Al-12Si-CuNiMg鑄造鋁硅合金在多軸加載下的疲勞性能

劉曉勇,張 翼

(中北大學能源動力工程學院,太原 030051)

0 引 言

鋁硅合金由于具有密度小、導熱性好、熱膨脹系數低、鑄造及耐磨性能優良等優點[1]，廣泛應用于汽車發動機機體、活塞、車輪等形狀復雜鑄造結構件中[2]。在鑄造過程中鋁硅合金不可避免會產生縮孔、夾雜物等缺陷[3-4]。疲勞裂紋容易在這些缺陷區域萌生和擴展，最終導致疲勞失效。因此，對鋁硅合金疲勞性能的研究非常必要。近年來，國內外有較多學者針對鋁硅合金的疲勞行為進行了研究[5-8]，研究內容大多集中在低周疲勞及熱機耦合疲勞方面，而對其在多軸載荷下的高周疲勞性能及斷裂行為研究較少。實際上汽車結構件主要承受高頻低應力水平的機械疲勞載荷，且受復雜載荷及缺口效應的影響，一些區域的應力狀態呈多軸特征，因此對鋁硅合金多軸加載疲勞行為的研究意義重大。為此，作者對Al-12Si-CuNiMg鑄造鋁硅合金進行了多軸加載疲勞試驗，測試了鋁硅合金的疲勞壽命，并與模型的估算值進行對比，同時對疲勞斷口形貌進行了觀察。

1 試樣制備與試驗方法

試驗材料為Al-12Si-CuNiMg鑄造鋁硅合金；該材料經壓力鑄造成圓棒，477 ℃固溶處理1 h后油淬，空冷24 h后在240 ℃下時效7.5 h。試驗鋁硅合金的化學成分見表1，室溫下的屈服強度和抗拉強度分別為212 MPa和255 MPa。

表1 Al-12Si-CuNiMg鋁合金的化學成分(質量分數)Table 1 Chemical composition of Al-12Si-CuNiMg aluminum alloy (mass) %

將時效態圓棒機加工成如圖1所示的圓柱形疲勞試樣，對表面進行拋光，使其表面粗糙度低于0.32 μm，以減小表面加工質量對疲勞性能的影響。采用MTS809型電液伺服拉-扭疲勞試驗機進行多軸加載疲勞試驗，試驗環境為室溫。對疲勞試樣同時施加頻率為10 Hz的軸向力F和扭矩T的正弦波對稱循環載荷。2種載荷與試樣應力的關系分別為

圖1 多軸加載疲勞試樣尺寸Fig.1 Size of multi-axial loading fatigue specimen

(1)

(2)

式中：d為疲勞試樣中部直徑，7.5 mm；σ，τ分別為軸向應力和剪應力；σa和τa分別為軸向應力幅和剪應力幅；f為加載頻率；t為加載時間；φ為相位角，φ=0時為多軸比例加載，φ≠0時為多軸非比例加載。

使用Von Mises準則將軸向應力和剪應力折合成等效應力幅σeq：

(3)

對試樣分別施加等效應力幅為160，150，140 MPa的比例和90°非比例多軸循環載荷，最大軸向應力與最大剪應力之比為1.732。記錄試樣斷裂時的循環次數，記為疲勞壽命。考慮到試驗數據的分散性，基于成組試驗法[9]確定每級應力水平所需試樣數量，以多根試樣疲勞壽命的平均值作為其疲勞壽命。

采用JSM-6480型掃描電鏡和Oxford INCA 7573型能譜儀觀察疲勞斷口形貌，并分析微區成分。

2 試驗結果與討論

2.1 疲勞壽命

由圖2可以看出，試樣的疲勞壽命隨應力水平的提高而降低，且在相同載荷類型和應力水平下，試樣的疲勞壽命較分散。在160，150，140 MPa等效應力幅下多軸比例加載試樣的平均疲勞壽命分別為55 502，152 214，206 380周次，90°非比例加載試樣的平均疲勞壽命分別為3 403,9 674,22 453周次。在相同等效應力幅下，非比例加載試樣的疲勞壽命遠低于比例加載試樣的。這是由于非比例加載時，主應力軸的連續旋轉會導致材料的疲勞壽命下降。

圖2 不同應力水平和加載方式下試樣的疲勞壽命Fig.2 Fatigue lives of specimen with different stress levels and loading methods

分別選用最大主應力幅和MATAKE[10]提出的損傷參量對試樣進行疲勞壽命估算。最大主應力幅的多軸加載疲勞壽命估算模型為

Δσ1max/2=σ′f(2Nf)b

(4)

式中：σ′f和b為材料拉伸疲勞特性參數，分別取398 MPa和-0.084 3；Nf為疲勞壽命；Δσ1max/2為最大主應力幅。

比例和90°非比例加載時，Δσ1max/2與σa和τa的關系為

(5)

臨界面損傷參量的Matake多軸加載疲勞壽命估算模型[10]為

Δτmax/2+kσn,max=τ′f(Nf)b0

(6)

式中：τ′f和b0為材料扭轉疲勞特性參數，分別為253.5 MPa和-0.082；k為材料特性參數，取0.2;Δτmax/2為最大剪應力幅;σn,max為最大剪應力幅臨界面上的最大法向應力。

比例和90°非比例加載時，Δτmax/2與σa和τa的關系為

(7)

由圖3可以看出：比例加載下，兩種模型的疲勞壽命估算值與試驗值均具有較好的一致性，試驗值除以估算值基本在2倍誤差因子內；非比例加載下，最大主應力模型的疲勞壽命估算值均超出了兩倍誤差因子范圍，最大達20倍，而Matake模型的估算精度仍較好。這表明最大主應力模型并不適合該材料在非比例載荷下的多軸疲勞壽命估算，而Matake模型適用于2種加載方式。

圖3 兩種模型估算的疲勞壽命與試驗結果對比Fig.3 Comparison of estimated fatigue life by two models and test results:(a)maximum principal stress model and Matake model

2.2 斷口形貌

以在等效應力幅140 MPa下非比例加載17 904周次斷裂的試樣為例進行斷口分析。由圖4可以看出，試樣疲勞斷口宏觀上呈無塑性變形的脆性斷裂特征，斷口表面存在向四周輻射的放射狀條紋。放射條紋是由疲勞裂紋沿一系列具有高度差的宏觀平面向周圍擴展而形成的[11]，放射條紋的方向即為裂紋擴展方向，逆向指向裂紋源區。疲勞裂紋在試樣的近表面處萌生。這是因為試樣表面的晶粒沒有受到約束，更容易發生塑性變形產生較大應力。高的應力集中使得裂紋更容易在試樣表面的第二相以及基體的界面、缺陷、夾雜物和氣孔等位置形核[12-13]。

圖4 在等效應力幅140 MPa下非比例加載后試樣的斷口宏觀形貌Fig.4 Fracture macromorphology of the sample after nonproportional loading at equivalent stress amplitude of 140 MPa

由圖5可以看出，在等效應力幅為140 MPa的非比例加載條件下，試樣的疲勞裂紋起源于近表面夾雜物處。能譜分析表明,該夾雜物為Al2O3。氧化夾雜物是在熔體冷卻過程中氧化形成的。夾雜物與鋁基體的彈性模量不同，其周圍易產生強烈的應力集中而萌生裂紋[14]。

圖5 在等效應力幅140 MPa下非比例加載后試樣斷口微觀形貌Fig.5 Fracture micromorphology of the sample after nonproportional loading at equivalent stress amplitude of 140 MPa:(a)crack source region and (b)crack propagation region

疲勞裂紋擴展區呈準解理穿晶脆性斷裂特征:斷口由許多解理小刻度面和撕裂棱組成，且撕裂棱凸起，呈花瓣狀，表面均未發現疲勞條帶。此外，裂紋擴展區還存在二次微裂紋。

3 結 論

(1)Al-12Si-CuNiMg合金的疲勞壽命測試值較分散，在相同等效應力幅下，非比例加載試樣的疲勞壽命遠低于比例加載試樣的；比例加載時，最大主應力模型和Matake模型的疲勞壽命估算值均具有較高的精度，非比例加載時，最大主應力模型的估算誤差較大，但Matake模型的估算精度仍較高。Matake模型適用于該材料的多軸疲勞壽命估算。

(2)多軸加載下試樣發生脆性斷裂；裂紋源位于近表面氧化夾雜物處，裂紋擴展區呈準解理穿晶斷裂特征，且伴有二次裂紋。