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飞机起飞和降落过程中,发动机叶片承受高频振动和离心力的耦合载荷,引起叶片一弯节线区域产生高周振动疲劳裂纹,迅速降低叶片疲劳寿命。同时,强气流吸入的异物撞击叶片前缘,引起叶片前缘应力集中或破坏源,导致叶片迅速发生断裂。机翼带筋壁板具有局部折弯量大和难塑性成形等特点,使得传统喷丸成形方法很难达到壁板目标型面。激光冲击强化具有高压、可叠加性、易于精确定位和控制等优点,在叶片疲劳延寿和机翼壁板塑性成形方面有着广泛的用途。本文基于激光冲击强化力学效应,通过设计叶片缺口模拟件,研究激光冲击强化叶片前缘抗异物损伤(Foreign Object Damage,FOD)疲劳延寿核心工艺及疲劳延寿机理;采用叶片材料的优化强化工艺:激光冲击强化,研究叶片一弯节线区域抗高周振动疲劳延寿机理;采用喷丸强化饱和值和塑性应变,研究激光冲击成形中厚壁板的激光能量和冲击次数的上限值;采用正交实验设计,研究激光冲击成形中厚壁板展向的弯曲变形规律,通过不同预应力加载,研究激光冲击成形中厚壁板展向的弯曲变形能力、弯曲变形机理及表层改性。取得如下结论和创新性成果:(1)叶片材料的强化效果评估方面:对比三种不同强化工艺下β锻TC17合金的表层改性规律,获得了激光冲击强化诱导TC17合金表面较小粗糙度值Ra 0.124μm,TC17合金强化表层无新相,激光冲击强化诱导TC17合金表层深显微硬度影响层1.1 mm。获得了激光冲击强化TC17合金表面饱和残余压应力值的强化工艺参数:4次冲击+激光能量30J,单次激光冲击强化诱导表面残余压应力值-523.25MPa。揭示了激光冲击强化TC17合金的微观强化机理,研究结果为激光冲击强化叶片疲劳延寿提供理论依据。(2)压气机叶片的疲劳强化效果评估方面:设计截面形状近似叶片前缘和U型缺口近似FOD的叶片缺口模拟件,获得了激光冲击强化TC17合金叶片缺口模拟件的疲劳延寿核心工艺,使叶片缺口模拟件的疲劳强度由基体180MPa增至280MPa。获得了激光冲击强化诱导叶片边缘两类弯曲变形方式,揭示了叶片边缘的弯曲变形机理。采用优化强化工艺:激光冲击强化,使叶片的高周振动疲劳寿命延长一个数量级。揭示了叶片抗高周振动疲劳延寿机理:残余压应力和纳米晶。(3)激光冲击成形壁板的塑性成形方面:获得了不同工艺激光冲击成形Al2024-T351薄壁板的弯曲变形规律、弯曲变形方式及其工艺参数过渡值。分析了激光冲击成形中厚壁板的表面形貌和展向的弯曲变形量,获得了激光能量上限值:25J。建立了冲击次数与中厚壁板展向和弦向的弧高值、成形曲率半径和塑性应变间的非线性关系曲线,获得了冲击次数上限值:4次冲击。采用正交实验设计,研究不同工艺激光冲击成形中厚壁板展向的弯曲变形规律,获得了冲击区域与成形曲率半径成正比,激光能量与成形曲率半径成反比,板厚与成形曲率半径成正比。获得了影响中厚壁板展向的成形曲率半径的主次因素,依次为冲击区域、激光能量和板厚。揭示了不同预应力激光冲击成形中厚壁板的弯曲变形机理。凸弯曲变形诱导中厚壁板上表层和下表层都产生晶粒细化层。上述研究结果为实现高质量高效率的激光冲击强化叶片疲劳延寿工业应用提供理论依据,为实现批量的激光冲击成形壁板塑性成形提供可能,具有重要的工程应用价值。