[0001] 本公开的实施例主要涉及表面几何剪裁领域，其用于飞行器或具有流界面表面的空气动力改进，尤其涉及这样的实施例和制造方法，其使用高刚性材料(例如镍)和带有显著但可恢复的伸长率的材料(例如高伸长率弹性聚合物和形状记忆聚合物和金属)这二者，从而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结构。

[0002] 如今正在通过空气动力性能的改进以及结构组件和非结构组件重量上的减小来实现现代飞行器中燃料效率的提高。近来在微结构(例如空气动力表面上的拉条(riblet))的使用上取得的进步，已经显示了减小阻力从而有助于减少燃料使用的巨大希望。虽然拉条具有各种形式，但是有利实施例可为脊状结构，其可最小化在飞行器表面的阻力。拉条可用于暴露在湍流边界层的飞行器表面区域中。拉条脊趋向于抑制涉及横向速度的湍动，因此减少在边界层下部的小规模流动方向涡的强度，并且因此减少表面摩擦阻力。

[0003] 在某些测试的应用中，拉条为在空气动力表面上隔开从而在流体流方向上沿着表面延伸的金字塔形或倒转的V型脊。拉条结构通常使用聚合物材料、非弹性热塑性或热固性聚合物。然而，在实际使用中，例如飞行器空气动力表面，这些聚合物拉条相对容易被损坏，因此降低拉条的性能且表面外观变差。这些表面易于被沿着表面碰撞或摩擦的工具、保护罩(boot)边缘、维护设备划出槽或凿出孔(gouge)，导致需要替换或移除拉条。耐久性的缺失为利用拉条减少阻力的关键阻碍。工具或指甲产生的压力可易于使非弹性聚合物拉条破裂或百分之几百地永久形变。热塑性聚合物(氟聚合物例如四氟乙烯、六氟丙烯与偏二氟乙烯的三元共聚物(THV)、氟化乙烯丙烯(FEP)或聚乙烯)，例如可经受大形变(百分之几百的伸长)而不断裂，但那些形变很大程度上不可恢复地破坏拉条结构的外观和阻力减少的益处。超过其弹性极限形变的热固性无定形聚合物(例如结构性环氧树脂)在低应力(通常在＜10％的伸长)下空化和破裂。非弹性聚合物易于通过塑性形变或通过空化和破裂，以相对拉条脊/凹槽交叉的指甲槽沟形变。在正常实际使用中，飞行器或其它交通工具上这类结构是不符合期望的。

[0004] 通过提供耐久性增加的拉条结构，可显著提高用于商业飞行器的拉条的实用性。发明内容

[0005] 示例性实施例提供拉条阵列，其具有用于粘附到空气动力表面的表面层以及从表面层延伸的具有抛物线横截面的多个拉条顶部。对于公开的实施例，每个顶部的抛物线横2
截面相对于基本垂直于表面层的y轴满足等式y＝px+h，其中h为拉条自表面层起的高度，且p主要是基于制造拉条顶部的材料确定的。

[0006] 在某些示例中，表面层和拉条顶部由高伸长率弹性体形成，例如环氧树脂、聚氨酯、全氟乙醚或氟硅氧烷，且所述实施例可包括与顶部相反地沉积到表面层上的粘合剂层、在拉条顶部上的覆层(例如UV反射涂层)或与顶部相反地沉积到表面层上的聚合物支撑层。在其它示例中，拉条顶部由高模数材料形成，该高模数材料选自由镍、铬、金属合金、玻璃、陶瓷、碳化硅或氮化硅构成的集合。顶部也可由包括多层高模数材料和聚合物的多种材料构成。可包括金属层或不连续金属层以及弹性体层与粘合剂层中间的聚合物支撑层作为贴花，用于雷击或其它功能应用。

[0007] 通过选择用于拉条阵列基底和覆层的材料以及为所选材料确定抛物线形状因数p，以示例性方法制造公开的实施例。确定拉条高度h和间距的空气动力要求，且计算满足2
等式y＝px+h的拉条抛物线轮廓。形成具有隆起或凹陷/凹痕的标准工具，其抛物线轮廓对应于期望拉条阵列，且由标准工具形成互补工具。在用于网络加工的进一步可替换方法中，互补工具为网络工具。

[0008] 讨论的特征、功能和优势可在本发明的不同实施例中可独立实现，或在其他实施例可结合，其进一步的细节可参考下面的说明和附图看出。

[0009] 1.一种拉条阵列，其包含：

[0010] 表面层，其用于粘附到空气动力表面；

[0011] 从所述表面层延伸的多个拉条顶部，其具有抛物线横截面。

[0012] 2.根据权利要求1所述的拉条阵列，其中每个顶部的所述抛物线横截面相对于基2
本垂直于所述表面层的x轴满足等式y＝px+h，其中h为所述拉条自所述表面层起的高度，且p是基于制造所述拉条顶部的材料和维护和环境因素施加给表面的负载。

[0013] 3.根据权利要求2所述的拉条阵列，其进一步包含与所述顶部相反地沉积到所述表面层上的粘合剂层。

[0014] 4.根据权利要求2所述的拉条阵列，其进一步包含所述拉条顶部上的覆层。

[0015] 5.根据权利要求1所述的拉条阵列，其进一步包含与所述顶部相反地沉积到所述表面层上的聚合物支撑层。

[0016] 6.根据权利要求5所述的拉条阵列，其进一步包含沉积在所述聚合物支撑层上从而形成多层贴花的粘合剂层，所述粘合剂层将所述贴花粘附到交通工具表面。

[0017] 7.根据权利要求2所述的拉条阵列，其中所述拉条顶部和所述表面层包含高伸长率弹性体，且进一步包含所述高伸长率弹性体上的抗UV覆层。

[0018] 8.根据权利要求1所述的拉条阵列，其中所述拉条顶部由选自以下材料构成的集合中的材料形成：镍、铬、金属合金、玻璃、陶瓷、碳化硅或氮化硅。

[0019] 9.根据权利要求8所述的拉条阵列，其进一步包含金属层和弹性体层与粘合剂层中间的聚合物支撑层。

[0020] 10.根据权利要求1所述的拉条阵列，其中所述表面层和拉条顶部由高伸长率弹性体形成，所述高伸长率弹性体对于300-3000％的伸长是弹性可恢复的。

[0021] 11.根据权利要求10所述的拉条阵列，其中所述高伸长率弹性体选择自由聚合物和共聚物以及形状记忆聚合物构成的集合，其中所述形状记忆聚合物为环氧树脂、聚氨酯、聚脲、聚烯烃、乙丙烯、硅树脂、聚丁二烯、聚氯丁烯、聚氯乙烯和氟硅氧烷、氟化聚氨酯、全氟聚醚、甲硅烷基化聚氨酯、和包括多面低聚硅倍半氧烷(POSS)杂化聚合物。

[0022] 12.一种拉条阵列，其包含：

[0023] 高伸长率弹性体层，其具有间隔开的顶部，该顶部具有抛物线横截面；以及[0024] 覆层，其沉积在所述弹性体层上。

[0025] 13.根据权利要求12所述的拉条阵列，其中所述高伸长率弹性体对于300-3000％的伸长是弹性可恢复的。

[0026] 14.根据权利要求13所述的拉条阵列，其中所述高伸长率弹性体选自由聚氨酯、环氧树脂和氟硅氧烷构成的集合。

[0027] 14.根据权利要求12所述的拉条阵列，其中所述覆层包含UV吸收或反射涂层。

[0028] 15.根据权利要求14所述的拉条阵列，其中所述覆层选择自由有机覆层、无机覆层和杂合体覆层构成的集合，其中有机覆层包括聚对二甲苯、PTFE、聚酰胺(尼龙)、聚酰亚胺和聚乙烯，无机覆层包括无定形类金刚石涂层(DLC)、金属例如铝、铬、金、铂、铑或镍、以及氧化物例如二氧化硅、氧化铝、氧化铟锡、氧化锡、氧化钛、氧化锌、以及氮化物如氮化硼和氮化硅，杂合体覆层包括有机-无机溶胶凝胶或侧基POSS或有机-金属单层或纳米层如金属-聚合物或陶瓷-金属或陶瓷-聚合物纳米层。

[0029] 18.一种飞行器结构，其包含：

[0030] 拉条阵列，其具有：

[0031] 具有抛物线横截面的多个顶部和一表面层，所述顶部和表面层由选择自高伸长率弹性体集合的材料形成，该高伸长率弹性体集合包含聚合物和共聚物以及形状记忆聚合物、高模数材料，其中形状记忆聚合物为环氧树脂、聚氨酯、聚脲、聚烯烃、乙丙烯、硅树脂、聚丁二烯、聚氯丁烯、聚氯乙烯和氟硅氧烷、氟化聚氨酯、全氟聚醚、甲硅烷基化聚氨酯、和包括多面低聚硅倍半氧烷(POSS)的杂化聚合物，高模数材料例如镍、铬、其它金属合金、玻璃、陶瓷、碳化硅或氮化硅、无定形金属合金如Vitreloey 105(Zr：52.5 Ti：5 Cu：17.9Ni：14.6 Al：10)或Vitreloy 106a(Zr：58.5 Cu：15.6 Ni：12.8 Al：10.3Nb：2.8)、形状记忆合金(SMAs)如铜锌铝镍、铜铝镍、镍钛(NiTi)、假弹性β钛合金、每个抛物线横截面与所述表面层形成倒角；

[0032] 聚合物支撑层，其选自由聚氨酯、硅树脂、环氧树脂、聚硫化物、乙烯丙二烯、氟硅氧烷和氟弹性体的集合；

[0033] 覆盖顶部和表面层的覆层，所述覆层选择自有机覆层和无机覆层以及杂合体覆层的集合，其中所述有机覆层包括聚对二甲苯、PTFE、聚酰胺(尼龙)、聚酰亚胺和聚乙烯，无机覆层包括无定形类金刚石涂层(DLC)、金属例如铝、铬、金、铂、铑或镍、以及氧化物例如二氧化硅、氧化铝、氧化铟锡、氧化锡、氧化钛、氧化锌、以及氮化物如氮化硼和氮化硅，杂合体覆层包括有机-无机溶胶凝胶或侧基POSS或有机-金属单层或纳米层如金属-聚合物或陶瓷-金属或陶瓷-聚合物纳米层。

[0034] 粘合剂层，其沉积在所述聚合物支撑层上从而形成多层贴花，上述粘合剂层将贴花粘附至飞行器表面。

[0035] 19.一种用于制造拉条阵列的方法，其包含：

[0036] 形成标准工具，其具有对应于期望拉条阵列且满足等式y＝px2+h的抛物线隆起；

[0037] 从所述标准工具形成互补工具；

[0038] 在所述互补工具中沉积拉条顶部和表面层；

[0039] 沉积粘合剂层从而形成贴花；

[0040] 从所述互补工具移除高伸长率弹性体贴花；

[0041] 粘附所述高伸长率弹性体贴花至空气动力表面。

[0042] 20.根据权利要求19所述的方法，其中确定所述抛物线轮廓因数的步骤包括选择与所选拉条材料上覆层一致的轮廓因数。

[0043] 21.根据权利要求19所述的方法，进一步包含在所述粘合剂层和弹性体顶部中间沉积支撑聚合物层。

[0044] 22.根据权利要求19所述的方法，其中沉积的拉条顶部和表面层为高伸长率弹性体，且进一步包含在高伸长率弹性体层上沉积抗UV覆层。

[0045] 23.根据权利要求19所述的方法，其中所述互补工具为网络工具，且所述沉积的拉条顶部和表面层为高伸长率弹性体，且进一步包含在沉积高伸长率弹性体之前在网络工具上溅射抗UV覆层。

[0046] 24.一种减少空气动力表面上阻力的方法，其包含：

[0047] 形成多个拉条顶部阵列，其中拉条顶部具有抛物线横截面且从表面层延伸；以及[0048] 粘附拉条阵列到空气动力表面。

[0049] 25.一种增加空气动力表面上拉条耐久性的方法，其包含：

[0050] 形成多个拉条顶部阵列，其中拉条顶部具有抛物线横截面且从表面层延伸；以及[0051] 粘附拉条阵列到空气动力表面。

[0052] 图1为空气动力表面(例如机翼或机身蒙皮)的一部分的等轴测图，其示出沿流动方向延伸的示例性拉条；

[0053] 图2A为带有抛物线轮廓的示例性实施例的一个拉条顶部的细节横截面视图；

[0054] 图2B为带有在顺流方向变化的抛物线结构的示例性实施例；

[0055] 图3为图2中示出实施例的拉条顶部设计与现有三角形截面设计的比较图；

[0056] 图4为图2中示出实施例的拉条顶部设计与现有三角形截面设计的详细比较图，其中y轴比例放大从而展示相对区域重叠；

[0057] 图5为比较本文公开的实施例在不同基底宽度时的顶部偏转的曲线；

[0058] 图6为比较本文公开实施例的顶部和基底在不同基底宽度时的Von Mises应力的曲线图；

[0059] 图7A为截面网格，其示出示例性拉条顶部的三角形横截面的放大顶部偏转；

[0060] 图7B为截面网格，其示出本实施例的抛物线横截面拉条顶部的放大顶部偏转；

[0061] 图8A为本实施例的拉条顶部中Von Mises应力的截面应力图；

[0062] 图8B为具有三角形横截面的拉条顶部中Von Mises应力的截面应力图，其作为图8A和8B中示出的本实施例的比较性示例；

[0063] 图8C为示例性抛物线横截面拉条顶部的应力图，该拉条顶部由高伸长率弹性体形成且弯曲成与表面层接触；

[0064] 图8D为具有最大主应变分布的圆形倒角拉条的截面应力图；

[0065] 图8E为具有最大主应变的圆形倒角拉条的截面应力图；

[0066] 图8F为具有最大主应变的椭圆倒角拉条的截面应力图，其用于和图8E比较；

[0067] 图9A为从第一实施例流方向观察的侧截面视图，其中第一实施例采用结构经设计的空气动力拉条；

[0068] 图9B为具有额外支撑层的对图2A实施例的一个修改实施例的侧截面视图；

[0069] 图9C为覆层在拉条基底材料之上的对图2A实施例的一个修改实施例的侧截面视图；

[0070] 图9D为具有刚性拉条顶部的可替换实施例的侧截面视图；

[0071] 图10A为采用图9B所示实施例的拉条的空气动力表面的部分顶视图；

[0072] 图10B为与图9B可比的截面图，与图10A的特征一起作为参考；

[0073] 图11为本实施的例拉条顶部的成形方法流程图；

[0074] 图12A为流程图，其示出在飞行器制造和服役方法的背景下公开的刚性顶部拉条实施例的使用；以及

[0075] 图12B为方块图，其示出采用本文公开的实施例的刚性顶部拉条的飞行器。

[0076] 此处公开的实施例通过沿着拉条表面提供均等的应力，提供结构被设计为最大化耐久性的拉条。此处公开的实施例提供抛物线截面从而避免永久变形/损害，且对于用于拉条的高模数材料和高伸长率弹性材料是尤其适用的，该拉条可能被地面支撑设备或环境危害例如冰雹所影响。这些实施例也允许拉条的最佳结构设计，为其提供变得更细且更具有空气动力效率的能力。借助此处限定的抛物线截面，可更易于采用具有通常以不可恢复的方式塑性变形的小弹性区域的材料。具有随后更详细地描述的结构的弹性拉条示例性实施例作为用于图1所示飞行器的空气动力表面的一部分被示出。飞行器110采用被放大地示出的带有表面111的结构，其具有多个大体平行的拉条112，拉条112被设置为平行于箭头114所示的流动方向。对于示出的示例性实施例，垂直于表面111的高度尺寸116大约为0.002英寸，而拉条之间的间距118大约为0.003英寸，例如图9A所示。阵列中拉条的间距或分布可取决于采用拉条应用的空气、水或其它流体的流体动态性能而改变，并且阵列中拉条的间距或分布可由采用拉条应用的空气、水或其它流体的流体动态性能预先决定。空气动力表面通常为但不限制为曲线形的，且可以为机翼、发动机舱、控制表面、机身或其它合适表面的一部分。因此，可能需要拉条和将拉条支撑且附接到表面上的任意结构的挠性和一致性。虽然本文是关于飞行器空气动力表面进行描述的，但本文公开的实施例对于其它航空交通工具表面(例如但不限于导弹或火箭)和其它交通工具(例如在通常为空气的气态流体中移动的汽车、卡车、公共汽车和火车)或在船只、潜艇、水翼艇、流体流动管道或其它暴露于液体流体流的表面上的阻力减少同样是适用的。此外，这些拉条可用于旋转组件上，例如直升机转子叶片或要求高耐久性和改进的空气动力性能的螺旋桨。

[0077] 此处公开的实施例认识到并提供了拉条可以抵抗各种影响和/或其它可减少拉条耐久性的力的能力。此外，一些不同有利实施例提供多层结构，其可具有支撑层和位于支撑层上或从支撑层延伸的多个拉条顶部。在其后示例性实施例的细节描述中，形成拉条的顶部可由高伸长率弹性体材料制造。示出的实施例对于也适用于额外结构或高温度能力的刚性顶部拉条或形状记忆拉条。

[0078] 图2A中示出示例性成形拉条轮廓以便均等的应力施加在拉条的整个高度上，从而最大化所选拉条材料的优点。在此公开的实施例中的各个拉条顶部202可包括抛物线形2
横截面，其相对于y轴2034满足等式y＝px+h，其中h为拉条高度116，且在y的标高处拉条的厚度t＝2x。实际形状参数p的确定可以取决于选择用于拉条的材料、拉条的理想刚性和要求的空气动力性能，如下面的更详细说明。优选形状参数p＝-h/xb，其中xb为抛物线基底宽度的一半，其提供用于空气动力性能的顶部附近带有高斜率表面的窄顶部。对于h＝50微米和xb＝5微米且因此形状参数p＝-2的示例性实施例，为很多材料提供广泛的适用性，其包括刚性材料例如镍和弹性体，例如带有单一设计和标准工具(master tooling)的高伸长率聚氨酯。在拉条202和表面层204之间的界面处限定基底倒角205，用于分布负载从而避免在拉条的最大偏转处表面层的塑性破坏或破裂。对于示例性实施例，选择1微米作为倒角半径从而最大化抛物线形状的范围，因为它均匀地分布应力/应变；并且由于借助平面表面可充分消除不连续性，防止其变成在联合负载下拉条破坏的原因。倒角和抛物线之间的过渡必需是平滑的，且通过使倒角形状与抛物线(也与该平面表面)相切实现。
在不同实施例中，倒角可为圆形、椭圆形、抛物线形的或其它与拉条和平面表面相切的平滑变化的形状。

[0079] 可通过沿着拉条顶部202的脊线206的高度浮动获得在局部应力上的额外减少，如图2B所示。对于示出的实施例，采用拉条高度±10％的浮动高度。

[0080] 图3示出以上说明的当前实施例的拉条202横截面的抛物线轮廓，其与示例性的现有技术拉条形状相比较。如1999年10月26日授予Bechert的专利(美国专利No.5,971,326)中公开了用于最小轮廓302和最大轮廓304的最大和最小三角形横截面(50°和20°)。还示出用于最小三角形的Bechert最大半径倒角306和用于最大三角形308的最大半径倒角用于比较。还示出用于本实施例的示例性倒角半径310。Bechert最小轮廓，虽然从空气动力角度看是理想的，但其不提供拉条表面要求的高耐久性的足够结构强度。Bechert最大轮廓在基底提供更大的结构强度，但不是在顶部，且提供显著较小的空气动力阻力减少。最窄的三角形设计在投入使用之前提供良好的阻力减少，但是由于应力和应变集中在顶部附近，尤其由于三角形几何面和拉条间距，顶部非常易于变形。当通过维持在横截面区域的均衡应力分布从而显著改进结构性能时，相比任意的20°-50°的三角形拉条，当前实施例的抛物线设计更窄，且在靠近拉条脊顶部处保持更大斜率的表面。图4A详细示出拉条顶部202，其中为了明确证明相对于Bechert三角形轮廓，抛物线设计的形状优势(靠近脊部斜率更大)，放大x轴。如图4B所示，Bechert 50°和20°的三角形拉条(302、304)、中间30°三角形拉条402的斜率分别为2.1、5.7、和3.7，但通过考虑包含在抛物线轮廓之内的三角形404的斜率以及包含抛物线轮廓的三角形406的斜率，示例性抛物线拉条斜率可被认为在10和13.4之间。

[0081] 图5和图6说明在包括30°夹角的三角形拉条和一系列抛物线拉条设计之间结构行为中的显著差别。选择基底0.001英寸(in)、数据点502的30度三角形拉条用于比较，因为存在实验室或飞行数据表明带有镍和聚合物成份的该几何结构的耐久性间题。在两幅图中，1psi负载施加于抛物线顶部和三角形拉条。图5中抛物线设计502、504、506、508、510和512中的数据点证明，带有0.00058英寸基底的抛物线设计和在数据点502处具有0.001英寸的30°三角形拉条具有同等顶部偏转/变形(deflection)，表明源自顶部附近大斜率壁的抛物线设计的潜在重量节省和空气动力优势。

[0082] 类似地，如图6所示，1psi负载施加至30°三角形和各种抛物线拉条顶部下的Von Mises应力比较，说明抛物线拉条具体获得的大量的应力减少。该图也证明了明显不同的应力存在于30°三角形截面拉条的顶部基底602和顶部末端604；三角形的顶部基底处约为16psi，尖顶部处约为130psi，而对于基底宽度从0.001至0.0004变化的抛物线截面，在宽度在0.001到0.00058之间时，顶部末端606、608和610具有约29psi的基本恒定的应力，而顶部基底614、616和618则在这些基底宽度下具有小于35psi的应力，且当基底宽度减小到0.0004英寸时仅微量增加。虚线示出具有一基底宽度的抛物线拉条的顶部和基底应力，在该基底宽度下拉条顶部与三角形拉条同等偏转。

[0083] 在拉条横截面内应力水平的不一致对拉条结构的整个偏转轮廓具有显著的影响，如图7A和图7B所示，为了清晰起见，其分别以0.05放大比例因子示出三角形拉条702和抛物线拉条704从而夸大偏转。可能超过三角形轮廓拉条顶部中的顶部末端附近的弹性极限的偏转分布于抛物线拉条顶部的整个截面，由此避免不可恢复的塑性形变。采用镍拉条顶部的实施例用于图7A和图7B示出的分析。

[0084] 图8A示出具有0.00058英寸的基底宽度802以及0.002英寸高度的示例性镍抛物线拉条顶部704中Von Mises应力的形象化示图。采用镍拉条顶部的实施例也用于图8A中示出的分析。为了简洁，示例性模型在基底不具有倒角，且因此由于该不连续性，应力集中仅存在于基底上方。本文不同实施例中公开的倒角被用于将负载分布在该区域中，由此消除该位置的结构失效。与集中于顶部附近相反，拉条顶部704的抛物线轮廓允许沿着整个拉条的高度均匀分布应力。注意，在图8A的抛物线顶部示图中表示的高应力是由于模型中缺少几何保真度。相比，图8B中30°三角形拉条702的图像表明高度局部形变和应力，其可导致顶部末端区域中不可恢复的形变或破裂。如下面所述，拉条顶部结构可采用刚性或弹性芯体上的覆层。如图8A中所示，沿着抛物线轮廓的整个拉条长度的表面的应力均衡，通过提供表面层中均衡的应力，可阻止覆层的局部破裂。而对于更易碎的设计(例如带有覆层的预期会破裂的30°三角形)，均衡的应力水平可提供沿着顶部表面间隔开的一致破裂。

[0085] 抛物线地成形提供重要优势，因为它沿着整个拉条均匀地分布应力和应变。材料中的可恢复伸长率越高越好，因为拉条顶部非常窄，特别是在顶部为0.1微米的三角形形状的情形中。三角形拉条顶部0.1微米厚的弹性体的指甲槽沟(fingernail gouge)可被伸展跨过超过一个或多个以大约90微米隔开的拉条，该间隔比仅有顶部参与时的间隔大900％。对于示例性实施例，向平面表面平坦折叠的抛物线轮廓沿外部边缘的最大应变仅为
37％，如图8C所示。图8D示出示例性拉条形状的最大主应变分布。图8E和图8F分别示出中最大主应变时椭圆形倒角和圆形倒角的对比。

[0086] 采用高伸长率弹性体、刚性顶部拉条或形状记忆合金的示例性拉条的实施例在图9A中示为多层构造。具有前面说明的抛物线截面的拉条的各顶部202从表面层204伸出。
伸出的拉条和连续的表面层是通过高模数材料铸造或沉积形成，例如镍、铬、其它金属合金、玻璃、陶瓷、碳化硅或氮化硅、无定形金属合金例如Vitreloey 105(Zr：52.5 Ti：5Cu：
17.9 Ni：14.6 Al：10)或Vitreloy 106a(Zr：58.5 Cu：15.6 Ni：12.8 Al：10.3Nb：2.8)、形状记忆合金(SMAs)(例如铜锌铝镍、铜铝镍、镍钛(NiTi)、假弹性β钛合金和其它合适的金属合金，其提供超弹性行为，该超弹性行为源自可逆应力诱导的马氏体相变)、形状记忆弹性体，例如但不限于多面低聚硅倍半氧烷(POSS)改进的聚氨酯或更典型的弹性体，包括聚氨酯、硅树脂、环氧树脂、聚硫化物、乙烯丙二烯、氟硅氧烷、氟弹性体，其带有刚性金属涂层，例如镍或可替代的刚性材料，例如铬、其它金属合金、玻璃、陶瓷、碳化硅或氮化硅、或高伸长率弹性体如类聚氨酯PRC PR 1664D(作为示例性实施例)。在不同实施例中，高伸长率弹性体可从聚合物和共聚物(通常为嵌段共聚物)以及形状记忆聚合物的集合中选择，其中形状记忆聚合物可为环氧树脂、聚氨酯、聚脲、聚烯烃、乙丙烯、硅树脂、聚丁二烯、聚氯丁烯、聚氯乙烯和氟硅氧烷、氟化聚氨酯、全氟聚醚、甲硅烷基化聚氨酯、和其它杂合聚合物，其包括多面低聚硅倍半氧烷(POSS)。弹性聚合物可为充填的或未充填的。对于图9A示出的实施例，粘合剂层206沉积在表面层204的底部204a上。该粘合剂可为许多可能性中的一种，其包括而不限于，压力敏感丙烯酸粘合剂、聚氨酯压力敏感粘合剂、聚硫化物、环氧树脂、热塑塑料、热反应粘合剂、硅粘合剂、或氟硅氧烷粘合剂。

[0087] 在可替换实施例中，支撑聚合物层208在表面层204和粘合剂层206中间结合表面层204，如图9B所示。支撑聚合物层208可为聚合物膜或其它合适的材料。在某些实施例中采用聚醚醚酮(PEEK)。第二层中的支撑聚合物、粘合剂和/或其它成分提供额外的刚性或弹性以及附着于表面的能力，且可作为预制造的贴花形成，在该贴花上沉积或形成表面层和顶部的高伸长率弹性体。

[0088] 图9C为额外可替换实施例，其中表面覆层209覆盖高伸长率弹性体。对于示出的示例性实施例，覆层209为透明的但也为紫外线(UV)反射或吸收性涂层，例如锌氧化物或铟锡氧化物。使用粘合剂层206或直接将弹性表面层204附着于表面上，如参考图2D的说明。覆层也可提供可替换的功能，例如导电性/电阻性，从而耗散或传导p静态电荷(＜500欧/平方)、形状记忆或提供着色或其它装饰效果。在实现所需功能的不同可替换实施例中，从有机或无机半族或杂合体中选择覆层。不同实施例的示例性覆层可从有机或无机半族或杂合体中选择。有机覆层选择自聚对二甲苯、PTFE、聚酰胺(尼龙)、聚酰亚胺和聚乙烯的薄膜集合。无机覆层可为薄膜或多层膜，其包括无定形类金刚石涂层(DLC)、金属例如铝、铬、金、铂、铑或镍、以及氧化物例如二氧化硅、氧化铝、氧化铟锡、氧化锡、氧化钛、氧化锌、以及氮化物例如氮化硼和氮化硅。杂合体覆层可为有机-无机溶胶凝胶或侧基POSS或有机-金属单层、或纳米层例如由位于华盛顿州98103西雅图1443 N.Northlake Way的Modumetal生产的金属-聚合物、或陶瓷-金属或陶瓷-聚合物纳米层。

[0089] 预期保护覆层209可不具有类似于高伸长率弹性顶部202的伸长率特性，且高伸长率弹性体的表面偏转在预期之中，且一旦消除负载，弹性体恢复到接近原始形状，基本保持通过覆层实现的UV保护，其中即使表面层破裂覆层也保持粘附至弹性体顶部和表面层。覆层209可提供对电磁效应的抗性，例如复合结构单独不能提供的静态充电，因此代替或补充以LSA箔片贴花和类似材料。覆层209也可为多层或干涉膜，其可提供增强的UV保护、色彩和装饰效果。覆层也可为颗粒或杆或在抛物线表面处或其附近的其它结构的纳米阵列。这类纳米结构可由例如氧化锌或氧化钛形成。

[0090] 在图9A、图9B或图9C所示的形式中，实施例可制造为如图9B中示出的多层贴花207，其包括顶部202、表面层204、支撑聚合物层208和粘合剂层206，其可使用粘合剂层206被粘合至空气动力表面。可替换的实施例也可采用金属网格/感应栅格、电容栅格或例如铝的箔。箔、聚合物和粘合剂多层结构可比得上当前雷击贴花(LSA)，其中LSA用于复合飞行器结构表面，例如于2006年12月14日申请的标题为“LIGHTING STRIKE PROTECTION METHOD AND APPARATUS”，Rawings的美国专利申请No.11/611023中所公开的。在可替换实施例中的金属层可为不连续的，且可提供Rawlings等人的广域避雷针覆盖(WALDO)11/229911的结构，其在2005年9月19日申请，标题为“WIDE AREA LIGHTNING DIVERTER OVERLAY”，或提供多层结构中集成电子电路，其在属于Rawlings的于2006年12月19日申请的标题为“LARGE AREA CIRCUITRY USING APPLIQUES”的相关申请No.112/612576中公开，其包括在此以供参考。

[0091] 在可替换实施例中，表面层204可直接粘附到飞行器表面111或沉积在飞行器表面111之上。在这类可替换实施例中，支撑聚合物层208可采用类似于图9B中公开的配置中的热塑性塑料(或热固树脂例如环氧树脂)，而不带有粘合剂层，其允许借助热、辐射的应用或通过电磁感应直接结合到飞行器表面111。

[0092] 对于图9D中所示实施例，带刚性顶部的拉条由高模数金属制造，例如镍(用于此处公开的实施例)或可替换刚性材料例如示出的铬、其它金属合金、陶瓷、碳化硅或氮化硅。由于具有复杂的或多个弯曲的表面，各个拉条顶部202’垂直于流动方向彼此隔开以便更大的横向灵活性是理想的。对于示出的实施例，各顶部202’从弹性体层204’伸出。顶部202’具有参考图2描述的抛物线轮廓。基底210从每个顶部展开。在某些实施例中，弹性体层204’围绕基底210从而提供更大结构连续性。在可替换实施例中，基底的底面211直接粘合至弹性体层204’的暴露表面204a。

[0093] 包括网屏和/或箔金属层212(例如铝)、聚合物层(例如PEEK)和粘合剂层216的多层结构支撑弹性体层204’。聚合物层214和粘合剂层216可作为预成形的贴花的一部分供给或直接沉积于弹性体层204’之上。金属层212提供导电材料，其用于实施例的示例性飞行器使用中的雷击保护。金属层、聚合物和粘合剂多层结构可与用于复合飞行器结构表面的当前雷击贴花(LSA)相比。

[0094] 当施加侧力时，支撑拉条顶部202’的弹性体层204’可为顶部提供弹性侧向形变和恢复，因此进一步增强刚性拉条顶部的耐久性。此外，弹性体层柔性可允许更大的与复杂轮廓形状相符的能力。

[0095] 图10A和图10B示出图9B中公开的实施例的顶部视图和侧视图，其作为源于公开的实施例的拉条阵列示例。由顶部202形成的拉条112沿着表面层204在流向114上纵向延伸。薄表面层204提供遵守具有如箭头115所示的基本垂直于拉条112的切线的曲率的灵活性。用于所述实施例中的高伸长率弹性体的特性允许贴花形变灵活性，从而匹配飞行器表面周线或拉条阵列应用于其上的其它表面。

[0096] 如图11所示，对于所描述的实施例，选择高拉条耐久性材料所需的材料，例如高伸长率弹性体、刚性拉条或形状记忆合金，步骤1102。确定用于拉条阵列的空气动力性能的高度h和间距d，步骤1104，以及为选择的材料确定用于抛物线轮廓的外形轮廓p，步骤110。然后计算用于拉条的抛物线轮廓，步骤1108，且在1100确定最终的空气动力和结构性能。实现材料、外形轮廓、高度和间距迭代从而最优化最终的拉条阵列。此外，对于高伸长率弹性体拉条顶部或其它需要覆层的材料，抛物线外形轮廓的确定可包括选择与所选拉条材料上覆层一致的轮廓因数。抗UV材料例如氧化锌或氧化铟锡对于高伸长率弹性体拉条是示例性的。

[0097] 然后形成具有抛物线隆起的标准工具，其中抛物线隆起对应于于期望的拉条阵列形状和间距的基本平坦的中间表面，步骤1112。从标准工具形成互补工具，步骤1114，其可通过在标准工具上印模实现，从而提供对应于拉条形状的凹槽，凹槽间有提供基本平坦的中间表面的间距。虽然在所示方法中标准工具和互补工具被示为单组，但可替换实施例可采用用于网络加工或可替换工艺的多组基础和互补工具。拉条顶部和表面层沉积在互补工具上，步骤1116。在该方法的不同实施例中，顶部和表面层可为高伸长率弹性体材料或刚性或嵌入到弹性体表面层的形状记忆合金顶部。高伸长率弹性体材料可选自本文实施例说明的聚氨酯、环氧树脂和氟硅氧烷构成的集合。弹性体材料可铸造在互补工具上或用于网络工具应用，喷涂或浸镀成型到工具上。刚性或形状记忆合金顶部可通过下面的方法形成，如在互补工具上溅射金属覆层和在覆层上电铸顶部。

[0098] 产生用于拉条顶部和表面层的贴花，步骤1118。在不同实施例中，贴花可为沉积在相对于拉条顶部的表面层之上的粘合剂层。可添加粘合衬里用于方便处理贴花，且然后在应用于表面前移除。可替换实施例包括表面层和粘合剂层中间的支撑聚合物层，且可选择地包括用于形成闪电保护贴花的金属箔或网格层。然后从互补工具中移除贴花，步骤1120，且粘附贴花至空气动力表面，步骤1122。在某些可替换实施例中，互补工具可充当保护遮罩，其被保留直至贴花粘附到表面上。在其它实施例中，可添加遮罩层用于处理拉条的保护，且在贴花粘附到表面之后移除该遮罩层。

[0099] 对于采用用于拉条和表面层的高伸长率弹性体的实施例，在从互补工具中移除之前描述的抗UV覆层之后，抗UV覆层可沉积于高伸长率弹性体层之上，或在互补工具是网络工具时，抗UV涂层在沉积高伸长率弹性体层之前，可被溅射至网络工具之上。

[0100] 更具体地参考图12A和图12B，可在图12A所示飞行器制造和服役方法1200以及图12B所示飞行器1202的背景下，说明本文公开的高伸长率弹性体拉条实施例和及其制造方法。在预生产期间，示例性方法1200可包括飞行器的规格和设计1204以及材料采购1206。在生产期间，进行飞行器的部件和子组件制造1208以及系统集成1210。本文描述的拉条贴花和它们的制造工艺可作为生产、部件和子组件制造步骤1208的一部分和/或系统集成1210的一部分被完成。其后，飞行器可经历验证和交付1212，以便处于使用1214中。
在客户使用中，飞行器1202被安排进行例行的维护和服务1216(其也可包括修改、重构、翻新等等)。本文描述的拉条贴花也可作为例行维护和服务1216的一部分被制造和应用。

[0101] 方法1200的每个工艺可由系统集成商、第三方和/或操作者(例如，顾客)执行或完成。对于该说明的目的而言，系统集成商可包括但不限于许多飞行器厂商和主系统分包商；第三方可包括但不限于任意数目的卖主、分包商和供应商；且操作者可为航空公司、租赁公司、军事实体、服务机构等等。

[0102] 如图12B所示，由示例性方法1200生产的飞行器1202可包括具有参考图1描述的表面111的机身1212，以及多个系统1220和内部1222。高级系统1220的示例包括推进系统1224、电气和航空电子系统1226、液压系统1228以及环境系统1230中的一个或多个。也可以包括任意数目的其它系统。由此处公开的实施例支持的高伸长率弹性体拉条可为机身1218的一部分，特别是蒙皮和外部表面的精加工。虽然示出航空和航天示例，本文实施例中公开的原理可应用于其它工业中，例如汽车工业和海洋/船舶工业。

[0103] 可在生产和服役方法1200的一个或多个阶段中采用此处体现的设备和方法。例如，当飞行器1202在使用中时，可以类似于生产部件或组件的方法，制造或制作对应于生产过程1208的部件和子组件。同样地，例如，通过显著加速飞行器1202的装配或降低其成本，可在生产阶段1208和1210期间利用一个或多个设备实施例、方法实施例或其组合。类似地，当飞行器1202在使用(例如但不限于维护和服务1216)中时，可利用一个或多个设备实施例、方法实施例或其组合。

[0104] 已按专利法规要求详细说明了不同实施例，本领域技术人员应当理解此处公开的具体实施例的修改和替代。这类修改在权利要求限定的本公开的范围和意图之内。