JP5539401B2 - 先端剛性リブレット - Google Patents

Description

本発明の実施形態は概して、流動界面を有する航空機又は表面を空気力学的に改善するための表面形状の分野に関し、さらに具体的には、耐損傷性が改善された剛性リブレットの実施形態及び製作方法に関するものである。

現代の航空機の燃料効率の増加は、空気力学的動作の改善と、構造重量の削減を通して達成される。例えば空気力学的表面上のリブレット等の微細構造物を使用した最近の進歩により、抵抗の縮小及びこれによる燃料使用の削減が大いに期待されている。リブレットは様々な形態を有するが、有利な実施形態は航空機の表面上の抵抗を最低限に抑えるリッジ様構造物であってよい。リブレットは、乱流領域が存在し得る航空機の表面の領域において使用することができる。リブレットは、境界層表面近くの乱流領域の大規模な渦の崩壊の原因となる流れを制限して、抵抗を縮小することができる。

特定の試験済み用途では、リブレットは空気力学的表面上に間隔を置いて配置され、表面に沿って流体流の方向に延びたピラミッド形又は反転したＶ形のリッジである。リブレット構造には通常、ポリマー物質、通常熱可塑性物質が用いられてきた。しかしながら、例えば航空機の空気力学的表面上等の運航中の使用においては、ポリマーは比較的柔らかく、したがって表面の耐久性が下がってしまう。ポリマー製の先端による既存の対処法では、指の爪の圧力で数百パーセント簡単に変形してしまい、元に戻せない可能性がある。上記構造は、航空機又は他のビークルでの通常運航での使用は望ましくない。さらに、航空機の表面は通常、ソルティア社によって製造される油圧油、Ｓｋｙｄｒｏｌ（登録商標）を含む様々な化学物質との相互作用に耐えることが要求される。特定用途では、先端で起こる大きな変形に抵抗する、又は変形から元に戻るエラストマーを用いてリブレットを形成することができる。しかしながら、多くのエラストマー及び他のポリマーは、Ｓｋｙｄｒｏｌ（登録商標）又は他の航空機の流体又は溶剤に耐え得ないものである。

民間航空機に使用されるリブレットの実用性はしたがって、耐久性及び航空機の流体との適合性が向上したリブレット構造によって大幅に促進され得る。

例示の実施形態は、突起部を有し、長期耐久性を第１特徴とする物質でできた第１層と、表面に付着する能力を第２特徴とする物質でできた第２層を有する多層構造を提供する。多層構造は、リブレットがビークル上に実装され、リブレットは第１層が剛性であることにより長期耐久性を有する例示の実施形態に用いられる。

種々の実施形態では、空気力学的リブレットアレイの多層構造は、複数の剛性先端部によってできており、剛性先端部を所定の間隔を置いて配置された一つの層が支えており、剛性先端部をビークル表面に付着させている。例示の実施形態では、剛性先端部はニッケル、クロム、合金、ガラス、セラミック、炭化ケイ素及び窒化ケイ素の組から選択された物質でできている。さらに、支持層は表面層として先端部とともに連続的に鋳造することができる。あるいは、ポリマー支持層を先端部に対向して表面層上に成膜する。ポリマー支持層に形成された接着層は多層アップリケを形成し、アップリケをビークル表面に付着させる能力を提供する。

別の例示の実施形態では、支持層は先端部と金属箔を係合させるエラストマー層であり、ポリマー層はエラストマー層と接着層の中間に設けられる。金属箔、ポリマー層、及び接着層は予め形成されたアップリケとして設けることができる。エラストマー層を使用する例示の実施形態については、先端部にはそれぞれ基部が組み込まれており、各基部はエラストマー層に埋め込まれている。

特定用途においてより柔軟性を得るために、各先端部は縦方向にセグメント化されている。

航空機の構造物はニッケル、クロム、合金、ガラス、セラミック、炭化ケイ素及び窒化ケイ素の組から選択された物質でできており、所定の位置において縦方向にセグメント化されている複数の剛性先端部を有する空気力学的リブレットのアレイによって作製することができる。エラストマー層は剛性先端部から延びた基部と係合し、ポリマー支持層は先端部に対向してエラストマー層上に形成されている。ポリマー支持層上に形成された接着層は多層アップリケを形成する。接着層は航空機の表面に付着する。

開示された実施形態は、所望のリブレットアレイに対応する突起部を有するマスターツールを形成し、マスターツールから相補ツールを形成することによって例示の方法で製作される。複数の剛性先端部が次に、電鋳法、鋳造、又は他の望ましい蒸着技術を使用して、マスターツールで鋳造される。鋳造された剛性先端部は次に相補ツールから取り外されて、空気力学的表面に接着される。

方法の例示の態様では、剛性先端部を離れさせるために相補ツールにレジストが適用され、剛性先端部の鋳造後に取り除かれる。エラストマー層を次に鋳造して剛性先端部と係合させ、多層アップリケをエラストマー層に適用してリブレットアレイアップリケを形成する。

本方法の例示の実施形態では、多層アップリケは金属箔、ポリマー支持層、及び接着層を含む。接着層を覆い、リブレットをマスキングカバーする接着ライナーをハンドリング用に用いることができる。リブレットアレイはその後に、接着ライナーを取り除き、リブレットアレイアップリケを空気力学的表面に当てて、マスキングを取り除くことによって空気力学的表面に接着させることができる。

代替法では、複数の剛性先端部を鋳造する方法は、複数の先端部と中間表面層をクラッドとして鋳造することを含む。エラストマー層をその後クラッドに鋳造する。

航空機表面の空気力学的リブレットアレイを製作する方法は、鋳型をダイアモンド加工して、鋳型上にアクリレート膜を硬化させることによって実施可能である。アクリレート膜を次に鋳型からはがし、ローラーで処理して所望のリブレットアレイに対応する突起部を有するマスターツールを形成する。シリコン補完ウェブツールはマスターツールに押し付けることによって作製される。金属コーティングを次に補完ウェブツール上にスパッタリングし、次に複数の剛性先端部を補完ウェブツールで電気鋳造する。金属箔、ポリマー支持層、及び接着層を有する多層アップリケをエラストマー層に適用してリブレットアレイアップリケを形成する。剛性先端部を次にアップリケの接着層を使用して空気力学的表面に付着させた後、シリコン補完ウェブツールを剛性先端部からはがす。

１． リブレット用多層構造であって：
リブレットを有し、長期耐久性を第１特徴とする物質でできた第１層と、
表面に付着する能力を第２特徴とする物質でできた第２層
を含む多層構造。

２．リブレットが複数の剛性先端部を含み；
第２層が、所定の間隔を置いて前記剛性先端部を支持し、表面に付着するポリマー層を含む、
請求項１に定義されるリブレット用多層構造。

３．剛性先端部はニッケル、クロム、合金、ガラス、セラミック、炭化ケイ素及び窒化ケイ素の組から選択された物質でできている、請求項２に定義されるリブレット用多層構造。

４．第１層が、先端部とともに連続的に鋳造される表面層を含む、請求項２に定義されるリブレット用多層構造。
５．第２層が、先端部に対向して表面層に蒸着されるポリマー層を含む、請求項４に定義されるリブレット用多層構造。

６．支持層が、ポリマー層に蒸着された接着層を含み、これにより多層アップリケを形成し、前記接着層によりアップリケが表面に接着される、請求項５に定義されるリブレット用多層構造。
７．第１層（３０１）が先端部と係合するエラストマー層を含む、請求項２に定義されるリブレット用多層構造。

８．エラストマー層上に蒸着された接着層をさらに含み、前記接着層により表面にアップリケが付着する、請求項７に定義されるリブレット用多層構造。

９．金属層をエラストマー層とポリマー層の中間にさらに含む、請求項８に定義されるリブレット用多層構造。

１０．金属層、ポリマー層、及び接着層が予め形成されたアップリケである、請求項９に定義されるリブレット用多層構造。

１１．先端部にはそれぞれ基部が組み込まれており、各基部はエラストマー層に埋め込まれている、請求項７に定義されるリブレット用多層構造。

１２．各先端部が縦方向にセグメント化されている、請求項２に定義されるリブレット用多層構造。

１３．航空機の空気力学的リブレット構造であって：
ニッケル、クロム、合金、ガラス、セラミック、炭化ケイ素及び窒化ケイ素の組から選択された物質でできており、所定の位置で縦方向にセグメント化されている複数の剛性先端部
を有するリブレットのアレイ；
剛性先端部から延びている基部と係合するエラストマー層；
先端部に対向してエラストマー層に蒸着されているポリマー層；
ポリマー層上に蒸着されて多層アップリケを形成する接着層
を含み、
前記接着層が航空機の表面に付着する、空気力学的リブレット構造。

１４．リブレットのアレイを製作する方法であって：
所望のリブレット間隔に対応する突起部を有するマスターツールを形成し；
マスターツールから相補ツールを形成し；
相補ツールで剛性先端部を蒸着させ；
相補ツールから剛性先端部を取り外して、剛性先端部の中間に表面層を一体的に形成し；
表面層上に接着層を成膜する
ステップを含む方法。

１６．表面層上に剛性先端部に対向してポリマー層を成膜する
ことをさらに含む、請求項１５に記載の方法。
１７．剛性先端部を離れさせるために、相補ツールにレジストを適用し；
剛性先端部を鋳造した後でレジストを取り除く
ことをさらに含む、請求項１４に記載の方法。

１８．剛性先端部と係合するエラストマー層を鋳造する
ことをさらに含む、請求項１７に記載の方法。
１９．予め形成されたアップリケをエラストマー層に適用して、リブレットアレイアップリケを形成する
ことをさらに含む、請求項１８に記載の方法。

２０．予め形成されたアップリケが、金属層、ポリマー層、及び接着層を含む、請求項１９に記載の方法。
２１．接着ライナーを接着層に適用し；
リブレットアレイアップリケを相補ツールから取外し；
剛性先端部にマスキングを適用する
ことをさらに含む、請求項２０に記載の方法。

２２．接着ライナーを取り外して、リブレットアレイアップリケを表面に当て；
マスキングを取り除く
ことをさらに含む、請求項２１に記載の方法。
２３．剛性先端部を成膜するステップが、複数の先端部と中間表面層をクラッドとして鋳造することを含み、エラストマー層をクラッドに鋳造することをさらに含む、請求項１４に記載の方法。

２４．複数の剛性先端部を成膜するステップが、相補ツール上で剛性先端部を電気鋳造することを含む、請求項１４に記載の方法。
２５．航空機表面用の空気力学的リブレットのアレイを製作する方法であって：
鋳型をダイアモンド加工し；
鋳型上でアクリレート膜を硬化させ；
鋳型からアクリレート膜を剥がし、膜をローラで加工して、所望のリブレットアレイの寸法に対応する突起部を有するマスターツールを形成し；
マスターツールから相補ツールを形成し；
相補ツールにおいて複数の剛性先端部を電気鋳造し；
剛性先端部の基部上にエラストマー層を鋳造し；
金属層、ポリマー層、及び接着層を有する、予め形成されたアップリケをエラストマー層に適用して、多層リブレットアレイアップリケを形成し；
相補ツールから多層リブレットアレイアップリケを取外し；
剛性先端部上にマスキングを適用して；
剛性先端部を表面に付着させ；
マスキングを剛性先端部から取り除く
ことを含む方法。

本明細書に開示された実施形態の特徴及び利点は、添付の図面を考慮に入れて下記の詳細説明を参照するとより良く理解することができる。

図１は流れ方向に延びる例示のリブレットを示す、例えば翼又は機体外板等の空気力学的表面の一部の等角投影図である。 図２Ａは先端剛性リブレットの第１実施形態の流れ方向に直交する側面断面図である。 図２Ｂは追加の支持層を有する、図２Ａの実施形態の変形例の側面断面図である。 図２Ｃはエラストマーのコア上に剛性クラッドを有する、図２Ａの実施形態の変形例の側面断面図である。 図２Ｄは熱可塑性直接接着用の接着層のない、図２Ａの実施形態の変形例の側面断面図である。 図３はリブレットの側面が構造的に分離した先端剛性リブレットの第２実施形態の側面断面図である。 図４は断面が縮小し横方向に分離した先端剛性リブレットの第３実施形態の側面断面図である。 図５Ａは図２Ｂに示す第１実施形態のリブレットを用いた空気力学的表面の一部の上面図である。 図５Ｂは図５Ａの特徴を参照するための図２Ｂに類似の断面図である。 図６Ａはリブレット部分がさらに縦方向に分離した、図２Ｂに示す第２実施形態のリブレットを用いた空気力学的表面の一部の上面図である。 図６Ｂは図６Ａの特徴を参照するための、図４に類似の断面図である。 図７Ａは第１実施形態の先端剛性リブレットを製作する第１例示方法の処理ステップのフロー図である。 図７Ｂは第１実施形態の先端剛性リブレットを製作する第２例示方法の処理ステップのフロー図である。 図７Ｃは図７Ｂに示す方法のロール・ツー・ロール処理のフロー図である。 図８は第２実施形態の先端剛性リブレットを製作する例示の方法の処理ステップのフロー図である。 図９は第３実施形態の先端剛性リブレットを製作する例示の方法の処理ステップのフロー図である。 図１０は航空機の製造及び就航方法における本明細書に開示された先端剛性リブレットの実施形態の使用を表すフロー図である。 図１１は本明細書に開示された実施形態の先端剛性リブレットを用いた航空機を表すブロック図である。

後にさらに詳しく記載される構造を有する先端剛性リブレットの例示の実施形態を、図１に示す航空機の空気力学的表面の一部として示す。本明細書に使用される「剛性」とは通常、高い弾性係数及び/又は破壊への負荷が高いことを意味する。これらの物質の多くは、小さな弾性歪領域を有していてよい。本明細書に例示される実施形態は、変形応答が基本的に全て弾性的である、約２５×１０^６ポンド／平行インチ以上の弾性係数を有し得る剛性物質を用いる。航空機１１０は、拡大して示す表面１１１を有する構造物を用いており、この表面１１１は、矢印１１４で表される流れ方向に平行に配置された実質的に平行に並ぶ複式リブレット１１２を有する。例示で示される実施形態については、（例えば、図２Ａ及び２Ｂに示すように）表面１１１に直交する寸法１１６は約０．００２インチである一方で、リブレットの間の先端間の間隔１１８は約０．００３インチである。間隔は、リブレットが用いられる用途対象の空気、水、又はその他の流体の流体力学特性によって変化し得る。空気力学的表面は通常曲線状であり、非限定的に、翼、エンジンナセル、制御面、機体、又はその他の好適な表面の一部であってよい。したがって、リブレットと、リブレットを支持し、リブレットを表面に取り付ける全ての構造物の柔軟性及び順応性が要求され得る。本明細書では航空機の空気力学的表面に関連して説明しているが、本明細書に開示された実施形態は例えば非限定的に、ミサイル又はロケット等のその他の航空宇宙機、及び例えば気体状の流体、通常空気の中を移動する自動車、トラック、バス及び列車等のその他のビークルの表面、又は液状流体流にさらされるボート、潜水艦、水中翼船、流体流導管、又はその他の表面の抵抗を縮小させるために同じように適用することができる。

本明細書に開示された実施形態は、様々な衝撃、及び/又はリブレットの耐久性を下げる可能性のあるその他の力に抵抗できるリブレットの性能を認識し、提供する。さらに、特定の異なる有利な実施形態は、支持層と、支持層に位置する、又は支持層から延びた複数のリブレット先端部を有することができる多層構造を提供する。リブレットを形成する先端部は、（本明細書に説明される実施形態で使用される）ニッケル、又はクロム、その他の合金、ガラス、セラミック、炭化ケイ素又は窒化ケイ素等の代替剛性物質等の堅い金属から製作することができる。多層構造の物質は柔軟であり、表面に固定、接着、結合、又は他の方法で取り付けて、航空機等のビークルの航空力学を向上させるために、リブレットとは個別の、又はリブレットと組み合わせたアップリケとして形成することができる。

先端剛性リブレットの第１実施形態を多層構造として図２Ａに示す。リブレットの個別の先端部２０２は表面層２０４から突出して、多層構造の第１層２０１となる。突出したリブレットと、連続的な表面層は第１特徴の耐久性を提供するのに望ましい剛性物質の鋳造又は蒸着によって形成され、これは後にさらに詳しく説明する。例示の実施形態では、ニッケルが用いられている。図２Ａに示す実施形態では、接着層２０６によって作製された第２層２０３が、表面層２０４の底部２０４ａに蒸着される。様々な実施形態で使用される接着剤の例は、非限定的に、アクリル感圧接着剤、シリル化ポリウレタン感圧接着剤、熱可塑性接着剤、熱反応接着剤、又はエポキシ接着剤が挙げられる。代替実施形態では、支持ポリマー層２０７は、第２層の一部として図２Ｂに示すように、表面層及び接着層の中間で表面層２０４に係合する。ポリマー層２０７は非限定的に、ポリマー膜又はその他の好適な物質であってよい。特定の実施形態では、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）を薄膜として用いる。さらに、金属箔又は金属層３１０を、図３の実施形態に関連して説明するように、特にリブレット先端部２０２と表面層２０４が金属でない場合に落雷からの保護のために用いることができる。ポリマー、接着剤、及び/又は第２層のその他の要素により、第２特徴の弾力性、及び表面に付着する能力が提供される。

図２Ｃは、ニッケル又は代替剛性物質を輪郭表面クラッド２０８として用いて、先端部２０２‘及び表面層２０４’を多層構造の第１層として形成する追加の代替実施形態である。第２層には、ポリマー層２１０が用いられている。本明細書に説明される特定の実施形態のポリマー層２１０はエラストマーであり、クラッド２０８の中に鋳造する、又は逆にポリマー層２１０の上にクラッド２０８を鋳造することが可能である。ポリマー層２１０は先端部２０２‘の支持層２０６’及び軽量コア２１２の両方を提供し、先端部２０２‘の所定の間隔で配置された状態を維持する。例示の実施形態で使用される例示のエラストマーは、ポリウレタンエラストマー、多硫化物エラストマー、エポキシベースのエラストマー、シリコーン、フルオロエラストマー、フルオロシリコーンエラストマー、ＥＰＤＭエラストマー、又は例えば、熱可塑性ポリウレタン、ＰＥＥＫ、ＰＥＫＫ又はポリアミド等の低歪みを生じるその他のポリマーであってよい。この代替実施形態により、重量が削減され、構造の柔軟性がさらに向上し得る。ポリマー層２１０は次に、接着層２０６を使用して、又は図２Ｄに関して説明したように直接に表面に付着させることができる。

図２Ａ、２Ｂ、又は２Ｃに示す形態では、実施形態は先端部２０２、表面層２０４、ポリマー層２０７及び接着層２０６を含む、図２Ｂに示す多層アップリケ２０９として製作することができ、これは後に接着層２０６を使用して、空気力学的表面１１１に付着させることができる。

代替実施形態では、表面層２０４を航空機の表面１１１に直接付着させる又は成膜することができる。図２Ｄは、図２Ｃに関して説明したのと同様の実施形態を示しているが、接着層は使用されていない。エラストマー層２１０‘はニッケルクラッド２０８の中に鋳造される熱可塑性物質であるため、熱を加えることによって航空機の表面１１１に直接付着させることができる。

先端剛性リブレットの別の実施形態を図３に示す。複雑な又は複数の湾曲した表面では、個々のリブレット先端部３０２が第１層３０１において流れ方向に直交して互いから分離していることが望ましく、これにより側部の柔軟性が上がる。例示の実施形態では、個々の先端部３０２はエラストマー層３０４から突出している。先端部３０２は例示の実施形態では、約３０°の内角３０３を有する。基部３０６は各先端部から広がっている。特定の実施形態では、エラストマー層３０４が基部３０６を囲んで、さらなる構造的連続性を与える。代替実施形態では、基部の底面３０８がエラストマー層３０４のむき出しの表面３０４ａに直接付着する。

第２層３０３は、遮蔽層、及び/又はアルミニウム等の金属箔層３１０、ＰＥＥＫ等のポリマー層３１２、及びエラストマー層３０４を支持する接着層３１４を組み入れた多層構造によって作製される。ポリマー層３１２及び接着層３１４を、下に図９に関して説明するように予め形成されたアップリケの一部として設ける、又はエラストマー層３０４に直接成膜することができる。金属層３１０は航空機での例示の実施形態の使用において落雷から保護するための導電物質となる。金属層、ポリマー及び接着性多層構造は、航空機の複合構造面に用いられる現在の落雷アップリケ（ＬＳＡ）に匹敵するものである。

リブレット先端部３０２を支持するエラストマー層３０４により、側方から力が加えられた時に、先端部３０２が弾性的に横向きに変形しそして元に戻ることが可能になるため、リブレットの剛性先端部の耐久性がさらに向上する。さらに、エラストマー層３０４の柔軟性により、複雑な輪郭形状に合わせる能力をさらに上げることができる。

図４は、リブレット１１２を形成する物質によって付与される構造的性能の利点を有し、これにより先端部４０２の形状をより鋭角にすることが可能になる図１の先端剛性リブレット１１２の第３実施形態を示す。例示の実施形態では、各先端部４０２はエラストマー層４０４に支持される基部４０６から延びている。図３に関して説明した実施形態と同様に、各先端部４０２の基部４０６はエラストマーによって囲まれ、これにより基部４０６がエラストマー層４０４の中に構造的に保持される。代替実施形態では、基部４０６の広がった底面４０８をエラストマー層４０４の表面４０４ａに付着させることができる。図４の実施形態ではまた、図３の実施形態と同じように、流れ方向１１４に対して直角に分離したリブレット先端部４０２が用いられる。しかし代替実施形態では、図２Ａに関して説明した実施形態で開示されたように、先端部２０２がそこから延びている連続的な表面層２０４を用いることができる。

また、図４に開示されたように、実施形態はエラストマー層４０４を付着させた又は蒸着させた支持ポリマー層４１０を用いる。接着層４１２はエラストマー層４１０の反対側のポリマー層から延びる、多層アップリケ４１４を形成する。

図５に、図２Ｂに開示されたような実施形態の上面図を示す。先端部２０２によって形成されたリブレットは、流れ方向１１４に表面層２０４に沿って縦方向に延びている。薄い表面層２０４により、リブレットに実質直角の接線を有する湾曲部に付着する柔軟性が付与される。しかしながら前述したように、リブレット１１２を用いることができる表面１１１は、より高い柔軟性を要求する複数の複雑な湾曲部を有している可能性がある。前述した実施形態はしたがって、図６Ａに示すように適合させることができ、図６Ａでは、図４に関して説明したように、個々の先端部４０２は流れ方向１１４に実質的に直交して間隔１１８を置いて横方向に分離されており、基部４０６はエラストマー層４０４に取り付けられている、又はエラストマー層４０４の中に取り込まれている。これにより、リブレット１１２に対して実質的に直角である（矢印６０４でおおむね表されるような）接線を有する湾曲部を有する表面に付着するより高い柔軟性さえも得られる。本明細書の図面の縮尺は、小さいリブレットの寸法に基づいたものであり、このため、拡大した状態では湾曲しているが、表面は平坦に見える。先端部４０２が非金属であり得る実施形態での落雷保護を例示するために、図６Ｂの実施形態にアルミニウム箔層４０７が追加されている。さらに、個々のリブレットを間隙６０２を使用して流れ方向において縦方向の分離させることによりリブレットをセグメント化し、これにより流れ方向１１４におけるリブレット１１２に対して実質的に平行な接線を有する湾曲部を有する表面に付着するためのより高い柔軟性が得られる。例示の実施形態では、間隙６０２は実質的に同じ縦方向距離６０６においてリブレット１１２の間に等間隔に配置されている。代替実施形態では、個々のリブレット１１２の間隔と、複数のリブレット１１２の間の間隔は等間隔でなくてよく、必要に応じて表面の湾曲部に合わせるように所定の方法で選択する。

図７Ａは、図２Ａに関して説明した実施形態において定義されたリブレット構造の第１の製造プロセス例を示すフロー図である。ステップ７０１において、例えば非限定的に、銅製の型、又はその上でアクリレート膜を硬化させ、次にはがして、所望のリブレット寸法に対応する、間隔を置いて配置された突起部７１４を画定するその他の好適な物質をダイアモンド加工して、マスターツール７１２を作製する。図７Ａに示すツール１２は、平坦なツール部分、ロール・ツー・ロールウェブ処理に用いられるローラ部分であってよい。ウェブ処理方式の詳細例を図７Ｃに示す。図７Ａに示す実施形態では、ニッケルが剛性先端部２０２に用いられる。相補ツール７１６はステップ７０２においてインプレッション、鋳造又は電鋳法によってマスターツール７１２上に作製され、このツールによりリブレットの形状に対応する溝部７１８が得られる。溝部７１８の間の間隔により、先端部２０２の間の望ましい寸法１１８に対応する実質的に平坦な中間面７２０が得られる。ステップ７０３においては、剛性先端部２０２と表面層２０４を相補ツール７１６上に電鋳法によって成膜することができる。特定の実施形態では、離型化合物を相補ツールの表面に適用して、ツールから鋳造したリブレットと表面層を取り外しやすくする。接着層２０６を次にステップ７０４において、剛性先端部２０２の反対側の表面層２０４に形成する。接着層２０６を、図２Ｂに示す支持層２０７等のポリマー層と組み合わせて予め形成されたアップリケとして提供し、その後電気鋳造された表面層２０４に加えることができる。完成したアップリケのハンドリングのための取外し可能な接着ライナー７２２を、ステップ７０４にまた示すように加える。表面層２０４と接着層２０６で形成されたアップリケが相補ツール７１６から取り外され、マスキング層７２４がステップ７０５に示すようにハンドリングのために適用される。例示の実施形態については、採用されるマスキングは非限定的に、固定マスキング膜、粘着性の低い感圧接着剤を有するマスキング膜、又はキャスタブルシリコーン膜であってよい。航空機の表面７２６への適用は、接着ライナー７２２を除去した後に、航空機の表面７２６へのアップリケの接着層２０６を取り付けることによって行われる。マスキング層７２４の除去により、リブレットアップリケの処理が完了する。

相補ツール７１６は、シリコーン又はポリマー膜であってよい「ウェブツール」であってよい。続いて説明したステップのロール・ツー・ロール処理を次に、図７Ｃで示すように用いることができ、ウェブツール７１６をマスキングとして適所に残すことができ、このマスキングは航空機の表面７２６にリブレットアレイ１１２を取り付けた後に、取り除かれる。ウェブツール法を用いた方法では、図７Ｂに示すように、所望のリブレットの寸法に対応する、間隔を置いて配置される突起部７１４を画定するマスターツール７１２をステップ７３１において作製する。図７Ｂに示すツール７１２は平坦なツールの一区分、又はロール・ツー・ロールウェブ処理に用いるローラであってよい。補完ウェブツール７４６は、リブレット形状に対応する溝部７１８を提供するマスターツール７１２上でシリコーンをローラ処理することにより、ステップ７３２において作製される。溝部間の間隔により、剛性先端部２０２間に所望される寸法１１８に対応する平坦な中間面７２０が得られる。要素７４７として指定される点線で示す導電層を次に、ステップ７３３において、シリコンウェブツール上にスパッタリングして、ウェブツール上に導電面を形成する。ステップ７３４においては、剛性先端部２０２と表面層２０４を、ウェブツール上に電気鋳造することにより成膜する。接着層２０６を次にステップ７３５において、表面層２０４の剛性先端部２０２に対向するように形成する。接着層２０６は図２Ｂの実施形態に示すように、ポリマー層２０７と組み合わせて予め形成されたアップリケ７２３として提供することができ、このアップリケは次に電気鋳造した表面層２０４と結合する。ステップ７３５にまた示すように、完成したアップリケ７２３のハンドリング用に、取外し可能な接着ライナー７２２を加える。航空機の表面７２４への取付けは、ステップ７３６において接着ライナー７２２を取り除き、その後アップリケの接着層２０６をステップ７３７において航空機の表面７２４に取り付けることによって達成される。シリコーンウェブツール７４６を剥がすことによって、リブレットの剛性先端部２０２がむき出しとなり、リブレットのアップリケ処理が完了する。

図７Ｃに示すように、ロール・ツー・ロールウェブ処理法を説明した方法に用いることができる。マスターツール７１２は、例えば銅製の型７４２をダイアモンド加工することによって作製され、銅製の型７４２上でアクリレート膜７４４を硬化させた後に剥がして、ローラ７４５で処理し、図に示すようなマスターツール７１２が作製される。補完ウェブツール７４６を次に、マスターツール７１２上でインプレッションにより作製する。導電層７４７はスパッタガン７５０を使用してウェブツールにスパッタリングされ、図Ｂの実施例に示すように、先端部２０２表面層２０４のウェブツール７４６上での電気鋳造は蒸着ツール７５２で行われる。次に接着層２０６を蒸着ツール７５４で表面層２０４上に蒸着させ、取外し可能な接着ライナー７２２をロール７５６からの適用により取り付ける。多層アップリケ７２５はそして、例えば図７Ｂのステップ７３７において示すように、航空機の表面７２４への取り付けのために利用することができる。

図８は、図３に関して説明する実施形態に定義されるようなリブレット構造の製造プロセスを示すフロー図である。ステップ８０１において、図７Ｃに関して事前に説明したように、ウェブツール８１２を作製して、所望のリブレットの寸法に対応する間隔を置いて配置された突起部８１４を画定する。ツール８１２は、図８に示すように、ウェブ処理のために用いられる平坦なツール又はロールツールの一区分であってよい。図８に示す実施形態に関しては、剛性先端部３０２にニッケルが用いられている。相補ツール８１６がステップ８０２に示すように、リブレット形状に対応する溝部８１８を提供するウェブツール８１６上でインプレッションにより作製される。溝部間の間隔により、剛性先端部３０２間に所望される寸法１１８に対応する実質的に平坦な中間面８２０が得られる。特定の実施形態では、相補ツール８１６は、図７Ｃに関して説明したように、ニッケル又はシリコンのウェブツールであってよい。ステップ８０３では、レジスト８２２をニッケルツールの平面８２０に適用し、剛性先端部３０２をステップ８０４においてツール上に電気鋳造することによって成膜する。レジスト８２２を次にステップ８０６において取り除いて、ツールに間隔を置いて配置されたリブレットを得る。図示した実施形態では、ステップ８０６において示すようにレジストを取り除くことによって基部３０６がツール８１６から延びたリリーフの中に配置される。次にステップ８０７において、基部３０６の上にエラストマー層を鋳造する。代替実施形態では、剛性先端部３０２の電気鋳造により、図３に関して前述したようなエラストマー面３０５に直接付着する平面と実質的に同一平面である基部が作製される。図８に関して示す例示のプロセスについては、アルミ箔の金属層３１０、ポリマー層３１２、及び接着層３１４の多層構造を含む予め形成されたアップリケ８２４を、ステップ８０８において鋳造されたエラストマー３０４に接着する。さらなる処理中に接着性を保つための取外し可能な接着ライナー８２６を予め形成されたアップリケの一部として示す。多層構造を次に相補ツール８１６から取り外して、多層リブレットアレイアップリケ８２９を作製し、剛性先端部３０２をむき出しにする。先端部３０２とエラストマー３０４の上にマスキング８２８を適用して、ステップ８０８に又示すように追加処理中のハンドリングを補助する。例示の実施形態のマスキング８２８は非限定的に、シリコーン膜、又はローラ処理中に粘着性の低いアクリル接着剤が適用される、Ｍｙｌａｒ（登録商標）等の接着膜等の溶液キャストの離型性ポリマーであってよい。あるいは、水／流体溶解性ポリマーでできた補完ウェブツール８１６の場合は、マスキング層８２８として用いることができ、これにより、設置後に水又はその他の流体に溶解させることによってマスキングを除去することが可能になる。

完成した多層リブレットアレイアップリケ８２９を次に、ステップ８０９に示すように、接着ライナー８２６を除去し、接着層３１４を表面８３０に付着させることによって、航空機の表面８３０に適用することができる。次にマスキング８２８を先端部３０２とエラストマー３０４から取り除く。

本明細書の実施形態及び製作プロセスで説明した先端部に用いられる剛性物質により、図３に示すように、基部の寸法３０７が約１５〜２５ミクロンであり、先端部の最も端の寸法３０９が通常１００ナノメートル（０．１ミクロン）の規模である、非常に微細な先端構造が可能になる。工具の設置及び離型処理の微調整によって、より小さい先端部を作製することができる。先端部は非常に鋭いが、先端部間の非常に微細な間隔により、設置者の通常の取扱いにおける切り傷が回避される。

図９は、図２Ａに関して説明した実施形態において定義されたリブレット構造の製造プロセスを示すフロー図である。ステップ９０１において、マスターツール９１２を作製する。ツール９１２は図９に示すように、ロール・ツー・ロールウェブ処理に用いられる平坦なツール又はローラの一区分であってよい。図９に示す実施形態においては、剛性先端部２０２’と表面層２０４’を形成するクラッド２０８にニッケルが用いられる。相補ツール９１６をステップ９０２において、リブレット形状に対応する溝部９１８を提供するマスターツール９１２上でインプレッションにより作製する。溝部間の間隔により、剛性先端部２０２’間に所望される寸法１１８に対応する実質的に平坦な中間面９２０が得られる。ステップ９０３では、ニッケルクラッド２０８を相補ツール９１６の中に電気鋳造することによって蒸着させて、ステップ９０３において剛性先端部２０２’及び表面層２０４’を形成する。代替実施形態では、クラッドは相補ツールの中に鋳造する又はロール成形してもよい。特定の実施形態では、相補ツール９１６表面に離型化合物を適用して、ツール９１６から先端部２０２’と表面層２０４’を取り外しやすくする。次にポリマー層２１０をクラッド２０８の中に鋳造して、ステップ９０４において先端部の支持層及び軽量コア２１２の両方を作製する。前述したように、ポリマー層２１０は特定の実施形態ではエラストマーであってよい。次にステップ９０５において、接着層２０６をポリマー層２１０に剛性先端部２０２’に対向するように適用して、アップリケ９２２を作製する。完成したアップリケ９２２のハンドリング用の取外し可能な接着ライナー９２４を追加し、接着ライナー９２４を有するアップリケ９２２をニッケルツール９１６から取外し、ステップ９０５にまた示すように、ハンドリング用に先端部２０２’及び表面層２０４’の上にマスキング９２６を適用する。航空機の表面９２８への適用は、ステップ９０６に示すように、接着ライナー９２４を取り外した後に、アップリケ９２２の接着層２０６を航空機の表面９２８に取り付けることによって達成される。マスキング９２６を取り除くことによってプロセスが完了する。

図１０及び１１をさらに具体的に見ると、本明細書に開示された剛性リブレットの実施形態と、これらの製作する方法を、図１０に示す航空機の製造及び就航方法１０００と、図１１に示す航空機１１０２において説明することができる。試作段階において、例示の方法１０００はリブレットを含むことができる、航空機の規格及び設計１００４と、材料調達１００６を含むことができる。製造段階においては、航空機の部品及びサブアセンブリの製造１００８と、システム統合１０１０が行われる。本明細書に説明したリブレットアップリケとその製造プロセスは、製造、部品及びサブアセンブリの製造ステップ１００８の一部として、及び／又はシステム統合１０１０の一部として達成することができる。その後、航空機は認可及び納品１０１２を経て就航１０１４させることができる。顧客によって就航されている間、航空機１００２には、（変更、再構成、改装等も含むことができる）所定の整備及び保守１０１６を予定することができる。本明細書に説明したリブレットアップリケを所定の整備及び保守の一部として製作し適用することもまた可能である。

方法１０００の各プロセスは、システム・インテグレーター、第三者、及び／又はオペレータ（例：顧客）によって行われる又は実施することが可能である。この説明においては、システム・インテグレーターは、非限定的に、任意の数の航空機メーカー及び主要なシステム下請業者を含むことができ、第三者は、非限定的に、任意の数の供給メーカー、下請業者及びサプライヤを含むことができ、オペレータは、航空機、リース会社、軍部、サービス組織等であってよい。

図１１に示すように、例示の方法１０００で製造された航空機１１０２は、図１に関して説明したように、表面１１１、複数のシステム１１２０及び内装１１２２を有する機体１１１８を含むことができる。高レベルシステム１１２０の例には、一又は複数の推進システム１１２４、電気及びアビオニクスシステム１１２６、油圧システム１１２８、及び環境システム１１３０が挙げられる。任意の数の他のシステムを含むことができる。本明細書に開示された実施形態によって支持される先端剛性リブレットは、機体の一部、特に外板及び外表面の表面処理であってよい。航空宇宙における実施例を示したが、実施形態によって本明細書に開示された原理は自動車産業及び海事／船舶産業等の他の業界に適用することが可能である。

本明細書に具現化された装置及び方法を、図１の航空機の製造及び就航方法１０００の任意の一又は複数の段階に採用することができる。例えば、製造プロセス１００８に対応する部品又はサブアセンブリを、航空機１１０２が就航中に製造される部品又はサブアセンブリと同じ方法で加工又は製造することができる。また、一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせを、例えば、航空機１１０２を実質的に組立てやすくする、又は航空機１１０２にかかる費用を削減することによって、製造段階１００８及び１０１０において用いることが可能である。同様に、一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、またはこれらの組み合わせを、航空機１１０２が就航中に、例えば非限定的に、整備及び保守１０１６中に用いることができる。

特許法に定めるところにより、ここに様々な実施形態を詳細に説明してきたが、当業者には、本明細書に開示される特定の実施形態の変形例及び代替例が明らかである。上記変形例は、次の請求項によって定義される本発明の範囲及び目的内に収まる。

Claims (13)

1. リブレット用の多層構造であって：
   複数の剛性先端部を含み長期耐久性を第１特徴とする物質でできている第１層であって、前記剛性先端部と係合するエラストマー層を含む第１層；
   所定の間隔を置いて配置された前記剛性先端部を支持するポリマー層を含む第２層；
   前記エラストマー層および前記ポリマー層の間に介在する金属層；及び
   表面層に接着された接着層
   を含む多層構造。
2. 剛性先端部が、ニッケル、クロム、合金、ガラス、セラミック、炭化ケイ素及び窒化ケイ素の組から選択される物質から形成されている、請求項１に記載のリブレット用多層構造。
3. 第１層が、先端部とともに連続的に鋳造される表面層を含む、請求項１に記載のリブレット用多層構造。
4. 第２層が、先端部に対向するように表面層に蒸着されたポリマー層を含む、請求項３に記載のリブレット用多層構造。
5. 支持層が、ポリマー層上に蒸着されて多層アップリケを形成する接着層を含み、前記接着層によりアップリケが表面に付着する、請求項４に記載のリブレット用多層構造。
6. 前記接着層によりアップリケが表面に付着する、請求項１に記載のリブレット用多層構造。
7. 請求項１に記載の多層構造を含むリブレットアレイを製作する方法であって：
   所望のリブレット間隔に対応する突起部を有するマスターツールを形成し；
   マスターツールから相補ツールを形成し；
   相補ツールにおいて剛性先端部を蒸着させ；
   相補ツールから剛性先端部を取り外し；
   剛性先端部の中間に表面層を一体的に蒸着させ；
   表面層上に接着層を成膜する
   ことを含む方法。
8. 剛性先端部に対向するように表面層上にポリマー層を成膜する
   ことをさらに含む、請求項７に記載の方法。
9. 剛性先端部を隔離するために相補ツールにレジストを適用し；
   剛性先端部の鋳造に続いてレジストを取り除く
   ことをさらに含む、請求項７に記載の方法。
10. 剛性先端部と係合するエラストマー層を鋳造する
    ことをさらに含む、請求項９に記載の方法。
11. エラストマー層に、予め形成されたアップリケを適用して、リブレットアレイアップリケを形成する
    ことをさらに含む、請求項１０に記載の方法。
12. 予め形成されたアップリケが、金属層、ポリマー層、及び接着層を含む、請求項１１に記載の方法。
13. 接着ライナーを接着層に適用し；
    相補ツールからリブレットアレイアップリケを取り外し；
    剛性先端部にマスキングを適用する
    ことをさらに含む、請求項１２に記載の方法。

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