一种轻型化抗疲劳自锁螺母及其制造方法

摘要

本发明公开了一种轻型化抗疲劳自锁螺母，包括带有内螺纹的螺母本体，所述螺母本体由扳拧段和承载段组成，在扳拧段与承载段之间设置有断颈槽，在扳拧段内部沿螺母本体长度方向设有减轻槽；本发明还公开了一种用于制造轻型化抗疲劳自锁螺母的方法，该方法是利用锻件、棒材或板材作为自锁螺母的基材直接模压或锻压成型成螺母本体和减轻槽，所述自锁螺母的基材材料为高温合金、钛合金、高强度钢或超高强度钢。本发明结构简单，预紧力可控制，安全可靠性高，维护方便，制造工艺简捷，可将自锁螺母重量减少为原来的40%左右，在紧固件螺母连接方面就能减轻相当于飞机总重的1～1.5%的重量，对飞机的载重能力将有很大的贡献。

权利要求

1.一种轻型化抗疲劳自锁螺母，包括带有内螺纹(3)的螺母本体(6)，其特征在于：所述螺母本体(6)由扳拧段(1)和承载段(5)组成，在扳拧段(1)与承载段(5)之间设置有断颈槽(4)，在扳拧段(1)内部沿螺母本体(6)长度方向设有减轻槽(2)；所述扳拧段(1)包括外扳拧面(101)及内扳拧面(102)，其中外扳拧面(101)的断面形状为圆形、滚花形或呈3～12边形；所述减轻槽(2)为由内侧面(201)、内扳拧面(102)及底部组成的一个环形槽，其中底部与断颈槽(4)靠承载段(5)的一面在同一个平面上；该自锁螺母的制造方法是直接通过模压或锻压形成自锁螺母，具体包括如下步骤：a、制造螺母本体(1)和减轻槽(2)：根据待加工自锁螺母的规格，利用锻件、棒材或板材作为自锁螺母的基材直接模压或锻压成型成螺母本体(1)和减轻槽(2)；

b、待步骤a所述的螺母本体(1)和减轻槽(2)模压或锻压成型后，针对上述自锁螺母的规格依次加工外扳拧面(101)、断颈槽(4)和支撑面(501)；

c、待步骤b所述的依次加工外扳拧面(101)、断颈槽(4)和支撑面(501)后，按常规螺纹加工方法加工内螺纹(3)；

d、待步骤c所述的按常规螺纹加工方法加工内螺纹(3)后，在减轻槽(2)的内侧面(201)的中部向内螺纹(3)方向进行1～6点挤压变形。

2.根据权利要求1所述的一种轻型化抗疲劳自锁螺母，其特征在于：所述内侧面(201)为圆形，内扳拧面(102)为圆形或多边形，且在内侧面(201)的中部向内螺纹(3)方向设置有1～6个径向挤压点。

3.根据权利要求1所述的一种轻型化抗疲劳自锁螺母，其特征在于：所述减轻槽(2)的横截面为矩形。

4.根据权利要求1所述的一种轻型化抗疲劳自锁螺母，其特征在于：所述减轻槽(2)的横截面为三角形或楔形。

5.根据权利要求1所述的一种轻型化抗疲劳自锁螺母，其特征在于：所述承载段(5)上设有支撑面(501)，在支撑面(501)上设置有齿形、平面或台阶。

6.根据权利要求1所述的一种轻型化抗疲劳自锁螺母，其特征在于：所述步骤a中模压或锻压的次数为3～6次。

说明书

一种轻型化抗疲劳自锁螺母及其制造方法

技术领域

[0001] 本发明属于紧固连接技术领域，涉及一种轻型化抗疲劳自锁螺母及其制造方法背景技术

[0002] 目前，在飞行器零件设计中，多功能性，重量最小化的高端紧固件技术要求高，且价格昂贵。尤其是发动机类的高温高性能紧固件是少之又少，制造难度超大。随着现代科技的发展，原材料的性能在大大提高，尤其是杂质减少，强度增加，塑性增强以及特殊性能等，某些特殊锻件的晶粒成细长线性，晶粒不间断，其疲劳性大大提高。然而，重量是紧固件最关键的一个参数，尤其是在飞行器上所用紧固件的重量最小化一直以来是个最大的困扰。在航空航天器上，超重都是不符合要求的。一架中型飞机用各种类型的紧固件可达2～3百万件，现代飞机所用紧固件的总重量约占飞机总重的6%，其中螺母约占总重量的2%。为尽可能实现飞行器零件中紧固件的重量最小化，目前市面上出现了各种各样的自锁螺母，但是这些螺母大都是通过减小螺母本身体来达到减小重量的目的，因此在保证达到使用性能的基础上，现有的自锁螺母的重量减轻并不理想，同时现有自锁螺母的预紧力不可控制。
因此如何实现自锁螺母重量最小化，使自锁螺母预紧力可控制，是目前相关企业界亟待解决的问题。

发明内容

[0003] 为了解决上述问题，本发明提供了一种轻型化抗疲劳自锁螺母及其制造方法。

[0004] 本发明是通过如下技术方案予以实现的。

[0005] 一种轻型化抗疲劳自锁螺母，包括带有内螺纹的螺母本体，所述螺母本体由扳拧段和承载段组成，在扳拧段与承载段之间设置有断颈槽，在扳拧段内部沿螺母本体长度方向设有减轻槽。

[0006] 所述扳拧段包括外扳拧面及内扳拧面，其中外扳拧面的断面形状为圆形、滚花形或呈3～12边形。

[0007] 所述减轻槽为由内侧面、内扳拧面及底部组成的一个环形槽，其中底部与断颈槽靠承载段的一面在同一个平面上。

[0008] 所述内侧面为圆形，内扳拧面为圆形或多边形，且在内侧面的中部向内螺纹方向设置有1～6个径向挤压点。

[0009] 所述减轻槽的横截面为矩形。

[0010] 所述减轻槽的横截面为三角形或楔形。

[0011] 所述承载段上设有支撑面，在支撑面上设置有齿形、平面或台阶。

[0012] 作为本发明的另一目的，本发明提供了一种制造上述自锁螺母的方法，该方法是直接通过模压或锻压形成自锁螺母，主要包括如下方法步骤：

[0013] a、制造螺母本体和减轻槽：根据待加工自锁螺母的规格，利用锻件、棒材或板材作为自锁螺母的基材直接模压或锻压成型成螺母本体和减轻槽；

[0014] b、待步骤a所述的螺母本体和减轻槽模压或锻压成型后，针对上述自锁螺母的规格依次加工外扳拧面、断颈槽和支撑面；

[0015] c、待步骤b所述的依次加工外扳拧面、断颈槽和支撑面后，按常规螺纹加工方法加工内螺纹；

[0016] d、待步骤c所述的按常规螺纹加工方法加工内螺纹后，在减轻槽的内侧面的中部向内螺纹方向进行1～6点挤压变形。

[0017] 所述步骤a中自锁螺母的基材材料为高温合金，钛合金，高强度钢或超高强度钢。

[0018] 所述步骤a中模压或锻压的次数为3～6次。

[0019] 本发明的有益效果是：

[0020] 与现有技术相比，本发明在不降低普通螺母结构强度和抗疲劳强度的基础上，通过对螺母结构形状和制造工艺的优化，在自锁螺母上设置减轻槽和断颈槽，在使用时，通过用扳手扳拧自锁螺母的扳拧面，当达到预定的安装预紧力值时，设置于螺母上的扳拧段就从断颈槽处断掉，大大降低了自锁螺母的重量，从而在保证可控预紧力的情况实现自锁螺母的重量最小化。采用本发明所述的自锁螺母，可将自锁螺母重量减少为原来的40%左右，在紧固件螺母连接方面就能减轻相当于飞机总重的1～1.5%的重量，对飞机的载重能力将有很大的贡献。同时可以通过改变螺母本体上连接扳拧段与承载段之间的断颈槽的底部到内扳拧面的距离来调节控制需要的预紧力，以满足不同安装工况下的使用要求，达到预紧力可控制的目的。本发明通过采用高温合金，钛合金，高强度钢或超高强度钢等高科技材料模压或锻压成型，由于这些材料的强度和塑性极好，其晶粒在模压或锻压成型后不折断形成扁长的线状，即晶粒流线均匀完整，材料冷作硬化后大大增强其抗拉强度和疲劳强度。本发明结构简单，预紧力可控制，安全可靠性高，维护方便，制造工艺简捷，可在航空、航天等飞行器连接件技术领域广泛推广应用。

附图说明

[0021] 图1为本发明的实施例一结构示意图；

[0022] 图2为图1的剖视结构示意图；

[0023] 图3为本发明的实施例二结构示意图；

[0024] 图4为图3的剖视结构示意图；

[0025] 图5为本发明的实施例三结构示意图；

[0026] 图6为图5的剖视结构示意图；

[0027] 图7为本发明的应用实施例示意图。

[0028] 图中：1-扳拧段，2-减轻槽，3-内螺纹，4-断颈槽，5-承载段，6-螺母本体，7-待连接板A，8-待连接板B，9-安装螺栓，101-外扳拧面，102-内扳拧面，201-内侧面，501-支撑面。

具体实施方式

[0029] 下面结合附图进一步描述本发明的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。

[0030] 如图1至图6所示，本发明所述的一种轻型化抗疲劳自锁螺母，包括带有内螺纹3的螺母本体6，所述螺母本体6由扳拧段1和承载段5组成，在扳拧段1与承载段5之间设置有断颈槽4，在扳拧段1内部沿螺母本体6长度方向设有减轻槽2。

[0031] 所述扳拧段1包括外扳拧面101及内扳拧面102，其中外扳拧面101的断面形状为圆形、滚花形或呈3～12边形。

[0032] 所述减轻槽2为由内侧面201、内扳拧面102及底部组成的一个环形槽，其中底部与断颈槽4靠承载段5的一面在同一个平面上。在实际使用过程中，用扳手扳拧自锁螺母的扳拧面101，直至将扳拧段1从断颈槽4处拧断为止，这样既能达到预定的安装预紧力值，同时可大大减轻自锁螺母的重量。由于减轻槽2的底部与断颈槽4靠承载段5的一面在同一个平面上，使得扳拧段1在被扳断时不影响自锁螺母的使用和外观质量。

[0033] 所述内侧面201为圆形，内扳拧面102为圆形或多边形，且在内侧面201的中部向内螺纹3方向设置有1～6个径向挤压点。这样在制造时可在内侧面201的中部向内螺纹3方向1～6点挤压变形，使其内螺纹3的部分材料内凸而改变内螺纹3的中径大小，从而实现自锁功能。

[0034] 所述减轻槽2的横截面为矩形。如图2、图4所示，这时减轻槽2的形状可以是一个环形的圆柱槽，也可以是内圆外方的环形槽。

[0035] 所述减轻槽2的横截面为三角形或楔形。这时减轻槽2的形状就形成一个环形的圆台形槽，图2示出了减轻槽2的横截面为三角形的结构。

[0036] 所述承载段5上设有支撑面501，在支撑面501上设置有齿形、平面或台阶。在实际应用中，支撑面501还可以设置成其他任意形状，只要与基体匹配即可。

[0037] 本发明通过利用现代高科技材料及制造工艺，颠覆古板的紧固件设计式样图纸，解决了困扰飞行器设计中重量大的问题。同时提高疲劳性，增加可靠性。可控预紧力好，安全可靠性高，维护方便。

[0038] 如图7所示，本发明所述轻型化抗疲劳自锁螺母在运用时，先将安装螺栓9穿过待连接板7A和待连接板8B的安装孔后，拧入本发明所述自锁螺母的内螺纹3内，然后再用扳手通过扳拧面101将自锁螺母拧紧，直到扳手将扳拧段1从断颈槽4处拧断为止。这样不仅能达到预定的安装预紧力值，还大大减轻自锁螺母的重量。

[0039] 作为本发明的另一目的，本发明提供了一种制造上述自锁螺母的方法，该方法是直接通过模压或锻压形成自锁螺母，主要包括如下方法步骤：

[0040] a、制造螺母本体1和减轻槽2：根据待加工自锁螺母的规格，利用锻件、棒材或板材作为自锁螺母的基材直接模压或锻压成型成螺母本体1和减轻槽2；螺母本体1和减轻槽2一体直接模压或锻压成形，保证了内侧面201到内螺纹3部分材料的晶粒在模压或锻压成型后不折断形成扁长的线状，即晶粒流线均匀完整，材料冷作硬化后大大增强其抗拉强度和疲劳强度。

[0041] b、待步骤a所述的螺母本体1和减轻槽2模压或锻压成型后，针对上述自锁螺母的规格依次加工外扳拧面101、断颈槽4和支撑面501；

[0042] c、待步骤b所述的依次加工外扳拧面101、、断颈槽4和支撑面501后，按常规螺纹加工方法加工内螺纹3；

[0043] d、待步骤c所述的按常规螺纹加工方法加工内螺纹3后，在减轻槽2的内侧面201的中部向内螺纹3方向进行1～6点挤压变形。在减轻槽2的内侧面201的中部向内螺纹3方向进行1～6点挤压变形。这样使其内螺纹3的部分材料内凸而改变内螺纹3的中径大小，从而实现自锁功能。挤压变形点的数量可根据待加工自锁螺母规格确定。

[0044] 所述步骤a中自锁螺母的基材材料为高温合金，钛合金，高强度钢或超高强度钢。采用上述先进的高科技材料，材料的强度和塑性极好，其晶粒在模压或锻压成型后不折断形成扁长的线状，即晶粒流线均匀完整，材料冷作硬化后大大增强其抗拉强度和疲劳强度。
在实际制造中，自锁螺母的基材可采用其他特殊钢种，只要材料的强度大于1100MPa和塑性极好均可。本发明在材料选用时，材料塑性处的具体参数为：延伸率δ≥8；断面收缩率ψ≥12；冲击功ακ≥250。

[0045] 所述步骤a中模压或锻压的次数为3～6次。由于采用上述材料制造的自锁螺母需要达到70%的变形量才具有很好的高温性能。而锻造时加热温度在800℃到1600℃度之间进行的，所以只有经过反复模压或锻压，高周疲劳、低周疲劳，高温持久性能以及高温抗拉等机械性能才能满足，使得抗拉强度为1100MPa到2100MPa，大部分材料都在1380MPa到1500MPa之间，安全系数优选在5到12之间。

[0046] 在实际应用中，为了有效控制轻型化抗疲劳自锁螺母的预紧力，首先根据航空设备中该自锁螺母在拧紧时所需要的预紧力，然后通过改变断颈槽的底部到内扳拧面的距离，将该轻型化抗疲劳自锁螺母安装上可测预紧力的测力装置，即可推算出断颈槽的底部到内扳拧面的距离与预紧力之间的函数关系，从而实现可控预紧力。