在航空發動機的設計、製造、使用及維修過程中，螺紋連接的安全和防松問題日益突出，自鎖螺母因可靠的抗振防松、可重複使用功能成為航空業應用最為廣泛的螺紋連接件。因自鎖螺母是利用自身結構塑性變形在螺紋副間產生摩擦力來防止螺紋鬆動，雖有重複裝拆方便的優點，但其自鎖力矩也會在重複使用過程中逐步衰減，特別是在航空發動機振動、衝擊、載荷變動以及溫差過大的苛刻工況下。儘管國內外學者在螺紋防松領域開展了長期的研究和探索［1-6］，對涉及各種外部環境因素以及結構自身因素對螺紋聯接鬆動過程的影響規律進行了分析、計算和試驗，但對於自鎖螺母使用壽命的研究未有涉及。隨著行業對航空連接技術的探索和研究不斷加強，國產自鎖螺母的成型工藝和試驗技術有了較大提高，但國產自鎖螺母因鎖緊力矩衰減過快造成重複使用性差、使用壽命較低仍然是普遍存在的問題。這不僅給發動機研製、使用和日常維護帶來致命的安全隱患，也大大增加自鎖螺母的使用成本。
通過開展航空發動機用自鎖螺母壽命分析與試驗技術的課題研究，分析了影響自鎖螺母鎖緊力矩穩定性的因素，進行了相關試驗論證，對推動螺紋連接防松技術、提高國產緊固件自主設計能力取得了很好的成效。本文結合中小型
航空發動機結構特點和典型自鎖螺母的實際應用情況，探討提高航空自鎖螺母使用壽命的結構設計優化措施和新材料應用研究的實施效果。
1 航空自鎖螺母的壽命要求
1.1 防松原理
為保證螺紋的可旋合性和聯接功能，螺紋副配合面間存在一定的間隙。Housari[7] 指出，結構鬆動期的鬆動模式主要是“反覆擺動的緩慢旋出”，即在動載荷作用下，螺紋副之間會產生相對振動，導致螺紋副的摩擦係數急劇降低甚至消失，最終螺母迴轉而發生鬆動。螺紋連接件是航空產品不可缺少的基礎元件，螺紋防松設計對航空產品非常重要。螺紋防松領域一直是國內外學者研究和關注的重點，在工程實際中經常使用的防松形式可以分為3 類[8，9]：
（1）破壞螺旋副運動關係防松
利用衝點或焊接使螺栓和螺母的螺紋局部變形，形成不可重複使用的連接而達到防松目的。這種防松形式喪失了螺紋連接拆卸方便的優勢，僅用於有特殊要求的場合。
（2）機械防松
機械防松是在擰緊螺母后使用附加鎖緊元件防止螺母和螺栓相對轉動，最常用的是使用開口銷、止動墊圈等。附加鎖緊元件增加了螺紋副的重量和螺紋副裝拆的難度。
（3）摩擦力防松
利用增大螺紋接觸面摩擦力的方法來達到防松的目的。實踐證明，摩擦防松依然是目前各個行業最為常用的一種防松措施。不論是張立新[10] 研究的變牙型防松螺紋聯接，還是唐氏螺紋[11] 或利用自身內螺紋薄壁結構產生變形來防松的自鎖螺母，都是通過增加摩擦力來實現螺紋聯接的防松，防松效果的持續性取決於摩擦力的衰減程度。自鎖螺母通過對螺母鎖緊區進行徑向變形實現防松。當螺栓旋入自鎖螺母收口變形區時，螺母收口部分對螺栓形成徑向擠壓力，使螺紋表面產生靜摩擦力，從而使螺紋副具備抗鬆動的有效力矩。自鎖螺母的防松措施不需另加輔助鎖緊元件，是目前航空行業中不可替代的防松措施。由於摩擦力的衰減特性，需反覆扳擰的自鎖螺母不可能無限制地重複使用，其使用壽命由重複使用過程中自鎖力矩的衰減程度決定。
1.2 壽命要求
對於航空發動機而言，連接件應該在整個發動機壽命週期內能夠滿足連接防松功能。即使自鎖螺母的鎖緊力矩會在重複使用過程中逐步衰減，設計目標也應保證螺母鎖緊力矩在發動機首翻期內不衰減至標準規定的最小限制值以下。雖然此階段內自鎖螺母的實際裝拆次數並不是定數，但行業標準仍然以合格交付的產品需在規定次數內保證一定自鎖力矩範圍來評判。按照國內外行業標準鑑定試驗要求，自鎖螺母與不同螺紋偏差的外螺紋零件配合時，應能承受標準工況下的15 次循環裝拆，每次循環裝拆鎖緊力矩應在標準規定的自鎖力矩的有效範圍內（在無軸向力的情況下，擰緊自鎖螺母時產生的力矩最大值和擰出自鎖螺母時產生的力矩最小值為自鎖螺母自鎖力矩的有效範圍）。
根據對國產自鎖螺母試驗數據調查，產品經15 次循環試驗後基本已接近自鎖力矩極限，實際應用中由於螺紋副的裝配狀態、鎖緊區的尺寸公差、加工質量等原因，產品達不到規定的壽命甚至使用3~5 次就喪失鎖緊功能而報廢的情況普遍存在。迫切需要採取有效措施降低自鎖螺母在其重複使用過程中鎖緊力矩的衰減速率，提高自鎖螺母使用壽命。
2 使用壽命的影響因素分析
2.1 選材及熱處理的影響
根據發動機裝配部位不同的工況，航空緊固件材料可選擇結構鋼、不鏽鋼、高溫合金、鈦合金等。近年來，緊固件的選材逐漸向高熱、高強方向發展，GH2132 等高溫合金在發動機自鎖螺母的設計製造中應用較為廣泛。
合理選擇原材料是保證產品質量的前提，航空發動機用自鎖螺母壽命分析與試驗研究驗證了螺母採用的材料性能及熱表處理技術都是影響自鎖螺母鎖緊性能的關鍵因素，且自鎖螺母的選材還應注意與外螺紋材料、硬度、塗層的匹
配。本研究課題對試驗材料的取樣受到材料採購的限制，僅僅對幾種常用航空材料的自鎖螺母進行了鎖緊性能對比試驗和分析，形成了通用設計規範，可用於緊固件的設計選材。
2.2 螺母鎖緊結構的影響
選擇合適的材料，控制熱處理硬度範圍對提高螺母鎖緊性能有一定效果。但基於摩擦防松的機理，防松結構形式與尺寸會影響、限制螺紋聯接中構件的受力、運動，對螺紋鬆動產生比較明顯的影響。自鎖螺母的使用壽命更大程度取決於螺母鎖緊結構的選擇及鎖緊區變形量的控制。
2.2.1 典型鎖緊結構分析
航空行業常用自鎖螺母鎖緊區結構較典型的有橢圓壓扁、開槽收口和非金屬嵌件等形式，前兩者利用鎖緊區收口變形產生自鎖作用，後者利用非金屬材料良好的彈性實現防松功能。通過跟蹤航空發動機上自鎖螺母的使用情況，發現不同鎖緊區結構的自鎖螺母其自鎖效果、重複使用穩定性均存在差異。
通過有限元ANSYS 軟件對螺紋副不同鎖緊結構進行了數值仿真分析，從圖1 中航空螺母3 種常用收口方式的鎖緊區變形對比圖可知，螺紋副裝配體受力變形趨勢影響鎖緊區接觸面積和受力均勻性，與鎖緊性能的穩定性有關。但進一步的量化研究仍然是進行模擬裝配實際狀態的試驗分析。
2.2.2 試驗驗證
為驗證鎖緊區變形結構對自鎖螺母鎖緊力矩衰減程度及使用壽命的影響規律，設計了大量螺紋試驗件，以10 件為一組進行了多輪鎖緊力矩性能試驗。在室溫條件下，分別選取同規格非金屬嵌件自鎖螺母、橢圓收口、開槽收口及三點收口鎖緊自鎖螺母進行鎖緊力矩試驗，對試驗數據進行了分析，試驗結果如圖2 所示。
2.2.3 研究結果
仿真和試驗的分析結果表明：
（1）嵌件自鎖螺母依靠非金屬材料的彈性從整個圓周方向包容外螺紋牙型，包容面積最大，理論分析其自鎖力矩的衰減程度應該相對較小。但試驗所用尼龍嵌件自鎖螺母只有第1、第2 次鎖緊性能較好，其後受溫度影響大，裝配發熱後力矩迅速衰減甚至消失，使用溫度不得高於100℃。因此，嵌件自鎖螺母的使用壽命受非金屬材料性能、使用溫度的影響更大。
（2）全金屬自鎖螺母依靠鎖緊區收口變形使螺紋副部分擠壓接觸產生過盈量，壽命受使用溫度影響較非金屬小，受鎖緊區變形形式和變形量控制的影響較大。自鎖螺母典型變形形式主要有橢圓壓扁收口和開槽收口。橢圓壓扁方式工藝簡單，是目前國產自鎖螺母最常用的變形方式。因其僅兩點接觸受力，變形量大小對自鎖力矩衰減影響較大。開槽收口是指螺母尾端開6~8 個均布槽口後徑向收口變形，形成與外螺紋的多點過盈接觸。仿真分析和試驗結果證明其圓周面上較橢圓壓扁方式受力均勻，鎖緊力矩更穩定。但實際使用中，由於螺母開槽降低了內螺紋表面質量，收口均勻性容易被忽視，所以實際應用中開槽自鎖螺母的使用壽命具有一定分散性。
（3）不開槽的三點收口和四點收口方式是新型自鎖螺母鎖緊區設計的新趨勢，其克服了開槽螺母的工藝缺陷，受力均勻。但圖2 中試驗數據顯示，M5 以下小規格該形式的螺母抗力矩衰減優勢並不明顯，試驗證明， M8 以上的大規格自鎖螺母採用三點形式及M20 以上的軸用薄型螺母採用四點收口方式對提高螺母的使用壽命幫助更大。
2.3 鎖緊結構的尺寸控制
2.3.1 鎖緊區尺寸要素
根據上述典型結構分析，螺母實現自鎖的鎖緊區主要為薄壁圓柱結構，因此，其尺寸要素主要指鎖緊區軸向長度尺寸h、外圓直徑d1 和鎖緊區變形量。
2.3.2 試驗驗證
室溫試驗條件下，選取典型十二角橢圓收口自鎖螺母，將軸向長度尺寸h、外圓直徑d1 和鎖緊區變形量進行計量分組，鎖緊力矩試驗結果如圖3 和圖4 所示。
2.3.3 結論分析
根據以上研究結果，當螺母結構一定時，適當調整鎖緊區變形量、鎖緊區軸向長度、圓周直徑等尺寸要素是控制鎖緊力矩衰減速率的有效途徑。但對航空產品而言，既提高產品使用壽命又兼顧發動機使用工況和產品重量的設計優化措施才是研究的目標。通過分析，可以得到以下結論：
（1）變形量一定的情況下，適當增加鎖緊區軸向長度就能增加螺紋副接觸面積，試驗顯示螺栓多次擰入擰出磨損減小，力矩衰減斜率減小，這有益於提高自鎖螺母的使用壽命，但會相應增加螺紋副雙方的重量，與航空產品控制重量的設計理念不符。
（2）變形量一定的情況下，改變鎖緊區外圓直徑d1 對鎖緊力矩有影響，但衰減斜率幾乎相等，故在保證第一次擰入力矩不超出標準範圍情況下適當增加收口區的壁厚對延長螺母使用壽命有利。
（3）鎖緊區變形量反映了螺紋副中徑配合過盈量的大小，是影響鎖緊性能的關鍵因素。足夠的中徑過盈量是獲得最小鎖緊力矩的保證，當過盈量太小，產品鎖緊力矩試驗不合格時，工藝上往往採取加大收口變形量的方法提高產品合
格率。試驗證明，收口變形量與鎖緊力矩的增長並不呈線性關係，特別是對橢圓壓扁收口螺母，過大的變形量反而使力矩衰減斜率加大，螺母使用壽命降低。
3 設計優化措施及實施效果
3.1 典型連接結構的需求
應用於航空發動機上的自鎖螺母根據安裝部位連接的要求設計成不同的形式，瞭解典型連接結構對自鎖螺母的設計要求有助於針對性地開展設計優化工作。
3.1.1 安裝邊緊固自鎖螺母
各安裝邊常採用的是十二角自鎖螺母或六角自鎖螺母，配合螺栓或螺樁使用，典型結構如圖5 所示。因為安裝或拆卸時需扳擰螺母，所以配合扳手使用的十二角或六角結構和用於收口變形產生自鎖功能的圓柱段結構是此類零件的兩大設計要點。為保證扳擰結構和自鎖區的有效使用，螺母軸向長度與螺紋規格的比值（簡稱寬徑比）一般設計為1.2~1.5。十二角或六角自鎖螺母使用最為廣泛，使用量約佔整臺發動機零部件數量的40%~70%，其使用壽命對整機
的裝配和使用維護影響很大。
3.1.2 軸用自鎖螺母
發動機傳動部件眾多的齒輪軸、軸承等重要零件同樣需要螺母緊固防松，螺紋規格一般在20mm 以上，甚至超過100mm。此時全金屬自鎖螺母接近或大於1 的寬徑比已不能適應軸類零件結構的要求，螺母需設計成厚度尺寸遠小於螺紋規格的薄螺母形式，即小寬徑比的結構。試驗證明，軸向尺寸減短會降低螺紋副包容面積，對螺母鎖緊性能不利。因此，目前行業內仍大量採用沒有自鎖功能的普通薄型開槽圓螺母配合止動墊圈防松，螺母重量可以得到控制，但需要在軸上開槽配合止動墊圈的使用，削弱了軸的強度，增加了軸類零件損壞的風險。如何提高小寬徑比軸用自鎖螺母的鎖緊性能，是目前行業關注的技術難點。
3.2 設計優化措施
針對典型連接結構的分析，綜合考慮材料、結構、變形量的影響，同時參考國內外學者對鎖緊力矩的研究成果，如Jiang[12] 和Eccles[13] 對螺紋中重複使用對接觸面摩擦係數的影響研究等，提出了兩項提高自鎖螺母使用壽命的設計優化措施，並逐步實施完善。隨著連接技術設計理念的提高，結合工作中對螺紋鬆動故障的分析和試驗驗證，行業對自鎖螺母產品質量的控制改變了“自鎖力矩越大越好”的觀念，而是以減小力矩最大值同時提高多次循環後的力矩最小值作為鎖緊力矩穩定性的判據。考慮外場飛行或維護時不便於隨時測量螺母剩餘力矩值是否滿足標準要求，本項目設計優化方案的目標是將行業標準中第十五次擰出最小力矩值提高1.5 倍以上，將多次循環後的力矩衰減值穩定在一定範圍內，以增加自鎖螺母重複使用的安全裕度。
3.2.1 自鎖螺母結構優化
儘管根據連接結構的不同，螺母可以設計成多種形式，但對於結構緊湊的航空發動機而言，如何用最簡單的結構實現防松可靠、扳擰方便才是最優化的選擇。如圖5 所示常規螺母結構，十二角扳擰結構、自鎖收口區是實現自鎖螺母功能的兩大結構要點，為保證扳擰結構的正常使用和自鎖區必要的包容面積，螺母的軸向尺寸一般設計較長，現行工藝採用較簡單的橢圓收口達到自鎖目的。設計優化後的十二角自鎖螺母結構如圖6 所示。結構上取消了獨立的收口變形橢圓段，延長了軸線方向的十二角扳擰區，同時在扳擰區靠近螺母端面的位置上，採用三點收口的方法形成自鎖區。
設計優化體現在3 個方面：
（1）提高了扳擰結構的裝配可靠性
儘管結構優化後的螺母軸向尺寸減短，但由於扳擰結構與收口區的結合卻使實際受力的扳擰處軸向尺寸延長，有效提高了扳擰性，有效解決了發動機高溫部件因螺紋粘接造成扳擰打滑現象。
（2）增加自鎖力矩的穩定性
國產航空自鎖螺母習慣用調節橢圓收口量來保證鑑定試驗要求的自鎖力矩，提高產品合格率。試驗室的這一做法使產品在實際使用中暴露了力矩反而衰減過快的弊病。螺母重複使用率較低，基本達不到既定的15 次循環壽命。結構優化後的螺母收口區為整個十二角裝配面，既要保證自鎖性能又不能影響扳擰結構的正常使用，收口採用三點或四點方式，變形量較橢圓收口減小，與螺栓接觸的自鎖區包容面積反而增大。由於收口區受力均勻，自鎖性能的穩定
性提高。如圖7 所示十二角自鎖螺母結構優化前後鎖緊力矩對比試驗。
（3）減輕產品重量
隨著航空科技的不斷髮展，如何提高航空發動機性能、控制整機重量依然是行業持續探討的問題。螺紋連接件的總重量也是提高發動機功重比的重要影響因素。本文的優化方案在提高自鎖螺母可靠性的前提下兼顧了輕量化設計要求。由於扳擰結構與收口區結合，螺母軸向尺寸減短了2~4mm，不僅減輕了螺母本身的重量，其相配外螺紋零件的軸向尺寸也可相應減短，即螺母和螺栓重量會雙重減輕。以M5 規格的GH4169 螺栓為例，由於螺母的改進減輕的重量約為0.2g，相配螺栓長度減短3mm 而減輕的重量約0.62g，如發動機單臺用量超過500 件，總重量減輕了約500g。這對航空產品而言至關重要。
3.2.2 新材料的應用研究
試驗證明，結構的優化措施對發動機高溫部件尤其有效，可以通過高熱高強材料的運用強化自鎖力矩的穩定性。但這種結構仍然只適用於小規格的螺紋副。大規格的軸用鎖緊螺母一般應用於工作溫度低於300℃的傳動部件齒輪軸上，這給鎖緊區包容面積大但對工作溫度要求苛刻的非金屬嵌件自鎖螺母的應用提出了改進需求。非金屬嵌件自鎖螺母主要是依靠鑲嵌在金屬外殼中的非金屬材料實現鎖緊功能。不需靠局部變形鎖緊，而是利用非金屬的良好彈性從圓周方向整體包容外螺紋，形成穩定的摩擦阻力，達到可靠鎖緊防松的目的。目前，國產非金屬嵌件的材料為尼龍，軸向承載能力低，耐溫性差且易老化，使
用溫度不得高於100℃，這是制約國產非金屬嵌件自鎖螺母推廣使用的重要原因，而新材料聚酰亞胺類聚合物的應用解決了此類問題。聚酰亞胺嵌件自鎖螺母為組合件，聚酰亞胺圈與金屬自鎖螺母殼體機加成型後進行組合。聚酰亞胺圈採用熱分解溫度約為560℃的耐高溫聚酰亞胺類聚合物，主要成分為均苯型聚酰亞胺材料，軸向抗拉強度和耐溫性較尼龍大有提高，自鎖力矩的穩定性和耐久性也大幅提高。
經過高性能聚酰亞胺模塑粉及模壓件的性能研究併成型為鎖緊圈毛坯，再進行合適的收口工藝完成的聚酰亞胺嵌件自鎖螺母，在室溫和高溫鎖緊性能試驗中表現出穩定的鎖緊性能，在標準最小力矩1.5 倍範圍內完成15 次循環，達到設定的設計優化目標值。繼續進行擰入擰出循環，標準力矩範圍內使用壽命超過20 次。如圖8 所示，聚酰亞胺與尼龍材料嵌件自鎖螺母鎖緊性能對比試驗。
由於聚酰亞胺材料嵌件自鎖螺母可以在保證可靠的自鎖防松基礎上設計成較小的寬徑比，螺母厚度比標準螺母減薄了一半甚至2/3，相配的外螺紋軸類零件長度得到有效控制，新材料的應用研究給航空發動機附件傳動等低溫軸類零件的防松技術提供了新的思路。
3.3 實施效果
實際工程應用的成效是檢驗設計優化效果的依據。貫徹設計優化措施的產品隨新研型號經過各種部件試驗、直至整機長試，在發動機反覆拆裝檢查過程中自鎖力矩穩定，顯著的表現是螺母消耗量明顯降低，每10 臺發動機完成出廠試驗時自鎖螺母的消耗量由3~4 臺份降至不足2 臺份。
4 結束語
自鎖螺母是目前航空產品常用的緊固防松產品，其自鎖性能的穩定性和耐久性決定了產品的連接可靠性，工程應用中直觀的表現是產品能重複使用的次數，即自鎖螺母的使用壽命。本文借鑑自鎖螺母壽命分析與試驗技術的課題研
究成果，論述了以提高自鎖螺母使用壽命為目標的設計優化措施，包括結構的優化和新材料的應用研究，通過大量試驗數據的對比分析闡述了設計優化後產品提高鎖緊性能持久性併兼顧航空產品輕量化設計技術的實施效果。
設計優化措施擬通過編制企業級航空自鎖螺母通用設計規範推廣應用於緊固件的設計工作中，對提高緊固件的可靠性和維護性、減輕產品重量具有重要意義。
