螺紋緊固件擰緊力矩控制與試驗研究...

作者：熊艷麗*，吳迪，海爾瀚，張 帆，鄧云飛 中國運載火箭技術研究院研究發展中心，北京

1. 引言

????螺紋緊固件是航天航空飛行器結構中用量最多、最為基礎的一類標準件，裝配過程中螺紋緊固件擰緊力矩的準確控制對確保飛行器產品質量具有重要的意義。由于擰緊力矩具有較大的離散性，本文采用拉力比試驗方法，對飛行器結構產品用不同類型螺紋的非自鎖與自鎖緊固件進行了力矩控制與試驗研究。

2. 螺紋緊固件擰緊理論及方法

????航天航空飛行器結構緊固件一般具有強度、剛度、防松、密封和抗腐蝕、耐高低溫等特性要求，通常有兩種類型：

一是密封類的緊固件，是密封結構中不可缺少的零件，通過擰緊力矩的作用使結構滿足密封設計要求；

二是承力緊固件，包括受拉、受剪，以及拉剪混合結構用螺紋緊固件。目前航天航空飛行器結構用螺紋緊固件通常參照表1 所示標準執行，表中標準一般為螺栓不動，通過定力矩扳手擰緊螺母的方式施加擰緊力矩，這也是實際裝配操作過程中簡單、便捷的方式。

????對于理想的特定螺紋連接副，當摩擦系數確定后，扭矩系數也唯一確定，扭矩范圍也就確定了，但實際裝配過程中，擰緊力矩施加的離散度較大，受到材料特性、支撐面摩擦系數、螺紋接觸面摩擦系數、支承面的有效半徑、擰緊速度、環境溫度等因素影響，因此扭矩系數不能簡單地從摩擦系數推算，即通

過測量摩擦系數的方法計算擰緊力矩是不準確的，必須進行試驗測量[1]。螺紋緊固件的擰緊力矩約有50%用于克服螺母(或螺栓頭)支承面的摩擦，螺紋摩擦所損耗的力矩約占擰緊力矩的45%~50%，產生螺栓預緊力的力矩僅占擰緊力矩的10%~20%左右[2]。預緊力的施加方法通常有扭矩法、扭矩轉角法、屈服點控

制法和螺栓伸長量控制法[3] [4]。

3. 擰緊力矩試驗研究

3.1. 試驗研究用螺紋緊固件

????螺紋緊固件擰緊力矩試驗選用了M 螺紋六角螺栓和MJ 螺紋六角螺栓，均分別配普通螺母和自鎖螺母，緊固件類別見表2 所示。

3.2. 試驗方法與裝置

3.2.1. 試驗研究原理

????利用拉力試驗機，通過專用夾具固定，定力矩扳手施加力矩，測試螺栓的緊固軸力，直至緊固件破壞，測試螺栓拉力-夾頭位移(螺栓伸長)曲線，確定屈服拉力、拉壞力、拉力比[5]。

????不同材料緊固件其合適的拉力比需要經過試驗得出，前期對30CrMnSiA 緊固件試驗研究表明拉力比e 以0.20~0.30 為宜，也即預緊力為螺栓材料屈服拉力的20%~30%之間。有文獻給出高鎖螺母擰斷時高鎖螺栓內部產生的預緊力約為材料強度極限的17%~26% [6]。

3.2.2. 試驗方法與試驗裝置

1) 優選螺栓與螺母

????螺栓與螺母的配合精度不同，對測值影響很大。為減小分散度和離散度，必須嚴格優選配對螺栓和螺母。手動旋合螺栓與螺母(都不潤滑)，合格件是手擰螺母輕松，普通螺母可輕松旋合到螺栓的螺尾，自鎖螺母可輕松旋合到收口；不合格件是手擰螺母太緊，中途卡住。合格件才能用于試驗。

2) 測硬度

????用 HR--150A 型洛氏硬度機測硬度，每個螺栓、螺母、平墊，各測3 點，算平均值。由于緊固件材料均為30CrMnSiA，名義屈服強度880 MPa，名義抗拉強度1100 MPa，名義洛氏硬度36 HRC。分組統計測硬度的平均值、標準差與分散度，并按國家標準GB/T1172-1999，查出硬度對應的抗拉強度。

3) 試件潤滑

????緊固件潤滑狀態對擰緊力矩有重要影響，如采用潤滑狀態，需對各螺紋、螺母支撐面及平墊的兩面都進行潤滑。

4) 試驗裝置與試驗

????本試驗研制專用試驗裝置，試驗研究裝置原理見圖1 所示，并針對不同規格緊固件設計研制專用夾具。

????將緊固件裝入夾具，夾具聯試驗機，試驗設備分別為WAW-Y500 型電子萬能試驗機，拉壓力量程500 KN，WDW-100A 型電子萬能試驗機,拉壓力量程100 KN。螺栓穿過夾具和墊片，旋合螺母，在螺母剛接觸墊片時，在螺母的支撐面到螺栓的螺尾之間至少有3 扣完整螺紋，同時螺桿伸出螺母上面有1 扣完整螺紋，扳手固定螺栓頭，不固定平墊，擰螺母，達到要求扭矩時，螺母不能擰到螺栓的螺尾。本試驗采用了一種實際裝配工藝可行的定力矩安裝方式，即用扳手固定螺栓頭，不固定平墊，用定力矩扳手多次擰螺母，直到達到預定力矩值。擰螺母的速度對測試結果也有影響，以盡量無沖擊、勻速手轉扳手擰螺母，每次4 秒轉96?(對應國家標準GB/T16823.3—1997 的第6.3 條規定—扳擰速度以4 r/min 為宜)，太快或太慢都影響試驗結果[2]。

????在螺栓連接后，未加扭矩前，螺栓不受力時，試驗機測力清零。施加緊固扭矩達到預定扭矩值，用試驗機測螺栓的緊固軸力。每套緊固件試驗組合，按照預定的扭矩進行分級施加，從小到大，順序實驗，各做1 次，分別測螺栓的緊固軸力，最后用試驗機拉壞，按規定速度加拉力，用計算機自動測螺栓拉力-夾頭位移(螺栓伸長)曲線，計算屈服拉力、拉壞力、拉力比。

4. 試驗結果分析

4.1. 潤滑狀態對緊固軸力的影響

????對 36 組HB1-103-6X34 緊固件，施加相同的擰緊力矩(6 N?m)，每組試驗件重復試驗3 次，每種潤滑狀態試驗件6 組，測得緊固軸力統計結果見表3。從上表可以看出緊固件有無潤滑對緊固軸力有重大影響。試驗結果還表明，在裝配時無潤滑劑，緊固軸力隨裝配次數的增加呈現減小趨勢；在裝配時有潤滑劑，緊固軸力隨裝配次數的增加而增加。因此，對同一套螺紋緊固件，在多次裝卸使用時，要嚴格控制緊固軸力。

4.2. 螺紋緊固件標準擰緊力矩優選試驗研究

????根據經驗公式設定初始標準擰緊力矩值，并按照表4 進行試驗，每種類型規格緊固件選擇20 套進行試驗，試驗結果見圖2~圖6 所示。

????從圖中可以看出，在相同的擰緊力矩下，相同直徑的MJ 螺紋緊固件通常較M 螺紋緊固件緊固軸力偏小，自鎖螺母由于受緊固件制造精度等外界因素影響較大，緊固軸力的變化沒有規律可循。通過對標準擰緊力矩下不同直徑緊固件的拉力比比較發現，普通螺紋緊固件的拉力比值均在0.2~0.3 之間，但是自鎖緊固件存在較大偏差，特別是?5 普通螺紋自鎖螺母與?6 MJ 螺紋自鎖螺母，見圖7 所示，因此對其標準擰緊力矩進行了修正。

????通過對普通螺紋自鎖緊固件和MJ 螺紋自鎖緊固件在標準擰緊力矩下的測試結果，即拉力比與螺紋直徑數據進行線性擬合，分別確定?5 普通螺紋自鎖和?6 MJ 螺紋自鎖緊固件的修正標準擰緊力矩，分別為4.1 N·m 與8.4 N·m，見圖8。

4.3. 螺紋緊固件擰緊力矩試驗結果分析

????按照修正的標準擰緊力矩分別按照0.8T、0.9T、T、1.1T 和1.2T 共5 個級別進行緊固軸力、屈服拉力與拉壞力測試，共得到400 組試驗數據，2000 個緊固軸力數據，統計結果見表5。圖 9 為擰緊力矩與拉力比曲線圖，由圖可檢經過修正后進行試驗，擰緊力矩與拉力比基本呈線性增加趨勢，且除MJ12 自鎖緊固件試驗存在偏差外，在標準擰緊力矩條件下拉力比均在20%~30%之間，越偏離標準擰緊力矩，拉力比也相應發生偏離。圖10 為同類型不同直徑緊固件擰緊力矩與拉力比曲線。試驗結果表明，相同直徑的普通螺紋與MJ 螺紋緊固件可采用相同的擰緊力矩，但相同直徑的自鎖緊固件要較非自鎖緊固件擰緊力矩偏大，但隨著直徑增大，擰緊力矩偏差減小，?8 及其上直徑自鎖緊固件與非自鎖緊固件可采用相同的擰緊力矩。

????綜上分析，試驗用標準擰緊力矩及其±10%范圍內擰緊力矩可推薦用于工程應用，擰緊力矩范圍見表6。

5. 結論

????適當的擰緊力矩所得到的預緊力對結構產品的靜強度、疲勞強度有重要影響，試驗采用的擰緊力矩控制方法與實際裝配工藝結合緊密，具有實際操作可行性，試驗結果已用于相關結構產品力學特性研究與試驗樣件研制。螺紋緊固件的定力矩控制，是飛行器結構產品研制過程中一項重要的量化工作，隨著材料工藝技術水平的進步，擰緊力矩的控制還需結合緊固件材料類型、夾持結構材料類型，以及結構產品力學與功能特性要求、裝配工藝可行性等方面，持續加強飛行器定力矩量化控制技術研究。

參考文獻(References)

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