緣于TC11鈦合金材料在航空領(lǐng)域的特殊用途，近年來對其研究愈加深入。由于飛機發(fā)動機運行時的高頻振動會給附近構(gòu)件一個撓動應(yīng)力作用，使零件反復(fù)拉壓，嚴重影響零件的疲勞性能。更有資料表明：航空構(gòu)件中疲勞失效占80%以上，疲勞失效中80%以上裂紋起始于表面缺陷。研究發(fā)現(xiàn)鈦合金表面狀態(tài)對疲勞性能的影響很顯著。這是因為鈦合金的切削加工性很差，從而影響到鈦合金構(gòu)件的使用性能。噴丸強化機制是噴丸后在一定程度上保證材料的表面完整性，減少表面缺陷和局部應(yīng)力集中的影響，在構(gòu)件表面形成殘余壓應(yīng)力場，從而提升構(gòu)件的疲勞性能。

　　研究人員通過對比測試車削＋粗拋處理與車削＋粗拋＋噴丸處理前后兩種不同表面狀態(tài)下TC11鈦合金高周疲勞性能的差異，探究噴丸后TC11鈦合金在宏微觀疲勞影響因素上的變化，為噴丸處理在TC11鈦合金的應(yīng)用上提供數(shù)據(jù)支撐和理論依據(jù)。

　　TC11疲勞試樣由某公司提供，原始棒材經(jīng)950℃雙重退火1h后在530℃去應(yīng)力退火。熱處理完后，試樣精加工成疲勞試樣。將未噴丸、噴丸試樣分別命名為0#、1#試樣，其中0#疲勞試樣采取車削＋粗拋光處理；1#試樣采取車削＋粗拋＋噴丸處理，其噴丸參數(shù)：噴丸壓力0.56MPa，流量7kg·min－1，角度80°，距離130mm，時間50s。利用MTS電液伺服試驗機測得其拉伸數(shù)據(jù)，噴丸前后TC11鈦合金抗拉強度變化不大，抗拉強度σb為1154MPa。

　　試樣分組后，在QBG-200高頻疲勞試驗機上，以應(yīng)力比r=-1的拉壓加載方式在室溫條件下進行高周疲勞試驗，分別以460、640 MPa作為0#、1#試樣升降試驗的起始應(yīng)力值，以Δσ=20MPa做升降試驗。首先利用升降法測定0#、1#狀態(tài)1×107周次下的高周疲勞強度極限，再用成組試驗法測定高應(yīng)力下的疲勞值，結(jié)合兩組數(shù)值擬合成S-N曲線。試驗結(jié)果表明：

　　（1）噴丸后在表層形成明顯的殘余壓應(yīng)力場和噴丸硬化現(xiàn)象，將裂紋萌生驅(qū)趕至次表面，顯著提高了TC11疲勞強度和壽命。

　　（2）經(jīng)噴丸后TC11鈦合金試樣疲勞強度極限達到616.5MPa，而未噴丸試樣疲勞強度極限僅為448MPa，與之相比噴丸后疲勞強度極限增加了168.5MPa，提升幅度達37.6%。

　　（3）噴丸不僅使得試樣表面完整性更為良好，減少了表面應(yīng)力集中區(qū)，還使得表層組織中α相分布的致密度增加。噴丸硬化致使表層顯微硬度值發(fā)生變化，形成一個深度有近260μm的梯度分布層，表面硬度達到HV433，較未噴丸相比也有近HV50的提升。

　　（4）噴丸后疲勞源深度達到258μm，較未噴丸試樣的38μm相比增加達220μm。