某直升机高强度螺栓防预紧力丢失设计优化分析

胡磊

摘   要：文章分析了某直升机高强度螺栓的结构设计原理，着重研究了该螺栓紧固件在直升机结构安装环境下，螺栓松脱并引发螺栓磨损的原因。根据螺栓连接结构的实际松脱及磨损现象，分析定位了故障原因。研究表明：螺栓发生松脱是由于螺栓连接耳片的衬套磨损造成拧紧力矩丢失，从而引起螺栓与连接耳片之间相对转动，造成磨损失效;根据Archard磨损模型分析，通过增大衬套接触面积、提高接触区硬度、增大拧紧力矩值等参数，可以减小衬套的磨损量，提高螺栓的维护时间周期。

关键词：故障分析;Archard磨損模型;优化

1    螺栓拧紧力矩重要性

直升机部件中通常存在很多的螺栓连接结构，结构连接的可靠性通常取决于螺栓的防松设计[1]，其中，对螺栓施加拧紧力矩是防松措施中常用的一种防松措施。在实际结构中一旦螺栓的拧紧力矩丢失，会造成预紧力丢失，将直接影响螺栓连接区的载荷传递关系，给直升机使用安全带来极大的隐患。本文分析了某直升机螺栓连接结构的螺栓松脱故障，研究了螺栓拧紧力矩丢失的原因。通过分解、检查连接结构各个部件，发现其中的衬套端面有明显磨损。衬套端面的磨损，将极大地影响预紧力的夹紧作用，因此，本文采用Archard磨损模型对磨损原因和该螺栓连接区的设计参数优化进行了分析。

2    故障分析

该连接区主要包含螺母、螺栓、耳片、凸肩衬套、关节轴承等零件，采用了拧紧力矩和保险丝防松，如图1所示。耳片上的螺栓孔镶嵌了凸肩衬套，螺栓连接耳片与关节轴承，关节轴承安装在耳片中间，最后，由螺母锁紧。锁紧后，耳片紧紧夹住关节轴承内圈，耳片的凸肩衬套与关节轴承的内圈接触，螺栓的预紧力保证耳片的凸肩衬套、螺栓、关节轴承内圈三者不会发生相对转动。关节轴承承受径向交变载荷，该载荷经由螺栓传递给耳片。由于该径向载荷为交变载荷，且载荷方向绕螺栓轴向转动，因此该螺栓连接结构的受力环境严酷，必须采取有效的防松措施，避免螺栓松动，避免螺栓与耳片的凸肩衬套、关节轴承发生相对转动而磨损失效。

在某型直升机使用维护过程中，发现螺栓、螺母处的保险丝断裂，螺栓脱出约3 mm。经拆卸检查，发现螺栓表面出现严重磨损，磨损区域为螺栓与耳片衬套接触区域。凸肩衬套与关节轴承内圈接触的端面出现严重磨损，磨损区域如图2中a区域所示。螺栓的磨损区域表明，螺栓在使用过程中与耳片的凸肩衬套发生了相对转动。正常情况下，螺栓由拧紧力矩产生的螺栓预紧力将螺栓、螺母、耳片、凸肩衬套及关节轴承内圈5个部分紧紧压在一起，不易发生相对转动。关节轴承承受径向交变载荷并随外构件转动时，会给螺栓传递转动力矩，在拧紧的情况下，该转动力矩会由螺栓头与耳片、凸肩衬套的摩擦力来平衡。因此，只有当螺栓的拧紧力矩丢失，螺栓与耳片之间没有预紧力来产生抵抗转动的摩擦力时，螺栓在交变的径向载荷及转动力矩作用下，会与耳片发生相对转动。寻找螺栓拧紧力矩丢失的原因是优化该螺栓连接结构的关键。

在该故障中，耳片的凸肩衬套端面也发生了严重的磨损。凸肩衬套磨损端面处与关节轴承的内圈端面接触，由于螺栓和凸肩衬套、螺栓与关节轴承内圈的配合关系为间隙配合，在交变的径向载荷及转动力矩作用下，预紧力产生的摩擦力不能克服径向载荷，凸肩衬套与关节轴承的内圈一定会发生相对滑动。凸肩衬套的材料为不锈钢OCr17Ni7Al，其硬度为HRC43，关节轴承内圈材料为轴承钢GCr15，其硬度为HRC60，因此两者发生相对滑动时，凸肩衬套的磨损将比较明显。由于凸肩衬套不够耐磨，随着磨损深度的增大，拧紧力矩产生的弹性变形将慢慢释放，最终导致拧紧力矩丢失。综上所述，该螺栓连接区的拧紧力矩丢失原因为在巨大的径向交变载荷和转动力矩作用下，耳片的凸肩衬套与关节轴承内圈发生相对滑动，由于凸肩衬套的硬度较低，凸肩衬套的端面磨损剧烈，导致螺栓预紧力产生的弹性变形被释放，螺栓预紧力丢失，最终螺栓在转动力矩作用下与耳片的凸肩衬套发生相对转动，导致螺栓表面磨损。

图2  螺栓及凸肩衬套磨损区域

3    磨损分析

根据上文的分析，要防止螺栓磨损，就要尽可能减小凸肩衬套端面因相对滑动而产生的磨损。零件表面相互接触并作相对运动时，表面会逐渐有微小颗粒分离出来形成磨屑，这种表面材料逐渐流失的现象即为磨损。磨损主要是力学作用引起的，摩擦副材料、润滑条件、加载方式和大小、相对运动特性（方式和速度）以及工作温度等诸多因素均影响磨损量的大小，所以磨损是一个复杂的过程。Archard磨损模型是一种广泛应用的磨损模型[2]，可表述为：

（1）

其中，V为磨损体积，l为相对滑动距离，FN为法向接触载荷，H为较软材料的硬度，K1为无量纲的磨损系数，它是由摩擦副的配对材料和磨损条件所决定的。公式表明，相对运动摩擦副的磨损量与摩擦行程和法向接触载荷成正比，与摩擦副中较软材料的表面硬度成反比。对于本文而言，考虑磨损对拧紧力矩的影响，因此，对磨损深度h分析更具有实际的意义。所以考虑：

（2）

（3）

其中，S为磨损面的接触面积，受到磨损影响，当产生一定的磨损时，预紧力会发生变化，设Fh为产生磨损后的预紧力变化值，根据变形协调原理有：

（4）

其中，k1为螺栓在单位载荷下沿轴向的变形量，k2分别为耳片、凸肩衬套、关节轴承在单位载荷下沿轴向的变形量。当磨损产生一定的磨损深度时，螺栓的应变将会变小，预紧力会因此而下降，因此，法向接触载荷FN为：

（5）

其中，P0为螺栓的初始预紧力，Fh为受磨损深度影响的预紧力变化量。

受到转动力矩的影响，当法向接触载荷FN下降至某一限制值时，由FN产生的摩擦止动力矩将不能克服转动力矩，从而螺栓与耳片发生相对转动，此时的法向接触载荷限制值FNlimit为：

（6）

磨损深度限制为：

（7）

将Fh代入：

（8）

l为相对滑动距离，是滑动速度和时间的乘积，此处滑动速度为一常数v ，因此，式（8）可写成：

（9）

式中的K1为无量纲的磨损系数，它是由摩擦副的配对材料和磨损条件所决定的。根据张景柱等[3]的研究，磨损系数K1可采用如下经验公式：

（10）

式中：KH，m，n皆为与材料硬度相关的参数，且通常m，n均大于1。将K1代入式（10）可得：

（11）

根據上式可建立微分方程：

（12）

可得其解为：

（13）

初始时刻t=0时，h=0，可求得常数C，代入式（13）可得：

（14）

代入公式（7），可得磨损至极限的时间为：

（15）

由式（15）可知，影响磨损限制时间tlimit的参数为P0，S，H 3个主要参数。

4    设计参数优化分析

根据本文分析，要延长磨损限制时间tlimit，可进行优化的参数为P0，S，H。P0是螺栓的初始预紧力，对于某一螺栓，当螺栓的结构尺寸一定时，P0的取值范围是有限的，结构设计要求，螺栓的预紧力大小应当恰当，过大影响螺栓的强度，过小影响螺栓的疲劳强度，而且还会影响到连接的正常工作。一般拧紧力矩的大小应控制在使螺栓产生预应力约在0.2σb左右的范围内[4]。由公式（15）可知，当P0增大时增大，tlimit增大，因此，增加螺栓的初始预紧力可以延长磨损限制时间，但受到螺栓强度、使用要求的限制，预紧力参数的设计空间有限。S是磨损面的面积，对于本文的研究对象而言，就是图2中凸肩衬套端面面积。根据公式（15），磨损限制时间tlimit是衬套端面面积S的幂函数，因此，增大衬套端面面积S，可以大大提高磨损限制时间tlimit。由于m一般是大于1的常数，因此，增大一倍衬套端面面积S可以提高4倍以上的磨损时间。H是摩擦副中较软材料的布氏硬度，即凸肩衬套的端面硬度。KH，m，n是与硬度H有关的参数，当H增大时，KH，m，n一般呈下降趋势。由公式（15），当硬度H增大，tlimit的变化趋势不明显。但根据通常的经验，一般材料的硬度增加，其耐磨性能将提高，但增大硬度H能提高多少磨损限制时间tlimit，应当由H，KH，m，n的具体取值确定。

5    结语

本文对某直升机螺栓连接结构的磨损故障进行了分析，采用Archard磨损模型，推导了磨损限制时间，根据公式分析了可优化的设计参数，提供了优化方向。根据本文的分析，要降低该螺栓连接区的磨损，提高结构的使用维护性能，可进行优化的参数为螺栓预紧力P0、凸肩衬套端面面积S、凸肩衬套端面硬度H。根据分析结果，最有效的优化参数为凸肩衬套端面面积S，增大S对磨损限制时间tlimit的增益最明显;增大螺栓预紧力P0也能够提高磨损限制时间tlimit;提高凸肩衬套端面硬度H对损限制时间tlimit的增益大小由KH，m，n的具体取值确定，针对具体的摩擦副，KH，m，n的具体取值可通过试验确定。

[参考文献]

[1]莫易敏，梁绍哲，晏熙，等.汽车高强度螺栓的防松性能的影响因素研究[J].机械设计与制造，2015（9）：89-92.

[2]ACHARD J F，HIRST W.The wear of metals under unlubricated conditions[J].Mathematical and Physical Sciences，1965（A236）：397-410.

[3]张景柱，徐诚，胡良明，等.基于ADAMS的操纵摩擦件寿命仿真预测方法[J].机械科学与技术，2007（6）：767-769.

[4]王宝忠.飞机设计手册[M].北京：航空工业出版社，2000.

Optimization analysis of anti-pretightening force loss

design of high strength bolt in a helicopter

Hu Lei

（China Helicopter Research and Development Institute， Jingdezhen 333001， China）

Abstract：The design principles of high strength bolted joints of helicopter are analyzed. The causes of bolt loosening and bolt wear are studied in detail. According to the actual failure phenomenon of bolt loosening and wear， the main problems are the wear of lug bushings which leads to the loss of bolts tightening moment. The loss of bolts tightening moment leads to the relative rotation between bolts and connecting lugs， ultimately results in wear failure. According to the analysis results by using Archrad wear model， the wear amount of bushings can be reduced and the maintenance period of bolts can be improved by increasing the bushing contact area， increasing the hardness of contact zone， adjusting the tightening moment.

Key words：fault analysis; Archard wear model; optimize