轻量化结构设计与制造技术是未来民用飞机实现绿色、高效、节能、减排、减重的核心支撑技术。欧洲空客公司成功实现了激光焊接铝合金蒙皮桁条结构替代传统的铆接结构在飞机机身上的应用,取得了减重10%-20%、刚度增加15%-20%的效果。我国国产大型客机也提出了采用高比强度铝锂合金的蒙皮桁条结构激光焊接应用的需求,亟需解决铝锂合金蒙皮桁条结构的焊缝成形、接头软化、焊接变形和结构力学性能等关键问题。针对国产大飞机项目对双侧激光同步焊接铝锂合金蒙皮桁条结构开展相关研究工作的迫切需求,在本人硕士期间开展焊丝选型、工艺参数优化、焊缝成形、未熔合和气孔缺陷控制、组织和性能等方面研究的基础上,本文补充研究光束间距和点固工艺对焊缝成形的影响,研究点固工艺对焊接变形的影响;通过焊接试验研究焊接顺序和工装夹具对蒙皮桁条结构焊接变形的影响规律;研究不同焊后热处理工艺对接头组织的强化机理。在此基础上,对蒙皮桁条结构典型件进行激光焊接制造;鉴于该激光焊接蒙皮桁条结构未来应用于前机身和中后机身的下机身壁板,主要承载压缩和剪切载荷,本文结合试验和有限元模型,研究蒙皮桁条结构典型件在压缩载荷下的屈曲行为,并通过电测和光测试验数据验证有限元模型的合理性;经有限元非线性理想化误差分析研究各误差源对压缩屈曲行为的影响,并在此基础上建立横截面积相等的典型结构的有限元模型,对比激光焊接结构与铆接结构、搅拌摩擦焊接结构的压缩性能差异。通过工艺试验研究发现,光束间距和点固焊接工艺直接影响焊缝横截面成形的对称性和内部组织的均匀性,继而影响接头的横向拉伸强度。在连续焊接之前,采用合理的点固焊接工艺可以有效控制焊接变形,当点固焊接线能量较小时,角变形降低64%,挠曲变形降低89%,但由于组织的不均匀性导致接头横向拉伸强度降低40MPa-60MPa。为了提高接头强度,制定了不同时效时间的固溶+时效和时效两种焊后热处理工艺,结果表明,随时效时间的增加,采用固溶+时效热处理,强度逐渐增大,延伸率逐渐减小;采用时效热处理,强度先增大后减小,延伸率均小于1%。对于T3母材,时效165℃×20h或30h时,接头强度与AA2060-T8母材相当,但延伸率小于1%;对于T8母材,固溶+时效165℃×20h热处理时,接头强度与AA2060-T8母材相当,延伸率提高到2.7%。进一步探讨两种焊后热处理对焊缝组织的强化机理。固溶+时效热处理的焊缝中Cu元素固溶到基体中,晶界上的脆性θ相大量消失,并生成增强强度和韧性的T1相和δ’相,同时T相球化导致应力集中程度降低、增加晶间结合强度使得接头强度提高,强化机制为固溶强化和第二相强化;AA热处理的焊缝中产生增强强度的δ’相,而未生成增加韧性的T1相,晶界强化相中Cu含量增大,原有的晶界θ相更加连续使接头强度提高,强化机制为晶界强化和第二相强化。在解决焊接接头强化、焊接变形控制的基础上,研究铝锂合金激光焊接典型件的压缩屈曲行为。与实际壁板结构相比,典型结构虽然尺寸较小且实际承载能力不及实际壁板结构,但是其所反映的压缩屈曲行为特征仍可作为实际壁板结构的理论参考。结果显示,典型件的失效模式为整体变形失稳而不能继续承载引起的失稳失效,最终破坏形式包括蒙皮的局部屈曲、桁条的弯曲失稳和部分焊缝的连续断裂。典型件在达到初始屈曲载荷时,蒙皮上的应变表现出应变分叉现象,蒙皮的面外位移表现出不同数量的半波形式;在达到失效载荷时,桁条A的翼缘存在沿Y轴负方向的较大面外位移。从有限元模型提取相关数据,与试验值基本吻合,验证模型的合理性。对上述有限元模型进行非线性理想化误差分析,获得误差较小的有限元模型的控制方法。边界条件和加载方式直接影响典型件的偏心加载情况,是影响典型件压缩强度和失效模式的主要因素;通过焊后热处理提高焊缝强度,对典型件压缩性能无影响;本征模缺陷影响典型件的屈曲模态,具有一定尺寸的几何缺陷和残余应力可以提高典型件的失效载荷,随着几何缺陷尺寸的增大或拉伸残余应力峰值的降低,失效载荷逐渐增大。建立横截面积相等的有限元模型并参数优化,对比相同横截面积的Z型桁条铆接结构、Z型桁条搅拌摩擦焊接结构和L型桁条激光焊接结构,三者的压缩失效载荷较接近,相比于焊接因素,结构因素对压缩失效载荷的影响更大。