本发明公开了一种激光冲击飞机涡轮叶片的方法与装置，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，最后根据上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。实施该方法的装置包括高功率脉冲激光器，飞机涡轮叶片，柔性垫片，凹模，三轴数控工作台，计算机控制系统，测厚装置。本发明可以使飞机涡轮叶片不发生变形与破裂，并获得均匀的残余压应力分布，适应于复杂曲面和厚度不均匀的飞机涡轮叶片强化，也可以拓展到汽轮机、水轮机叶片的激光冲击强化。