本文對(duì)A357鑄造鋁合金在室溫和150℃高溫環(huán)境下的拉伸以及疲勞特性進(jìn)行了研究。疲勞試驗(yàn)載荷為正弦載荷,頻率40Hz,應(yīng)力比分別為r=-1,0.05和0.4。采用掃描電子顯微鏡(SEM)對(duì)斷口形貌及破壞機(jī)理進(jìn)行觀察分析。試驗(yàn)結(jié)果表明,在室溫環(huán)境下,經(jīng)過T5熱處理的A357鑄造鋁合金的強(qiáng)度極限、屈服極限、延伸率和斷面收縮率均高于T6熱處理?xiàng)l件的值。在150℃高溫環(huán)境下,與T6熱處理相比,經(jīng)過T5熱處理材料的延伸率和斷面收縮率有所提高,但強(qiáng)度極限和屈服極限有所降低。經(jīng)過T5熱處理的試件,室溫環(huán)境下材料的強(qiáng)度極限,屈服極限和延伸率要明顯高于高溫下的值。然而經(jīng)過T6熱處理的試件,室溫環(huán)境下材料的強(qiáng)度極限和延伸率雖明顯高于高溫下的值,但材料的屈服極限卻稍有降低。 室溫下A357-T6鑄造鋁合金在應(yīng)力比r=-1,r=0.05和r=0.4時(shí)材料的疲勞極限分別為70MPa,95MPa和135MPa。150℃條件下A357-T6鑄造鋁合金應(yīng)力比r=-1和r=0.05材料的疲勞極限分別為75MPa和100MPa。在兩種溫度條件下材料的疲勞極限均隨應(yīng)力比的增加而明顯增加。在相同應(yīng)力比下,溫度對(duì)A357-T6鑄造鋁合金疲勞極限的影響并不明顯。溫度對(duì)A357鑄造鋁合金的拉伸斷口和疲勞斷口均無明顯影響。拉伸斷口上的韌窩表明材料具有良好的塑性。疲勞斷口上有明顯的疲勞條紋,Si顆粒以及Si顆粒脫落產(chǎn)生的凹坑,表明疲勞裂紋沿著枝晶邊界擴(kuò)展。疲勞裂紋大多源于試件次表面的鑄造夾雜物和鑄造缺陷。
【學(xué)位單位】：沈陽航空工業(yè)學(xué)院
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位年份】：2009
【中圖分類】：TG146.21
【部分圖文】：

x值，即可確定此直線。圖1.1 簡(jiǎn)化的 S-N 曲線由試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合可以發(fā)現(xiàn)，在 N≤103時(shí)，近似的取 σx＝σ3=0.9σb，而在 N≥106時(shí)，近似的取 σx＝σ6=σ-1，兩點(diǎn)間的直線為( )131lglg36lglg σ= σ+σσxx（1.6）32131xx =σσσ σ（1.7）這樣得出的簡(jiǎn)化的 S-N 曲線，代表了材料本身的疲勞性能，將疲勞實(shí)驗(yàn)得出的數(shù)值帶入，就可以得出材料本身的疲勞性能，實(shí)際零件的疲勞性能不能超過它，是實(shí)際零件材料疲勞極限的上限。

應(yīng)力集中系數(shù)與循環(huán)數(shù) N 的關(guān)系計(jì)中的有效應(yīng)力集中系數(shù)σK 是在 N=106-107時(shí)確定的，在破壞循環(huán)數(shù) N＜106時(shí)，它將隨 N 而變化。在靜載破壞時(shí)σ -1) .2 中查出。

有效應(yīng)力集中系數(shù)隨N變化曲線

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