CIP 2015 : B64C 1/12 : Estructura o fijación de paneles de revestimiento.

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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 1/00 Fuselajes; Características estructurales comunes a fuselajes, alas, superficies estabilizadoras o similares (características aerodinámicas comunes a fuselajes, alas, superficies estabilizadoras o similares B64C 23/00; instalaciones de la cabina de vuelo B64D).

B64C 1/12 · · Estructura o fijación de paneles de revestimiento.

CIP2015: Invenciones publicadas en esta sección.

Núcleo estructural adaptativo para estructuras de panel de transformación.

(17/04/2019). Solicitante/s: THE BOEING COMPANY. Inventor/es: HENRY,CHRISTOPHER P, MCKNIGHT,GEOFFREY P, SMITH,SLOAN P.

Un núcleo estructural adaptativo para estructuras de paneles de transformación, que comprende: una pluralidad de miembros de núcleo dispuestos en un patrón de repetición y en donde dicha pluralidad de miembros de núcleo define una pluralidad de celdas de núcleo teniendo cada una una pluralidad de paredes de celda; una pluralidad de puntos de unión del accionador provisto en dicha pluralidad de miembros de núcleo; y al menos un accionador (12, 12a) que acopla dicha pluralidad de puntos de unión del accionador y es continuo a través de muchas celdas de núcleo en el núcleo estructural adaptativo.

PDF original: ES-2709752_T3.pdf

Estructura de una aeronave realizada en material compuesto.

(05/04/2019). Solicitante/s: AIRBUS OPERATIONS, S.L. Inventor/es: ARÉVALO RODRÍGUEZ,M ELENA.

Estructura de una aeronave hecha de material compuesto, que comprende un revestimiento reforzado longitudinalmente con larguerillos , y cuadernas perpendiculares a los larguerillos , comprendiendo cada larguerillo una cabeza , dos almas y dos pies , y teniendo cada cuaderna unos rebajes en su alma para el paso de los larguerillos longitudinales , de modo que se proporciona una pre-forma interna en el espacio existente entre cada larguerillo y el revestimiento , llenando dicho espacio, siendo los larguerillos y las pre-formas internas en forma de omega, caracterizada por que en sección transversal la distancia (x) entre los pies de un larguerillo es mayor que la distancia (y) entre los pies de larguerillos adyacentes.

PDF original: ES-2707864_T3.pdf

Estructura de revestimiento y larguero de material compuesto y método para formar la misma.

(01/04/2019) Una estructura de larguero y revestimiento de material compuesto, que comprende: un larguero alargado basado en polímeros que tiene unas fibras de refuerzo colocadas en una pluralidad de capas adyacentes, estando las capas primera y segunda de las fibras de refuerzo orientadas en unos ángulos +δ y -δ con respecto a una dirección de referencia seleccionada, siendo |δ| un primer ángulo relativamente pequeño de entre cero grados y veinte grados, y estando las capas tercera y cuarta de las fibras de refuerzo orientadas en unos ángulos +γ y -γ con respecto a la dirección de referencia…

Componentes estructurales reforzados con fibra de boro.

(17/01/2019) Un elemento estructural compuesto , que comprende: una pluralidad de telas reforzadas con fibra de boro (202, 302a-c, 206a-d, 306a-j) orientadas en una dirección sustancialmente longitudinal, configuradas para definir un núcleo de elemento estructural ; al menos una tela reforzada con fibra interior diagonal (206b, 206d) próxima a y orientada sustancialmente en diagonal a al menos una de las telas reforzadas con fibra de boro (202, 302a-c, 206a-d, 306a-j), configurada para definir un núcleo de elemento estructural ; al menos una tela reforzada con fibra interior perpendicular (206b) próxima a y orientada sustancialmente en perpendicular a al menos una de las telas reforzadas con fibra de boro (202, 302a-c, 206a-d, 306a-j), configurada para definir…

Conjunto de empalme para unir componentes estructurales.

(11/10/2018) Un conjunto de empalme, que comprende: un primer soporte (102a) de empalme y un segundo soporte (102b) de empalme, cada uno de dicho primer y segundo soportes (102a, 102b) de empalme que comprende: un eje (Xa, Xb) longitudinal; un miembro (104a, 104b) de conexión configurado para ser conectado a un extremo de uno de un par de componentes (18a, 18b) estructurales; y un miembro (106a, 106b) de acoplamiento que se extiende desde dicho miembro (104a, 104b) de conexión a lo largo de dicho eje (Xa, Xb) longitudinal, dicho miembro de acoplamiento que comprende una superficie (108a, 108b) de acoplamiento linealmente inclinada…

Lámina de protección contra rayos con discriminador estampado.

(21/02/2018). Solicitante/s: 3M INNOVATIVE PROPERTIES COMPANY. Inventor/es: HEBERT,LARRY S.

Una lámina de protección contra rayos que comprende una película eléctricamente conductora que tiene un grosor t y una primera capa discriminadora eléctricamente no conductora que tiene un grosor TDL por encima de la película eléctricamente conductora, donde la primera capa discriminadora comprende un primer material que tiene una primera rigidez dieléctrica y partículas de un segundo material que tiene una segunda rigidez dieléctrica que es inferior al 90 % de la primera rigidez dieléctrica, donde el diámetro promedio de las partículas es de entre el 50 % y el 100 % de TDL, en donde el segundo material es un material eléctricamente no conductor.

PDF original: ES-2667324_T3.pdf

Rigidizador en forma de sombrero compuesto.

(10/01/2018) Un rigidizador en forma de sombrero para reforzar un revestimiento de aeronave, comprendiendo el rigidizador en forma de sombrero: una tapa de sombrero que tiene una longitud de tapa de sombrero ; una pluralidad de bridas de sombrero (210A, 210B, 410) a lo largo de la longitud de tapa de sombrero , en el que se extiende un espacio entre superficies interiores de la pluralidad de bridas de sombrero (210A, 210B, 410) a lo largo de toda la longitud de tapa de sombrero ; y un alma de sombrero (208A, 208B) entre la tapa de sombrero y la pluralidad de bridas de sombrero (210A, 210B, 410), teniendo…

Extremo de elemento de refuerzo resistente al desprendimiento.

(13/12/2017) Un extremo de un elemento de refuerzo, que comprende: un alma configurada en una orientación sustancialmente vertical y que incluye una superficie frontal, una superficie posterior, un borde inferior, y un punto de terminación de alma situado en una posición lo más exterior del alma y un ala base, que comprende una primera porción (108A) de ala adyacente al borde inferior del alma y que se extiende sustancialmente de forma horizontal desde la superficie frontal del alma , y una segunda porción (108B) de ala adyacente al borde inferior del alma y que se extiende sustancialmente de forma horizontal desde la superficie posterior del alma , y un punto de terminación de a la situado en una posición lo más exterior del ala base, en donde el punto de terminación de ala está situado por delante del punto de…

Largueros compuestos curvos con punta cónica y paneles correspondientes.

(04/10/2017). Solicitante/s: THE BOEING COMPANY. Inventor/es: NELSON,Paul E, LEE,KARL B, KWON,HYUKBONG, WELTE,BEN CHRISTOPHER.

Un panel estructural continuo, que comprende: un componente de revestimiento continuo; y un larguero compuesto continuo curvo que tiene una brida de base acoplada al componente de revestimiento continuo, y una red que se proyecta hacia afuera a partir de la brida de base para crear una altura de red, donde la red se estrecha en una región curva del larguero compuesto continuo curvo caracterizado porque la brida de base se extiende alejándose de la red para crear un ancho de base, y en el que el ancho de base aumenta a medida que disminuye la altura de la red.

PDF original: ES-2654855_T3.pdf

Empalme circunferencial para unir estructuras de carcasa.

(29/03/2017) Un empalme de estructura de carcasa que comprende: un primer panel (110a) que comprende un primer borde (120a) y un primer larguero distanciado del primer borde; un segundo panel (110b) que comprende un segundo borde (120b) y un segundo larguero distanciado del segundo borde, estando dicho segundo borde posicionado en alineación marginal con dicho primer borde de dicho primer panel para formar una junta de empalme ; una correa unida a dicho primer panel y a dicho segundo panel, de manera que dicha correa puentea dicha junta de empalme, comprendiendo dicha correa una superficie superior , una superficie inferior plana , un primer lado (16a) y un segundo lado (16b), en donde dicha superficie inferior plana hace contacto con dicho primer panel y dicho segundo panel y en donde…

Aeronave, estructuras de aeronave y métodos asociados.

(15/02/2017) Una estructura de aeronave, que comprende: un miembro de refuerzo estructural que incluye una pletina base y una patilla que se extiende desde la pletina base, en donde el miembro de refuerzo estructural tiene una región extrema terminal que incluye un borde terminal del miembro de refuerzo estructural; y un revestimiento acoplado, de forma operativa, a la pletina base opuesta a la patilla y que se extiende longitudinalmente más allá de la región extrema terminal del miembro de refuerzo estructural en una dirección longitudinal, con la dirección longitudinal refiriéndose a una dimensión más larga del miembro de refuerzo estructural, en donde el revestimiento y…

Conjunto de puerta de acceso y método de realización del mismo.

(08/02/2017) Conjunto de puerta de acceso de aeronave para conectarse a una aeronave , comprendiendo el conjunto de puerta de acceso: una puerta de acceso que comprende al menos un borde no lineal de puerta de acceso; una estructura de soporte que comprende al menos un borde no lineal de estructura de soporte; y, un elemento de refuerzo unido a un lado interior de la estructura de soporte, en el que el borde no lineal de estructura de soporte está diseñado para intercalarse con el borde no lineal de puerta de acceso, en el que el conjunto de puerta de acceso tiene una superficie de contacto de borde no lineal intercalada; y caracterizado porque el borde no lineal de puerta de acceso tiene una configuración de borde festoneado que comprende una pluralidad de salientes (125a, 125b) festoneados redondeados,…

Secciones compuestas en barril par fuselajes de aeronaves y métodos para fabricar tales secciones en barril.

(28/12/2016) Un método para fabricar una sección de fuselaje de una aeronave , comprendiendo el método: posicionar una pluralidad de rigidizadores sobre un conjunto de mandril , en el que cada uno de los rigidizadores incluye: una parte elevada que se proyecta alejándose de un recubrimiento ; Y una pluralidad de primeras y segundas partes opuestas de brida (231 a, 231 b, 337a, 337b, 431 , 437), estando las partes de brida (23 1 a, 231 b, 337a , 337b, 431 , 437) configuradas para acoplarse al recubrimiento, yen el que las primeras partes de brida (231a , 331a, 331b, 431) y/o las segundas partes de brida (231 b, 331b) se extienden hacia fu era desde la respectiva parte elevada…

Método de fabricación de largueros conformados de material compuesto.

(07/12/2016) Un método para rigidizar un panel de material compuesto con un larguero , comprendiendo el método: determinar la ubicación y separación de largueros sobre un panel de material compuesto s rigidizar; situar el panel de material compuesto sobre una herramienta en línea con el molde exterior ; colocar sobre el panel de material compuesto, en posiciones a separaciones determinadas, mandriles conformados que conforman una forma de los largueros a formar; preparar disposiciones de material compuesto para conformarse en largueros, donde las disposiciones son láminas de cinta; colocar una disposición preparada de material compuesto sobre cada uno de los mandriles; encerrar al menos el panel de material compuesto y disponer los mandriles cubiertos con una bolsa de vacío; consolidar los largueros al panel de…

Juntas de empalme para fuselajes compuestos de aeronave y otras estructuras.

(09/11/2016) Una estructura de cubierta que comprende: una primera parte de panel (210a), incluyendo la primera parte de panel: un primer revestimiento (112a); y un primer rigidizador (214a) fijado al primer revestimiento en el que el primer rigidizador incluye una primera parte de brida (226a) directamente fijada al primer revestimiento y una primera parte elevada que se proyecta lejos del primer revestimiento; una segunda parte de panel (210b) situada adyacente a la primera parte de panel, incluyendo la segunda parte de panel: un segundo revestimiento (112b); y un segundo rigidizador (214f) fijado al segundo revestimiento en el que el segundo rigidizador incluye una…

Tiras antifisuras incrustadas en estructuras metálicas.

(26/10/2016). Ver ilustración. Solicitante/s: THE BOEING COMPANY. Inventor/es: NORDMAN,PAUL S.

Un método que comprende la incrustación de bandas antifisuras en una estructura metálica de aeronave que tiene un contorno y espesor completamente formados, incluyendo las bandas antifisuras tiras de fibras que son esencialmente más resistentes y rígidas que la estructura metálica de aeronave, estando incrustadas las fibras por debajo de al menos una superficie de la estructura metálica de aeronave por consolidación ultrasónica, en donde las fibras están incrustadas en superficies internas y externas del revestimiento metálico de aeronave, en donde se aplica una presión y unas vibraciones de incrustación en las fibras en ambas superficies del revestimiento metálico de aeronave durante la consolidación ultrasónica, y que comprende, además, el ensamblado del revestimiento metálico de aeronave a una subestructura de refuerzo tras haber incrustado las bandas antifisuras en el revestimiento metálico de aeronave.

PDF original: ES-2660050_T3.pdf

Conjunto de panel carenado ala a cuerpo de un avión y método para la fabricación del mismo.

(05/10/2016). Solicitante/s: THE BOEING COMPANY. Inventor/es: THABLE,GAGAN, BASCHAK,MICHAEL A, BRAUN,RUDY, STOROZUK,MARC.

Un conjunto de panel carenado de ala a cuerpo de avión para unir a un elemento de marco estructural del avión , donde el conjunto comprende: un primer elemento del panel (102a) que tiene al menos un primer borde no lineal de panel (122a); y, un segundo elemento del panel (102b) que tiene al menos un segundo borde no lineal de panel (122b), donde el segundo borde no lineal de panel (122b) se diseña para entrelazarse con el primer borde no lineal de panel (122a) para formar un conjunto de panel con cantos del panel entrelazados (108a, 108b) para unirse a una estructura.

PDF original: ES-2609841_T3.pdf

Sistema de acoplamiento previsto para uso entre revestimiento y elementos estructurales de soporte del mismo.

(05/10/2016). Solicitante/s: FORPLAN METALES, S.A. Inventor/es: ESTANCANO ERCILLA,JOSÉ ANTONIO.

Sistema de unión entre revestimiento y elementos estructurales que los soportan, cuyos revestimientos están constituidos a base chapas finas de aleaciones o materiales compuestos. Las chapas y elementos estructurales (1 y 2) son portadores por sus superficies enfrentadas de medios de unión entre dichas chapas y elementos estructurales, cuyos medios están constituidos por conformaciones macho. y hembra de machihembrado, practicadas a lo largo de al menos parte de las zonas de contacto entre dichas chapas y elementos, estructurales.

PDF original: ES-2611462_T3.pdf

Método para fabricar secciones de barril compuestas para fuselajes de aviones.

(28/09/2016). Solicitante/s: THE BOEING COMPANY. Inventor/es: BIORNSTAD,Robert D, BLANKINSHIP,BRUCE C, GEORGE,TERRY J, INGRAM,WILLIAM H.

Un método para fabricar una sección de barril de un fuselaje de avión, comprendiendo el método: posicionar una pluralidad de montantes de refuerzo longitudinales en un conjunto de mandril ; retener la pluralidad de montantes de refuerzo en posición sobre el conjunto de mandril envolviendo una capa más interna de tela de material compuesto alrededor del conjunto de mandril y los montantes de refuerzo ; envolver el material compuesto 360 grados alrededor de los montantes de refuerzo y sobre la capa más interna ; posicionar una o más superficies de presión alrededor del exterior del material compuesto ; aplicar presión a una o más superficies de presión para comprimir el material compuesto contra el conjunto de mandril ; y co-curar montantes de refuerzo , la capa más interna y el material compuesto para unir los montantes de refuerzo a una superficie interior de la capa más interna de tela de material compuesto.

PDF original: ES-2608704_T3.pdf

Estructura de aeronave con medios de reducción del riesgo de desprendimiento en áreas de deformación diferente.

(10/08/2016) Una estructura de una aeronave que comprende: un primer miembro estructural , en donde el primer miembro estructural comprende un revestimiento de la estructura, un segundo miembro estructural unido al primer miembro estructural mediante un adhesivo , en donde el segundo miembro estructural comprende un larguerillo unido al revestimiento de la estructura ; y un componente de interfaz flexible dispuesto entre el primer miembro estructural y el segundo miembro estructural en un área de una unión entre el primer miembro estructural y el segundo miembro estructural en donde puede producirse una diferencia de deformación entre el primer miembro estructural y el segundo miembro estructural cuando la estructura se encuentra bajo una carga, caracterizado por que…

Estructuras de ala de material compuesto laminado.

(20/07/2016) Un ala que comprende: un revestimiento de ala que tiene una superficie interior con una longitud L1 que se extiende en general paralela a una dirección D1 de envergadura del ala ; un primer larguerillo de material compuesto laminado, una mayor parte del cual se caracteriza por una pluralidad apilada de capas en general planas de material de refuerzo unidas estructuralmente como una pila a la superficie interior y extendiéndose generalmente paralelas a la superficie interior y en la dirección D1 de envergadura a lo largo de una porción sustancial de la superficie interior, teniendo el primer larguerillo una sección transversal trapezoidal generalmente sólida cuando se ve en un plano que es generalmente perpendicular a la…

Cono de cola de una aeronave.

(06/07/2016). Solicitante/s: AIRBUS OPERATIONS, S.L. Inventor/es: AREVALO RODRIGUEZ,ELENA.

Cono de cola de una aeronave, caracterizado por que comprende: - un revestimiento interno , - un revestimiento externo que rodea el revestimiento interno , - miembros longitudinales estructurales situados en la cara interna del revestimiento interno en la dirección longitudinal del cono de cola, y - cuadernas situadas entre el revestimiento externo y el revestimiento interno en la dirección transversal del cono de cola.

PDF original: ES-2662853_T3.pdf

Protector de riesgo electromagnético para materiales compuestos.

(01/06/2016) Un estratificado de resistencia al peligro electromagnético flexible curable, que comprende una capa de material metálico conductor de electricidad, una lámina de material sólido poroso que tiene un peso por unidad de área de 5 a 100 g/m2, y resina termoendurecible, en donde una primera cara externa del estratificado comprende una lámina de respaldo que se puede separar en contacto con resina, en donde la lámina de material sólido poroso está dispuesta en la superficie de lámina de respaldo para reducir la adherencia de la primera cara externa, y una segunda cara externa del estratificado comprende resina, en donde la segunda cara externa tiene una mayor adherencia que la primera cara externa con la lámina de respaldo retirada, en la que la relación de…

Estructuras compuestas que emplean laminados cuasi-isótropos.

(02/03/2016) Un método de construcción de un armazón de aeronave de material compuesto que tiene un elemento de detención de grietas, donde el armazón de aeronave de material compuesto comprende un elemento de armazón de material compuesto y un revestimiento de material compuesto que incluye una pila de capas de material compuesto reforzadas con fibras unidireccionales en una secuencia de orientaciones de capas que dotan al revestimiento de propiedades cuasi-isótropas, comprendiendo el método: determinar un nivel de desajuste en los coeficientes de Poisson entre las capas adyacentes en la pila que dará como resultado que el revestimiento presente las propiedades cuasi-isótropas, donde…

Método y conjunto de panel-inserto.

(03/02/2016). Ver ilustración. Solicitante/s: THE BOEING COMPANY. Inventor/es: LEWIS,MICHAEL S, SAKURAI,JESSICA, REEVES,BRAD J.

Un conjunto de panel-inserto que comprende: un panel que comprende un núcleo y una capa de revestimiento colocada sobre dicho núcleo , en donde dicha capa de revestimiento define una abertura en la misma; y un inserto colocado debajo de dicha capa de revestimiento y alineado con dicha abertura ; caracterizado porque dicha abertura es alargada.

PDF original: ES-2634818_T3.pdf

Estructura compuesta de fuselaje de matriz termoplástica y procedimiento de fabricación de la misma.

(13/01/2016). Ver ilustración. Solicitante/s: SIKORSKY AIRCRAFT CORPORATION. Inventor/es: FORSTER, WILLIAM, V., CARSTENSEN, THOMAS, A., ROGG,CHRISTIAN A.

Sección compuesta de estructura de fuselaje, que comprende: una subestructura de matriz termoplástica ; una primera estructura de rejilla de cubierta de matriz termoplástica que comprende una estopa o cinta termoplástica ligada conjuntamente in situ con dicha subestructura de matriz termoplástica ; y un revestimiento exterior de matriz termoplástica interacoplado con la primera estructura de rejilla de cubierta de matriz termoplástica , que además comprende una segunda estructura de rejilla de cubierta de matriz termoplástica ligada conjuntamente in situ con dicha subestructura de matriz termoplástica opuesta a dicha primera estructura de rejilla de cubierta de matriz termoplástica.

PDF original: ES-2556114_T3.pdf

Estructura aeronáutica con elementos de refuerzo integrados.

(23/12/2015) Estructura aeronáutica integrada de un material compuesto que comprende un revestimiento , una pluralidad de larguerillos y una pluralidad de cuadernas ; estando dispuestos los larguerillos y las cuadernas de manera que existen zonas de cruce entre ellos; comprendiendo las cuadernas orificios para el paso de los larguerillos en sus zonas de cruce; al menos, un elemento interior de refuerzo , realizado con un material compuesto, de, al menos, un larguerillo en un tramo situado entre dos cuadernas contiguas; comprendiendo dicho elemento interior de refuerzo una parte inferior configurada con una forma apta para superponerse al larguerillo en dicho tramo caracterizada por que el elemento de refuerzo comprende además una parte superior configurada con un alma y…

Método para fabricar estructuras utilizando módulos de material compuesto y estructuras fabricadas de este modo.

(12/08/2015) Un método para fabricar una estructura de material compuesto, comprendiendo: formar una pluralidad de módulos de material compuesto teniendo cada uno un borde ; y, unir los módulos entre sí a lo largo de bordes respectivos de tres módulos dispuestos adyacentes mediante formación de una unión en bisel entre los bordes respectivos; en donde cada uno de los módulos incluye una pluralidad de capas , y unir los módulos entre sí a lo largo de sus bordes incluye: formar una pauta en dientes de sierra a lo largo de los bordes de cada módulo a ser unido; en donde las pautas en dientes de sierra están dispuestas en dos grupos (240a, 240b); y en donde la fase de los grupos (240a, 240b) está desplazada.

Chapa de empalme y método asociado para unir secciones de fuselaje.

(22/07/2015) Una chapa de empalme para unir secciones de fuselaje , comprendiendo la chapa de empalme: una correa configurada para servir de puente a las secciones de fuselaje; una barra de cizalladura que recubre la correa ; y un herraje que tiene secciones primera y segunda longitudinalmente extendidas que se extienden más allá de los lados opuestos de la correa, estando configurada cada sección longitudinalmente extendida para recubrir al menos dos larguerillos de una sección de fuselaje respectiva, la chapa de empalme se caracteriza por que: el herraje se coloca entre la correa y la barra de cizalladura de tal manera que la correa y la barra de cizalladura estén separadas.

Placa de protección de impactos, para vehículos, en particular aeronaves.

(31/12/2014) Placa de protección de impactos , prevista para la disposición en la estructura de un vehículo (AC), en particular un avión, con las siguientes características: - comprende una primera capa de plástico reforzado con fibras, que presenta un patrón de forma ondulada de elevaciones (WB) y cavidades (WT) alternando, en la que la resistencia a la tracción transversal del plástico reforzado con fibras es mayor que 50 MPa, - comprende una segunda capa dispuesta sobre la primera capa de un plástico reforzado con fibras, en la que la dilatación a rotura de la fibras de refuerzo es mayor que 3 %.

Aislamiento térmico para aeronaves.

(19/11/2014) Una construcción de revestimiento de aeronave, que comprende: - un panel de intercalación de compuesto de fibra de carbono -CFC- rigidizado con espuma que forma parte del revestimiento exterior de la aeronave, comprendiendo el panel : una capa interior de CFC que comprende un rellano ; una capa exterior de CFC ; y una capa de material de espuma intercalada entre la capa interior de CFC y la capa exterior de CFC , extendiéndose la capa de material de espuma continuamente a través de todo el panel ; - una estructura subyacente de soporte de carga de la aeronave; y - uno o más elementos de fijación que se extienden a través del rellano y la estructura y que actúan solamente sobre la capa interior de CFC y sobre la estructura ; en la que la capa…

Estratificado de fibra-metal mejorado.

(13/08/2014) Un estratificado de fibra-metal de capas de material compuesto reforzado con fibras y láminas de metal mutuamente unidas, comprendiendo el estratificado una combinación de una capa de material compuesto reforzado con fibras y una lámina de metal adyacente, en cuya combinación las propiedades satisfacen las siguientes relaciones: Elam * Ecomp/(Emetal * tmetal 2) tiene un valor entre un límite inferior dado por a * (Vf-c)(b/(Vf-c)) con b ≥ 0,36 y c ≥ 0,3 y cero cuando Vf ≤ 0,3, (1b) y un límite superior dado por a * (Vf-c)(b/(Vf-c)) con b ≥ 0,88 y c ≥ 0 0,10 ≤ Vf

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