7050-T7451铝合金是一种高强度航空铝合金材料,广泛应用于飞机结构与零部件的制造。铆接紧固孔是飞机结构件中的典型应力集中环节,在交变载荷作用下极易产生疲劳裂纹,进而造成疲劳断裂。激光冲击小孔强化技术是一种先进的小孔强化技术,可以用以改善铝合金表层以及深度方向的残余应力分布,进而改善其抗疲劳性能。本文主要对7050-T7451铝合金进行激光冲击小孔强化技术及其残余应力场分布进行研究,旨在提高7050-T7451铝合金的抗疲劳寿命。论文研究的主要工作和取得的创新点如下；　　 以短脉冲高能量的激光束与材料相互作用诱导冲击波的机制为基础,探讨了高幅冲击波加载下金属材料的动态力学响应以及冲击波诱导残余应力生成的过程,引入板料残余应力分布及小孔周围残余应力分布的估算理论模型,分析了板料表面,深度以及小孔边缘处残余应力沿板料表面和深度方向分布的估算方法。　　 以ABAQUS软件为平台,建立了高应变率条件下激光冲击小孔强化的有限元分析模型,解决了激光冲击后对数值模型进行开小孔的处理方法。对比了先开孔后激光冲击,先激光冲击后开孔的工艺,单面冲击和双面冲击工艺,并且选着了不同能量参数和不同板料厚度对小孔处表面以及深度方向残余应力分布进行了研究。探讨了残余应力沿板料厚度方向和在外加载荷下的叠加效应；并且发现了激光冲击下板料边缘产生的边缘拉应力效应,小孔边缘在深度方向的拉应力效应,并提出了一种能够减少边缘效应和孔深度方向有害拉应力的方法,为激光冲击小孔强化过程的工艺方法和参数的有效控制研究提供理论依据。　　 通过实验主要研究了7050-T7451铝合金板料冲击表面和背面小孔处残余应力的分布,实验结果表明,先激光冲击后开孔比先开孔后激光冲击产生更大的残余压应力,板料厚度对残余应力的分布有显著的影响,在同样的激光冲击参数下,4mm、5mm厚度的板料相比3mm厚度的板料会产生更大的残余压应力:然而当板料厚度为5mm时双面冲击相对于单面冲击残余压应力值改变不大；当板料为薄板时,背面产生的残余压应力的值会高于冲击表面。