CN102272001B - 刚性带尖端拉条 - Google Patents

Abstract

一种用于空气动力学拉条的多层构造，其包括具有突出的、由一种材料组成的第一层(201)和由一种材料组成的第二层(203)，其中第一层材料展示具有长期耐久力的第一特性，而第二层的材料呈现粘结于表面(110)的能力的第二特性。

Description

刚性带尖端拉条

技术领域

本公开的实施例主要涉及这样的领域，即用于提高飞机空气动力学性能的表面形状或者具有流动界面(flow interface)的表面的领域，并且更特别地，涉及具有增强的损伤抵抗力(damage resistance)的刚性拉条(riblet)的实施例和制作方法。 

背景技术

在现代飞机中，通过提高空气动力学性能和降低结构重量来实现燃料效率的增加。使用微观结构的新发展已在降低阻力从而帮助降低燃油的使用中表现出重大希望，该微观结构如在空气动力学表面上的拉条。拉条具有各种形式，但是有利实施例可为脊状结构，其最小化飞机表面上的阻力。拉条可在飞机表面上的多个可出现湍流区域的区域中使用。拉条可限制边界层中引起接近表面的这些湍流区域中的大规模旋涡破裂的循环，从而降低阻力。 

在某些测试应用中，拉条为金字塔形或倒V字形形状的脊状体，其在空气动力学表面间隔开，从而在流体流动的方向上沿该表面延伸。拉条结构通常使用聚合材料，通常为热塑性塑料。然而，在实际使用中，例如在飞机的空气动力学表面上，聚合体相对柔软，并且因而降低该表面的耐久力。在手指压力下，具有聚合尖端的现有解决方案可轻易变形百分之几百，并且不可恢复。在飞机或其他交通工具的正常使用中这种结构是不理想的。另外，通常要求飞机表面抵抗与各种化学制品的反应，所述化学制品包括Skydrol——Solutia公司生产的液压流体/液压油。在某些应用中，可使用抵抗尖端处产生的严重变形或从其恢复的弹性体来形成该拉条。然而，很多弹性体和其他聚合体不相容于Skydrol或其他航空流体/液压油或溶剂。 

因此，用于商用飞机的拉条实用性将通过这样一种拉条结构来显著提高，即其提供了增强的耐久力和航空流体兼容性。 

发明内容

例示性实施例提供一种具有第一层和第二层的多层构造，其中第一层具有拉条且由一种材料组成，第一层材料呈现了具有长期耐久力的第一特性，第二层由呈现了具有用于粘结于表面的能力的第二特性的材料组成。在例示性实施例中使用多层构造，其中该拉条在交通工具上实施，由于第一层的刚性，该拉条具有长期耐久力。 

在不同的实施例中，空气动力学拉条阵列的多层构造通过多个刚性尖端产生，且其具有支撑处于预定间隔关系的刚性尖端并将刚性尖端粘结到交通工具表面的层。在例示性实施例中，刚性尖端由从以下材料组成的组中选择的材料形成，即镍、铬、金属合金、玻璃、陶瓷、碳化硅和氮化硅。另外，支撑层可与尖端连续铸造作为表面层。可替换地，聚合体支撑层沉积在表面层上、与该尖端相反。沉积在聚合体支撑层上的粘合剂层形成多层嵌花，并且提供将该嵌花粘结到交通工具表面的能力。 

在另一个例示性实施例中，支撑层是接合该尖端的弹性体层，并且在该弹性体层和粘合剂层之间提供金属箔和聚合体层。金属箔、聚合体层和粘合剂层可作为预制嵌花被提供。对于使用弹性体层的例示性实施例，每个尖端都包含一个基底，并且每个基底都被嵌入弹性体层中。 

为了某些应用中的更大灵活性，每个尖端都纵向分段。 

可通过具有多个刚性尖端的空气动力学拉条阵列来产生飞机结构，该尖端由以下材料形成并在预定位置纵向分段，该材料从以下材料组成的组中选择，即镍、铬、金属合金、玻璃、陶瓷、碳化硅和氮化硅。弹性体层接合从刚性尖端延伸的基底，而聚合体支撑层沉积在弹性体层上、与尖端相反。粘合剂层沉积在聚合体支撑层上，从而形成多层嵌花。粘合剂层粘结到飞机的表面。 

公开的实施例通过一种例示性方法制作，即形成具有对应于期望拉条阵列的突出的主工具，并由该主工具形成补充工具。然后，使用电铸成形、铸造或其他合适的沉积技术将多个刚性尖端铸进主工具中。然后，铸造的尖端被从补充工具移除，并且被粘结到空气动力学表面。 

在本方法的例示性方面，向补充工具施加抵抗剂，用于分离刚性尖端并在铸造刚性尖端后将其移除。然后铸造接合刚性尖端的弹性体层，并且多层嵌花被施加在弹性体层上，从而形成拉条阵列嵌花。 

在本方法的例示性实施例中，多层嵌花包含金属箔、聚合体支撑层和粘合剂层。为了处理可以使用覆盖粘合剂层的粘合剂衬里(liner)和覆盖拉条的蒙版(masking)。然后，可通过以下步骤将拉条阵列粘结到空气动力学表面，即通过移除粘合剂衬里，并且将拉条阵列嵌花施加在空气动力学表面，并且移除蒙版。 

在替换实施例中，多个刚性尖端的铸造包括作为覆层(cladding)的多个尖端和中间表面层的铸造。然后，弹性体层被铸造至该覆层。 

制作用于飞机表面的空气动力学拉条阵列的方法可通过以下步骤实现，即通过金刚石加工模板(form)并且在该模板上固化一层丙烯酸盐膜。然后，丙烯酸盐膜被从该模板剥离，并且施加到滚筒上，从而形成具有与期望的拉条阵列对应的突出的主工具。通过在主工具上压印而产生硅补充网工具。然后，在补充网工具上溅射金属涂层，并且然后在该补充网工具中电铸成型(electroform)多个刚性尖端。向弹性体层施加具有金属箔、聚合体支撑层和粘合剂层的多层嵌花，从而形成拉条阵列嵌花。然后使用嵌花的粘合剂层将刚性尖端粘结到空气动力学表面，并且然后从刚性尖端剥离硅补充网工具。 

1.一种用于拉条的多层构造，其包含： 

第一层，其具有拉条且由一种材料组成，所述第一层材料呈现具有长期耐久力的第一特性； 

第二层，其由呈现具有用于粘结于表面的能力的第二特性的材料组成。 

2.根据上述第1项所述的用于拉条的多层构造，其中： 

所述拉条包含多个刚性尖端； 

以及，所述第二层包括聚合体层，后者支撑处于预定间隔关系的所述刚性尖端，所述聚合体层粘结到表面。 

3.根据上述第2项所述的用于拉条的多层构造，其中所述刚性尖端由从以下材料组成的组中选择的材料形成，即镍、铬、金属合金、玻璃、陶瓷、碳化硅和氮化硅。 

4.根据上述第2项所述的用于拉条的多层构造，其中所述第一层包括连续铸造有所述尖端的表面层。 

5.根据上述第4项所述的用于拉条的多层构造，其中所述第二层包括沉积在所述表面层上、与所述尖端相反的聚合体层。 

6.根据上述第5项所述的用于拉条的多层构造，其中所述支撑层包括沉积在所述聚合体层上的粘合剂层，从而形成多层嵌花，所述粘合剂层将所述嵌花粘结于所述表面。 

7.根据上述第2项所述的用于拉条的多层构造，其中所述第一层(301)包括接合所述尖端的弹性体层。 

8.根据上述第7项所述的用于拉条的多层构造，进一步包含沉积在所述弹性体层上的粘合剂层，所述粘合剂层将所述嵌花粘结到所述表面。 

9.根据上述第8项所述的用于拉条的多层构造，进一步包含介于所述弹性体层和所述聚合体层之间的金属层。 

10.根据上述第9项所述的用于拉条的多层构造，其中所述金属层、聚合体层和粘合剂层为预制嵌花。 

11.根据上述第7项所述的用于拉条的多层构造，其中所述尖端每个都包含基底，并且每个基底都嵌入在所述弹性体层中。 

12.根据上述第2项所述的用于拉条的多层构造，其中每个尖端都被纵向分段。 

13.一种飞机空气动力学拉条结构，其包含： 

拉条阵列，其具有 

多个刚性尖端，所述刚性尖端由从以下材料组成的组中选择的材料形成，即镍、铬、金属合金、玻璃、陶瓷、碳化硅和氮化硅，并且在预定位置被纵向分段； 

弹性体层，其接合从所述刚性尖端延伸的基底； 

聚合体层，其沉积在所述弹性体层上与所述尖端相反； 

粘合剂层，其沉积在所述聚合体层上，从而形成多层嵌花； 

所述粘合剂层粘结到所述飞机的表面。 

14.一种制作拉条阵列的方法，其包含： 

形成主工具，其具有与期望拉条间隔对应的突出： 

从主工具形成补充工具； 

在所述补充工具中沉积刚性尖端； 

从所述补充工具移除所述刚性尖端，其中在所述刚性尖端中间整体沉积了表面层；以及 

在所述表面层上沉积粘合剂层。 

16.根据上述第15项所述的方法，进一步包含： 

在所述表面层上、与所述刚性尖端相反地沉积聚合体层。 

17.根据上述第14项所述的方法，进一步包含： 

向所述补充工具施加抵抗剂，用于将所述刚性尖端分段；并 

在铸造所述刚性尖端后将所述抵抗剂移除。 

18.根据上述第17项所述的方法，进一步包含： 

铸造接合所述刚性尖端的弹性体层。 

19.根据上述第18项所述的方法，进一步包含： 

向所述弹性体层施加预制嵌花，从而形成拉条阵列嵌花。 

20.根据上述第19项所述的方法，其中所述预制嵌花包含金属层、聚合体层和粘合剂层。 

21.根据上述第20项所述的方法，进一步包含： 

向所述粘合剂层施加粘合剂衬里； 

从所述补充工具移除所述拉条阵列嵌花； 

向所述拉条尖端施加蒙版。 

22.根据上述第21项所述的方法，进一步包含： 

移除所述粘合剂衬里并且向所述表面施加所述拉条阵列嵌花；以及 

移除所述蒙版。 

23.根据上述第14项所述的方法，其中沉积所述刚性尖端的所述步骤包括铸造多个尖端和中间表面层以作为覆层，并且进一步包含将弹性体层铸造于所述覆层。 

24.根据上述第14项所述的方法，其中沉积所述多个刚性尖端的所述步骤包含在所述补充工具上电铸形成所述刚性尖端。 

25.一种制作用于飞机表面的空气动力学拉条阵列的方法，其包含： 

金刚石加工模板； 

在所述模板上固化丙烯酸盐膜； 

从所述模板剥离所述丙烯酸盐膜，并且将该膜施加到滚筒上从而形成具有与期望的拉条阵列尺寸对应的突出的主工具； 

从所述主工具形成补充工具； 

在所述补充工具中电铸成型多个刚性尖端； 

在所述刚性尖端的基底之上铸造弹性体层； 

向所述弹性体层施加具有金属箔、聚合体层和粘合剂层的预制嵌花，从而形成多层拉条阵列嵌花； 

从所述补充工具移除所述多层拉条阵列嵌花； 

在所述刚性尖端上施加蒙版； 

将所述刚性尖端粘结到表面；以及 

从所述刚性尖端移除所述蒙版。 

附图说明

当联系附图考虑时，参考以下详细说明将更好地理解公开实施例的特征和优点，其中： 

图1示出空气动力学表面一部分的等距视图，该表面例如机翼或飞机蒙皮，其示出在流动方向延伸的例示性拉条； 

图2A示出垂直于刚性带尖端拉条的第一实施例的流动方向的横截面图； 

图2B示出图2A的实施例的改型的横截面图，其具有附加支撑层； 

图2C示出图2A的实施例的改型的横截面图，其具有在弹性体核心之上的刚性覆层； 

图2D示出图2A的实施例的改型的横截面图，其为了直接热塑性结合而没有粘合剂层； 

图3示出刚性带尖端的拉条第二实施例的横截面图，其中拉条横向结构分离； 

图4示出刚性带尖端的拉条第三实施例的横截面图，其中横截面缩小且横向分离； 

图5A示出使用图2B所示第一实施例的拉条的空气动力学表面的一部分的顶视图； 

图5B示出类似图2B的截面图，其为了介绍图5A的特征； 

图6A示出使用图2B所示的第二实施例的拉条的空气动力学表面的一部分的顶视图，其中拉条段具有额外的纵向分离； 

图6B示出类似图4的截面图，其为了介绍图6A的特征； 

图7A示出第一实施例的刚性带尖端拉条的第一例示性制作方法的处理步骤流程图； 

图7B示出第一实施例的刚性带尖端拉条的第二例示性制作方法的处理步骤流程图； 

图7C示出图7B所示的方法的卷对卷处理流程图； 

图8示出第二实施例的刚性带尖端拉条的例示性制作方法的处理步骤流程图； 

图9示出第三实施例的刚性带尖端拉条的例示性制作方法的处理步骤流程图； 

图10示出这样的流程图，即其描述在飞机制造和服役方法背景下在此公开的刚性带尖端的拉条实施例的使用；以及 

图11示出这样的方框图，即其代表使用在此公开的刚性带尖端的拉条实施例的飞机。 

具体实施方式

下面将示出具有将更详细描述的结构的刚性带尖端拉条的例示性实施例，其作为图1中所示的飞机的空气动力学表面的一部分。在此使用的“刚性”通常涉及高弹性模量和/或高失效负荷。这些材料中很多都会具有小应变弹性区域。在此例示性实施例使用这样的刚性材料，即其可具有高达且高于25×10⁶lbs/in²的弹性模量，而变形响应基本全部为弹性的。飞机110使用具有放大示出的表面111的结构，该表面具有多个基本平行的拉条112，其平行于箭头114所示的流动方向排列。对于示出的例示性实施例，垂直于表面111的尺寸116(如图2A和图2B中例示)大约为0.002英寸，而拉条之间的尖端至尖端间距118大约为0.003英寸。取决于使用拉条的应用所处的空气、水或其他流体的流体动力学特性，该间隔可改变。空气动力学表面通常为弯曲的，并且可以是但不限于机翼、发动机舱、操控面、机身或其他适当的表面的一部分。 因此，可需要拉条以及将该拉条支撑并粘贴在该表面的任何结构具有弹性和顺应性。虽然在此关于飞机空气动力学表面描述，不过在此公开的实施例同样可应用于其他航空航天交通工具(例如但不限于导弹或火箭)以及其他在气态流体(通常为空气)中移动的交通工具(例如小汽车、卡车、客车和火车)的表面或暴露于液态流体流中的船只、潜艇、水翼艇、流体流动管道或其他表面的减阻。 

在此公开的实施例认识并提供拉条的如下能力，即可抵抗可降低拉条耐久力的各种冲击和/或其他力。进一步，某些不同有利实施例提供这样的多层结构，即其具有支撑层和多个位于或从该支撑层延伸的拉条尖端。形成拉条的尖端可由如下刚性材料制成，例如镍(用于此处描述的实施例)或可替换刚性材料，例如铬、其他金属合金、玻璃、陶瓷、碳化硅或氮化硅。多层结构的材料是柔软的，并且可被形成为独立的嵌花，或者与拉条结合，用于紧固、粘合、联接或以其他方式附连到表面，从而提高交通工具例如飞机的空气动力学性能。 

刚性带尖端拉条的第一实施例在图2A中以多层构造示出。拉条的单个尖端202从表面层204突出，从而提供多层构造的第一层201。突出拉条和连续的表面层通过铸造或沉积形成，如下文将详细描述，其由期望用于提供第一特性耐久力的刚性材料形成。在例示性实施例中，使用镍。对于图2A中所示的实施例，粘合剂层206产生的第二层203沉积在表面层204的底部204a上。在不同实施例中使用的例示性粘合剂可包括但不限于：丙烯酸压敏粘合剂、硅烷改性聚氨酯压敏粘合剂、热塑性粘合剂、热活化粘合剂或环氧粘合剂。在替换实施例中，如图2B所示，支撑聚合体层207在表面层和粘合剂层之间接合表面层204，作为第二层的一部分。聚合体层207可以是但不限于聚合体膜或其他适当的材料。在某些实施例中，使用聚醚醚酮(PEEK)作为膜。另外，为了进行雷击保护，可使用箔或将关于图3的实施例描述的金属层310，具体地用于在拉条尖端202和表面层204是非金属的地方。第二层中的聚合体、粘合剂和/或其他元素提供第二弹回特性以及粘结到表面的能力。 

图2C示出另外的替换实施例，其中使用镍或替换刚性材料来作为成型(contoured)表面覆层208以形成作为多层结构的第一层的尖端 202′和表面层204′。聚合体层210作为第二层使用。在此描述的某些实施例中的聚合体层210可为弹性体，并且可被铸进覆层208中或者相反地，覆层208铸在聚合体层210之上。聚合体层210为尖端202′提供支撑层206′和轻质核心212，从而保持尖端202′的预定间隔关系。在例示性实施例中使用的例示性弹性体可为聚亚安酯弹性体、聚硫化物弹性体、环氧基弹性体、硅树脂、氟橡胶、氟硅氧烷弹性体、EPDM弹性体或其他具有较低屈服应变的弹性体，例如热塑性聚亚安酯、PEEK、PEKK或聚酰胺。该替换实施例可允许降低重量，并且该结构的柔性可进一步提高。然后，可使用粘合剂层206将聚合体层210粘结到表面，或者如关于图2D所描述的直接粘结。 

在图2A、图2B或图2C所示的形式中，该实施例可被制作为图2B中所示的多层嵌花209，其包括尖端202、表面层204、聚合体层207和粘合剂层206，然后使用粘合剂层206将其粘结到空气动力学表面111。 

在替换实施例中，表面层204可直接粘结或沉积在飞机表面111上。图2D展示类似于关于图2C描述的实施例，然而其不使用粘合剂层。弹性体层210′是被铸造进镍覆层208中的热塑性材料，其允许因加热而直接粘结到飞机表面111。 

图3示出刚性带尖端的拉条的另一个实施例。通过具有复杂或多重弯曲表面，期望用于单个拉条尖端302的第一层301垂直于流动方向互相分开以便具有更大的横向柔度。对于该示出实施例，单个尖端302从弹性体层304突出。对于该例示性实施例，尖端302具有大约30°的内角303。基底306从每个尖端延伸。在某些实施例中，弹性体层304围绕基底306，从而提供更好的结构连续性。在替换实施例中，基底的底面308直接粘结到弹性体层304的暴露表面304a。 

通过以下多层结构产生第二层303，其包含：屏和/或箔金属层310，例如铝；聚合体层312，例如PEEK；以及支撑弹性体层304的粘合剂层314。聚合体层312和粘合剂层314可作为以下关于图9描述的预制嵌花的一部分被提供，或者直接沉积在弹性体层304上。金属层310在实施例的例示性飞机使用中提供用于雷击保护的导电材料。金属层、聚合体和粘合剂多层结构可比得上用于复合飞机结构表面的目前的雷 击嵌花(LSA)。 

当施加横向的力时，支撑拉条尖端302的弹性体层304可提供弹性侧面变形(elastic sideways deformation)并且恢复尖端302，因此进一步提高刚性拉条尖端的耐久力。另外，弹性体层304的柔性可允许具有更大的符合复杂轮廓形状的能力。 

图4示出用于图1中刚性带尖端的拉条112的第三实施例，其具有形成拉条112的材料所提供的结构性能的优点，从而允许尖端402具有更尖锐外形。对于示出的实施例，其中每个尖端402都从被支撑在弹性体层404中的基底406延伸。与关于图3描述的实施例相同，每个尖端402的基底406都被弹性体围绕，从而将基底406结构性地保持在弹性体层404中。在替换实施例中，基底406的延伸底部表面408可粘结到弹性体层404的表面404a。如图3中的实施例，图4的实施例也使用垂直于流动方向114分离的拉条尖端402。然而，在可替换实施例中，可使用尖端202从其延伸的连续表面层204，如关于图2A所描述的实施例公开的那样。 

图4中也公开了这样的实施例，其使用支撑聚合体层410，弹性体层404粘结或沉积于其上。粘合剂层412从聚合体层延伸、与弹性体层410相反，从而形成多层嵌花414。 

图5示出图2B中公开的实施例的顶视图。尖端202形成的拉条沿表面层204在流动方向114上纵向延伸。薄表面层204提供粘结具有基本垂直于拉条的切线的弯曲的柔性。然而，如上所述，在其上使用拉条112的表面111可具有要求更大柔性的多个复杂弯曲。因此，如图6A所示，上述实施例可适合，其中关于图4描述的单个尖端402被基本垂直于流动方向114的间隔118横向分离，而基底406附连于弹性体层404或被保存在其中。其提供用于粘结到如下表面的甚至更大的柔性，该表面所具有的弯曲具有基本垂直于拉条112的切线(大致以箭头604示出)。此处的附图比例基于小拉条尺寸，其使表面看起来平坦，不过表面在更大比例时会是弯曲。铝箔层407加在图6B的实施例上，其例证用于具有非金属尖端402的雷击保护的实施例。另外，单个拉条使用缺口602来包含沿流动方向的纵向分离，从而将拉条分段，从而提供用于粘结到如下表面的更大的柔性，即该表面所具 有的弯曲具有沿流动方向114基本平行于拉条112的切线。对于示出的实施例，缺口602可在拉条112中以基本平均的纵向距离606平均间隔。在替换实施例中，单个拉条112上的间隔以及拉条112之间的间隔可以是不均匀，并且可通过预定的方式被选择，从而按要求适应表面弯曲。 

图7A示出流程图，其示出关于图2A描述的实施例定义的拉条结构的第一例示性制造过程。在步骤701中，使用以下作为例子但非限制的方法产生主工具712，即通过对于铜模板或其他适当材料(其上固化有丙烯酸盐膜)的金刚石加工，然后剥离该丙烯酸盐膜，从而限定于期望的拉条尺寸对应的间隔开的突出714。如图7A所示的工具712可以是卷对卷网处理所使用的扁平工具或滚筒的一段。网处理形式的例示性细节在图7C中示出。对于图7A中所示的实施例，刚性尖端202使用镍。在步骤702中，通过在提供与拉条形状对应的凹槽718的主工具712上施压、铸造或电铸成型而产生补充工具716。凹槽718之间的间隔提供与尖端202之间的期望尺寸118对应的基本平坦的中间表面720。在步骤703中，通过在补充工具716上电铸成型来沉积刚性尖端202和表面层204。在某些实施例中，在补充工具的表面上施加释放化合物(release compound)，从而帮助从工具移除铸造拉条和表面层。然后在步骤704中，与刚性尖端202相反，向表面层204施加粘合剂层206。粘合剂层206可与聚合体层(例如图2B中所示的支撑层207)结合，并且被提供作为预制嵌花，然后该预制嵌花连结于电铸成型表面层204。如步骤704所示，增加用于处理完整嵌花的可移除粘合剂衬里722。如步骤705中所示，从补充工具716移除由表面层204和粘合剂层206产生的嵌花，并且施加蒙版层724以便操纵。对于示例性实施例，使用的蒙版可以是但不限于静电蒙版膜、具有低粘性压敏胶的蒙版膜或者硅树脂可铸膜。通过移除粘合剂衬里722且随后将嵌花的粘合剂层206附连到飞机表面726来实现对飞机表面726的应用。移除蒙版层724完成了拉条嵌花处理。 

补充工具716可为“网工具”，其可为硅树脂或聚合体膜。然后，可使用用于随后描述的步骤的卷对卷处理，其如图7C所示，并且当在飞机表面726上安装拉条112阵列后，随着蒙版被移除，网工具716 可被放置在适当位置。如图7B所示，其示出使用网工具方法的方法，主工具712在步骤731中被产生，其限定了与期望拉条尺寸对应的间隔突出714。如图7B所示，工具712可为用于卷对卷网处理的扁平工具或滚筒的一段。在步骤732中，通过在主工具712上辊轧处理硅树脂来产生补充工具746，从而提供与拉条形状对应的凹槽718。凹槽之间的间隔提供对应于拉条尖端202之间期望的尺寸118的平坦中间表面720。然后在步骤733中，虚线所示的元件—导电层747被溅射在硅树脂网工具上，从而在网工具上提供导电表面。在步骤734中，刚性尖端202和表面层204通过电铸成型在网工具上而被沉积。然后在步骤735中，粘合剂层206被施加在表面层204上、与刚性尖端202相反。如图2B中的实施例所示，粘合剂层206可结合聚合体层207，并且作为预制嵌花723被提供，然后后者结合于电铸成型表面层204。也如步骤735中所示，增加用于处理完整嵌花723的可移除粘合剂衬里722。通过在步骤736中移除粘合剂衬里722且随后是在步骤737中将嵌花的粘合剂层206附连到飞机表面724，而完成对飞机表面724的应用。硅树脂网工具746的剥离暴露拉条的刚性尖端202，并且完成拉条嵌花处理。 

如图7C所示，可在描述的方法中使用卷对卷网处理方法。通过如下方式产生主工具712，即使用例如金刚石加工铜模板742，其中丙烯酸盐膜744在铜模板上固化然后剥离，并如图所示施加在滚筒745上，从而提供主工具712。然后，通过在主工具712上施压而产生补充网工具746。使用喷枪750将导电层747溅射在网工具746上，而如图7B所示，在网工具746上电铸形成表面层204的尖端202是通过沉积工具752完成。然后，使用沉积工具754将粘合剂层206沉积在表面层204上，并且通过滚筒756的应用而附连可移除粘合剂衬里722。如图7B中的步骤737所示为例，然后多层嵌花725可用于附连到飞机表面724。 

图8示出拉条结构制造过程的流程图，该拉条结构如关于图3所述实施例所定义。在步骤801中，如上关于图7C所述产生网工具812，从而定义对应于期望拉条尺寸的间隔突出814。如图8所示，网工具812可为用于网处理的扁平工具或滚筒工具的一段。在图8所示的实施 例中，刚性尖端302使用镍。通过向网工具816施压而在步骤802中产生补充工具816，从而提供对应拉条形状的凹槽818。凹槽之间的间隔提供对应于拉条尖端302之间期望的尺寸118的基本平坦的中间表面820。在某些实施例中，如关于图7C所述，补充工具816可为镍或硅树脂网工具。在步骤803中，在镍工具上的平坦表面820上施加抵抗剂822，而在步骤804中，通过电铸而将刚性尖端302沉积在该工具上。然后在步骤806中，移除抵抗剂822，从而提供在工具中的间隔拉条。对于示出的实施例，通过步骤806所示移除抵抗剂，将基底306放置在从工具816延伸的突出中。然后在步骤807中，在基底306之上铸造弹性体层304。在替换实施例中，刚性尖端302的电铸成型提供这样的基底，即其基本与平坦表面对齐，用于如上关于图3所述直接粘合至弹性体表面305。在关于图8所示的例示性过程中，在步骤808中，包含多层结构(即由如下层构成：铝箔，如金属层310；聚合体层312；和粘合剂层314构成)的预制嵌花824粘结到铸造弹性体304。示出用于在进一步处理期间保持粘合剂的可移除粘合剂衬里826作为预制嵌花的一部分。然后，从补充工具816移除多层结构，产生多层拉条阵列嵌花829并暴露刚性尖端302。也如步骤808所示，在尖端302和弹性体304之上施加蒙版828，从而在额外的处理期间帮助处理。例示性实施例中的蒙版828可为但不限于溶液铸造可清除聚合体，例如硅树脂或粘合剂膜，如Mylar，其在辊轧处理期间施加低粘性丙烯酸粘合剂。可替换地，当从水/流体可溶聚合体制作时，补充网工具816可作为蒙版层828使用，从而允许在安装后通过以水或其他流体溶解而移除蒙版。 

然后通过如步骤809中所示，移除粘合剂衬里826并将粘合剂层314粘结到表面830而将完整的多层拉条阵列嵌花829施加在飞机表面830上。然后，从尖端302和弹性体304移除蒙版828。 

如图3所示，在实施例中描述的用于尖端的刚性材料和此处的制作过程允许非常微细的尖端结构，其在基底具有大约15至25微米的尺寸307，而在尖端的极端具有大约100纳米(0.1微米)量级的尺寸309。通过加工和清除过程精整可获得更小的尖端。虽然尖端非常尖锐，但是尖端的非常微细的间隔避免了人工安装的正常处理时的割伤。 

图9示出拉条结构的制造过程流程图，其如关于图2A的实施例定义。在步骤901中产生主工具912。如图9所示，工具912可为用于卷对卷网处理的扁平工具或滚筒的一段。在图9所示的实施例中，使用镍作为覆层208，其形成刚性尖端202′和表面层204′。在步骤902中，通过在主工具912上施压而产生补充工具916，从而提供对应于拉条形状的凹槽918。凹槽之间的间隔提供对应于拉条尖端202′之间期望的尺寸118的基本平坦的中间表面920。在步骤903中，通过在补充工具916中电铸而沉积镍覆层208，从而在步骤903中形成刚性尖端202′和表面层204′。在替换实施例中，覆层可铸造或辊轧形成在补充工具中。在某些实施例中，向补充工具916上的表面施加可释放化合物，从而帮助从工具916移除尖端202′和表面层204′。然后，聚合体层210铸造进覆层208，从而在步骤904中为尖端提供支撑层和轻质核心212。如上所述，在某些实施例中，聚合体层210可为弹性体。然后在步骤905中，粘合剂层206施加至聚合体层210、相反于刚性尖端202′，从而产生嵌花922。也如步骤905中所示，增加用于处理完整嵌花922的可移除粘合剂衬里924，从镍工具916移除带有粘合剂衬里924的嵌花922，并且在尖端202′和表面层204′之上施加蒙版926以用于处理。如步骤906中所示，通过移除粘合剂衬里924，然后将嵌花922的粘合剂层206粘结到飞机表面928，从而完成对飞机表面928的应用。移除蒙版926完成该过程。 

更具体地参考图10和图11，在此公开的刚性拉条及其制作方法的实施例可在以下背景下描述，即图10所示的飞机制造和服役方法1000以及图11所示的飞机1102。在预生成期间，例示性方法1000可包括(可包括拉条的)飞机的规格和设计1004，和材料采购1006。在生产期间，发生部件和子组件制造1008和飞机的系统整合1010。在此描述的拉条嵌花及其制造过程可作为生成、部件和子组件制造步骤1008的一部分和/或系统整合1010的一部分。其后，为了处于服役1014中，飞机可经过认证和交付1012。在用户使用中，飞机1002定期进行维修和维护1016(其可包括修改、重整、翻新等等)。在此描述的拉条嵌花也可作为定期维修和维护的一部分被制作和应用。 

方法1000中的过程中的每一步都可通过系统综合供应商、第三方 和/或操作者(例如用户)执行或实施。为了本说明的目的，系统综合供应商可包括但不限于任何数目的飞机制造商和主系统分包商；第三方可包括但不限于任何数目的厂商、分包商和供应商；而操作者可为航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等等。 

如图11所示，通过例示性方法1000生产的飞机1102可包括机身1118、多个系统1120和内部1122，其中机身1118具有如关于图1所述的表面111。高级系统1120的例子包括一个或更多个推进系统1124、电和航空电子系统1126、液压系统1128和环境系统1130。可包括任何数目的其他系统。由在此公开的实施例支撑的刚性带尖端的拉条可为机身的一部分，特别是蒙皮和外部表面的精整的一部分。虽然示出航空航天例子，在此公开的实施例的原理可应用于其他工业，例如汽车工业和船舶/舰船工业。 

在此具体化的设备和方法可在生产和服役方法1000的任何一个或更多个阶段使用。例如，相应于生产过程1008的部件或子组件可通过类似飞机服役时生成的部件或子组件的方式被制作或制造。同样地，可在生产阶段1008和1010期间利用一个或更多个设备实施例、方法实施例或其组合，例如通过很快地装配飞机1102或降低飞机的成本实现。类似地，可在飞机1102服役时利用一个或更多个设备实施例、方法实施例或其组合，例如且不限于维修和维护1016。 

现在已根据专利法规要求详细描述各种实施例，本领域技术人员应承认在此公开的具体实施例的更改和代替。所述更改落入权利要求限定的本公开的范围和目的内。 

Claims (6)

1.一种用于制作拉条阵列的方法，其包含：

形成具有与期望拉条间隔对应的突出的主工具(812)；

从所述主工具形成补充工具(816)，其带有凹槽(818)和其间的平坦表面(820)；

施加抵抗剂(822)到所述补充工具的所述平坦表面(820)；

在所述补充工具的所述凹槽中沉积刚性尖端(302)；

在沉积所述刚性尖端之后移除所述抵抗剂；

在从所述补充工具延伸的所述刚性尖端周围和之上沉积表面层(304)：

在所述表面层上沉积粘合剂层(314)；以及

从所述补充工具移除所述刚性尖端、表面层和粘合剂层。

2.根据权利要求1所述的方法，其包含：

在所述表面层上、相反于所述刚性尖端沉积聚合体层(312)。

3.根据权利要求1所述的方法，进一步包含：

铸造接合所述刚性尖端(302)的弹性体层(305)。

4.根据权利要求3所述的方法，进一步包含：

向所述弹性体层(305)施加预制嵌花，从而形成拉条阵列嵌花。

5.根据权利要求4所述的方法，其中所述预制嵌花包含金属层(301)、聚合体层(312)和所述粘合剂层(314)。

6.根据权利要求5所述的方法，进一步包含：

向所述粘合剂层施加粘合剂衬里；

从所述补充工具移除所述拉条阵列嵌花；

向所述刚性尖端(302)施加蒙版。