航空发动机是各类飞行器的“心脏”,作为其核心部件的变曲率叶片因服役于恶劣的工作环境而极易发生失效,对符合可修复标准的失效叶片进行修复工作,可以有效降低发动机运行成本。目前国内变曲率叶片修复工艺尚不成熟,因此航空发动机变曲率叶片修复技术的工艺研究是航空工业亟待解决的重要课题。本文以高压压气机中变曲率失效叶片为工业背景,开展变曲率叶片的激光熔覆修复的数值模拟研究工作,以期为航空发动机变曲率叶片修复技术的工艺参数选择提供科学依据。开展变曲率叶片的激光熔覆修复的数值模拟研究,本文首先建立变曲率叶片整体模型;其次对现有热源模型计算程序采用函数功能和引入局部坐标系进行了改进,并对改进后的热源计算程序采用其它热源模型进行了验证;接着对双椭球体热源模型中热源参数的选择进行优化研究;然后进一步研究了激光熔覆单层、多层修复中主要工艺参数对变曲率叶片熔覆层温度场的影响规律;最后采用热固耦合法探究了激光熔覆单层、多层修复中工艺参数对变曲率叶片熔覆层应力场的分布规律。熔覆层温度场分析结果表明,激光参数中的激光功率与熔池温度呈正比;激光扫描速度与熔池温度呈现向下凸的减函数;采用合理的激光单层扫描路径可降低熔池温度。激光熔覆单层修复中基体预热温度与熔池温度呈正比;适当的道间冷却时间可大幅降低熔池温度;熔池温度随搭接率的增加而增大。在激光熔覆多层修复中激光多层扫描路径、层间冷却时间和激光多层功率三个工艺参数,第一个工艺参数与熔覆层熔池温度之间的关系不大,后两个参数则可大幅降低熔覆层熔池温度值。在应力场分析中,基体预热温度从220℃增加到420℃时,变曲率叶片熔覆层的两类应力皆呈下降趋势;大多数道间冷却时间对变曲率叶片熔覆层应力变化规律几乎无影响;无搭接和搭接率为66.6%的变曲率叶片熔覆层两类应力曲线几乎一致且保持在较低的应力水平。变曲率叶片盖面层的应力值随着层间冷却时间的增加呈上升趋势;改变激光多层功率可大幅降低变曲率叶片填充和盖面层层的应力值。本课题为激光熔覆修复变曲率叶片数值模拟优化了第三类动态边界和改进了现有热源计算程序,研究成果可以为变曲率失效叶片的修复工艺参数设置与优化提供科学依据。