多层肋饰物及其生产方法与流程

本申请总体涉及飞机，并且更具体地，涉及多层肋饰物(multilayerribletapplique)及其生产方法。

背景技术：

诸如肋(riblet，凸肋，脊，沟槽)的微观结构通常用在飞机上以改变飞机的飞行特性和/或动力学。具体地，肋用在飞机的机翼、鳍片(fin，尾翼)或机身的表面上以降低飞机的阻力和/或阻力系数，这可导致总体燃料节约和/或二氧化碳排放减少等。肋也可用于提供用于人员(例如，维护人员)的牵引力(例如，用于步进(stepping)等)。

肋可具有多层构造，并且通常使用粘合剂粘附至飞机表面(例如，作为饰物(applique，镶嵌件，贴花)粘附或施加)。具体地，肋为多层以用于包括美学、接地和几何/物理需求的不同功能(例如，流动改变能力和/或耐用性)。在已知实例中，因为肋可暴露至与飞行相关的高负载，所以对于具有分层构造的肋，重要的是在层之间具有可靠且一致的结合和/或固化。因此，肋可被设计和制造为最小化肋的过早磨损、分层和/或肋与飞机表面(例如，飞机机身的表面)的分离。

技术实现要素：

示例性方法和装置提供多层肋构造的层之间的可靠且一致的结合和/或固化。本文公开的实例包括通过生产有效夹层结合(interlayerbond)来有效结合这些层。具体地，在施加另一高伸长率材料(highelongationpolymermaterial)之前，至少部分固化高伸长率聚合物(例如，氟硅酮材料(fluorosiliconematerial)等)可例如提供坚固的夹层结合(robustinterlayerbonding)。在一些实例中，氟硅酮材料的使用也可大大提高肋构造的夹层结合和/或总体改进坚固性。

一种示例性方法包括：将第一高伸长率聚合物材料施加至腹板工具(webtool，腹板工装，网工具)，其中，腹板工具由第一辊(roll，卷状物)提供；以及经由第一加热过程加热第一高伸长率聚合物材料。示例性方法还包括将第二高伸长率聚合物材料施加至第一高伸长率聚合物材料；以及经由第二加热过程加热第二高伸长率聚合物材料。示例性方法还包括经由层压辊将支撑层施加至第二高伸长率聚合物材料。

另一示例性方法包括从第一辊分配腹板工具；将第一高伸长率聚合物材料施加至腹板工具。示例性方法还包括经由第一辊将肋衬(ribletliner，肋衬层，肋衬里，肋衬垫)施加至第一高伸长率聚合物材料以限定第一层状构造(firstlayeredconstruction)。示例性方法还包括将第一层状构造放置在第一重绕辊(rewindroll，重卷辊)上；固化第一层状构造；以及从第一重绕辊分配第一层状构造。示例性方法还包括经由移除卷轴(removalreel)移除肋衬；将第二高伸长率聚合物材料施加至第一高伸长率聚合物材料；以及经由第二辊将支撑层施加至第二高伸长率聚合物材料以限定第二层状构造。示例性方法还包括将第二层状构造放置在第二重绕辊上；以及固化第二层状构造。

示例性装置包括氟硅酮肋结构，该氟硅酮肋结构包括肋脊(ribletridge)以及肋脊从其延伸的基底(base，底部)；以及氟硅酮层，该氟硅酮层与氟硅酮肋结构相邻。示例性装置还包括支撑层，该支撑层邻接(proximate，紧邻，最接近)基底，其中，支撑层包括金属子层、粘合剂子层以及至少一个热塑性材料子层。

另一示例性方法包括使用从第一辊提供的腹板工具铸造氟硅酮肋尖端结构，其中，铸造氟硅酮肋尖端结构包括当腹板工具从第一辊展开(unrolledfromafirstroll)时，将第一氟硅酮材料施加至腹板工具。示例性方法还包括将氟硅酮层施加至氟硅酮肋尖端结构，其中，氟硅酮层包括第二氟硅酮材料；以及经由层压辊邻近氟硅酮层施加支撑层。

另一示例性装置包括第一分配器(dispenser)，将第一氟硅酮材料施加至从第一辊展开的腹板工具；第二分配器，将第二氟硅酮材料施加至第一氟硅酮材料；以及层压辊，将支撑层结合至第二氟硅酮层。

另一示例性装置包括第一分配器，将第一高伸长率聚合物材料施加至从第一辊展开的腹板工具；以及第二分配器，将第二高伸长率聚合物材料施加至第一高伸长率聚合物材料。示例性装置还包括层压辊，将支撑层结合至第二高伸长率聚合物层；以及至少一个烘箱，至少部分固化第一高伸长率聚合物材料和第二高伸长率聚合物材料中的至少一种。

附图说明

图1示出可用于实现本文公开的示例性方法和装置的示例性飞机。

图2是来自图1的示例性飞机的外表面的示例性肋微观结构，在该外表面上可实现本文公开的实例。

图3是根据本公开的教导的示例性层状肋结构的截面图。

图4示出可用于生产图3所示的示例性层状肋结构的示例性肋分层系统。

图5示出另一示例性肋分层系统。

图6示出另一示例性肋分层系统。

图7示出另一示例性肋分层系统。

图8是表示可用于实现本文公开的实例的示例性方法的流程图。

图9是表示可用于实现本文公开的实例的示例性方法的另一流程图。

图10是表示可用于实现本文公开的实例的示例性方法的另一流程图。

只要可能，贯穿附图以及伴随的书面说明，将使用相同的参考标号来指代相同或相似的部件。如在本申请中使用的，陈述的任何部件以任意方式放置在(例如，放置在、位于、设置在或形成于等)另一个部件上，意味着提及的部件是与另一个部件接触，或者提及的部件在另一个部件上方并且在其间具有一个或多个中间部件。所陈述的任何部件与另一个部件接触意味着在两个部件之间不存在中间部件。

具体实施方式

本文公开多层肋饰物及其生产方法。例如，诸如肋的微观结构通常用在飞机的空气动力学表面上以改变和/或改善飞行特性，以例如减小飞机的总体阻力，并且因此，可导致总体燃料节约和/或二氧化碳排放减少等。具体地，肋用在飞机的机翼、鳍片或机身的表面上以减小飞机的阻力和/或阻力系数，这可导致总体燃料节约和/或二氧化碳排放减少等。例如，这些肋可具有多层构造并且通常使用粘合剂粘附至飞机表面(例如，作为多层饰物)。肋为多层以用于包括美学、接地和/或几何/物理需求的不同功能(例如，流动改变能力和/或耐用性)，并且可例如在飞行期间经受显著负载(例如，风负载等)。因此，该多层构造的有效夹层结合和/或组装可大大降低和/或防止例如在飞行期间由于遇到的显著负载而造成的肋本身的分层或肋与飞机表面(例如，飞机机身的表面)的分离。

本文公开的示例性方法使能够生产抗分层和/或层的分离的多层肋饰物结构(例如，多层肋结构)。具体地，本文公开的实例与将肋饰物结构的层非常有效地结合在一起的方法相关。此外，本文公开的实例也使能够更快且更高效地制造这些多层组件/构造。具体地，本文公开的实例包括多个固化过程以便更有效地结合/固化层。在一些实例中，多个固化过程是在线过程(在生产/组装线上执行)。可替换地，在一些实例中，固化过程中的至少一个离线(例如，远离生产/组装线)执行以允许生产线主要用于组装。

如本文使用的，术语“肋”、“肋构造”或“肋结构”可指代几何特征、几何特征之间的限定、形成、结合和/或支撑肋的尺寸和/或距离(例如，周期距离、高度和/或宽度等)。因此，术语“肋”、“肋构造”或“肋结构”可指代肋层、肋组件和/或多层肋构造等中的任一个。

图1示出可实现本文公开的实例的示例性飞机100。所示实例的飞机100包括尾部101，该尾部包括邻近背部整流罩(dorsalfairing)104的垂直尾翼102；水平安定面106；机头部分(例如，驾驶舱部分)110；以及机翼112，附接至机身114。本文描述的实例可应用至尾部101、机头部分110、安定面106、机翼112和/或机身114中的任一个的表面和/或功能部件(feature，特征)(例如，肋)，或者飞机100的任意其他外部或舱外结构(例如，机翼支柱、引擎支柱、鸭式飞机安定面等)和/或表面。

图2是图1的示例性飞机100的外表面的示例性肋结构200，在该外表面上可实现本文公开的实例。所示实例的肋结构200包括彼此间隔的脊(例如，楔形部)202以及将脊202彼此隔开的基底表面(例如，谷(valley，凹部)、飞机表面等)。在该实例中，脊202的轮廓通常为三角形，由此限定具有大致三角形截面的脊/楔形部。脊202可例如以约10微米至200微米的距离间隔开。如以下将结合图4至图10更详细讨论的，肋结构200的轮廓被铸造/模制以限定肋结构200(例如，肋结构200的限定体积)。尽管在该实例中，示例性肋结构200被铸造/模制，但是肋结构200可通过挤出、压印、压缩、热成型、机械加工等形成。在其他实例中，基底表面204可具有脊和/或小于脊202的其他特征/几何图形。

在该实例中，肋结构200是飞机100的肋，并且用于例如通过减小飞机100的总体阻力来改变飞机100的空气动力学特性，并且可位于飞机100的任意外表面上。如以上结合图1描述的，所示实例的肋结构200用于通过在飞机100的外表面附近的空气中控制湍流边界层和/或防止与湍流边界层相关的交叉流来减小空气动力学阻力。具体地，示例性肋结构200包括脊202，并且安装在飞机100的外表面上并且与期望气流方向对准(align)。该对准允许脊202用作中断和降低外表面附近的横向气流运动的小栅栏或引导件，以增强行间(in-line，在线)湍流气流并且降低外表面的蒙皮摩擦，由此降低飞机100的总体阻力。在一些实例中，在飞机100的制造过程中或制造后，肋结构200不附接或安装在外表面上，而是与外表面成整体。例如，肋结构200可预成型或嵌入至外表面中或者预成型或嵌入在外表面上(例如，机械加工或模制/铸造在蒙皮表面上、安装至复合固化部件中、机器人放置等)，而不是结合(例如，机械式粘附)至外表面。尽管示例性肋结构200示出为具有三角形脊202，但是脊202可以是包括圆形、矩形等的任意其他适当形状。

图3是根据本公开的教导的示例性层状(例如，多层)肋结构(例如，肋饰物、肋构造、肋组件、肋饰物结构、肋等)300的详细截面图。在图3的视图中，肋结构300被示出在组装和/或粘附至飞机表面之前。如在图3中也可看出，所示实例的肋结构300具有多层，包括：掩模支撑层(例如，粘合层)301；掩模界面部分(maskinginterfaceportion)(例如，保护性界面部分)302；第一氟硅酮层(例如，肋尖端结构、透明肋尖端结构等)304，其限定肋尖端/楔形部和谷的图案；第二氟硅酮层306，在该实例中其为颜色层，但是在其他实例中其可以是透明的；以及支撑层(也被称为基底饰物)308。所示实例的支撑层308包括金属箔子层309；第一聚合物子层310，在该实例中其是热塑性材料(例如，聚醚醚酮(peek)、聚醚酮酮(pekk)、聚醚酰胺(pei)等)；第二聚合物子层312，在该实例中其也是热塑性材料；以及压敏粘合剂子层314。在该实例中，第一氟硅酮层304和第二氟硅酮层306是不同材料。然而，在其他实例中，第一氟硅酮层304和第二氟硅酮层306可以是相同材料。

尽管所示实例的第一氟硅酮层304和第二氟硅酮层306是氟硅酮，但是在其他实例中，这些层可包括任意高伸长率弹性体，诸如，环氧树脂、聚氨酯、聚脲、聚烯烃、乙烯丙烯、硅酮、聚丁二烯、聚氯丁烯、氯化聚乙烯和氟硅酮、氟化聚氨酯、全氟聚醚、硅烷化聚氨酯以及包括多面体低聚物倍半硅氧烷的其他杂化聚合物等。

为了将肋结构300结合至飞机和/或车辆表面，肋结构300还包括可移除衬(removableliner)316，该可移除衬被移除以暴露压敏粘合层314。此外，尽管所示实例的掩模界面部分302用于在制造、运输和/或存储过程中保护肋结构300和/或第一氟硅酮层304(例如，第一氟硅酮层304的肋尖端)，但是在安装肋结构300时(例如，在将肋结构300安装至飞机表面的过程中)，掩模被移除。

图4示出可用于生产图3所示的示例性层状肋结构300的示例性肋分层系统400。示例性肋分层系统400包括：解绕辊(unwindroll，展开辊，退绕辊)402、腹板工具404、第一硅酮材料分配器(例如，施加器)406、第一氟硅酮材料408、第一烘箱410、第二氟硅酮材料分配器412、第二氟硅酮材料414、第二烘箱416、支撑层解绕辊418、支撑层层压辊(例如，层压轧辊、施加辊、相对轧辊)420、支撑层422以及重绕辊(例如，产品辊)424。尽管示例性肋分层系统400用于生产示例性层状肋结构300，但是示例性分层系统400可改造以产生具有适于待使用的应用的期望特性的不同多层结构构造(例如，不同数量的氟硅酮层、不同分层顺序等)。

在操作中，当材料沿着通常由箭头表示的移动方向426移动时，通过提供/组装层和/或子部件来完成多层肋结构的生产(例如，组装)。具体地，当执行各种在线过程(例如，组装和/或固化过程)以产生多层肋结构时，所示实例的腹板工具404从解绕辊402解开并且沿着由箭头表示的方向426移动。如在图4中可看到的，腹板工具404包括截面轮廓428，其用于限定包括肋峰以及谷的肋图案的形状。箭头通常表示腹板工具404相对于其相应截面轮廓428的行进方向430。此外或可替换地，腹板工具404限定期望表面光洁度、光学和/或纹理。

为了生产多层肋饰物组件，在从解绕辊402提供(例如，解开)腹板工具404之后，当腹板工具404沿着箭头的方向426移动时，第一氟硅酮材料408分配(例如，以液体/熔融形式分配)到腹板工具404的轮廓表面上。换言之，当腹板工具404从解绕辊402移动时，所示实例的第一氟硅酮材料408由腹板工具404的截面轮廓428限定的轮廓表面铸造/模制。在该实例中，第一氟硅酮材料408为适当量(例如，适于肋的尺寸和/或用于肋饰物的使用施加)，以限定以上结合图2描述的脊202和基底表面204。在该实例中，当第一氟硅酮材料408移动穿过第一烘箱410时，第一烘箱固化和/或部分固化第一氟硅酮材料408。具体地，第一烘箱410至少部分封闭，并且第一硅酮材料408通过腹板工具404沿着第一烘箱410的内部长度在烘箱410内移动。第二氟硅酮材料414提供至第一氟硅酮材料408(例如，以液体形式铸造/模制在第一氟硅酮材料408上)。在该实例中，第二烘箱416将热量提供至第一氟硅酮材料408和第二氟硅酮材料414以至少部分固化第二氟硅酮材料414。支撑层解绕辊418将支撑层422提供至第二氟硅酮材料414。具体地，辊420用于将支撑层422层压至第二氟硅酮材料414(例如，第二氟硅酮材料414的暴露表面)。最后，组装且固化(例如，部分固化、完全固化)的多层肋饰物向上缠绕/滚动至重绕辊424上。在一些实例中，在产生多层肋饰物组件时，当它们被生产时，烘箱410、416中的至少一个利用输送机移动多层肋饰物组件。

尽管图4的示例性肋分层系统400描述多个烘箱，但是在一些实例中，第一烘箱410和第二烘箱416为整体。例如，腹板工具404被引导为在穿过单个烘箱两次的路径上行进(例如，在施加第二氟硅酮材料414之后，腹板工具404被重定向回至第一烘箱410中)。例如，第一烘箱410可用于在不同步骤中固化第一氟硅酮材料408和第二氟硅酮材料414。类似地，第二烘箱416可用于在不同步骤中固化(例如，完全固化)第一氟硅酮材料408和第二氟硅酮材料414。例如，完全固化第一氟硅酮材料408和第二氟硅酮材料414可使得第一氟硅酮材料408和/或第二氟硅酮材料414能够以降低的损害风险结合至掩模和/或掩模组件。此外或可替换地，第一烘箱410和第二烘箱416可使用例如辐射加热和/或对流加热。在一些实例中，第一氟硅酮材料408在第一烘箱410中被部分固化，并且在第二烘箱416中被进一步固化。在一些实例中，辊/辊子中的任一个可被机械化和/或可操作地耦合至发动机。可替换地，第一烘箱410和/或第二烘箱416可以是室温固化过程。此外或可替换地，在一些实例中，在将第一氟硅酮材料408和/或第二氟硅酮材料414放置至相应烘箱410、416中的至少一个之前，腹板工具404被移除。

图5示出另一示例性肋分层系统500。示例性肋分层系统500相似于图4的肋分层系统400，但是代替重绕辊424，包括重定向卷轴(redirectreel)504。所示实例的肋分层系统500还包括：移除辊/卷轴(例如，腹板工具移除卷轴)506；掩模提供辊/卷轴508，其提供可包括和/或限定掩模支撑层301和/或掩模界面部分302的掩模510；掩模施加夹紧辊(maskingapplicationpinchroller)(例如，夹紧辊、掩模辊)512；以及重绕辊514。

在操作中，在支撑层422被添加/层压之后，当第一氟硅酮层408和第二氟硅酮层414与支撑层422一起移动时，腹板工具404在移除辊506中被移除，由此限定第一氟硅酮层408的暴露表面。在腹板工具404被移除之后，辊512将掩模510层压至第一氟硅酮材料408以限定完成的肋饰物。随后，该完成的肋饰物存储(例如，盘绕)至重绕辊514上。

在一些实例中，腹板工具404用作用于运输肋饰物的部件和/或层的连续输送机。具体地，所示实例的腹板工具404可从移除辊506馈送至解绕辊402。在一些实例中，重定向卷轴504用于改变和/或变化最终限定完成的肋饰物的一个或多个部件的行进方向，由此使得一层或多层之间的夹层力变化。具体地，第一氟硅酮材料408、第二氟硅酮材料414或支撑层422中的至少一个可在重定向卷轴504的入口点与出口点之间在不同方向上成角度离开以改变夹层力。

图6示出另一示例性肋分层系统600。示例性肋分层系统600相似于图5的肋分层系统500，但是另外包括掩模聚合物涂层分配器604以分配掩模聚合物涂层(例如，湿润的涂层掩模聚合物)606，其在例如肋饰物施加至飞机时，可用作安装辅助物。

在图6所示的实例中，在通过移除辊506从第一氟硅酮层408移除腹板工具404之后，在掩模510经由辊512施加至第一氟硅酮层408(以上结合图5描述的)之前，掩模聚合物涂层分配器604将涂层施加至第一氟硅酮层408的暴露表面，由此限定完成的肋饰物。在一些实例中，涂层在辊512处施加至第一氟硅酮材料408(例如，涂层直接施加至辊512中的至少一个)。

尽管图4至图6所示的实例分别描述第一氟硅酮材料408和第二氟硅酮材料414，但是在本文公开的实例中可使用任意适当的高伸长率弹性体，诸如以上结合图4描述的那些。

图7示出另一示例性肋分层系统700，与图5、图6、图7各自的示例性肋分层系统500、600、700的单步骤过程相反，其是多步骤过程(例如，双线组装过程)。在该实例中，示例性肋分层系统700包括：解绕辊402，提供腹板工具404；第一氟硅酮分配器406，提供第一氟硅酮材料/层408；肋衬提供辊702，提供肋衬(例如，用于随后移除的保护性衬)704；层压轧辊706；以及第一重绕辊708。示例性肋分层系统700还包括第一加热过程(例如，烘箱、存储器、室温加热等)710；肋衬移除辊712；第二氟硅酮材料分配器412，提供第二氟硅酮材料/层414；支撑层解绕辊418；支撑层层压辊(例如，轧辊)420，将支撑层422施加至第二氟硅酮材料414；重绕辊714；以及第二固化过程716。

为了在所示实例的第一阶段/步骤中限定(例如，铸造、模制等)并固化第一氟硅酮材料408，第一氟硅酮材料408施加(例如，以液体形式分配)至来自解绕辊402的腹板工具404。在该实例中，第一氟硅酮材料408被模制为具有肋脊及对应基底表面的图案的透明结构。所示实例的肋衬提供辊702提供施加至第一氟硅酮材料408的第一侧的肋衬704，该第一侧与第一氟硅酮材料408的邻近腹板工具404的第二侧相对。由于添加肋衬704，所以第一层状构造709被限定。随后，第一层状构造存储在第一重绕辊708上。在第一层状构造放置到第一重绕辊708上之后，第一重绕辊708进行第一固化过程710以固化第一氟硅酮材料408。在一些实例中，固化过程710包括烘箱。可替换地，第一固化过程710包括允许第一层状构造固化(例如，以室温或接近室温的非加速固化过程等)。不论哪个过程用于第一固化过程710，离线固化辊/卷轴上的第一层状构造的优势是该固化可异地完成(例如，远离制造线)，而不会延迟任意额外在线处理步骤。

为了在所示实例的第二阶段/步骤中限定并固化第二氟硅酮材料，包括第一层状构造的上述第一重绕辊708被提供至第二阶段的开始。换言之，所示实例的重绕辊708在第二阶段/步骤中用作解绕辊。在该实例中，在第一氟硅酮材料408和/或第一层状构造具有足够时间来固化和/或部分固化(例如，第一层状构造在存储的同时被固化)之后，第一重绕辊708可提供至第二阶段。在该实例中，在肋衬704被移除辊712移除之后，第二氟硅酮材料414通过第二氟硅酮分配器412提供(例如，以液体形式分配)至第一氟硅酮材料408的暴露表面。所示实例的支撑层422从支撑层解绕辊418提供至辊420以层压第二氟硅酮材料414的暴露表面，由此限定第二层状构造713，该第二层状构造随后被提供至(例如，经由腹板工具404移动朝向)重绕辊714并且存储在重绕辊上。第二固化过程716(例如，经由烘箱和/或室温固化过程固化)用于固化第二层状构造和/或第二氟硅酮材料414。例如，第二固化过程716可包括以指定温度、施加热量和/或时间存储重绕辊714。此外或可替换地，重绕辊714提供至第一固化过程710。

图8是表示可用于实现本文公开的实例的示例性方法的流程图。图8的示例性方法以框800开始，其中，将要生产包括可移除掩模层的多层构造肋饰物(框800)。具体地，肋饰物将随后组装至飞机的外表面。

在第一辊经由例如发动机旋转的同时，腹板工具(例如，腹板工具404)从第一辊(例如，解绕辊402)拉动、解开和/或移除(框802)。

接下来，第一高伸长率聚合物材料(例如，第一氟硅酮材料408)施加至腹板工具(框804)。例如，第一高伸长率聚合物材料可从分配器(例如，第一分配器406)作为液体(例如，以熔融形式)分配/提供至腹板工具的轮廓和/或形状以凝固为轮廓和/或形状，由此产生/限定肋结构(例如，脊/楔形部和谷等的重复图案)。

第一高伸长率聚合物材料随后在腹板工具上固化(框806)。在一些实例中，第一高伸长率聚合物材料可在没有加热过程的情况下固化(例如，当第一高伸长率聚合物材料与腹板工具一起移动时，第一高伸长率聚合物材料被固化或部分固化)。此外或可替换地，第一氟硅酮材料通过紫外线(uv)辐射、红外(ir)和/或微波等固化。然而，在该实例中，腹板工具移动通过烘箱(例如，第一烘箱410)以固化第一高伸长率聚合物材料。

第二高伸长率聚合物材料(例如，第二氟硅酮材料414)施加至第一高伸长率聚合物材料(框808)。例如，第二高伸长率聚合物材料414可经由分配器(例如，第二分配器412)提供至固化的第一氟硅酮材料。

第二高伸长率聚合物材料随后被固化(框810)。在该实例中，第二烘箱(例如，第二烘箱416)用于将热量提供至第二高伸长率聚合物材料，由此固化第二高伸长率聚合物材料。在一些实例中，第一高伸长率聚合物材料在第二烘箱中被至少部分固化(例如，在第二烘箱中出现第一高伸长率聚合物材料的完全固化)。

接下来，支撑层(例如，支撑层422)经由层压辊施加至第二高伸长率聚合物材料和/或最外面的高伸长率聚合物材料(例如，对于不止两种的高伸长率聚合物材料)以限定肋饰物(框812)。在该实例中，支撑层经由夹紧辊(例如，辊420)施加(例如，层压)至第二高伸长率聚合物材料的暴露表面。所示实例的肋饰物随后滚动/放置到重绕辊上(框814)，并且过程结束(框816)。

图9是表示可用于实现本文公开的实例的示例性方法的另一流程图。图9的示例性过程以框900开始，其中，使用单线过程生产多层肋饰物，其中，保护性掩模施加至肋饰物(框900)。

腹板工具(例如，腹板工具404)从可被机械化的第一辊(例如，解绕辊402)拉动和/或提供(框902)。例如，当第一辊旋转时，腹板工具可从第一辊解绕/解开。

第一高伸长率聚合物材料(例如，第一氟硅酮材料408)施加(例如，分配)至腹板工具(框904)。在该实例中，于在线固化过程中，第一高伸长率聚合物材料经由烘箱(诸如烘箱410)固化(框906)。具体地，第一高伸长率聚合物材料通过腹板工具在烘箱内以限定时间和/或移动速率移动。然而，在其他实例中，第一高伸长率聚合物材料随后在饰物生产过程中固化。

第二高伸长率聚合物材料施加至第一高伸长率聚合物材料(框908)。例如，在第二高伸长率聚合物材料处于液体状态(例如，熔融)的同时，第二高伸长率聚合物材料可直接施加至第一高伸长率聚合物材料。在该实例中，第二高伸长率聚合物材料是颜色层。

在该实例中，第二高伸长率聚合物材料于在线烘箱(例如，第二烘箱416)内固化(框910)。然而，在其他实例中，第二高伸长率聚合物材料随后在组装过程中固化，和/或在饰物随后存储时固化。

支撑层(例如，支撑层422)经由层压辊(例如，辊420)施加至第二高伸长率聚合物材料(框912)。在一些实例中，轧辊用于施加支撑层。接下来，腹板工具经由移除辊(例如，移除辊506)移除以限定第一高伸长率聚合物材料的暴露表面(框914)。

在一些实例中，掩模聚合物涂层经由掩模聚合物涂层分配器(诸如图6的掩模聚合物涂层分配器604)施加和/或压缩至暴露表面(框916)。接下来，掩蔽膜(例如，掩蔽膜510)被施加以例如经由夹紧辊(例如，辊512)限定肋饰物(框918)，并且过程结束(框920)。

图10是表示可用于实现本文公开的实例的示例性方法的另一流程图。图10的过程以框1000开始，其中，多层肋饰物经由多条线/多个步骤过程产生(例如，多阶段固化过程)(框1000)。

腹板工具(例如，腹板工具404)从第一辊(例如，解绕辊402)拉动和/或提供(框1002)。例如，当第一辊旋转时，腹板工具可从第一辊解绕/解开。

第一高伸长率聚合物材料(例如，第一氟硅酮材料408)施加(例如，分配)至腹板工具(框1004)。在该实例中，衬施加至第一氟硅酮材料，由此限定第一阶段饰物(框1006)。第一阶段饰物随后放置(例如，卷绕)到第一重绕辊上(框1008)。

在该实例中，第一阶段饰物在第一重绕辊上固化(框1010)。在一些实例中，第一重绕辊暴露至热(例如，第一重绕辊放置在烘箱内)。此外或可替换地，第一重绕辊放置在区域(例如，外壳、温度控制外壳等)中，并且给予第一氟硅酮材料足够时间段以允许固化或部分固化。

在该实例中，在第一阶段饰物的第一高伸长率聚合物材料固化之后，第一阶段饰物从第一重绕辊移除(框1012)。具体地，所示实例的第一阶段饰物展开并且提供至辊系统以用于进一步组装和/或分层。

接下来，肋衬从第一阶段饰物移除(框1014)。具体地，肋衬的移除暴露第一高伸长率聚合物材料的表面。

第二高伸长率聚合物材料(例如，第二氟硅酮材料414)施加至第一高伸长率聚合物材料(框1016)。在该实例中，第二高伸长率聚合物材料以液体/熔融状态施加至第一高伸长率聚合物材料的暴露表面。接下来，支撑层经由轧辊(例如，辊420)施加至第二高伸长率聚合物材料以限定第二阶段饰物(框1018)。第二阶段饰物随后放置到第二重绕辊上(框1020)。

在该实例中，第二阶段饰物固化在第二重绕辊上(框1022)，并且过程结束(框1024)。在一些实例中，第二重绕辊可例如放置在烘箱内。此外或可替换地，在一些实例中，在施加至飞机表面之前，第二阶段饰物在例如存储在温度控制环境中的同时，被至少部分固化。在一些实例中，掩模和/或聚合物涂层随后被添加至第二阶段饰物。

从前述内容，将理解的是，以上公开的方法、装置以及制品使能够进行肋饰物的高效(例如，两个阶段组装过程的离线固化阶段等)且有效的层构造。具体地，本文公开的实例使能够进行多层肋饰物的高度抗分离(例如，内部层分离、脱层等)的稳固分层。具体地，本文公开的实例的固化/加热过程和/或层压辊/轧辊/夹紧辊的使用允许更高的夹层结合有效性。

进一步地，本公开包括根据下列项的实施方式：

项1.一种生产多层肋结构的方法，包括：将第一高伸长率聚合物材料施加至腹板工具，该腹板工具从第一辊提供；经由第一加热过程加热第一高伸长率聚合物材料；将第二高伸长率聚合物材料施加至第一高伸长率聚合物材料；经由第二加热过程加热第二高伸长率聚合物材料；以及经由层压辊将支撑层施加至第二高伸长率聚合物材料。

项2.根据项1限定的方法，进一步包括：在施加支撑层之后，将多层肋结构放置到重绕辊上。

项3.根据项1限定的方法，进一步包括：在施加支撑层之后，将多层肋结构放置到重定向卷轴上；从多层肋结构移除腹板工具；以及经由夹紧辊，将掩模或衬中的至少一个施加至多层肋结构。

项4.根据项3限定的方法，进一步包括：在施加掩模或衬中的至少一个之前，将掩模聚合物涂层施加至第一高伸长率聚合物材料。

项5.根据项3限定的方法，其中，腹板工具经由移除辊移除。

项6.根据项1限定的方法，其中，第二高伸长率聚合物材料包括颜色层。

项7.根据项1限定的方法，其中，第一加热过程或第二加热过程中的至少一个包括腹板工具移动通过其的烘箱(oventhroughwhichthewebtoolmove，腹板工具通过其移动的烘箱)。

项8.根据项1限定的方法，其中，第一高伸长率聚合物材料或第二高伸长率聚合物材料中的至少一种包括氟硅酮。

项9.一种根据项1限定的方法制造的多层肋结构。

项10.一种根据项1限定的方法制造的多层肋结构的辊(rollofmultilayeredribletstructure)。

项11.一种生产多层肋结构的方法，包括：从第一辊分配腹板工具；将第一高伸长率聚合物材料施加至腹板工具；经由第一辊将肋衬施加至第一高伸长率聚合物材料以限定第一层状构造；将第一层状构造放置到第一重绕辊上；固化第一层状构造；从第一重绕辊分配第一层状构造；经由移除卷轴移除肋衬；将第二高伸长率聚合物材料施加至第一高伸长率聚合物材料；经由第二辊将支撑层施加至第二高伸长率聚合物材料以限定第二层状构造；将第二层状构造放置到第二重绕辊上；以及固化第二层状构造。

项12.根据项11限定的方法，其中，固化第一层状构造或第二层状构造中的至少一个包括：经由输送机使第一层状构造或第二层状构造中的至少一个移动通过烘箱。

项13.根据项11限定的方法，进一步包括：在将第一层状构造放置到第一重绕辊上之前，至少部分固化第一高伸长率聚合物材料。

项14.根据项11限定的方法，其中，第二辊包括轧辊。

项15.根据项11限定的方法，其中，第一高伸长率聚合物材料或第二高伸长率聚合物材料中的至少一种包括氟硅酮。

项16.一种多层肋饰物，包括：氟硅酮肋结构，该氟硅酮肋结构包括肋脊以及肋脊从其延伸的基底；氟硅酮层，该氟硅酮层与氟硅酮肋结构相邻；以及支撑层，该支撑层紧邻基底，该支撑层包括金属子层、粘合剂子层以及至少一个热塑性材料子层。

项17.根据项16限定的多层肋饰物，进一步包括掩模，该掩模与氟硅酮肋结构相邻。

项18.根据项17限定的多层肋饰物，进一步包括聚合物涂层，该聚合物涂层在掩模与氟硅酮肋结构之间。

项19.根据项16限定的多层肋饰物，其中，氟硅酮层包括颜色层。

项20.根据项16限定的多层肋饰物，其中，氟硅酮肋结构包括脊和谷的重复图案。

项21.一种包括施加至其的根据项16限定的多层肋饰物的飞机部件。

项22.一种具有多个表面的飞机，所述表面具有施加至其的根据项16限定的多层肋饰物。

项23.一种方法，包括：使用从第一辊提供的腹板工具铸造氟硅酮肋尖端结构，其中，铸造氟硅酮肋尖端结构包括当腹板工具从第一辊展开时，将第一氟硅酮材料施加至腹板工具；将氟硅酮层施加至氟硅酮肋尖端结构，该氟硅酮层包括第二氟硅酮材料；以及经由层压辊将支撑层施加为与氟硅酮层相邻。

项24.根据项23限定的方法，进一步包括在施加第二氟硅酮材料之前，至少部分固化第一氟硅酮材料。

项25.根据项23限定的方法，进一步包括：移除腹板工具；以及将掩模或衬中的至少一个施加至氟硅酮肋尖端结构。

项26.根据项23限定的方法，进一步包括：在氟硅酮层被施加至氟硅酮肋尖端结构之后，在烘箱中固化氟硅酮肋尖端结构和氟硅酮层。

项27.一种生产多层肋饰物的装置，包括：第一分配器，将第一氟硅酮材料施加至从第一辊展开的腹板工具；第二分配器，将第二氟硅酮材料施加至第一氟硅酮材料；以及层压辊，将支撑层结合至第二氟硅酮材料。

项28.根据项27限定的装置，进一步包括：至少一个烘箱，该至少一个烘箱至少部分固化第一氟硅酮材料和第二氟硅酮材料中的至少一种。

项29.根据项28限定的装置，其中，至少一个烘箱包括输送机，以便在产生多层肋饰物时，移动多层肋饰物。

项30.根据项27限定的装置，其中，层压辊包括轧辊。

项31.根据项27限定的装置，进一步包括：至少一个重绕辊，该至少一个重绕辊限定至少一个离线固化过程。

项32.根据项27限定的装置，其中，层压辊包括第一层压辊，并且进一步包括第二层压辊便以将掩模施加至多层肋饰物。

项33.一种生产多层肋饰物的装置，包括：第一分配器，将第一高伸长率聚合物材料施加至从第一辊展开的腹板工具；第二分配器，将第二高伸长率聚合物材料施加至第一高伸长率聚合物材料；层压辊，将支撑层结合至第二高伸长率聚合物层；以及至少一个烘箱，至少部分固化第一高伸长率聚合物材料和第二高伸长率聚合物材料中的至少一种。

项34.根据项33限定的装置，其中，在第二分配器提供第二高伸长率聚合物材料之前，至少部分固化第一高伸长率聚合物材料。

项35.根据项33限定的装置，其中，层压辊包括轧辊。

项36.根据项33限定的装置，其中，层压辊包括第一层压辊，并且进一步包括第二层压辊以将掩模施加至多层肋饰物。

尽管本文已公开了制造的某些示例性方法、装置和制品，但是本申请的覆盖范围不限于此。相反，本申请覆盖清楚地落入本申请的权利要求范围内的所有制造方法、装置和制品。尽管在本文公开的实例中描述了飞机，但是本文公开的实例可应用至车辆、空气动力学结构等。