采用光纤激光对3 mm厚的7050铝合金板进行了对接焊,分析了焊接工艺对焊缝成形的影响,并对接头的微观组织、化学成分、力学性能及断口特征进行了研究。结果表明,当激光功率为3 kW,焊接速度为4 m·min ^-1,光斑直径为0.2 mm时,能够得到性能良好的焊接接头。焊缝中心以等轴晶组织为主,晶界处弥散分布着Al-Cu金属间化合物,焊缝边缘为柱状晶组织,热影响区(HAZ)较窄。焊缝中无强化相析出,热影响区的强化相有所熔解。接头硬度分布不均匀,焊缝处硬度最低,热影响区发生明显软化。焊接接头抗拉强度为307 MPa,接头拉伸后断于焊缝,断口处有小韧窝,呈沿晶脆性断裂特征。

为研究激光冲击7050铝合金薄板试样形成残余应力洞的机制，分别使用功率密度为1.98 GW/cm²和2.77 GW/cm²的激光冲击7050铝合金试样。采用ANSYS/LS-DYNA有限元分析软件模拟分析了在功率密度为1.98 GW/cm²的激光束冲击下的薄板试样。实验中利用X射线应力分析仪测量薄板试样和厚板试样的残余应力分布，利用压电薄膜传感器测量激光冲击时试样的动态应变，并利用三维显微系统观察激光冲击区域的表面微结构。实验结果表明，功率密度为1.98 GW/cm²和2.77 GW/cm²的激光束冲击7050铝合金薄板试样后均产生了残余应力洞现象。反射边界条件下的模拟结果与实验数据具有较好的一致性，表明稀疏波在光斑中心的会聚是产生残余应力洞现象的主要原因。由残余应力分布和动态应变可知，在试样内来回反射的冲击波对残余应力洞的影响不容忽视；功率密度为2.77 GW/cm²的激光束冲击加载后，薄板、厚板试样冲击区域中心的厚度分别比临近区域的厚度大10.800 μm和8.150 μm；在表面稀疏波与冲击波的共同作用下，试样表面均产生了残余应力洞现象。

为研究激光冲击强化7050铝合金薄板表面残余应力的形成机制，采用5种不同功率密度的激光束冲击加载7050铝合金薄板，利用PVDF（聚偏二氟乙烯）压电传感器测量激光冲击薄板试样的动态应变，利用X射线应力分析仪测量激光冲击后的残余应力分布，并借助三维显微系统观察激光冲击强化造成的表面微结构。结果表明，当激光功率密度为1.02 GW/cm2时，激光冲击引起的横向变形小；当激光功率密度为1.53 GW/cm2时，表面稀疏波与横向变形共同导致了试样最大残余主应力呈等双轴分布；当激光功率密度为1.98 GW/cm2和2.77 GW/cm2时，冲击区域中心比临近区域分别高出5.680 μm和10.800 μm，在来回反射的冲击波与表面稀疏波的共同作用下产生了残余应力洞现象；当激光功率密度为4.07 GW/cm2时，试样冲击区域产生了较大的塑性变形且比较平滑，最大残余主应力呈均匀分布。

在7050 铝合金表面激光熔覆Al/Ti 复合粉体，通过3 因素3 水平正交试验得知当激光功率为1.5 kW，扫描速度为150 mm/min，离焦量为50 mm 时熔覆层质量最优。模拟计算得到正交试验工艺参数下的光斑中心最高温度值，并利用极差分析得到：正交试验因素对中心点最高温度值影响程度从大到小的顺序是扫描速度V，激光功率P 和离焦量S。通过对9 组试样熔池尺寸及不同位置点温度随时间变化趋势分析可以得到，试样前端结合较差是由于熔覆过程中基体熔池深度较小，不足以使基体与熔覆材料很好地结合；而后端都出现的不同程度的变形和烧蚀，是末端温度急剧积累引起的。通过分析Al/Ti 熔覆层的金相组织可知，熔覆层组织以胞状树枝晶为主，且分布均匀细密。

利用脉宽30 ns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。

重点解决了激光冲击强化后试件的疲劳仿真，进一步深入研究了激光冲击强化对疲劳寿命的影响。对两组7050-T7451铝合金试件进行了拉拉疲劳试验，两组试件分为普通试件和激光冲击强化试件。试验结果表明，在101.3 MPa的加载应力水平下，两组平均疲劳寿命分别为26024和108336周次，疲劳寿命提高到原来的416.3%。利用有限元软件对两组试件分别进行疲劳数值模拟。模拟结果显示，两种疲劳寿命分别为25400和102870周次，疲劳寿命提高到原来的405%。试验结果和模拟结果符合得很好。研究表明，激光冲击强化后会在试件表层产生压应力，可以显著提高试件的疲劳寿命。

利用高能高重复频率钕玻璃激光器对7050铝合金进行了冲击强化处理。研究了在激光介质抽运功率保持不变的情况下,通过改变放大自发辐射(ASE)的大小,激光冲击强化7050铝合金,并用X射线衍射技术测量7050铝合金表面产生的残余应力。结果表明,在保持激光介质抽运功率不变的情况下,ASE和铝合金表面产生的残余应力有一定的关系。随着ASE的增大,铝合金表面产生的残余压应力逐渐减小;当ASE增大到16.20 J时,吸收层铝箔已经被完全熔融,有效脉冲直接冲击铝合金表面,在铝合金表面产生21 MPa的拉应力,直接影响激光冲击的强化效果。

采用300 W YAG激光器对7050铝合金预拉伸板进行激光成形修复实验研究。实验中选用的粉末是AlSi12, 通过多道多层激光修复实验, 得到了优化的工艺参数。分析了冶金缺陷产生的原因及消除措施, 并分析激光修复区的组织形成和分布规律。实验结果表明, 修复过程中产生的冶金缺陷主要有界面熔合不良、气孔和液化裂纹。通过对基材表面进行化学处理、优化修复工艺参数、改变粉末状态等方法获得了修复区内无气孔、裂纹, 同时界面熔合良好的修复试样。组织分析结果表明, 修复区底部为α-Al固溶体树枝晶和少量的枝晶间Al-Si共晶组织, 随着熔覆层数的增加, 共晶体积分数不断增加, 同时α-Al固溶体树枝晶组织不断细化, 并发生柱状晶/等轴晶转变, 在修复区顶部获得了完全细化的等轴晶组织。

用自行研制的激光冲击强化处理(LSP)装置对两种重要航空铝合金结构材料7050T7451,7050T7452冲击强化试验,进行了疲劳寿命对比试验.给出了反映疲劳应力水平与结构件寿命对应关系的σm-N曲线.结果表明,在67.3 MPa的加载应力水平下,激光冲击处理后7050T7451结构材料的疲劳寿命提高到未经处理的435%,而7050T7452在81.4 MPa的应力水平下提高到518%.并对试件进行了激光冲击处理机理的研究,结果显示试件表面具有较大的残余压应力和较高的位错密度.