NASA-STD-5020航天器用螺紋緊固系統(tǒng)要求標準簡介

溫楠　侯崇強　劉長棟　編譯

（航天標準化與產(chǎn)品保證研究院，北京，100071）

NASA-STD-5020航天器用螺紋緊固系統(tǒng)要求標準簡介

溫楠侯崇強劉長棟編譯

（航天標準化與產(chǎn)品保證研究院，北京，100071）

文摘：介紹NASA-STD-5020《航天器用螺紋緊固系統(tǒng)要求》標準的適用范圍、主要內(nèi)容，包括總體要求、設(shè)計要求及考慮因素、螺紋緊固系統(tǒng)分析準則、質(zhì)量保證等，對標準的實施作了說明。

螺紋緊固系統(tǒng)；設(shè)計載荷；緊固系統(tǒng)分析；NASA。

NASA（美國國家航空航天局）歷來重視航天飛行器用緊固件的設(shè)計及使用工作，在這方面編制和發(fā)布了多個手冊和標準，如1990年編制出版了NASA-RP-1228《緊固件設(shè)計手冊》，總結(jié)其緊固件設(shè)計選用經(jīng)驗，主要內(nèi)容涵蓋緊固件材料選擇、表面處理、潤滑、腐蝕、鎖緊方法、墊圈、鑲嵌件、螺紋類型和等級、疲勞載荷及緊固件扭矩等方面。1999年出版的航天機構(gòu)手冊中，專門有一章講述緊固件方面內(nèi)容，涵蓋螺紋緊固件設(shè)計、鎖緊裝置、快卸緊固件設(shè)計、不可拆卸緊固件設(shè)計等方面內(nèi)容。NASA于 2012年發(fā)布了NASA-STD-5020《航天器用螺紋緊固系統(tǒng)要求》，該標準體現(xiàn)了NASA對航天器用螺紋緊固系統(tǒng) （threaded fastening system，指包含外螺紋緊固件如螺栓、內(nèi)螺紋緊固件如螺母或鑲嵌件以及包含墊圈在內(nèi)的被連接件）的最新要求，并且標準涵蓋設(shè)計、分析、質(zhì)量保證等環(huán)節(jié)，有較高的參考和學習價值。

NASA-STD-5020標準正文包括 7個部分，分別為范圍、引用文件、縮略語及定義、總體要求、設(shè)計要求及考慮因素、螺紋緊固系統(tǒng)分析準則、質(zhì)量保證。正文之外還包括4個附錄 （由于篇幅原因，本文不作進一步的介紹），分別為緊固件分析準則解釋與澄清、鎖緊特性最佳實例、低風險疲勞分類的理由、參考文獻。以下對適用范圍和總體要求進行概要說明，并對設(shè)計及考慮因素、螺紋緊固系統(tǒng)分析準則以及質(zhì)量保證等內(nèi)容分別進行介紹。

1　標準的適用范圍及總體要求

1.1適用范圍

NASA-STD-5020標準適用于所有的NASA項目和工程，也適用于對斷裂控制、非金屬結(jié)構(gòu)、非標準緊固件以及艙外活動 （EVA）用緊固件提出額外要求。但同時明確提到，該標準不一定適用于地面支持設(shè)備。

1.2總體要求

標準中的 “總體要求”一章從5個部分提出要求：強度、斷裂控制和疲勞壽命、連接分離、鎖緊特性、緊固系統(tǒng)控制計劃。

1.2.1強度

在強度設(shè)計時要使用安全因子 （相應結(jié)構(gòu)裝配標準給出的）以及補充因子 （考慮螺栓連接件各部分強度和分離情況，分析對載荷路徑和應力的不確定性）。另外，對極限設(shè)計載荷、屈服設(shè)計載荷進行了規(guī)定，要求所有的螺紋緊固系統(tǒng)應當承受極限設(shè)計載荷以及預期環(huán)境下的最大載荷而不斷裂，所有的螺紋緊固系統(tǒng)應當承受屈服設(shè)計載荷以及預期環(huán)境下的最大載荷而不能屈服。

1.2.2斷裂控制和疲勞壽命

所有的螺紋緊固系統(tǒng)應當能經(jīng)受服役壽命和服役環(huán)境而不斷裂或疲勞失效。服役壽命可以通過NASA-STD-5019中規(guī)定的裂紋擴展分析，或者特定結(jié)構(gòu)要求中規(guī)定的疲勞分析因子和服役壽命因子的疲勞分析，亦或特定結(jié)構(gòu)要求中規(guī)定的服役壽命因子的疲勞試驗進行確認。

1.2.3連接分離

使用螺紋緊固系統(tǒng)的機械連接應當能承受最高和最低工作溫度條件下的設(shè)計分離載荷而不發(fā)生分離。連接分離安全因子應乘以一個補充因子。對于關(guān)鍵連接，如果連接分離會導致人員喪生、人身傷害或災難性結(jié)構(gòu)失效，則連接分離安全因子應為1.4或極限安全因子的較大值，否則，應為1.2或屈服安全因子的較大值。如果不是關(guān)鍵連接，則分離安全因子應為1.0。

1.2.4鎖緊特性

不考慮預緊力的大小，航天器用螺紋緊固系統(tǒng)應至少采用一個不依賴于預緊力的鎖緊特性，并對鎖緊特性進行驗證。對于使用時需要轉(zhuǎn)動的螺栓連接，應選用機械鎖緊。

1.2.5緊固系統(tǒng)控制計劃

設(shè)計人員應在初始需求審查或相類似的節(jié)點審查時向技術(shù)權(quán)威提交一份緊固系統(tǒng)控制計劃，包括：如何滿足NASA-STD-5020標準的要求；包含的其它組織在設(shè)計、分析、緊固件安裝以及驗證方面的要求和準則；為確保質(zhì)量和完整性所依據(jù)或參考的工藝文件。

2　設(shè)計要求及考慮因素

在設(shè)計要求及考慮因素方面，標準主要從8個方面進行要求：材料、潤滑劑與涂層及密封劑規(guī)范、螺紋型式的兼容性、墊圈及螺栓孔倒角的使用、鎖緊特性、螺紋嚙合、尺寸和公差、緊固件安裝規(guī)范及控制以及安裝扭矩規(guī)范與控制。

2.1材料

螺紋緊固系統(tǒng)所用材料應滿足NASA-STD-6016《航天器標準材料和工藝要求》。標準的注釋說明中指出，對于螺紋緊固系統(tǒng)，主要的材料問題包括咬死、腐蝕、應力腐蝕開裂、氫脆、蠕變、放氣和原子氧的影響。

2.2潤滑劑、涂層及密封劑規(guī)范

所有用于螺紋緊固系統(tǒng)的潤滑劑、涂層、密封劑及其使用過程，都應參考NASA-STD-6016的規(guī)定，并在工程文件中進行說明和控制。

2.3螺紋牙形的兼容性

相互配合的螺紋緊固件應有相互兼容的螺紋牙形。標準給出了幾種不兼容的螺紋組合實例，如細牙螺紋配粗牙螺紋、英制螺紋配公制螺紋，這種配合螺紋具有相同的螺距和不同的公稱直徑，如果外螺紋為UNJ螺紋、內(nèi)螺紋就為UN螺紋，如果外螺紋為MJ螺紋、內(nèi)螺紋就為M螺紋。

2.4墊圈及螺栓孔倒角的使用

標準要求工程文件中應將墊片的類型、位置以及允許使用的數(shù)量都詳細列出。應通過在螺栓頭下配用倒角光孔或錐孔墊圈，為頭下圓角留有足夠的公差，以避免干涉。

2.5鎖緊特性

標準給出了兩條要求，分別為：鎖緊特性及安裝過程，包括檢驗方法應在工程文件中指明；當使用膠粘劑鎖緊時，在使用前應編制安裝工藝并經(jīng)確認，以確保膠粘劑固化、粘著及鎖緊特性均如預期。

2.6螺紋嚙合、尺寸和公差

尺寸、公差和緊固系統(tǒng)應當在工程文件中說明以控制螺紋嚙合長度選擇、螺紋連接選擇避免干涉等方面的問題。圖1給出了標準中所列的緊固件尺寸方面考慮的因素。標準規(guī)定，為了避免螺紋脫扣這種嚴重的失效模式發(fā)生，除了螺母、托板螺母或者鑲嵌件，內(nèi)螺紋連接件的螺紋嚙合長度應進行選擇以確保完整螺紋的最小嚙合數(shù)，以便緊固件在脫扣前發(fā)生拉伸失效。這樣既便于維修，也可增加失效緊固件被檢測到的可能性。

圖1　在緊固件選擇方面的尺寸考慮

2.7緊固件安裝規(guī)范及控制

安裝過程中達到預緊力的常規(guī)方法是通過控制安裝扭矩，在緊固系統(tǒng)預安裝后通過控制螺母或者螺栓頭的旋轉(zhuǎn)角度、測量緊固件的長度變化、在緊固件上使用應變片等方法進行控制。工程圖樣和安裝規(guī)程中，應指定并控制安裝方法和參數(shù)來達到相應的預緊力。

2.8安裝扭矩規(guī)范與控制

該部分適用于預緊力由扭矩控制產(chǎn)生的情況。一是，工程文件應當指定安裝扭矩范圍或者指定一個定義了安裝扭矩范圍的適用標準；二是，工程文件應當清楚標出安裝扭矩是否為總扭矩減去自鎖力矩。

3　螺紋緊固系統(tǒng)分析準則

標準主要從5個方面對螺紋緊固系統(tǒng)分析準則作了規(guī)定：名義、最大、最小預緊力，極限設(shè)計載荷下的強度，屈服設(shè)計載荷下的強度，連接滑移分析和連接分離分析。其中連接滑移分析無正文要求。

3.1名義、最大、最小預緊力

螺紋緊固系統(tǒng)分析應關(guān)注最大和最小預緊力，并考慮由于初始預緊力施加方式、松弛、蠕變和溫度影響造成的預緊力變化。在計算最小預緊力時，全金屬部件連接由于松弛導致的預緊力衰減為5%，連接中含有非金屬部件或涂層時，應通過試驗確定衰減量。

名義初始預緊力計算應有至少6組試驗數(shù)據(jù)作為支撐，以確定初始預緊力與安裝過程控制參數(shù) （力矩、螺母轉(zhuǎn)角、加載角度或螺栓伸長）之間的關(guān)系。

對關(guān)鍵連接，用于計算最小初始預緊力的不確定性 （散差）應在90%概率和置信度95%（雙邊分布）的統(tǒng)計基礎(chǔ)上選取。采用力矩控制時，潤滑和無潤滑時預緊力散差分別取25%和35%，或者由實際試驗測得；采用螺母法和轉(zhuǎn)角法控制時，預緊力散差取25%或者由實際試驗測得；采用螺栓伸長法時，預緊力散差取10%或者由實際試驗測得。

3.2極限設(shè)計載荷下的強度

3.2.1拉應力下的極限強度分析

極限設(shè)計載荷的分析應考慮螺紋緊固系統(tǒng)中所有組成部分的潛在斷裂風險，包括緊固件、內(nèi)螺紋零件如螺母、鑲嵌件以及被連接件。

如果分離先于斷裂發(fā)生，則拉伸載荷的極限安全余量MSu為：

其中：Ptu-allow為許用極限拉應力；PtL為極限拉應力；FF為補充因子；FSu為極限安全因子。

如果斷裂先于分離發(fā)生，則拉伸載荷的極限安全余量MSu為：

其中：P′tu為施加的拉應力導致緊固件超出其許用極限拉伸載荷，使得在連接件分離前即發(fā)生斷裂。

3.2.2剪應力下的極限強度分析

剪應力下的極限強度分析是在基于摩擦面不承受剪切載荷的假設(shè)基礎(chǔ)上進行的，并根據(jù)螺紋是否在剪切面內(nèi)，采用不同的公式對螺栓許用剪切載荷進行計算。剪切載荷的極限安全余量MSu為：

其中：Psu-allow為許用極限剪切載荷；PsL為極限剪應力。

3.2.3拉剪彎復合應力作用下的極限強度分析

對于同時承受拉伸、剪切載荷及彎曲載荷的螺栓，在進行分析時，應考慮各應力間的相互影響。對于剪切平面不在螺紋段時，標準給出了不考慮塑性彎曲以及考慮塑性彎曲時應分別滿足相應公式的要求，這里由于篇幅原因就不再贅述。

3.3屈服設(shè)計載荷下的強度

如果在承受小于設(shè)計分離載荷，緊固件發(fā)生屈服導致連接分離，或者承受小于設(shè)計剪切載荷，緊固件發(fā)生屈服導致連接產(chǎn)生破壞性滑移，或者存在其它有害的可導致緊固件屈服的設(shè)計因素，應通過分析確定，在考慮最大預緊力與屈服設(shè)計拉伸載荷的情況下，緊固件的總拉伸載荷不超過許用屈服拉伸載荷。

3.4連接分離分析

在最小預緊力假設(shè)下，連接分離分析應表明拉伸載荷作用下螺紋緊固件系統(tǒng)均不會發(fā)生分離。對于要保持密封的連接，分析應表明在連接中的所有緊固件符合最小預緊力假設(shè)情況下，連接在設(shè)計分離載荷下符合密封要求。

4　質(zhì)量保證

標準該部分指定了保證螺紋緊固件系統(tǒng)質(zhì)量的要求。質(zhì)量保證程序主要環(huán)節(jié)包括：內(nèi)部程序和為保證原材料質(zhì)量、緊固系統(tǒng)、工程設(shè)計、分析、制造、裝配、試驗進行的控制。主要要求有：應創(chuàng)建記載每個裝配件安裝過程和配置的記錄；應對緊固件裝配人員進行質(zhì)量培訓；裝配工具和設(shè)備應在設(shè)計和校準范圍內(nèi)使用 （量程的20%～90%）；在使用前對裝配工具和設(shè)備的校準狀態(tài)進行核查；螺紋緊固件系統(tǒng)在安裝前應檢查其零件編號、清潔度和方向性是否與工程文件一致；不管是機械鎖緊還是膠粘劑鎖緊，都要對其鎖緊特性進行驗證；螺紋緊固系統(tǒng)的采購、接收檢查和儲存應滿足NASA有關(guān)標準要求。

5　對標準的理解和說明

a）NASA-STD-5020標準主要針對航天器用螺紋緊固件提出設(shè)計和分析方面的具體要求，并通過附錄的形式對緊固件分析準則、鎖緊特性（有效力矩型、膠粘劑鎖緊型、自由旋轉(zhuǎn)型）最佳實踐等進行詳細的解釋和說明，可以為型號研制人員在緊固件設(shè)計和分析方面提供較為系統(tǒng)的指導。

b）從NASA緊固件相關(guān)標準 （包括NASASTD-5020）來看，通過力矩法來進行緊固件裝配時，均要考慮到預緊力散差對連接可靠性的影響。如NASA-STD-5020標準中就提到，對于特定的輸入扭矩，其引起的預緊力會有一個帶有平均值和標準差的正態(tài)分布與之對應，最好的辦法是通過試驗來摸出其分布情況。

NASA-STD-5020標準篇幅較長，本文只是對該標準的整體情況進行簡單的介紹，無法對其涉及的所有技術(shù)內(nèi)容進行深入的描述和分析。

目前，我國航天行業(yè)緊固件方面的標準多為通用規(guī)范及所對應的產(chǎn)品標準、試驗方法類標準，或者極少數(shù)選用類、質(zhì)量控制類標準，涉及包含緊固件設(shè)計、分析方法，且覆蓋面較為全面的標準目前尚未見到。而緊固件設(shè)計、分析又恰恰是當前急需提高和改進的內(nèi)容，因此建議盡快參考國外緊固件相關(guān)設(shè)計、分析方面的標準和文件，并在總結(jié)當前航天型號經(jīng)驗基礎(chǔ)上，制定我國航天器用螺紋緊固件通用要求標準，固化國內(nèi)外相關(guān)技術(shù)成果，進一步提高航天緊固件的設(shè)計和分析水平。

［1］Lewis Research Center.NASA-RP-1228，F(xiàn)astener Design Manual［R］.Cleveland，Ohio. 1990.

［2］Glenn Research Center.NASA/TP-1999-206988，NASASpaceMechanismsHandbook［R］. Cleveland，Ohio.1999-07.

［3］National Aeronautics andSpaceAdministration.NASA-STD-5019，F(xiàn)racture Control RequirementsforSpaceflightHardware［S］. Washington DC.2008-01.

［4］National Aeronautics andSpaceAdministration.NASA-STD-6016，StandardMaterials andProcessesRequirementsforSpacecraft ［S］.Washington DC.2008-07.

溫楠 （1982年—），男，碩士/工程師，研究方向：標準件研究開發(fā)與檢測。