缘于TC11钛合金材料在航空领域的特殊用途
，近年来对其研究愈加深入
。由于飞机发动机运行时的高频振动会给附近构件一个挠动应力作用，使零件反复拉压，严重影响零件的疲劳性能。更有资料表明：航空构件中疲劳失效占80%以上，疲劳失效中80%以上裂纹起始于表面缺陷。研究发现钛合金表面状态对疲劳性能的影响很显著。这是因为钛合金的切削加工性很差，从而影响到钛合金构件的使用性能。喷丸强化机制是喷丸后在一定程度上保证材料的表面完整性
，减少表面缺陷和局部应力集中的影响，在构件表面形成残余压应力场，从而提升构件的疲劳性能
。

　　研究人员通过对比测试车削＋粗抛处理与车削＋粗抛＋喷丸处理前后两种不同表面状态下TC11钛合金高周疲劳性能的差异，探究喷丸后TC11钛合金在宏微观疲劳影响因素上的变化，为喷丸处理在TC11钛合金的应用上提供数据支撑和理论依据
。

　　TC11疲劳试样由某公司提供，原始棒材经950℃双重退火1h后在530℃去应力退火。热处理完后，试样精加工成疲劳试样。将未喷丸、喷丸试样分别命名为0#
、1#试样
，其中0#疲劳试样采取车削＋粗抛光处理；1#试样采取车削＋粗抛＋喷丸处理，其喷丸参数：喷丸压力0.56MPa，流量7kg·min－1，角度80°，距离130mm，时间50s。利用MTS电液伺服试验机测得其拉伸数据
，喷丸前后TC11钛合金抗拉强度变化不大
，抗拉强度σb为1154MPa。

　　 试样分组后
，在QBG-200高频疲劳试验机上

，以应力比r=-1的拉压加载方式在室温条件下进行高周疲劳试验
，分别以460
、640 MPa作为0#、1#试样升降试验的起始应力值，以Δσ=20MPa做升降试验。首先利用升降法测定0#
、1#状态1×107周次下的高周疲劳强度极限，再用成组试验法测定高应力下的疲劳值
，结合两组数值拟合成S-N曲线。试验结果表明：

       （1）喷丸后在表层形成明显的残余压应力场和喷丸硬化现象，将裂纹萌生驱赶至次表面，显著提高了TC11疲劳强度和寿命。

       （2）经喷丸后TC11钛合金试样疲劳强度极限达到616.5MPa，而未喷丸试样疲劳强度极限仅为448MPa
，与之相比喷丸后疲劳强度极限增加了168.5MPa，提升幅度达37.6%
。

       （3）喷丸不仅使得试样表面完整性更为良好，减少了表面应力集中区，还使得表层组织中α相分布的致密度增加
。喷丸硬化致使表层显微硬度值发生变化，形成一个深度有近260μm的梯度分布层
，表面硬度达到HV433
，较未喷丸相比也有近HV50的提升。

       （4）喷丸后疲劳源深度达到258μm，较未喷丸试样的38μm相比增加达220μm。