采用低能激光的激光冲击处理

摘要

一种激光冲击硬化硬质金属零件的方法，其以3—7焦耳的低能激光束在零件表面上重复地发射激光脉冲，该激光脉冲以直径1毫米的激光小点为基础，以便使该表面上的材料汽化，并形成从该表面伸入零件的具有深度压缩残余应力的区域。使一层水幕流过该表面，在该水幕上发射激光束，同时使零件移动，直至该表面由激光束圆点完全覆盖至少一次为止。该表面可以涂覆有适于产生等离子体的诸如油漆的烧蚀涂层或者该表面不被涂覆而零件的金属用来产生等离子体。

说明书

本发明涉及下列共同待决的美国专利申请中的相关主题：“防裂激光冲击硬化”(Ripstop Laser Shock Peening)；08/362 362，“在飞行件上的激光冲击硬化”(on the Fly Laser Shock Peening),1994,12,22提交；和下列美国专利：5591009，“激光冲击硬化的燃气轮机风扇叶片叶缘”(Laser Shock Peened Gas Turbine Engine FanBlade Adges)；5569018，“防止或者牵制裂纹的技术”(techniqueto prevent or divert cracks)；5531570，“激光冲击硬化的燃气轮机压缩机叶片叶缘的变形控制”(Distortion Control for Laser ShockPeened Gas Turbine Engine Compressor Blade Edges)；5492447，“涡轮机的激光冲击硬化的转子部件”(Laser Shock Peened RotorComponents for Turbomachinery)，所有这些都转让给了本受让人。

本发明涉及燃气轮机的坚硬的金属零件的激光冲击处理，特别是采用低能激光和小的激光点来对诸如在风扇和压缩机叶片上见到的诸如翼型的前缘和后缘的物体的一些部分进行激光冲击处理，以便形成具有由激光冲击处理产生的局部压缩残余应力的激光冲击处理区域。

燃气轮机，特别是飞机燃气轮机转子在很高的转速下运行，其可以在叶片上产生很高的拉伸和振动应力场而使风扇叶片易于遭受外界物体的损坏(FOD)。振动也可以由叶片尾流和进气压力变形以及其它气动现象引起。该外界物体损坏将在风扇叶片翼型的前缘和后缘上造成裂痕和裂缝从而产生应力集中。这些裂痕和裂缝成为高应力集中源或者应力上升的原因，并且由于振动应力的高循环疲劳(HCF)将严重地降低这些叶片的寿命。这些和其它的运行现象将导致诸如沿着翼型边缘的物体部分的裂痕的开始和材料的破坏。

因此，非常希望设计和构成能够较好地抵抗低和高循环疲劳并且能够比目前的零件更能防止裂纹的长寿命的风扇和压缩机叶片以及其它硬质金属零件。上述的那些美国专利申请是指向此目的的。它们提出，要通过至少在风扇叶片的前缘和/或后缘表面的径向延伸部分上进行激光冲击处理来为风扇叶片的翼型提供深度压缩的残余应力区域。

由本发明的激光冲击处理给出的深度压缩残余应力的区域不要与含有局部范围的压缩残余应力的工件的表面层区域相混淆，该局部范围的压缩残余应力是通过采用激光束使工件局部加热和硬化的硬化作业而产生的，例如在题目为“用于矫直不正工件的方法和装置”(Method and apparatus for truing or straightening out of true workpieces)的美国专利No.5235838中所公开的。该现有技术提出，采用来自大能量的脉冲激光的和大约1厘米的大的激光光点直径的多个辐射脉冲来在工件表面上产生冲击波，与上述的题目为“改变材料特性”(Altering Material Properties)专利号为No.3850698；题目为“激光冲击处理”(Laser shock processing)专利号为4401477；和题目为“材料特性”(Material Properties)专利号为No.5131957的专利申请和美国专利相似。按照在本领域中所理解的和在这里所用的激光冲击硬化是指，利用来自激光束源的激光束来在一部分表面上产生非常强的局部压缩力。激光硬化已经被用来在工件的外表面上产生压缩应力保护层，已知其可大大地增加工件对疲劳破坏的抗力，如在题目为“激光硬化系统和方法”(Laser Peening System and Method)的美国专利No.4937421中所述的。激光冲击硬化处理的生产费用是非常令人关心的方面，因为开办和运行费用是非常昂贵的。在上述的专利08/362362中公开的“在飞行件上”的激光冲击硬化处理意欲产生与本发明一样的用于激光冲击硬化的节省费用的方法。但是，该现有技术提出采用1厘米的和更大直径的大的激光光点和大能量的激光。制造商在不断地寻找着可以减少该工艺的时间，费用和复杂性的方法，而本发明正是为此而提出的。

本发明方法包括采用3-10焦耳等级的低能激光束来使由诸如钛合金的坚固硬质金属制成的零件的一部分的表面上的材料汽化。以直径1毫米等级的小激光点为基础的激光脉冲由在该表面上的激光束形成，具有由激光冲击硬化工艺给出的深度压缩残余应力的区域从激光冲击硬化表面伸入零件内部。该方法还包括使一层水幕流过该表面，在该水幕上发射激光，同时移动零件，直至激光冲击处理表面完全由激光束点覆盖至少一次为止。该表面最好由油漆覆盖，该油漆用作烧蚀材料，用来产生等离子体，或者该表面不被油漆涂覆，而零件的金属用来产生等离子体。

本发明方法最好是作为一个“在飞行件上”的方法来实施，以便通过连续地移动燃气涡轮发动机金属零件同时连续地在该零件的一部分上发射静止激光束而激光束在较为恒定的时间间隔之间重复地脉动来使燃气涡轮发动机零件激光冲击硬化。该方法还包括使一层水幕流过该表面，在该水幕上发射激光，同时移动零件，直至激光冲击处理表面完全由激光束点覆盖至少一次为止。

零件可以线性地移动，以便产生至少一排重叠的激光束圆点，这些激光束圆点具有大致等距离隔开的线性对齐的中心点，另外可以这样移动零件和发射激光，以便产生一排以上的重叠的激光束圆点，而这些激光束圆点具有大致等距离隔开的线性对齐的中心点，其中相邻排的圆点重叠。可以这样发射激光束和移动零件，使得相邻排的相邻圆点的中心点在沿着一条在其上中心点线性对齐的线的方向上彼此也偏移一个大致相等的距离。

在本发明的另一个实施例中，被涂覆油漆的激光冲击处理表面是采用一组序列被激光冲击硬化的，在该每个序列中，表面被涂覆，然后零件连续地被移动，同时在表面上连续地发射静止激光束，使得相邻的激光冲击硬化圆点撞击在该组序列的不同序列上。在一个更为具体的实施例中，这样发射激光和移动零件，使得相邻排的相邻圆点的中心点沿着一条在其上中心点线性对齐的线的方向彼此偏移大致相等的距离。在一个更为具体的实施例中，利用一组以上的序列使每个圆点撞击一次以上。

本发明的一个更为具体的实施例是将上述的方法用在燃气涡轮发动机的叶片上，例如用在风扇叶片的翼面上或者具有带有前缘和后缘的翼面的压缩机的零件上。本发明可以沿着边缘的一部分采用或者沿着翼面的整个边缘采用，使得激光冲击硬化表面至少是沿着边缘的一部分和自边缘的弦向的一部分径向延伸的至少边缘之一的一部分。

在由本发明提供的优点中一个优点是，它是激光冲击硬化燃气涡轮发动机零件特别是叶片的表面的一种快速而经济的方法，以便零件可在高拉伸和振动应力场中工作，其可更好地承受由于在风扇叶片的前缘和后缘上的刻痕和裂纹而产生的疲劳破坏和比惯用结构的风扇叶片具有增加的寿命。与现有技术中提出的那些相比较，本发明的激光冲击硬化处理生产线由于资金支出少可以较为经济地建立起来，并且由于本发明的方法采用低能激光，所以该生产线研制，设计和建造都不太复杂。本发明的另一个优点是，风扇和压缩机叶片可以以经济的方法制造即可提供市场上可接受的寿命期限而无需象惯用方法那样沿着前缘和后缘增加厚度。本发明可以有利地用来以费用少的方法来改造现有的风扇和压缩机叶片，以便使旧的燃气涡轮发动机的风扇叶片安全和可靠地运行，同时可以避免目前常常做的或者要求的那样进行昂贵的重新设计的努力或者经常更换可疑的风扇叶片。

在下面结合附图所作的描述中将解释本发明的上述方面和其它特征，其中：

图1是按照本发明的方法由激光冲击硬化的一个示范性的飞机燃气轮机风扇叶片的说明性的透视图。

图2是另一个飞机燃气轮机的风扇叶片的说明性透视图，包括按照本发明方法而得到的前缘的由激光冲击硬化的径向延伸部分。

图3是通过风扇叶片的横截面图，该截面是沿着图2的3-3线所截取的。

图4是在沿着图2的风扇叶片的前缘的激光冲击硬化表面上的激光冲击硬化圆点图案的示意图。

图5是含有4个序列的激光冲击硬化圆点的特定图案的示意图，其中圆点在沿着图2中的风扇叶片的前缘的激光冲击硬化表面上的给定序列内不重叠。

图6是图1的叶片安装在一个激光冲击硬化系统中并被喷漆的示意透视图，用来说明本发明的方法。

图7是图6装置的局部剖视图和局部示意图。

示于图1,2和3的是一个风扇叶片8，风扇叶片8具有一个翼面34，翼面34由钛合金制成并从一个叶片平台36沿着径向向外延伸到叶片顶部38。这是所研制的本发明的方法意欲用于其上的硬质金属零件和材料的类型的代表。风扇叶片8包括一个根部40，该根部40从平台36沿着径向向内延伸到根部40的径向内端37。在根部40的径向内端37处是一个叶片根部42，叶片根部42由一个叶柄44连在平台36上。翼面34在翼面的前缘LE和后缘TE之间沿着翼弦的方向延伸。翼面34的翼弦C是在叶片的每个横截面处处于前缘LE和后缘TE之间的线，如图3所示。翼面34的压力侧46面向由箭头所示的总的转动方向，负压侧48在翼面的另外一侧，一个平均线ML大致沿着翼弦方向处于两个侧面的中间。

风扇叶片8具有一个前缘部分50，该部分50沿着翼面34的前缘LE从叶片平台36向着叶片顶部38延伸。前缘部分50包括一个预定的第一宽度W1，使得前缘部分50包含可能沿着翼面34的前缘出现的刻痕52和裂缝。翼面34受到由于风扇叶片8在发动机运行期间的转动而产生的离心力的作用而产生的相当大的拉伸应力场的作用。翼面34还受到在发动机运行期间产生的振动作用，而刻痕52和裂缝起高循环疲劳应力产生源的作用，从而围绕它们产生附加应力集中。

为了对抗叶片沿着可能产生和发源于刻痕和裂缝的可能的裂纹线部分的疲劳破坏，至少压力侧46和负压侧48之一而最好是两侧具有由本发明的激光冲击硬化(LSP)方法给出的具有深度压缩残余应力的激光冲击硬化表面54和预应力区域56。本发明方法采用具有在大约3-10焦耳范围内，最好是3-7焦耳范围内，而更好是大约3焦耳能量输出的低能量激光，使其集中而在激光冲击硬化表面上产生大约1毫米(0.040英寸)-2毫米(0.080英寸)范围内的直径D的小直径激光光点58，如图4,5所示。低能量范围已经示出非常良好的结果，而3焦耳的激光是相当足够的，可以产生良好的激光冲击硬化结果，并且使用，获得和维护都非常经济。这导致表面激光能量密度分别从大约400焦耳/厘米²下降到100焦耳/厘米²。这产生了从激光冲击硬化表面伸入翼面34的预应力区域56，如图3和6中所示。激光脉冲瞬间分布最好是在20-30毫微秒持续时间等级范围内，上升时间最好是小于大约10毫微秒，名义上最好是大约4毫微秒。已经发现较短的脉冲瞬间条件可以增加LSP效果，产生较为伸入工件的压缩残余应力。利用大约45毫微秒持续时间的激光脉冲瞬间分布和24毫微秒的前缘上升时间已经显示出满意的结果。该瞬间分布对于实施LSP似乎是较长的。

尽管如此，低能量激光和较差的脉冲瞬时参数看来可以产生伸入工件的压缩残余应力。在伸入以低能量激光处理的样品的0.75毫米(0.030英寸)处测量到了压缩应力。这比得上0.254毫米(0.010英寸)的喷射硬化极限，而对于高能激光来说在其它地方报道的深度达到1,27毫米(0.05英寸)的深度。当前缘瞬时上升时间变短(其又可以使脉冲持续时间变短)时，低能激光的穿入深度可以得到增加，因为较陡的上升时间会引发较快的冲击波和增加波前冲击能量和合成压力。预计，3焦耳的激光与5毫微秒的上升时间一起采用可以产生伸入金属表面超过1.27毫米(0.05英寸)的压缩应力。

最好是，预应力区域56和前缘部分50沿着翼弦方向共同扩展到宽度W1的整个范围并且足够伸入翼面34，以便至少在宽度W1的一部分上合并。所示的预应力区域56沿着前缘LE在径向上与前缘部分50一起扩展，但是可以短些。在压缩预应力区域56中由激光束冲击产生的深度压缩残余应力大约为50-150千磅/每英寸²(KPSI)，从激光冲击表面54伸入激光冲击产生的压缩残余应力区域56达到大约20-50密耳的深度。激光束冲击引发的深度压缩残余应力是由重复发射的两条高能激光束2产生的，每条激光束2相对于覆盖有油漆55的前缘LE两侧的表面54在±几密耳的范围内散焦。整个激光冲击硬化表面54可以通过激光冲击硬化圆点58的重叠来形成，如图4和5所示。

现在参阅附图6和7，激光束冲击引发的深度压缩残余应力是由重复发射两条低能激光束2产生的，每条激光束2相对于覆盖有油漆55的前缘LE两侧的表面54在±几密耳的范围内散焦。激光束最好是通过一层流过涂覆的或者喷漆的激光冲击硬化表面54的流水幕来发射。涂层被烧蚀可产生导致在材料表面上产生冲击波的等离子体。其它烧蚀材料也可以用作油漆的适当的替换物，例如金属箔或者黏性塑料带。这些冲击波由流水幕向着涂覆表面重新定向，以便在涂覆表面之下的材料中产生行进的冲击波(压力波)。这些冲击波的幅度和量度确定了压缩应力的深度和强度。采用油漆是为了保护目标表面，也是为了产生等离子体。示于图6,7中的是一个冲击硬化设备1，该设备具有一个安装在一个用来连续地使叶片移动和定位的通常熟知的遥控臂27上的叶片8，以便按照本发明的一个实施例在“飞行件”上提供激光冲击处理。分别在前缘LE的压力侧和负压侧46和48的激光冲击硬化表面54上涂以烧蚀油漆55。然后连续地移动叶片8，同时通过在表面54上的流水幕21连续地发射静止的激光束2，从而形成重叠的激光冲击硬化圆点58。所示的流水幕21是由在惯用供水管19端部的惯用喷水嘴23来提供的。激光冲击硬化设备1具有一个带有一个振荡器33，一个前置放大器39A，一个激光束分离器43和光学装置35的惯用发生器31，其中，激光束分离器43将前置放大器的激光束供给两个激光束传输回路，而每个回路分别具有第一和第二放大器39和41，而其中的光学装置35包括可以将激光束2传输和聚焦在激光冲击处理表面54上的光学元件。一个控制器24可以用来调制和控制该冲击硬化设备1，以便以可控制的方式将激光束2发射在激光冲击处理表面54上。烧蚀的油漆材料由流水幕冲洗掉。

激光可以连续地发射在“飞行件”上，因此激光冲击处理表面54在不止一个序列地涂覆该表面的情况下被激光冲击处理，如图4和5所示，然后不断移动叶片，同时不断在该表面上发射激光，使得相邻的激光冲击硬化圆点撞击在不同的序列上。图4示出了在第一图案中带有在大约1毫米(0.04O英寸)-2毫米(0.080英寸)范围内的小直径D的所有激光冲击硬化圆点的重叠情况，对于该第一图案来说，圆点的对应中心X沿着一排中心线62隔开一个直径D，并且该排中心线62隔开一个直径D。

图5示出了激光冲击硬化圆点58(由圆圈表示)的第二图案，也示出了序列S1-S4数目(在本示范性实施例中为4个)的喷涂(烧蚀涂层)情况，并且在飞行件上的激光冲击硬化处理可以用来对叶片前缘进行激光冲击硬化处理。与其它序列的虚线圆不同，所示Sl序列为实线圆，用来表示没有相邻的激光冲击硬化圆点58而其对应的中心X沿着一排中心线62的特征。序列图案整个覆盖着激光冲击硬化表面54。激光冲击硬化圆点58在一个重叠的激光冲击硬化圆点排64中具有一个直径D。该图案可以在激光冲击硬化表面54上具有多个重叠排64的重叠冲击硬化圆点。第一重叠位于一个给定排的相邻的激光冲击硬化圆点58之间并且大致由在相邻的激光冲击硬化圆点58的中心之间的一个第一偏移01限定，并且可以在直径D的大约30％-50％或者更多的范围内变化。第二重叠位于相邻排的相邻的激光冲击硬化圆点58之间并且大致由在相邻排中心线62之间的第二偏移O2限定并且可以在直径D的大约30％-50％的范围内变化，其取决于激光束的施加作业和强度或者通量。线性偏移03形式的第三重叠位于相邻排64的相邻的激光冲击硬化圆点58的中心X之间并且可以在直径D的大约30％-50％的范围内变化，其取决于特定作业。

该方法是这样设计的，使得仅仅原油漆或者几乎是原油漆被烧蚀掉而对翼面表面没有明显的影响或者损坏。这是为了防止由于激光造成的更小的瑕疵或者再熔化，否则其可能对叶片的运行造成不希望有的气动效应。可能要求几个序列来覆盖整个图案，并且在激光发射的每一序列之间进行激光冲击硬化表面54的再喷涂。激光发射的每一个序列具有多个激光发射或者脉冲，该发射或者脉冲具有常常称为“重复”(rep)的时间间隔。在该重复期间，工件移动，以便下一个脉冲发生在下一个激光冲击硬化圆点58的位置处。最好是，工件不断地移动和被定时，以便处于激光束脉冲或者发射的适当位置。可以使每个序列重复一次或者多次，以便不止一次地冲击每个激光冲击硬化圆点58。这还容许在每次发射或者激光脉冲中使用较少的激光能量。

本发明的一个实例是有关风扇叶片8，它具有一个大约11英寸长的翼面，一个大约3.5英寸的弦C和沿着前缘LE的大约2英寸长的激光冲击硬化表面54。激光冲击硬化表面54大约是0.5英寸宽(W1)。采用四个序列的连续激光发射和叶片移动。在激光的重复之间的发射在处于有效的涂覆表面上的圆点58上进行，而这要求在每个序列之间重复喷涂。每个圆点58撞击三次，因此，对于总计为12次喷涂和再喷涂的激光冲击硬化表面54来说使用了3组4个序列。

序列的数目并不意味着要对所述的方法进行限制而只是本发明的一个示范性实施例。激光冲击硬化过程由第一序列S1开始，其中，在沿着给定排的序列S1上和沿着相邻排的偏移位置处的每第四点被激光冲击硬化，同时叶片不断地被移动，并且激光束不断地被发射或脉动。工件被定时，以便在给定序列例如S1上的相邻激光冲击硬化圆点之间移动。该定时与发射在叶片上的连续的激光脉冲之间的重复是一致的。重叠的激光冲击硬化圆点58的所有排都有每个序列隔开一定距离的圆点，以便同一序列的其它激光冲击硬化圆点不影响其附近的油漆。在序列S1和序列S2之间，要予以激光冲击硬化的激光冲击硬化表面54的整个区域被再喷漆。再喷漆的步骤可以避免激光冲击硬化表面的任何裸露金属受到激光束的直接撞击。业已发现激光冲击处理每个圆点58达3次或者多次为更佳。如果每个圆点58被撞击3次，那么对于三组四个序列S1-S4要求作1次喷漆和11次再喷漆。总计为12次喷漆。

已经发现，工件可以被激光冲击硬化而无需将任何油漆使用在飞行件的激光冲击处理上，这通过不必再喷漆而可以节省大量的时间。另外，由于常常希望激光冲击处理每个表面多于一次，特别是三次，所以通过根本不用任何油漆来进行激光冲击处理就可以节省对表面的12次喷漆。要产生的等离子体由叶片即工件本身的金属合金材料构成。在这种情况下，在激光冲击处理零件或者脉冲零件的过程完成之后，再熔物会留在激光冲击处理的区域上。该再熔物通常需要以许多熟知的方法中的任何一种方法予以清除，例如机械的或者化学的清除表层的方法。对于飞行件激光冲击处理来说非涂覆零件的利用取决于零件的厚度，而对于薄的翼面的前缘和后缘则必须格外的小心。应当指出，没有油漆的等离子体和金属合金将再硬化并形成称为再熔物的物质，因此将要求以熟知的方法之一予以清除。

本发明的无油漆“飞行件”的激光冲击硬化方法利用在翼面表面上的金属合金来形成上述的等离子体并且对于所要求的许多排来说可以采用单个连续序列的重叠点58，如图6所示。在激光冲击硬化过程完成以后，激光冲击硬化表面可以去掉至一定的深度，以便足以去掉形成在表面上的可能干扰翼面运行的再熔物。

现在更为具体地参阅附图1-3，本发明包括激光冲击硬化风扇叶片8的前缘LE部分或者后缘TE部分或者这两个部分，以便产生激光冲击硬化表面54和带有由上述的激光冲击处理(LSP)给出的深度压缩残余应力的相关的预应力区域56。在后缘TE部分上的激光冲击硬化表面和相关的预应力区域是与上述的前缘LE部分相似地构成的。在前缘LE上的刻痕往往大于在后缘TE上的刻痕，因此，前缘部分50的第一宽度W1可以大于也予以激光冲击硬化的后缘部分70的第二宽度W2。举例来说，W1可以大约为0.5英寸，而W2可以大约为0.25英寸。再参阅图2，最好是仅仅激光冲击硬化LE至TE的L1部分，而不是如图1所示的其整个长度。

图2示出了本发明的穿过大致相对于与前缘LE相交的一个预定的节线59对中的激光中击硬化表面长度L1的局部前缘长度预应力区域56。最好是，节线59是由于振动应力而产生的主要故障形式之一。该应力可能是由于叶片受到弯曲和扭曲形式的扰动而产生的。主要故障形式可能不总是最大应力形式，而是较低的应力形式或者较长时间存在于发动机变速箱的应力形式的组合。例如，示于图2的预定的节线59是由于第一弯曲模式形成的。位于前缘LE的该区域的刻痕52具有使叶片在该模式的共振之下破坏的最大潜在可能性。另外例如，局部前缘长度预应力区域56的激光冲击硬化表面长度L1可以沿着前缘LE延伸大约风扇叶片的从顶部38至平台36长度的20％。

本发明采用的激光束比已经公开的能量低，并且这些激光束可以采用不同的激光材料，例如掺钕的钇铝石榴石(Nd YAG),Nd:YLF等等产生。这些低能激光器的优点是，它们可以以相当高的速率，每秒几次脉冲地产生脉动，并且它们是现用的从市场上的卖主处目前可买到的激光器。

举例来说：对于一个可比较的200焦耳/厘米2的表面能量密度来说，一个50焦耳的高能激光器每4秒钟产生一个脉冲并且每个脉冲覆盖0.25平方厘米的面积。而例如本发明的3焦耳低能激光每秒可产生10次脉冲和覆盖0.015平方厘米的面积。结果，面积比高能脉冲小16.7倍，但是3焦耳低能激光具有的脉冲速率是高能激光的40倍。净效应是，采用低能激光器时在给定的激光冲击硬化处理的时间期限内，总的面积覆盖方面改进了2.4倍。

一种特别有用的激光器是准分子激光器，它采用以紫外线方式发射激光的气体媒质。这些激光器射出毫微秒脉冲持续时间，并且目前可达到每个脉冲10焦耳，并且具有冲击通过潜能，而这对于激光冲击硬化表面上的小点尺寸或者中等点尺寸都是重要的。另外，紫外线辐射与飞机发动机硬质合金的相互作用牵涉较少的热传递，并且与在其中材料随着熔化和蒸发而从晶格结构上脱离的烧蚀过程相似。这个特性在其中表面损害(熔化和再凝固)可能多于弥补由激光冲击硬化过程给出的任何改进特性的激光冲击硬化过程中可能是重要的。紫外线辐射可能使采用外部涂层来保护表面的需要减至最少或者消除，而这种涂层对于钕玻璃激光器冲击硬化目前据信是需要的。

采用低能激光器的另一个优点是，它们通常是较为耐用的工业设备。通常，低能灯激励的激光器的保养周期可以超过一百万脉冲并且可以达到几千万脉冲。高能激光器的典型保养周期大约是几万次发射，大约5万次。因此，考虑到低能激光器所要求的16.7倍的脉冲数和一千万次的保守的保养周期而高能激光器是五万次脉冲的保养周期的因素，低能激光器要求的维护将少于高能激光器的，大约为其1/10。

较难分解的低能激光器的另一个优点是系统的复杂性。低能激光器将有三个或者四个小激光头，六个或者八个闪光灯和较小的电源。高能激光器可能具有最少五个激光头，其中四个将是较大的和相应的大型电源，和10-18个闪光灯。在别处公开的某些高能激光器具有多达14个的激光头，10个大型电源，并且将有超过40个的闪光灯(在任何激光系统中都是很大的保养项目)。任何激光加工都取决于系统的所有部件的成功作用：激光头，闪光灯，电源和控制器。相对于不太复杂的低能激光器来说，高能激光器的大量的可磨损部件和加工大量的工件所要求的长期的脉冲数目使高能激光器的可靠性变得可疑了。

低能激光器的另一个优点是费用和交货。一个说明性比较实例发现，低能激光器可以以大约$ 100000元的费用在大约90天之后从几个卖主之一买到。一个典型的LSP系统将要求两个低能激光器，总费用是$200000元。高能激光器大约要花费$1000000元多，可能达到$4000000元，并且可能需要六个多月，有时超过一年才能得到。由于是专门的设计，高能激光器要求专门的备件，这也可能要求长时间预制零件，从而是较为昂贵的。

虽然为了解释其原理对本发明的最佳实施例作了充分的描述，但是可以理解，在不脱离附后的权利要求所述的本发明的范围的情况下可以对这些最佳实施例作出各种修改和变更。