CN102348599A - 非晶态金属拉条 - Google Patents

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Abstract

由多个高刚性翼尖和层产生空气动力拉条阵列(112)，所述层具有以预先确定的间隔关系支撑所述翼尖并将所述翼尖粘附至交通工具表面(111)。

Description

非晶态金属拉条
技术领域
本公开的实施方式一般地涉及用于对航空器或具有流动界面的表面进行空气动力改进的表面几何形状的领域，更特别地，涉及使用非晶态金属合金形成空气动力拉条或要求高耐久性的其它高纵横比表面微型结构的实施方式和制作方法。
背景技术
现代航空器中日益增加的燃料效率通过空气动力性能的提高和结构重量的减轻来达到。在空气动力表面上使用微型结构如拉条的新发展在减少阻力以帮助减少燃料使用方面已经显示出很大的希望。拉条具有各种形式，但有利的实施方式可以是脊状结构，其最小化航空器表面上的阻力。拉条可以被用在航空器表面区域中，在该区域中可存在湍流区域。拉条可以限制循环以减少阻力，所述循环引起边界层中的表面附近的这些湍流区域中的大规模涡系的破裂。
在某些测试应用中，拉条在空气动力表面上已被金字塔形脊或倒V形脊隔开以沿表面在流体流动方向上延伸。拉条结构一般使用聚合材料，通常是热塑性塑料。但是，在使用中，如在航空器空气动力表面上，聚合物相对较软，因此降低了表面的耐久性。现有的使用聚合物翼尖(tip)的方案用指压(fingernail pressure)就可以容易地变形百分之几百并且可能是不可恢复的。在航空器或其它交通工具上的常规使用中这样的结构可能是不期望的。另外，通常要求航空器表面耐受与各种化学品的相互作用，所述化学品包括由Solutia，Inc.生产的液压油Skydrol
Figure BPA00001407603200011
在某些应用中，可以使用弹性体形成拉条，所述弹性体耐得住在翼尖产生的严重变形或从在翼尖产生的严重变形中恢复。但是，许多弹性体和其它聚合物不与Skydrol
Figure BPA00001407603200012
或其它航空器用流体或溶剂相容。
因此，使用提供了增加的耐久性和航空器用流体相容性的拉条结构，显著增强了用于商业航空器应用的拉条的实用性。
发明概述
示例性的实施方式提供多层结构，其具有第一层和第二层，所述第一层由具有拉条(ribet)的材料构成，所述第一层材料显示出具有高刚性的第一特性，所述第二层由第二材料构成，其显示出具有粘附至表面能力的第二特性。在示例性实施方式中使用多层结构，其中所述拉条被实施在交通工具上，所述拉条由于所述第一层的性能而具有长期的耐用性。
在各个实施方式中，空气动力拉条阵列由多个高刚性的翼尖和如此层产生，所述层具有以预先确定的间隔关系支撑翼尖并将所述翼尖粘附至交通工具表面。在示例性的实施方式中，高刚性翼尖由选自以下组的材料形成：镍、铬、金属合金、玻璃、陶瓷、碳化硅和四氮化三硅。另外，可以与翼尖一起连续地浇铸支撑层作为表面层。可选地，聚合物支撑层被沉积在与翼尖相反的表面层上。沉积在聚合物支撑层上的粘合剂层形成多层附饰物(appliqué)，并提供将附饰物粘附至交通工具表面的能力。
在另一示例性实施方式中，支撑层是接合至翼尖的弹性体层，并且金属箔和聚合物层被提供在弹性体层和粘合剂层的中间。金属箔、聚合物层和粘合剂层可以作为预成型的附饰物提供。对于使用弹性体层的示例性实施方式，每个翼尖含有基底，并且每个基底可以被嵌入弹性体层中。
在某些应用中，为了更大的柔性，每个翼尖在流动方向上被分割。
用于航空器结构的实施方式使用空气动力拉条阵列，所述拉条具有多个非晶态金属翼尖，所述翼尖由选自以下组的材料形成：Vitreloey105(Zr：52.5 Ti：5 Cu：17.9 Ni：14.6 Al：10)或Vitreloy 106a(Zr：58.5 Cu：15.6 Ni：12.8 Al：10.3 Nb：2.8)。非晶态金属翼尖对装饰性部件是高度反射的。每个翼尖包括基底并且每个翼尖在流动方向上被分割。弹性体层以预先确定的隔开关系支撑所述非晶态金属翼尖，其中每个翼尖的基底嵌入所述弹性体层中。含有金属层、聚合物支撑层和粘合剂层的预成型的附饰物被沉积在与翼尖相反的弹性体层上，形成多层附饰物。粘合剂层将多层附饰物粘附至航空器的表面。
通过形成具有与期望的拉条阵列相应的突起的基础工具并从所述基础工具形成互补工具，以示例性的方法制作所公开的实施方式。然后在基础工具中使用电铸或其它期望的沉积技术浇铸多个高刚性翼尖。然后从互补工具移出浇铸翼尖并粘附至空气动力表面。
在所述方法的示例性方面，抗蚀剂被施加至互补工具用于隔离高刚性翼尖，并在浇铸高刚性翼尖之后除去抗蚀剂。弹性体层是接合高刚性翼尖的铸件，多层附饰物被施加至弹性体层以形成拉条阵列附饰物。
在所述方法的示例性实施方式中，多层附饰物包括金属箔、聚合物支撑层和粘合剂层。可以使用粘合剂衬里和掩模进行处理。然后，通过除去粘合剂层并将拉条阵列附饰物施加至空气动力表面以及除去掩模，可将拉条阵列粘附至空气动力辅助装置(service)。
在可选的方法中，浇铸多个高刚性翼尖包括熔融浇铸多个翼尖和中间表面层作为覆盖层。然后弹性体层被浇铸至覆盖层。
在仍有另一可选的方法中，通过形成具有与期望的拉条阵列相应的突起的基础工具然后从基础工具形成互补工具，完成空气动力拉条阵列的制作。然后在互补工具中浇铸非晶态金属覆盖层，并且翼尖芯的聚合物层和支撑层被浇铸进覆盖层中，形成多层高刚性拉条的阵列。多层高刚性拉条的阵列被施加至空气动力表面，然后从拉条阵列除去互补工具。
在本方法实施方式的一个方面，互补工具由硅形成，并通过剥离硅工具完成从拉条阵列除去互补工具。
在本方法实施方式的另一方面，互补工具由可溶聚合物形成，并通过溶解聚合物工具完成从拉条阵列除去互补工具。
通过形成具有与期望的拉条阵列相应的突起的基础工具并由基础工具形成互补工具，完成制作航空器表面的空气动力拉条阵列的方法。具有多个翼尖芯和支撑层的芯层然后被在互补工具中浇铸。芯层选自以下组：聚合物，选自热塑性聚氨酯、PEEK、PEKK或聚酰胺的亚组；弹性体，选自聚氨酯弹性体、聚硫化物弹性体、环氧基弹性体、硅氧烷、含氟弹性体、氟硅氧烷弹性体、乙烯-丙烯-二烯单体(EPDM)弹性体和多面低聚倍半硅氧烷(polyhedral oligosilsesquioxane(POSS))-改性的聚氨酯的亚组；或形状记忆合金(SMA)，选自铜-锌-铝-镍、铜-铝-镍、镍-钛(NiTi)和假弹性β钛合金的亚组。从互补工具移出浇铸芯层。非晶态金属覆盖层被沉积在浇铸芯层上，形成高刚性拉条阵列。然后，粘合剂层被沉积在与翼尖相反的芯层上，形成多层附饰物。然后使用粘合剂层将多层附饰物粘附至航空器的空气动力表面。
1.拉条阵列，其包括：
多个非晶态金属翼尖；
聚合物层，其以预先确定的间隔关系支撑所述非晶态金属翼尖，所述层粘附至交通工具表面。
2.如权利要求1所述的拉条阵列，其中所述非晶态金属翼尖由选自以下组的材料形成：Vitreloey 105(Zr：52.5 Ti：5 Cu：17.9 Ni：14.6Al：10)或Vitreloy 106a(Zr：58.5 Cu：15.6 Ni：12.8 Al：10.3 Nb：2.8)。
3.如权利要求1所述的拉条阵列，其中非晶态金属的表面层与所述翼尖一起连续浇铸。
4.如权利要求3所述的拉条阵列，进一步其中所述聚合物层被沉积在与翼尖相反的所述表面层上。
5.如权利要求4所述的拉条阵列，其进一步包括沉积在所述聚合物层上形成多层附饰物的粘合剂层，所述粘合剂层将所述附饰物粘附至所述交通工具表面。
6.如权利要求1所述的拉条阵列，其中所述聚合物层是接合至所述非晶态金属翼尖的弹性体层。
7.如权利要求6所述的拉条阵列，其进一步包括沉积在所述弹性体层上形成多层附饰物的粘合剂层，所述粘合剂层将所述多层附饰物粘附至所述交通工具表面。
8.如权利要求7所述的拉条阵列，其进一步包括处于所述弹性体层和所述粘合剂层中间的金属层和聚合物层。
9.如权利要求8所述的拉条阵列，其中所述金属层、聚合物层和粘合剂层是预成型的附饰物。
10.如权利要求6所述的拉条阵列，其中所述翼尖每个含有基底并且每个基底被嵌入所述弹性体层中。
11.如权利要求1所述的拉条阵列，其中每个翼尖在流动方向被分割。
12.如权利要求1所述的拉条阵列，其中每个翼尖是高度反射的，在所述交通工具表面上提供装饰性特征。
13.航空器结构，其包括：
空气动力拉条阵列，其具有
多个非晶态金属翼尖，所述翼尖由选自以下组的材料形成：Vitreloey 105(Zr：52.5 Ti：5 Cu：17.9 Ni：14.6 Al：10)或Vitreloy 106a(Zr：58.5 Cu：15.6 Ni：12.8 Al：10.3 Nb：2.8)，并且对于装饰性特征是高度反射的，每个翼尖具有基底并且每个翼尖在流动方向上被分割；
弹性体层，其以预先确定的间隔关系支撑所述非晶态金属翼尖，每个翼尖的所述基底被嵌入所述弹性体层中；
预成型的附饰物，其包括被沉积在与所述翼尖相反的所述弹性体层上以形成多层附饰物的金属层、聚合物层和粘合剂层，所述粘合剂层将所述多层附饰物粘附至所述航空器的表面。
21.制造空气动力拉条阵列的方法，其包括：
形成具有与期望的拉条阵列相应的突起的基础工具；
由所述基础工具形成互补工具；
将非晶态金属覆盖层浇铸在所述互补工具中；
浇铸翼尖芯的聚合物层和支撑层，形成多层高刚性拉条的阵列；
将所述多层高刚性拉条的阵列粘附至空气动力表面；和
从所述拉条阵列除去所述互补工具。
22.根据权利要求21所述的方法，其中所述互补工具由硅形成，并且除去所述互补工具的步骤包括从所述拉条阵列除去硅工具。
23.如权利要求21所述的方法，其中所述互补工具由可溶聚合物形成，并且除去所述互补工具的步骤包括从所述拉条阵列溶解所述聚合物工具。
24.制造用于空气动力表面的空气动力拉条阵列的方法，其包括：
形成具有与期望的拉条阵列相应的突起的基础工具；
从所述基础工具形成互补工具；
将具有多个翼尖芯和支撑层的芯层浇铸在互补工具内，所述芯层选自以下组：聚合物，选自热塑性聚氨酯、聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮酮(PEKK)或聚酰胺的亚组；弹性体，选自聚氨酯弹性体、聚硫化物弹性体、环氧基弹性体、硅氧烷、含氟弹性体、氟硅氧烷弹性体、乙烯-丙烯-二烯单体(EPDM)弹性体和多面低聚倍半硅氧烷-改性的聚氨酯的亚组；或形状记忆合金(SMA)，选自铜-锌-铝-镍、铜-铝-镍、镍-钛(NiTi)和假弹性β钛合金的亚组；
从所述互补工具移出所述浇铸芯层；
将非晶态金属覆盖层沉积在所述浇铸芯层上，形成高刚性拉条阵列；
将粘合剂层沉积在与所述翼尖相反的所述芯层上，形成多层附饰物；和
将所述多层附饰物粘附至航空器的空气动力表面。
附图说明
当结合附图考虑时，参考以下详细描述，本文公开的实施方式的特征和优点将被更好地理解，其中：
图1是部分的空气动力表面如机翼或机身外壳的等轴视图(isometric view)，显示了沿流动方向延伸的示例性的拉条；
图2A是垂直于高刚性翼尖拉条的第一实施方式的流动方向的横截面图；
图2B是具有附加的支撑层的图2A的实施方式的改进的横截面图；
图2C是弹性体芯上具有高刚性覆盖层的图2A的实施方式的改进的横截面图；
图2D是没有用于直接热塑性连接的粘合剂层的图2A的实施方式的改进的横截面图；
图3是高刚性翼尖拉条的第二实施方式的横截面图，其中垂直于流动路径的拉条的结构分离；
图4是高刚性翼尖拉条的第三实施方式的横截面图，其具有减小的横截面并且具有垂直于流动方向的分离；
图5A是使用图2B所示的第一实施方式的拉条的空气动力表面的部分的俯视图；
图5B是参考图5A的特征与图2B类似的截面图；
图6A是使用图3所示的第二实施方式拉条的、带有拉条部分的另外纵向分离的空气动力表面的部分的俯视图；
图6B是参考图6A的特征与图3类似的截面图；
图7是用于制作第一实施方式的非晶态金属拉条的示例性方法的处理步骤的流程图；
图8是用于制作第二实施方式的非晶态金属拉条的示例性方法的处理步骤的流程图；
图9用于制作第三实施方式的非晶态金属拉条的示例性方法的处理步骤的流程图；
图10是在航空器制造和使用方法的情形中描述使用本文公开的非晶态金属拉条实施方式的流程图；和
图11是呈现使用本文公开的实施方式的非晶态金属拉条的航空器的框图。
具体实施方式
本文公开的实施方式提供由高刚性材料制成的拉条，该材料可以被地面支撑设备(support equipment)或环境危害如冰雹撞击而不会永久变形/破坏。如本文所用，高刚性指材料具有范围在大约10-30×106lb/in2的弹性模数，且优选在大约10-20×106lb/in2范围内，典型的实例是元素周期表中第一行的第一过渡系金属及其合金。这些刚性材料的形变响应可以是稍微延性的，其在弹性区域中具有非线性响应。这些实施方式也允许拉条的设计变化，为其提供更薄和更空气动力有效的能力。非晶态金属在可见光谱中也可以是高度反射的(非晶态金属的特征)，其以高度有光泽的外观增强拉条表面的色彩/装饰性特征。此外，非晶态金属覆盖层可以提供环境增强如耐腐蚀性和防止或减少冰的形成。
非晶态金属拉条的示例性实施方式——其具有如以下将详细描述的结构——作为图1中的航空器的空气动力表面的部分被显示。航空器110使用带有表面111的结构，表面111被放大显示，具有多个基本平行的拉条112，与箭头114表示的流动方向平行排列。对于所示的示例性实施方式，垂直于表面111的尺寸116为约0.002英寸，而拉条之间的间隔为约0.003英寸，例如图2A和2B中所示。根据使用拉条应用的空气、水或其它流体的流体动力学性能，间隔可以变化。空气动力表面通常不受限制地为弯曲的，并且可以是机翼、发动机短舱、控制面、机身或其它合适的表面的一部分。因此，可能需要拉条以及支撑和附加拉条至表面的任何结构的柔性和顺应性。虽然本文参照航空器空气动力表面进行描述，但是本文所公开的实施方式等同地可应用于在其它宇航飞行器表面上减少阻力，所述宇航飞行器非限制性地如在气态流体通常是空气中移动的导弹或火箭以及其它运输工具如小汽车、卡车、公交车和火车；或应用于在船、潜水艇、水翼船、流体流动管道或暴露于液体流体流动的其它表面上减少阻力。
本文公开的实施方式认识到并提供给拉条可以抵抗各种冲击力和/或可以减小拉条耐久性的其它力的能力。此外，某些不同的有利实施方式提供多层结构，该结构可以具有支撑层和位于支撑层上或从支撑层延伸的多个拉条翼尖。形成拉条的翼尖可以被制作，例如非限制性地通过浇铸非晶态金属合金如Vitreloey 105(Zr：52.5 Ti：5 Cu：17.9 Ni：14.6 Al：10)或Vitreloy 106a(Zr：58.5 Cu：15.6 Ni：12.8 Al：10.3 Nb：2.8)，这些合金的成型性、刚性、惰性和有光泽的表面是熟知的。在可见光谱中浇铸表面可以是高度反射性的(由于非晶态金属的该特征)，通过增加拉条表面，这提供或增强了交通工具的色彩/装饰性特征。多层结构的材料是柔性的，并且可以被单独或与拉条翼尖结合形成附饰物，用于紧固至表面以增强交通工具如航空器的空气动力。
非晶态金属拉条112的第一实施方式示于图2A。拉条的单独翼尖202从表面层204突出以提供多层结构的第一层201。通过浇铸或沉积所选择的非晶态金属材料的非晶态金属层或箔——将在随后更加详细地描述，形成突出的拉条翼尖202和连续表面层204，所选择的非晶态金属材料提供耐久性、环境保护和/或高度反射性外观——以另外提供装饰性特征——的第一特性。对于图2A所示的实施方式，通过粘合剂层206生成的第二层203被沉积在表面层204上。用于各种实施方式中的示例性的粘合剂可以非限制性地包括丙烯酸压敏粘合剂、硅烷化聚氨酯压敏粘合剂；热塑性粘合剂；热反应性粘合剂或环氧类粘合剂。在可选的实施方式中，支撑聚合物层208接合表面层204，作为第二层的一部分处于表面层和粘合剂层206中间，如图2B所示。支撑聚合物层208可以是聚合物膜或其它合适的材料。在某些实施方式中，聚醚醚酮(PEEK)被用作膜。第二层中的聚合物、粘合剂和/或其它元件提供了弹性和粘合至表面的能力的第二特性。
图2C是其它可选的实施方式，其中非晶态金属材料被用作成型的表面覆盖层209，其形成翼尖202’和表面层204’。聚合物或弹性体层210被浇铸在覆盖层209中，或者相反地覆盖层209被浇铸在弹性体层210上以提供翼尖的支撑层208’和轻质芯212。示例性实施方式中使用的示例性弹性体可以非限制性地是聚氨酯弹性体、聚硫化物弹性体、环氧基弹性体、硅氧烷、含氟弹性体、氟硅氧烷弹性体、乙烯-丙烯-二烯单体(EPDM)弹性体或具有较低应变的其它聚合物以产生例如热塑性聚氨酯、PEEK、聚醚酮酮(PEKK)或聚酰胺。该可选实施方式可以允许重量减轻，并且结构的柔性可以被进一步增强。此外，形状记忆弹性体材料可以用于增强耐破坏性和形状恢复。
在图2A、2B或2C所示的形式中，实施方式可以被制成附饰物211，然后可以使用粘合剂层206将附饰物211粘附至空气动力表面。
在可选的实施方式中，表面层210’可以被直接粘附至空气动力表面111或沉积在其上。图2D演示了与参照图2C描述的那些类似的实施方式，但没有使用粘合剂层。弹性体层210’是浇铸进非晶态金属覆盖层中的热塑性材料，非晶态金属覆盖层通过施加热允许直接结合至航空器表面。
图2E示出另一实施方式，其中含有金属层212如铝箔、聚合物层214如PEEK和粘合剂层216的多层结构被粘附至支撑层210。箔、聚合物和粘合剂多层结构可以与当前用于复合航空器结构表面的雷击附饰物(lightning strike appliqué(LSA))相似。在可选的实施方式中，金属网或金属滤网可以代替箔使用。
非晶态金属拉条112的另一实施方式示于图3中。对于多曲面，为更大的横向柔性，在第一层301中将单独的拉条翼尖302彼此分离、基本上垂直于流动方向114是期望的。对于所示的实施方式，单独的翼尖302从弹性体层304突出。对于图3的示例性实施方式，翼尖302具有大约30°的内角303。基底306从每个翼尖302延伸。在某些实施方式中，弹性体层304围绕基底306以提供更大的结构连续性。在可选的实施方式中，基底306的底部面308直接粘附至弹性体层304的暴露表面。
第二层303由多层结构产生，其可以是预成型的附饰物，含有滤网和/或箔金属层310如铝、聚合物层312如PEEK，并且粘合剂层314支撑弹性体层304。如参考图2E描述的实施方式中，在示例性的航空器实施方式的使用中，铝层提供导电材料，用于雷击保护。
当施加横向力时，支撑非晶态金属拉条翼尖302的弹性体层304提供翼尖302的其它的弹性侧面变形和恢复，从而进一步增强高刚性拉条翼尖的耐久性。此外，柔性弹性体层304具有更大的贴合复杂形状的能力。
图4示出非晶态金属拉条112的第三实施方式，其利用由形成拉条的材料提供的结构能力以允许翼尖402轮廓更尖锐。对于所示的实施方式，翼尖402的每一个从弹性体层406中支撑的基底404延伸。与参照图3描述的实施方式一样，每个翼尖402的基底404被弹性体包围以在结构上将基底保持在弹性体层406内。在可选的实施方式中，延伸的基底的底部表面408可以被粘附至弹性体层406的表面。图4的实施方式也使用垂直于图3的实施方式中的流动方向分离的拉条。但是，可以使用可选的实施方式：连续的表面层，翼尖从该表面层延伸，如参照图1描述的实施方式公开的。
也如图4所公开的，实施方式使用支撑聚合物层410，在该层上粘附或沉积有弹性体层406。粘合剂层412从与弹性体层406相对的聚合物层410延伸，形成多层附饰物414。
图5A显示图2B公开的实施方式的俯视图。由翼尖202形成的拉条112沿表面层204在流动方向114纵向延伸。薄表面层204在粘附至弯曲时提供柔性，所述弯曲具有垂直于拉条的如箭头115所表示的切线。拉条附饰物中使用的非晶态金属材料可以具有提供高光泽面用于装饰性应用的优点，以及通过吸收冲击能方式为下面的复合结构提供增强的耐久性的优点。此外，非晶态金属箔或覆盖层209可以提供复合结构单独可能不能提供的对电磁效应的抗性，从而替代或补充LSA箔附饰物和类似材料。
但是，如前所述，其上可以使用拉条112的表面可以具有要求更具柔性的复杂或多个弯曲。前述实施方式可以因此改变，如图6A所示，其中单独的翼尖402——如参照图4所述并在图6B中以改进形式示出——垂直于流动方向分开间隔118，其中基底406附连至弹性体层404或被捕获在弹性体层404内。这为粘附至带有弯曲的表面提供甚至更大的柔性，所述弯曲具有垂直于拉条的如箭头115所表示的切线。本文附图的比例基于小拉条尺寸，使得表面看起来平坦，即使它们在较大比例时可能是弯曲的。此外，单独的拉条翼尖402含有使用间隙602的纵向分离，以分割拉条112，提供更大的柔性，用于粘附至具有弯曲的表面，所述弯曲具有平行于拉条112的切线。对于所示的实施方式，间隙602可以在拉条112中以基本上相等的纵向距离604基本上均匀地隔开。在可选的实施方式中，单独拉条112上的间隔和拉条112之间的间隔可以是不均匀的并且以预先确定的方式选择以适应要求的表面弯曲。在图6B所示的实施方式中，当使用非金属翼尖402时，金属箔层414被显示用于防雷。
图7是显示拉条结构的第一示例性制造方法的流程图，所述拉条结构如在参考图2A所述的实施方式中限定的。在步骤701，作为非限制的实例，使用铜的金刚石加工工具形式作为基础工具来产生基础工具或基础工具的复制品712，在基础工具上丙烯酸酯膜被固化为复制品然后被剥离以限定隔开的突起714，突起714相应于期望的拉条尺寸。如图7所示的工具712可以是平口刀具(flat tool)或用于辊对辊片材处理(web processing)的辊的一部分。在可选的实施方式中，可以使用辊，例如镍工具，其部分地浸入电镀槽中，并且当箔被沉积在“基础”辊上时，其从辊剥离/脱除，这使得辊旋转，将辊的干净部分暴露于电铸槽。在步骤702，通过在基础工具712上进行拓印(impression)、熔融浇铸或电铸产生互补工具716，其提供了对应于拉条形状的槽718。槽之间的间隔提供了基本上平坦的中间表面720，该表面相应于拉条112之间期望的尺寸118。在片材处理格式中，互补工具716可以是硅，并且可以作为保护性掩模保留在浇铸翼尖上。在步骤703，非晶态金属翼尖202和表面层204被浇铸、滚压或沉积在互补工具716上，然后进行热处理以最优化玻璃结构。在某些实施方式中，剥离化合物被施加至互补工具以辅助从该工具移出浇铸拉条翼尖202和表面层204。然后在步骤704，粘合剂层206被施加至与非晶态金属翼尖202相反的表面层204。粘合剂层206可以与聚合物层结合并作为如图8所示的预成型的附饰物824供应，然后其与浇铸表面层202结合。为处理完成的多层附饰物723，添加可移除粘合剂衬里722，也如步骤704中所示。然后从互补工具716上移出多层附饰物723，在如步骤705所示的操作期间，掩模724可以被施加至拉条阵列以保护翼尖202。对航空器表面726的应用可以通过除去粘合剂层722然后将附饰物的粘合剂层附加至航空器表面726来完成，如步骤706所示。
图8是显示参照图3描述的实施方式中限定的拉条结构的制造方法的流程图。在步骤801，如前参照图7所述的，产生片材工具812以限定与期望的拉条尺寸相应的隔开的突起814。图8所示的工具可以是用于片材处理的平口刀具或辊工具的一部分。在步骤802，通过在片材工具812上进行拓印产生互补工具816，其提供了与拉条形状相应的槽818。槽之间的间隔提供了基本上平坦的中间表面820，该表面相应于拉条翼尖302之间期望的尺寸118。在步骤803，非晶态金属翼尖302被浇铸或沉积在工具816上，包括翼尖302之间的中间片材303。在步骤804，抗蚀层822被施加至互补工具816中的拉条翼尖302的基底306。包括片材的浇铸非晶态金属被刻蚀以除去片材和使翼尖302的基底306成型，然后在步骤805中除去抗蚀层，在工具816中提供隔开的拉条。对于所示的实施方式，基底306被放入离隙(relief)，离隙通过在抗蚀层周围进行刻蚀而从工具延伸。然后在步骤806，弹性体层304被浇铸在拉条基底306上。在可选的实施方式中，对于如前参照图3所述的直接粘附至弹性体表面，浇铸非晶态金属翼尖302提供与平坦表面820齐平的基底。对于参照图8所示的示例性方法，在步骤807，包括金属层310如铝箔、聚合物层312和粘合剂层314的多层结构预成型附饰物824被粘附至浇铸弹性体。在进一步处理期间，示出用于保存粘合剂的可移除粘合剂衬里826。然后从互补工具816移出多层结构，产生暴露非晶态金属翼尖302的多层拉条阵列附饰物829。在另外的处理期间，将掩模828施加在翼尖302和弹性体层304上以辅助操作。示例性实施方式中的掩模可以非限制性地是溶液浇铸可剥离聚合物如硅或粘合剂膜如Mylar
Figure BPA00001407603200131
与滚压处理期间施加的低粘性丙烯酸粘合剂。可选地，可以使用水/流体可溶聚合物以在安装后通过用水或其它流体溶解来除去掩模。
然后，通过除去粘合剂衬里并将粘合剂层314粘附至表面830，完成的多层拉条阵列附饰物829可以被施加至飞机表面830，如步骤808所示。然后从翼尖302和弹性体层304除去掩模828，提供完成的拉条表面。
本文的实施方式和制造方法中描述的翼尖使用的非晶态金属材料允许非常精细的翼尖结构，该结构的基底具有大约15至25微米的尺寸307，翼尖终端的尺寸309通常在100纳米(0.1微米)的数量级。用加工和剥离方法改善可获得较精细的翼尖几何形状。即使翼尖非常尖锐，但是非常精细的翼尖间隔避免了安装人员在常规操作中的切割。
图9A是显示参照图2A描述的实施方式中限定的拉条结构的制造方法的流程图。在步骤901，如此前参照图7描述的，产生基础工具912。图9A所示的工具可以是平口刀具或用于辊对辊片材处理的辊的一部分。对于图9A所示的实施方式，非晶态金属被用于翼尖202’和表面层204’。在步骤902，通过在基础工具912上进行拓印产生互补工具916，其提供与拉条形状相应的槽918。槽之间的间隔提供了基本上平坦的中间表面920，该表面相应于拉条翼尖202’之间期望的尺寸118。在片材处理应用中，互补工具916可以由硅形成或者可以使用水/流体可溶的聚合物。然后互补工具916形成掩模层，用于在将拉条阵列应用至航空器表面之前保护浇铸拉条翼尖。在步骤903，非晶态金属膜或覆盖层209被浇铸、沉积或滚压形成互补工具以在步骤911形成非晶态金属翼尖202’和表面层204’。在某些实施方式中，剥离化合物被施加至互补工具以辅助从互补工具916移出浇铸拉条202’和表面层204’。然后在步骤904，弹性体层210被浇铸至覆盖层209中，为翼尖202’提供支撑层208’和轻质芯212。然后在步骤904，粘合剂层206被施加至与翼尖202’相反的支撑层208’，在步骤905，生成多层附饰物921。用于处理完成的附饰物的可移除粘合剂衬里920也被添加，如步骤905所示。如步骤906所示，对航空器表面的施加可以通过除去粘合剂衬里920然后将多层附饰物921的粘合剂层206附加至航空器表面922来完成，此时互补片材工具916从拉条翼尖202’阵列和表面层204’剥离。对于可选的水/流体可溶聚合物工具，在安装后通过用水或其它流体溶解来除去该工具。
在用于避免非晶态金属覆盖层和模具之间的剥离问题的硬质模具(hard tooling)的可选方法中，图9B所示的方法被用于使用模具形成聚合物或弹性体支撑层，然后将覆盖层沉积在支撑层上。在步骤931，使用前述参考图9A产生基础工具912。如图9B所示，工具912可以是平口刀具或用于辊对辊片材处理的辊的一部分。在步骤932，通过在基础工具912上进行拓印产生互补工具916，其提供与拉条形状相应的槽918。槽之间的间隔提供了基本上平坦的中间表面920，该表面相应于拉条翼尖202’之间期望的尺寸118。然后在步骤933，芯层210被浇铸进互补工具916中以提供支撑层208’和轻质芯212。在某些实施方式中，剥离化合物被施加至互补工具以辅助从工具916移出芯层210。然后在步骤934，粘合剂层206被施加至与弹性体翼尖芯212相反的支撑层208’。用于处理完成的附饰物的可移除粘合剂衬里916被添加，也如步骤934所示。在步骤935，可以在添加粘合剂和衬里之前进行该步骤，从互补工具916移出芯层210，非晶态金属膜或覆盖层209如Vitreloey105(Zr：52.5 Ti：5 Cu：17.9 Ni：14.6 Al：10)或Vitreloy 106a(Zr：58.5 Cu：15.6 Ni：12.8 Al：10.3 Nb：2.8)通过喷溅涂覆法或可选的沉积技术被沉积在芯层210上，形成高刚性拉条翼尖202’阵列和表面层204’，产生多层附饰物921。在各种实施方式中，芯层210可以是聚合物，非限制性地例如热塑性聚氨酯、PEEK、PEKK或聚酰胺；弹性体，其可以具有或不具有形状记忆性能，非限制性地例如聚氨酯弹性体、聚硫化物弹性体、环氧基弹性体、硅氧烷、含氟弹性体、氟硅氧烷弹性体、乙烯-丙烯-二烯单体(EPDM)弹性体和多面低聚倍半硅氧烷(POSS)-改性的聚氨酯；或者形状记忆合金(SMA)，非限制性地例如铜-锌-铝-镍、铜-铝-镍、镍-钛(NiTi)、假弹性β钛合金。如步骤936所示，对航空器表面922的施加通过除去粘合剂衬里922然后将多层附饰物921的粘合剂层206附加至航空器表面922来完成。
更具体地参考图10和11，本文公开的高刚性拉条的实施方式及其制备方法可以在如图10所示的航空器制造和使用方法1000以及如图11所示的航空器1102的情形中被描述。在生产前期间，示例性方法1000可以包括航空器的说明书和设计1004，其可以包括拉条和材料获得1006。在生产期间，进行航空器的组件和亚组件制造1008和系统整合1010。本文描述的拉条附饰物及其制造方法可以作为生产、组件和亚组件制造步骤1008的一部分和/或作为系统整合1010的一部分来完成。其后，航空器可以经过认证和运输1012以便进行使用1014。虽然被消费者使用，但是航空器1002被预定进行日常维护和保养1016(其也可以包括改进、重新配置、整修等)。如本文所述的拉条附饰物也可以作为日常维修和服务的一部分被制作和应用。
方法1000的每个工艺可以由系统综合者、第三方和/或操作者(例如消费者)进行或实施。用于本描述的目的，系统综合者可以非限制性地包括任何数量的航空器制造者和主要系统转包商；第三方可以非限制性地包括任意数量的售卖者、转包商和供应者；操作者可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。
如图11所示，通过示例性方法1000生产的航空器1102可以包括如参照图1所述的具有表面111的机身1118以及多个系统1120和内部1122。高水平系统1120的实例包括一个或多个推进系统1124、电力和航空电子学系统1126、水压系统1128和环境系统1130。可以包括任意数量的其它系统。本文公开的实施方式支持的高刚性翼尖的拉条可以是机身、明显地完工的外壳和外部表面的一部分。尽管显示的是航天实例，但本文公开内容的原理可以应用至其它工业，如汽车工业和海运/船运工业。
在生产和使用方法1000的任意一个或多个阶段期间可以使用本文包含的设备和方法。例如，对应于生产工艺1008的组件或亚组件可以以类似于航空器1102被使用时生产的组件或亚组件的方式制造或制作。同样，一个或多个设备实施方式、方法实施方式或其组合可以在生产阶段1008和1010期间被使用，例如通过显著地加快航空器1102的组装或减少航空器1102的成本。类似地，一个或多个设备实施方式、方法实施方式或其组合可以在使用航空器1102时被使用，例如和非限制性地，维护和保养1016。
现在已经如专利法令所要求的详细描述了各个实施方式，本领域技术人员将认识到本文公开的具体实施方式的改进和替换。这样的改进是在如以下权利要求所限定的本公开的范围和意图之内。

Claims (15)

1.拉条阵列，其包括：
多个非晶态金属翼尖；
聚合物层，其以预先确定的间隔关系支撑所述非晶态金属翼尖，所述层粘附至交通工具表面。
2.如权利要求1所述的拉条阵列，其中所述非晶态金属翼尖由选自以下组的材料形成：Vitreloey 105(Zr：52.5 Ti：5 Cu：17.9 Ni：14.6 Al：10)或Vitreloy 106a(Zr：58.5 Cu：15.6 Ni：12.8 Al：10.3 Nb：2.8)。
3.如权利要求1所述的拉条阵列，其中非晶态金属的表面层与所述翼尖一起连续浇铸。
4.如权利要求3所述的拉条阵列，进一步其中所述聚合物层被沉积在与所说翼尖相反的所述表面层上。
5.如权利要求4所述的拉条阵列，其进一步包括沉积在所述聚合物层上形成多层附饰物的粘合剂层，所述粘合剂层将所述附饰物粘附至所述交通工具表面。
6.如权利要求1所述的拉条阵列，其中所述聚合物层是接合所述非晶态金属翼尖的弹性体层。
7.如权利要求6所述的拉条阵列，其进一步包括沉积在所述弹性体层上形成多层附饰物的粘合剂层，所述粘合剂层将所述多层附饰物粘附至所述交通工具表面。
8.如权利要求7所述的拉条阵列，其进一步包括处于所述弹性体层和所述粘合剂层中间的金属层和聚合物层。
9.制造拉条阵列的方法，其包括：
形成具有与期望的拉条阵列相应的突起的基础工具；
由所述基础工具形成互补工具；
将多个非晶态金属翼尖浇铸在所述互补工具内；
从所述互补工具移出浇铸非晶态金属翼尖；和
将所述浇铸非晶态金属翼尖粘附至表面。
10.根据权利要求9所述的方法，其进一步包括：
整体地浇铸处于所述非晶态金属翼尖中间的非晶态金属表面层。
11.根据权利要求10所述的方法，其进一步包括：
将聚合物层沉积在与所述翼尖相反的所述表面层上并将粘合剂层沉积在所述聚合物层上。
12.根据权利要求9所述的方法，其进一步包括：
施加抗蚀层至所述互补工具用于隔离所述非晶态金属翼尖；和
在浇铸所述非晶态金属翼尖后除去所述抗蚀层。
13.根据权利要求12所述的方法，其进一步包括：
浇铸接合于所述非晶态金属翼尖的弹性体层；和
将预成型的附饰物施加至所述弹性体层以形成拉条阵列附饰物。
14.根据权利要求9所述的方法，其中浇铸所述多个非晶态金属翼尖的步骤包括浇铸多个翼尖和中间表面层作为覆盖层，并进一步包括浇铸弹性体层至所述覆盖层。
15.根据权利要求9所述的方法，其中浇铸所述多个非晶态金属翼尖的步骤包括在所述互补工具上熔融浇铸所述非晶态金属翼尖。
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