航空发动机叶片在服役过程中受到砂石等外物撞击后,会发生前缘外物损伤,从而影响其疲劳性能。激光冲击强化作为一项先进的表面处理技术,在引入残余压应力的同时细化表层晶粒,从而有效提高叶片的疲劳性能。然而,传统的单面激光强化造成试样表面应力分布不均匀、反向弯曲等问题,不适用于叶片之类的薄壁试样。本文采用双面激光冲击强化技术对航空发动机叶片常用材料Ti-6Al-4V钛合金进行强化,通过实验与仿真相结合的方法研究了双面激光冲击强化提高试样疲劳性能的机理,并针对直接激光冲击强化降低试样抗外物损伤性能这一局限性,通过优化激光冲击工艺,获得一种“软硬”交替吸能结构,研究了该结构疲劳及抗外物损伤性能提高机理。主要研究内容及结果如下:(1)理论分析了双面激光冲击对Ti-6Al-4V钛合金的强化机理,通过分析计算获得了双面激光冲击强化Ti-6Al-4V钛合金的最佳工艺参数。基于应力集中理论,研究了外物损伤缺口对Ti-6Al-4V试样疲劳性能的影响,并对未处理和双面激光处理试样的损伤缺口及疲劳断口形貌进行了观测和分析。研究结果表明,外物损伤缺口是试样疲劳性能降低的关键因素。(2)通过实验与仿真对比分析的方法研究了激光诱导残余应力在外物损伤/疲劳断裂过程中的演变规律及其对试样疲劳性能的影响机理。测量了双面激光处理、激光处理+外物损伤、激光处理+外物损伤+疲劳后试样表面应力分布情况,并对其演变过程进行了仿真。研究结果表明,外物损伤改变了试样表面残余应力分布,但激光诱导产生的残余压应力场相对稳定,在疲劳过程中未发现显著松弛。(3)研究了激光冲击诱导高幅值残余压应力和增加晶界面积复合强化规律,解释了试样疲劳性能提高的原因。激光冲击强化不仅可以引入高幅值残余压应力来提高材料疲劳裂纹扩展阈值,还会由于晶粒细化引起的晶界面积增大降低疲劳裂纹扩展速率,表明激光冲击诱导残余压应力及晶粒细化的协同作用可以提高试样疲劳性能。(4)通过疲劳断口形貌观察及定量分析计算,结合残余应力仿真结果,总结了间隔双面激光冲击强化提高材料抗外物损伤及疲劳性能的机理,并研究了间隔双面激光冲击后试样疲劳裂纹扩展规律。结果表明,间隔激光作用诱导产生的“软硬”交替吸能结构通过“软”区塑性变形吸收撞击能量,利用“硬”区降低疲劳裂纹扩展速率,从而同时提高了试样的抗外物损伤及疲劳性能,而其疲劳裂纹扩展速率呈现先高后低的趋势。