CIP-2021 : B64C 3/26 : Estructura, forma o fijación de revestimientos independientes, p. ej. paneles.
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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 TECNICAS INDUSTRIALES DIVERSAS; TRANSPORTES.
B64 AERONAVES; AVIACION; ASTRONAUTICA.
B64C AEROPLANOS; HELICOPTEROS (vehículos de colchón de aire B60V).
B64C 3/00 Alas (superficies estabilizadoras B64C 5/00; alas de ornitópteros B64C 33/02).
B64C 3/26 · Estructura, forma o fijación de revestimientos independientes, p. ej. paneles.
CIP2021: Invenciones publicadas en esta sección.
Máquina pogo determinante ubicada de forma pasiva.
(26/07/2013) Procedimiento para sujetar con exactitud uno o más elementos para fabricar una pieza , que comprende:
- colocar dispositivos de sostenimiento de piezas de un soporte de sujeción en el espacio para soportar dichos elementos en una posición deseada y conocida en el espacio, incluyendo dicha colocación:
- enganchar dichos dispositivos de sostenimiento de piezas con una máquina herramienta CNC ,
- mover dichos dispositivos de sostenimiento de piezas con dicha máquina herramienta CNC a posiciones predeterminadas en el espacio especificadas por el programa de dicha máquina herramienta;
- bloquear dichos dispositivos de sostenimiento de piezas en dichas posiciones predeterminadas;
- sostener rígidamente dichos elementos sobre dicho soporte de sujeción en una orientación espacial…
UN REVESTIMIENTO DE UNA SUPERFICIE SUSTENTADORA DE UNA AERONAVE.
(03/05/2013). Ver ilustración. Solicitante/s: AIRBUS OPERATIONS, S.L. Inventor/es: OUTON HERNANDEZ,IGNACIO, GÓMEZ DEL VALLE,Javier Carlos.
Un revestimiento de una superficie sustentadora de una aeronave de estructura aeronáutica con forma de cajón multi-costilla. La estructura comprende revestimientos superior e inferior rigidizados por larguerillos (25, 25', 25'') en la dirección de la envergadura, largueros frontal y trasero en la dirección de la envergadura y costillas (27, 27', 27'') en la dirección de la cuerda, y en la que un panel de alguno de dichos revestimientos no está delimitado por dichas costillas (27, 27', 27'') y dichos larguerillos (25, 25', 25'') y comprende un elemento de rigidización dispuesto como un divisor de panel para evitar la necesidad de incrementar el espesor del panel para soportar las cargas de pandeo.
COMPONENTES DE AERONAVES CON ZONAS DE TERMINACIÓN DE LARGUERILLOS OPTIMIZADAS.
(02/05/2013). Ver ilustración. Solicitante/s: AIRBUS OPERATIONS, S.L. Inventor/es: PEREZ PASTOR,AUGUSTO, GARCIA GARCIA,AQUILINO, GALIANA BLANCO,JORGE JUAN, BAUTISTA DE LA LLAVE,CESAR, NOGUEROLES VIÑES,PEDRO, PINA LÓPEZ,JOSÉ MARÍA, HONORATO RUIZ,Francisco Javier, ARANA HIDALGO,Alberto, CEBOLLA GARROFE,Pablo, ANETA GLOWACZ,Ewa, FERNÁNDEZ ALONSO,Alejandro, GARCÍA SACRISTÁN,Alejandro, FRÍAS FUENTES,Carolina Elena.
Zonas de terminación de larguerillos optimizadas en componentes de aeronaves. Están dispuestas en un panel de un material compuesto formado por un revestimiento y al menos un larguerillo de refuerzo configurado por un alma y un pie unido a dicho revestimiento ; teniendo el larguerillo una zona de terminación dentro de dicho panel sometida a un alto nivel de carga; teniendo el larguerillo un alma de altura decreciente en dicha zona de terminación y un pie con una primera sección de ancho variable desde un valor inicial W1 a un valor final W2 y una segunda sección con una anchura W2 en dicha zona de terminación; teniendo el pie y el alma de dicho larguerillo un espesor decreciente en dicha zona de terminación para mejorar la transferencia de carga desde el larguerillo al revestimiento . Figura 3a.
DISPOSICIÓN DE INTERFAZ ENTRE DOS COMPONENTES DE UNA ESTRUCTURA DE UNA AERONAVE.
(01/03/2013) Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave, tales como un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque del ala, teniendo el primer componente un escalón de manera que incluye una primera área cuya superficie pertenece a la forma aerodinámica de la aeronave y una segunda área en la que tiene lugar la unión con el segundo componente , teniendo el segundo componente una superficie perteneciente a la forma aerodinámica de la aeronave, en la que el segundo componente incluye una terminación achaflanada que se extiende más allá del área de solape en la que tiene lugar la unión con el primer componente de manera que se minimicen los huecos entre el primer componente y el segundo…
DISPOSICIÓN DE INTERFAZ ENTRE DOS COMPONENTES DE UNA ESTRUCTURA DE UNA AERONAVE USANDO UNA PIEZA DE SELLADO.
(01/03/2013) Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave usando una pieza de sellado, tales como un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque del ala, teniendo el primer componente un escalón de manera que incluye una primera área cuya superficie pertenece a la forma aerodinámica de la aeronave y una segunda área en la que tiene lugar la unión con el segundo componente , teniendo el segundo componente una superficie perteneciente a la forma aerodinámica de la aeronave, en la que una pieza de sellado , con una forma apropiada para mantener la continuidad de la forma aerodinámica de la aeronave en la interfaz de dichos componentes así como para rellenar el hueco esperado entre dichos componentes…
DISPOSICIÓN DE UNIÓN DE PIEZAS DE MATERIAL COMPUESTO REFORZADA DIRECCIONALMENTE.
(28/02/2013) Disposición de unión de piezas de material compuesto reforzada direccionalmente en la que, en la zona de unión, al menos una de dichas piezas es una pieza reforzada direccionalmente cuyo apilado comprende paquetes de telas (13, 13', 13'') con la dirección óptima para efectuar la transferencia de cargas en la unión, insertos entre al menos una tela continua a lo largo de dicha zona de unión, teniendo cada uno de esos paquetes de telas (13, 13', 13'') distinta longitud de manera que dicha pieza reforzada direccionalmente quede estructurada en la zona de unión en tramos (17, 17', 17'') con un número diferente de paquetes de telas (13, 13', 13'').
DISPOSICIÓN DE INTERFAZ ENTRE DOS COMPONENTES DE UNA ESTRUCTURA DE UNA AERONAVE USANDO UNA PIEZA INTERMEDIA.
(28/02/2013) Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave usando una pieza intermedia, tales como un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque del ala realizados con material compuesto, teniendo el primer componente un escalón de manera que incluye una primera área de superficie aerodinámica y una segunda área en la que tiene lugar la unión con el segundo componente , teniendo el segundo componente una superficie también perteneciente a la forma aerodinámica de la aeronave, en la que una pieza intermedia , hecha de un material compuesto o un material plástico y con una forma apropiada para mantener la continuidad de la forma aerodinámica de la aeronave en la interfaz de dichos componentes así como para rellenar el hueco entre dichos componentes , se une al primer…
PROCEDIMIENTO PARA LA FABRICACIÓN DE PIEZAS GRANDES DE MATERIAL COMPUESTO CONTROLANDO EL ESPESOR DE SUS BORDES.
(20/02/2013) Procedimiento para la fabricación de piezas grandes de material compuesto controlando el espesor de sus bordes. Se refiere a la fabricación de una pieza que se integra por una zona de borde en una estructura aeronáutica a través de una junta con una placa de unión y una contraplaca mediante las siguientes etapas: a) Definición de la superficie de interfaz de la zona de borde para estar en contacto con la placa de unión ; b) Fabricación de un primer panel con la configuración prevista para la pieza ; c) Obtención de un mapa de diferencias entre el espesor del primer panel y el que debería tener para coincidir con…
Paneles estructurales para su uso en fuselajes de aviones y otras estructuras.
(19/09/2012) Un panel estructural que comprende:
una chapa ;
un primer refuerzo (330a) que tiene una primera parte de pestaña (331a) acoplada a la chapa y una primeraparte elevada que se proyecta alejándose de la chapa ;
al menos un segundo refuerzo (330b) separado del primer refuerzo (330a), teniendo el segundo refuerzo (330b)una segunda parte de pestaña (331b) acoplada a la chapa y una segunda parte elevada que se proyectaalejándose de la chapa ; y
un miembro soporte que tiene una parte base acoplada a la primera parte de pestaña (331a) delprimer refuerzo y la segunda parte de pestaña (331b) del segundo refuerzo sin estar acoplada a la chapa entre la primera parte elevada del primer refuerzo y la segunda parte elevada del segundo refuerzo.
PERFIL ANGULAR DE UNIÓN DEL REVESTIMIENTO DE UN CUERPO.
(12/09/2012) Perfil angular de unión del revestimiento de un cuerpo.
El perfil angular está constituido por tramos dispuestos unos a continuación de otros, que se unen entre sí. Tiene por objeto simplificar la unión entre dichos tramos .
Se caracteriza porque los extremos contiguos de cada tramo presentan en una de sus caras una extensión de configuración complementaria a un cajeado previsto en la misma cara del extremo del tramo contiguo, para ubicar la extensión en correspondencia con el cajeado y mediante elementos de unión pasantes fijar la extensión en la cara opuesta del tramo contiguo que constituye el perfil.
Los tramos son metálicos al igual que los elementos de unión pasantes para dar la continuidad eléctrica.
El perfil…
PROCEDIMIENTO PARA LA FABRICACIÓN DE PIEZAS GRANDES DE MATERIAL COMPUESTO CONTROLANDO EL ESPESOR DE SUS BORDES.
(07/06/2012). Ver ilustración. Solicitante/s: AIRBUS OPERATIONS, S.L. Inventor/es: MENENDEZ MARTIN, JOSE MANUEL, INIESTA MENENDEZ,JOSE GREGORIO, MORANCHO RODRÍGUEZ,Josep, LATORRE PLAZA,Teresa.
Procedimiento para la fabricación de piezas grandes de material compuesto controlando el espesor de sus bordes. Se refiere a la fabricación de una pieza que se integra por una zona de borde en una estructura aeronáutica a través de una junta con una placa de unión y una contraplaca mediante las siguientes etapas: a) Definición de la superficie de interfaz de la zona de borde para estar en contacto con la placa de unión ; b) Fabricación de un primer panel con la configuración prevista para la pieza ; c) Obtención de un mapa de diferencias entre el espesor de primer panel y el que debería tener para coincidir con dicha superficie de interfaz ; d) Fabricación de un panel suplementario con un espesor coincidente con el de dicho mapa de diferencias; e) Unión del panel suplementario al primer panel.
PANELES DE RELLENO PARA LOS REVESTIMIENTOS DE LOS TANQUES DE COMBUSTIBLE DE LAS AERONAVES.
(03/05/2012). Ver ilustración. Solicitante/s: AIRBUS OPERATIONS, S.L. Inventor/es: GARCÍA VÁZQUEZ,Luis Miguel, RECIO MELERO,Manuel, LATORRE PLAZA,Teresa.
Paneles de relleno para los revestimientos de los tanques de combustible de las aeronaves. Esos paneles de relleno cubren los huecos que quedan en las intersecciones entre los revestimientos superior e inferior , rigidizados por larguerillos (25, 25', 25"), de una superficie sustentadora de una aeronave estructurada como un cajón de torsión y los mamparos que separan los tanques de combustible dispuestos en el interior de dicho cajón de torsión, estando adaptada la configuración de dichos paneles de relleno para cubrir el espacio entre los pies extendidos (26, 26') de larguerillos contiguos (25, 25'), dejando una holgura con ellos de una anchura predeterminada (W1 ), proporcionándoles por lo tanto una capacidad de auto-sujeción en el plano de cada revestimiento que facilita la unión de dichos paneles de relleno a dichos revestimientos.
Método para fabricar una familia de alas de aviones.
(25/04/2012) Método de fabricación de alas de avión, comprendiendo el método:
proporcionar un utillaje de revestimiento de ala con una superficie de utillaje configurada parasoportar una o más capas de material de resina reforzado con fibra dispuestas sobre ella, definiendo lasuperficie de utillaje una línea de molde exterior del material de resina reforzado con fibra; fabricar unprimer revestimiento para una primera ala mediante:
posicionamiento de una primera porción de material de resina reforzado con fibra en la superficie deutillaje; curado de la primera porción de material de resina reforzado con fibra para formar un primerrevestimiento de ala; y
retirada del primer revestimiento de ala del utillaje de revestimiento de ala, en el que el primerrevestimiento de ala tiene una primera porción de punta…
Recubrimiento de desviación de área amplia frente a rayos.
(04/04/2012) Un recubrimiento que comprende:
una hoja metálica con patrón; una película de polímero que subyace con respecto a la hoja metálica con patrón; y un revestimiento superior de polímero que subyace con respecto a la hoja metálica con patrón ,
que se caracteriza por que la hoja metálica con patrón comprende una pluralidad de secciones de hoja metálica separadas físicamente unas de otras por medio de una pluralidad de zonas , presentando la pluralidad de zonas una resistencia de lámina de 100 a 1.000.000 ohms por cuadrado o más.
DISPOSICIÓN DE UNIÓN DE PIEZAS DE MATERIAL COMPUESTO REFORZADA DIRECCIONALMENTE.
(22/03/2012). Ver ilustración. Solicitante/s: AIRBUS OPERATIONS, S.L. Inventor/es: Avda. Machupichu,11 - esc H-3ºA, C/ Cabo San Vicente nº 16,3ºD Esc. Izquierda, C/ Concha Espina nº8,BQ4 2ºA, C/ Austral nº19.
Disposición de unión de piezas de material compuesto reforzada direccionalmente en la que, en la zona de unión, al menos una de dichas piezas es una pieza reforzada direccionalmente cuyo apilado comprende paquetes de telas (13, 13', 13") con la dirección óptima para efectuar la transferencia de cargas en la unión, insertos entre al menos una tela continua a lo largo de dicha zona de unión, teniendo cada uno de esos paquetes de telas (13, 13', 13") distinta longitud de manera que dicha pieza reforzada direccionalmente quede estructurada en la zona de unión en tramos (17, 17', 17") con un número diferente de paquetes de telas (13, 13', 13").
ESTRATIFICADO DE LAMINAS METALICAS Y POLIMERO.
(08/06/2010) Un estratificado que comprende:
al menos una primera capa metálica que tiene un espesor constante de al menos 1,5 mm; y
al menos una segunda capa metálica que tiene un espesor constante de al menos 1,5 mm,
en donde la primera capa metálica y la segunda capa metálica están conectadas una a otra por una capa de polímero reforzada con fibras que tiene un contenido en volumen de fibras que no excede de 45%
SISTEMA DE FIJACION DE UN BORDE DE ATAQUE A LA ESTRUCTURA DE UN PLANO SUSTENTADOR DE UN AVION.
(12/01/2010) Sistema de fijación de un borde de ataque a la estructura de un plano sustentador de un avión.
Sistema de fijación de un borde de ataque modular a la estructura de un plano sustentador de un avión, en el que el borde de ataque tiene un revestimiento formado por una primera lámina y una segunda lámina entre las que hay una cámara interior estanca, y el sistema de fijación comprende un elemento de unión principal cuya sección tiene un elemento central , una primera rama que se fija a la primera lámina del revestimiento del borde de ataque , y una segunda rama que se fija a la segunda lámina del revestimiento , y el elemento central se fija a su vez a un revestimiento del…
PROCEDIMIENTO PARA NIVELAR UN INTERSTICIO DE ENSAMBLAJE.
(16/12/2006) Procedimiento para nivelar un intersticio de ensamblaje que está encerrado por dos superficies superpuestas de una cubierta y de un puntal longitudinal , en el que una superficie de contacto de un cordón superior o inferior , que se disponen en horizontal y que, junto con un alma situado perpendicularmente respecto a ellas, forman el puntal longitudinal , se posiciona sobre una superficie de cubierta de la cubierta dispuesta horizontalmente, que se unen entres sí por ensamblaje, y en el que mediante una unidad de escáner se registran diferencias geométricas de una planitud de la superficie de contacto …
FORRO DE ALA Y PROCEDIMIENTO DE FABRICACION DEL MISMO.
(16/11/2006). Ver ilustración. Solicitante/s: AIRBUS UK LIMITED. Inventor/es: LIVINGSTONE, MARK, CREW, DARREN, BELL, STEPHEN.
Un forro de ala metálico de un aeroplano que comprende una primera superficie para formar, al menos, parte de la superficie exterior del ala de un avión y una segunda superficie opuesta a la primera superficie, en el que la primera superficie comprende una multiplicidad de bandas que se extienden en sustancialmente la misma dirección, caracterizado porque las bandas tienen un espesor que varía tanto a lo largo de una línea nocional a lo largo de la longitud de cada banda como desde una banda hasta la siguiente a lo largo de una línea nocional transversal a la longitud de las bandas.
ESTRUCTURA DE MATERIAL COMPUESTO.
(01/09/2006). Ver ilustración. Solicitante/s: BAE SYSTEMS PLC. Inventor/es: KAIROUZ, KAYS CLEMENT.
Estructura de material compuesto laminado para formar una parte de un avión, comprendiendo la estructura una primera y una segunda porciones laminadas (1a, 1c) que forman un ángulo entre sí y una tercera porción laminada (5a) que es continua con la primera y segunda porciones laminadas (1a, 1c) y está interpuesta entre ellas, en la que la tercera porción laminada (5a) incluye una primera región de curvatura posicionada entre la segunda y la tercera regiones de curvatura de signo opuesto al de la primera región de curvatura y en la que al menos una de las regiones de curvatura tiene una sección transversal en forma de arco que tiene un radio de curvatura sustancialmente constante.
COMPONENTES ESTRUCTURALES DE AERONAVE.
(16/10/2005). Ver ilustración. Solicitante/s: BAE SYSTEMS PLC. Inventor/es: GAITONDE, JOHN, MARTIN, AIRBUS UK LIMITED.
Un componente estructural para un avión, con el componente estando formado generalmente por un primer material compuesto de fibras y matriz que exhibe un primer módulo de elasticidad a tracción respecto al esfuerzo de tracción y una primera tolerancia a la deformación producida por tal esfuerzo, en el que una abertura está dispuesta en el componente y el material de una porción del componente limitando la abertura es un segundo material compuesto de fibras y matriz que exhibe un segundo módulo de elasticidad a tracción, respecto al esfuerzo de tracción, que es menor que el primer módulo de elasticidad a tracción del primer material compuesto de fibras y matriz y una segunda tolerancia a la deformación producida por tal esfuerzo que es mayor que la primera tolerancia a la deformación del primer material compuesto de fibras y matriz.
UN METODO DE ASEGURAR ENTRE SI ELEMENTOS DE MATERIAL COMPUESTO Y ALA DE AVION.
(16/04/2005). Ver ilustración. Solicitante/s: BAE SYSTEMS PLC. Inventor/es: GAITONDE, JOHN, MARTN.
Un método para unir elementos primer y segundo uno a otro durante la fabricación o reparación de una aeronave, en el que los elementos se forman de material compuesto, comprendiendo el método presentar un tornillo autorroscador a una superficie del primer elemento y girar el tornillo de forma que pase a través del primer elemento y entre en el cuerpo del segundo elemento para unir el primer y segundo elementos uno a otro.
SISTEMA DE CONTROL DE FLUJO LAMINAR Y PANEL DE SUCCION PARA USAR CON EL.
(16/03/2005). Ver ilustración. Solicitante/s: BAE SYSTEMS PLC. Inventor/es: WILLIAMS, STEWART, WYNN, TURNER, BRIAN, JOHN.
Un panel de succión para usar en un sistema de control de flujo laminar, que incluye un revestimiento perforado que está soportado en un miembro de base y microcanales formados bien en el lado montado del revestimiento o bien en el miembro de base, teniendo formada el miembro de base una cámara impelente en él, comunicándose cada microcanal con la cámara impelente, caracterizado porque el área en sección transversal de un microcanal aumenta desde un extremo del microcanal hasta el otro extremo del microcanal.
SISTEMA DE CARGA EN PLANTILLA.
(16/03/2005). Ver ilustración. Solicitante/s: BAE SYSTEMS PLC. Inventor/es: MINSHULL, ALAN, JAMES.
Un sistema de carga en plantilla que comprende un conjunto de miembros alargados , teniendo cada uno de los miembros alargados primer y segundo extremos cortos unidos por medio de primero y segundo lados largos, siendo cada uno de los miembros alargados susceptible de ser unido a un miembro de soporte por el primer extremo corto del mismo de modo que cuelgue hacia abajo en posiciones separadas, caracterizado porque cada miembro alargado tiene un portador liberable en él, estando por ello los portadores del conjunto dispuestos para soportar un larguero de aeronave en posiciones separadas para permitir que el larguero sea soportado en la plantilla para su carga en ella.
MONTAJE DE ESTRUCTURAS DE MATERIALES COMPUESTOS.
(01/10/2004). Ver ilustración. Solicitante/s: AIRBUS UK LIMITED. Inventor/es: MILLER, KEITH, ERIC, SIMMONDS, ROBERT, JOHN.
Aparato de ensamblaje de una estructura de material compuesto que incluye una plantilla de conformación que tiene al menos un conformador para estirar un panel de material compuesto a una forma requerida y soportar el panel en esa forma para operaciones subsiguientes sobre el panel, caracterizado porque el aparato incluye al menos una abrazadera de borde para estirar el panel hacia dicho al menos un conformador.
HOJA MOVIL PARA FLUJO LAMINAR Y DESCONGELACION.
(01/09/2004) SE PRESENTA UNA LAMINA MOVIL QUE SE SUPERPONE A UNA ALA QUE CREA UN FLUJO LAMINAR SOBRE SU SUPERFICIE EXPUESTA. LA LAMINA MOVIL SIRVE COMO BLINDAJE PARA PROTEGER UNA ESTRUCTURA DE SOPORTE DE SUCCION DE UN ALA CONTRA LA CONTAMINACION, Y TAMBIEN SIRVE COMO SUBSTRATO MOVIL, CONDUCTOR PARA EL DESHIELO. LA INVENCION INCLUYE UNA LAMINA MOVIL QUE ESTA MONTADA EN FORMA DE ESPIRAL SOBRE DOS RODILLOS IMPULSADOS POR UN MOTOR (38 Y 40). LA LAMINA TIENE UN AREA SOLIDA SIN PERFORACIONES QUE PROTEGE LA ESTRUCTURA DE SOPORTE DE SUCCION DE LA CONTAMINACION, Y UN AREA POROSA CON PERFORACIONES A TRAVES DE LA MISMA QUE PERMITE UNA SUCCION DE LA CAPA LIMITROFE. LOS RODILLOS IMPULSADOS POR MOTOR (38 Y 40) ENROLLAN LA LAMINA PARA CUBRIR LA ESTRUCTURA DE SOPORTE DE SUCCION BIEN CON EL AREA SOLIDA…
ESTRUCTURA INFERIOR DE LAS AREAS DE SUSTENTACION Y DE EMPENAJES DE LOS AVIONES.
(16/04/1988). Solicitante/s: DORNIER GMBH.
Estructura inferior de las áreas de sustentación y de empenajes de los aviones caracterizada porque la estructura está constituida por una chapa metálica integral , conformada de una manera superplástica, y porque en la misma están fijados los revestimientos.
