直升机旋翼系统中大量部件采用孔结构连接组装,其疲劳失效常发生于孔连接部位。直升机服役过程中,结构件不仅承受交变载荷,而且在孔接触面发生微动磨损,属于典型的微动疲劳,这将导致其疲劳强度剧烈恶化。随着民用直升机产业迅猛发展,对该类孔结构的疲劳寿命要求逐渐提高。近年来,激光冲击强化技术成为部件抗微动疲劳性能的重要手段,其利用冲击波在靶材表层引入的较深残余压应力场抑制裂纹萌生和扩展,已经成功应用于涡轮叶片榫结构抗微动疲劳强化。本文采用激光冲击强化技术对TB6钛合金孔结构件微动接触面进行改性处理,研究激光冲击技术及工艺参数对表层残余应力场和微动疲劳性能的影响规律。利用有限元软件建立孔结构激光冲击强化模型及孔结构件微动疲劳模型,将实验数据与数值模拟相结合,为孔结构的激光冲击强化工艺设计和抗微动疲劳强化效果预测提供指导。本文首先研究了TB6钛合金孔结构经激光冲击强化后残余应力场的分布特征。基用ABAQUS软件建立了激光冲击强化有限元模型,运用动态松弛求解方法,分析了激光冲击强化角度、搭接率以及冲击次数等多个工艺参数对孔结构残余应力场的影响,并与试验测试结果对比分析。随后借助ABAQUS有限元软件,建立了孔/螺栓微动接触二维有限元模型,进一步研究了微动对孔结构疲劳寿命的影响以及激光冲击强化后孔结构在微动过程中的应力应变变化,并利用SWT参数模型预测了孔结构在微动过程中的失效位置以及疲劳寿命,结果表明:激光冲击角度对孔壁位置残余应力值有重要影响,孔壁位置残余应力值随着冲击角度的增加而增加。搭接率对孔角的应力状态无明显影响。冲击次数的增加,残余应力值也随之增加,但是会逐渐趋于饱和;有限元数值解析的激光冲击残余应力值及演变趋势与实验测试结果吻合较好。进一步研究发现,微动的存在会明显改变孔结构中的应力应变分布,而且会大大降低孔结构的疲劳寿命。利用SWT模型对孔结构的裂纹萌生位置预测与实验结果一致性良好,失效位置均发生于90°位置。经过将微动疲劳寿命的有限元数据与实验数据进行对标,有限元预测结果与实验测试结果较为一致。