激光沖擊強(qiáng)化設(shè)備，算是正式揭幕飛機(jī)部件激光沖擊強(qiáng)化研究。相比航空發(fā)動機(jī)部件，飛機(jī)部件的主要特點包括結(jié)構(gòu)尺寸大、服役壽命中需要考慮裂紋擴(kuò)展等，因此，目前飛機(jī)結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化研究，一方面聚焦可移動式強(qiáng)化設(shè)備研制，實現(xiàn)飛機(jī)大型結(jié)構(gòu)現(xiàn)場強(qiáng)化；另一方面，主要研究不同材料/結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化后的殘余應(yīng)力分布特征和疲勞性能（詳見表1），尤其重點關(guān)注強(qiáng)化工藝對表層殘余壓應(yīng)力場分布的影響規(guī)律，以及對疲勞裂紋萌生、擴(kuò)展機(jī)制及壽命的影響規(guī)律，為飛機(jī)結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化工藝設(shè)計和工程應(yīng)用提供數(shù)據(jù)基礎(chǔ)和方法指導(dǎo)。

表1 飛機(jī)材料/結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化影響規(guī)律Table 1 Influence law of laser shock peening on aircraft material/structure

3.2 強(qiáng)化設(shè)備由固定式向可移動式發(fā)展

隨著激光沖擊強(qiáng)化在飛機(jī)部件上的應(yīng)用推廣，應(yīng)用對象逐漸由蒙皮、導(dǎo)管等小型可拆卸部件向隔框、壁板等大型不可拆卸結(jié)構(gòu)發(fā)展，強(qiáng)化設(shè)備需要移動至飛機(jī)旁邊，導(dǎo)致前期主要面向航空發(fā)動機(jī)部件的固定式強(qiáng)化設(shè)備不再適用，無法在飛機(jī)現(xiàn)場對相應(yīng)結(jié)構(gòu)（部位）進(jìn)行強(qiáng)化處理，因此，美國MIC 公司在2010 年率先研制了世界上首套車載可移動式激光沖擊強(qiáng)化設(shè)備，采用硬光路傳輸和末端光柵飛行導(dǎo)光等技術(shù)，先后在F-22飛機(jī)翼身連接耳片、F-35 機(jī)身隔框等結(jié)構(gòu)上實現(xiàn)了工程應(yīng)用。國內(nèi)，空軍工程大學(xué)聯(lián)合西安天瑞達(dá)光電技術(shù)股份有限公司和中航工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計研究所，于2021 年成功研制了國內(nèi)首套移動式動光束激光沖擊強(qiáng)化設(shè)備，通過硬光路傳輸和末端多自由度關(guān)節(jié)實現(xiàn)光束運動可達(dá)，并在飛機(jī)關(guān)鍵承力結(jié)構(gòu)上完成了模擬件性能考核與現(xiàn)場演示驗證。上述兩型移動式激光沖擊強(qiáng)化設(shè)備的研制及工程應(yīng)用，主要涉及戶外和移動等條件下激光器光束質(zhì)量及可靠性、強(qiáng)脈沖激光長距離低損耗傳輸、末端動光束、工藝設(shè)計方法等基礎(chǔ)研究及關(guān)鍵技術(shù)，但由于技術(shù)封鎖和保密等原因尚未公開報道。

3.3 強(qiáng)化機(jī)理由殘余應(yīng)力向多因素耦合發(fā)展

飛機(jī)結(jié)構(gòu)的服役環(huán)境和條件較為簡單，所以其疲勞裂紋/斷裂故障主要是由于局部區(qū)域應(yīng)力集中效應(yīng)導(dǎo)致疲勞工作應(yīng)力大、服役壽命短等問題。因此，前期飛機(jī)結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化研究主要聚焦在不同材料/結(jié)構(gòu)、不同強(qiáng)化工藝條件下殘余壓應(yīng)力分布特征，及其高周疲勞演化機(jī)制及影響規(guī)律，建立基于殘余應(yīng)力分布的強(qiáng)化工藝設(shè)計與疲勞性能評估的研究體系。但是，隨著研究拓展至焊接、增材修復(fù)等部件，發(fā)現(xiàn)激光沖擊強(qiáng)化不僅可以通過殘余壓應(yīng)力平衡工作拉應(yīng)力、降低裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子，從而抑制裂紋萌生、減緩裂紋擴(kuò)展等，還可通過位錯、孿晶、新生晶界、細(xì)化晶粒等微觀組織抑制裂紋萌生、阻滯早期裂紋擴(kuò)展，尤其對疲勞裂紋萌生階段的循環(huán)滑移、裂紋形成等過程的影響更大，并且在結(jié)構(gòu)整個疲勞延壽效果上發(fā)揮重要作用。

3.4 強(qiáng)化結(jié)構(gòu)由小型非主承力部件向主承力結(jié)構(gòu)發(fā)展

隨著飛機(jī)部件激光沖擊強(qiáng)化設(shè)備與工藝的成熟，其強(qiáng)化效果得到越來越多的認(rèn)可，應(yīng)用對象逐漸由蒙皮、緊固孔件等非主承力部件向隔框、翼身連接耳片等主承力結(jié)構(gòu)發(fā)展，甚至應(yīng)用到艦載機(jī)的攔阻鉤上，這說明激光沖擊強(qiáng)化不僅在低應(yīng)力、長壽命（105次循環(huán)以上）條件下具有很好的抗疲勞延壽效果，在高應(yīng)力、短壽命（103～104次循環(huán)）條件下同樣具有較好的疲勞壽命提升效果，這也是激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)在金屬材料疲勞S-N曲線內(nèi)一次適用范圍的拓展和延伸。

4 飛機(jī)結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化研究展望

4.1 發(fā)展靈活便攜的強(qiáng)化設(shè)備

目前，面向飛機(jī)大型結(jié)構(gòu)，美國和中國雖然先后成功研制了成套移動式激光沖擊強(qiáng)化設(shè)備，其中美國MIC 公司已在F-22、F-35 等軍用飛機(jī)上實現(xiàn)了工程應(yīng)用。但是，上述兩種移動式強(qiáng)化設(shè)備的技術(shù)方案都是先通過硬光路將強(qiáng)脈沖激光傳輸至飛機(jī)旁、再通過光柵或多關(guān)節(jié)導(dǎo)光臂調(diào)整實現(xiàn)光束空間飛行導(dǎo)光，只能對飛機(jī)結(jié)構(gòu)暴露較多部位進(jìn)行處理，對于機(jī)體內(nèi)部梁、框、壁板等都無法處理，需要更加靈活的導(dǎo)光系統(tǒng)。一方面，建議將強(qiáng)化系統(tǒng)進(jìn)一步小型化，便于整套設(shè)備移動和放置；另一方面，建議改用小能量、短脈寬激光并采用光纖進(jìn)行柔性導(dǎo)光，實現(xiàn)機(jī)體內(nèi)部任意位置激光可達(dá)；與此同時，進(jìn)一步優(yōu)化改進(jìn)末端動光束運動控制系統(tǒng)和空間位置坐標(biāo)體系，便于強(qiáng)化工藝的快速設(shè)計與實施。此外，對研制的新型強(qiáng)化設(shè)備，需要加強(qiáng)激光狀態(tài)參數(shù)測定監(jiān)測與激光誘導(dǎo)沖擊波壓力特性及模型建立研究，為不同強(qiáng)化設(shè)備的標(biāo)準(zhǔn)化和后續(xù)強(qiáng)化工藝設(shè)計提供硬件條件和數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。

4.2 開展多尺度裂紋擴(kuò)展與損傷容限研究

航空發(fā)動機(jī)部件（尤其轉(zhuǎn)子葉片）采用的疲勞強(qiáng)度設(shè)計準(zhǔn)則，主要考慮疲勞裂紋形成壽命，而飛機(jī)結(jié)構(gòu)則采用損傷容限設(shè)計準(zhǔn)則，屬于斷裂力學(xué)范疇，要考慮部件的原始缺陷和服役過程中長時間的裂紋擴(kuò)展，其中原始缺陷擴(kuò)展至最后斷裂的過程包含小裂紋擴(kuò)展和長裂紋擴(kuò)展，實質(zhì)上是一種多尺度裂紋擴(kuò)展過程。因此，激光沖擊強(qiáng)化對飛機(jī)結(jié)構(gòu)多尺度裂紋擴(kuò)展過程的影響至關(guān)重要，直接決定其抗疲勞延壽效果。后續(xù)研究應(yīng)進(jìn)一步闡明激光沖擊強(qiáng)化對裂紋萌生壽命和擴(kuò)展壽命的影響及區(qū)別，揭示激光沖擊強(qiáng)化對小裂紋、長裂紋擴(kuò)展特性的影響規(guī)律，將小裂紋（非線性）和長裂紋（線性、Paris）擴(kuò)展過程進(jìn)行統(tǒng)一，并將激光沖擊強(qiáng)化因素考慮至裂紋擴(kuò)展速率方程中，建立考慮強(qiáng)化狀態(tài)和多尺度裂紋擴(kuò)展的疲勞全壽命預(yù)測模型及方法，為飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)化后的損傷容限設(shè)計和耐久性分析提供理論基礎(chǔ)和規(guī)律指導(dǎo)。

4.3 推動從抗疲勞制造到延壽修理發(fā)展

前期，激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)主要考慮在飛機(jī)結(jié)構(gòu)制造中的應(yīng)用，即考慮一次激光沖擊強(qiáng)化處理對飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響，但飛機(jī)實際服役過程中通常會進(jìn)行幾次大修，在大修過程中進(jìn)行激光沖擊強(qiáng)化同樣可以起到延壽的效果，美國海軍已經(jīng)利用激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)對F-35B 飛機(jī)進(jìn)行延壽修理，甚至可以在多次大修中進(jìn)行多次強(qiáng)化。因此，后續(xù)應(yīng)加強(qiáng)對飛機(jī)結(jié)構(gòu)大修后強(qiáng)化狀態(tài)（殘余壓應(yīng)力和微觀組織）的演化規(guī)律的研究，尤其殘余壓應(yīng)力的松弛規(guī)律，厘清強(qiáng)化結(jié)構(gòu)裂紋萌生、擴(kuò)展壽命與大修時間的關(guān)系，從而制定合理的大修時間間隔。另外，大修時強(qiáng)化是在前次強(qiáng)化處理區(qū)域繼續(xù)處理，需深入揭示前次強(qiáng)化和后次強(qiáng)化的塑性耦合作用機(jī)制，分析殘余應(yīng)力場的分布特征及工藝影響規(guī)律，探究大修后多次強(qiáng)化抗疲勞效果（抑制裂紋萌生、減緩裂紋擴(kuò)展）的耦合規(guī)律。

此外，在飛機(jī)大修過程中，往往會對結(jié)構(gòu)裂紋處進(jìn)行挖補(bǔ)修復(fù)，通過激光熔覆、冷噴涂和增材制造等技術(shù)對損傷挖去區(qū)域進(jìn)行填補(bǔ)性修復(fù)，但上述修復(fù)過程會使金屬材料熔融、凝固，高溫效應(yīng)使修復(fù)區(qū)域形成粗大晶粒組織、并殘留殘余拉應(yīng)力，導(dǎo)致修復(fù)結(jié)構(gòu)疲勞壽命不滿足技術(shù)要求。通過上述修復(fù)技術(shù)與激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)復(fù)合實現(xiàn)高性能修復(fù)，可將修復(fù)結(jié)構(gòu)疲勞壽命提升至技術(shù)要求之上，但需要進(jìn)一步加強(qiáng)激光沖擊強(qiáng)化對修復(fù)區(qū)域的殘余應(yīng)力和微觀組織的影響分析，揭示激光沖擊強(qiáng)化對修復(fù)部件的抗疲勞機(jī)制，探究強(qiáng)化工藝方法/參數(shù)及復(fù)合策略對延壽效果的影響規(guī)律，實現(xiàn)修復(fù)結(jié)構(gòu)的殘余應(yīng)力重構(gòu)評價和疲勞壽命預(yù)測評估，為飛機(jī)損傷結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化復(fù)合修復(fù)工藝設(shè)計及應(yīng)用提供技術(shù)支撐。

4.4 開發(fā)新型吸收保護(hù)層與約束層

目前，激光沖擊強(qiáng)化的工程應(yīng)用主要在翼身連接耳片、翼身固定鎖頭、攔阻鉤等飛機(jī)結(jié)構(gòu)上實現(xiàn)，上述結(jié)構(gòu)的開敞性比較好、處理區(qū)域較小、型面較為平緩，現(xiàn)有吸收保護(hù)層（貼覆黑膠帶或鋁箔等）與約束層（去離子水等）都可以直接應(yīng)用。但是，將來激光沖擊強(qiáng)化在隔框、腹板、壁板等飛機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)（尤其倒角、底角等部位）進(jìn)行大面積修理時，現(xiàn)有吸收保護(hù)層貼覆質(zhì)量不好保證、效率低，并且飛機(jī)內(nèi)部施加水約束層難以適用。因此，需要開發(fā)新型吸收保護(hù)層，提高狹小曲面部位的涂覆質(zhì)量和效率；同時開發(fā)新型約束層或在無約束層下通過改進(jìn)工藝參數(shù)顯著提升沖擊波壓力，或?qū)⒓{秒激光改用飛秒/皮秒激光，脈寬更短、峰值壓力可提升幾個數(shù)量級，從而保證強(qiáng)化效果。

4.5 發(fā)展統(tǒng)一完善的技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)體系

國內(nèi)開展飛機(jī)結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化研究的單位較多，例如空軍工程大學(xué)、西安天瑞達(dá)公司、中國航空制造技術(shù)研究院、航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計研究所和成飛集團(tuán)、中國人民解放軍5720 廠等，不同單位的設(shè)備及工藝參數(shù)相差較大，狀態(tài)檢測和性能考核的方式也不同，導(dǎo)致研究結(jié)果和工藝數(shù)據(jù)庫的可參考性和可共用性較差，影響了我國飛機(jī)結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化的工程化應(yīng)用進(jìn)程，因此需要在設(shè)備、工藝、檢測、考核等方面建立統(tǒng)一完善的技術(shù)規(guī)范和標(biāo)準(zhǔn)體系。

4.6 豐富復(fù)合強(qiáng)化工藝方法

單一強(qiáng)化技術(shù)難以有效解決部分特殊部位失效模式多樣的問題，需要通過多種強(qiáng)化工藝進(jìn)行復(fù)合，典型復(fù)合工藝的特點及應(yīng)用關(guān)鍵技術(shù)見表2。例如，F(xiàn)-22 飛機(jī)翼身連接耳片疲勞失效主要位于連接孔內(nèi)壁和連接耳片R 轉(zhuǎn)接處，其中連接孔激光沖擊強(qiáng)化存在孔內(nèi)壁激光可達(dá)性差、強(qiáng)化工藝設(shè)計難、強(qiáng)化效果有限等問題，需要與開縫/壓合襯套強(qiáng)化技術(shù)復(fù)合，利用激光沖擊強(qiáng)化進(jìn)行孔端面處理，利用開縫/壓合襯套強(qiáng)化進(jìn)行孔內(nèi)壁處理，在孔周形成全方位強(qiáng)化效應(yīng)?？紤]到飛機(jī)部件結(jié)構(gòu)尺寸大、處理面積大、激光沖擊強(qiáng)化工藝代價高，可將激光沖擊強(qiáng)化與機(jī)械噴丸復(fù)合使用，激光沖擊強(qiáng)化只對疲勞工作應(yīng)力最大區(qū)域進(jìn)行局部處理，機(jī)械噴丸對裂紋擴(kuò)展路徑區(qū)域進(jìn)行大面積處理。該復(fù)合工藝還可適用于高承載、長壽命結(jié)構(gòu)及易磨損/接觸疲勞部件（位），一方面結(jié)構(gòu)表面高程度加工硬化、抵抗高應(yīng)力，另一方面大深度強(qiáng)化層、大幅延長擴(kuò)展壽命。

表2 典型復(fù)合工藝的特點及應(yīng)用關(guān)鍵技術(shù)Table 2 Characteristic and application key technology of typical composite process

5 結(jié)論

1）激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上應(yīng)用主要面向含孔結(jié)構(gòu)、焊接結(jié)構(gòu)、含倒角結(jié)構(gòu)和高承載結(jié)構(gòu)等，每種部件結(jié)構(gòu)特點和疲勞失效模式不同，所以需要從不同角度進(jìn)行研究。美國已在翼身連接耳片、攔阻鉤、固定鎖頭、主承力隔框底角和機(jī)翼壁板邊角等結(jié)構(gòu)上實現(xiàn)了工程應(yīng)用，但我國在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上的工程應(yīng)用尚未真正實現(xiàn)。

2）飛機(jī)結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化研究歷程與發(fā)展特點主要包括強(qiáng)化設(shè)備由固定式向可移動式發(fā)展，強(qiáng)化機(jī)理由殘余應(yīng)力向多因素耦合發(fā)展，強(qiáng)化結(jié)構(gòu)由小型非主承力部件向主承力結(jié)構(gòu)發(fā)展。

3）飛機(jī)結(jié)構(gòu)激光沖擊強(qiáng)化研究工作建議聚焦于發(fā)展靈活便攜的強(qiáng)化設(shè)備，開展多尺度裂紋擴(kuò)展與損傷容限研究，推動從抗疲勞制造到延壽修理發(fā)展，開發(fā)新型吸收保護(hù)層與約束層，發(fā)展統(tǒng)一完善的技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)體系，豐富復(fù)合強(qiáng)化工藝方法。