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利用脉宽30as的钕玻璃激光器对7050铝合金紧固孔进行激光冲击强化，采用先强化材料表面，再钻紧固孔的方式对双联疲劳试件进行强化，并在飞机中机身随机载荷条件下进行疲劳试验。试验结果表明：激光冲击强化后的紧固孔的疲劳寿命比未强化紧固孔的疲劳寿命提高1．5倍，强化后紧固孔的裂纹均起裂于次表层，且出现多个疲劳裂纹源。疲劳增益主要得益于激光冲击强化后紧固孔周围为残余压应力分布，强化表层的较小的冷作硬化程度，以及超高应变速率塑性应变引起的高密度位错，激光冲击强化技术可有效提高小尺寸紧固孔的疲劳寿命。