专利名称：一种航空座椅支架的锻造工艺的制作方法
一种航空座椅支架的锻造工艺本发明涉及一种航空座椅支架的锻造工艺，具体的说是一种航空座椅上用于支撑座椅餐盘的支架的锻造工艺。
在飞机的座椅后方通常都设有航空可翻折的餐盘，这种餐盘可以使使用者在飞机上进行就餐，如今，随着人们物质文化水平的提高，餐盘的作用已经不仅仅是用于就餐，其还承担着提供人们在飞机上工作职责的环境和场所，由于工作时，如笔记本电脑、书本等用具放置于餐盘之上，导致餐盘的变形甚至损坏。然后由于飞机自身载重、飞机内空间、以及作为结构的各种限制，人们越来越需要一种强度高、重量轻、结构合理，制作简单的航空座椅餐盘的支撑结构。为了解决现有技术中的上述的问题和缺陷，本发明提供一种能够强化航空座椅物理性能新型的锻造工艺。为实现上述目的，设计一种航空座椅支架的锻造工艺，包括支撑架和滑动臂，支撑架一端为固定端、另一端为连接端；滑动臂一端为活动端，活动端上连接支撑餐盘的支撑杆，所述的连接端与活动端活动连接在一起，其特征在于，支撑架的锻造工艺包含以下步骤，a.选取直径为21. 8 22. 2mm航空用铝合金料棒，然后将所述的料棒锯切，锯切的间隔为 269. 5 270. 5mm,b.将经过锯切的料棒进行冲压打弯成具有弧度，c.将经过冲压的料棒热锻造成厚度为7. 5^8. 5mm的还料d.对所述的坯料进行表面切边处理，e.将经过表面切边处理的坯料进行固溶处理，f.将经过固溶处理的坯料进行多次整形，直至将坯料的两端的高低差控制在
20.6 21. 6mm范围内，g.将整形过的坯料进行时效热处理，处理温度为140°C，处理时间为12hr，h.在还料的固定端钻直径为11. 5mm的工艺通孔，i.开孔一端的侧面铣出一个向内的V型凹陷，j.在还料的连接端的中间位置打一直径为5. 05mm的孔，k.在坯料的中段表面上铣出槽体，槽体的深度为O. 25 0. 27mm，I.在固定端侧面进行铣加工，铣出的槽与工艺孔联通形成一个与航空座椅安装块形状匹配的U形槽，m.对于步骤j的孔进行倒锥角处理，η.将经过步骤m处理过的凹槽内进行钻孔，
ο.在所述的U形槽顶端两侧进行钻孔,孔径为2. 8 2. 89mm,深度为18. 25 19. 75mm
p.将经过步骤η和步骤ο的孔进行攻丝处理，q.将经过步骤ο处理的坯料进行表面处理，得到固定架，所述的滑动架锻造工艺包含以下步骤，i.选取直径为34. 8^35. 2mm航空用铝合金料棒，然后将所述的料棒锯切，锯切的间隔为 134. 5. 5 135. 5mm ；ii.将步骤i锯切后的棒料进行缩细处理，iii.将缩细的棒料的一端热锻造成厚度为28. 58^29. 08mm的活动端，
iv.对步骤iii处理得到的棒料进行表面切边处理，V.将经过表面切边处理的坯料进行固溶处理，vi.在所述的活动端上钻直径为16mm的通孔，vii.将步骤vi钻孔后的料棒除活动端外的其余部分上下表面铣加工为两表面间厚度为14. 2^14. 3mm的柱状体，viii.在步骤vi所述的通孔里钻一直径为19. 25 19. 45mm的孔，该孔一直打至底
部并留有余量，ix.将经步骤vii处理过的料棒的侧面A进行铣加工至两侧面间厚度为
10.85 11. 35mm,X.将经步骤ix处理过的料棒的另一侧面进行铣加工成凹槽，凹槽深12. 88 13. OOmm,宽 7. 73 7. 97mm,得到支撑杆，xi.在活动端的侧面上钻孔,孔径为2· 8 2· 89mm,xii.在所述的凹槽底面上钻通孔，孔径为3. 40^3. 42mm,xiii.将步骤xii所述的孔进行倒锥角处理，xiv.在所述的活动端的通孔边钻一定位孔，定位孔的直径为6. 35飞.37mm，深
9.9Γ10. 41mm,XV.对步骤xi所述侧面的孔进行攻丝处理，xvi.将经过步骤XV处理的料棒进行表面处理，最后得到固定架。2.如权利要求I所述的航空座椅支架的锻造工艺，其特征在于所述的选取料棒为选取含有占总重量百分比为0 0· 4%的Si、0 0. 3%的Mn,5. I 6. 1%的Zn,2. I 2. 9%的Mg、0 0· 5%的Fe,O. 18 O. 28%的Cr、0 0. 2%的Ti、I. 2 2. 0%的Cu,其余成分为Al的铝合金。3.如权利要求I所述的航空座椅支架的锻造工艺，其特征在于所述的热锻造分为两次进行，第一次将所述的料棒加工至厚度8 9_，第二次加工至厚度7. 5^8. 5_。4.如权利要求I所述的航空座椅支架的锻造工艺，其特征在于所述的步骤m倒锥角的倒角为100度。5.如权利要求I所述的航空座椅支架的锻造工艺，其特征在于所述的表面处理包括抛光、喷砂、酸洗中的一种或多种。6.如权利要求I所述的航空座椅支架的锻造工艺，其特征在于所述的步骤xiii倒锥角的倒角为120度。本发明同现有技术相比，本工艺热锻造后通过机加工出去多余余量，产品的重量控制在120克以内，然后经过12小时140度的加热增加其硬度，通过弯曲结构分散受力使2件产品配合后，原本240g左右的产品可以承受极限200kg的人体承压和重力。图I为支撑架的立体结构示意图；图2为的U形槽局部结构示意图；图3为支撑架倒锥角示意图；
图4为支撑架的主视图；图5为图4的侧视图；图6为图4的俯视图；图7为滑动臂立体结构示意图；图8为滑动臂主视图；图9为图8的仰视图；
图10为图9的A-A剖视图；图11为图9的B-B剖视图；图12为滑动臂的活动端局部示意中I. U形槽2.倒锥角3.凹槽4.由冲压产生的弧面5.活动端6.支撑杆7.固定孔8.(支撑杆)侧面9.上表面10.下表面11.通孔。为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，对本发明进行进一步详细说明。本申请中的生产设备都是本领域的常用设备，应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。实施例a.本发明采用的是22±0. 20mm的航空用超强硬度铝合金料棒，其成分为含有占总重量百分比为0 0· 4%的Si、0 0. 3%的Mn,5. I 6. 1%的Zn,2. I 2. 9%的Mg、0 0. 5%的Fe、O. 18 O. 28%的Cr、(T0. 2%的Ti、I. 2 2. 0%的Cu,其余成分为Al的铝合金，然后将所述的料棒锯切，锯切的间隔为269. 5 270. 5mm ；b.将所述的毛坯用冲床进行冲压打弯成具有弧度，如图5所示c.然后将所述的料棒用锻造模具进行热锻造，锻造分为两次进行，第一次将所述的料棒加工至厚度8 9mm，第二次加工至厚度7. 5^8. 5mm的毛坯，d.对所述的坯料用切边模具进行表面切边处理，将坯料上的飞边完全去除，e.将经过表面切边处理的坯料用热处理炉进行固溶处理，f.将经过固溶处理的坯料用整形模具进行多次整形，直至将坯料的两端的高低差控制在20. 6 21. 6mm范围内，g.将整形过的坯料用热处理炉进行时效热处理，处理温度为140°C，处理时间为120hr,在热处理之后，还应当检测其硬度和拉伸强度，其布氏硬度应该大于135HB，其拉升强度应该满足 UTS75KSI517MPa 或 O. 2%YS63. 0KSI441MPa, Elongation7%。h.在还料的一端用台钻钻出直径为11. 5mm的工艺通孔，
i.开孔一端的侧面铣出一个向内的V型凹陷，其厚度尺寸为O. 3075/0. 3125，如图2所示，j.在坯料的另一端的中间位置用台钻打一直径为5. 05的孔，k.在坯料的中段表面上 用数控机床CNC铣出槽体如图4所示，槽体的深度为
O.25 O. 27mm，I.在有工艺孔的一端侧面用数控机床进行铣加工，铣出的槽与工艺孔联通形成一个与航空座椅塑料安装块形状匹配的U形槽，如图2所示，m.对于步骤j打的孔用台钻进行倒锥角处理,倒锥角的角度为100度，如图3所示，η.将经过步骤m处理过的凹槽内进行钻孔，钻孔的规格是2-6-32UNC2B的螺纹底孔，直径为2. 89mm误差为-O. 09 0mm。ο.在所述的U形槽顶端两侧进行钻孔，孔径为2. 8^2. 89mm,p.将经过步骤η和步骤ο的孔进行攻丝处理，攻丝处理的规格是2-6-32UNC2B的螺纹底孔。q.将经过步骤ο处理的坯料进行抛光、喷砂、酸洗等表面处理，得到成品如图4飞所示。所述的滑动架锻造工艺包含以下步骤，i.选取直径为34. 8^35. 2mm航空用铝合金料棒，然后将所述的料棒锯切，锯切的间隔为 134. 5. 5 135. 5mm ；ii.将步骤i锯切后的棒料进行缩细处理，iii.将缩细的棒料的一端热锻造成厚度为28. 58^29. 08mm的活动端，iv.对步骤iii处理得到的棒料进行表面切边处理，V.将经过表面切边处理的坯料进行固溶处理，vi.在所述的活动端上钻直径为16mm的通孔,如图10所示vii.将步骤vi钻孔后的料棒除活动端外的其余部分上下表面铣加工为两表面间厚度为14. 2^14. 3mm的柱状体，如图8、9所示，viii.在步骤vi所述的通孔里钻一直径为19. 25 19. 45mm的孔,该孔一直打至底部并留有余量，如图10所示，ix.将经步骤vii处理过的料棒的侧面A进行铣加工至两侧面间厚度为
10.85 11. 35mm,X.将经步骤ix处理过的料棒的另一侧面进行铣加工成凹槽，凹槽深
12.88 13. 00mm，宽7. 73 7. 97mm，得到支撑杆，如图11所示xi.在活动端的侧面上钻孔,孔径为2· 8 2· 89mm,xii.在所述的凹槽底面上钻通孔，孔径为3. 40^3. 42mm,xiii.将步骤xii所述的孔进行倒锥角处理，xiv.在所述的活动端的通孔边钻一定位孔，定位孔的直径为6. 35飞.37mm，深
9.91 10. 41mm，如图8所示，XV.对步骤xi所述侧面的孔进行攻丝处理，xvi.将经过步骤XV处理的料棒进行表面处理，最后得到固定架。如图7所示。
使用时，将支撑架的固定端固定在航空座椅上，然后将连接端与滑动臂的活动端活动连接，在支撑臂上固定餐盘，餐盘动过活动连接的点即可进行旋转翻折。·
权利要求
1. 一种航空座椅支架的锻造工艺，包括支撑架和滑动臂，支撑架一端为固定端、另一端为连接端；滑动臂一端为活动端，活动端上连接支撑餐盘的支撑杆， 所述的连接端与活动端活动连接在一起，其特征在于， 支撑架的锻造工艺包含以下步骤， a.选取直径为21.8^22. 2mm航空用铝合金料棒，然后将所述的料棒锯切，锯切的间隔为 269. 5 270. 5mm, b.将经过锯切的料棒进行冲压打弯成具有弧度， c.将经过冲压的料棒热锻造成厚度为7.5^8. 5mm的还料 d.对所述的坯料进行表面切边处理， e.将经过表面切边处理的坯料进行固溶处理， f.将经过固溶处理的坯料进行多次整形，直至将坯料的两端的高低差控制在.20. 6 21. 6mm范围内， g.将整形过的坯料进行时效热处理，处理温度为140°C，处理时间为12hr， h.在还料的固定端钻直径为11.5mm的工艺通孔， i.开孔一端的侧面铣出一个向内的V型凹陷， j.在还料的连接端的中间位置打一直径为5. 05mm的孔， k.在坯料的中段表面上铣出槽体，槽体的深度为O. 25、. 27mm, I.在固定端侧面进行铣加工，铣出的槽与工艺孔联通形成一个与航空座椅安装块形状匹配的U形槽， m.对于步骤(j)的孔进行倒锥角处理， η.将经过步骤(m)处理过的凹槽内进行钻孔， ο.在所述的U形槽顶端两侧进行钻孔，孔径为2. 8^2. 89mm,深度为18. 25^19. 75mm P.将经过步骤(η)和步骤(ο)的孔进行攻丝处理， q.将经过步骤(O)处理的坯料进行表面处理，得到固定架，所述的滑动架锻造工艺包含以下步骤， i.选取直径为34. 8^35. 2mm航空用铝合金料棒，然后将所述的料棒锯切，锯切的间隔为 134. 5. 5 135. 5mm ； .将步骤(i)锯切后的棒料进行缩细处理， iii.将缩细的棒料的一端热锻造成厚度为28.58^29. 08mm的活动端， iv.对步骤(iii)处理得到的棒料进行表面切边处理， V.将经过表面切边处理的坯料进行固溶处理， vi.在所述的活动端上钻直径为16_的通孔， vii.将步骤(vi)钻孔后的料棒除活动端外的其余部分上下表面铣加工为两表面间厚度为14. 2^14. 3mm的柱状体，viii.在步骤(vi)所述的通孔里钻一直径为19.2519.45mm的孔，该孔一直打至底部并留有余量，ix.将经步骤(vii)处理过的料棒的侧面A进行统加工至两侧面间厚度为.10.85 11. 35mm, x.将经步骤(ix)处理过的料棒的另一侧面进行铣加工成凹槽，凹槽深.12. 88 13. OOmm,宽 7. 73 7. 97mm,得到支撑杆， xi.在活动端的侧面上钻孔，孔径为2.8^2. 89mm, xii.在所述的凹槽底面上钻通孔，孔径为3.4(T3. 42mm, xiii.将步骤(xii)所述的孔进行倒锥角处理， xiv.在所述的活动端的通孔边钻一定位孔，定位孔的直径为6.35^6. 37mm,深.9.9Γ10. 41mm, XV.对步骤(xi)所述侧面的孔进行攻丝处理， XVi.将经过步骤(XV)处理的料棒进行表面处理，最后得到固定架。
2.如权利要求I所述的航空座椅支架的锻造工艺，其特征在于所述的选取料棒为选取含有占总重量百分比为0 0. 4%的Si、0 0. 3%的Mn、5. I 6. 1%的Zn、2. I 2. 9%的Mg、0 0. 5%的Fe,O. 18 O. 28%的Cr、0 0. 2%的Ti、I. 2 2. 0%的Cu,其余成分为Al的铝合金。
3.如权利要求I所述的航空座椅支架的锻造工艺，其特征在于所述的热锻造分为两次进行，第一次将所述的料棒加工至厚度8 9_，第二次加工至厚度7. 5^8. 5_。
4.如权利要求I所述的航空座椅支架的锻造工艺，其特征在于所述的步骤(m)倒锥角的倒角为100度。
5.如权利要求I所述的航空座椅支架的锻造工艺，其特征在于所述的表面处理包括抛光、喷砂、酸洗中的一种或多种。
6.如权利要求I所述的航空座椅支架的锻造工艺，其特征在于所述的步骤(xiii)倒锥角的倒角为120度。
全文摘要
本发明涉及一种航空座椅支架的锻造工艺，具体的说是一种航空座椅上用于支撑座椅餐盘的支架的锻造工艺，通过锯切、冲压打弯成具有弧度、热锻造、切边、固溶处理、多次整形、时效热处理、一端钻孔并进行铣加工和开U型槽、另一端打孔进行倒锥角处理，中段开槽，U形槽和钻孔进行攻丝处理、最后进行表面处理，得到成品，本发明同现有技术相比，本工艺热锻造后通过机加工出去多余余量，单件产品的重量控制在120克以内，然后经过12小时140度的加热增加其硬度，使其能承受200kg的人力重量。
文档编号B23P15/00GK102773668SQ20121025423
公开日2012年11月14日 申请日期2012年7月21日 优先权日2012年7月21日
发明者董建军 申请人:上海邵晟国际贸易有限公司