(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
リブレットのアレイに使用される多層構造であって、
リブレットを有する材料からなる第１の層であって、前記リブレットは無応力状態でオーステナイト形態の超弾性形状記憶材料から形成される、前記第１の層と、
表面への接着性という第２の特徴を示す材料からなる第２の層と
を含む多層構造。
【請求項２】
リブレットが複数の超弾性形状記憶性の先端部を含んでおり、且つ
前記第２の層が、所定の間隔に前記超弾性形状記憶性先端部を支持するポリマー層であって、ビークル表面に接着するポリマー層を含んでいる、
請求項１に記載のリブレットアレイ用多層構造。
【請求項３】
先端部が、銅−亜鉛−アルミニウム−ニッケル、銅−アルミニウム−ニッケル、ニッケル−チタン（ＮｉＴｉ）、及びニッケルを含まない擬似弾性β型チタン合金からなる組より選択された超弾性形状記憶合金（ＳＭＡ）材料から形成されている、請求項２に記載のリブレットアレイ用多層構造。
【請求項４】
第１の層が、先端部と連続鋳造された表面層を含んでいる、請求項２に記載のリブレットアレイ用多層構造。
【請求項５】
表面層上の、先端部とは反対側に溶着されたポリマー支持層を更に含み、ポリマー支持層上に溶着された接着層を更に含むことにより多層アップリケが形成されており、前記接着層によってアップリケがビークル表面に接着される、請求項４に記載のリブレットアレイ用多層構造。
【請求項６】
第１の層が先端部を係合するエラストマー層を含み、エラストマー層上に溶着された接着層が更に含まれ、前記接着層によってアップリケがビークル表面に接着される、請求項２に記載のリブレットアレイ用多層構造。
【請求項７】
金属層、及びエラストマー層と接着層との間のポリマー層を更に含む、請求項６に記載のリブレットアレイ用多層構造。
【請求項８】
各先端部が基部を含み、各基部がエラストマー層内に埋設されている、請求項６に記載のリブレットアレイ用多層構造。
【請求項９】
各先端部が縦方向に区分されている、請求項２に記載のリブレットアレイ用多層構造。
【請求項１０】
リブレットのアレイを作製する方法であって、
所望のリブレットアレイに対応する隆起を有するマスターツールを形成すること、
マスターツールから相補的ツールを形成すること、
無応力状態でオーステナイト形態の超弾性形状記憶材料から形成される、複数の超弾性形状記憶先端部を相補的ツール内に溶着させること、
相補的ツールから超弾性形状記憶先端部を取り外すこと、
超弾性形状記憶先端部の反対側にポリマー層を溶着させること、
ポリマー層に接着層を溶着させること、及び
空力表面に超弾性形状記憶先端部を接着すること
を含む方法。
【請求項１１】
先端部を分離するために相補的ツールにレジストを適用すること、及び
超弾性形状記憶先端部のエッチングの後でレジストを除去すること
を更に含む、請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
複数の超弾性形状記憶先端部を溶着させるステップが、複数の先端部と、クラッディングとしての中間表面層とを鋳造すること、及び更にクラッディングにエラストマー層を鋳造することを含む、請求項１０に記載の方法。
【請求項１３】
複数の超弾性形状記憶先端部を溶着させるステップが、相補的ツール上に超弾性形状記憶先端部を電鋳することを含む、請求項１０に記載の方法。
【請求項１４】
相補的ツールがウェブツールであって、ウェブツール上に金属コーティングをスパッタリングした後でウェブツール上に超弾性形状記憶先端部を溶着することを更に含む、請求項１０に記載の方法。
【請求項１５】
スパッタリングされた金属コーティングの上にレジストを適用することを更に含み、超弾性形状記憶先端部を溶着するステップが、スパッタリングされた金属コーティングの上からウェブツール内に超弾性形状記憶先端部を電鋳することを含む、請求項１４に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の実施形態は、一般に、航空機を空力的に改善する表面形状の分野、又は流れの界面を有する表面の分野に関し、具体的には、空力リブレット又は高い耐久性が要求されるその他の高アスペクト比表面微細構造を形成する形状記憶材料を使用する実施形態及び同材料の使用方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
現代の航空機は、空力性能の向上及び構造重量の低減により、高い燃料効率を達成している。空力表面上のリブレットといった微細構造の使用における最近の進歩は、燃料使用の低減を促す抗力の低下に非常に有望である。リブレットは様々な形態を有するが、有利な実施形態は、航空機の表面上の抗力を最小化するリッジ状構造とすることができる。リブレットは、乱流領域が存在しうる航空機の表面領域に使用される。リブレットは、循環を制限することにより境界層の表面近傍のこのような乱流領域の大規模な渦を破断させて、抗力を低減することができる。
【０００３】
特定の試験済み応用分野では、リブレットは、ピラミッド形又は逆さＶ字形のリッジであり、流体流動の方向に沿って空力表面上に間隔を空けて配置されている。リブレットの構造は一般に重合材料を使用しており、この材料は典型的には熱可塑性樹脂である。しかしながら、航空機の空力表面上などで実用に供される場合、ポリマーは比較的軟質であるので表面の耐久性を低下させる。ポリマーの先端部を用いた既存の解決法は、爪の圧力で１００％変形し易く、回復しない。このような構造は、航空機又はその他のビークルにおける通常の実用には望ましくない。加えて、航空機表面は、一般に、Ｓｏｌｕｔｉａ，Ｉｎｃ．社によって製造される作動油であるＳｋｙｄｒｏｌ（登録商標）を含む種々の化学物質との相互作用に耐えるものでなければならない。特定の用途では、先端部に生じる大きな変形に耐えるか、又はそのような変形から回復す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その他ポリマーは、Ｓｋｙｄｒｏｌ（登録商標）又はその他の航空機用流体又は溶媒に適合しない。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
したがって、耐久性及び航空機用流体との適合性を向上させるリブレットの構造は、民間航空機用リブレットの実用性を大きく前進すると考えられる。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
例示的な実施形態では、リブレットを有する材料からなり、形状記憶材料であるという第１の特徴を示す第１の層と、表面に接着できるという第２の特徴を示す材料からなる第２の層とを有する多層構造が提供される。このような多層構造は、第１の層の形状記憶により長期耐久性を有するリブレットがビークルに実装される例示的実施例において利用される。
【０００６】
種々の実施形態では、複数の形状記憶先端部により空力リブレットのアレイが形成され、これらの形状記憶先端部は、一の層により、所定の間隔を空けて支持され、且つビークル表面に接着される。例示的な実施形態では、形状記憶先端部は、銅−亜鉛−アルミニウム−ニッケル、銅−アルミニウム−ニッケル、ニッケル−チタン（ＮｉＴｉ）、並びにニッケルを含まない擬似弾性β型チタン合金からなる組より選択された材料により形成される。加えて、支持層は、表面層としての先端部を有するように連続鋳造することができる。或いは、ポリマーからなる支持層が、表面層の先端部とは反対側に溶着される。ポリマーの支持層上に溶着された接着層は、多層アップリケを形成し、このアップリケをビークル表面に接着する機能を提供する。
【０００７】
別の例示的実施形態では、支持層は先端部と金属箔とを係合するエラストマー層であり、エラストマー層と接着層との中間にポリマー層が提供される。金属箔、ポリマー層、及び接着層は、事前成形されたアップリケとして提供される。エラストマー層を使用した例示的実施形態では、各先端部が基部を有し、各基部がエラストマー層に埋設される。
【０００８】
特定の用途において大きな柔軟性を提供する実施形態の一態様では、各先端部は縦方向に区分されている。
【０００９】
例示的な一実施形態では、縦方向に複数に分割された形状記憶先端部を有する空力リブレットのアレイを含む航空機構造が提供され、この形状記憶先端部は、銅−亜鉛−アルミニウム−ニッケル、銅−アルミニウム−ニッケル、ニッケル−チタン（ＮｉＴｉ）、及びニッケルを含まない擬似弾性β型チタン合金からなる組から選択された材料、又は形状記憶ポリマーから形成されている。ポリウレタン、シリコン、エポキシ、ポリスルフィド、エチレンプロピレンジエン、フルオロシリコン、及びフルオロエラストマーからなる組より選択されたポリマー支持層が先端部と係合し、銅−亜鉛−アルミニウム−ニッケル、銅−アルミニウム−ニッケル、ニッケル−チタン（ＮｉＴｉ）、擬似弾性β型アルミ合金、ニッケル、クロム、合金、ガラス、セラミック、酸化珪酸、又は窒化珪酸からなる組より選択されたクラッディングが先端部及び表面層を覆う。ポリマー支持層の上に溶着された接着層は多層アップリケを形成し、接着層はアップリケを航空機の表面に接着する。
【００１０】
開示される実施形態は、例示的一方法において、所望のリブレットアレイに対応する隆起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的なツールを形成することにより作製される。次いで、複数の形状記憶先端部が、電鋳又はその他の望ましい溶着技術を用いてマスターツール内に溶着される。その後、形状記憶先端部は、相補的ツールから取り外されて空力表面に接着される。
【００１１】
本方法の例示的態様では、形状記憶先端部を区分するために形状記憶先端部の基部にレジストが適用され、このレジストは剛性先端部のエッチング後に除去される。次いでエラストマー層を鋳造して剛性先端部を係合させ、事前成形されたアップリケをエラストマー層に適用することにより多層リブレットアレイアップリケを形成する。
【００１２】
本発明の例示的な実施形態では、事前成形されたアップリケは、金属箔、ポリマー支持層、及び接着層を含んでいる。取扱いを容易にするために接着ライナー及びマスキングを用いてもよい。次いで、接着ライナーを取り除き、多層リブレットアレイアップリケを空力表面に適用してマスキングを取り除くことにより、リブレットアレイを空力表面に接着することができる。
【００１３】
別の方法では、複数の形状記憶先端部を鋳造することは、複数のＳＭＡ先端部と中間表面層をクラッディングとして鋳造することを含む。次いでエラストマー層がクラッディングに鋳造される。他の実施形態のエラストマー層も形状記憶材料である。また別の方法では、第２のＳＭＡがクラッディング中に鋳造される。本方法の他の態様では、エラストマー系形状記憶材料又はＳＭＡからなるコアがツール内で鋳造されて取り出され、次いでＳＭＡ、剛性材料、又は非晶質金属のクラッディングがコアの上に溶着される。
【００１４】
ウェブ処理のための更に別の方法では、相補的ツールがウェブツールであり、金属コーティングがウェブにスパッタリングされた後、形状記憶先端部がウェブツール上に溶着される。この方法の一態様では、スパッタリングされた金属コーティングの上にレジストが適用され、形状記憶先端部の溶着がウェブツール内でスパッタリングされた金属コーティングの上に形状記憶先端部を電鋳することによって行われる。
【００１５】
航空機の表面上に空力リブレットのアレイを形成する方法は、マスターツールを形成すること、及びマスターツールへのインプレッションにより、リブレット形状に対応する溝を有する相補的ツールを形成することを含む。溝と溝の間の間隔は、ほぼ平坦な中間表面を形成する。エラストマー、形状記憶ポリマー及び形状記憶合金からなる組より選択されたコア層は、相補的ツール中に鋳造されて、支持層及び先端部コアの両方を提供する。接着層は、表面層のコアとは反対側に適用される。取扱いを容易にするために、除去可能な接着ライナーが追加される。次いでコア層は相補的ツールから取り出され、形状記憶合金、ニッケル、クロム、ガラス、セラミック、酸化珪酸、窒化珪酸、及び非晶質金属からなる組より選択されるクラッディングがコア層の上に溶着されて、先端部及び表面層を形成する。次いで接着ライナーが除去され、接着層が航空機の表面に接着される。
【００１６】
１２．間隔を空けて配置されたリブレットコアを有するコア層と、
コア層の上に溶着されたクラッディングと
を含むリブレットのアレイ。
１３．コア層が、エラストマー系材料及び形状記憶合金（ＳＭＡ）からなる組より選択される、請求項１２に記載のリブレットアレイ。
１４．クラッディングが形状記憶合金（ＳＭＡ）を含む、請求項１３に記載のリブレットアレイ。
１５．コア層が、エラストマー系材料であり、形状記憶材料を含んでいる、請求項１３に記載のリブレットアレイ。
１６．クラッディングが、ニッケル、クロム、合金、ガラス、セラミック、酸化珪酸、及び窒化珪酸からなる組より選択される硬質層を含んでいる、請求項１５に記載のリブレットアレイ。
１７．ＳＭＡが、銅−亜鉛−アルミニウム−ニッケル、銅−アルミニウム−ニッケル、ニッケル−チタン（ＮｉＴｉ）、及びニッケルを含まない擬似弾性β型チタン合金からなる組より選択される、請求項１４に記載のリブレットアレイ。
１８．リブレットのアレイを含む航空機構造であって、リブレットアレイが、
縦方向に区分された複数の形状記憶先端部であって、銅−亜鉛−アルミニウム−ニッケル、銅−アルミニウム−ニッケル、ニッケル−チタン（ＮｉＴｉ）、及びニッケルを含まない擬似弾性β型チタン合金からなる組より選択される材料又は形状記憶ポリマーから形成された形状記憶先端部と、
ポリウレタン、シリコン、エポキシ、ポリスルフィド、エチレンプロピレンジエン、フルオロシリコン、及びフルオロエラストマーからなる組より選択されたポリマー支持層であって、先端部と係合する層と、
銅−亜鉛−アルミニウム−ニッケル、銅−アルミニウム−ニッケル、ニッケル−チタン（ＮｉＴｉ）、擬似弾性ベータ型チタン合金、ニッケル、クロム、合金、ガラス、セラミック、酸化珪酸、及び窒化珪酸からなる組より選択された、先端部及び表面層を覆うクラッディングと、
ポリマー支持層に溶着されて、多層アップリケを形成する接着層であって、アップリケを航空機の表面に接着する接着層と
を有している、航空機構造。
２５．航空機上に空力リブレットのアレイを形成する方法であって、
マスターツールを形成することと、
マスターツール上へのインプレッションにより、リブレット形状に対応する溝を有し、溝と溝の間の間隔がほぼ平坦な中間表面を提供する相補的ツールを形成することと、
エラストマー、形状記憶ポリマー、及び形状記憶合金からなる組より選択されたコア層を相補的ツール内に鋳造することにより、支持層及び先端部コアの両方を供給すること、
支持層のコアとは反対側に接着層を適用すること、
取扱いを容易にするために除去可能な接着ライナーを追加することと、
相補的ツールからコア層を除去することと、
形状記憶合金、ニッケル、クロム、ガラス、セラミック、酸化珪酸、窒化珪酸、及び非晶質金属からなる組より選択されたクラッディングをコア層の上に配置することにより、先端部及び表面層を形成することと、
接着ライナーを除去することと、
接着層を航空機の表面に接着することと
を含む方法。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
本明細書に開示される実施形態の特徴及び利点は、添付図面を参照して後述の詳細な説明を読むことにより理解されよう。
【図１】図１は、翼又は胴体の外板といった空力表面の一部の等角図であり、流れの方向に延びる例示的なリブレットを示している。
【図２Ａ】図２Ａは、剛性先端部を有するリブレットの第１の実施形態の、流れの方向に垂直な側断面図である。
【図２Ｂ】図２Ｂは、図２Ａの実施形態の修正例の側断面図であり、追加の支持層を有している。
【図２Ｃ】図２Ｃは、図２Ａの実施形態の修正例の側断面図であり、エラストマーコアの上に剛性のクラッディングを有している。
【図２Ｄ】図２Ｄは、接着層を有さない図２Ａの実施形態の修正例の側断面図であり、熱可塑性材料が直接結合される。
【図２Ｅ】図２Ｅは、複数層のＬＳＰアップリケを有する形状記憶層の上に剛性金属クラッディングを用いている実施形態の側断面図である。
【図２Ｆ】図２Ｆは、コアの上に例示的な多層コーティングを有する一の先端部の拡大図である。
【図３】図３は、剛性先端部を有するリブレットの第２の実施形態の側断面図であり、リブレットが横方向に分割されている。
【図４】図４は、剛性先端部を有するリブレットの第３の実施形態の側断面図であり、リブレットの断面が縮小され、横方向の分割が少なくなっている。
【図５Ａ】図５Ａは、図２Ｂに示す第１の実施形態のリブレットを用いた空力表面の一部の上面図である。
【図５Ｂ】図５Ｂは、図５Ａの特徴を参照するための、図２Ｂに相当する断面図である。
【図６Ａ】図６Ａは、図３に示す第２の実施形態のリブレットを実装する空力表面の一部の上面図であり、リブレットの区画が縦方向にも分割されている。
【図６Ｂ】図６Ｂは、図６Ａの特徴を参照するための、図３に相当する断面図である。
【図７】図７は、第１の実施形態のリブレットの例示的作製方法の処理工程を示すフロー図である。
【図８Ａ】図８Ａは、第２の実施形態のリブレットの例示的作製方法の処理工程を示すフロー図である。
【図８Ｂ】図８Ｂは、ウェブ処理ツールを用いた第２の実施形態のリブレットの第２の例示的作製方法の処理工程を示すフロー図である。
【図８Ｃ】図８Ｃは、スパッタリングされた金属コーティングを有するウェブ処理ツールを用いた第２の実施形態のリブレットの第３の例示的作製方法の処理工程を示すフロー図である。
【図９Ａ】図９Ａは、第３の実施形態のリブレットの例示的作製方法の処理工程を示すフロー図である。
【図９Ｂ】図９Ｂは、クラッディングが溶着される第３の実施形態の変形例のリブレットの、例示的作製方法の処理工程を示すフロー図である。
【図１０】図１０は、航空機の製造及び整備方法という観点から、本明細書に開示された、剛性の先端部を有するリブレットの実施形態の、使用について説明するフロー図である。
【図１１】図１１は、本明細書に開示される実施形態による剛性の先端部を有するリブレットを用いた航空機を示すブロック図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
本明細書に開示される実施形態により、形状記憶材料を用いて構成された回復可能なリブレットが提供される。このリブレットは、地上支持系装備品、又は雹などの環境危険により衝撃を受けることがあっても恒久的変形／損傷を受けない。このような実施形態により、リブレットがもっと薄くなって空力的効率が向上するように、リブレットの設計を変更することも可能となる。後述で更に詳しく説明するような構造を有する形状記憶リブレットの例示的な一実施形態が、図１の航空機の空力表面の一部として示されている。航空機１１０は、拡大して示される表面１１１を有する構造を採用しており、表面１１１は、矢印１１４で示す流れの方向と平行に配置された、ほぼ平行な複数のリブレット１１２を有している。例えば図２Ａ及び２Ｂに示すように、図示の例示的な実施形態では、表面１１１に垂直な寸法１１６は約０．００２インチであり、リブレット間の間隔１１８は約０．００３インチである。アレイ内におけるリブレットの間隔又は分布は、空気、水、又はリブレットが採用されるその他の流体の流体力学特性に応じて変えることができ、且つそれら特性により事前に決定することができる。空力表面は、通常、限定しないが、湾曲しており、翼、エンジンナセル、制御表面、胴体、又はその他適切な表面の一部とすることができる。したがって、リブレット及びリブレットを支持して表面に固定するあらゆる構造には、柔軟性及び適合性が必要である。本明細書では航空機の空力表面に関して記載されているが、本明細書に開示される実施形態は、限定しないが、ミサイル又はロケットといった他の航空ビークル、及びガス状流体（一般には空気）中を移動する乗用車、トラック、バス、及び列車といったその他のビークルなどの表面上の抗力の低減、或いは、ボート、潜水艦、水中翼、流体流動導管、又は液体状流体流動に曝されるその他の表面上の抗力の低減にも等しく適用することができる。
【００１９】
本明細書に開示される実施形態は、種々の衝撃及び／又は耐久性を減じうるその他の力に耐えうるリブレットの能力を認識し、そのような能力をリブレットに供給する。更に、種々の有利な実施形態の一部は、支持層と、支持層上に配置されるか又は支持層から延びる複数のリブレット先端部とを有する多層構造を提供する。リブレットを形成する先端部は、銅−亜鉛−アルミニウム−ニッケル、銅−アルミニウム−ニッケル、ニッケル−チタン（ＮｉＴｉ）、擬似弾性β型チタン合金、及びその他適切な合金といった形状記憶合金（ＳＭＡ）を含む形状記憶材料から作製されて、可逆式応力誘起マルテンサイト相変態に起因する超弾性挙動を提供することができる。超弾性ＳＭＡの回復可能な最大応力は、一軸性の引張力又は圧縮力の数パーセントとすることができ、変形したＳＭＡリブレットが元の形状に戻ることを可能にする。形状記憶合金は、ゼロ又は無応力状態のときの高モジュラスから、形状記憶合金に力が印加されたときの低モジュラスまで、原子相を変化させることができる。高モジュラスは、オーステナイト相と呼ばれ、低モジュラスはマルテンサイト相と呼ばれる。
【００２０】
形状記憶合金は、印加された力からエネルギーを吸収すると、エラストマーと同様に一時的に変形する。力が取り除かれると、形状記憶合金は高モジュラス及び元の形状に戻ることができる。例えば、限定しないが、ＮｉＴｉ合金は、鋼の約５倍のエネルギーを吸収することができ、チタンの約３倍のエネルギーを吸収することができる。例示的なＮｉＴｉ形状記憶合金は、元の形状を恒久的に変形させることなく、約８〜約１０％の応力に当たる可逆式の応力特性を提供することができる。
【００２１】
他の実施形態では、形状記憶材料は、限定しないが、例えば、ポリヘドラルオリゴシルセスキオキサン（ＰＯＳＳ）−修飾ポリウレタンや、或いは、ポリウレタン、シリコン、エポキシ、ポリスルフィド、エチレンプロピレンジエン、フルオロシリコン、及びフルオロエラストマーを含むもっと一般的なエラストマーのような形状記憶エラストマーであり、ニッケル（本明細書に記載の実施形態に使用される）、或いはクロム、その他の合金、ガラス、セラミック、酸化珪酸又は窒化珪酸のような他の剛性材料などの剛性金属コーティングを有する。多層構造の材料は柔軟性であり、独立で、又はリブレットと組み合わせて、航空機のようなビークルの空気力学を改善するために、表面に締結、結合、連結、又は他の方法で装着されるアップリケとして形成することができる。
【実施例】
【００２２】
形状記憶リブレットの第１の実施形態を、多層構造として図２Ａに示す。リブレットの個々の先端部２０２は、表面層２０４から突出して多層構造の第１の層２０１を形成している。突出するリブレットと連続する表面層とは、耐久性という第１の所望の特徴を提供するために選択されたＳＭＡのような形状記憶材料の鋳造又は溶着によって形成されている。これについては後述で更に詳細に説明する。例示的な一実施形態では、ＮｉＴｉが使用される。図２Ａに示される実施形態の場合、接着層２０６によって形成された第２の層２０３は、表面層２０４の底部２０４ａ上に溶着されている。このような接着剤は、限定しないが、感圧アクリル接着剤、ポリウレタン感圧接着剤、ポリスルフィド、エポキシ、熱可塑性樹脂、熱応答性接着剤、シリコン接着剤、又はフルオロシリコン接着剤を含む多くの選択肢の一つである。他の実施形態では、支持ポリマー層２０８は、図２Ｂに示すように、表面層２０４と接着層２０６との間で、第２の層の一部として表面層２０４と係合している。ポリマー層２０８は、ポリマーフィルム又はその他の適切な材料でよい。特定の実施形態では、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）がフィルムとして使用されている。第２の層に含まれるポリマー、接着剤、及び／又はその他の要素は、弾性という第２の特徴と、表面への接着能を提供する。
【００２３】
図２Ｃは、多層構造の第１の層である先端部２０２’及び表面層２０４’を形成している外形に密着した表面クラッディング２０９としてＳＭＡ又は別の形状記憶材料を使用するまた別の実施形態である。第２の層として、次にエラストマー層２１０がクラッディング内に鋳造されて、先端部２０２’の支持層及び軽量コア２１２となっており、先端部２０２’を所定の間隔を空けて配置された状態に維持している。例示的エラストマーは、限定しないが、ポリウレタン、シリコン、エポキシ、ポリスルフィド、エチレンプロピレンジエン、フルオロシリコン、及びフルオロエラストマーを含むことができる。この別の構成の実施形態は軽量化を可能にし、構造の柔軟性が更に向上する。加えて、ＳＭＡ表面クラッディング２０９と適合する特性を有するポリヘドラルオリゴシルセスキオキサン（ＰＯＳＳ）−修飾ポリウレタンといった形状記憶エラストマー材料を使用して、耐久性及び形状回復を改善することができる。表面クラッディング２０９として金属の形状記憶合金を利用することにより、更にＳｋｙｄｒｏｌ（登録商標）に対する耐性という利点が更に得られ、したがってポリマーエラストマーコア２１２の保護が助長される。エラストマー層２１０は、次いで、接着層２０６を使用して、又は図２Ｄを参照して説明されるように直接、表面に接着される。
【００２４】
図２Ａ、２Ｂ、又は２Ｃに示される形態では、実施形態は、先端部２０２、表面層２０４、ポリマー層２０８、及び接着層２０６を含む図２Ｂに示すような多層アップリケ２０７として作製することができ、次いで接着層２０６を使用して空力表面に接着することができる。
【００２５】
別の実施形態では、表面層２０４は、航空機の表面１１１に直接接着又は溶着することができる。図２Ｄは、図２Ｃを参照して説明された実施形態に類似しているが、接着層を使用されていない実施形態を示している。エラストマー層２１０’はＳＭＡクラッディング２０９中に鋳造された熱可塑性樹脂（又はエポキシのような熱硬化性樹脂）であり、加熱により航空機の表面１１１に直接結合可能である。
【００２６】
図２Ｅに示される実施形態の場合、リブレットには、ＳＭＡ又はポリヘドラルオリゴシルセスキオキサン（ＰＯＳＳ）−修飾ポリウレタンのような形状記憶エラストマー層２１６とすることができる形状記憶材料が使用されており、ニッケル（本明細書に開示される実施形態に使用されている）、クロム、その他の合金のような金属の表面コーティング又は硬質層２１８、或いは溶着されたガラス、セラミック、窒化クロム、酸化珪酸又は窒化珪酸といった別の材料からなる薄層を有している。このような構造により、硬質層のコーティング２１８によりエラストマーが保護されるので、Ｓｋｙｄｒｏｌ（登録商標）又はその他の溶媒に耐性でないエラストマーの使用が可能になる。ＳＭＡと共に使用されると、硬質層のコーティング２１８は、構造強度又は環境遮蔽を高めることができ、例えば耐食性を高めると同時にＳＭＡにより提供される形状記憶の利点を保持することができる。このような薄層又は多層の硬質層のコーティング２１８は、干渉色の形成により装飾的な外観を加えることもできる。
【００２７】
図２Ｅの実施形態における表面の薄い硬質層コーティング２１８は、複数の形状記憶層を提供する別のＳＭＡでもよく、これは、複数の層に亘って所定の組成物変化を有することにより所望の形状記憶性能及び損傷に対する耐性を達成することができ、場合によっては干渉色を付与することができる。例えば、層２１６の材料がβ型チタン合金である場合、ニッケル−チタン形状記憶合金であるニチノールからなる硬質層のコーティング２１８は、ニチノール表面上に酸化物が形成されることにより装飾的色彩を生成することができる。
【００２８】
図示の実施形態の場合、アルミニウムのような金属網又は金属箔２２０、ＰＥＥＫのようなポリマー層２２２、及び接着層２２４を含む多層構造２２１が、形状記憶材料層２１６を支持している。金属箔２２０は、本実施形態の例示的な航空機の使用法において、避雷のための追加の導体材料となる。箔、ポリマー、及び接着性多層構造２２１は、複合航空機構造表面に現在使用されている避雷アップリケ（ＬＳＡ）に相当する。リブレットアレイの金属製の先端部２０２は、隆起であり、基本的に、互いに、及び下部の箔２２０から、及び／又は航空機の表面１１１から離間して絶縁されているので、優良な避雷手段となりうる。広域避雷ダイバーターオーバーレイ（ＷＡＬＤＯ）と類似の性能を有し、多くの小型ダイバーターストリップと同様に、表面上のコロナに雷のエネルギーを保持する。区分された金属リブレットは、更に性能を向上させる。
【００２９】
図２Ｆに示すように、硬質層のコーティング２１８は、ナノメートルサイズの、ＳＭＡ２２６と、ポリマー又は酸化物２２８とから構成されて、最適な制御性と耐久性を有している。例示的な実施形態の厚み２２９は、オングストローム〜数百ナノメートルとすることができ、名目上は、使用される合金と溶着プロセスとにより下限が決定され、上限は０．５ミルである。
【００３０】
形状記憶リブレットの別の実施形態を図３に示す。表面が複雑な湾曲又は複数の湾曲を有する場合、横方向の柔軟性を増大させるために、第１の層３０１の個々のリブレット先端部３０２は、流れの方向に垂直な横方向に、互いに離間していることが望ましい。図示の実施形態の場合、個々の先端部３０２はエラストマー層３０４から突出する。図２Ａ〜２Ｅを参照して開示されたものと類似のポリマー分類、例えば、ポリウレタン、シリコン、エポキシ、ポリスルフィド、エチレンプロピレンジエン、フルオロシリコン、及びフルオロエラストマーを使用することができる。しかしながら、エラストマーの伸び率に関して、このような構成に存在する要件は比較的小さい。図３の例示的実施形態では、先端部３０２の内角３０３は約３０°である。各先端部は基部３０６に連続している。特定の実施形態では、エラストマー層３０４が基部３０６を取り囲んで構造的連続性を増強している。別の実施形態では、基部３０６の基部表面３０８はエラストマー層３０４の露出表面に直接接着する。
【００３１】
第２の層３０３は、アルミニウムなどのスクリーン又は箔とすることができる金属層３１０、ＰＥＥＫなどのポリマー層３１２、及び接着層３１４を包含する多層構造により形成されており、エラストマー層３０４を支持している。ポリマー層３１２及び接着層３１４は、図９を参照して後述するように事前形成されるアップリケの一部によって供給することができるか、又はエラストマー層３０４上に直接溶着することができる。図２Ｅを参照して記載される実施形態のように、金属層３１０は、本実施形態の例示的な航空機の使用法において、避雷のための導体材料となる。箔、ポリマー、及び接着剤からなる多層構造は、複合航空機構造の表面に使用されている現在の避雷アップリケ（ＬＳＡ）に相当しうる。
【００３２】
形状記憶リブレットの先端部３０２を支持するエラストマー層３０４は、横方向の力が加わるとき、先端部３０２を弾性により横方向に更に変形させて回復させることにより、リブレット先端部の耐久性を更に向上させる。加えて、柔軟性のエラストマー層により、複雑な形状に適合する能力を改善することができる。
【００３３】
図４は、図１の形状記憶リブレット１１２の第３の実施形態を示す。この実施形態は、リブレット１１２を形成する材料が提供する構造的能力の利点を活かして、先端部２０４の断面形状を更に鋭利にすることを可能にしている。先端部４０２の各々に示されるこの実施形態は、エラストマー層４０６内で支持される基部４０４から延びている。図３を参照して記載された実施形態と同様に、各先端部４０２の基部４０４は、エラストマーに囲まれて、エラストマー層４０６内に構造的に保持されている。別の実施形態では、基部４０４から連続する基部表面４０８は、エラストマー層４０６の表面に接着させることができる。図４の実施形態も、図３の実施形態のように、流れの方法に垂直な横方向に離間したリブレットを使用している。しかしながら、別の実施形態では、図２Ａを参照して記載された実施形態について開示されているように、先端部４０２から連続する表面層を使用することができる。
【００３４】
図４に更に示すように、この実施形態では、支持ポリマー層４１０を使用し、この層の上にエラストマー層４０６を接着又は配置する。接着層４１２はポリマー層４１０のエラストマー層４０６とは反対側から伸びて多層アップリケ４１４を形成している。
【００３５】
図５Ａは、図２Ｂに開示された実施形態の上面図である。先端部２０２によって形成されたリブレット１１２は、流れの方向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は、矢印１１５によって示されるように、リベット１１２にほぼ垂直な接線を有する湾曲に接着するための柔軟性を提供する。リブレット１１２に使用される形状記憶材料は更なる利点を有している。また、形状記憶合金は大きな減衰能を有するので、ＳＭＡリブレットは、航空機構造に対し、振動減衰を含む多機能性の性能及び利点を付与することができ、応力誘起マルテンサイト相変態により衝撃のエネルギーを吸収することで、下部の複合構造の耐損傷性を向上させることができる。加えて、ＳＭＡ箔又はクラッディングは、複合構造だけでは提供できない電磁効果に対する耐性を提供することができるので、ＬＳＡ箔アップリケ及び同様の材料を置換又は補完することができる。
【００３６】
しかしながら、上述のように、リブレット１１２が使用される表面は、複雑な湾曲又は複数の湾曲を有し、通常より大きな柔軟性を必要とする場合がある。したがって、上述の実施形態は図６Ａに示すように適合され、図４の実施形態に関して上述し、図６Ｂに変形例を示したように、個々の先端部４０２は、間隔１１８によって流れの方向１１４にほぼ垂直な横方向に隔離され、エラストマー層４０６内に接着又は埋設された基部４０４を有している。これにより、概ね矢印１１５によって規定されるリブレット１１２に垂直な接線を有する湾曲表面に接着するための柔軟性が更に向上する。この図面の縮尺は小さなリブレットの寸法に基づいているために表面は平坦に見えているが、大縮尺では湾曲している。加えて、個々のリブレット１１２は、リブレットを区分するギャップ６０２を用いて縦方向に分離されているので、リブレット１１２にほぼ平行な接線を有する湾曲表面に接着にするための柔軟性が更に向上している。図示の実施形態の場合、ギャップ６０２は、ほぼ等しい縦方向の距離６０６を置いてリブレット中に間隔に配置することができる。別の実施形態では、個々のリブレット１１２の間隔及びリブレット１１２間の間隔は、不均一でもよく、必要な湾曲表面に適応するように前もって選択することができる。図６Ｂに示される実施形態では、非金属製の先端部４０２が用いられる場合の避雷目的の金属箔の層４１４が示されている。
【００３７】
図７は、図２Ａを参照して説明した実施形態において画定される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７０１では、マスターツール又はマスターツールの複製７１２を作製する。この場合、マスターツールとして、限定しないが、例えば、銅型又はその他の適切な材料のダイヤモンド機械加工を使用し、マスターツールの上でアクリレートフィルムを硬化させて複製とし、次いでこれを剥ぎ取って、所望のリブレット寸法に対応する、間隔を空けて配置された突出部７１４を画定する。図７に示すツール７１２は、平坦なツールの一部分であり、ロールツーロール方式のウェブ処理に使用されるローラー又は回転フィルムツール（本明細書では「ウェブツール」と呼ぶ）である。別の実施形態では、ローラーは、例えば、めっき槽に部分的に浸漬されるニッケルツールを使用してもよく、めっきされた箔を「マスター」ロール上に溶着した後でローラーから解放する／引き剥がすことにより、ロールが回転してローラーのきれいな部分が電鋳槽内に露出する。ステップ７０２では、マスターツール７１２上への、リブレット形状に対応する溝７１８を付与するインプレッションにより、相補的ツール７１６を作製する。溝と溝の間の間隔は、リブレット１１２間における所望の寸法１１８に対応するほぼ平坦な中間表面７２０を提供する。ステップ７０３では、ＳＭＡ先端部２０２及び表面層２０４を相補的ツール７１６上に溶着させる。可能な溶着法には、プラズマ溶射法、真空プラズマ溶射法、スパッタリング、又はその他の物理蒸着法及び電鋳法が含まれる。特定の実施形態では、相補的ツールの表面に徐放性化合物を適用することにより、鋳造されたリブレット先端部２０２及び表面層２０４をツール２１６から取り外すのを助ける。次いでステップ７０４では、接着層２０６を、表面層のＳＭＡ先端部２０２とは反対側に適用する。接着層２０６は、図２Ｂの実施形態に示すように、ポリマー層２０８と組み合わされて事前成形されたアップリケとして供給され、その後電鋳された表面層と接合される。ステップ７０４に更に示されるように、完成した多層アップリケ７２３の取扱いを容易にするために除去可能な接着ライナー７２２が追加される。ステップ７０５では、相補的ツール７１６から多層アップリケ７２３を除去し、接着ライナー７２２を除去した後、アップリケ７２３の接着層を航空機表面７２４に付着させることにより、航空機表面７２４への適用が行われる。
【００３８】
図８Ａは、図３を参照して説明された実施形態において画定される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では、所望のリブレット寸法に対応する、間隔を空けて配置された突起部８１４が画定されるように、図７を参照して上述したようにしてマスターツール８１２を作製する。図８に示すツールは、ウェブ処理に使用される平坦なツール、ロールツール、又はロール式フィルムツールの断面である。ステップ８０２では、マスターツール８１２上への、リブレット形状に対応する溝８１８を付与するインプレッションにより、相補的ニッケルツール８１６を作製する。溝と溝の間の間隔は、リブレット１１２間における所望の寸法１１８に対応するほぼ平坦な中間表面８２０を提供する。ステップ８０３では、間に中間ウェブ３０３を含むＳＭＡ先端部３０２を相補的ツール７１６に電鋳する。ステップ８０４では、相補的ツール８１６内のリブレットの基部３０６を覆うようにレジスト８２２を適用する。ステップ８０５では、ウェブ３０３を含む鋳造されたＳＭＡをエッチングしてウェブ３０３を除去し、先端部の基部３０６を成形した後レジストを除去して、ツール８１６内に間隔を空けて配置されたリブレット先端部３０２を提供する。図示の実施形態の場合、基部３０６は、レジストの周りをエッチングすることにより、ツール８１６から浮き上がっている。次いでステップ８０６では、リブレットの上にエラストマー層３０４を鋳造する。別の実施形態では、ＳＭＡ先端部３０２を電鋳することにより、平坦な表面８２０と同一表面内に位置する基部を儲け、図３を参照して上述したように、エラストマー層３０４の表面に直接接着させることができる。図８Ａを参照して示される例示的なプロセスの場合、ステップ８０７において、金属層３１０としてのアルミニウム箔と、ポリマー層３１２と、接着層３１４とからなる多層構造を含む事前成形されたアップリケ８２４を、鋳造されたエラストマーに接着させる。更なる処理の間に接着剤を保護するための除去可能な接着ライナー８２６が示されている。次いで、この多層構造を相補的ツール８１６から取り外し、ＳＭＡ先端部３０２が露出した多層リブレットアレイアップリケ８２５を形成する。その後の処理の間の取扱いを容易にするために、先端部及びエラストマーの上にマスキング８２８を適用する。例示的な実施形態のマスキングは、ロール処理の間に低タック性のアクリル接着剤が適用される、Ｍｙｌａｒ（登録商標）のような接着フィルム又はシリコンといった溶液キャストされる解放可能なポリマーとすることができる。
【００３９】
次いで、ステップ８０８では、接着ライナー８２６を除去して接着層３１４を航空機表面８３０に接着することにより、完成した多層リブレットアレイアップリケ８２５を航空機表面８３０に適用することができる。次いで先端部３０２及びエラストマー層３０４からマスキングを除去すると、完成したリブレット表面が提供される。
【００４０】
本発明の実施形態に示されるような先端部に使用される形状記憶材料と、その製造プロセスとによって、基部が約２５ミクロンで、先端部の末端がナノメートル単位の寸法を有する非常に微細な先端部構造が可能となる。先端部は極めて鋭利であるが、先端部の間隔が極めて小さいことにより、通常の取扱いを行う上で設置作業員が切創を負うことはない。
【００４１】
図８Ａのプロセスにおいて開示されるような、ニッケルツールの反対側にフィルム／ウェブツールを使用するウェブ処理は、開示される実施形態に利用可能である。例示的なウェブツールは、シリコン又はポリイミドといった高温ポリマーを使用する。プラズマ溶射法及びＳＭＡのスパッタリングは、ポリイミドフィルム上で行うことができる。図８Ｂに示すように、ステップ８３１において作製されるマスターツール８１２は、所望のウェブツール８１７を作製するために使用される。ウェブツール８１７は、ステップ８３２において、マスターツールへの、リブレット形状に対応する溝８１８を付与するインプレッションにより作製することができる。溝８１８間の間隔により、リブレット１１２間における所望の寸法１１８に対応する平坦な中間表面８２０が提供される。ステップ８３３では、ウェブツール８１７上に、間に中間ウェブ３０３を含むＳＭＡ先端部３０２が電鋳される。ステップ８３４では、ウェブツール８１７内のリブレットの基部３０６を覆うように、レジスト８２２を適用する。ステップ８３５では、ウェブ３０３を含む電鋳されたＳＭＡをエッチングしてウェブ３０３を除去し、先端部３０２の基部３０６を成形した後レジストを除去して、ウェブツール８１７内に間隔を空けて配置されたリブレット先端部３０２を提供する。図示の実施形態の場合、基部３０６は、レジストの周りをエッチングすることにより、ツール８１７から浮き上がっている。次に、ステップ８３６では、先端部３０２の基部３０６の上にエラストマー層３０４を鋳造する。別の実施形態では、ＳＭＡ先端部３０２を電鋳することにより、平坦な表面８２０と同一表面内に位置する基部が得られ、図３を参照して上述したように、エラストマー表面に直接接着させることができる。図８Ｂを参照して示される例示的なプロセスの場合、ステップ８３７において、金属層３１０としてのアルミニウム箔と、ポリマー層３１２と、接着層３１４とからなる多層構造を含む事前成形されたアップリケ８２４を、鋳造されたエラストマーに接着させる。更なる処理の間に接着剤を保護するための除去可能な接着ライナー８２６が示されている。次いで、ステップ８３８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に接着することにより、完成した多層アップリケ８２９を航空機表面８３０に適用することができる。次いで、ウェブツール８１７を先端部３０２及びエラストマー層３０４から取り外し、完成したリブレット表面を提供する。
【００４２】
また別のウェブプロセスを図８Ｃに示す。図示のように、ステップ８４１において、リベット形状に対応する溝８１８を付与する上述のようなマスターツールへのインプレッションにより、ウェブツール８１７を作製する。溝と溝の間の間隔は、リブレット１１２間における所望の寸法１１８に対応するほぼ平坦な中間表面８２０を提供する。ステップ８４２では、概要を点線８５０で示すスパッタリングされた金属コーティングをウェブツール８１７に適用し、ステップ８４３では、スパッタリングされたコーティング８５０の上にレジスト層８５１を適用する。次いで、ステップ８４４では、レジスト層８５１の上からウェブツール８１７上にＳＭＡ先端部３０２を電鋳する。本方法では、図８Ｂを参照して説明されたプロセスの先端部間の中間ウェブは使用しない。ステップ８４５ではレジストを除去する。図示の実施形態の場合、基部３０６は、レジスト上に電鋳されることにより、ツール８１６から浮き上がっている。次いでステップ８４６では、リブレットの先端部３０２の上にエラストマー層３０４を鋳造する。図８Ｃを参照して示される例示的なプロセスの場合、ステップ８４７において、図８Ａを参照して上述したように、金属層３１０としてのアルミニウム箔と、ポリマー層３１２と、接着層３１４とからなる多層構造を含む事前成形されたアップリケ８２４を、鋳造されたエラストマーに接着させ、相補的ツール８１６を除去してマスキング８２８で置換する。更なる処理の間に接着剤を保護するための除去可能な接着ライナー８２６が示されている。次いで、ステップ８４８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に接着することにより、完成した多層アップリケ８２９を航空機表面８３０に適用することができる。スパッタリングされた金属コーティング８５０も、ステップ８４５におけるレジストの除去と一緒に、又は航空機への適用後、先端部又はエラストマーから選択的に除去することができる。スパッタリングされた金属コーティング８５０は、先端部３０２及び／又はエラストマー層３０４のための環境保護コーティングとして残してもよい。
【００４３】
図９Ａは、図２Ａを参照して説明された実施形態において規定される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では、図７を参照して上述したように、マスターツール９１２を作製する。図９Ａに示されるツール９１２は、ロールツーロールウェブ処理に使用される平坦なツール、ローラー、又はロール式フィルムツールの断面である。図９Ａに示される実施形態の場合、形状記憶先端部２０２’にはＳＭＡを使用する。ステップ９０２では、マスターツール又はロール式フィルムツール９１２上への、リブレット形状に対応する溝９１８を付与するインプレッションにより、相補的ツール９１６を作製する。溝と溝の間の間隔は、リブレット１１２間における所望の寸法１１８に対応するほぼ平坦な中間表面９２０を提供する。ステップ９０３では、相補的ツール９１６中にＳＭＡフィルム又はクラッディング２０９を溶着することにより、形状記憶先端部２０２’及び表面層２０４’を形成する。特定の実施形態では、相補的ツール９１６の表面に徐放性化合物を適用することにより、先端部２０２及び表面層２０４をツールから取り外すのを助ける。次いで、ステップ９０４では、エラストマー層２１０をクラッディング２０９内に鋳造することにより、先端部の支持層及び軽量コア２１２の両方を提供する。次いでステップ９０５では、表面層２０４’の先端部２０２’とは反対側に接着層２０６を適用することによりアップリケ９１９を形成し、アップリケ９０９は後にツールから除去される。ステップ９０５に更に示されるように、完成したアップリケ９１９の取扱いを容易にするために、除去可能な接着ライナー９２０及びマスキングフィルム９２１が追加される。航空機表面９２４への適用は、ステップ９０６に示すように、接着ライナー９２０を除去した後でアップリケ９１９の接着層２０６を航空機表面９２４に取り付けることにより行われる。マスキング９２１の除去により、リブレットアップリケ処理は完了する。
【００４４】
図９Ｂは、図２Ａを参照して説明した実施形態において規定されるリブレット構造の別の製造プロセスを示すフロー図である。ステップ９３１では、図９Ａを参照して上述したように、マスターツール９１２を作製する。図９Ｂに示されるツール９１２は、ロールツーロールウェブ処理に使用される平坦なツール、ローラー、又はロール式フィルムツールの断面である。ステップ９３２では、マスターツール９１２上への、リブレット形状に対応する溝９１８を付与するインプレッションにより、相補的ツール９１６を作製する。溝と溝の間の間隔は、リブレット１１２間における所望の寸法１１８に対応するほぼ平坦な中間表面９２０を提供する。次いで、ステップ９３３において、相補的ツール内９１６にコア層２１０を鋳造することにより、支持層２１１及び軽量コア２１２の両方を形成する。特定の実施形態では、相補的ツール９１６の表面に徐放性化合物を適用することにより、コア層２１０をツールから取り外すのを助ける。次いで、ステップ９３４では、コア層２１０のエラストマー先端部コア２１２とは反対側に接着層２０６を適用する。ステップ９３４に更に示されるように、完成したアップリケ９１９の取扱いを容易にするために、除去可能な接着ライナー９２２が追加される。接着剤及びライナーの追加前に実施されるステップ９３５では、相補的ツール９１６からコア層２１０を除去し、スパッタリング又は他の溶着技術によりコア層２１０上にフィルム又はクラッディング２０９を溶着させて形状記憶先端部２０２’及び表面層２０４’を形成する。種々の実施形態では、コア層２１０は、形状記憶特性を有しても有しなくてもよいエラストマー系か、又はＳＭＡとすることができる。同様に、クラッディング２０９は、ＳＭＡとすることができるか、或いはコアが形状記憶エラストマー又はＳＭＡである場合、容易に屈曲しない金属か、又はニッケル、クロム、ガラス、セラミック、酸化珪酸、又は窒化珪酸といったその他の材料とすることができる。クラッディング２０９は、多層又は干渉フィルムとすることができ、例えば色彩的及び装飾的効果のために使用される酸化層としてもよい。このような干渉フィルムは、溶着させることができるか、又は表面上でのＳＭＡ又はその他金属の転換とすることができる。航空機表面８２４への適用は、ステップ９３６に示すように、接着ライナー９２２を除去した後で接着層２０６を航空機表面９２４に取り付けることにより行われる。
【００４５】
図１０及び１１に示すように、本明細書に開示される形状記憶リブレット、及びそれらの製造方法の実施形態は、図１０に示される航空機の製造及び整備方法１０００、及び図１１に示される航空機１１０２の観点から説明することができる。製造前段階では、例示的方法１０００は、航空機の仕様及び設計１００４と、材料調達１００６とを含みうる。製造段階では、航空機のコンポーネント及びサブアセンブリの製造１００８とシステムインテグレーション１０１０とが行われる。本明細書に記載のリブレットアップリケ及びそれらの製造プロセスは、製造段階の、コンポーネント及びサブアセンブリの製造ステップ１００８、及び／又はのシステムインテグレーション１０１０の一部として実行される。その後、航空機は認可及び納品１０１２を経て就航１０１４される。顧客によって就航される間に、航空機１００２は、定期的なメンテナンス及び整備１０１６（変更、再構成、改修なども含む）を受ける。本明細書に記載されるリブレットアップリケも、定期的なメンテナンス及び整備１０１６の一部として作製及び適用することができる。
【００４６】
方法１０００の各工程は、システムインテグレーター、第三者、及び／又はオペレーター（例えば顧客）によって実施又は実行される。本明細書の目的のために、システムインテグレーターは、限定しないが、任意の数の航空機製造業者、及び主要なシステム下請業を含むことができ、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含むことができ、オペレーターは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などを含むことができる。
【００４７】
図１１に示すように、例示的な方法１０００によって製造される航空機１１０２は、図１を参照して記載された表面１１１を有する機体１１１８と、複数のシステム１１２０及び内装１１２２とを含むことができる。高レベルシステム１１２０の実施例には、推進システム１１２４、電気及びアビオニックスシステム１１２６、油圧システム１１２８、並びに環境システム１１３０のうちの一又は複数が含まれる。任意の数の他のシステムが含まれてもよい。本明細書に開示された実施形態によって裏付けられる形状記憶リブレットは、機体１１１８の一部であり、特に外板及び外側表面の仕上げの一部である。航空宇宙業界の実施例を示したが、本明細書の実施形態に開示される理念は、自動車産業及び海上／船舶業界といった他の産業にも適用可能である。
【００４８】
本明細書に開示された装置と方法は、製造及び整備方法１０００の任意の一又は複数の工程において利用することができる。例えば、製造プロセス１００８に対応するコンポーネント又はサブアセンブリは、航空機１１０２が就航中に製造されたコンポーネント又はサブアセンブリに類似の方法で作製又は製造することができる。また、装置の実施形態、方法の実施形態、或いはそれらの組み合わせのうちの一又は複数を、製造段階１１０８及び１０１０において利用することができ、例えば、航空機１１０２のアセンブリの実質的な効率化、又はコスト削減により利用できる。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、或いはそれらの組み合わせのうちの一又は複数を、航空機１１０２の就航中に利用することができ、限定しないが、例えばメンテナンス及び整備１０１６に利用できる。
【００４９】
本明細書では、種々の実施形態について、特許法によって必要とされるように詳細に説明したが、当業者であれば、本明細書に記載された特定の実施形態への修正及び置換を理解するであろう。そのような修正は、請求の範囲に記載される本発明の範囲及び意図に含まれる。
【図１】
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【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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【図２Ｃ】
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【図２Ｄ】
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【図２Ｅ】
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【図２Ｆ】
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【図３】
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【図４】
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【図５Ａ】
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【図５Ｂ】
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【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
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【図７】
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【図８Ａ】
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【図８Ｂ】
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【図８Ｃ】
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【図９Ａ】
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【図９Ｂ】
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【図１０】
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【図１１】
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