CN105936162A - 形状记忆拉条 - 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)和由另一种材料组成的第二层(203)，其中第一层材料具有形状记忆性，而第二层的材料呈现了粘结于表面(204)的能力的第二特性。

Description

形状记忆拉条

本申请是2010年1月28日提交的名称为“形状记忆拉条”的中国专利申请201080004055.X的分案申请。

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，涉及使用形状记忆材料(shape memory materials)形成空气动力学拉条或要求高耐久力的其他高纵横比(high-aspect-ratio)表面微观结构(microstructure)的实施例和制造方法。

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——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

例示性实施例提供这样的多层构造，即其具有第一层和第二层，其中第一层由具有拉条的材料组成，第一层材料呈现了形状记忆材料的第一特性，而第二材料由呈现了粘附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，其中拉条被实现在交通工具上，由于第一层的形状记忆性，该拉条具有长期的耐久性。

在各种实施例中，空气动力学拉条阵列由多个记忆尖端通过以下方式产生，即层支撑处于预定间隔关系的形状记忆尖端且将形状记忆尖端粘结于交通工具表面。在例示性实施例中，形状记忆尖端由从以下材料组成的组中选择的材料形成，即铜-锌-铝-镍、铜-铝-镍、镍-钛(NiTi)以及无镍、超弹性β钛合金(pseudo-elastic beta titanium alloy)。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，并且提供使得该嵌花粘接于交通工具表面的能力。

在另一个例示性实施例中，支撑层是接合尖端的弹性体层，而金属箔和聚合体层被提供在弹性体层和粘合剂层中间。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而言，每个尖端都包含一个基底，而每个基底都可被嵌入到弹性体层中。

在用于某些应用中的更大灵活性的实施例的一个方面，每个尖端均被纵向分段。

例示性实施例提供这样的飞机结构，即其包括空气动力学拉条阵列，其具有多个纵向分段的形状记忆尖端，该尖端由从以下材料组成的组中选择的材料形成，即铜-锌-铝-镍、铜-铝-镍、镍-钛(NiTi)以及无镍、超弹性β钛合金或者形状记忆聚合体。从以下材料组成的组中选择的聚合体支撑层接合尖端，即聚亚安酯、硅树脂、环氧树脂、聚硫化物、三元乙丙橡胶、氟硅氧烷和含氟弹性体，而从以下材料组成的组中选择的覆层叠覆于尖端和表面层，即铜-锌-铝-镍、铜-铝-镍、镍-钛(NiTi)、超弹性β钛合金、镍、铬、金属合金、玻璃、陶瓷、碳化硅或氮化硅。沉积在聚合体支撑层上的粘合剂层形成多层嵌花，并且粘合剂层使得嵌花粘结于飞机的表面。

公开的实施例以例示性方法制造，该方法包括通过形成具有与期望的拉条阵列对应的突出的主工具，并且由主工具形成补充工具。然后，使用电铸/电成型或其他期望的沉积技术将多个形状记忆尖端沉积在主工具中。然后，形状记忆尖端被从补充工具移除，并且粘结于空气动力学表面。

在本方法的例示性方面，向形状记忆尖端的基底施加抵抗剂，用于分离形状记忆尖端以及蚀刻刚性尖端之后将抵抗剂移除。然后，铸造接合刚性尖端的弹性体层，并且向弹性体层施加预制的嵌花，从而形成多层拉条阵列嵌花。

在本方法的例示性实施例中，预制嵌花包含金属箔、聚合体支撑层和粘合剂层。可使用粘合剂衬里和蒙版(masking)来处理。然后，通过以下方法将拉条阵列粘附于空气动力学设施，即去除粘合剂衬里并将多层拉条阵列嵌花施加至空气动力学表面以及去除蒙版。

在替换方法中，多个形状记忆尖端的铸造包括多个SMA尖端和作为覆层的中间表面层的铸造。然后，将弹性体层铸造在覆层上。替换实施例中的弹性体层也是形状记忆材料。而在另一种可替换方法中，第二SMA被铸进覆层中。在本方法的其他方面，弹性体形状记忆材料或SMA的核心被铸造在工具中，移除SMA的覆层，然后，在核心上沉积刚性材料或无定形金属。

在网处理的进一步替换方法中，补充工具是网工具，而在将形状记忆尖端沉积在网工具上以前，在网工具上溅射金属涂层。在本方法的一方面，在溅射的金属涂层上施加抵抗剂，并且通过在网工具内的溅射金属涂层上电铸形状记忆尖端而完成形状记忆尖端的沉积。

用于产生飞机表面上的空气动力学拉条阵列的方法包括产生主工具和产生补充工具，这是通过在主工具上施压从而提供与拉条形状对应的凹槽而产生的。凹槽之间的间隔提供基本平坦的中间表面。从弹性体、形状记忆聚合体或形状记忆合金构成的组中选择的核心层被铸造到补充工具中，从而提供支撑层和尖端核心两者。与核心相反向表面层施加粘合剂层。增加可移除的粘合剂衬里用于处理。然后，核心层被从补充工具移除，并且从以下材料组成的组中选择的覆层沉积在核心层上从而形成尖端和表面层，所述材料为形状记忆合金、镍、铬、玻璃、陶瓷、碳化硅或氮化硅或无定形金属。然后移除粘合剂衬里，并且粘合剂层被粘结于飞机表面。

12.一种拉条的阵列，其包含：

具有间隔开的拉条核心的核心层；以及

沉积在所述核心层之上的覆层。

13.根据条款12所述的拉条的阵列，其中所述核心层从弹性体材料和形状记忆合金(SMA)组成的组中选择。

14.根据条款13所述的拉条的阵列，其中所述覆层包含形状记忆合金(SMA)。

15.根据条款13所述的拉条的阵列，其中所述核心层为弹性体材料并且包含形状记忆材料。

16.根据条款15所述的拉条的阵列，其中所述覆层包含从以下材料组成的组中选择的硬质层，即镍、铬、金属合金、玻璃、陶瓷、碳化硅或氮化硅。

17.根据条款14所述的拉条的阵列，其中所述SMA从以下材料组成的组中选择，即铜-锌-铝-镍、铜-铝-镍、镍-钛(NiTi)以及无镍、超弹性β钛合金。

一种飞机结构，其包含：

拉条的阵列，其具有：

多个纵向分段形状记忆尖端，所述尖端由以从下材料组成的组中选择的材料形成，即铜-锌-铝-镍、铜-铝-镍、镍-钛(NiTi)以及无镍、超弹性β钛合金或者形状记忆聚合体；

聚合体支撑层，其接合所述尖端，所述聚合体支撑层从以下材料组成的组中选择，即聚亚安酯、硅树脂、环氧树脂、聚硫化物、三元乙丙橡胶、氟硅氧烷和含氟弹性体；

覆层，其叠覆于所述尖端和表面层，所述覆层从以下材料组成的组中选择，即铜-锌-铝-镍、铜-铝-镍、镍-钛(NiTi)、超弹性β钛合金、镍、铬、金属合金、玻璃、陶瓷、碳化硅或氮化硅；

粘合剂层，其沉积在所述聚合体支撑层上，从而形成多层嵌花，所述粘合剂层使得所述嵌花粘结于所述飞机的表面。

一种用于在飞机上产生空气动力学拉条的阵列的方法，其包含：

产生主工具；

通过在所述主工具上施压而产生补充工具，从而提供与拉条形状对应的凹槽，而所述凹槽之间的间隔提供基本平坦的中间表面；

将从弹性体、形状记忆聚合体或形状记忆合金组成的组中选择的核心层铸造在所述补充工具中，从而提供支撑层和尖端核心两者；

与所述核心相反向所述支撑层施加粘合剂层；

增加可移除粘合剂衬里用于处理；

从所述补充工具移除所述核心层；

将从以下材料组成的组中选择的覆层沉积在所述核心层上从而形成尖端和表面层，所述材料即形状记忆合金、镍、铬、玻璃、陶瓷、碳化硅或氮化硅或无定形金属；

去除所述粘合剂衬里；以及

将所述粘合剂层粘结于飞机表面。

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，例如机翼或飞机蒙皮，其示出在流动方向上延伸的例示性拉条；

图2A示出与刚性带尖端拉条的第一实施例的流动方向垂直的横截面图；

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，其为了直接热塑性粘接而没有粘合剂层；

图2E示出在具有多层LSP嵌花的形状记忆层之上使用刚性金属覆层的实施例的横截面图；

图2F示出一个尖端细节图，其中在核心上具有例示性多层涂层；

图3示出刚性带尖端拉条的第二实施例的横截面图，其中拉条横向结构分离；

图4示出刚性带尖端拉条的第三实施例的横截面图，其中横截面减小且横向分离；

图5A示出使用图2B所示的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3所示的第二实施例的拉动拉条的空气动力学表面的一部分的顶视图，其中拉条段具有附加的纵向分离；

图6B示出类似图3的截面图，其为了介绍图6A的特征；

图7示出第一实施例的拉条制造的例示性方法的处理步骤流程图；

图8A示出第二实施例的拉条制造例示性方法的处理步骤的流程图；

图8B示出使用网处理工具的第二实施例的拉条制造的第二例示性方法的处理步骤的流程图；

图8C示出使用具有溅射金属涂层的网处理工具的第二实施例的拉条制造的第三例示性方法的处理步骤的流程图；

图9A示出第三实施例的拉条制造例示性方法的处理步骤的流程图；

图9B示出替换第三实施例的拉条制造例示性方法的处理步骤的流程图，其中具有覆层的沉积；

图10示出这样的流程图，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拉条实施例的使用；以及

图11示出这样的方框图，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

在此公开的实施例提供可恢复拉条，其以形状记忆材料构造，该材料可受地面支撑设备或环境危害如冰雹的影响而不永久变形/损伤。这些实施例也允许拉条的设计改变，向其提供更薄并且更有空气动力学效率的能力。如图1所示，具有随后将详细描述的结构的形状记忆拉条的例示性实施例被示为飞机的空气动力学表面的一部分。飞机110使用具有放大示出的表面111的结构，该表面具有平行于箭头114所示流动方向排列的多个基本平行的拉条112。对于示出的性实施例，如图2A和图2B作为例子示出的，垂直于表面111的尺寸116大约为0.002英寸，而拉条之间的间隔118大约为0.003英寸。阵列中的拉条的间隔或分布可取决于以下方面而变化或由以下方面预定，即空气、水或拉条应用所处的其他流体的流体动力学特性。空气动力学表面通常为但不限于弯曲的，并且可为是机翼、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，例如而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可抵抗可降低拉条耐久力的各种冲击力和/或其他力的能力。进一步，某些不同有利实施例提供这样的多层结构，其可具有支撑层和位于支撑层或从支撑层延伸的多个拉条尖端。形成拉条的尖端可由形状记忆材料制作，其包括形状记忆合金(SMA)，例如铜-锌-铝-镍、铜-铝-镍、镍-钛(NiTi)、超弹性β钛合金以及其他适当的金属合金，其提供由于可逆的应力导致的马氏体相变(reversible stress-induced martensitic phase transformation)而产生的超弹性性能。超弹性SMA的最大可恢复应变能够为单轴向张力或压力(uniaxial tension or compression)的百分之几，使经历变形的SMA拉条恢复至其初始形状。一旦在形状记忆合金上施加力，形状记忆合金能够经受从处于零应力或无应力状态时的较高模数向较低模数的原子相变。较高模数可称为奥氏体相，而较低模数可称为马氏体相。

当形状记忆合金从施加的力吸收能量时，其可暂时以类似弹性体的方式变形。一旦移除该力，形状记忆合金就可恢复至较高模数以及初始形状。例如，不限于NiTi合金，其可吸收大约五倍于钢并且大约三倍于钛的能量。在初始形状不永久变形的情况下，例示性NiTi形状记忆合金可提供高达大约百分之八至大约百分之十应变的可逆应变性能。

在替换实施例中，形状记忆材料是形状记忆弹性体，例如但是不限于多面体低聚倍半硅氧烷改性聚亚安酯(polyhedral oligosilsesquioxane(POSS)-modifiedpolyurethane)或更典型的弹性体，包括聚亚安酯、硅树脂、环氧树脂、聚硫化物、三元乙丙橡胶、氟硅氧烷和含氟弹性体，其具有刚性金属涂层，例如镍(用于此处的实施例)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。多层结构的材料有弹性并且可作为嵌花单独形成，或者与拉条结合，用于紧固、粘合、耦合或以其他方式连接于表面，从而提高交通工具例如飞机的空气动力学性能。

形状记忆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由例如SMA的形状记忆材料形成，如下文将详细描述，该形状记忆材料被选择成提供期望的第一特性耐久力。在例示性实施例中使用NiTi。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。该粘合剂可为以下很多可能中的一种，包括但不限于：丙烯酸压敏粘合剂、聚氨酯压敏粘合剂、聚硫化物、环氧树脂、热塑性塑料、热活化粘合剂、硅酮胶或氟硅氧烷粘合剂。在替换实施例中，如图2B所示，支撑聚合体层208在表面层204和粘合剂层206之间接合表面层204，作为第二层的一部分。聚合体层208可为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)作为薄膜。第二层中的聚合体、粘合剂和/或其他元素提供第二特性回弹以及粘结于表面的能力。

图2C示出另外的替换实施例，其中使用SMA或替换形状记忆材料，其作为形成多层结构的第一层的尖端202′和表面层204′的波形(contoured)表面覆层209。作为第二层，然后弹性体层210被铸进覆层内，从而向尖端202′提供支撑层和轻质核心212，从而保持尖端202′的预定间隔关系。例示性弹性体可包括但不限于聚亚安酯、硅树脂、环氧树脂、聚硫化物、三元乙丙橡胶、氟硅氧烷和含氟弹性体。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。另外，为了提高耐久力和形状恢复性，可使用具有与SMA表面覆层209相容的性质的形状记忆弹性体材料，例如多面体低聚倍半硅氧烷改性聚亚安酯。使用金属形状记忆合金作为表面覆层209可提供Skydrol抵抗力的额外益处，并且因此帮助保护聚合弹性体核心212。然后，可使用粘合剂层206将弹性体层210粘结于表面，或者如关于图2D所描述的使得弹性体层210直接粘结于表面。

在图2A、图2B或图2C所示的形式中，实施例可被制造为图2B中所示的多层嵌花207，其包括尖端202、表面层204、聚合体层208和粘合剂层206，然后能够使用粘合剂层206将其粘结于空气动力学表面。

在可替换实施例中，表面层204可直接粘结于或沉积在飞机表面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SMA覆层209中的热塑材料(或者热固树胶，例如环氧树脂)，其允许因加热而直接粘结于飞机表面111。

对于图2E中示出的实施例，拉条使用这样的形状记忆材料，其可为SMA或形状记忆弹性体层216，例如多面体低聚倍半硅氧烷改性聚亚安酯，且具有薄表面涂层或金属硬质层218，该金属例如镍(用于在此描述的实施例)、铬、其他金属合金或沉积在薄层中的可替换材料，例如玻璃、陶瓷、氮化铬、碳化硅或氮化硅。该结构允许弹性体的使用，后者可在硬质层涂层218提供弹性体保护的情况下不抵抗或其他溶液。当与SMA一起使用时，硬质层涂层218可提供额外的结构强度或环境保护，例如耐腐蚀性增强，同时保持SMA提供的形状记忆的益处。该薄或多层硬质层涂层218也可通过产生干扰色而增加装饰外观。

图2E的实施例中的薄表面硬质层涂层218也可为这样的替换SMA，其以穿过各层均有预定成分变化的方式提供多层形状记忆层，从而实现期望的形状记忆性能和损伤抵抗力，并且在有些情况下提供干扰色。例如，如果层216中的材料是β钛合金，那么镍钛诺(镍钛形状记忆合金)的硬质层涂层218将允许在镍钛诺表面因氧化成形而产生的装饰性色彩。

对于示出的实施例，包含金属网或箔220(例如铝)、聚合体层222(例如PEEK)和粘合剂层224的多层结构221支撑形状记忆材料层216。在使用本实施例的例示性飞机中，金属箔220提供用于防雷击的额外的导电材料。箔、聚合体和粘合剂多层结构221可与当前用于合成飞机结构表面的雷击嵌花(LSA)相比。拉条阵列的金属尖端202可提供卓越的雷击保护，因为其是突出的并且基本上与彼此以及与任何下面的箔220和/或飞机表面111电介质分离。类似宽区域雷击分流器覆盖(Wide Area Lightning Diverter Overlay，WALDO)的性能，在表面的冠顶中支撑闪电能量，类似很多小分流器条。分段金属拉条可进一步提高该性能。

如图2F所示，为了最佳控制和耐久力，硬质层涂层218可由SMA226和聚合体或氧化物228的纳米尺寸层组成。例示性实施例的厚度229可从几埃至几百纳米，名义上在使用的合金以及沉积过程所确定的下限和作为上限的0.5mil之间。

图3示出形状记忆拉条的另一实施例。通过具有复杂或多重弯曲的表面，为了具有更大的横向柔度，期望用于单个拉条尖端302的第一层301横向垂直于流动方向互相分开。对于该示出实施例，单个尖端302从弹性体层304突出。可使用类似关于图2A-2E公开的聚合体种类，例如聚亚安酯、硅树脂、环氧树脂、聚硫化物、三元乙丙橡胶、氟硅氧烷和含氟弹性体。然而，对于弹性体的延长率，在该构造中存在较低的需要。对于图3的例示性实施例，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306的底面308直接粘结于弹性体层304的暴露表面。

通过以下多层结构产生第二层303，其包含：可为屏或箔的例如铝的金属层310；聚合体层312，例如PEEK；以及粘合剂层314，该第二层303支撑弹性体层304。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。如关于图2E所述的实施例，金属层310在实施例的例示性飞机应用中提供用于雷击保护的导电材料。箔、聚合体和粘合剂多层结构可与用于合成飞机结构表面的目前的雷击嵌花(LSA)相比。

当施加横向力时支撑形状记忆拉条尖端302的弹性体层304可提供额外的弹性侧面变形并且恢复尖端302，因此进一步提高拉条尖端的耐久力。另外，柔性弹性体层允许符合复杂形状的更大能力。

图4示出图1中形状记忆拉条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406中的基底404延伸。如关于图3描述的实施例，每个尖端402的基底404都被弹性体围绕，从而将基底404结构性地保持在弹性体层406中。在替换实施例中，基底404的延伸底部表面408可粘结于弹性体层406的表面。如图3中的实施例，图4的实施例也使用横向垂直于流动方向分离的拉条。然而，在可替换实施例中，可使用尖端402从其延伸的连续表面层，其如关于图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406粘结于或沉积于其上。粘合剂层412与弹性体层406相反地从聚合体层410延伸，从而形成多层嵌花414。

图5A示出图2B中公开的实施例的顶视图。尖端202形成的拉条112沿表面层204在流动方向114上纵向延伸。如箭头115所示，在粘结到具有基本垂直于拉条112的切线的弯曲中，薄表面层204提供柔性。拉条112中使用的形状记忆材料具有另外的优点。SMA拉条也可为飞机结构提供多功能能力和益处，其包括减震，因为形状记忆合金具有明显的减震能力，并且还依靠经由应力导致的马氏体相变来吸收冲击能从而向底层复合结构提供增强的损伤抵抗力。另外，SMA箔或覆层可提供对电磁影响的阻抗，但仅通过复合结构是不可能提供的，因此代替或补充了LSA箔嵌花和类似的材料。

然而如上所述，在其上可使用拉条112的表面可具有要求更大柔性的复杂或多重弯曲。因此如图6A中所示，上述实施例可适合，其中如上关于图4的实施例所述并且在图6B中以改进形式示出的单个尖端402由基本垂直于流动方向114的间隔118横向分离，而基底404附连于或被抓持在弹性体层406内。这样会提供更大的柔性以用于粘结包括具有垂直于拉条112的切线(大概如箭头115所示)的弯曲的表面。此处的附图的比例基于小拉条尺寸，其使该表面看起来平坦，不过在更大比例时其为弯曲的。另外，单个拉条112包括使用缺口602的纵向分离从而使得拉条分段，从而提供更大的柔性以粘结于包括具有基本平行于拉条112的切线的弯曲的表面。对于示出的实施例，缺口602可在拉条中以基本相等的纵向距离606均匀间隔。在替换实施例中，单个拉条112以及拉条112之间的间隔可不平均，并且可以以预定方式被选择以便按要求适应表面弯曲。在图6B所示的实施例中示出金属箔层414，其用于当使用非金属尖端402时进行雷击保护。

图7示出拉条结构制造过程流程图，其如关于图2A所述的实施例中定义的。在步骤701中，使用以下工艺产生主工具或主工具712的复制品，该工艺例如但不限于铜模板或作为主工具的其他适当材料的金刚石机加工，其中丙烯酸膜被固化在主工具上作为复制品并且然后被剥离，从而限定与期望拉条尺寸相对应的间隔开的突出714。图7中所示的工具712可为用于卷对卷网处理的扁平工具、滚筒或卷膜工具(在此称为“网工具”)的一段。在替换实施例中，可使用滚筒，例如部分沉浸在镀槽中的镍工具，并且随着镀箔被沉积在“主”卷上，其释放/剥离于滚筒，这引起该卷转动，使滚筒的一部分清洁部分暴露于电成型槽。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上施压而产生补充工具716。凹槽之间的间隔提供与拉条112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，SMA尖端202和表面层204沉积在补充工具716上。可能的沉积方法包括：等离子喷涂、真空等离子喷涂、溅射或其他物理气相沉积方法以及电成型。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216上移除铸造拉条尖端202和表面层204。然后在步骤704中，与SMA尖端202相反，向表面层施加粘合剂层206。如图2B中的实施例所示，粘合剂层206可与聚合体层208结合，并且被提供作为预制嵌花，然后该预制嵌花连结于电成型表面层204。如步骤704所示，增加用于处理完整的多层嵌花723的可移除粘合剂衬里722。通过以下过程在步骤705中完成飞机表面724的应用，即从补充工具716移除多层嵌花723，去除粘合剂衬里722，随后将嵌花723的粘合剂层附连于飞机表面724。

图8A示出拉条结构制造过程流程图，其如关于图3所述的实施例定义。在步骤801中，如上关于图7所述产生主工具812，从而限定与期望拉条尺寸对应的间隔开的突出814。图8所示的工具可以是用于网处理的扁平工具、卷工具或卷膜工具的一段。在步骤802中，通过在提供与拉条形状对应的凹槽818的主工具812上施压而产生补充镍工具816。凹槽之间的间隔提供与拉条112之间期望的尺寸118对应的基本平坦中间表面820。在步骤803中，SMA尖端302被电成型在补充工具上，其包括尖端之间中间网303。在步骤804中，在补充工具816中的拉条基底306之上施加抵抗剂822。蚀刻包括网303的铸造SMA，从而去除网303并且形成尖端的基底306，并且随后在步骤805中去除抵抗剂，从而在工具816中提供间隔开的拉条尖端302。对于示出的实施例，通过围绕抵抗剂蚀刻，基底306被置于从工具816延伸的突出中。然后在步骤806中，在拉条之上铸造弹性体层304。在替换实施例中，电成型SMA尖端302提供了与平坦表面820齐平的基底，从而如上关于图3所述，为了直接粘结于弹性体层304的表面。对于关于图8A所示的例示性过程，在步骤807中，包含多层结构的预制嵌花824粘结于铸造弹性体，其中该多层结构为作为金属层310的铝箔、聚合体层312和粘合剂层314。示出在进一步处理期间用于保持该粘接的可移除粘合剂衬里826。然后，从补充工具816移除多层结构，从而产生暴露SMA尖端302的多层拉条阵列嵌花825。在附加处理过程期间，在尖端和弹性体之上施加蒙版828，从而帮助处理。例示性实施例中的蒙版可为溶液铸造可移除聚合体(solution cast releasable polymer)例如硅或粘合剂膜例如且具有在卷处理期间施加的低粘性丙烯酸粘合剂。

然后，如步骤808所示，可通过以下过程将完整的多层拉条阵列嵌花825施加至飞机表面830，即去除粘合剂衬里826并且将粘合剂层314粘结于飞机表面830。然后从尖端302和弹性体层304去除蒙版，从而提供完整的拉条表面。

如此处的实施例和制造过程中所述，用于尖端的形状记忆材料允许非常微细的尖端结构，其在基底具有大约25微米尺寸，而在尖端的终端处具有纳米级尺寸。即使该尖端非常尖锐，但是尖端的非常微细的间隔仍避免了人工安装时常规处理时的割伤。

对于公开的实施例，与图8A过程中公开的镍工具相反，可利用使用膜/网工具的网处理。例示性网工具可使用更高温度的聚合体，例如硅树脂或聚酰亚胺。可在聚酰亚胺膜上完成SMA的等离子喷涂和溅射。如图8B所示，使用在步骤831中产生的主工具812，从而产生期望的网工具817。在步骤832中，通过在主工具上施压而产生网工具817，其中该主工具提供相应于拉条形状的凹槽818。凹槽818之间的间隔提供相应于拉条112之间期望尺寸118的平坦中间表面820。在步骤833中，在网工具817上电成型SMA尖端302，包括尖端302之间的中间网303。在步骤834中，在网工具817中的拉条基底306之上施加抵抗剂822。蚀刻包括网303的铸造SMA，从而去除网303并且形成尖端302的基底306，并且然后在步骤805中去除抵抗剂，从而提供网工具817中的间隔开的拉条尖端302。对于示出的实施例，通过围绕抵抗剂蚀刻，基底306被置于从工具817延伸的突出中。然后在步骤836，在尖端302的基底306之上铸造弹性体层304。在替换实施例中，电成型SMA尖端302提供与平坦表面820齐平的基底，从而如上关于图3所述，为了直接粘结于弹性体表面。对于关于图8B所示的例示性过程，在步骤837中，包含多层结构的预制嵌花824粘结于铸造弹性体，该多层结构为作为金属层310的铝箔、聚合体层312和粘合剂层314。示出在进一步处理期间用于保持该粘结的可移除粘合剂衬里826。然后，如步骤838所示，可通过以下过程将完整的多层嵌花829施加至飞机表面830，即去除粘合剂衬里826，并且将粘合剂层306粘结于飞机表面830。然后从尖端302和弹性体层304去除网工具817，从而提供完整的拉条表面。

图8C中示出另外的替换网处理。如图所示，在步骤841中，如上所述，通过在主工具上施压而产生网工具817，该主工具提供相应于拉条形状的凹槽818。凹槽之间的间隔提供相应于拉条112之间期望的尺寸118的基本平坦中间表面820。在步骤842中，向网工具817施加大体由虚线850所示的溅射金属涂层，而在步骤843中，在溅射涂层850之上施加抵抗剂层851。然后在步骤844中，在抵抗剂层851之上在网工具817上电成型SMA尖端302。本方法省去了关于图8B所述的过程的尖端之间的中间网。在步骤845中去除抵抗剂。对于示出的实施例，通过在抵抗剂之上电成型而将基底306置于从工具延伸的突出中。然后在步骤846中，在拉条尖端302之上铸造弹性体层304。对于关于图8C所示的例示性过程，在步骤847中，包含多层结构的预制嵌花824粘结于铸造弹性体，该多层结构为作为金属层310的铝箔、聚合体层312和粘合剂层314，并且如上关于图8A所述，移除补充工具816并以蒙版828代替。示出在进一步处理期间用于保持该粘结的可移除粘合剂衬里826。然后，如步骤848所示，可通过以下过程将完整的多层嵌花829施加至飞机表面830，即移除粘合剂衬里826并且将粘合剂层314粘结于表面830。在步骤845中或应用至飞机之后，可通过移除抵抗剂而选择性地将溅射金属涂层850从尖端或弹性体移除。溅射金属涂层850可作为尖端302和/或弹性体层304的环境保护涂层被保留。

图9A示出拉条结构制造过程流程图，其如关于图2所述的实施例定义。在步骤901中，如上关于图7所述产生主工具912。图9A所示的工具912可以是用于卷对卷网处理的平坦工具、滚筒或卷膜工具的一段。对于图9A所示的实施例，SMA被用于形状记忆尖端202′。在步骤902中，通过在提供与拉条形状对应的凹槽918的主工具或卷膜工具912上施压而产生补充工具916。凹槽之间的间隔提供相应于拉条之间期望的尺寸118的基本平坦中间表面920。在步骤903中，SMA膜或覆层209沉积在补充工具916中，从而形成形状记忆尖端202′和表面层204′。在某些实施例中，向补充工具916上的表面施加释放化合物，从而帮助从该工具移除尖端202′和表面层204′。然后在步骤904，将弹性体层210铸造进覆层209，从而提供用于尖端的支撑层和轻质核心212。然后在步骤905，与尖端202′相反地向表面层204′施加粘合剂层206，从而产生嵌花919，之后将后者从该工具移除。也如步骤905所示，增加用于处理完整嵌花919的可移除粘合剂衬里920和蒙版膜921。如步骤906所示，通过去除粘合剂衬里920，然后将嵌花919的粘合剂层206粘结于飞机表面922而完成向飞机表面922的应用。去除蒙版921完成了拉条嵌花处理。

图9B示出拉条结构可替换制造过程流程图，其如关于图2A所述的实施例定义。在步骤931中，如上关于图9A所述产生主工具912。图9B所示的工具可以是用于卷对卷网处理的平坦工具、滚筒或卷膜工具的一段。在步骤932中，通过在提供相应于拉条形状的凹槽918的主工具912上施压而产生补充工具916。凹槽之间的间隔提供相应于拉条112之间期望的尺寸118的基本平坦中间表面920。然后在步骤933中，核心层210被铸造进补充工具916，从而为尖端提供支撑层211和轻质核心212。在某些实施例中，向补充工具916上的表面施加释放化合物，从而帮助从该工具移除核心层210。然后在步骤934中，与弹性体尖端核心212相反地向核心层210施加粘合剂层206。在步骤934中也示出，添加用于处理完整嵌花的可移除粘合剂衬里922。在步骤935，其可在添加粘合剂和衬里之前，从补充工具916移除核心层210，并且通过溅射或替换沉积技术而将膜或覆层209沉积在核心层210上，从而形成形状记忆尖端202′和表面层204′。在不同实施例中，核心层210可以是具有或不具有形状记忆特性或SMA的弹性体。类似地，覆层209可为SMA，或者如果该核心为形状记忆弹性体或SMA，则覆层就可为刚性金属或其他材料，例如镍、铬、玻璃、陶瓷、碳化硅或氮化硅。可替换地，覆层209可为无定形金属。覆层209也可为多层或干涉膜，例如用于色彩和装饰效果的氧化层。这些干涉膜可沉积在表面上，或者可为表面上SMA或其他金属的变换。如步骤936所示，通过移除粘合剂衬里922，随后将粘合剂层206附连于飞机表面924而完成向飞机表面824的应用。

更特别参考图10和图11，在此公开的形状记忆拉条及其制造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的背景下。在预生产期间，例示性方法1000可包括飞机的规格和设计1004以及材料采购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产品、补充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定期例行维修和维护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例行维修和维护1016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形状记忆拉条可为机身1118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1102服役时生产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1102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、方法实施例及其组合，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范围内。

Claims (6)

1.一种用于拉条阵列的多层构造，其包含：

具有空气动力学拉条的由一种材料构成的第一层，所述空气动力学拉条包含具有形状记忆性的多个尖端；

弹性体层，其接合所述尖端并且支撑处于预定间隔关系的所述尖端；

沉积在所述聚合体层上形成嵌花的粘合剂层，所述粘合剂层将所述嵌花粘结于交通工具表面；以及

处于所述弹性体层和所述粘合剂层中间的金属层和聚合体层。

2.根据权利要求1所述的用于拉条阵列的多层构造，其中所述弹性体层是连续铸造有所述尖端的表面层。

3.根据权利要求1所述的用于拉条阵列的多层构造，其中所述尖端每个都包含基底，并且每个所述基底都被嵌入所述弹性体层中。

4.根据权利要求1所述的用于拉条阵列的多层构造，其中每个尖端都被纵向分段。

5.一种产生飞机上的空气动力学拉条的阵列的方法，其包含：

产生主工具；

通过在所述主工具上施压从而提供与拉条形状对应的凹槽而产生补充工具，所述凹槽之间的间隔提供基本平坦的中间表面；

将从弹性体、形状记忆聚合体或形状记忆合金组成的组中选择的核心层铸造在所述补充工具中，从而提供支撑层和尖端核心两者；

与所述核心相反向所述支撑层施加粘合剂层；

增加可移除粘合剂衬里用于处理；

从所述补充工具移除所述核心层；

将覆层沉积在所述核心层上从而形成尖端和表面层；

去除所述粘合剂衬里；以及

将所述粘合剂层粘结于飞机表面。

6.根据权利要求5所述的方法，其中所述覆层选自形状记忆合金、镍、铬、玻璃、陶瓷、碳化硅或氮化硅或无定形金属。