(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
複数の非晶質金属先端部と、
前記非晶質金属先端部を所定の離間した関係に支持するポリマー層であって、輸送手段表面に接着している層と
を含み、
前記非晶質金属先端部が、Ｖｉｔｒｅｌｏｅｙ１０５（Ｚｒ：５２．５ Ｔｉ：５ Ｃｕ：１７．９ Ｎｉ：１４．６ Ａｌ：１０）またはＶｉｔｒｅｌｏｙ１０６ａ（Ｚｒ：５８．５ Ｃｕ：１５．６ Ｎｉ：１２．８ Ａｌ：１０．３ Ｎｂ：２．８）の組から選択される材料から形成されているリブレット列。
【請求項２】
非晶質金属の表面層が先端部とともに連続して鋳造されている、請求項１に記載のリブレット列。
【請求項３】
ポリマー層が先端部とは反対側の表面層上に蒸着されている、請求項２に記載のリブレット列。
【請求項４】
多層アップリケを形成するためにポリマー層上に蒸着された接着層をさらに含み、前記接着層がアップリケを輸送手段表面に接着している、請求項３に記載のリブレット列。
【請求項５】
ポリマー層が非晶質金属先端部を埋め込んでいるエラストマー層である、請求項１に記載のリブレット列。
【請求項６】
多層アップリケを形成するためにエラストマー層上に蒸着された接着層をさらに含み、前記接着層が多層アップリケを輸送手段表面に接着している、請求項５に記載のリブレット列。
【請求項７】
エラストマー層と接着層との中間に金属層およびポリマー層をさらに含む、請求項６に記載のリブレット列。
【請求項８】
請求項１に記載のリブレット列を製作するための方法であって、
所望のリブレット列に対応する突起を有する親工具を形成し、
親工具から相補型工具を形成し、
相補型工具内に複数の非晶質金属先端部を鋳造し、
鋳造した非晶質金属先端部を相補型工具から除去し、
鋳造した非晶質金属先端部を表面に接着すること
を含む方法。
【請求項９】
非晶質金属先端部の中間に非晶質金属表面層を一体鋳造すること
をさらに含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
先端部とは反対側の表面層上にポリマー層を蒸着し、
ポリマー層上に接着層を蒸着すること
をさらに含む、請求項９に記載の方法。
【請求項１１】
非晶質金属先端部を分離するために相補型工具にレジストを塗布し、
非晶質金属先端部の鋳造に続いてレジストを除去すること
をさらに含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１２】
非晶質金属先端部を埋め込むエラストマー層を鋳造し、
エラストマー層に予備形成アップリケを付与してリブレット列アップリケを形成すること
をさらに含む、請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
複数の非晶質金属先端部を鋳造する工程が、被覆として複数の先端部および中間表面層を鋳造することを含み、被覆にエラストマー層を鋳造することをさらに含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１４】
複数の非晶質金属先端部を鋳造する工程が、相補型工具上に非晶質金属先端部を溶融鋳造することを含む請求項８に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示の実施形態は、一般に、航空機または流れの境界面を有する表面に対する空気力学的改良のための表面外形の分野に関し、より詳細には、高い耐久性を要する空気力学的リブレットまたはその他の高アスペクト比表面微細構造を形成するための非晶質金属合金の使用のための実施形態および製作方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
現代の航空機における燃料効率の向上は、空気力学的性能の改良および構造重量の低減により達成されている。空気力学的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、抗力を低減して、燃料使用量の低減を助ける大いなる可能性を示している。リブレットは、さまざまな形態を有するが、有利な実施形態は、航空機表面上の抗力を最小化するうね状構造物であってもよい。リブレットは、乱流領域が存在する可能性のある航空機の表面の区域において用いることができる。リブレットは、境界層における表面付近のこれら乱流領域での大規模渦の分解を引き起こす循環を制限して、抗力を低減することができる。
【０００３】
いくつかの試験済み用途では、リブレットは、空気力学的表面上で離間して、流体流の方向において表面に沿って延在するピラミッド型または逆Ｖ字型うねとなっている。リブレット構造は典型的に、ポリマー材料、典型的には熱可塑性物質を使用している。しかしながら、航空機の空気力学的表面上などでの運航使用においては、ポリマーは、比較的軟らかく、表面の耐久性を弱めてしまう。ポリマー先端部を用いた既存の解決法は、指の爪で押すことで何百パーセントも容易に変形することがあり、元に戻らない可能性がある。そのような構造物は、航空機またはその他の輸送手段での通常の保守使用においては望ましくないことがある。さらに、航空機表面は典型的に、Ｓｏｌｕｔｉａ社製作動液Ｓｋｙｄｒｏｌ（Ｒ）を含むさまざまな化学物質との相互作用に耐えることが要求される。いくつかの用途では、先端部で生じる激しい変形を受けにくいか、またはこれから回復するエラストマーを使用して、リブレットを形成してもよい。しかしながら、多くのエラストマーおよびその他のポリマーは、Ｓｋｙｄｒｏｌ（Ｒ）やその他の航空機用流体または溶剤とともに用いることができない。
【０００４】
したがって、民間航空機用リブレットの実用性は、向上した耐久性および航空機用流体との併用性を提供するリブレット構造物により大幅に促進されるだろう。
【発明の概要】
【０００５】
例示的実施形態は、リブレットを有する材料から構成されている第１層であって、第１層の材料が高い剛性を有する第１の特徴を示す第１層と、表面に接着する能力を有する第２の特徴を示す第２材料から構成されている第２層と、を有する多層構成を提供する。多層構成は、リブレットが輸送手段上で実施され、リブレットが第１層の特性により長期的耐久性を有する例示的実施形態において使用される。
【０００６】
さまざまな実施形態において、空気力学的リブレットの列は、先端部を所定の離間した関係に支持し、かつ、先端部を輸送手段表面に接着する層を有する複数の剛性の高い先端部により作成されている。例示的な実施形態において、剛性の高い先端部は、ニッケル、クロム、金属合金、ガラス、セラミック、炭化ケイ素および窒化ケイ素の組から選択される材料から形成されている。これに加えて、支持層は、表面層として先端部とともに連続して鋳造されていてもよい。あるいは、先端部とは反対側の表面層上にポリマー支持層を蒸着する。ポリマー支持層上に蒸着された接着層は、多層アップリケを形成し、かつ、アップリケを輸送手段表面に接着する能力を提供する。
【０００７】
別の例示的な実施形態において、支持層は、先端部を埋め込んでいるエラストマー層であり、かつ、金属箔およびポリマー層は、エラストマー層と接着層との中間に設けられている。金属箔、ポリマー層および接着層は、予備形成アップリケとして設けられていてもよい。エラストマー層を用いた例示的実施形態については、先端部が各々基部を含んでおり、かつ、各基部は、エラストマー層内に埋設されていてもよい。
【０００８】
いくつかの用途においてより大きな可撓性を得るために、各先端部は、流れ方向において分割されている。
【０００９】
航空機構造のための一実施形態は、Ｖｉｔｒｅｌｏｅｙ１０５（Ｚｒ：５２．５  Ｔｉ：５  Ｃｕ：１７．９  Ｎｉ：１４．６  Ａｌ：１０）またはＶｉｔｒｅｌｏｙ１０６ａ（Ｚｒ：５８．５  Ｃｕ：１５．６  Ｎｉ：１２．８  Ａｌ：１０．３  Ｎｂ：２．８）の組から選択される材料から形成されている複数の非晶質金属先端部を有する空気力学的リブレットの列を使用している。非晶質金属先端部は、装飾的特徴のために非常に反射性が高い。各先端部は、基部を含み、かつ、各先端部は、流れ方向において分割されている。エラストマー層は、前記非晶質金属先端部を所定の離間した関係に支持し、各先端部の基部は、エラストマー層内に埋設されている。金属層、ポリマー支持層および接着層を含む予備形成アップリケを、先端部とは反対側のエラストマー層上に蒸着して、多層アップリケを形成する。接着層は、多層アップリケを航空機表面に接着する。
【００１０】
開示されている実施形態は、所望のリブレット列に対応する突起を有する親工具を形成し、親工具から相補型工具を形成することによる例示的方法において製作される。次いで、複数の剛性の高い先端部は、電鋳法またはその他の所望の蒸着技術を用いて親工具内に鋳造される。鋳造された先端部は、次に、相補型工具から除去され、空気力学的表面に接着される。
【００１１】
方法の例示的側面において、剛性の高い先端部を分離するために相補型工具にレジストを塗布し、剛性の高い先端部の鋳造に引き続き除去する。エラストマー層は、剛性の高い先端部を埋め込む鋳造品であり、エラストマー層に多層アップリケを付与して、リブレット列アップリケを形成する。
【００１２】
方法の例示的実施形態において、多層アップリケは、金属箔、ポリマー支持層および接着層を含む。取り扱いのために、接着ライナーおよびマスキングを使用してもよい。次いで、接着ライナーを除去し、リブレット列アップリケを空気力学的表面に付与し、マスキングを除去することにより、リブレット列を空気力学的表面に接着してもよい。
【００１３】
代替の方法において、複数の剛性の高い先端部を鋳造することは、複数の先端部および中間表面層を被覆として溶融鋳造することを含む。次いで、被覆にエラストマー層を鋳造する。
【００１４】
さらに別の代替の方法において、空気力学的リブレットの列を製作することは、所望のリブレット列に対応する突起を有する親工具を形成し、次いで、親工具から相補型工具を形成することにより達成される。次いで、非晶質金属被覆を相補型工具に鋳造し、先端部コアのポリマー層および支持層を被覆に鋳造することにより、剛性の高いリブレットの多層列を形成する。剛性の高いリブレット列の多層列を空気力学的表面に付与し、次いで、相補型工具をリブレット列から除去する。
【００１５】
方法の実施形態の一側面において、相補型工具は、シリコンから形成されており、相補型工具を除去することは、リブレット列からシリコン工具を剥がすことにより達成される。
【００１６】
方法の実施形態の別の側面において、相補型工具は、可溶性ポリマーから形成されており、相補型工具を除去することは、リブレット列からポリマー工具を溶解することにより達成される。
【００１７】
航空機表面用の空気力学的リブレットの列を製作するための方法は、所望のリブレット列に対応する突起を有する親工具を形成し、親工具から相補型工具を形成することにより達成される。次いで、複数の先端部コアを有するコア層および支持層を相補型工具に鋳造する。コア層は、熱可塑性ポリウレタン、ＰＥＥＫ、ＰＥＫＫまたはポリアミドの下位集合から選択されるポリマーか、ポリウレタンエラストマー、ポリスルフィドエラストマー、エポキシ系エラストマー、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、エチレン‐プロピレン‐ジエンモノマー（ＥＰＤＭ）エラストマーおよび多面体オリゴシルセスキオキサン（ＰＯＳＳ）変性ポリウレタンの下位集合から選択されるエラストマーか、または、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）および擬似弾性βチタン合金の下位集合から選択される形状記憶合金（ＳＭＡ）かの組から選択される。相補型工具から鋳造コア層を除去する。鋳造コア層上に非晶質金属被覆を蒸着することにより、剛性の高いリブレットの列を形成する。次いで、先端部とは反対側のコア層上に接着層を蒸着して、多層アップリケを形成する。次いで、接着層を用いて、航空機の空気力学的表面に多層アップリケを接着する。
【００１８】
１．  複数の非晶質金属先端部と、
前記非晶質金属先端部を所定の離間した関係に支持するポリマー層であって、輸送手段表面に接着している層と、
を含むリブレット列。
２．  非晶質金属先端部が、Ｖｉｔｒｅｌｏｅｙ１０５（Ｚｒ：５２．５  Ｔｉ：５  Ｃｕ：１７．９  Ｎｉ：１４．６  Ａｌ：１０）またはＶｉｔｒｅｌｏｙ１０６ａ（Ｚｒ：５８．５  Ｃｕ：１５．６  Ｎｉ：１２．８  Ａｌ：１０．３  Ｎｂ：２．８）の組から選択される材料から形成されている請求項１に記載のリブレット列。
３．  非晶質金属の表面層が、先端部とともに連続して鋳造されている請求項１に記載のリブレット列。
４．  ポリマー層が、先端部とは反対側の表面層上に蒸着されている請求項３に記載のリブレット列。
５．  多層アップリケを形成するためにポリマー層上に蒸着された接着層をさらに含み、前記接着層が、アップリケを輸送手段表面に接着している請求項４に記載のリブレット列。
６．  ポリマー層が、非晶質金属先端部を埋め込んでいるエラストマー層である請求項１に記載のリブレット列。
７．  多層アップリケを形成するためにエラストマー層上に蒸着された接着層をさらに含み、前記接着層が、多層アップリケを輸送手段表面に接着している請求項６に記載のリブレット列。
８．  エラストマー層と接着層との中間に金属層およびポリマー層をさらに含む請求項７に記載のリブレット列。
９．  金属層、ポリマー層および接着層が、予備形成アップリケである請求項８に記載のリブレット列。
１０．  先端部が、各々、基部を含み、各基部が、エラストマー層に埋設されている請求項６に記載のリブレット列。
１１．  各先端部が、流れ方向において分割されている請求項１に記載のリブレット列。
１２．  各先端部が、非常に反射性が高く、これにより輸送手段表面上に装飾的特徴を与えている請求項１に記載のリブレット列。
１３．  Ｖｉｔｒｅｌｏｅｙ１０５（Ｚｒ：５２．５  Ｔｉ：５  Ｃｕ：１７．９  Ｎｉ：１４．６  Ａｌ：１０）またはＶｉｔｒｅｌｏｙ１０６ａ（Ｚｒ：５８．５  Ｃｕ：１５．６  Ｎｉ：１２．８  Ａｌ：１０．３  Ｎｂ：２．８）の組から選択される材料から形成され、かつ、装飾的特徴のために非常に反射性が高く、各先端部が基部を有し、各先端部が流れ方向において分割されている複数の非晶質金属先端部と、
前記非晶質金属先端部を所定の離間した関係に支持し、各先端部の基部がエラストマー層に埋設されているエラストマー層と、
多層アップリケを形成するために、先端部とは反対側のエラストマー層上に蒸着された金属層、ポリマー支持層および接着層を含み、前記接着層が、多層アップリケを航空機の表面に接着している予備形成アップリケと
を有する空気力学的リブレット列
を含む航空機構造物。
２１．  空気力学的リブレット列を製作するための方法であって、
所望のリブレット列に対応する突起を有する親工具を形成し、
親工具から相補型工具を形成し、
相補型工具内に非晶質金属被覆を鋳造し、
先端部コアのポリマー層および支持層を鋳造して、剛性の高いリブレットの多層列を形成し、
剛性の高いリブレットの多層列を空気力学的表面に接着し、
リブレット列から相補型工具を除去すること
を含む方法。
２２．  相補型工具が、シリコンから形成されており、相補型工具を除去する工程が、リブレット列からシリコン工具を剥がすことを含む請求項２１に記載の方法。
２３．  相補型工具が、可溶性ポリマーから形成されており、相補型工具を除去する工程が、リブレット列からポリマー工具を溶解することを含む請求項２１に記載の方法。
２４．  航空機の空気力学的表面用の空気力学的リブレット列を製作するための方法であって、
所望のリブレット列に対応する突起を有する親工具を形成し、
親工具から相補型工具を形成し、
相補型工具内に複数の先端部コアを有するコア層および支持層を鋳造し、前記コア層が、熱可塑性ポリウレタン、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、ポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）またはポリアミドの下位集合から選択されるポリマーか、ポリウレタンエラストマー、ポリスルフィドエラストマー、エポキシ系エラストマー、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、エチレン‐プロピレン‐ジエンモノマー（ＥＰＤＭ）エラストマーおよび多面体オリゴシルセスキオキサン（ＰＯＳＳ）変性ポリウレタンの下位集合から選択されるエラストマーか、または、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）および擬似弾性βチタン合金の下位集合から選択される形状記憶合金（ＳＭＡ）かの組から選択され、
鋳造したコア層を相補型工具から除去し、
鋳造したコア層の上方に非晶質金属被覆を蒸着して、剛性の高いリブレット列を形成し、
先端部とは反対側のコア層上に接着層を蒸着して、多層アップリケを形成し、
多層アップリケを航空機の空気力学的表面に接着すること
を含む方法。
【００１９】
ここで開示されている実施形態の特徴および利点は、添付の図面とともに解釈すると、以下に示す詳細な説明を参照することにより、よりよく理解されるだろう。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】図１は、流れ方向に延在するリブレットの例を示す、翼または胴体外板といった空気力学的表面の一部の等角図である。
【図２Ａ】図２Ａは、剛性の高い先端部をなすリブレットに対する第１の実施形態の流れ方向に垂直な側断面図である。
【図２Ｂ】図２Ｂは、追加の支持層を有する図２Ａの実施形態の変更例の側断面図である。
【図２Ｃ】図２Ｃは、エラストマーコアの上方に剛性の高い被覆を有する図２Ａの実施形態の変更例の側断面図である。
【図２Ｄ】図２Ｄは、接着層を有さない直接熱可塑性固着のための図２Ａの実施形態の変更例の側断面図である。
【図２Ｅ】図２Ｅは、金属層とポリマー層と接着層とを含む多層構造が支持層に接着されている図２Ａの実施形態の変更例の側断面図である。
【図３】図３は、流れの経路に垂直にリブレットが構造的に離間している剛性の高い先端部をなすリブレットに対する第２の実施形態の側断面図である。
【図４】図４は、断面が縮小され、かつ、流れ方向に垂直に離間している剛性の高い先端部をなすリブレットに対する第３の実施形態の側断面図である。
【図５Ａ】図５Ａは、図２Ｂに示した第１の実施形態のリブレットを使用する空気力学的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と比較可能な断面図である。
【図６Ａ】図６Ａは、リブレット断面がさらに長手方向にも離間した、図３に示した第２の実施形態のリブレットを使用する空気力学的表面の一部の上面図である。
【図６Ｂ】図６Ｂは、図６Ａの特徴を参照するための図３と比較可能な断面図である。
【図７】図７は、第１の実施形態の非晶質金属リブレットの製作方法の一例のための処理工程のフロー図である。
【図８】図８は、第２の実施形態の非晶質金属リブレットの製作方法の一例のための処理工程のフロー図である。
【図９Ａ】図９Ａは、第３の実施形態の非晶質金属リブレットの製作方法の一例のための処理工程のフロー図である。
【図９Ｂ】図９Ｂは、第３の実施形態の非晶質金属リブレットの製作方法の一例のための処理工程のフロー図である。
【図１０】図１０は、航空機の製造および保守方法を背景として、ここに開示されている非晶質金属リブレットの実施形態の使用を説明するフロー図である。
【図１１】図１１は、ここに開示されている実施形態とともに、非晶質金属リブレットを使用する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】
【００２１】
ここで開示する実施形態は、地上支援装置またはひょうなどの環境障害により衝撃を受けても永久的な変形／損傷を生じる可能性のない剛性の高い材料を用いて構成されたリブレットを提供する。ここで使用されている高い剛性とは、約１０〜３０×１０６ｌｂ／ｉｎ２の範囲、好ましくは、約１０〜２０×１０６ｌｂ／ｉｎ２の範囲の弾性率を有する材料を指し、典型的な例は、周期表の第１列の第１遷移金属およびその合金である。このような剛性金属の変形反応は、弾性領域における非線形反応を有し幾分延性であってもよい。これらの実施形態はまた、リブレットの設計変更を許容することにより、リブレットがより薄型にかつより空気力学的に効率的になることができる。また、非晶質金属は、可視スペクトルにおいて非常に反射性が高いこと（非晶質金属の特徴）により、非常に光沢のある外観を有するリブレット表面の色彩／装飾特徴を高めてもよい。さらに、耐食性および凍結防止または低減といった環境向上が、非晶質金属被覆により提供されてもよい。
【００２２】
より詳細に次に説明する構造を有する非晶質金属リブレットの実施形態の一例を、図１における航空機用の空気力学的表面の一部として示す。航空機１１０は、矢印１１４により示されている流れ方向に平行に配置された複数の実質的に平行なリブレット１１２を有する、拡大して示された表面１１１を持つ構造を使用している。示されている例示的実施形態について、例えば図２Ａおよび図２Ｂに示されているように、表面１１１に垂直な寸法１１６は、約０．００２インチである一方、リブレット間の間隔１１８は、約０．００３インチである。間隔は、リブレットが適用されている空気、水またはその他の流体の流体力学的特性によって変化することがある。典型的には、空気力学的表面は、湾曲しているがこれに限定されず、かつ、翼、エンジンナセル、制御表面、胴体またはその他の適切な表面の一部であってもよい。したがって、リブレットおよびリブレットを支持し、表面に固着するあらゆる構造の可撓性および順応性が求められるかもしれない。航空機の空気力学的表面に関してここで説明しているが、ここで開示する実施形態は、限定はされないがミサイルもしくはロケットなどのその他の航空宇宙輸送手段ならびに通常は空気であるガス流体中を移動する自動車、トラック、バスおよび列車などのその他の輸送手段の表面上、または、船、潜水艦、水中翼船、流体流導管もしくは液体流体流に晒されるその他の表面上における抗力低減のために等しく適用可能である。
【００２３】
ここで開示する実施形態は、さまざまな衝撃および／またはリブレットの耐久性を弱める可能性のあるその他の力に耐えることのできるリブレットの能力を認識し、提供している。さらに、種々の有利な実施形態のいくつかは、支持層と、支持層上に位置するか、または、支持層から延在する複数のリブレット先端部とを有していてもよい多層構造を提供する。リブレットを形成する先端部は、例えばこれに限定されないが、成形性、剛性、不活性および光沢のある表面でよく知られているＶｉｔｒｅｌｏｅｙ１０５（Ｚｒ：５２．５  Ｔｉ：５  Ｃｕ：１７．９  Ｎｉ：１４．６  Ａｌ：１０）またはＶｉｔｒｅｌｏｙ１０６ａ（Ｚｒ：５８．５  Ｃｕ：１５．６  Ｎｉ：１２．８  Ａｌ：１０．３  Ｎｂ：２．８）などの非晶質金属合金を鋳造することにより製作されてもよい。鋳造表面は、（非晶質金属のこの特徴のため）可視スペクトルにおいて非常に反射性が高い可能性があり、これにより、リブレット表面の付加により輸送手段の色彩／装飾特徴を提供したり高めたりする。多層構造の材料は、可撓性があり、かつ、航空機などの輸送手段の空気力学を向上させるために表面に留め付けるためのリブレット先端部とは別途、または、これと組み合わせてアップリケとして形成してもよい。
【００２４】
非晶質金属リブレット１１２の第１の実施形態を図２Ａに示す。リブレットの個々の先端部２０２は、表面層２０４から突出していることにより、多層構成の第１層２０１を提供している。突出したリブレット先端部２０２および連続した表面層２０４は、非晶質金属層または次により詳細に説明する選択された非晶質金属材料の箔を鋳造または蒸着することにより形成され、これにより、耐久性、環境保護および／または装飾特性を追加で提供する反射性の高い外観という第１の特徴を提供する。図２Ａに示す実施形態について、表面層２０４上に、接着層２０６により作成される第２層２０３が蒸着される。さまざまな実施形態において用いられる接着剤の例は、これらに限定されないが、アクリル系感圧性接着剤、シリル化ポリウレタン系感圧性接着剤、熱可塑性接着剤、熱反応性接着剤またはエポキシ性接着剤を含んでもよい。代替の実施形態において、支持ポリマー層２０８は、第２層の一部として図２Ｂに示されているように、表面層と接着層２０６との中間で表面層２０４を埋め込む。支持ポリマー層２０８は、ポリマーフィルムまたはその他の適切な材料とすることができる。いくつかの実施形態において、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る。第２層中のポリマー、接着剤および／またはその他の構成要素は、弾力性という第２の特徴および表面への接着能力を提供する。
【００２５】
図２Ｃは、非晶質金属材料が、先端部２０２’および表面層２０４’を形成する起伏の付いた表面被覆２０９として使用されている追加の代替実施形態である。ポリマーまたはエラストマー層２１０は、被覆２０９内に鋳造されるか、逆に、被覆２０９がエラストマー層２１０の上方へ鋳造され、これにより、支持層２０８’と先端部用軽量コア２１２との両方を提供する。例示的実施形態において用いられるエラストマーの例は、これらに限定されないが、ポリウレタンエラストマー、ポリスルフィドエラストマー、エポキシ系エラストマー、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、エチレン‐プロピレン‐ジエンモノマー（ＥＰＤＭ）エラストマー、または、例えば、熱可塑性ポリウレタン、ＰＥＥＫ、ポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）またはポリアミドなど生じる歪みの小さいその他のポリマーであってもよい。この代替の実施形態は、軽量化を可能とし、かつ、構造の可撓性がさらに高められることがある。これに加えて、形状記憶エラストマー材料は、耐損傷性および形状回復を高めるために使用されてもよい。
【００２６】
図２Ａ、図２Ｂまたは図２Ｃに示されている形態において、実施形態は、接着層２０６を用いて次に空気力学的表面に接着可能なアップリケ２１１として製作されてもよい。
【００２７】
代替の実施形態において、表面層２１０’は、空気力学的表面１１１に直接接着されるか、または、この上に蒸着されてもよい。図２Ｄは、図２Ｃに関して説明されたものと同様の実施形態を例示しているが、接着層が使用されていない。エラストマー層２１０’は、熱の印加で航空機表面に直接固着できる、非晶質金属被覆内への熱可塑性鋳造物である。
【００２８】
図２Ｅは、アルミニウム箔などの金属層２１２と、ＰＥＥＫなどのポリマー層２１４と、接着層２１６とを含む多層構造が支持層２１０に接着されているさらに別の実施形態を例示している。箔、ポリマーおよび接着の多層構造は、複合航空機構造表面用に使用される現在の落雷アップリケ（ＬＳＡ）に匹敵する可能性がある。代替の実施形態では、箔の代わりに金属メッシュまたはスクリーンを使用してもよい。
【００２９】
非晶質金属リブレット１１２に対する別の実施形態を図３に示す。複数の湾曲した表面があるので、第１層３０１では、個々のリブレット先端部３０２が、より高い側面可撓性のために流れ方向１１４に対して実質的に垂直に互いから分離されていることが望ましいかもしれない。示されている実施形態について、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、図３の例示的実施形態について、約３０度の内角３０３を有する。基部３０６は、各先端部３０２から広がっている。いくつかの実施形態において、エラストマー層３０４は、基部３０６を取り囲み、より大きな構造的連続性を提供している。代替の実施形態において、基部３０６の底面３０８は、エラストマー層３０４の露出表面に直接接着している。
【００３０】
第２層３０３は、アルミニウムなどのスクリーンおよび／または箔の金属層３１０、ＰＥＥＫなどのポリマー層３１２を含む、予備形成アップリケであってもよい多層構造により作成されており、接着層３１４は、エラストマー層３０４を指示している。図２Ｅに関して説明されている実施形態にあるように、アルミニウム層は、実施形態の航空機使用の一例における落雷防護のための伝導材料を提供する。
【００３１】
非晶質金属リブレット先端部３０２を支持するエラストマー層３０４は、側方からの力が印加された際に、先端部３０２に対して追加の弾性横向き変形および回復を提供することにより、剛性の高いリブレット先端部の耐久性をさらに高める。これに加えて、可撓性エラストマー層３０４は、複雑な形状に合わせるより高い能力をもたらすことができる。
【００３２】
図４は、先端部４０２の断面をより尖らせることができるために、リブレットが形成されている材料により提供される構造的能力を利用した非晶質金属リブレット１１２に対する第３の実施形態を例示している。示されている実施形態について、先端部４０２の各々は、エラストマー層４０６に支持されている基部４０４から延在している。図３に関連して説明されている実施形態にあるように、各先端部４０２の基部４０４は、エラストマーにより取り囲まれており、これにより、エラストマー層４０６内に基部を構造的に保持する。代替の実施形態において、基部の延在する底面４０８は、エラストマー層４０６の表面に接着されていてもよい。図４の実施形態はまた、図３の実施形態におけるように流れ方向に垂直に分離されているリブレットを使用している。ただし、本代替の実施形態では、図１に関連して説明した実施形態に対して開示した先端部が延在する根元の連続表面層を使用してもよい。
【００３３】
図４にまた開示されているように、実施形態は、エラストマー層４０６が接着または蒸着されている支持ポリマー層４１０を使用している。接着層４１２は、エラストマー層４０６とは反対側のポリマー層４１０から延在しており、これにより、多層アップリケ４１４を形成している。
【００３４】
図５Ａは、図２Ｂにおいて開示した実施形態の上面図を示している。先端部２０２により形成されているリブレット１１２は、流れ方向１１４において表面層２０４に沿って長手方向に広がっている。薄型の表面層２０４は、リブレットに垂直な矢印１１５により表されている接線を有する曲率に接着する際の可撓性をもたらす。リブレットアップリケにおいて使用される非晶質金属材料は、装飾用途のための非常に光沢のある表面を提供し、かつ、衝撃エネルギーを吸収することにより下にある複合構造物の耐久性を向上させるという点で有利である可能性がある。これに加えて、非晶質金属箔または被覆２０９は、複合構造物だけでは提供できない電気磁気効果に対する耐性を提供でき、これにより、ＬＳＡ箔アップリケおよび類似の材料の代わりとなるか、または、これを補う。
【００３５】
しかしながら、前に説明したように、リブレット１１２が使用されているかもしれない表面は、より高い可撓性を要する複雑なまたは複数の曲率を有することがある。したがって、前に説明した実施形態は、図６Ａに示すように適合されていてもよく、ここで、図４に関連して説明し、かつ、図６Ｂにおいて変更した形態で示されている個々の先端部４０２は、基部４０６がエラストマー層４０４に取り付けられるか、または、捕捉されている状態で、間隔１１８により流れ方向に垂直に分離されている。これにより、矢印１１５により表されているリブレットに垂直な接線を有する曲率を持つ表面に接着するためのさらにより高い可撓性がもたらされる。小型のリブレット寸法に基づくここでの図面の縮尺により、表面は、より大きな尺度では湾曲しているかもしれないにも関わらず、平坦に見える。これに加えて、個々のリブレット先端部４０２は、リブレット１１２に平行な接線を持つ曲率を有する表面に接着するためのより高い可撓性を提供するために、リブレット１１２を分割する間隙６０２を用いた長手方向の分離を含む。示されている実施形態について、間隙６０２は、実質的に等しい長手方向距離６０４でリブレット１１２において実質的に均等に離間されていてもよい。代替の実施形態において、個々のリブレット１１２上の間隔およびリブレット１１２間の間隔は、均等でなく、かつ、求められる表面曲率に合うように所定の手法で選択されてもよい。図６Ｂに示されている実施形態において、金属箔層４１４は、非金属先端部４０２が使用されている際の落雷防護のために示されている。
【００３６】
図７は、図２Ａに関連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ための第１の例示的製造プロセスを示すフロー図である。工程７０１において、限定はされないが例えば、親工具として銅の形態のダイアモンド機械加工を用いて、親工具または親工具７１２の複製を作成する。ここで、アクリレートフィルムを親工具上で複製として硬化させ、次いで、これを剥がして、所望のリブレット寸法に対応する離間した突起７１４を定める。図７に示す工具７１２は、平坦な工具またはロールツーロールウェブ処理のために使用されるローラの一区分であってもよい。代替の実施形態では、ローラ、例えば、めっき浴に部分的に浸漬されているニッケル工具を使用することができ、箔が「親」工具上に蒸着されると、ローラから剥離／取り外すことにより、ロールが回転し、ローラのきれいな部分が電鋳浴に晒される。工程７０２において、親工具７１２上への彫込み、溶融鋳造または電鋳法により相補型工具７１６を作成することにより、リブレット形状に対応する溝７１８を設ける。溝間の間隔は、リブレット１１２間に望まれる寸法１１８に対応する実質的に平坦な中間表面７２０を提供する。ウェブ処理方式において、相補型工具７１６は、シリコンであってもよく、保護マスキングとして鋳造先端部上に保持されていてもよい。工程７０３において、非晶質金属先端部２０２および表面層２０４を相補型工具７１６上へ鋳造、圧延または蒸着した後、熱処理を行なって、ガラス構造を最適化する。いくつかの実施形態において、相補型工具に離型化合物を塗布して、工具から鋳造したリブレット先端部２０２および表面層２０４を除去しやすくする。次いで、工程７０４において、非晶質金属先端部２０２とは反対側の表面層２０４に接着層２０６を付与する。接着層２０６は、ポリマー層と組み合わせて、図８に示した予備形成アップリケ８２４として供給してもよく、次いで該アップリケ８２４を鋳造した表面層２０２と接合する。工程７０４においてまた示されているように、完成した多層アップリケ７２３の取り扱いのために除去可能な接着ライナー７２２を追加する。次いで、相補型工具７１６から多層アップリケ７２３を除去し、工程７０５に示されている取り扱いの間に先端部２０２を保護するためにリブレット列にマスキング７２４を付与してもよい。接着ライナー７２２の除去後、工程７０６に示されているように、アップリケの接着層を航空機表面７２６に取り付けることにより、航空機表面７２６への付与が達成される。
【００３７】
図８は、図３に関連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ための製造プロセスを示すフロー図である。工程８０１において、図７に関連して前に説明したように、ウェブ工具８１２を作成し、所望のリブレット寸法に対応する離間した突起８１４を定める。図８に示す工具は、平坦な工具またはウェブ処理のために使用されるロール工具の一区分であってもよい。工程８０２において、ウェブ工具８１２上への彫込みにより相補型工具８１６を作成することにより、リブレット形状に対応する溝８１８を設ける。溝間の間隔は、リブレット先端部３０２間に望まれる寸法１１８に対応する実質的に平坦な中間表面８２０を提供する。工程８０３において、非晶質金属先端部３０２を工具８１６上へ鋳造または蒸着することにより、先端部３０２間に中間ウェブ３０３を含める。工程８０４において、相補型工具８１６におけるリブレット先端部３０２の基部３０６にレジスト８２２を付与する。ウェブを含む鋳造非晶質金属をエッチングして、ウェブを除去し、かつ、先端部３０２の基部３０６を形作り、次いで、工程８０５においてレジストを除去することにより、工具８１６に離間したリブレットを設ける。示されている実施形態について、基部３０６は、レジスト周辺のエッチングにより工具から延在するよう浮き彫りにする。次いで、工程８０６において、リブレット基部３０６の上方にエラストマー層３０４を鋳造する。代替の実施形態において、非晶質金属先端部３０２の鋳造により、図３に関連して前に説明したようにエラストマー表面に直接接着できるように平坦表面８２０と面一な基部を提供する。図８に関連して示されている例示的プロセスについて、工程８０７において、鋳造エラストマーに、アルミニウム箔のような金属層３１０とポリマー層３１２と接着層３１４との多層構造を含む予備形成アップリケ８２４を接着する。さらなる処理の間の接着剤の保存の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、相補型工具８１６から多層構造を除去して、非晶質金属先端部３０２を露出させる多層リブレット列アップリケ８２９を作成する。先端部３０２およびエラストマー層３０４の上方にマスキング８２８を付与して、追加の処理の間の取り扱いを助ける。例示的実施形態におけるマスキングは、限定はされないが、シリコンのような溶液鋳造剥離可能ポリマー、または、圧延処理中に塗布される低粘着アクリル系接着剤を有するＭｙｌａｒ（Ｒ）のような接着フィルムとすることができる。あるいは、水／流体可溶性ポリマーを使用して、設置後水またはその他の流体に溶解させることによりマスキングを除去できるようにしてもよい。
【００３８】
次いで、工程８０８に示されているように、接着ライナーを除去し、接着層３１４を飛行機表面８３０に接着することにより、飛行機表面８３０に完成した多層リブレット列アップリケ８２９を付与してもよい。次いで、先端部３０２およびエラストマー層３０４からマスキング８２８を除去することにより、完成リブレット表面を提供する。
【００３９】
ここで実施形態および製作プロセスにおいて説明されている先端部に使用される非晶質金属材料により、基部における寸法３０７が約１５から２５ミクロンであり、寸法３０９、つまり先端部の末端が典型的には１００ナノメートル（０．１ミクロン）台である非常に微細な先端部構造が可能となる。金型および剥離プロセスの改良により、より微細な先端部外形を得ることができる。先端部が非常に鋭利ではあるが、先端部の非常に微細な間隔により、設置人員による通常の取り扱いにおける切り傷は回避される。
【００４０】
図９Ａは、図２Ａに関連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ための製造プロセスを示すフロー図である。工程９０１において、図７に関連して前に説明したように、親工具９１２を作成する。図９Ａに示す工具は、平坦な工具またはロールツーロールウェブ処理のために使用されるローラの一区分であってもよい。図９Ａに示す実施形態について、先端部２０２’および表面層２０４’に対して非晶質金属を使用する。工程９０２において、親工具９１２上への彫込みにより相補型工具９１６を作成することにより、リブレット形状に対応する溝９１８を設ける。溝間の間隔は、リブレット先端部２０２’間に望まれる寸法１１８に対応する実質的に平坦な中間表面９２０を提供する。ウェブ処理用途において、シリコンから相補型工具９１６を形成してもよく、水／流体可溶性ポリマーを使用してもよい。次いで、相補型工具９１６は、リブレット列を航空機表面へ付与する前に鋳造リブレット先端部の保護のためにマスキング層を形成する。工程９０３において、非晶質金属フィルムまたは被覆２０９を相補型工具内へ鋳造、蒸着または圧延形成することにより、工程９１１において、非晶質金属先端部２０２’および表面層２０４’を形成する。いくつかの実施形態において、相補型工具に離型化合物を塗布して、相補型工具９１６から鋳造したリブレット２０２’および表面層２０４’を除去しやすくする。次いで、工程９０４において、被覆２０９内にエラストマー層２１０を鋳造して、支持層２０８’と先端部２０２’のための軽量コア２１２との両方を設ける。次いで、工程９０４において、工程９０５における先端部２０２’とは反対側の支持層２０８’に接着層２０６を付与することにより、多層アップリケ９２１を作成する。工程９０５においてまた示されているように、完成したアップリケの取り扱いのために除去可能な接着ライナー９２０を追加する。工程９０６に示されているように、以下の手法により航空機表面への付与が達成される。すなわち、接着ライナー９２０の除去後、多層アップリケ９２１の接着層２０６を航空機表面９２４に取り付け、この際、リブレット先端部２０２’の列および表面層２０４’から相補型ウェブ工具９１６を剥がす。代替の水／流体可溶性ポリマー工具については、設置後に水またはその他の流体で溶解することにより工具を除去する。
【００４１】
非晶質金属被覆と金型との間の剥離の問題を回避するための硬質金型用の代替方法において、図９Ｂに示すプロセスを使用して、金型によりポリマーまたはエラストマー支持層を形成し、次いで、支持層の上方に被覆を蒸着させる。工程９３１において、図９Ａに関連して前に説明したように、親工具９１２を作成する。図９Ｂに示す工具９１２は、平坦な工具またはロールツーロールウェブ処理のために使用されるローラの一区分であってもよい。工程９３２において、親工具９１２上への彫込みにより相補型工具９１６を作成することにより、リブレット形状に対応する溝９１８を設ける。溝間の間隔は、リブレット先端部２０２’間に望まれる寸法１１８に対応する実質的に平坦な中間表面９２０を提供する。次いで、相補型工具９１６内へコア層２１０を鋳造することにより、工程９３３において支持層２０８’と軽量コア２１２との両方を設ける。いくつかの実施形態において、相補型工具に離型化合物を塗布して、工具９１６からコア層２１０を除去しやすくする。次いで、工程９３４において、エラストマー先端部コア２１２とは反対側の支持層２０８’に接着層２０６を付与する。工程９３４においてまた示されているように、完成したアップリケの取り扱いのために除去可能な接着ライナー９２２を追加する。接着剤およびライナーの付加前に行ってもよい工程９３５において、相補型工具９１６からコア層２１０を除去し、コア層２１０上にスパッタリングまたは代替の蒸着技術によりＶｉｔｒｅｌｏｅｙ１０５（Ｚｒ：５２．５  Ｔｉ：５  Ｃｕ：１７．９  Ｎｉ：１４．６  Ａｌ：１０）またはＶｉｔｒｅｌｏｙ１０６ａ（Ｚｒ：５８．５  Ｃｕ：１５．６  Ｎｉ：１２．８  Ａｌ：１０．３  Ｎｂ：２．８）といった非晶質金属フィルムまたは被覆２０９を蒸着して、剛性の高いリブレット先端部２０２’の列および表面層２０４’を形成することにより、多層アップリケ９２１を作成する。さまざまな実施形態において、コア層２１０は、ポリマー、例えば限定はされないが、熱可塑性ポリウレタン、ＰＥＥＫ、ＰＥＫＫまたはポリアミドか、形状記憶特性を有していても有していなくともよいエラストマー、例えば限定はされないが、ポリウレタンエラストマー、ポリスルフィドエラストマー、エポキシ系エラストマー、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、エチレン‐プロピレン‐ジエンモノマー（ＥＰＤＭ）エラストマーおよび多面体オリゴシルセスキオキサン（ＰＯＳＳ）変性ポリウレタンか、形状記憶合金（ＳＭＡ）、例えば限定はされないが、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）および擬似弾性βチタン合金かであってもよい。工程９３６に示されているように、接着ライナー９２２の除去後、多層アップリケ９２１の接着層２０６を航空機表面９２２に取り付けることにより、航空機表面９２４への付与が達成される。
【００４２】
図１０および図１１をより詳細に参照して、図１０に示すような航空機の製造および保守方法１０００ならびに図１１に示すような航空機１１０２との関連において、ここで開示されている剛性の高いリブレットおよびその製作のための方法の実施形態を説明することができる。本生産の前で、方法の一例１０００は、リブレットを含んでいてもよい航空機の仕様および設計１００４ならびに材料調達１００６を含んでいてもよい。生産の際は、航空機の構成部品および部分組立品の製造１００８ならびにシステム統合１０１０が行われる。ここで説明されているリブレットアップリケおよびその製造プロセスは、生産、構成部品および部分組立品の製造工程１００８の一部および／またはシステム統合１０１０の一部として達成されてもよい。その後、航空機は、認証および納品１０１２を経て、運航１０１４されてもよい。顧客による運航中、航空機１１０２は、（改修、再構成、修繕などをも含むかもしれない）定常的整備および保守１０１６を受けることとなる。ここで説明されているリブレットアップリケは、定常的整備および保守の一部として製作および適用されてもよい。
【００４３】
方法１０００の各プロセスは、システムインテグレータ、第三者および／または操作者（例えば、顧客）により行われるかまたは実施されてもよい。本件の説明のため、システムインテグレータは、任意の数の航空機製造者および主要なシステム下請け業者に限定されないがこれらを含んでもよい。第三者は、任意の数の取り扱い業者、下請け業者および供給業者に限定されないがこれらを含んでもよい。操作者は、航空会社、リース会社、軍隊、保守組織などであってもよい。
【００４４】
図１１に示されているように、方法の一例１０００により製造される航空機１１０２は、図１に関連して説明した表面１１１を有する機体１１１８と、複数のシステム１１２０および内装１１２２とを含んでいてもよい。高度システム１１２０の例としては、推進システム１１２４、電気およびエビオニクスシステム１１２６、油圧システム１１２８および環境システム１１３０のうちの１つ以上が挙げられる。任意の数の他のシステムを含んでもよい。ここで開示されている実施形態により支持される剛性の高い先端部を有するリブレットは、機体の一部、とりわけ外板および外部表面の仕上げであってもよい。航空宇宙の例が示されているが、ここでの開示の原理は、自動車産業および水産／船舶産業といった他の産業に適用することもできる。
【００４５】
ここで実施されている装置および方法は、製造および保守方法１０００のいずれか１つまたはそれ以上の段階中に使用してもよい。例えば、製造プロセス１００８に対応する構成部品または部分組立品は、航空機１１０２が運航されている間に製造される構成部品や部分組立品と同様に組立てまたは製造されてもよい。また、例えば、航空機１１０２の組立てを大幅に早めるか、または、航空機１１０２のコストを削減することにより、製造段階１００８および１０１０中に、１つ以上の装置の実施形態、方法の実施形態またはこれらの組み合わせを利用してもよい。同様に、航空機１１０２が運航されている間、例えばこれに限定されないが、整備および保守１０１６中、１つ以上の装置の実施形態、方法の実施形態またはこれらの組み合わせを利用してもよい。
【００４６】
特許法の要件となっているようにここでさまざまな実施形態を詳細に説明してきたが、当業者は、ここで開示した特定の実施形態に対する変更および代用を認識するだろう。そのような変更は、以下の請求項に規定される本開示の範囲および意図に含まれている。
【図１】
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【図２Ａ】
0005539400.tif 000003
【図２Ｂ】
0005539400.tif 000004
【図２Ｃ】
0005539400.tif 000005
【図２Ｄ】
0005539400.tif 000006
【図２Ｅ】
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【図３】
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【図４】
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【図５Ａ】
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【図５Ｂ】
0005539400.tif 000011
【図６Ａ】
0005539400.tif 000012
【図６Ｂ】
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【図７】
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【図８】
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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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