航空发动机被誉为工业“皇冠上的明珠”，其质量及可靠性直接影响飞机的性能。紧固件作为一种最常用的连接件在发动机中大量应用，由于发动机工作时的特殊环境，要求其连接所使用的紧固件具有高强度、耐高温、高耐久性和抗疲劳等特点。经过十几年的技术积累，国内航空发动机用紧固件取得一定进展，然而，国内在航空发动机紧固件的设计、制造及使用方面仍与国外存在一定差距。

1、航空发动机用钛合金螺丝设计现状

1.1紧固件标准

航空发动机用紧固件（钛合金螺丝）主要包括螺栓、螺钉、螺桩、螺母、铆钉、垫圈及螺套等产品。国外目前已经构建了完善的航空发动机紧固件标准体系。以SAE（美国汽车工程师学会）下属的E-25（航空发动机通用标准委员会）为例，目前共编制各类紧固件产品标准630项，见表1。每类产品又以尺寸系列、材料、强度等级及使用温度的不同，分为更细致的体系。除紧固件的技术规范及产品标准以外，SAE还编制了包括螺纹、公差、头型、润滑、热处理、安装标准在内的基础标准，与产品标准、技术规范以及材料标准一起形成了完善的航空发动机用紧固件标准体系。

然而，发动机紧固件在国内各主机厂所属于“小零件”管理，其标准化水平低，已经日渐成为新一代航空发动机研制过程中的突出问题。目前，国内航空发动机紧固件标准未成体系，行业级以上标准仅42项，且主要为螺栓、螺钉及螺母标准。在行业级以上标准不健全的情况下，国内各主机所依托发动机型号的研制，参照国外先进的紧固件标准，陆续编制了各自的企业标准，但仍存在尺寸系列不健全、相同产品不同标准中存在技术差异等问题，使本身通用化程度极高的紧固件标准变得通用性差，并造成合格鉴定试验、管理等方面资源的重复和浪费，给发动机紧固件的配套及使用单位造成额外负担。

1.2紧固件结构要素

在紧固件的结构要素设计方面，国外形成了完善的紧固件结构要素设计标准。例如，在NA0156《外螺纹公制紧固件设计》中，标准给出了螺栓螺钉的头型、光杆、螺纹、外形、表面粗糙度等设计参数，涵盖六角头、十二角头、沉头、盘头等不同结构形式的螺栓。在螺栓螺钉扳拧结构设计方面，美国相关文件中给出了不同形式扳拧结构对应的设计标准、安装工具，以及不同槽型的理论许用强度，见表2，以支撑紧固件的设计及选用。

针对紧固件设计常用的头型、光杆和扳拧结构，国内尚未形成系统且统一的紧固件结构要素标准，导致不同企业标准或型号标准规定存在差异，标准“多、杂、散”，通用化程度越来越低，给生产厂家产品供应及装备保障带来额外的负担。此外，由于缺少统一的结构要素标准，使得由“形”到“数”的道路堵塞，无法适应如今智能制造的发展趋势。

2、航空发动机钛合金螺丝制造现状

2.1紧固件材料

由于航空发动机工作时的高温环境，要求紧固件必须具有耐高温、高抗疲劳性等特点。因此，发动机紧固件在选材时，往往选用具有良好高温性能的材料。一般来说，在发动机的高温部位，紧固件材料多采用高温合金，如GH2132、GH4738、GH4169等；在低温部位，紧固件材料以不锈钢和合金钢为主，如1Cr11Ni2W2MoV、40CrNiMo等；若存在减重的需求，可以有针对性地选取钛合金紧固件[2]。

目前，国外发动机大量选用了以铁基和镍基高温合金为主的高温合金紧固件，牌号包括A286、Wasploy、Inconel718等，对应的紧固件最高使用温度可达425℃、650℃以及730℃。其中对于螺栓产品，90%以上采用的是Inconel718；而对于与螺栓配套的螺母及自锁螺母，材料主要是Wasploy和A286[3]。

由于国内高温合金材料的发展与国外相比较为滞后，国内航空发动机仍大量使用1Cr11Ni2W2MoV、40CrNiMo等不锈钢、合金钢紧固件，这些材料的高温强度、高温持久性能等与高温合金材料相比有很大差距，大大制约了我国航空发动机紧固件的技术发展。随着国家对航空发动机的投入不断加大，近年来陆续开展了针对GH2132、GH4169等紧固件用高温合金棒丝材的国产化攻关。然而，国产材料仍存在晶粒粗大、混晶等现象，国产棒丝材的性能水平、批次稳定性均与国外存在差距，紧固件原材料已成为制约航空发动机紧

固件发展的瓶颈之一。

2.2紧固件表面处理

针对高温合金紧固件，为了防止高温环境使用时螺纹部位发生粘结，普遍采用紧固件螺纹部位局部镀银的方法，以保证紧固件在高温环境下良好的抗粘结性能。此外，装备在海洋环境下的应用需求要求发动机紧固件具有良好的耐蚀性，传统的合金钢镀镉、不锈钢钝化等紧固件在海洋环境应用时出现了严重的锈蚀现象，涂二硫化钼、镀锌镍合金等新型表面处理方式近年来逐渐应用在发动机紧固件上。

然而，镀银紧固件在使用过程中，主机装配现场经常反馈电镀银结合力不好，螺栓螺母配合使用后，螺纹部位镀银层脱落现象严重，再次使用就会产生粘结，使得可以多次反复使用的紧固件变成“一次性”产品。二硫化钼涂覆水平也与国外存在一定差距，主要体现在涂层的均匀性、结合力以及耐腐蚀性能方面，国内目前工艺水平很难保证紧固件的螺纹、光杆及支承面涂层厚度同时满足相关标准要求，由于二硫化钼涂料的多种多样导致不同厂家生产的涂覆二硫化钼紧固件的外观颜色都不相同。此外，涂层输出的摩擦系数不稳定导致装配过程中经常出现滞塞、螺栓拧断等现象。

3、航空发动机用钛合金螺丝使用现状

3.1安装力矩-预紧力研究

国外自20世纪50年代起就采用了控制预紧力的力矩（或转角）安装技术，控制精度、摩擦性能的紧固件制造技术，制定了较完善的针对螺栓连接结构安装力矩和预紧力的标准，如SAEAIR1417《螺纹紧固件的拧紧力矩》、OCT100017《螺栓、螺钉和螺桩的拧紧力矩的一般要求》、MIL-HDBK-60《螺纹紧固件-拧紧力矩》等标准[4]。这些标准规定了不同材料和不同表面处理的螺栓与螺母配合连接时，推荐的安装力矩范围，能够更有效地指导厂家进行紧固件的安装。国外在航空航天等领域的连接螺栓预紧力方面做了不少研究，形成了常规螺栓的相关设计规范，有较为完善的确定连接螺栓预紧力的方法。

在安装力矩-预紧力方面，国内研究开展较晚，而且缺乏长期设计和使用的经验。关于紧固件安装标准主要为上世纪八九十年代编制的航空行业标准HB6125—1987《航空发动机螺纹紧固件拧紧力矩》、HB6586—1992《螺栓螺纹拧紧力矩》、HB/Z251—1993《螺栓连接拧紧力矩与轴向力的关系》等，但这些技术内容较老，标准已被限制使用，强度等级与现有高温合金材料不匹配，已不适用于目前发动机大量使用的高温合金紧固件。其中，HB6125—1987《航空发动机螺纹紧固件拧紧力矩》主要规定了38CrA、30CrMnSiA、40CrNiMo、1Cr11Ni2W2MoV等合金钢材料的紧固件安装力矩，这些材料在新一代航空发动机紧固件已经被钛合金、耐蚀耐热钢、高温合金大量替代，标准缺少TC4、GH4169、GH4738等材料紧固件的安装力矩参数，虽然标准也给出了GH2132紧固件的安装力矩，但是紧固件对应的螺纹为M螺纹，不适用于目前航空发动机大量使用的MJ螺纹和UNJ螺纹GH2132紧固件；HB6586—1992《螺栓螺纹拧紧力矩》按照强度等级的不同，给出了590MPa、930MPa、1075MPa、1470MPa紧固件的安装力矩，但是这些强度等级与现有飞机发动机常用的紧固件强度等级（900MPa、1100MPa、1210MPa、1275MPa、1550MPa）不匹配，无法直接应用。针对关键部位应用的紧固件，主机厂在零件图纸上给出了产品的安装力矩数值。然而，在该安装力矩数值产生的预紧力大小并未给出，也未进行试验验证。此外，安装力矩-预紧力关系与螺栓螺母表面的涂镀层和螺栓螺纹息息相关，不同涂镀层及螺纹精度直接影响预紧力与安装力矩的关系。

3.2安装工艺

在紧固件的安装工艺方面，国外各紧固件主机单位形成了相应的安装规范，如波音公司的BAC5009《螺栓螺母安装规范》等，标准中规定了不同类别紧固件的安装工艺，如制孔、锪窝、安装参数、表面防护等技术条件。

国内编制了HB/Z223《飞机装配工艺》行业级以上系列标准，针对螺栓螺母、实心铆钉、环槽铆钉、抽芯铆钉、螺纹空心铆钉、高抗剪铆钉等紧固件产品的安装技术要求进行了规定，还涵盖例如制孔、锪窝、安装、安装后检查、表面防护等通用要求。但这些标准仅适用应用于三代机为主的紧固件，对于近年来新研的高端紧固件，仍缺少相关的安装工艺规范。

3.3安装工具

紧固件产品安装工具的发展伴随着紧固件产品的发展，国外在紧固件发展中充分考虑紧固件装配工艺的适应性，使其能够在装配现场正确使用，同时还要考虑紧固件所需要的安装工具。紧固件型谱的产生，催生了一批紧固件安装工具标准的诞生。然而，国内缺少专业化的紧固件安装工具生产厂家，紧固件生产厂家缺乏安装工具设计及制造能力，发动机紧固件安装工具部分依赖进口。此外，由于发动机结构复杂，安装空间狭窄，使用的紧固件头型包含六角、十角、十二角、十二角花键、D头及T头等，需要配套的紧固件安装工具多，也给装备保障带来一定考验。

4、问题与差距

（1）发动机紧固件标准通用化、系列化程度低，标准缺失。

目前在国内航空发动机行业，紧固件为小零件管理，产品大都以图纸，而非标准的形式出现，发动机紧固件的通用化、系列化程度低。目前，现有的行业级以上的标准无法满足新一代发动机对于高温、高强度、高抗疲劳性的使用需求，需要构建涵盖产品、技术规范、热表处理及安装使用等标准在内的完善的标准体系。

（2）发动机紧固件配套材料及表面防护技术落后。

现有的国产高温合金材料在批次稳定性及生产加工性能方面仍与国外存在较大差距，镀银层、二硫化钼层的厚度结合力、耐腐蚀性能仍有待提升，发动机紧固件配套材料及表面防护技术已经成为制约航空高端紧固件发展的重要问题之一。

（3）发动机紧固件连接技术缺少系统的研究支撑。

现有高温合金紧固件缺少安装力矩-预紧力关系，导致发动机紧固件在安装及拆卸过程中容易出现拆卸力矩过大导致头部打滑及螺栓拧断等现象，发动机紧固件安装质量问题频发。

5、结束语

随着航空发动机技术的迅速发展，发动机紧固件已成为一个庞大的产品体系，为满足航空发动机更高性能的要求，未来的航空发动机紧固件研制周期越来越短，性能要求越来越高，新材料新技术应用越来越多。针对航空发动机紧固件设计、制造及使用方面存在的各种问题，需要构建完善的涵盖产品、材料、热表及安装等技术标准在内的发动机紧固件标准体系，用标准打通“设计-制造-使用-维护”全流程，实现发动机紧固件由“小零件”到标准件的转变。此外，需要重点开展发动机紧固件用原材料及先进表面防护技术的攻关，  并对研制的国产产品系统开展安装技术研究，从而提升发动机紧固件连接质量，解决发动机紧固件安装质量频发的问题。

参考文献：

[1]NASM1515-2011，航空航天紧固件系统[Z].

[2]张宝岭，高华.关于建设民用航空发动机标准件/通用小零件数据库的几点思考[J].科技视界，2018（16）：44-45+18.

[3]隋明丽，张辉.发动机高温合金紧固件高温粘结研究[J].航空标准化与质量，2012（3）：14-16.

[4]刘存.航空发动机转子连接螺栓预紧力与疲劳寿命研究[D].南京：南京航空航天大学，2009.

相关链接