管理及其他
M anagement and other
周 杰1，2，董晨曦1，2，付翊宸1，2，杨冬梅1，时 杭1
摘要：本文通过分析某航空发动机制造企业航空发动机用高温合金自锁螺母的相关制造、验收规范，对比国内全金属高温合金自锁螺母相关要求，分析差异，进一步明确特定要求；结合实际生产加工中所遇见的问题及总结的经验，对后续公司相关产品研发提出建议。 关键词：高温合金；自锁螺母；锁紧试验；局部电镀；滚压标记 航空发动机结构复杂，运营工况恶劣，为适应其高温、高压、强振动等环境下的紧固连接需求，航空发动机大量使用了全金属高温合金自锁螺母，根据使用具体部位，分别选取了不同的原材料以满足在不同温度下工作的要求。河南航天精工制造有限公司在2012年从某航空发动机制造企业争取到3个件号的自锁螺母试制机会，经过历时约1年的技术攻关，最终由于高温锁紧试验能力的缺失以及成本等原因放弃了进一步开发，在试制过程中，河南公司民品技术团队开展了大量的技术攻关工作，创新性的开发了多种新型加工工艺和试验方案，积累了大量经验，本文旨在对相关经验进行总结和梳理，希望可以对军品同 类型产品的后续研发和制造提供参考和帮助。
1 研制产品信息
表1 研制产品清单
序号名称材料规格表面处理
1十二角自锁螺母Waspaloy.25-28UNJF-3B涂MoS2
脚踩垃圾桶2十角自锁螺母A286.3125-24UNJF-3B涂MoS2
3十二角自锁螺母Waspaloy.375-24UNJF-3B局部镀银
4十二角自锁螺母MP159.375-24UNJF-3B涂MoS2
5十二角自锁螺母Inconel 718.625-18UNJF-3B涂MoS2+涂漆6十二角自锁螺母Waspaloy.75-16UNJF-3BG
局部镀银
图1 研制产品样件
2 产品等级及分类
国外航空发动机用自锁螺母根据使用部位温度等特性进行了较为详细的分类，可以参考得知常用自锁螺母的使用温度。
表2 国外航空发动机自锁螺母常用材料
等级材料标准最高使用温度
CLASS A AMS 5640800℉
CLASS B AMS 6304900℉
CLASS C AMS 56421200℉
CLASS D AMS 5732或AMS 57371200℉
CLASS F AMS 5525或AMS5735或AMS5737900℉
CLASS G AMS 57131400℉
CLASS H AMS 5544或AMS 57091400℉
CLASS J AMS 56631200℉
表3 常用原材料及使用温度
等级原材料牌号（参考）使用温度
A304/06Cr18Ni9426℃
磁卡电表B45CrMoV482℃
C347/06Cr18Ni11Nb648℃
D A286/GH2132648℃
F A286/GH2132①482℃
G GH141760℃
H Waspaloy/GH738760℃
J INCONEL718/GH4169648℃
注①：等级D和F对应的原材料化学成分一致，但其固溶温度、产品强度等方面有所调整，对应不同的应用场景。AMS5731、5732、5735、5737/5853均为常用的A286材料原材料规范，但是供应状态和相关热处理制度、力学性能要求有所区别。
3 试验及验收
某航空发动机制造企业规范（参考XXTF7和XXTF19）中有详细的验收规范要求，规定进行的验收试验种类基本与国内通用规范（参考HB7595和HB7686）类似，如室温锁紧、高温锁紧、轴载等，本文仅选取部分国内外存在差距的试验和验收方法进行对比和分析。所引用的规范有：
HB7595-2011 使用温度不高于425℃的MJ螺纹自锁螺母通用规范。
HB7596-2011 使用温度不高于425℃的MJ螺纹自锁螺母试验方法。
HB7686-2001 使用温度高于425℃的MJ螺纹自锁螺母通用规范。
HB7687-2001 使用温度高于425℃的MJ螺纹自锁螺母试验方法。
XXTF7-S29 General specification for silver plated self-locking nuts （MIL-s-8879 thread form）UNJF螺纹的镀银自锁螺母通用规范。
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XXTF17 General specification for dry film lubricated self-
locking nuts（MIL-s-8879 thread form）UNJF螺纹的涂覆干膜润
滑自锁螺母通用规范。
考虑不同规范之间的细微差别，以下分析中仅选取了
HB7686/7687及XXTF7进行了对比。
3.1 室温锁紧试验
通过对比HB7687及国外航空自锁螺母标准XXTF7在室温
锁紧循环试验的相关要求，存在以下几个方面的差异。
表4 XXTF7与HB7687室温锁紧循环差异分析
序号XXTF7HB7687差异分析
1螺栓伸出锁紧位置至少gps信号转发器
1.5倍螺距后取最大锁紧
力矩螺栓伸出至少2倍螺距
时，测量最大锁紧力矩
基本一致
2卸载无轴向力时测量拧脱力矩（Breakaway torque）拧出半圈，停顿，再继续
测量最小锁紧力矩
sys8测量取点差
异
3拧出1-2圈之间的最小
力矩值为最小预置力矩
（Min. Prevailing torque）
无明确要求
HB中将拧脱
力矩和最小
预置合并为
一个最小锁
紧力矩
4拧出螺母过程中取最大力
矩为移除力矩（Removal
torque）
无明确要求/
5
螺母公称直径0.5英寸及
以下的进行15次循环，0.5
英寸以上的进行10次循环
无明确要求/
由于对比的两份标准编制年代和背景不同，中间的差异具车载数字电视
体原因无法进行准确的定位，本文仅从个人理解方面出发进行简单的原理分析，为后续在相关产品研究方面提供一些参考。
拧脱力矩（Breakaway Torque）：某航发制造企业标准中，准确的要求了该力矩为无轴向力时将螺母旋出螺栓的最小力矩，此力矩是为了评估自锁螺母由“松”向“脱”趋势转变所需要的最小外力，可以更为准确的评估及降低螺母的失效风险，但是需要相应的具备轴向力测量功能的试验机才能完成测试；而HB 中要求测量固定位置（拧出半圈）并停顿后的最小锁紧力矩，在普通试验机上即可完成测试，但测量结果的影响因素增加，对于实际应用的参考意义有所降低，通过实际的试验结果显示，航标
中对于自锁螺母的室温锁紧要求实际是有所降低的。
图2 实验室测量松脱力矩示意图
如图2所示，按照某航发制造企业规范测量松脱力矩时，轴向力由全载降为零时实际拧出圈数为6.318
3-6.2074=0.11圈，远不到HB中规定的0.5/半圈，如果是同一产品，同样的试验数据曲线，按某航发制造企业规范取出的力矩值将低于HB要求的取值，对比试验标准值要求后，我们认为：HB中自锁螺母对于该力矩的要求进行了一定的放宽。
其它差异：某航发制造企业规范中最小预置力矩（Prevailing Torque）仅要求进行记录（15次循环中记录第1次、7次、15次），未规定明确标准值，推测是作为校核及后续假如失效时的相关数据参考；记录最大移除力矩（Removal Torque）是为了避免和排除试验及使用过程中出现咬死等异常情况，而相应HB中考虑的内容显得较为单薄，有待进一步深入分析和研究。
3.2 高温锁紧试验
HB7596与HB7687及国外航发制造企业规范在高温锁紧试验方法上存在较大的差异，主要是螺母加载方式上，HB7596中规定加载到固定的力矩值即可，而HB7687及某航发制造企业规范中均要求加载到螺栓伸长量达到一定要求。
在研制国外自锁螺母过程中，课题组在高温锁紧试验方面也遇见了巨大的难题。首先由于缺少测量螺栓伸长量的锁紧试验设备，课题组只能采取长度千分尺进行测量，对于要求精度0.001mm以上的实时力矩加载过程来说，存在较大的误差；其次，实际试验过程中，试验螺栓并未表现出良好的弹性变形，尤其是高温暴露后，需要达到规定伸长量所需加载的力矩急剧增加（详见表5），导致试验螺栓
从螺纹处断裂，无法完成试验。
图3 按XXTF7进行高温锁紧试验螺栓断裂
表5 按XXTF7进行高温锁紧试验的实测力矩
高温试验加热次数第一次第二次第三次第四次第五次
伸长量达到要求时
的实测力矩（N.m）15.8120.0425.2127.0232.15试验失败后，课题组综合分析了相关影响因素，在暂时排除测量误差的前提下，试验的螺纹连接副随着高温暴露循环次数的增加，达到特定伸长量时所需的力矩成倍的增长，考虑是螺栓已经超出弹性变形区间或连接副摩擦系数随循环次数增加发生了较大的变化等原因，这需要大量的试验验证工作，由于项目被放弃，课题组并未进行深入的研究和循证。
从产品使用角度分析，螺母在采取一定的方式安装后，连接副获得轴向力，但是在服役过程中，不排除由于振动、冲击、高
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温等因素导致轴向力的增加或减小，相应的如果采取测量螺栓伸长量的方式来进行高温锁紧试验，可以更为客观的评估螺母服役过程中的表现，课题组认为：采用伸长量为依据进行的高温锁紧试验更为接近产品服役状态，可以更好的评估产品及连接副的综合性能。再考虑某航发制造企业在相关技术方面的成熟度远高于目前国内水平，建立基于螺栓伸长量的高温锁紧试验能力非常有必要，并且将对未来由自锁螺母扩展至连接副以及整体服役部件模拟等方面产生巨大的价值。
硝酸铂
4 工艺创新
在整个试制过程中，课题组结合民用紧固件产品特点攻克了一系列的工艺难题，形成了部分工艺技术成果，有的工艺如高温合金热镦前镀铜润滑在当前已经形成了固定的工艺方案，以下将简要介绍课题研发阶段的部分创新型工艺，希望可以对公司相关产品的研制带来一些启发。4.1
热镦模具设计
图
4 热镦模具结构优化
图5 应力圈示意图
为解决十二角高温合金螺母热镦模具开裂的问题，课题组在热镦模具合金芯外部增加了一个应力圈结构，有效的解决了模具受热、受力膨胀等造成的开裂问题。
4.2 局部镀覆工艺
在航空发动机配套紧固件领域，经常会要求仅在螺纹等使用部位进行电镀或涂覆，公司一般采取的加工方式为将不需要镀覆的部位采用绝缘胶等材料进行遮蔽，然后进行镀覆加工后再去除。该种方式需要手工单件防护，存在效率低、成本高、质
量稳定性差等弊端。课题组在研制过程中，经充分调研，选取了整体镀覆、再局部退镀的工艺方案，实际应用后加工效率得到成倍提升，
工艺成本大幅降低。
图
6 端面和螺纹处镀银的产品的退镀工装
图
7 工装使用示意
图8 退镀前后的产品示意图（螺纹及端面镀银）
针对仅在内螺纹处进行电镀的产品，课题组同样采取了硅
胶工装实现了批量加工
：
图
9 退镀硅胶塞使用示意图
图10 退镀后的产品示意图（仅螺纹镀银）
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局部镀覆工装均采用软性硅胶材料，在民用电镀行业已经大规模使用多年，工艺稳定、成熟。近期公司在加工无耳托板螺母时采用了相关工艺，大幅提升了产出效率，后续再涉及局部镀覆产品时，可以作为一个参考方案。
4.3 滚压标记
研制产品要求在螺母法兰外圆标记产品图号和供应商代码，由于产品批量较小，课题组设计了字模在普通车床上完成了加工，根据加工经验，如无耳托板等大批量的圆周标记产品，具备使用批量自动化滚压标记工艺条件，可以在数控车床、滚丝机、搓丝机等设备上进行加工，与公司现有的振动或激光打标相比
有巨大的效率优势。
图12 滚压标记产品
图11 滚压标记工装结构示意
除以上相关工艺创新以外，课题组也开发了螺母垂直度测量工装、收口尺寸测量工装、攻丝快速装夹工装、内螺纹中径测量方法等一系列创新的工艺或检测工具及方法，文中不再赘述。
5 结论
通过总结和分析某航发制造企业公司全金属自锁螺母研发过程，从相关技术资料中我们不难发现：某航发制造企业在航空发动机紧固件设计和原理方面研究远远领先于国内，作为专业的紧固件研发制造单位，我们应不仅满足于可以按照国内标准进行产品开发，更应研究国际先进水平的要求是什么？研发改进的路线和方向是什么？要深入探究其提出要求的深层次机理，尤其是对于航空发动机等顶级工业应用场景中，我们的产品一定不能仅仅是“能用”，而是要做到真正的“好用”。
同时，后期将进一步从以下方面进行提升：
（1）建立基于测量螺栓伸长量的自锁螺母高温锁紧循环试验能力。
（2）深入研究紧固件试验项目对应的产品应用场景和机理逻辑，结合产品使用有意识的提升产品质量，提升市场竞争力。（3）针对大批量的长期供货产品，开展连接副的摩擦系数、轴向力稳定性研究和控制工作。
（作者单位：1.河南航天精工制造有限公司；
2.河南省紧固连接技术重点实验室）
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