激光衝(chong) 擊強化(Laser Shock Peening，LSP) 技術是利用強脈衝(chong) 激光產(chan) 生的衝(chong) 擊波，從(cong) 部件表麵引入殘餘(yu) 壓應力的一種革新且最熱門的表麵強化技術。該技術在部件表麵形成的殘餘(yu) 壓應力深度比常規噴丸強化處理的深5~10倍，具有提高抗疲勞強度、延長疲勞壽命、抑製裂紋的形成與(yu) 擴展、提高抗微動疲勞/抗磨損/ 抗應力腐蝕斷裂特性等特點。經過多年的開發與(yu) 研究，美國於(yu) 1997年將激光衝(chong) 擊強化技術成功應用於(yu) 航空發動機風扇/ 壓氣機葉片，大幅度地提高了其抗外物損傷(shang) 能力和高循環疲勞性能，並且於(yu) 1998年美國研發雜誌評為(wei) 全美100項最重要的先進技術之一，被美國軍(jun) 方認定為(wei) 第4代戰鬥機發動機的80項關(guan) 鍵技術之一。2003年以來，該技術又應用到F119發動機等第4代戰鬥機發動機高壓壓氣機整體(ti) 葉盤上，目前正在研究應用於(yu) 包括激光難以進入區域的航空發動機輪盤等部件上[1-4]。

激光衝(chong) 擊強化技術原理與(yu) 特點 

       激光衝(chong) 擊強化技術的原理，是采用短脈衝(chong) （幾十納秒）的強激光輻射金屬部件表麵塗覆的約束層（如流動的水等），並通過約束層作用於(yu) 金屬表麵塗覆的不透明塗覆層（如黑漆或膠帶），塗覆層吸收激光能量發生爆炸性汽化蒸發，蒸發的氣體(ti) 吸收剩餘(yu) 的激光產(chan) 生快速膨脹的等離子流，限定在部件表麵與(yu) 約束層間的等離子流產(chan) 生急速增大的高壓衝(chong) 擊波，衝(chong) 擊波產(chan) 生的“冷作用”作用於(yu) 金屬表麵並向內(nei) 傳(chuan) 播，形成由塑性變形引發的殘餘(yu) 壓應力[5-10]。當衝(chong) 擊波的峰值壓力超過被處理材料動態屈服強度時，材料表層不產(chan) 生應變硬化，殘留很大應力，同時微觀組織發生很大的變化，顯著提高材料的抗疲勞、耐磨損和防應力腐蝕特性。 

       雖然與(yu) 常規噴丸強化類似，激光衝(chong) 擊強化技術也是通過在金屬部件的表麵產(chan) 生有益的殘餘(yu) 壓應力提高部件的抗疲勞與(yu) 耐損傷(shang) 特性，但是由於(yu) 引入殘餘(yu) 壓應力的方法不同，激光衝(chong) 擊強化技術處理的部件明顯優(you) 於(yu) 常規噴丸強化處理的部件。 

（1）激光衝(chong) 擊強化一般采用釹玻璃、YAG 及紅寶石的高功率脈衝(chong) 式激光器。所產(chan) 生激光的波長為(wei) 1.054μm，脈衝(chong) 寬度為(wei) 8~40ns，脈衝(chong) 能量達50J，激光點直徑為(wei) 5~6mm，功率密度為(wei) 5~10GW/cm2，這是常規的機械加工難以達到的。 

（2）激光衝(chong) 擊強化主要利用高壓力效應，具有無滲入或沉積汙染、非接觸、無熱影響區及強化效果顯著等特點。 

（3）激光衝(chong) 擊強化後部件的表麵硬度通常比常規處理方法的高10%~50％，可以獲得極細的硬化層組織；硬化層深度通常為(wei) 1~1.5mm，明顯深於(yu) 利用噴丸強化處理的部件的硬化層深度[6-7]。 

（4）激光衝(chong) 擊強化能夠使部件的疲勞壽命明顯延長和抗疲勞強度提高。激光衝(chong) 擊強化處理和噴丸強化處理的7075 － T7351鋁試樣試驗結果表明，激光衝(chong) 擊強化處理後部件的疲勞壽命延長1個(ge) 量級，抗疲勞強度提高30%~50%。 

（5）激光衝(chong) 擊強化能夠提高高溫下殘餘(yu) 應力的穩定性。高溫對激光衝(chong) 擊強化處理的Ti8Al1V1Mo殘餘(yu) 應力釋放的影響。結果表明在高溫下暴露4h後，其殘餘(yu) 應力沒有恢複。INCONEL718、Ti6Al4V 等其他一些材料在激光衝(chong) 擊強化處理後也呈現相似的結果。 

（6）激光衝(chong) 擊強化能夠明顯延長部件的高循環疲勞強度，如圖1 所示。 

（7）激光衝(chong) 擊強化應用範圍寬。其不僅(jin) 對各種鋁合金、鎳基合金、不鏽鋼、鈦合金、鑄鐵以及粉末冶金等均有良好的強化效果，還可以利用激光束的精確定位處理一些受幾何形狀約束而無法進行噴丸處理的部位（如小槽、小孔和輪廓線等）。因而，該技術廣泛應用於(yu) 航空工業(ye) 、汽車製造、醫療衛生、海洋運輸和核工業(ye) 等領域。 

（8）激光衝(chong) 擊處理能對表麵局部區域進行衝(chong) 擊強化且可在空氣中直接進行，因而具有對工件尺寸、形狀及所處環境適應性強，工藝過程簡單，控製方便且靈活等特點。

激光衝(chong) 擊強化技術的發展 

        20世紀70年代初，美國巴特爾學院（Battelle Memorial Institute）的B.P. Fairand 等人首次采用高功率脈衝(chong) 激光誘導的衝(chong) 擊波來改變7075 鋁合金的顯微結構組織，以提高其機械性能，從(cong) 此揭開了用激光衝(chong) 擊強化應用研究的序幕。 

       20世紀90年代，激光衝(chong) 擊強化技術得到了大力開發與(yu) 快速發展，被美國軍(jun) 方和工業(ye) 界陸續應用一些典型的戰鬥機/ 轟炸機發動機和商用客機發動機風扇/ 壓氣機葉片與(yu) 整體(ti) 葉盤上。與(yu) 此同時，世界激光衝(chong) 擊強化技術的研究與(yu) 應用人員從(cong) 2008年起每2年組織1屆國際激光衝(chong) 擊強化技術研討會(hui) ，對激光衝(chong) 擊強化的基礎理論、工藝的數值模擬、工藝的試驗驗證、由LSP條件造成的機械特性等方麵進行深入探討。這些標誌著激光衝(chong) 擊強化技術越來越得到世界的關(guan) 注。 

1 在風扇/壓氣機葉片上的應用與(yu) 發展 

       20世紀90年代初，配裝B-1B轟炸機的F101發動機因風扇葉片斷裂引發了多次重大飛行事故。其原因，是第1級鈦合金風扇葉片前緣被吞入發動機的硬外來物打傷(shang) ，造成疲勞強度由要求的75ksi（518MPa）左右下降到20ksi（138MPa）以下，進而引發疲勞斷裂。為(wei) 了避免該類故障的發生，美國空軍(jun) 地勤人員在F101發動機每飛行25h和每天第1次飛行前對所有風扇葉片進行1次能夠發現0.127mm裂紋的精細檢查。1994年，為(wei) 了完成上述檢查和保證B-1B轟炸機安全飛行，美國空軍(jun) 花費了100多萬(wan) 維護人時和1000多萬(wan) 美元。 

       1994年12月，美國正式實施“高循環疲勞科技計劃”，以幫助消除飛機渦輪發動機的高循環疲勞故障。作為(wei) 該計劃的關(guan) 鍵技術，激光衝(chong) 擊強化等部件表麵處理技術得到了大力開發和驗證。同時，在美國國防部的製造技術（ManTech）研究計劃下，GE公司和激光衝(chong) 擊強化技術（LSPT）公司合作也開發激光衝(chong) 擊強化技術，以提高鈦合金風扇葉片的耐久性和降低其對外來物損傷(shang) 的敏感性。 

       LSPT公司首先進行了噴丸強化與(yu) 激光衝(chong) 擊強化對F101-GE-102發動機風扇葉片疲勞特性影響的比較研究[5-7]。疲勞試驗結果（見圖2）表明：基準的無損傷(shang) 的葉片在80ksi（552MPa）下在106個(ge) 循環失效；帶有凹口的未處理的葉片在20~30ksi（138~207MPa） 下失效；雙強度噴丸強化的葉片的平均失效應力估算值為(wei) 35ksi(242MPa) ；高強度噴丸強化的葉片的平均失效應力估算值為(wei) 45ksi（311MPa）；而激光衝(chong) 擊強化的帶凹口的葉片的平均失效應力為(wei) 100ksi(690MPa)，高於(yu) 沒有損傷(shang) 的葉片的失效應力；甚至激光衝(chong) 擊強化的帶放電加工的凹口的葉片的平均失效應力為(wei) 75~80ksi（518~552MPa）。激光衝(chong) 擊強化部件疲勞強度改進數據也表明，與(yu) 基準的未損傷(shang) 、未處理的風扇葉片相比，有6.35mm 切口損傷(shang) 的F101 發動機風扇葉片經激光衝(chong) 擊強化後的疲勞強度等於(yu) 或高於(yu) 未受損傷(shang) 、未處理的葉片的疲勞強度。也就是說，激光衝(chong) 擊強化能夠恢複受損傷(shang) 的風扇葉片的結構完整性，保證風扇葉片連續且安全地工作，甚至有最大到6.35mm 的外來物損傷(shang) 缺陷的F101發動機風扇葉片也可以繼續使用。

       1995年，LSPT公司得到美國空軍(jun) 的批準，開始研製生產(chan) 型激光衝(chong) 擊強化係統。在解決(jue) 了激光的光學布局、係統診斷的選擇、激光箱體(ti) 與(yu) 電子箱體(ti) 的機械設計等問題後，LSPT公司成功地開發了由激光室與(yu) 處理室組成的原型生產(chan) 型激光係統。1997年，GE公司引進了LSPT公司設計與(yu) 製造的4套激光衝(chong) 擊強化係統，並開始對F101發動機第1級風扇葉片進行衝(chong) 擊強化。經過激光衝(chong) 擊強化的F101-GE-102 發動機風扇葉片的深處產(chan) 生壓縮應力（是常規噴丸衝(chong) 擊強化的4倍），阻止了裂紋的起始和擴展，實現了由目視檢查取代精細檢查，大大節省了使用與(yu) 維護費用。據報道，采用這一技術，空軍(jun) 每年可以節省1000萬(wan) 美元的替換、修理與(yu) 維護費用，並且由於(yu) 避免大約42次左右的致命性發動機故障而節省4000 萬(wan) 美元的發動機費用。 

       盡管取得了巨大成功，但是處理速度慢和處理費用高兩(liang) 大不足嚴(yan) 重地限製了激光衝(chong) 擊強化技術的推廣與(yu) 應用。其原因包括以下2點： 

（1）塗敷和去除不透明塗層在進行激光衝(chong) 擊強化的激光強化間外麵進行，多次衝(chong) 擊就需要反複搬運，造成勞動強度大和工作時間長。 

（2）圓形激光束光點的重迭麵積大（如果要實現100% 覆蓋待處理表麵，圓形激光束光點的重迭麵積要高達30%），增加了處理時間。 

       為(wei) 此，在ManTech研究計劃的激光衝(chong) 擊強化分研究計劃下，LSPT公司開發了耐用的預生產(chan) 型的激光衝(chong) 擊係統。LSPT公司開發並驗證了由噴塗專(zhuan) 用不透明塗覆層、覆蓋水膜、發射激光脈衝(chong) 和去除與(yu) 清潔下一次要處理的表麵4個(ge) 步驟構成的RapidCoaterTM係統，使費用減少30%~40%，處理效率提高4~6倍，並將其集成到激光強化係統中；開發了監控快速塗敷係統在零件表麵塗敷塗層質量的控製器與(yu) 監控器，以確保可靠且一致的性能；研製了減少激光束光點重疊的由圓形光點轉變為(wei) 矩形光點的專(zhuan) 門光學裝置；研製了與(yu) 塗敷工藝同步、與(yu) 激光控製係統聯接、指示控製光束形狀的光學裝置發出矩形光點的控製係統；建造了包括新的激光控製器、激光監控器、半自動強化間、激光係統的2個(ge) 經濟可承受的激光衝(chong) 擊強化間。這大大提高了工藝可靠性，降低了工藝成本，改善了激光束能量、時間分布和空間分布。 

       隨著技術的不斷進展，激光衝(chong) 擊強化又被推廣應用到配裝F-16A/B戰鬥機的F110-GE-100 發動機、配裝F-16C/D 的F110-GE-129 發動機、正在研製的JSF120 發動機、配裝F-15戰鬥機的F100-PW-220 發動機、配裝波音777 客機的Trent800 發動機、配裝波音787的TRENT1000發動機的風扇/壓氣機葉片上。這一技術使FOD容限提高15倍，檢驗的工時與(yu) 費用大大減少，飛行安全明顯改善。據報道，應用於(yu) F110-GE-100和F110-GE-129 發動機，為(wei) 空軍(jun) 每年節省了上百萬(wan) 美元的維護費用，並且估計避免了較多的致命性的發動機故障。到2002年，已經節省了5900萬(wan) 美元。預計，在美國空軍(jun) 機隊的壽命期內(nei) 可節省10億(yi) 美元。美國金屬表麵工程公司（MIC）公司將激光衝(chong) 擊強化技術用於(yu) 軍(jun) 民用噴氣發動機葉片以延長其疲勞壽命，不但提高了飛機發動機的安全可靠性，而且每月可節約幾百萬(wan) 美元的飛機保養(yang) 費用、節約幾百萬(wan) 美元的零件更換費用。 

2 在壓氣機整體(ti) 葉盤轉子上的應用與(yu) 發展 

       在配裝F-22戰鬥機的F119發動機的工程管理研製中，PW公司發現第4級高壓壓氣機整體(ti) 葉盤轉子存在抗外來物損傷(shang) 容限裕度明顯不足的問題。要想滿足F-22 戰鬥機的性能要求，F119發動機第4級高壓壓氣機整體(ti) 葉盤轉子的門限值應力強度因子需要提高3倍。如果進行重新設計，估計需要1000萬(wan) 美元以上的費用，並且需要較長的時間。這不但增加F119發動機的研製費用，更嚴(yan) 重的是影響了F-22 戰鬥機的研製進度。為(wei) 此，PW公司決(jue) 定嚐試采用激光衝(chong) 擊強化技術處理這一費用昂貴且結構複雜的整體(ti) 葉盤轉子，以提高其抗外來物損傷(shang) 容限的裕度。 

       由於(yu) 激光衝(chong) 擊強化技術最初是針對處理單個(ge) 葉片開發的，這就需要實現由處理單個(ge) 葉片擴展到處理複雜結構的整體(ti) 葉盤轉子的轉變。首先，LSPT公司與(yu) PW公司一起確定新的工藝參數，疲勞試驗與(yu) 生產(chan) 質量保證程序；開發適用於(yu) 整體(ti) 葉盤處理的透明的和不透明的塗覆層。2003年3月，LSPT公司采用人工塗覆不透明塗覆層的方法，開始對F119發動機的第4級高壓壓氣機整體(ti) 葉盤進行激光衝(chong) 擊強化處理[6,11]。同年，美國空軍(jun) 和PW 公司為(wei) F-22戰鬥機建立了價(jia) 值2億(yi) 美元的激光衝(chong) 擊強化生產(chan) 線。由於(yu) 在LSPT公司的自動RapidCoater™ 塗層塗敷機投入使用前要采用膠帶法完成定型試驗，最初的生產(chan) 還是采用膠帶塗覆法。到2005年2月底，LSPT公司已經向PW公司交付了經過激光衝(chong) 擊強化的96個(ge) F119發動機的第4級高壓壓氣機整體(ti) 葉盤。經過激光衝(chong) 擊處理後，有微裂紋與(yu) 疲勞強度不夠的受損傷(shang) 葉片的疲勞強度為(wei) 413.7MPa，完全滿足379MPa的設計要求。經過激光衝(chong) 擊處理的葉片楔形根部的微動疲勞壽命至少延長25倍以上。 

       由於(yu) 整體(ti) 葉盤的幾何形狀複雜，采用膠帶塗覆法進行激光衝(chong) 擊強化，不但耗時長，而且勞動強度大。為(wei) 此，需要進行以下一些改進工作： 

（1）改進現有的RapidCoater™係統，采用延長的噴嘴，以方便進入到整體(ti) 葉盤緊密排列的葉片之間，以此法來處理像整體(ti) 葉盤這樣結構複雜的部件。 
（2）在整體(ti) 葉盤激光衝(chong) 擊強化間增加質量控製監控器，並集成到整體(ti) 葉盤衝(chong) 擊強化間內(nei) ；安置自動的激光束能量校準係統。 
（3）為(wei) 整體(ti) 葉盤改進應用於(yu) RapidCoater™ 係統的塗覆層。 
（4）建立滿足PW 公司質量係統要求的裝置與(yu) 處理程序。 

       采用RapidCoater™ 係統，在目前的激光重複率（0.25 Hz）下使生產(chan) 效率提高2~3倍；采用在ManTech研究計劃下開發的提高激光重複率1~2 倍的技術，使生產(chan) 效率進一步提高3倍左右；通過降低維護費用、縮短停工時間和提高工藝效率，降低了激光衝(chong) 擊強化的費用。這樣，基本實現了使F119發動機第4級高壓壓氣機整體(ti) 葉盤激光強化時間由原來的40h以上縮短到原來的1/9~1/6和費用至少降低50%~70%的目標。 

         2004年，激光衝(chong) 擊強化技術大量用於(yu) F119-PW-100發動機第4級高壓壓氣機整體(ti) 葉盤等部件的生產(chan) ，還擴展應用到F119發動機的其他幾級高壓壓氣機轉子上，也應用在聯合攻擊戰鬥機的JSF120和JSF119發動機上。到2009年，75%的F119發動機高壓壓氣機整體(ti) 葉盤都經過了激光衝(chong) 擊處理。這一技術的應用使F-22戰鬥機與(yu) F119發動機的維護檢查頻率降低30%~50%，單位飛行費用降低，任務準備等級明顯提高。 

       近期，在美國NAV AIR第二階段的SBIR研究項目下，LSPT公司研究了采用激光衝(chong) 擊強化處理像葉片榫槽這樣的激光難以進入的區域，以改進其微動磨損與(yu) 微動疲勞特性[4]。具體(ti) 方法是減小激光束的尺寸、采用相似動力密度的激光產(chan) 生深的壓縮應力，通過關(guan) 節杆將激光束交付到處理槍。在普渡大學的疲勞試驗室采用Ti6Al4V葉片試樣對航空發動機葉片與(yu) 榫槽間微動磨損與(yu) 微動疲勞情況進行了模擬。結果表明，激光衝(chong) 擊強化對表麵應力和殘餘(yu) 應力深度都產(chan) 生了很好的影響，使疲勞壽命延長20~25倍。其收益包括降低激光係統的費用、減小激光係統的占地麵積和提高抗微動疲勞的能力。 

結束語 

       隨著技術的不斷成熟和效率的迅速提高，激光衝(chong) 擊強化將更廣泛地應用在軍(jun) 用戰鬥機/ 轟炸機/ 直升機發動機與(yu) 商用客機發動機風扇與(yu) 壓氣機葉片上，在使其抗外物損傷(shang) 能力大大提高和高循環疲勞壽命明顯延長的同時，也能夠使其成本降低、汙染降低和生產(chan) 效率提高。另外，激光衝(chong) 擊強化正在逐步擴展到CH-47傳(chuan) 輸齒輪、M-1坦克發動機、 KC-135飛機結構件、大型汽輪機、水輪機葉片以及石油管道、汽車關(guan) 鍵零部件等領域。因而，其不僅(jin) 現在是，而且將來很長一段時間內(nei) 仍然是大有發展潛力的熱門技術。