一種輕型化抗疲勞自鎖螺母及其製造方法

2023-06-15 20:04:56

一種輕型化抗疲勞自鎖螺母及其製造方法
【專利摘要】本發明公開了一種輕型化抗疲勞自鎖螺母，包括帶有內螺紋的螺母本體，所述螺母本體由扳擰段和承載段組成，在扳擰段與承載段之間設置有斷頸槽，在扳擰段內部沿螺母本體長度方向設有減輕槽；本發明還公開了一種用於製造輕型化抗疲勞自鎖螺母的方法，該方法是利用鍛件、棒材或板材作為自鎖螺母的基材直接模壓或鍛壓成型成螺母本體和減輕槽，所述自鎖螺母的基材材料為高溫合金、鈦合金、高強度鋼或超高強度鋼。本發明結構簡單，預緊力可控制，安全可靠性高，維護方便，製造工藝簡捷，可將自鎖螺母重量減少為原來的40%左右，在緊固件螺母連接方面就能減輕相當於飛機總重的1～1.5%的重量，對飛機的載重能力將有很大的貢獻。
【專利說明】一種輕型化抗疲勞自鎖螺母及其製造方法
【技術領域】
[0001]本發明屬於緊固連接【技術領域】，涉及一種輕型化抗疲勞自鎖螺母及其製造方法【背景技術】
[0002]目前，在飛行器零件設計中，多功能性，重量最小化的高端緊固件技術要求高，且價格昂貴。尤其是發動機類的高溫高性能緊固件是少之又少，製造難度超大。隨著現代科技的發展，原材料的性能在大大提高，尤其是雜質減少，強度增加，塑性增強以及特殊性能等，某些特殊鍛件的晶粒成細長線性，晶粒不間斷，其疲勞性大大提高。然而，重量是緊固件最關鍵的一個參數，尤其是在飛行器上所用緊固件的重量最小化一直以來是個最大的困擾。在航空太空飛行器上，超重都是不符合要求的。一架中型飛機用各種類型的緊固件可達2?3百萬件，現代飛機所用緊固件的總重量約佔飛機總重的6%，其中螺母約佔總重量的2%。為儘可能實現飛行器零件中緊固件的重量最小化，目前市面上出現了各種各樣的自鎖螺母，但是這些螺母大都是通過減小螺母本身體來達到減小重量的目的，因此在保證達到使用性能的基礎上，現有的自鎖螺母的重量減輕並不理想，同時現有自鎖螺母的預緊力不可控制。因此如何實現自鎖螺母重量最小化，使自鎖螺母預緊力可控制，是目前相關企業界亟待解決的問題。

【發明內容】

[0003]為了解決上述問題，本發明提供了一種輕型化抗疲勞自鎖螺母及其製造方法。
[0004]本發明是通過如下技術方案予以實現的。
[0005]一種輕型化抗疲勞自鎖螺母，包括帶有內螺紋的螺母本體，所述螺母本體由扳擰段和承載段組成，在扳擰段與承載段之間設置有斷頸槽，在扳擰段內部沿螺母本體長度方向設有減輕槽。
[0006]所述扳擰段包括外扳擰面及內扳擰面，其中外扳擰面的斷面形狀為圓形、滾花形或呈3?12邊形。
[0007]所述減輕槽為由內側面、內扳擰面及底部組成的一個環形槽，其中底部與斷頸槽靠承載段的一面在同一個平面上。
[0008]所述內側面為圓形，內扳擰面為圓形或多邊形，且在內側面的中部向內螺紋方向設置有I?6個徑向擠壓點。
[0009]所述減輕槽的橫截面為矩形。
[0010]所述減輕槽的橫截面為三角形或楔形。
[0011]所述承載段上設有支撐面，在支撐面上設置有齒形、平面或臺階。
[0012]作為本發明的另一目的，本發明提供了一種製造上述自鎖螺母的方法，該方法是直接通過模壓或鍛壓形成自鎖螺母，主要包括如下方法步驟:
[0013]a、製造螺母本體和減輕槽:根據待加工自鎖螺母的規格，利用鍛件、棒材或板材作為自鎖螺母的基材直接模壓或鍛壓成型成螺母本體和減輕槽；[0014]b、待步驟a所述的螺母本體和減輕槽模壓或鍛壓成型後，針對上述自鎖螺母的規格依次加工外扳擰面、斷頸槽和支撐面；
[0015]C、待步驟b所述的依次加工外扳擰面、斷頸槽和支撐面後，按常規螺紋加工方法加工內螺紋；
[0016]d、待步驟c所述的按常規螺紋加工方法加工內螺紋後，在減輕槽的內側面的中部向內螺紋方向進行I?6點擠壓變形。
[0017]所述步驟a中自鎖螺母的基材材料為高溫合金，鈦合金，高強度鋼或超高強度鋼。
[0018]所述步驟a中模壓或鍛壓的次數為3?6次。
[0019]本發明的有益效果是:
[0020]與現有技術相比，本發明在不降低普通螺母結構強度和抗疲勞強度的基礎上，通過對螺母結構形狀和製造工藝的優化，在自鎖螺母上設置減輕槽和斷頸槽，在使用時，通過用扳手扳擰自鎖螺母的扳擰面，當達到預定的安裝預緊力值時，設置於螺母上的扳擰段就從斷頸槽處斷掉，大大降低了自鎖螺母的重量，從而在保證可控預緊力的情況實現自鎖螺母的重量最小化。採用本發明所述的自鎖螺母，可將自鎖螺母重量減少為原來的40%左右，在緊固件螺母連接方面就能減輕相當於飛機總重的I?1.5%的重量，對飛機的載重能力將有很大的貢獻。同時可以通過改變螺母本體上連接扳擰段與承載段之間的斷頸槽的底部到內扳擰面的距離來調節控制需要的預緊力，以滿足不同安裝工況下的使用要求，達到預緊力可控制的目的。本發明通過採用高溫合金，鈦合金，高強度鋼或超高強度鋼等高科技材料模壓或鍛壓成型，由於這些材料的強度和塑性極好，其晶粒在模壓或鍛壓成型後不折斷形成扁長的線狀，即晶粒流線均勻完整，材料冷作硬化後大大增強其抗拉強度和疲勞強度。本發明結構簡單，預緊力可控制，安全可靠性高，維護方便，製造工藝簡捷，可在航空、航天等飛行器連接件【技術領域】廣泛推廣應用。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0021]圖1為本發明的實施例一結構示意圖；
[0022]圖2為圖1的剖視結構示意圖；
[0023]圖3為本發明的實施例二結構示意圖；
[0024]圖4為圖3的剖視結構示意圖；
[0025]圖5為本發明的實施例三結構示意圖；
[0026]圖6為圖5的剖視結構示意圖；
[0027]圖7為本發明的應用實施例示意圖。
[0028]圖中:1-扳擰段，2-減輕槽，3-內螺紋，4-斷頸槽，5-承載段，6_螺母本體，7_待連接板A，8-待連接板B，9-安裝螺栓，101-外扳擰面，102-內扳擰面，201-內側面，501-支撐面。
【具體實施方式】
[0029]下面結合附圖進一步描述本發明的技術方案，但要求保護的範圍並不局限於所述。
[0030]如圖1至圖6所示，本發明所述的一種輕型化抗疲勞自鎖螺母，包括帶有內螺紋3的螺母本體6，所述螺母本體6由扳擰段I和承載段5組成，在扳擰段I與承載段5之間設置有斷頸槽4，在扳擰段I內部沿螺母本體6長度方向設有減輕槽2。
[0031]所述扳擰段I包括外扳擰面101及內扳擰面102，其中外扳擰面101的斷面形狀為圓形、滾花形或呈3?12邊形。
[0032]所述減輕槽2為由內側面201、內扳擰面102及底部組成的一個環形槽，其中底部與斷頸槽4靠承載段5的一面在同一個平面上。在實際使用過程中，用扳手扳擰自鎖螺母的扳擰面101，直至將扳擰段I從斷頸槽4處擰斷為止，這樣既能達到預定的安裝預緊力值，同時可大大減輕自鎖螺母的重量。由於減輕槽2的底部與斷頸槽4靠承載段5的一面在同一個平面上，使得扳擰段I在被扳斷時不影響自鎖螺母的使用和外觀質量。
[0033]所述內側面201為圓形，內扳擰面102為圓形或多邊形，且在內側面201的中部向內螺紋3方向設置有I?6個徑向擠壓點。這樣在製造時可在內側面201的中部向內螺紋3方向I?6點擠壓變形，使其內螺紋3的部分材料內凸而改變內螺紋3的中徑大小，從而實現自鎖功能。
[0034]所述減輕槽2的橫截面為矩形。如圖2、圖4所示，這時減輕槽2的形狀可以是一個環形的圓柱槽，也可以是內圓外方的環形槽。
[0035]所述減輕槽2的橫截面為三角形或楔形。這時減輕槽2的形狀就形成一個環形的圓臺形槽，圖2示出了減輕槽2的橫截面為三角形的結構。
[0036]所述承載段5上設有支撐面501，在支撐面501上設置有齒形、平面或臺階。在實際應用中，支撐面501還可以設置成其他任意形狀，只要與基體匹配即可。
[0037]本發明通過利用現代高科技材料及製造工藝，顛覆古板的緊固件設計式樣圖紙，解決了困擾飛行器設計中重量大的問題。同時提高疲勞性，增加可靠性。可控預緊力好，安全可靠性高，維護方便。
[0038]如圖7所示，本發明所述輕型化抗疲勞自鎖螺母在運用時，先將安裝螺栓9穿過待連接板7A和待連接板SB的安裝孔後，擰入本發明所述自鎖螺母的內螺紋3內，然後再用扳手通過扳擰面101將自鎖螺母擰緊，直到扳手將扳擰段I從斷頸槽4處擰斷為止。這樣不僅能達到預定的安裝預緊力值，還大大減輕自鎖螺母的重量。
[0039]作為本發明的另一目的，本發明提供了一種製造上述自鎖螺母的方法，該方法是直接通過模壓或鍛壓形成自鎖螺母，主要包括如下方法步驟:
[0040]a、製造螺母本體I和減輕槽2:根據待加工自鎖螺母的規格，利用鍛件、棒材或板材作為自鎖螺母的基材直接模壓或鍛壓成型成螺母本體I和減輕槽2 ;螺母本體I和減輕槽2 —體直接模壓或鍛壓成形，保證了內側面201到內螺紋3部分材料的晶粒在模壓或鍛壓成型後不折斷形成扁長的線狀，即晶粒流線均勻完整，材料冷作硬化後大大增強其抗拉強度和疲勞強度。
[0041]b、待步驟a所述的螺母本體I和減輕槽2模壓或鍛壓成型後，針對上述自鎖螺母的規格依次加工外扳擰面101、斷頸槽4和支撐面501 ；
[0042]C、待步驟b所述的依次加工外扳擰面101、、斷頸槽4和支撐面501後，按常規螺紋加工方法加工內螺紋3 ；
[0043]d、待步驟c所述的按常規螺紋加工方法加工內螺紋3後，在減輕槽2的內側面201的中部向內螺紋3方向進行I?6點擠壓變形。在減輕槽2的內側面201的中部向內螺紋3方向進行I~6點擠壓變形。這樣使其內螺紋3的部分材料內凸而改變內螺紋3的中徑大小，從而實現自鎖功能。擠壓變形點的數量可根據待加工自鎖螺母規格確定。
[0044]所述步驟a中自鎖螺母的基材材料為高溫合金，鈦合金，高強度鋼或超高強度鋼。採用上述先進的高科技材料，材料的強度和塑性極好，其晶粒在模壓或鍛壓成型後不折斷形成扁長的線狀，即晶粒流線均勻完整，材料冷作硬化後大大增強其抗拉強度和疲勞強度。在實際製造中，自鎖螺母的基材可採用其他特殊鋼種，只要材料的強度大於IlOOMPa和塑性極好均可。本發明在材料選用時，材料塑性處的具體參數為:延伸率δ ≥ 8 ;斷面收縮率Ψ≥12 ;衝擊功α κ≥ 250。
[0045]所述步驟a中模壓或鍛壓的次數為3~6次。由於採用上述材料製造的自鎖螺母 需要達到70%的變形量才具有很好的高溫性能。而鍛造時加熱溫度在800°C到1600°C度之間進行的，所以只有經過反覆模壓或鍛壓，高周疲勞、低周疲勞，高溫持久性能以及高溫抗拉等機械性能才能滿足，使得抗拉強度為IlOOMPa到2100MPa，大部分材料都在1380MPa到1500MPa之間，安全係數優選在5到12之間。
[0046]在實際應用中，為了有效控制輕型化抗疲勞自鎖螺母的預緊力，首先根據航空設備中該自鎖螺母在擰緊時所需要的預緊力，然後通過改變斷頸槽的底部到內扳擰面的距離，將該輕型化抗疲勞自鎖螺母安裝上可測預緊力的測力裝置，即可推算出斷頸槽的底部到內扳擰面的距離與預緊 力之 間的函數關係，從而實現可控預緊力。
【權利要求】
1.一種輕型化抗疲勞自鎖螺母，包括帶有內螺紋(3)的螺母本體(6)，其特徵在於:所述螺母本體(6 )由扳擰段(I)和承載段(5 )組成，在扳擰段(I)與承載段(5 )之間設置有斷頸槽(4 )，在扳擰段(I)內部沿螺母本體(6 )長度方向設有減輕槽(2 )。
2.根據權利要求1所述的一種輕型化抗疲勞自鎖螺母，其特徵在於:所述扳擰段(I)包括外扳擰面(101)及內扳擰面(102)，其中外扳擰面(101)的斷面形狀為圓形、滾花形或呈3?12邊形。
3.根據權利要求1所述的一種輕型化抗疲勞自鎖螺母，其特徵在於:所述減輕槽(2)為由內側面(201)、內扳擰面(102)及底部組成的一個環形槽，其中底部與斷頸槽(4)靠承載段(5)的一面在同一個平面上。
4.根據權利要求3所述的一種輕型化抗疲勞自鎖螺母，其特徵在於:所述內側面(201)為圓形，內扳擰面(102)為圓形或多邊形，且在內側面(201)的中部向內螺紋(3)方向設置有I?6個徑向擠壓點。
5.根據權利要求1所述的一種輕型化抗疲勞自鎖螺母，其特徵在於:所述減輕槽(2)的橫截面為矩形。
6.根據權利要求1所述的一種輕型化抗疲勞自鎖螺母，其特徵在於:所述減輕槽(2)的橫截面為三角形或楔形。
7.根據權利要求1所述的一種輕型化抗疲勞自鎖螺母，其特徵在於:所述承載段(5)上設有支撐面(501)，在支撐面(501)上設置有齒形、平面或臺階。
8.一種用於製造如權利要求1?6中任意一項所述的輕型化抗疲勞自鎖螺母的方法，該方法是直接通過模壓或鍛壓形成自鎖螺母，其特徵在於:主要包括如下方法步驟: a、製造螺母本體(I)和減輕槽(2):根據待加工自鎖螺母的規格，利用鍛件、棒材或板材作為自鎖螺母的基材直接模壓或鍛壓成型成螺母本體(I)和減輕槽(2)； b、待步驟a所述的螺母本體(I)和減輕槽(2)模壓或鍛壓成型後，針對上述自鎖螺母的規格依次加工外扳擰面(101 )、斷頸槽(4)和支撐面(501); C、待步驟b所述的依次加工外扳擰面(101)、斷頸槽(4)和支撐面(501)後，按常規螺紋加工方法加工內螺紋(3)； d、待步驟c所述的按常規螺紋加工方法加工內螺紋(3)後，在減輕槽(2)的內側面(201)的中部向內螺紋(3)方向進行I?6點擠壓變形。
9.根據權利要求8所述的一種製造輕型化抗疲勞自鎖螺母的方法，其特徵在於:所述步驟a中自鎖螺母的基材材料為高溫合金、鈦合金、高強度鋼或超高強度鋼。
10.根據權利要求8所述的一種製造輕型化抗疲勞自鎖螺母的方法，其特徵在於:所述步驟a中模壓或鍛壓的次數為3?6次。
【文檔編號】F16B39/12GK103452986SQ201310344479
【公開日】2013年12月18日 申請日期:2013年8月8日 優先權日:2013年8月8日
【發明者】王鵬, 雷世斌 申請人:貴州航天精工製造有限公司