CIP 2015 : B64C 5/02 : estabilizadores horizontales (estabilizadores verticales B64C 5/06).

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Notas[t] desde B60 hasta B66: TRANSPORTES O MANUTENCION
Notas[g] desde B64C 1/00 hasta B64C 7/00: Estructuras o carenados de aeronaves

B SECCION B — TECNICAS INDUSTRIALES DIVERSAS; TRANSPORTES.

B64 AERONAVES; AVIACION; ASTRONAUTICA.

B64C AEROPLANOS; HELICOPTEROS (vehículos de colchón de aire B60V).

B64C 5/00 Superficies estabilizadoras (fijación de superficies estabilizadoras al fuselaje B64C 1/26).

B64C 5/02 · estabilizadores horizontales (estabilizadores verticales B64C 5/06).

CIP2015: Invenciones publicadas en esta sección.

Aeronave con un estabilizador horizontal trimable que tiene los elementos pivotantes en su lado delantero.

(06/03/2019) Aeronave que comprende un fuselaje y un estabilizador horizontal trimable en su zona trasera accionado por un actuador de trimado ; comprendiendo el estabilizador horizontal trimable una estructura de soporte de carga que se extiende en la dirección de su envergadura; teniendo la estructura de soporte de carga una porción dispuesta dentro del fuselaje trasero que incluye, al menos, un elemento de pivote acoplado a un dispositivo de pivote para girar alrededor de un eje lateral y un herraje de conexión con el actuador de trimado , de modo que: - el fuselaje trasero comprende al menos una primera sección que tiene un fuselaje resistente, es decir, que comprende un revestimiento reforzado por largueros longitudinales y cuadernas transversales, y una segunda sección , tras la primera sección , que tiene un fuselaje…

Fuselaje de la parte final trasera de una aeronave.

(26/02/2019) Fuselaje de la parte final trasera de una aeronave, que comprende: - una parte estructural que comprende un revestimiento y miembros de refuerzo longitudinales y transversales , y - una carenado , donde la parte estructural se extiende longitudinalmente sobre todo el fuselaje de la parte final trasera que comprende la parte superior del final del cono de cola y comprende una primera porción en la que los miembros de refuerzo transversal ocupan todo el perímetro de la sección de fuselaje correspondiente y al menos una segunda porción en la que los miembros de refuerzo transversales ocupan sólo una parte del perímetro de la sección de fuselaje correspondiente, el carenado estando situado por debajo de la segunda porción de la parte estructural caracterizado por que el revestimiento y los miembros de refuerzo…

Dispositivo de sellado y mecanismo de superficie de control de vuelo y aeronave asociados.

(23/01/2019) Un dispositivo de sellado (100, 100') y una superficie de control móvil para un mecanismo de superficie de control de vuelo de una aeronave , el mecanismo de superficie de control de vuelo que comprende una parte fija y la superficie de control móvil , la superficie de control móvil siendo acoplable a la parte fija de manera móvil con relación a la parte fija , en donde el dispositivo de sellado (100, 100') comprende un sello fijo acoplable a la parte fija y un sello móvil (140, 140') unido a la superficie de control móvil para moverse con el movimiento de la superficie de control móvil , el sello móvil (140, 140') y el sello fijo cooperan entre sí para proporcionar…

Sección trasera de una aeronave.

(07/09/2018). Solicitante/s: AIRBUS OPERATIONS, S.L. Inventor/es: MARTINO GONZALEZ,ESTEBAN, FOLCH CORTÉS,DIEGO, GOYA ABAURREA,Pablo, LIÑARES MENDOZA,SANDRA.

Sección trasera de aeronave que comprende: - un mamparo de presión trasero , y - una superficie sustentadora situada a ambos lados del fuselaje de la aeronave, comprendiendo dicha superficie sustentadora un cajón estructural central y dos cajones estructurales laterales o dos cajones estructurales laterales unidos en el eje de simetría de la aeronave, los cajones estructurales comprendiendo al menos un larguero delantero y un larguero trasero que se extienden en la dirección longitudinal del cajón estructural, pieles superiores e inferiores y costillas que se extienden en la dirección transversal del cajón estructural, caracterizado por que el mamparo de presión está alineado con uno de los largueros de la superficie sustentadora de manera que están situados en la misma sección del eje longitudinal de la aeronave.

PDF original: ES-2680443_T3.pdf

Una estructura principal de soporte de una superficie sustentadora de una aeronave.

(25/10/2017) Superficie sustentadora de una aeronave que comprende una estructura principal de soporte y bordes de ataque y salida ; comprendiendo la estructura principal de soporte unas caras superior e inferior definiendo su perfil aerodinámico, unos largueros frontal y trasero orientados hacia, respectivamente, los bordes de ataque y salida y un primer conjunto de costillas transversales (31, 31', ...) extendidas desde el larguero frontal hasta el larguero trasero; comprendiendo los bordes de ataque y salida unas cubiertas que definen su perfil aerodinámico unidas a la estructura principal de soporte , caracterizada por que: - la estructura principal de soporte también comprende un segundo conjunto de costillas transversales que cruzan el larguero frontal y/o el larguero trasero; -…

Superficie de cola de una aeronave con una sección del borde de ataque de forma ondulada.

(04/10/2017) Una superficie de cola de una aeronave que comprende un borde de ataque que en al menos una sección a lo largo de la envergadura de la cola tiene una forma ondulada formada por una serie continua de salientes y entrantes suaves, la superficie de cola está caracterizada por que el borde de ataque tiene una primera sección comprendida entre el 0% y el 60% de la envergadura de la cola sin una forma ondulada y una segunda sección que tiene una forma ondulada comprendida entre el 60% y el 100% de la envergadura de la cola donde dicha forma ondulada comprende superficies cóncavas entre picos de los salientes y fondos de los entrantes y superficies convexas entre los fondos de los entrantes y los picos de los salientes o donde dicha forma ondulada comprende superficies…

Superficie sustentadora de aeronave con una distribución de flecha variable a lo largo de la envergadura.

(18/01/2017). Solicitante/s: AIRBUS OPERATIONS, S.L. Inventor/es: PASCUAL FUERTES,ANGEL, RODRÍGUEZ SÁNCHEZ,SERGIO.

Aeronave que comprende un fuselaje de una forma tubular con extremos trasero y frontal con una sección transversal de área variable, un ala unida a la parte central del fuselaje y al menos una superficie sustentadora unida al extremo trasero del fuselaje o al extremo frontal del fuselaje , caracterizada porque dicha superficie sustentadora está configurada con un ángulo de flecha progresivamente variable a a lo largo de su envergadura en su parte interior y con un ángulo de flecha constante a1 en su parte exterior.

PDF original: ES-2623000_T3.pdf

Método de fabricación de una estructura altamente integrada incluyendo costillas de borde de ataque y de salida para una superficie de elevación de una aeronave.

(18/01/2017) Método de fabricación de una estructura principal de soporte de una superficie de elevación de una aeronave que comprende un revestimiento superior , un revestimiento inferior , un larguero delantero , un larguero trasero , una pluralidad de costillas del borde de ataque y/o una pluralidad de costillas de borde de salida, el revestimiento superior incluyendo parte del perfil aerodinámico del borde de ataque y/o del borde de salida ; el método comprendiendo las siguientes etapas: a) proporcionar un conjunto de preformas laminadas de un material compuesto para formar dicha estructura soporte principal , estando cada preforma laminada configurada para formar una parte de la misma; …

Plano de cola horizontal con una caja de torsión de nervaduras múltiples.

(09/11/2016) Un plano de cola horizontal para una aeronave, comprendiendo el plano de cola horizontal: unas primera y segunda cajas (1a, 1b) de torsión laterales unidas entre sí en una zona central del plano de cola horizontal y dispuestas de forma simétrica con respecto a un plano de simetría (X) del plano de cola horizontal, en el que cada una de dichas cajas (1a, 1b) de torsión laterales comprende unos largueros (2a, 3a, 2b, 3b) frontales y traseros y, una pluralidad de nervaduras que presentan unos extremos respectivamente unidos a los largueros (2a, 3a, 2b, 3b) frontales y traseros, unas cubiertas (11a, 11b) superior e inferior que presentan una pluralidad de larguerillos (7a, 7b)…

Estructura trasera de aeronave.

(12/10/2016). Solicitante/s: AIRBUS OPERATIONS, S.L. Inventor/es: MARTINO GONZALEZ,ESTEBAN, FOLCH CORTÉS,DIEGO, MARIBLANCA LÓPEZ,JOSÉ ANTONIO, DIOCHON,LIONEL.

Estructura trasera de aeronave que comprende un mamparo de presión trasero sustancialmente plano, con una primera cara y una segunda cara, opuesta a la primera cara, un estabilizador horizontal , un estabilizador vertical que a su vez comprende un primer larguero y un segundo larguero , en la que el primer larguero está unido a una primera zona de unión de la segunda cara del mamparo de presión trasero por medio de unos primeros medios de unión , el segundo larguero está unido a una segunda zona de unión de la segunda cara del mamparo de presión trasero por medio de unos segundos medios de unión , siendo la segunda zona de unión diferente de la primera zona de unión , caracterizado porque la primera zona de unión se corresponde con la zona superior del mamparo de presión trasero y la segunda zona de unión se corresponde con la zona inferior del mamparo de presión trasero.

PDF original: ES-2669493_T3.pdf

ESTRUCTURAS COMPUESTAS DE AERONAVE RIGIDIZADAS CON LARGUERILLOS.

(07/07/2016) La presente invención se refiere a una técnica para el acoplamiento de la sección de terminación de larguerillos con costillas, cuadernas u otros elementos estructurales . Un elemento estructural de una estructura de material compuesto para aeronave comprende al menos un par de escuadras (13a, 13a') formadas integralmente con el elemento estructural, en el cual las escuadras están configuradas, y dispuestas relativamente entre sí, para copiar la forma de la sección transversal de la sección de terminación de larguerillo, de tal modo que cuando una sección de terminación de un larguerillo esté situada dentro de un espacio definido entre las escuadras, el pie de larguerillo…

FUSELAJE DE LA PARTE FINAL TRASERA DE UNA AERONAVE.

(07/07/2016). Solicitante/s: AIRBUS OPERATIONS, S.L. Inventor/es: AREVALO RODRIGUEZ,ELENA, CRUZ DOMÍNGUEZ,Francisco José, MONEO PEÑACOBA,Ana Reyes.

Fuselaje de la parte final trasera de un avión, que comprende: - una parte estructural que comprende un revestimiento y miembros de refuerzo longitudinales y transversales , y - una compuerta , La parte estructural se extiende longitudinalmente sobre toda la parte trasera y comprende una primera porción en la que los miembros de refuerzo transversal ocupan todo el perímetro de la sección de fuselaje correspondiente y al menos una segunda porción en la que los miembros de refuerzo transversales ocupan sólo una parte del perímetro de la sección de fuselaje correspondiente y una compuerta se sitúa por debajo de la segunda porción de la parte estructural.

Estabilizador horizontal y procedimiento de fabricación de dicho estabilizador horizontal.

(15/06/2016). Solicitante/s: AIRBUS OPERATIONS, S.L. Inventor/es: MAESTRE DERQUI,Fernando, RAMIREZ GALLARDO,SEBASTIAN.

Estabilizador horizontal para una aeronave, que comprende: - un borde de ataque, - un borde de salida, - unos revestimientos superior e inferior que incluyen una parte de los perfiles aerodinámicos del borde de ataque y del borde de salida, - una caja media que forma el soporte estructural para los revestimientos superior e inferior que comprenden un larguero frontal y un larguero trasero , y - unas costillas de borde de ataque unidas al larguero frontal de la caja media y al perfil aerodinámico del borde de ataque, y - una costilla principal de una pieza unido al larguero frontal y al larguero posterior de la caja media, teniendo la costilla principal una longitud que supera la distancia entre el larguero frontal y el larguero trasero , caracterizado porque la costilla principal está formada mediante un perfil en forma de H y comprende unas bridas intermedias para fijar el larguero trasero.

PDF original: ES-2659555_T3.pdf

DISPOSICIÓN DE ÁREA CENTRAL PARA CAJA DE TORSIÓN DE PLANO DE COLA HORIZONTAL CONTINUO.

(06/05/2016). Solicitante/s: AIRBUS OPERATIONS, S.L. Inventor/es: GUINALDO FERNÁNDEZ,Enrique, CRUZ DOMÍNGUEZ,Francisco José, HONORATO RUIZ,Francisco Javier, GARCÍA NIETO,Carlos, VÉLEZ DE MENDIZÁBAL ALONSO,Iker, RAMOS GARCÍA,Luis.

La presente invención se refiere a un plano de cola horizontal HTP de una aeronave del tipo continuo, en el que las costillas más internas (11,11') de las cajas de torsión del lado derecho y del lado izquierdo (2,2') están dispuestas para tener un extremo unido justo en la zona de unión , donde ambos larguerillos traseros (4, 4') se encuentran en el eje de simetría (X) del HTP . De esta manera, las cargas en esta región central del HTP se concentran en la zona de unión , donde convergen las costillas más internas y los larguerillos traseros, de manera que se elimina la costilla central tradicional de este tipo de HTPs. El HTP de la invención se puede fabricar con un número reducido de componentes, y por lo tanto es más ligero que los HTPs de la técnica anterior, y se puede fabricar más fácil y más rápido que los diseños de HTP tradicionales.

Limitación dinámica de inclinaciones de superficies monobloques de control de vuelo durante condiciones de susceptibilidad de pérdida de sustentación.

(30/03/2016). Ver ilustración. Solicitante/s: ELBIT SYSTEMS LTD.. Inventor/es: MALTA,DAN.

Un avión que comprende superficies de control de vuelo monobloques y un controlador para limitar dinámicamente las inclinaciones de dichas superficies de control de vuelo en el citado avión durante una condición de susceptibilidad de pérdida de sustentación, siendo dicho controlador operativo para obtener la velocidad aerodinámica verificada en tiempo real del citado avión, para obtener el ángulo de ataque (AOA) en tiempo real de dicho avión, para obtener el ángulo de derrape (AOS) en tiempo real del citado avión, para calcular los AOA y AOS locales en tiempo real de las citadas superficies de control de vuelo basándose en los parámetros del avión obtenidos, y para limitar dinámicamente la inclinación de cada una de las citadas superficies de control de vuelo independientemente, de tal manera que los AOA y AOS locales calculados en tiempo real de cada una de las citadas superficies de control de vuelo no excedan de los respectivos valores críticos locales.

PDF original: ES-2569345_T3.pdf

Herraje para trimado de estabilizador horizontal de una aeronave.

(04/02/2016) Herraje para trimado de estabilizador horizontal de una aeronave,realizado en material compuesto, comprendiendo dicho herraje paredes laterales (2a y 2b) de un cajón de torsión, as como medios de unión (3a, 3b) que unen el herraje a las cuadernas del fuselaje de cola de la aeronave, estando dichas paredes laterales (2a, 2b) unidas entre s mediante un elemento central que comprende una primera parte extrema (4a) unida a la primera pared lateral (2a) del herraje , una segunda parte extrema (4b)unida a la segunda pared lateral (2b) del herraje , y una parte central (4c) que une entre s dichas partes extremas (4a, 4b),comprendiendo además el herraje unos elementos extremos (5a,5b) que se unen a dichas paredes laterales (2a,…

BORDE DE SALIDA DE UNA SUPERFICIE AERODINAMICA DE UNA AERONAVE.

(02/09/2013) La invención divulga un borde de salida de una superficie aerodinámica de una aeronave, el cual comprende un revestimiento superior y un revestimiento inferior , estando los revestimientos superior e inferior realizados en material compuesto. En una parte final de los revestimientos superior e inferior del borde de salida , se monta una pieza ligera . La pieza ligera está cubierta por una lámina metálica , y tiene una sección con forma de "V" con brazos y pico, en la pieza ligera el pico de la sección con forma de "V" es redondeado y está situado opuesto a la parte final de los revestimientos superior e inferior .

OPTIMIZACIÓN DE ESTRUCTURAS SOMETIDAS A CORRIENTES DE GASES CALIENTES.

(17/05/2013) Optimización de estructuras sometidas a corrientes de gases calientes. El invento se refiere a un carenado para el estabilizador horizontal de un avión, que comprende una parte frontal y una parte trasera , cubriendo la parte frontal una extensión limitada de la superficie del carenado , la cual es la parte del carenado que recibe la corriente de aire caliente procedente de los motores del avión, estando hecha esa parte frontal de un material antierosión, cubriendo la parte trasera el resto de la superficie del carenado , estando hecha esa parte trasera de un material resistente a las cargas aerodinámicas existentes sobre el carenado . El invento se refiere también a un avión que comprende un estabilizador…

SISTEMA DE ACOPLAMIENTO DE COMPONENTES DE AERONAVES.

(01/02/2013) Sistema de acoplamiento de componentes de aeronaves para acoplar un componente tal como un estabilizador horizontal de cola al fuselaje de una aeronave; estando estructurado dicho componente como un cajón comprendiendo largueros frontal y trasero , costillas extendiéndose desde el larguero frontal al larguero trasero y un revestimiento , y comprendiendo también una pluralidad de largueros intermedios dispuestos para ser unidos a las cuadernas del fuselaje; comprendiendo dicho fuselaje un revestimiento y unas cuadernas y también una disposición de montaje apropiada para recibir dichos largueros adicionales y para permitir…

SUPERFICIE ESTABILIZADORA HORIZONTAL DE AERONAVE.

(18/12/2012) Superficie estabilizadora horizontal de aeronave. Superficie estabilizadora horizontal de aeronave en la que el ángulo de flecha de dicha superficie , siendo este ángulo el que forma la proyección de la línea de referencia de puntos al 25% de la cuerda local de la superficie estabilizadora horizontal sobre un plano perpendicular al plano de simetría de la aeronave, conteniendo además este plano a la dirección de vuelo de la citada aeronave, con respecto al plano de simetría de la aeronave, es menor de 90 grados, estando medido dicho ángulo en la dirección de vuelo de la aeronave. Además, la conexión estructural de la citada superficie estabilizadora horizontal al fuselaje de la aeronave se realiza a…

DISPOSICIÓN DE UNIÓN DE LOS CAJONES LATERALES DE UN ESTABILIZADOR HORIZONTAL DE COLA CON UN CAJÓN CENTRAL TUBULAR Y PROCEDIMIENTO DE FABRICACIÓN DE DICHO CAJÓN.

(12/12/2012) Disposición de unión de los cajones laterales (11, 11') de un estabilizador horizontal de cola con un cajón central tubular y procedimiento de fabricación de dicho cajón. La unión de los cajones (11, 11') se efectúa utilizando una pieza intermedia de unión que comprende un cajón central , solapas laterales superiores (35, 35') e inferiores (37, 37'), placas (A) del herraje del dispositivo de trimado y placas (B) del herraje del dispositivo de pivotamiento, efectuándose la unión mediante remaches entre los revestimientos (15, 15'; 17, 17') de los cajones laterales (11, 11') y dichas solapas (35; 35'; 37; 37'). El procedimiento para la fabricación de la pieza intermedia de unión comprende pasos para: a) Proporcionar preformas aptas para conformación de dicha pieza ; b) Conformar y curar la pieza a partir…

ESTRUCTURA SUSTENTADORA PARA AERONAVES.

(05/12/2011) Estructura sustentadora para aeronaves.Es aplicable esencialmente a un estabilizador horizontal que incluye dos cajones laterales que confluyen por uno de sus extremos en una zona central común para unirse solidariamente en esa zona central.Se caracteriza porque ambos cajones se unen mediante una única pieza enteriza que constituye una costilla central con un perfil en forma de doble "T" solapándose, porciones extremas de confluencia de los cajones laterales sobre las caras interiores de las alas de la costilla central, asegurándose la unión mediante remaches.Los medios de unión citados permiten fabricar las tres piezas esenciales del estabilizador mediante fibra de carbono lo cual aligerará bastante la estructura de la invención

SISTEMA DE ACOPLAMIENTO PIVOTANTE DE UN EMPENAJE CON GRAN DIEDRO AL FUSELAJE DE COLA DE UN AVION.

(16/12/2008). Ver ilustración. Solicitante/s: AIRBUS ESPAA S.L.. Inventor/es: GARCIA SACRISTAN,ANGEL, HONORATO RUIZ,FRANCISCO JAVIE.

Sistema de acoplamiento pivotante de un empenaje con gran diedro al fuselaje de cola de un avión, en el que el empenaje comprende un cajón lateral derecho (1a) y un cajón lateral izquierdo (1b), dispuestos en un ángulo de gran diedro, en el fuselaje de cola del avión, caracterizado porque comprende un cajón central (1c) horizontal que une los cajones laterales (1a,1b), y que comprende un larguero posterior ; y medios de articulación para articular el cajón central (1c) horizontalmente a una estructura de cuaderna del fuselaje de cola del avión, que permiten que el empenaje gire verticalmente sobre un eje de articulación horizontal entre un ángulo de incidencia máxima negativa y un ángulo de incidencia máxima positiva (+.2) en respuesta al accionamiento de medios actuadores que están conectados al empenaje y a un elemento estructural del fuselaje del avión.

PROCEDIMIENTO PARA LA REDUCCION DE LAS CARGAS AERODINAMICAS EXPERIMENTADAS POR LOS TIMONES DE PROFUNDIDAD DE UNA AERONAVE CON OCASION DEL DESPEGUE.

(01/04/2007) Procedimiento para reducir las cargas aerodinámicas experimentadas por los timones de profundidad de una aeronave con ocasión de la rodadura de despegue, comportando dicha aeronave un empenaje horizontal regulable al cual están articulados dichos timones de profundidad y que está maniobrado con un ángulo de inclinación de valor predeterminado con vistas a la rodadura, caracterizado porque, previamente al despliegue de dichos timones de profundidad para la rodadura: - se maniobra dicho empenaje horizontal regulable , en la dirección de encabritamiento, con un valor efectivo (iH2) de ángulo de inclinación superior a un valor (iH1) correspondiente a una configuración usual en la cual dichos timones de profundidad se encuentran en la prolongación aerodinámica de dicho empenaje horizontal…

PROCEDIMIENTO DE FABRICACION DE PIEZAS O CONJUNTOS MONOLITICOS CON ESTRATIFICADOS COMPUESTOS.

(01/12/1984). Solicitante/s: CONSTRUCCIONES AERONAUTICAS, S.A..

PROCEDIMIENTO DE FABRICACION DE CONJUNTOS MONOLITICOS CON MATERIALES ESTRATIFICADOS COMPUESTOS.CARACTERIZADO POR UTILIZAR LADRILLOS METALICOS (B), DESMONTABLES Y RECUPERABLES PARA UTILIZACIONES POSTERIORES, FORRADOS CON TELAS IMPREGNADAS DE RESINA, Y BANDAS PREIMPREGNADAS AN/ADIDAS PARA FORMAR LAS ALAS DE LOS PERFILES EN T, QUE FORMAN UN CONJUNTO, QUE SE VOLTEA E INSTALA SOBRE UN MOLDE, COLOCANDOSE UN MARCO RETENEDOR Y SELLANDOSE CON VACIO; SE PASA POR UN AUTOCLAVE (E) DONDE SE DILATAN LOS LADRILLOS CONTRA EL MARCO HASTA TERMINAR EL CICLO DE CURADO.

 

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