当短脉冲（一般5～30纳秒，也有采用超快脉冲）的高峰值功率密度（＞10⁹瓦/厘米²）的激光辐射金属靶材或其表面吸收层，瞬时产生高温(＞10000K)、高压(＞1吉帕）的等离子体。该等离子体受到约束层的约束时产生高强度压力冲击波，作用于金属表面并向内部传播（见图）。当冲击波的峰值压力超过被处理材料动态屈服极限时，材料表层就产生塑性应变，获得表面残余压应力，提升疲劳性能。激光冲击强化技术虽激光峰值功率密度很高，但属于冷加工，其强化原理类似喷丸，因此也称激光喷丸。

激光冲击强化原理图

1962年，苏联列别捷夫物理研究所^[注]人员发现激光辐照材料汽化过程能产生压力；1964年美国国家航空航天局研究人员发现脉冲激光与材料作用过程中的动量转移现象；1968～1970年，美国桑迪亚国家实验室^[注]发现激光等离子体约束条件下压力增强效应；1970年莫斯科罗蒙诺索夫国立大学^[注]发现10纳秒强脉冲激光作用下材料的塑性变形；1973～1978年，美国巴特尔学院开始在国家自然科学基金资助下进行激光冲击强化应力波模型研究，1976～1978美国军方也开始关注激光冲击强化技术。激光冲击强化真正走向应用是1990年以后，美国空军将激光冲击强化技术介绍给通用电气公司，以解决F101发动机面临的抗异物破坏问题。

激光冲击强化技术主要用于钛合金风扇叶片、压气机的进排气边边缘强化，以提高叶片的抗异物破坏性能和高低周疲劳性能。经激光冲击后，金属表面产生很深的残余压应力，利用这个特点，激光冲击强化技术也适合飞机蒙皮等铝、钛合金板材孔壁结构的强化。激光冲击强化技术还可以强化焊缝，提高焊缝的抗应力腐蚀裂纹的性能和疲劳性能等。

单体叶片的激光冲击强化工艺比较容易，通过小载荷的机械手或小范围运动的五轴数控工作台就能实现。因为叶片使用水作为约束层，因此强化时采用运动台倒置的形式，运动部分在工作位置的上方，通过运动系统的直线平移和转动实现不同位置的强化，且能保证激光以稳定入射角度作用在叶片表面。

整体叶盘强化时，由于叶片与叶片之间的空间干涉，很难保证强化的每个部位激光入射方向不变。当激光入射角度变化时，作用在零件表面的光斑面积也随即变化，为保证能量密度的均匀，需要随时对激光脉冲能量或作用面积进行补偿。

飞机机身结构上轻量化、整体化设计的铝合金、钛合金梁类结构上小孔、R区（复杂的外形结构区，如I型构件、T型构件、W型构件）容易产生应力集中，难于采用其他方法强化，但激光冲击强化拉应力集中的区域可获得表面残余压应力，改善疲劳关键区疲劳性能。美国在F22翼身连接的孔结构上采用了激光冲击强化技术，中国也在1996年就开始飞机机身铆接结构激光冲击强化技术研究。

中国在2010年研制成功钛合金整体叶盘激光冲击强化设备，实现了风扇整体叶盘的激光冲击强化，2015年实现了飞机结构件激光冲击强化，发布了激光冲击强化的航空行业标准。