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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 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 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 ： 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)。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 ： 14.6 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 6 2 6 指材料具有范围在大约 10-30×10 lb/in 的弹性模数， 且优选在大约 10-20×10 lb/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 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 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) 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。