[发明专利]一种激光冲击飞机涡轮叶片的方法和装置

权利要求书

1.一种激光冲击飞机涡轮叶片的方法，其特征在于，首先采用凹模与柔性垫片支撑飞机涡轮叶片背面，其次采用测厚装置测量飞机涡轮叶片各点对应的厚度，再次根据叶片材料特性、厚度和激光冲击强化参数的对应关系，确定飞机涡轮叶片各点所需的激光工艺参数，最后根据所述飞机涡轮叶片各点激光工艺参数实现对飞机涡轮叶片整个表面激光冲击强化，使飞机涡轮叶片不发生变形与破裂，获得均匀的残余压应力分布，具体步骤为：

步骤1，首先根据飞机涡轮叶片的叶背、叶盆型面结构，由五轴数控铣床在长方体上加工出与叶片叶背、叶盆型面相吻合的凹模；

步骤2，在凹模与飞机涡轮叶片之间放置有柔性垫片，用于缓冲激光冲击过程中飞机涡轮叶片与凹模碰撞；

步骤3，在飞机涡轮叶片待处理表面贴上柔性贴膜，作为激光能量的约束层与吸收层；

步骤4，用夹紧装置将激光待处理表面贴有柔性贴膜的飞机涡轮叶片、柔性垫片、凹模从上到下依次压紧，固定在三轴数控工作台上；

步骤5，根据飞机涡轮叶片材料特性确定激光冲击飞机涡轮叶片的工艺路线以及激光光斑半径、激光脉冲宽度、激光重复频率；

步骤6，以飞机涡轮叶片的叶根处最下角为原点，建立起飞机涡轮叶片表面的二维坐标系，以前缘方向为X轴方向作为横坐标，与X轴垂直方向为Y方向作为纵坐标，横坐标和纵坐标上刻度间距均为激光光斑半径；得到飞机涡轮叶片上激光冲击工艺路线随对应的每个冲击点位置(X,Y)，然后控制三轴数控移动工作台将飞机涡轮叶片移动到测厚装置的下方，对每个冲击点位置(X,Y)的叶片厚度进行测量，得到激光冲击工艺路线上每个激光冲击点对应的飞机涡轮叶片厚度Z，从而在飞机涡轮叶片表面每个激光冲击点形成一个三维坐标值(X,Y,Z)；

步骤7，激光能量E=能量因子K×厚度Z×光斑面积S，根据测出的飞机涡轮叶片每个冲击点的三维坐标值(X,Y,Z)和激光光斑半径计算获得飞机涡轮叶片每个冲击点需采用的激光能量；

步骤8，用计算机控制系统调节控制上述飞机涡轮叶片各点位置(X,Y,Z)对应的激光工艺参数(激光能量、激光光斑半径、激光脉冲宽度和激光重复频率)，最终实现对飞机涡轮叶片整个表面的激光冲击强化。

2. 一种如权利要求1所述的激光冲击飞机涡轮叶片的方法，其特征在于，所述的柔性垫片的厚度为0.5-1 mm。

3. 一种如权利要求1所述的激光冲击飞机涡轮叶片的方法，其特征在于，所述的激光能量E在0.1-10 J之间，激光光斑半径为1-2 mm，激光脉冲宽度为10-15 ns。

4. 一种如权利要求1所述的激光冲击飞机涡轮叶片的方法，其特征在于，所述能量因子K=1300J/cm³。

5. 一种实施权利要求1所述激光冲击飞机涡轮叶片方法的装置，其特征在于，包括计算机控制系统(1)，激光器电源(2)，高功率脉冲激光器(3)，45°全反镜(4)，透射镜(5)，柔性贴膜(6)，飞机涡轮叶片(7)，柔性垫片(8)，凹模(9)，夹紧座(10)，三轴数控工作台(11)，测厚装置(12)；其中与计算机控制系统(1)相连的有三轴数控工作台(11)、测厚装置(12)和激光器电源(2)；高功率脉冲激光器(3)出光前方装有45°全反镜(4)，45°全反镜(4)下方设有透射镜(5)；柔性贴膜(6)贴在飞机涡轮叶片(7)上；飞机涡轮叶片(7)、柔性垫片(8)和凹模(9) 从上到下依次被夹紧座(10)压紧；夹紧座(10)被固定在三轴数控工作台(11)上。