航天紧固件零部件耐久性评估的预紧力保持测试

航天紧固件是火箭、卫星等航天器结构连接的“生命线”，其耐久性直接关乎发射任务成功率与在轨运行安全性。预紧力作为紧固件维持连接可靠性的核心指标，长期工况下的保持能力是耐久性评估的关键维度——预紧力保持测试正是通过模拟航天器实际服役环境，定量评估紧固件在振动、温度循环、辐照等因素作用下，维持初始预紧力的能力，是航天紧固件耐久性验证的核心环节，也是排查连接失效风险的重要手段。

预紧力保持测试的本质是耐久性的“动态验证”

不同于传统紧固件的“初始预紧力检测”，航天紧固件的预紧力保持测试聚焦“长期工况下的性能稳定性”。航天器服役过程中，紧固件需持续承受动态载荷与环境应力，初始预紧力可能因材料松弛、界面滑移、结构变形等因素逐渐衰减——若预紧力降至临界值以下，将导致连接松动、结构件相对位移，甚至引发燃料泄漏、太阳能板展开故障等严重事故。

因此，预紧力保持测试的本质是“动态验证”：它将紧固件置于模拟的全寿命周期工况中，跟踪预紧力随时间、循环次数的变化规律，判断其是否能在整个服役期内维持足够的预紧力。这种测试不是“一次性合格判定”，而是对紧固件“持续可靠性”的全面考核，是航天紧固件从设计到量产的必经环节。

例如，火箭发动机舱段的紧固件，需经历发射阶段的高频振动（10-2000Hz）与在轨阶段的长期温度循环（-100℃至+150℃），预紧力保持测试需覆盖这些工况的叠加作用，确保发动机工作时连接部位无松动风险。

航天环境是预紧力衰减的“核心触发源”

航天环境的多因素耦合是预紧力衰减的主要原因。其中，振动是最常见的触发因素：火箭发射阶段的随机振动（符合GJB150A-2009标准）会导致螺纹副产生“微滑移”——螺纹牙之间的微小相对运动逐渐消耗预紧力，尤其当振动频率与紧固件固有频率共振时，衰减速率会显著加快。

温度循环是另一个关键因素。航天器在轨运行时，向阳面与背阳面的温度差可达200℃以上（如低地球轨道卫星的温度循环范围为-150℃至+120℃），紧固件与被连接件的材料热膨胀系数差异会产生“热应力松弛”：比如铝合金紧固件与钛合金结构件连接时，温度升高会导致铝合金膨胀量更大，螺纹副的预紧应力被释放，多次循环后预紧力持续衰减。

空间辐照与原子氧腐蚀也会加速预紧力衰减。高能粒子辐照会导致紧固件材料的“辐照硬化”，降低其塑性，使螺纹副的应力分布更不均匀；而低地球轨道的原子氧（AO）会腐蚀紧固件表面涂层（如聚酰亚胺涂层），暴露的金属表面会发生氧化，增加螺纹副的摩擦系数，导致后续预紧力调整困难，同时氧化层的剥落也可能引发螺纹卡滞。

测试环境模拟需实现“多变量精准控制”

预紧力保持测试的关键是“还原真实工况”，因此环境模拟需实现多变量的精准控制。以振动环境模拟为例，通常采用电动振动台（适用于高频随机振动）或液压振动台（适用于大载荷低频振动），按照航天器的“载荷谱”设置振动参数——比如火箭一子级的紧固件测试，需模拟GJB150A中的“随机振动谱”（总均方根加速度20Grms，频率范围20-2000Hz）。

温度循环模拟需使用“高低温交变试验箱”，重点控制三个参数：温度范围（如-150℃至+150℃）、升降温速率（如5℃/min，匹配卫星在轨温度变化速率）、循环次数（如1000次，对应卫星5年在轨寿命）。部分高端试验箱还可集成“湿度控制”，模拟发射场潮湿环境对紧固件的影响。

空间辐照与原子氧模拟则需专用设备：辐照测试使用“钴-60γ射线源”或“电子加速器”，模拟空间总电离剂量（如1×105Gy）；原子氧测试使用“原子氧等离子体舱”，控制原子氧通量（如1×1015atoms/cm²·s）与测试时间（如100小时，对应低地球轨道1年的辐照量）。

更重要的是“多因素耦合模拟”——比如振动+温度循环的联合测试，需将振动台置于温度箱内，实现两种环境因素的同时作用，因为实际工况中紧固件往往承受多种应力的叠加，单一因素测试无法反映真实衰减规律。

加载方式需匹配航天器的“载荷特征”

预紧力保持测试的加载程序需严格匹配航天器的“全寿命载荷特征”。以卫星紧固件为例，其服役过程可分为三个阶段：发射阶段（动态冲击与随机振动）、入轨阶段（姿态调整的瞬时载荷）、在轨阶段（长期静态持荷）——加载程序需覆盖这三个阶段。

发射阶段的“动态加载”需模拟冲击与振动：冲击加载使用“落锤冲击试验机”，按照GJB150A中的“半正弦冲击谱”（峰值加速度500G，脉冲持续时间1ms），模拟火箭发动机点火与分离时의瞬时冲击；随机振动加载则按照发射场实测的振动谱،持续时间通常为3-5分钟（对应发射阶段的振动时长)。

在轨阶段的“静态持荷”需模拟紧固件的长期载荷——比如卫星太阳能板连接紧固件，需承受太阳能板的自重载荷（约500N)，测试时需用“伺服液压试验机”施加恒定载荷，持续时间可达数千小时 (对应卫星在轨寿命)。部分测试还会加入“周期性小载荷扰动”，模拟卫星姿态调整时的微小载荷变化。

对于可重复使用航天器（如载人飞船）的紧固件，加载程序需增加“循环载荷”——比如模拟飞船10次发射-返回的循环，每次循环包括发射阶段의动态加载、返回阶段의气动加热（温度+120℃) 与着陆冲击（峰值加速度10G)，全面考核紧固件的“抗疲劳性能”。

高精度监测是捕捉衰减规律的“眼睛”

预紧力保持测试的核心是“精准获取预紧力随时间的变化数据”，因此监测系统的精度与响应速度直接决定测试结果的可靠性。目前航天领域常用的监测技术主要有三类：

第一类是“直接测预紧力”：使用“压电式力传感器”或“应变式力传感器”，安装在紧固件与被连接件之间，直接测量预紧力的变化。压电式传感器精度可达0.1%FS（满量程)，响应速度快（1μs)，适用于动态加载测试；应变式传感器稳定性好，适用于长期静态持荷测试。

第二类是“间接测预紧力”：通过测量螺纹副的应变间接计算预紧力——比如在螺栓杆上粘贴“光纤光栅（FBG）传感器”，利用光纤的应变-波长特性，实时监测螺栓的轴向应变，再通过材料力学公式换算成预紧力。FBG传感器的优势是抗电磁干扰（适用于火箭发动机等强电磁环境)、体积小（不影响紧固件的结构强度)。

第三类是“辅助参数监测”：包括温度（热电偶传感器，精度±0.5℃)、振动加速度（压电加速度传感器，频率范围0.1-10000Hz)、螺纹副界面状态（高速摄像机，帧率1000fps，记录微滑移现象)。这些参数需与预紧力数据同步采集，用于分析衰减的原因。

监测系统的“同步性”至关重要——数据采集仪需支持多通道同步采样（采样率≥1kHz)，确保预紧力、温度、振动等数据的时间戳一致，以便后续的关联分析。例如，当预紧力突然下降时，可通过同步的振动数据判断是否由共振引起，或通过温度数据判断是否由热应力松弛导致。

螺纹副界面状态是衰减原因的“关键线索”

预紧力衰减的本质是“螺纹副界面的力学平衡被打破”，因此同步分析螺纹副的界面状态，是找出衰减原因的关键。测试过程中，需定期取出紧固件，对螺纹副进行“多维度检测”：

首先是“表面形貌分析”：用“扫描电子显微镜（SEM）”观察螺纹牙表面的磨损痕迹——若出现“粘着磨损”（表面有金属转移痕迹)，说明摩擦系数过高，可能是润滑脂失效；若出现“磨粒磨损”（表面有划痕)，可能是螺纹副进入了金属碎屑或灰尘。

其次是“成分分析”：用“能量色散X射线光谱仪（EDS）”分析螺纹表面的元素成分——若发现氧元素含量显著增加（如从0.5%升至5%)，说明发生了氧化腐蚀；若发现涂层元素（如聚酰亚胺的C、O元素)消失，说明涂层脱落。

第三是“摩擦系数测试”：用“摩擦磨损试验机”测量螺纹副的动态摩擦系数——比如初始摩擦系数为0.15，经过1000次温度循环后升至0.25，说明界面摩擦阻力增大，预紧力衰减的主要原因是“螺纹副的微滑移阻力增加”。

这些界面状态数据需与预紧力衰减数据关联——例如，某卫星紧固件的预紧力在500次温度循环后衰减了15%，同步的SEM检测发现螺纹表面有“微裂纹”（由热应力疲劳引起)，EDS检测发现裂纹处氧含量升高（氧化加剧)，由此可判定衰减原因是“热应力疲劳+氧化腐蚀”的共同作用。

量化评估需建立“数据-性能”的关联模型

预紧力保持测试的最终目标是“量化评估耐久性”，因此需将原始数据转化为可用于设计决策的“性能指标”。数据处理的核心步骤包括：

第一步是“绘制衰减曲线”：以时间（或循环次数)为横轴，预紧力保留率（当前预紧力/初始预紧力×100%)为纵轴，绘制预紧力随工况的变化曲线。例如，某螺栓在1000次温度循环后的保留率为78%，在2000次循环后降至70%，曲线呈“指数衰减”趋势。

第二步是“计算衰减速率”：通过曲线拟合得到衰减模型，常见的有指数模型（F(t)=F0×e^(-kt)，其中F0为初始预紧力，k为衰减系数，t为时间)或线性模型（F(t)=F0 - kt)。衰减系数k越大，说明预紧力衰减越快——例如，k=0.001的螺栓，1000小时后保留率为36.8%（指数模型)，远低于k=0.0001的螺栓（保留率90.5%)。

第三步是“制定评估标准”：根据航天器的可靠性要求，确定“许用预紧力保留率”——例如，火箭发动机舱段的紧固件（关键部位)要求保留率≥80%，卫星次级结构的紧固件（非关键部位)要求≥70%。若测试结果低于许用值，则需优化紧固件设计（如更换材料、增加涂层、调整预紧力矩)。

例如，某型号卫星的天线支架紧固件，初始预紧力为1000N，经过500次温度循环后保留率为75%（低于80%的许用值)。通过衰减模型分析，发现衰减系数k=-0.0005，若将螺栓材料从铝合金（\6061-T6)更换为高温合金（Inconel 718)，k值降至=-O.OOOZ，1000次循环后保留率升至85%，满足设计要求。