航空航天装备的高可靠性要求，使得紧固件的连接稳定性成为关键环节——在发动机振动、气动载荷等复杂环境下，紧固件易因振动松弛导致预紧力衰减，可能引发结构疲劳、密封失效甚至系统故障。振动松弛测试作为可靠性增长试验的核心内容，通过模拟实际振动环境量化紧固件的松弛特性，为识别薄弱环节、验证设计改进提供数据支撑，是提升紧固件可靠性的重要手段。

航空航天紧固件振动松弛的失效机理

振动松弛是紧固件预紧力在周期性振动下的衰减现象，本质是螺纹连接系统的力学平衡破坏。航空航天环境中，紧固件常面临10Hz~2000Hz的宽频振动，螺纹副间的微动滑动会加剧接触面磨损，导致螺纹牙型贴合度下降，预紧力逐步流失；同时，高强度材料（如钛合金、高温合金）在振动应力集中区域（如螺纹根部）易产生微观塑性变形，进一步削弱预紧力保持能力。

配合面的接触疲劳也是重要诱因——振动下的反复挤压会导致局部点蚀或剥落，破坏螺纹副的锁紧能力。需注意的是，航空航天的复杂环境会强化失效：如发动机舱的高温（可达500℃）会降低材料弹性模量，增加塑性变形风险；气动乱流带来的随机振动，会使微动磨损更趋不规则，加速松弛过程。

以发动机涡轮盘连接螺栓为例，其工作频率300~800Hz、温度400℃，螺纹副的微动磨损会在1000次循环后形成0.05mm深的磨损坑，导致预紧力下降15%——若未针对性改进，后续循环中磨损会持续扩展，最终引发预紧力丧失。

可靠性增长试验中振动松弛测试的核心目标

与常规验证试验不同，振动松弛测试的核心是“驱动增长”：

一、量化松弛规律，通过“预紧力-循环次数”曲线识别“快速衰减期”（如前1000次循环松弛率20%）与“稳定衰减期”，定位失效的时间节点。

二、定位薄弱环节，如某批次紧固件在500次循环后松弛率突增，通过微观分析发现是螺纹涂层耐磨性能不足。

三、验证改进效果，比如对比“普通螺纹”与“自锁螺纹”的松弛特性，判断锁紧结构的优化价值。

此外，测试需为可靠性增长模型提供基础数据——通过多组试样的松弛曲线，拟合出“预紧力保留率=1-0.0002×循环次数”的数学关系，为后续“10万次循环后保留率≥80%”的可靠性目标提供支撑。

例如，某型飞机机翼螺栓的初始测试显示，1万次循环后预紧力保留率仅65%，通过测试定位到是螺纹润滑不足导致的微动磨损，改进润滑工艺后，保留率提升至78%，直接实现了可靠性增长。

振动松弛测试的试验系统构成

测试系统需模拟实际环境，主要由四部分组成：

一、振动激励单元，电动式振动台（适用于10Hz~2000Hz高频振动，覆盖发动机、航电设备）或液压式振动台（适用于低频大振幅，如机身结构）。

二、试样夹具，需复刻实际安装状态——如测试机翼连接螺栓时，夹具应模拟蒙皮与梁的连接结构，保证受力方式一致。

三、预紧力控制单元，扭矩扳手（小规格螺栓）或液压拉伸器（大直径螺栓）用于施加初始预紧力，误差需控制在±5%以内。

四、数据采集系统，包括振动控制仪（闭环控制加速度幅值，误差≤3%）、应变片/内置力传感器（实时监测预紧力）及数据采集卡（记录振动参数与松弛量）。

系统校准是关键：振动台的加速度输出需通过标准传感器验证，夹具刚度需与实际结构匹配——若夹具柔度过大，会导致振动载荷传递失真，测试结果偏离实际。

测试前的试样制备与状态校准

试样需严格匹配实际应用：材质上，采用与量产件相同的TC4钛合金或GH4169高温合金，保证热处理（固溶时效）、表面处理（镀镉钛、达克罗）一致；规格上，螺栓直径、螺纹牙型（如M12×1.5细牙）、头部形式需与实际一致；表面状态上，螺纹副需清洁（无油污、金属屑），润滑状态（如航空润滑脂）需与实际使用一致——摩擦系数变化会直接影响预紧力计算（T=K·F·d，K为扭矩系数）。

初始预紧力校准需通过“扭矩-预紧力”标定：例如，某M12螺栓的扭矩系数K=0.2，施加20N·m扭矩时，预紧力应为F=T/(K·d)=20/(0.2×0.012)=8333N，需用应变片或力传感器验证，确保初始状态统一。

安装后需静置1~2小时，消除装配应力——若直接测试，装配应力会叠加振动应力，导致松弛率虚高。

振动加载的参数设计与控制

加载参数需基于实际环境谱设计：频率覆盖实际使用的主要范围（如发动机紧固件100~500Hz，机身结构10~100Hz）；加速度幅值参考GJB 150A标准（如发动机舱取10g，机身取5g）；振动形式根据工况选择——正弦振动模拟发动机转子不平衡，随机振动模拟气动乱流，冲击振动模拟着陆载荷；循环次数需覆盖设计寿命（如民用飞机紧固件10万次，测试时至少加载至该次数）。

加载需闭环控制：振动控制仪通过加速度传感器反馈调整输出，确保加速度幅值误差≤3%；随机振动的功率谱密度（PSD）与目标谱偏差≤2dB，避免参数波动导致结果失真。例如，某火箭喷管螺栓需同时承受振动（200Hz、5g）与轴向静载荷（10kN），需通过液压油缸施加静载荷，模拟实际载荷组合。

松弛量的监测方法与数据采集

松弛量监测核心是预紧力衰减量（ΔF=F0-Ft），常用三种方法：

一、直接测量，螺栓杆部粘贴应变片（F=E·A·ε，E为弹性模量，A为横截面积），或内置力传感器，准确性高（误差≤2%）但需温度补偿。

二、间接测量，复测扭矩计算预紧力，但振动后摩擦系数变化会导致误差（约10%），仅适用于初步筛查。

三、位移测量，激光位移传感器测螺栓头部与被连接件的相对位移（ΔL），结合螺栓刚度（k）计算预紧力（F=k·ΔL），适合大直径螺栓。

数据采集频率需适配松弛速率：快速衰减期（前1000次循环）每秒采集1次，稳定期每100次循环采集1次。例如，某螺栓前500次循环松弛率15%，采集频率设为每秒1次，可清晰捕捉松弛峰值；进入稳定期后，每100次采集1次，减少数据冗余。

测试过程中的失效判定准则

失效判定需结合安全要求：

一、预紧力准则，保留率低于设计阈值（如民用≥70%、军用≥80%）时判定失效。

二、结构损伤准则，螺栓出现塑性变形（杆部直径缩小＞1%）、螺纹滑牙或断裂，即使预紧力未达临界值也需终止测试。

三、功能准则，若松弛导致被连接件相对位移超过0.1mm（如法兰密封间隙），需判定失效——航空航天中，连接的功能完整性与预紧力同样重要。

例如，某型飞机舱门螺栓测试中，预紧力保留率75%（符合阈值），但螺纹副出现0.08mm深的磨损坑，结合疲劳寿命分析，磨损会使后续循环的疲劳寿命降低40%，因此需判定失效并改进。

多因素耦合下的测试修正策略

航空航天紧固件常面临“振动+高温”“振动+腐蚀”等耦合环境，需修正测试方案：

一、高温修正，发动机舱紧固件测试时，需用高温箱维持500℃，并调整应变片的温度补偿系数——高温会降低材料弹性模量，导致松弛率比单一振动高30%。

二、腐蚀修正，舰载机紧固件需先进行48小时盐雾预处理（模拟海洋腐蚀），再振动测试——腐蚀会加剧微动磨损，松弛速率加快20%。

三、载荷耦合，火箭喷管螺栓需同时施加振动（200Hz、5g）与轴向静载荷（10kN），模拟实际载荷组合，预紧力计算需考虑静载荷（F总=F预紧+F静）。

修正后需验证：对比“单一振动”与“振动+高温”的松弛曲线，若高温下松弛率高30%，则需采用高温稳定涂层（如氮化钛）改进，再测试验证效果。

测试结果的改进导向与验证

测试结果需形成“问题-改进-再验证”闭环：某批次钛合金螺栓前1000次循环保留率65%（低于70%），分析发现是螺纹涂层耐磨不足，改进为氮化钛涂层（硬度提升5倍）后，再测试保留率提升至78%，达到设计要求；另一批次螺栓因润滑不足导致松弛快，更换航空润滑脂后，松弛率降低15%。

结果还需验证一致性：若同一批次试样的松弛率差异超过10%，说明工艺稳定性不足（如热处理温度波动），需优化生产过程——例如，某厂螺栓的热处理温度波动±10℃，导致松弛率差异12%，调整炉温控制精度至±5℃后，差异降至5%以内。