激光冲击强化(Laser Shock Peening，LSP) 技术是利用强脉冲激光产生的冲击波，从部件表面引入残余压应力的一种革新且最热门的表面强化技术。该技术在部件表面形成的残余压应力深度比常规喷丸强化处理的深5~10倍，具有提高抗疲劳强度、延长疲劳寿命、抑制裂纹的形成与扩展、提高抗微动疲劳/抗磨损/ 抗应力腐蚀断裂特性等特点。经过多年的开发与研究，美国于1997年将激光冲击强化技术成功应用于航空发动机风扇/ 压气机叶片，大幅度地提高了其抗外物损伤能力和高循环疲劳性能，并且于1998年美国研发杂志评为全美100项最重要的先进技术之一，被美国军方认定为第4代战斗机发动机的80项关键技术之一。2003年以来，该技术又应用到F119发动机等第4代战斗机发动机高压压气机整体叶盘上，目前正在研究应用于包括激光难以进入区域的航空发动机轮盘等部件上[1-4]。

激光冲击强化技术原理与特点

激光冲击强化技术的原理，是采用短脉冲（几十纳秒）的强激光辐射金属部件表面涂覆的约束层（如流动的水等），并通过约束层作用于金属表面涂覆的不透明涂覆层（如黑漆或胶带），涂覆层吸收激光能量发生爆炸性汽化蒸发，蒸发的气体吸收剩余的激光产生快速膨胀的等离子流，限定在部件表面与约束层间的等离子流产生急速增大的高压冲击波，冲击波产生的“冷作用”作用于金属表面并向内传播，形成由塑性变形引发的残余压应力[5-10]。当冲击波的峰值压力超过被处理材料动态屈服强度时，材料表层不产生应变硬化，残留很大应力，同时微观组织发生很大的变化，显著提高材料的抗疲劳、耐磨损和防应力腐蚀特性。

虽然与常规喷丸强化类似，激光冲击强化技术也是通过在金属部件的表面产生有益的残余压应力提高部件的抗疲劳与耐损伤特性，但是由于引入残余压应力的方法不同，激光冲击强化技术处理的部件明显优于常规喷丸强化处理的部件。

（1）激光冲击强化一般采用钕玻璃、YAG 及红宝石的高功率脉冲式激光器。所产生激光的波长为1.054μm，脉冲宽度为8~40ns，脉冲能量达50J，激光点直径为5~6mm，功率密度为5~10GW/cm2，这是常规的机械加工难以达到的。

（2）激光冲击强化主要利用高压力效应，具有无渗入或沉积污染、非接触、无热影响区及强化效果显著等特点。

（3）激光冲击强化后部件的表面硬度通常比常规处理方法的高10%~50％，可以获得极细的硬化层组织；硬化层深度通常为1~1.5mm，明显深于利用喷丸强化处理的部件的硬化层深度[6-7]。

（4）激光冲击强化能够使部件的疲劳寿命明显延长和抗疲劳强度提高。激光冲击强化处理和喷丸强化处理的7075 － T7351铝试样试验结果表明，激光冲击强化处理后部件的疲劳寿命延长1个量级，抗疲劳强度提高30%~50%。

（5）激光冲击强化能够提高高温下残余应力的稳定性。高温对激光冲击强化处理的Ti8Al1V1Mo残余应力释放的影响。结果表明在高温下暴露4h后，其残余应力没有恢复。INCONEL718、Ti6Al4V 等其他一些材料在激光冲击强化处理后也呈现相似的结果。

（6）激光冲击强化能够明显延长部件的高循环疲劳强度，如图1 所示。

（7）激光冲击强化应用范围宽。其不仅对各种铝合金、镍基合金、不锈钢、钛合金、铸铁以及粉末冶金等均有良好的强化效果，还可以利用激光束的精确定位处理一些受几何形状约束而无法进行喷丸处理的部位（如小槽、小孔和轮廓线等）。因而，该技术广泛应用于航空工业、汽车制造、医疗卫生、海洋运输和核工业等领域。

（8）激光冲击处理能对表面局部区域进行冲击强化且可在空气中直接进行，因而具有对工件尺寸、形状及所处环境适应性强，工艺过程简单，控制方便且灵活等特点。

激光冲击强化技术的发展

20世纪70年代初，美国巴特尔学院（Battelle Memorial Institute）的B.P. Fairand 等人首次采用高功率脉冲激光诱导的冲击波来改变7075 铝合金的显微结构组织，以提高其机械性能，从此揭开了用激光冲击强化应用研究的序幕。

20世纪90年代，激光冲击强化技术得到了大力开发与快速发展，被美国军方和工业界陆续应用一些典型的战斗机/ 轰炸机发动机和商用客机发动机风扇/ 压气机叶片与整体叶盘上。与此同时，世界激光冲击强化技术的研究与应用人员从2008年起每2年组织1届国际激光冲击强化技术研讨会，对激光冲击强化的基础理论、工艺的数值模拟、工艺的试验验证、由LSP条件造成的机械特性等方面进行深入探讨。这些标志着激光冲击强化技术越来越得到世界的关注。

1 在风扇/压气机叶片上的应用与发展

20世纪90年代初，配装B-1B轰炸机的F101发动机因风扇叶片断裂引发了多次重大飞行事故。其原因，是第1级钛合金风扇叶片前缘被吞入发动机的硬外来物打伤，造成疲劳强度由要求的75ksi（518MPa）左右下降到20ksi（138MPa）以下，进而引发疲劳断裂。为了避免该类故障的发生，美国空军地勤人员在F101发动机每飞行25h和每天第1次飞行前对所有风扇叶片进行1次能够发现0.127mm裂纹的精细检查。1994年，为了完成上述检查和保证B-1B轰炸机安全飞行，美国空军花费了100多万维护人时和1000多万美元。

1994年12月，美国正式实施“高循环疲劳科技计划”，以帮助消除飞机涡轮发动机的高循环疲劳故障。作为该计划的关键技术，激光冲击强化等部件表面处理技术得到了大力开发和验证。同时，在美国国防部的制造技术（ManTech）研究计划下，GE公司和激光冲击强化技术（LSPT）公司合作也开发激光冲击强化技术，以提高钛合金风扇叶片的耐久性和降低其对外来物损伤的敏感性。

LSPT公司首先进行了喷丸强化与激光冲击强化对F101-GE-102发动机风扇叶片疲劳特性影响的比较研究[5-7]。疲劳试验结果（见图2）表明：基准的无损伤的叶片在80ksi（552MPa）下在106个循环失效；带有凹口的未处理的叶片在20~30ksi（138~207MPa） 下失效；双强度喷丸强化的叶片的平均失效应力估算值为35ksi(242MPa) ；高强度喷丸强化的叶片的平均失效应力估算值为45ksi（311MPa）；而激光冲击强化的带凹口的叶片的平均失效应力为100ksi(690MPa)，高于没有损伤的叶片的失效应力；甚至激光冲击强化的带放电加工的凹口的叶片的平均失效应力为75~80ksi（518~552MPa）。激光冲击强化部件疲劳强度改进数据也表明，与基准的未损伤、未处理的风扇叶片相比，有6.35mm 切口损伤的F101 发动机风扇叶片经激光冲击强化后的疲劳强度等于或高于未受损伤、未处理的叶片的疲劳强度。也就是说，激光冲击强化能够恢复受损伤的风扇叶片的结构完整性，保证风扇叶片连续且安全地工作，甚至有最大到6.35mm 的外来物损伤缺陷的F101发动机风扇叶片也可以继续使用。