CIP-2021 : 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).

CIP-2021BB64B64CB64C 1/00[m] › 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).

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

B64C 1/06 · Cuadernas; Larguerillos; Largueros.

B64C 1/08 · · Estructuras geodésicas u otras estructuras de cuaderna abierta.

B64C 1/10 · · Mamparas.

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

B64C 1/14 · Ventanas; Puertas; Cubiertas de escotillas o paneles de acceso; Estructuras de cuadernas circundantes; Cubiertas de cabina; Parabrisas (carenados móviles en conjunción con elementos del tren de aterrizaje B64C 25/16; trampillas de bombas B64D 1/06).

B64C 1/16 · especialmente adaptados para el montaje del grupo propulsor.

B64C 1/18 · Suelos.

B64C 1/20 · · especialmente adaptados para carga.

B64C 1/22 · Otras estructuras integrales a fuselajes para facilitar la carga.

B64C 1/24 · Escaleras montadas en el fuselaje y retráctiles hacia su interior (fácilmente desmontables B64D 9/00).

B64C 1/26 · Fijación de alas, conjuntos de cola o superficies estabilizadoras.

B64C 1/28 · Elementos de fuselaje dotados de movimiento relativo para la mejora del campo de visión del piloto.

B64C 1/30 · Elementos de fuselaje dotados de movimiento relativo para la reducción de las dimensiones globales de la aeronave.

B64C 1/32 · Elementos de fuselaje separables o eyectables que facilitan la evacuación de emergencia (asientos eyectables B64D 25/10).

B64C 1/34 · que comprenden componentes estructurales hinchables (conexión de válvulas a cuerpos elásticos hinchables B60C 29/00).

B64C 1/36 · adaptados para recibir antenas o radomos (antenas o radomos en sí H01Q).

B64C 1/38 · Estructuras adaptadas para la reducción de los efectos del calentamiento aerodinámico o del calentamiento externo de otra naturaleza.

B64C 1/40 · Insonorización o aislamiento térmico.

CIP2021: Invenciones publicadas en esta sección.

Estructura compuesta para una aeronave y procedimiento de fabricación de la misma.

(17/06/2020). Solicitante/s: AIRBUS OPERATIONS, S.L. Inventor/es: CRUZ DOMÍNGUEZ,Francisco José, HONORATO RUIZ,Francisco Javier, GARCÍA NIETO,Carlos.

Estructura compuesta para una aeronave que comprende un panel de revestimiento y al menos un larguerillo unido al panel de revestimiento , teniendo el larguerillo un pie y un alma que sobresale del pie , y una sección de salida en uno de sus extremos, en la que el panel de revestimiento incluye una pluralidad de capas apiladas de material compuesto, en la que al menos parte del pie del larguerillo , en su sección de salida está insertada entre dos capas , y caracterizada porque la estructura compuesta comprende además una costilla unida al panel de revestimiento y dispuesta transversalmente con respecto al eje longitudinal del larguerillo , y en la que la costilla está también unida al pie del larguerillo en la sección de salida.

PDF original: ES-2819076_T3.pdf

Materiales compuestos.

(10/06/2020). Solicitante/s: CYTEC TECHNOLOGY CORP.. Inventor/es: FRULLONI,EMILIANO, LENZI,FIORENZO, RESTUCCIO,CARMELO LUCA.

Un material compuesto curable que comprende: i) al menos una capa estructural de fibras de refuerzo impregnadas con una matriz de resina curable; y ii) al menos una partícula de material compuesto eléctricamente conductor adyacente o en la proximidad de dichas fibras de refuerzo, comprendiendo dicha partícula de material compuesto conductor un componente conductor y un componente polimérico, en donde el componente polimérico de la partícula de material compuesto conductor comprende uno o más polímeros que están inicialmente en una fase sólida y sustancialmente insoluble en la matriz de resina curable antes del curado del material compuesto, pero es capaz de experimentar transición de fase al menos parcial a una fase fluida por disolución en la matriz de resina durante un ciclo de curado del material compuesto.

PDF original: ES-2813531_T3.pdf

Textiles compuestos, que incluyen filamentos extendidos.

(15/04/2020). Solicitante/s: THE BOEING COMPANY. Inventor/es: GEORGESON,Gary,E, GRIESS KENNETH H, ESPOSITO,JACK J.

Un artículo que comprende un textil multidireccional de primeras estopas de fibra de refuerzo que se extienden en una primera dirección y segundas estopas de fibra de refuerzo que se extienden en una segunda dirección, en el que se extienden porciones de filamentos en las primeras estopas de fibra más allá de un límite del textil y se extienden, y las estopas están incorporados en resina, y en donde cada estopa incluye una serie de filas de filamentos agrupados, en el que los filamentos extendidos se encuentran en un menor número de filas y en el que los extremos de los filamentos extendidos tienen ondulación en el plano.

PDF original: ES-2799180_T3.pdf

Método para fabricar estructuras huecas de refuerzo que se cortan entre sí.

(15/04/2020). Solicitante/s: Leonardo S.p.A. Inventor/es: Bottero,Luca, GREGORI,MASSIMO.

Método para fabricar paneles o aeroestructuras (P) asociados con una pluralidad de estructuras huecas de refuerzo en el que al menos dos de dichas estructuras huecas de refuerzo se cortan entre sí; comprendiendo el método las siguientes etapas consecutivas: a) colocar un único mandril , conformado para fabricar estructuras huecas que se cortan entre sí, sobre la superficie de un panel (P) en correspondencia con las estructuras huecas que van a fabricarse; b) laminar al menos una capa de material compuesto encima del mandril ; c) polimerizar dicho panel (P) sobre el que se aplica dicha al menos una capa de material compuesto, en una única etapa de polimerización para todas las estructuras huecas de refuerzo; d) retirar dicho mandril de las estructuras huecas a través de disolución, siendo dicho mandril soluble en agua.

PDF original: ES-2800600_T3.pdf

Disposición estructural de caja para una aeronave y procedimiento de fabricación de la misma.

(25/03/2020). Solicitante/s: AIRBUS OPERATIONS, S.L. Inventor/es: RODRIGUEZ URBINA,LUIS MANUEL, ARANA HIDALGO,Alberto.

Disposición estructural de caja para una aeronave que comprende: - una primera y una segunda capas de composite , - al menos una banda de larguero extendida entre los bordes opuestos (2a, 2b, 3a, 3b) de la primera y la segunda capas de composite a lo largo de una dirección longitudinal, y - una pieza de conducto extendida entre los bordes opuestos (2a, 2b, 3a, 3b) de la primera y la segunda capas de composite y montada sobre la banda de larguero para proporcionar una disposición estructural de caja acanalada ; caracterizada porque la pieza de conducto tiene una sección hueca que comprende al menos un conducto dimensionado para recibir tubos o arneses y rodeado por un material resiliente.

PDF original: ES-2800182_T3.pdf

Utillaje para pintar elementos de fijación.

(21/01/2020) 1. Utillaje para pintar elementos de fijación (A), caracterizado porque comprende: - al menos un depósito abierto por un primer extremo (1') cuyas dimensiones internas se corresponden con las dimensiones externas del elemento de fijación (A) a pintar, y - al menos un elemento de manipulación unido a dicho, al menos un, depósito por un segundo extremo (1'') opuesto al primer extremo (1'). 2. Utillaje según la reivindicación 1, que comprende dos depósitos unidos entre sí por sus segundos extremos (1'') mediante un elemento de conexión al que a su vez se une un elemento de manipulación . 3. Utillaje según la reivindicación 1, en el que dicho, al menos un, elemento de manipulación es…

Procedimiento de conformado por estampado de un material compuesto termoplástico con refuerzo de fibras continuo.

(30/10/2019) Procedimiento para la realización de una pieza en forma de extrusión constituida por un material compuesto con refuerzo de fibras continuo, en una matriz termoplástica que comprende al menos dos alas, cuyos centros de secciones sucesivas siguen una curva y al menos dos caras que se extienden en planos secantes, comprendiendo dicho procedimiento las etapas que consisten en: a. obtener una pieza en bruto plana, que incluye una pila preconsolidada de pliegues, que comprende fibras orientadas a 0° con respecto a la curvatura de la pieza en bruto, preparada por colocación automática de fibras denominadas preimpregnadas de un polímero termoplástico, según trayectorias curvas que incluyen una operación que consiste en: d. depositar mediante colocación automática de fibras, fibras orientadas localmente siguiendo…

Aeronaves con una superficie de fuselaje variable para la optimización de la capa límite.

(30/10/2019) Aeronave que comprende un sistema de propulsión formado por motores (13a, 13b) dispuestos en una ubicación en la aeronave para, en uso, ingerir aire de la capa límite, estando ubicados los motores (13a, 13b) dentro de góndolas (15a, 15b), estando los motores (13a, 13b) parcialmente embebidos en el fuselaje de la aeronave; estando delimitados perimetralmente cada uno de los conductos de admisión (17a, 17b) de los motores (13a, 13b) en una sección perpendicular al eje longitudinal de la aeronave por áreas del fuselaje (31a, 31b) y por las góndolas (15a, 15b); donde en la sección del fuselaje correspondiente a dichas áreas de fuselaje (31a, 31b) la aeronave comprende elementos estructurales internos y revestimientos (41a, 41b), los revestimientos (41a, 41b) comprendiendo conchas rígidas (45a, 45b)…

PROCEDIMIENTO DE FABRICACIÓN DE ESTRUCTURAS REFORZADAS Y ESTRUCTURA OBTENIDA.

(30/09/2019). Solicitante/s: TORRES MARTINEZ,MANUEL. Inventor/es: TORRES MARTINEZ,MANUEL.

Procedimiento de fabricación de estructuras reforzadas y estructura obtenida, en donde el procedimiento comprende disponer un molde estructural, aplicar un primer revestimiento de material compuesto sobre el molde estructural, aplicar unos primeros refuerzos estructurales de material compuesto directamente sobre el primer revestimiento mediante técnica de rebobinado de material compuesto, aplicar un segundo revestimiento de material compuesto sobre el conjunto formado por el primer revestimiento y los primeros refuerzos estructurales , aplicar calor al conjunto formado por el primer revestimiento , los primeros refuerzos estructurales y el segundo revestimiento de material compuesto hasta curarlo completamente.

PDF original: ES-2725897_A1.pdf

PDF original: ES-2725897_B2.pdf

Panel y método de cierre asociado.

(19/06/2019) Un panel para construir un interior de una aeronave que comprende: una estructura en capas que comprende: un núcleo de polímero o de material compuesto que define un primer borde ; una primera lámina frontal de polímero o de material compuesto conectada a dicho núcleo , comprendiendo dicha primera lámina frontal una porción sobresaliente que define un segundo borde , en donde dicho segundo borde sobresale hacia afuera una distancia (D) desde dicho primer borde ; y una segunda lámina frontal de polímero o de material compuesto conectada a dicho núcleo teniendo dicha segunda lámina frontal un tercer borde ; y una pieza de compensación conectada a dicha porción sobresaliente, cubriendo dicha…

Evaluación de la integridad de acoplamientos unidos.

(12/06/2019). Solicitante/s: BAE SYSTEMS PLC. Inventor/es: READ, IAN, JAMES.

Un conjunto que tiene un acoplamiento unido supervisado para determinar la integridad de la unión, comprendiendo el conjunto primero y segundo componentes cada uno definiendo una superficie de unión en el mismo, estando formado el acoplamiento entre las superficies de unión, definiendo el primer componente un conducto a través de la superficie de unión a un exterior del componente, el acoplamiento que incluye una fibra óptica que se extiende a lo largo del acoplamiento entre las superficies de unión, a través del conducto y que sale del conducto hacia el exterior del componente, caracterizado porque la fibra óptica forma un bucle dentro del acoplamiento y porque la fibra óptica comprende dos porciones extremas terminales que se extienden desde el acoplamiento y pasan a través del conducto.

PDF original: ES-2737624_T3.pdf

Paneles estructurales compuestos y fuselajes de aeronave.

(06/06/2019). Solicitante/s: THE BOEING COMPANY. Inventor/es: CARDIN,RACHEL.

Conjunto de fuselaje de aeronave que comprende: secciones y de piel primera y segunda que comprenden cada una además una pluralidad de láminas de materiales compuestos y que tienen un borde coincidente, estando los bordes coincidentes dispuestos en alineación por el borde entre sí; y una pluralidad de lengüetas que se extienden cada una longitudinalmente desde el borde coincidente de la primera sección de piel a lo largo de una superficie interior de la segunda sección de piel, incluyendo cada lengüeta una superficie exterior en registro enfrentado con una porción correspondiente de la superficie interior de la segunda sección de piel, incluyendo cada una de dichas lengüetas además al menos un orificio de inyección formado a través de las mismas para la inyección de material de unión entre dicha superficie exterior y dicha porción correspondiente para fijar las secciones y de piel primera y segunda.

PDF original: ES-2715841_T3.pdf

Relleno de material compuesto.

(26/02/2019). Solicitante/s: THE BOEING COMPANY. Inventor/es: CHAPMAN,MICHAEL R, PHAM,KHANH MAI, VETTER,DEREK PAUL.

Un método para formar un relleno de material compuesto que comprende: colocar capas de material compuesto sobre una herramienta de conformación; formar una curva respectiva en cada una de las capas para formar el relleno de material compuesto que comprende capas dobladas en la herramienta de formación; y colocar el relleno de material compuesto que comprende las capas dobladas en un espacio formado por al menos una estructura de material compuesto caracterizado porque cada capa de las capas del material compuesto se coloca y luego se forma antes de colocar una capa sucesiva en las capas del material compuesto y porque la formación de la curva respectiva en cada una de las capas comprende formar individualmente una curva respectiva en cada una de las capas.

PDF original: ES-2701854_T3.pdf

PROCEDIMIENTO DE FABRICACIÓN DE ESTRUCTURAS REFORZADAS MONOCASCO Y ESTRUCTURA OBTENIDA.

(12/02/2019) Procedimiento de fabricación de estructuras reforzadas monocasco y estructura obtenida, comprendiendo el procedimiento emplear unos componentes base de un material compuesto parcialmente curado que tienen unas hendiduras en su contorno exterior y unir los componentes base entre sí, aplicar un relleno en las hendiduras , aplicar un revestimiento de material compuesto sobre los componentes base y aplicar calor sobre el conjunto formado por los componentes base recubiertos con el revestimiento hasta obtener un curado completo del conjunto, tal que se obtiene una estructura reforzada monocasco de material compuesto formada por el revestimiento y los componentes base cohesionados con el revestimiento…

Aeronaves con rendimiento aerodinámico mejorado.

(07/11/2018) Aeronave que comprende un fuselaje al que están asociadas alas , extensiones del borde de ataque en las raíces del ala, al menos una entrada de aire para un motor y un motor , y una parte delantera con una sección cónica, en la que dicha aeronave comprende dispositivos de control de los vórtices generados por las extensiones de raíz del borde de ataque del ala, en la cual la relación entre la superficie de una extensión del borde de ataque y la altura del dispositivo de control correspondiente es de 2,35 m con una tolerancia variable en un relación de 100 % y -50 % de dicha relación, por lo tanto comprendida entre 1,175 y 4,70 m, dichos dispositivos de control cooperan con la cola (44 y 38); en la que dicha aeronave también comprende un equipo extraíble que comprende al menos…

PROCEDIMIENTO DE FABRICACIÓN DE ESTRUCTURAS REFORZADAS MONOCASCO Y ESTRUCTURA OBTENIDA.

(16/07/2018). Solicitante/s: TORRES MARTINEZ,MANUEL. Inventor/es: TORRES MARTINEZ,MANUEL.

Procedimiento de fabricación de estructuras reforzadas monocasco y estructura obtenida, comprendiendo el procedimiento emplear unos componentes base de un material compuesto parcialmente curado y unir los componentes base entre sí, aplicar un revestimiento de material compuesto sobre los componentes base , y aplicar calor sobre el conjunto formado por los componentes base recubiertos con el revestimiento hasta obtener un curado completo del conjunto, tal que se obtiene una estructura reforzada monocasco de material compuesto formada por el revestimiento y los componentes base cohesionados con el revestimiento , en donde los componentes base que forman parte de la propia estructura fabricada hacen la función de molde durante el proceso de fabricación, con lo que se evita la necesidad de emplear moldes sobre los que depositar el material compuesto que deban ser posteriormente retirados de la estructura finalmente obtenida.

PDF original: ES-2676075_A1.pdf

PROCEDIMIENTO DE FABRICACIÓN DE ESTRUCTURAS REFORZADAS MONOCASCO Y ESTRUCTURA OBTENIDA.

(21/06/2018). Solicitante/s: TORRES MARTINEZ,MANUEL. Inventor/es: TORRES MARTINEZ,MANUEL.

Procedimiento de fabricación de estructuras reforzadas monocasco y estructura obtenida, comprendiendo el procedimiento emplear unos componentes base de un material compuesto parcialmente curado y unir los componentes base entre sí, aplicar un revestimiento de material compuesto sobre los componentes base , y aplicar calor sobre el conjunto formado por los componentes base recubiertos con el revestimiento hasta obtener un curado completo del conjunto, tal que se obtiene una estructura reforzada monocasco de material compuesto formada por el revestimiento y los componentes base cohesionados con el revestimiento , en donde los componentes base que forman parte de la propia estructura fabricada hacen la función de molde durante el proceso de fabricación, con lo que se evita la necesidad de emplear moldes sobre los que depositar el material compuesto que deban ser posteriormente retirados de la estructura finalmente obtenida.

Unión de lado de fuselaje de una aeronave.

(18/04/2018). Solicitante/s: THE BOEING COMPANY. Inventor/es: STULC,JEFFREY F, DEOBALD,LYLE RAY, HASAN,ZEAID FOUAD, PRATT,PHILIP ROGER, BACKLUND JR,JAMES A, ELLERBECK,NICKOLAS SCOTT.

Un aeronave que comprende un ala y una caja de ala , el ala unida a la caja de ala en una unión de lado de fuselaje , incluyendo el ala y la caja de ala, cada una, un revestimiento inferior y una pluralidad de nervaduras sobre el revestimiento, teniendo los extremos de al menos algunas de las nervaduras en la unión de lado de fuselaje una muesca de alma (244d, 248d), una base de sección transversal decreciente que se estrecha en sección transversal en el sentido de la envergadura a un borde afilado en el revestimiento y una capa de sobreenvoltura sobre cada base de sección transversal decreciente respectiva, en donde los extremos de esquina de cada base de sección transversal decreciente respectiva están redondeados.

PDF original: ES-2678083_T3.pdf

Dispositivo de absorción de energía para un elemento de la estructura de un avión.

(13/12/2017). Solicitante/s: AIRBUS. Inventor/es: MESNAGE, DIDIER, BERMUDEZ,MICHEL, PETIOT,CAROLINE.

Dispositivo de absorción de la energía cinética por parte de un elemento de la estructura de una aeronave susceptible de estar sometido a un impacto dinámico, caracterizado porque incluye: -una envolvente externa de material compuesto trenzado apto para conservar, después de un impacto, una integridad, - un núcleo de espuma , contenido en la envolvente externa y apto para llenar al menos parcialmente la citada envolvente externa, siendo apto el citado núcleo de espuma para absorber al menos parcialmente la energía cinética generada por el impacto, - unos elementos de refuerzo integrados al menos en parte en el núcleo de espuma para disipar, en asociación con el núcleo de espuma, la energía cinética generada por el impacto, - los elementos de refuerzo que incluyen unos hilos discontinuos insertados por pinchado en el núcleo de espuma, y - los hilos discontinuos que incluyen cada uno un cabezal en L o en T, abatidos en el exterior de la envolvente externa.

PDF original: ES-2656665_T3.pdf

Ventilación de explosión que incluye placa de pestaña flexible.

(13/09/2017) Aparato de ventilación, que comprende: un miembro de explosión que presenta un margen exterior; un ensamble de pestaña que incluye una pluralidad de pestañas espaciadas, no frangibles, en relación proximal a dicho margen exterior del miembro de explosión; y una estructura de montaje que soporta operativamente dicho miembro de explosión y ensamble de pestaña adyacente a un área que se va a proteger; dichas pestañas configuradas y orientadas para superponerse a dicho miembro de explosión en la condición cerrada del mismo cuando el miembro de explosión experimenta una condición de presión normal, caracterizado porque dichas pestañas están adaptadas…

Un método para un ciclo de curado de una resina inorgánica que puede curar por calor.

(19/07/2017). Solicitante/s: THE BOEING COMPANY. Inventor/es: MARTINEZ ALONSO,AMELIA, LAPENA-REY,NIEVES, GONZALEZ GARCIA,ANA, MARTIN ALONSO,PEDRO PABLO, GONZALEZ RODRIGUEZ,TOMAS.

Un método para un ciclo de curado de una resina inorgánica que puede curar por calor, donde el método comprende: (a) adición de un agente de curado en una concentración de 18 a 30% en peso de la resina, a dicha resina inorgánica que puede curar por calor; y (b) curado de la resina a una temperatura de 110 a 120ºC.

PDF original: ES-2674894_T3.pdf

Método para fabricar estructuras utilizando módulos de material compuesto y estructuras fabricadas mediante el mismo.

(24/05/2017). Solicitante/s: THE BOEING COMPANY. Inventor/es: JONES,DARRELL,D, Brennan,Joseph D, BERG,ARVID J, SHERWOOD,TRAVIS J.

Método para fabricar una estructura de material compuesto, que comprende: 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 dos módulos colocados de manera adyacente formando una unión en bisel entre los bordes respectivos; en los que la unión en bisel es una unión de cuñas entrelazadas, en la que los módulos incluyen fibras preimpregnadas que forman un ángulo de aproximadamente 45 grados con respecto al borde, y en la que: unir los módulos entre sí a lo largo de sus bordes incluye formar una unión que define un patrón en dientes de sierra a lo largo de los bordes de los módulos.

PDF original: ES-2638263_T3.pdf

Estructuras compuestas de laminado multiaxial.

(03/05/2017) Una estructura laminada compuesta multiaxial, que comprende: una primera capa unidireccional que incluye una pluralidad de fibras de refuerzo paralelas que están alineadas con una primera dirección seleccionada, la primera dirección seleccionada que está alineada con una dirección de tensión principal; una segunda capa unidireccional que incluye una pluralidad de fibras de refuerzo paralelas que están alineadas con una segunda dirección seleccionada, en la que la primera dirección seleccionada y la segunda dirección seleccionada son perpendiculares; una primera capa bidireccional situada en un lado de la primera capa unidireccional que tiene una primera porción plana que incluye una pluralidad de fibras…

Caja de superficie aerodinámica y método asociado.

(29/03/2017) Un método de fabricación de una caja para una superficie aerodinámica que tiene un revestimiento exterior, comprendiendo el método: determinar la ubicación de un eje neutro de la caja de superficie aerodinámica en donde los esfuerzos de compresión y de tracción son nulos; formar una primera estructura de semicoquilla unitaria que comprende una primera porción del revestimiento de la superficie aerodinámica, una pluralidad de miembros de refuerzo que se extienden en paralelo con respecto a la primera porción del revestimiento y que están configurados para soportar la primera porción del revestimiento, y una pluralidad de miembros de conexión que definen unas bridas de conexión ; formar una segunda estructura de semicoquilla unitaria que comprende una segunda porción del revestimiento …

Biaeronave para todo transporte aéreo.

(23/03/2017). Solicitante/s: MARTÍNEZ RIVERA, Emilio. Inventor/es: MARTÍNEZ RIVERA,Emilio.

Biaeronave para todo transporte aéreo, con capacidad para realizar operaciones de despegue y aterrizaje entre sí en vuelo. La invención se refiere a una aeronave (denominada también como biaeronave) formada por los dos aviones independientes que la constituyen los cuales incorporados forman el fuselaje dividido de la misma y se corresponden entre sí en sus formas y aerodinámicas, en cuanto a la disposición de sus elementos de vuelo y características técnicas y sistemas de los mismos, capacidad de trabajo en conjunto y en su caso, distribución de espacios y dimensiones. Esta biaeronave se dispone con sistemas para realizar operaciones de despegue y aterrizaje en vuelo de entre sus propios aviones que la forman así como con sistemas de seguridad y sistemas de alas y de vuelo adicionales. Todo ello para las diferentes versiones de determinados sectores a donde va dirigida que son: transporte, militar y aeroespacial.

PDF original: ES-2606288_B1.pdf

PDF original: ES-2606288_A1.pdf

Elemento de una aeronave que comprende un panel sándwich de material compuesto reforzado.

(08/03/2017) Elemento de una aeronave, que comprende un panel sándwich de material compuesto que comprende por lo menos un alma alveolar comprendida entre un revestimiento interno y un revestimiento externo , estando cada revestimiento realizado en material compuesto a partir de una pluralidad de pliegues fibrosos tratados por resina, caracterizado por que una parte de los pliegues del revestimiento interno y/o del revestimiento externo se extiende cada uno por lo menos parcialmente a través del alma, a nivel de una zona interrumpida de esta última, de manera que formen juntos por lo menos un refuerzo pasante que se extiende desde el revestimiento interno hasta el revestimiento externo del panel sándwich de material compuesto,…

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…

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…

Estructura estratificada curvada.

(07/12/2016) Estructura estratificada curvada (D) adecuada para utilización en industria aeronáutica que comprende, al menos, una capa superior (D1) situada en la superficie del radio interior, al menos, una capa inferior (D2) situada en la superficie del radio exterior de la estructura estratificada curvada (D), y al menos una capa intermedia (D3) situada entre dichas capa superior (D1) y capa inferior (D2), caracterizada porque comprende: - al menos un haz de fibras que consta de fibras unidireccionales, que se coloca en el lado superior de la capa intermedia (D3) orientada hacia la capa exterior (D1) y sobre la estructura estratificada curvada (D) en la dirección longitudinal, para asegurar la resistencia, mediante rigidez a elongación, contra la deformación inducida por el aumento de un ángulo interno en la región…

DRON INVISIBLE.

(04/10/2016). Solicitante/s: UNIVERSIDAD REY JUAN CARLOS. Inventor/es: MIRAUT ANDRES,David.

Dron que se caracteriza porque cada una de las partes externas está recubierta o rodeada por una pantalla de un material de reflectividad y color uniformes. E incluye un dispositivo de captación de imagen que hace invisibles a otros drones, igualmente recubiertos, en las fotografías captadas. Este dispositivo aplica un nuevo método que permite distinguir la zona que ocupa en la imagen cada dron, para su posterior eliminación mediante técnicas de umbralización por color y de restauración de imagen.

PDF original: ES-2585251_B2.pdf

PDF original: ES-2585251_A1.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

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