李 劍

（上海飛機設計研究院，上海200436）

0 引言

緊固件是民用飛機的主要結構連接件，是保證結構完整性的基礎。據(jù)統(tǒng)計，緊固件用量占飛機零件總量的70%以上，在大型商用飛機中達數(shù)十萬[1]。從消耗工時上看，結構裝配緊固件占到整個飛機裝配總工作量的40%～50%，因此緊固件安裝是飛機裝配的主要內(nèi)容之一[1]。

在民用飛機設計中，緊固件安裝后的疲勞是考慮的重要問題之一。為此設計與制造工程師采用多種工藝方法和措施提高緊固件連接處的疲勞強度，如孔強化工藝、應力壓印工藝和緊固件預加載，其中緊固件預加載是最常用的方法。緊固件預加載原理是在安裝過程中對緊固件施加一定程度（低于緊固件材料的屈服強度）的預載，并在緊固件安裝后服役工況下與拉伸工作載荷疊加，從而有效降低應力幅，顯著提高該緊固件連接處的疲勞壽命。根據(jù)不同安裝要求，緊固件預加載可通過多種方法實現(xiàn)，如：扭矩控制法、扭矩-轉角控制法、屈服點控制法和伸長量控制法[2]，其中扭矩控制法因其成本低廉、操作方便而成為民用飛機生產(chǎn)現(xiàn)場最常見的方法。

本文擬從民用飛機的生產(chǎn)實踐出發(fā)，從扭矩控制法的測量原理、扭矩分類等方面提出緊固件力矩術語標準化的必要性，針對設計分析、維護手冊中常用緊固件力矩術語提出標準化建議。

1 扭矩控制法原理及扭矩分類

扭矩控制法基本思路是通過將扭矩轉化成預緊力實現(xiàn)緊固件的預加載過程。根據(jù)機械原理可知：

從式（1）可知：扭矩與預緊力在彈性區(qū)范圍內(nèi)近似呈線性關系，其中K系數(shù)最為重要，K系數(shù)越大，所需要的力矩就越大，但是K系數(shù)與多個因素有關，造成力矩變動范圍也較大。

考慮到各種條件造成的K值變化，得到扭矩與預緊力之間的關系如圖1所示。圖1中陰影面積對應的橫坐標即為緊固件安裝扭矩的極大值和極小值。根據(jù)西方對間隙配合螺栓所做的研究，安裝力矩中在不同條件下扭矩法得到的數(shù)值波動較大，一般來說只有10%左右對軸向預載荷有貢獻[2]，對于航空緊固件而言，其影響則更大一些。為描述方便，需要將扭矩按照功能和作用進行分解和分類，與此同時，在研發(fā)緊固件時需要測試一些重要的緊固件力矩，優(yōu)化緊固件的安裝扭矩范圍，這些測試力矩顯然不能作為安裝力矩直接使用。

圖1 扭矩與預緊力的關系[2]

針對航空緊固件實際情況，可分類如下。

1.1 無自鎖功能緊固件力矩

因沒有自鎖功能，故此類緊固件的總安裝扭矩主要由三部分組成：螺母和螺栓頭與被連接材料的摩擦力矩、螺母克服螺紋副摩擦力矩、緊固件預載荷所需要的力矩，在這三部分力矩中，前面兩種力矩可以單獨測量，第三種只能從總的安裝力矩中減去前面兩者的數(shù)值間接得到。一般來說，總的安裝力矩等于凈力矩與無載力矩之和。

1.2 有自鎖功能緊固件力矩

因存在自鎖功能，故此類緊固件的總安裝力矩主要由四部分組成：螺母的自鎖功能所需要的力矩、螺母克服螺紋副摩擦力矩、螺母和螺栓頭與被連接材料之間的摩擦力矩（干涉配合還要包括緊固件光桿部分與孔內(nèi)壁的摩擦力矩）和緊固件預載荷所需要的力矩。由于自鎖功能所需要的力矩與螺母克服螺紋副摩擦力矩無法分開測量，只能理論分析使用，在實際測量中通常將這兩個力矩作為一個力矩使用，故在實際測量中也分成三部分，其中緊固件預載荷所需要的力矩是通過間接計算得到。一般來說，總的安裝力矩等于凈力矩與自鎖力矩之和。

1.3 測試力矩

除了對安裝力矩進行分解外，某些檢測緊固件安裝質量的力矩對重復使用的緊固件也十分重要。比如松開力矩，松脫力矩，擰緊力矩，過渡鎖定力矩等等。

在民用飛機生產(chǎn)實踐中，國外供應商常常不會直接給出這些數(shù)據(jù)。

2 航空緊固件力矩國內(nèi)外標準化現(xiàn)狀

2.1 國外現(xiàn)狀

查詢已發(fā)布的SAE標準可知：AS1310標準對緊固件力矩術語進行了詳細歸納和規(guī)定，整理后的基本信息如表1所示。

表1 A S1310緊固件力矩術語表

從表1中可以看出：

對于自鎖緊固件，存在如下關系：

Assembly Torque(安裝力矩)=Net Torque(凈力矩)+Prevailing Torque(自鎖力矩)

對于非自鎖緊固件，存在如下關系：

Assembly Torque(安裝力矩)=Net Torque(凈力矩)+Free-Running Torque(無載力矩)

對于測試力矩，AS1310中給定測試該力矩的方向；

與安裝有關力矩通常存在多個同義語，AS1310一并列出并允許使用。

在SAE標準中，AIR1471A以到發(fā)動機螺栓為例，給出扭矩的詳細計算方法，可供設計工程師參考使用。

值得注意的是：上述標準中的AS1310標準在SAE標準體系內(nèi)標準得到廣泛引用，但在主要飛機制造商及其相關維護手冊中引用卻并不普遍，如波音飛機各類手冊中的緊固件力矩定義是根據(jù)其自身使用習慣（如BAC5004/5009）進行定義。

2.2 國內(nèi)現(xiàn)狀及比較

國內(nèi)航空行業(yè)涉及緊固件擰緊力矩的標準較多，航空標準主要有 HB6586-1992，HB/Z 251-1993；國軍標主要有GJB715.14、GJB715.15.上述4個標準中，3個標準（HB6586-1992，HB/Z 251-1993，GJB715.15）或提供安裝扭矩的數(shù)值、或提供設計計算方法，均沒有涉及安裝扭矩分解后的力矩，僅GJB715.14中給出緊固件安裝扭矩分解后力矩的測量，同樣也沒有定義，在HB中有關緊固件安裝標準中引用較少。

與AS1310對照，GJB715.14存在如下幾點不足：

1）未根據(jù)航空緊固件的實際情況，按照自鎖和非自鎖兩種情況對緊固件進行區(qū)分，導致非自鎖螺母無法對應GJB715.14中內(nèi)容進行力矩測量；

2）部分概念缺失：在測試標準GJB715.14中沒有Seating Torque，Transition Lock Torque 等 力 矩 的 概念；

3）沒有交代進行力矩測量時力矩值的記錄方法：工程應用中，由于影響因素較多，如動摩擦、靜摩擦、表面粗糙度等表面情況差別較大，導致測試數(shù)據(jù)通常并不是一個點，而是存在一定波動范圍的數(shù)值，那么應該記錄最大值、最小值、還是算術平均值？如果在測試標準中沒有注明，將會導致實際試驗過程中無法處理得到的數(shù)據(jù)，不同測試者也會根據(jù)自身對標準的不同理解而對測試數(shù)據(jù)采用不同處理方式，這將降低標準的重復性和可靠性。

在翻譯國外文獻資料時，工程技術人員經(jīng)常按照國外文獻資料的英文字面直接翻譯，由于不理解力矩的確切含義建造了“巴別塔”，給技術交流制造了不必要的障礙，甚至錯誤。

針對國內(nèi)緊固件力矩使用較為混亂的情況，建議從以下幾個方面進行改進：

1）在GJB714.15的基礎上進行補充完善，在HB體系內(nèi)單獨制定一份適合航空制造業(yè)需要的緊固件力矩術語定義標準A，在編制該標準時，應充分考慮飛機制造人員與飛機維護人員的習慣；

2）根據(jù)已制訂的緊固件力矩術語定義標準A，航空各專業(yè)研究機構或生產(chǎn)單位分別編制緊固件力矩術語定義標準A的中英文名詞對照表，作為對力矩定義標準A的補充，其中應包括AS1310中的同義語、波音等公司維護手冊中的等效定義，便于工程技術人員進行查詢、資料翻譯和技術交流；

3）在HB體系中的其他相關標準，除非特殊定義外，均統(tǒng)一引用緊固件力矩術語定義標準A；

4）針對正在編制或將要編制維護手冊的飛機型號，在手冊編制時應優(yōu)先引用緊固件力矩術語定義標準A，便于普及推廣該標準。

3 結論

緊固件力矩是影響緊固件安裝效果的重要因素，對飛機服役期的結構完整性十分重要。國外SAE標準體系以AS1310進行較為充分的標準化，但目前在國內(nèi)尚未統(tǒng)一進行標準化管理。建議進行如下工作：

（1）對緊固件力矩術語進行標準化，編制HB標準A進行統(tǒng)一定義，并以HB標準A為基準，規(guī)范緊固件力矩術語的翻譯，消除不必要的技術交流障礙；

（2）所有涉及緊固件力矩術語的HB標準，除非特殊要求外，均直接引用上述HB標準A；

（3）對于正在研發(fā)或已經(jīng)運營的飛機型號，如果手冊中沒有定義，則按上述HB標準A定義進行修改或編寫。