A TECHNIQUE TO PREVENT OR DIVERT CRACKS

Gas turbine engine static component with a metallic panel section, either linear or curved, that is susceptible to cracks initiated by features on the component has an elongated laser shock peened region having deep compressive residual stresses imparted by laser shock peening (LSP) disposed between the feature and a portion of the panel section, which is to be protected from failure, such that the laser shock peened region diverts cracks that propagate from the feature away from the portion of the panel section. The laser shock peened region preferably extends through the component and is may be formed by simultaneously laser shock peening first and second laser shock peened surface areas to form the laser shock peened region. La présente invention concerne un composant statique de moteur à turbine à gaz comprenant une pièce en panneau métallique, de forme linéaire ou galbée. Cette pièce est susceptible d'être le siège de criques ou fissures imputables à des dispositifs montés sur le composant. En l'occurrence, une zone de forme allongée de ce composant est matée par choc laser. Des contraintes résiduelles de compression profonde y sont le résultat d'un matage par choc laser. La zone concernée est située entre un tel dispositif et une partie de la pièce en panneau métallique. Pour protéger celle-ci contre l'apparition de défauts, le matage de la par choc laser est réalisé de façon à dévier la formation de criques ou de fissures se propageant depuis un tel dispositif en divergeant de la partie concernée de la pièce en panneau. De préférence, la zone matée par choc laser se situe dans le sens transversal du composant, et il est possible de la réaliser en matant par choc laser une première et une seconde superficie de matage par choc laser jusqu'à constituer une zone matée par choc laser.