CIP-2021 : B64C 3/20 : Estructuras integrales o tipo sandwich (productos estratificados o estructuras tipo sandwich en general B32B).
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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 3/20 · Estructuras integrales o tipo sandwich (productos estratificados o estructuras tipo sandwich en general B32B).
CIP2021: Invenciones publicadas en esta sección.
Estructuras compuestas que tienen juntas de compuesto a metal y métodos para hacer las mismas.
(03/06/2020). Solicitante/s: THE BOEING COMPANY. Inventor/es: GEORGESON,GARY ERNEST, GRIESS,KENNETH HARLAN.
Un proceso para unir un revestimiento de metal, sin utilizar una placa de empalme, a un revestimiento compuesto, comprendiendo el revestimiento compuesto un primer laminado compuesto y un segundo laminado compuesto, cada laminado compuesto comprende una fibra respectiva que comprende grafito; comprendiendo el proceso:
unir el primer laminado compuesto a un primer extremo de una pila , comprendiendo la pila hojas de metal, y unir el segundo laminado compuesto a un segundo extremo de la pila ;
formar la pila a una forma;
conectar el primer laminado compuesto a un lado superior de un bastidor de una estructura; y
conectar el segundo laminado compuesto a un lado inferior del bastidor de la estructura;
en donde cada hoja de metal tiene un grosor de aproximadamente 0.635 mm (0.025 pulgadas) formando una guía de onda para pruebas no destructivas unilaterales.
PDF original: ES-2813395_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
Perfil aerodinámico de aeronave con un borde de salida unido por puntos y procedimiento de fabricación del mismo.
(29/01/2020) Un perfil aerodinámico de aeronave que comprende unas cubiertas superior e inferior obtenidas a partir de un material compuesto, en el que el borde de salida del perfil aerodinámico está formado por dichas cubiertas superior e inferior que están dispuestas una encima de otra en el borde de salida, y
en el que el perfil aerodinámico comprende además unas mallas metálicas superior e inferior respectivamente aplicadas sobre las cubiertas superior e inferior, y en el que al menos un alambre metálico está eléctricamente en contacto con las mallas metálicas superior e inferior para proporcionar una continuidad eléctrica entre las mallas metálicas superior e inferior, en el que el alambre metálico está incrustado dentro del material compuesto de las cubiertas superior…
Lámina compuesta de nanomaterial de carbono y método para obtener la misma.
(04/06/2019). Solicitante/s: THE BOEING COMPANY. Inventor/es: BELK,JOHN H, BRALEY,DANIEL J, BATTAT,JACOB I, TRUSCELLO,JUSTINE M, FERRIELL,DANIEL R, SPRENGARD,JOSEPH, CHRISTY,LARRY.
Lámina compuesta de nanomaterial de carbono, que comprende:
a) una capa de una estructura de nanomaterial de carbono, y
b) una capa portadora que comprende un material no tejido metalizado poroso, estando unida la capa portadora a la estructura de nanomaterial de carbono,
en la que una película protectora desprendible está acoplada a la capa portadora, y la capa portadora está ubicada entre la película protectora y la estructura de nanomaterial de carbono.
PDF original: ES-2715574_T3.pdf
Sistemas y métodos para controlar una magnitud de un estampido sónico.
(22/05/2019) Un avión supersónico con un sistema para controlar una magnitud de un estampido sónico causado por el funcionamiento fuera de diseño del avión supersónico a velocidades supersónicas, comprendiendo el sistema:
un sensor configurado para detectar una condición del avión supersónico , teniendo el avión supersónico un ala;
una superficie de control montada en el ala ; y
un procesador acoplado de forma comunicativa al sensor y acoplado de forma operativa con la superficie de control, el procesador configurado para:
recibir información desde el sensor indicativa de la condición del avión supersónico , determinar que existe una desviación entre una distribución de sustentación y una distribución de sustentación de condición de diseño…
Sistemas y métodos para controlar una magnitud de un estampido sónico.
(15/05/2019) Un sistema para controlar la magnitud de un estampido sónico causado por el funcionamiento en condiciones fuera de diseño de un avión supersónico a velocidades supersónicas, comprendiendo el sistema:
un primer sensor configurado para detectar una primera condición del avión supersónico; un par de alas configuradas para moverse hacia delante y hacia atrás; y
un procesador acoplado de forma comunicativa con el sensor y acoplado de forma operativa con el par de alas, el procesador configurado para:
recibir una primera información desde el primer sensor, la primera información indicativa de la primera condición del avión supersónico, calcular una distribución de sustentación del avión supersónico basándose, al menos en parte, en la primera información,
determinar…
Sistemas y métodos para controlar una magnitud de un estampido sónico.
(15/05/2019). Solicitante/s: Gulfstream Aerospace Corporation. Inventor/es: FREUND,DONALD.
Un método de control de la magnitud de un estampido sónico causado por el funcionamiento en condiciones fuera de diseño de un avión supersónico a velocidades supersónicas, comprendiendo el método las etapas de:
monitorizar , con un procesador, un peso del avión supersónico y una distribución de combustible a bordo del avión supersónico;
determinar , con el procesador, que hay una desviación del peso del avión supersónico respecto a un peso de condición de diseño;
controlar , con el procesador, una redistribución del combustible a bordo del avión supersónico para ajustar la cantidad de combustible almacenado dentro de un ala para minimizar una torsión en el ala causada por la desviación,
en el que se reduce la magnitud del estampido sónico causado por la desviación.
PDF original: ES-2741145_T3.pdf
Panel estructural de borde de salida de material compuesto para un elemento de una aeronave.
(01/05/2019) Procedimiento de fabricacion de un panel estructural de borde de salida de material compuesto para un elemento de una aeronave que presenta:
- una superficie superior ;
- una superficie inferior ;
- un borde de salida que conecta dichas superficies superior e inferior , estando conectadas la superficie superior y la superficie inferior mediante rigidizadores transversales , caracterizado por que comprende:
- una primera etapa (A) en la que se depositan unos nucleos , rodeados cada uno por lo menos de manera parcial por una piel de drapeado , sobre una piel de base a lo largo de una longitud de esta ultima apropiada para permitir plegar la piel de base sobre si misma;
- una segunda…
Borde de ataque de aeronave de material compuesto reforzado.
(07/03/2018) Un método de fabricación de un borde de ataque con un refuerzo metálico para aeronave realizado en material compuesto, que comprende las etapas siguientes:
a) preparación de una plantilla con el negativo del refuerzo o reticulado a posicionar contra el interior en el borde de ataque ;
b) posicionado de la plantilla en el interior del borde de ataque a reforzar;
c) pulverización mediante metal spraying de un fino rociado de metal fundido sobre la plantilla situada en el interior del borde de ataque a reforzar;
d) solidificación del material fundido sobre la superficie del borde de ataque para formar un revestimiento denso y fuertemente adherido al mismo;
e) retirada…
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
Procedimiento para el ensamblaje de una estructura denominada caja y estructura obtenida por dicho procedimiento.
(08/11/2017). Solicitante/s: DAHER AEROSPACE. Inventor/es: BAILLY,DOMINIQUE, HOTTIN,MATHIEU.
Procedimiento para el ensamblaje de un revestimiento y de la base de un rigidizador caracterizado por que el mismo comprende las etapas consistentes en:
a. hermetizar la periferia del contacto entre el revestimiento y la base del rigidizador depositando un cordón de pegamento sobre la base del rigidizador destinada entrar en contacto con el revestimiento y acoplando después el revestimiento sobre la base del rigidizador,
b. realizar un primer orificio, denominado de inyección y un segundo orificio, denominado de ventilación, en el revestimiento, desembocando los citados orificios en la interfaz entre el revestimiento y la base del rigidizador;
c. inyectar por el primer orificio pegamento en la interfaz entre el revestimiento y la base del rigidizador manteniendo el citado revestimiento en contacto con el rigidizador hasta que el pegamento llene completamente la interfaz entre el revestimiento y el rigidizador.
PDF original: ES-2658894_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;
…
Ensamblaje de segmentos de piezas estructurales.
(21/09/2016). Solicitante/s: Airbus Safran Launchers SAS. Inventor/es: HUMBLOT,ANTOINE, NAUD,FRANÇOIS.
Ala o aspa en al menos dos segmentos (1a, 1b) encarados, los cuales incluyen cada uno una estructura portante longitudinal (2a, 2b, 22) provista de dos soleras (2a, 2b) y de al menos un larguero que une ambas soleras, donde una unión entre los segmentos incluye al menos unos primeros empalmes (3a, 3b) que unen el extremo de las soleras de dichos segmentos cara a cara, caracterizado por unas ranuras dispuestas entre al menos un larguero y las soleras (2a, 2b) mediante reducción de la altura de dicho larguero en una parte (4a, 4b) de recepción de los primeros empalmes (3a, 3b), recibiéndose los primeros empalmes que unen las soleras dentro de dichas ranuras.
PDF original: ES-2608156_T3.pdf
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…
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…
Estructura interna altamente integrada de un cajón de torsión de una superficie sustentadora de una aeronave y método para su producción.
(27/04/2016) Método para la fabricación de un cajón de torsión de una superficie sustentadora de aeronave comprendiendo el cajón de torsión una estructura interna , un revestimiento superior y un revestimiento inferior ; comprendiendo la estructura interna del cajón de torsión al menos los siguientes componentes: un larguero frontal , un larguero posterior , elementos internos de refuerzo con rigidizadores verticales y elementos externos acoplables a los bordes de ataque y salida de la superficie sustentadora de aeronave; caracterizado por que comprende los siguientes pasos:
a) proporcionar un conjunto de preformas…
PIEZA DE MATERIAL COMPUESTO CON ZONAS DE REFUERZO Y PROCEDIMIENTO PARA SU FABRICACIÓN.
(26/03/2013) Pieza de material compuesto con zonas de refuerzo y procedimiento para su fabricación. En el procedimiento para la fabricación de una pieza 11 con, al menos, una zona de refuerzo de mayor espesor que las zonas circundantes, caracterizado porque en la etapa de encintado de dicha zona de refuerzo se utilizan unas telas cuyas dimensiones y cuya secuencia de apilado están previstas de manera que al menos una de dichas telas se cruce con la tela dispuesta bajo ella al efecto de reducir el volumen de dicha zona de refuerzo. La invención también se refiere a una pieza de material compuesto fabricada con dicho procedimiento y particularmente a un revestimiento…
Ala para una aeronave con una estructura sustentadora configurada en modo de construcción de compuesto de fibras.
(01/08/2012) Ala para una aeronave con una estructura sustentadora configurada en modo de construcción de compuesto defibras, deformándose el ala de forma elástica con la generación de sustentación para adoptar su forma de vuelo,caracterizada porque la estructura sustentadora , además de fibras de refuerzo que tienen un recorridosiempre en línea recta, presenta localmente fibras de refuerzo , que presentan un recorrido ondulado singeneración de sustentación, para dividir la deformación elástica del ala con la generación de sustentación en unprimer intervalo de pequeñas sustentaciones totales y en un segundo intervalo de sustentaciones totalesgrandes, estando las fibras de refuerzo onduladas estiradas en…
Un método para fabricar una estructura monolítica de ala, de perfil integral.
(06/06/2012) Un método para fabricar una estructura de ala, que comprende las siguientes etapas: - tender en sucesión sobre una primera mitad de molde una pluralidad de capas de material preimpregnado para formar un primer revestimiento fresco de dicha estructura de ala;
- tender en sucesión sobre una segunda mitad de molde una pluralidad de capas de material preimpregnado para formar un segundo revestimiento fresco de dicha estructura de ala;
- formar una pluralidad de largueros frescos , comprendiendo cada uno de dichos largueros una pluralidad de capas de material preimpregnado;
- colocar dichos largueros frescos de forma coordinada sobre el primer revestimiento fresco , usando miembros de soporte desmontables en los que los largueros han sido previamente colocados;
- girar la segunda mitad de molde y colocarla sobre la primera…
COMPONENTE ESTRUCTURAL, ESPECIALMENTE PARA UN AVION, Y PROCEDIMIENTO PARA LA FABRICACION DE UN COMPONENTE ESTRUCTURAL.
(01/01/2006) Componente estructural , especialmente para un avión, que está compuesto al menos de una chapa de revestimiento y que presenta elementos de refuerzo que están configurados en dirección longitudinal como largueros y en dirección transversal, como elementos de arriostramiento y que forman con la chapa de revestimiento un componente unificado que se fabrica mediante un procedimiento de arranque de virutas a partir de una pieza semiacabada, caracterizado porque los elementos de arriostramiento forman soportes de nervios que presentan distintas alturas de nervio en dependencia de la carga, así como forman…
ESTRUCTURA DE SOPORTE DE AVION.
(16/06/2005). Solicitante/s: DAIMLER-BENZ AEROSPACE AIRBUS GESELLSCHAFT MIT BESCHRANKTER HAFTUNG. Inventor/es: GILLANDT, SIEGFRIED, DIPL.-ING., KROBER, INGO, DIPL.-ING.
UN ELEMENTO DE ESTRUCTURA EN FORMA DE MONTAJE LIGERO PARA UTILIZACION EN LA TECNICA DE TRAFICO, DONDE SE TRATA ESPECIALMENTE DE ELEMENTOS DE SOPORTE DE UN AVION, SE COMPONE EN ZONAS PARCIALES A BASE DE UN MATERIAL METALICO Y EN OTRAS ZONAS PARCIALES A BASE DE UN MATERIAL SINTETICO DE FIBRA. EL MATERIAL METALICO ESTA PROVISTO POR ELLO PARA LAS ZONAS PARCIALES CORRESPONDIENTES, QUE DISPONEN DE SOLICITACIONES DE PRESION PREDOMINANTE EN OPERACION, MIENTRAS QUE LAS ZONAS PARCIALES SOMETIDAS A SOLICITACIONES PREDOMINANTEMENTE DE TRACCION SE COMPONEN DE MATERIAL SINTETICO DE FIBRA. EN LAS ALAS DE SUSTENTACION Y EN LOS MECANISMOS LIGEROS DE LOS AVIONES, QUE SON CONFIGURADOS DE FORMA RESPECTIVA POR MEDIO DE UNA CUBIERTA SUPERIOR Y UNA CUBIERTA INTERIOR, DE MODO QUE CORRESPONDEN DE FORMA PREDOMINANTE O BIEN A ESFUERZOS DE TRACCION O A ESFUERZOS DE COMPRESION, UNA DE LAS CUBIERTAS SE COMPONE DE FORMA RESPECTIVA A BASE DE MATERIAL METALICO Y LA OTRA A BASE DE MATERIAL SINTETICO DE FIBRA.
UN METODO PARA REFORZAR UN MIEMBRO ESTRATIFICADO TAL COMO UN REVESTIMIENTO PARA UN AVION.
(01/04/2004). Ver ilustración. Solicitante/s: BAE SYSTEMS PLC. Inventor/es: GODBEHERE, ANDREW, PAUL, WILLIAMS, STEPHEN.
Un método para reforzar un miembro estratificado para un avión, comprendiendo el método acumular una pluralidad de capas para formar parte del miembro estratificado, situar un miembro de refuerzo de material compuesto sobre una capa del miembro estratificado y acumular una o más capas adicionales para completar la acumulación del miembro estratificado y encerrar el miembro de refuerzo de material compuesto en una posición adyacente a una superficie del miembro estratificado completo.
