(16/12/2005). Ver ilustración. Solicitante/s: GAMESA DESARROLLOS AERONAUTICOS, S.A.. Inventor/es: ZUMALDE IGARTUA,ENEKO, CAMPO ARTOLA,FERNANDO.

El procedimiento de unión entre un fuselaje posterior y un estabilizador vertical se realiza según una unión a tope formada por varios elementos de fijación que atraviesan conjuntamente los largueros del estabilizador vertical y las superficies de unión del fuselaje posterior. La preparación superficial de las zonas a unir es la siguiente: - con el fuselaje ya montado, primeramente se mecaniza la superficie mediante un fresado superficial, - seguidamente se procede al taladrado de los agujeros existentes en la superficie y se realiza un afeitado para retirar la rebaba producida durante el mecanizado, - se protegen los agujeros, se enmascaran los elementos coincidentes con las superficies de unión y se realiza una preparación superficial previa al anodizado realizando un lijado y una limpieza posterior, y - por último se anodiza toda la superficie de contacto y posteriormente se pinta.

(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.

(16/09/2004). Solicitante/s: BRITISH AEROSPACE PUBLIC LIMITED COMPANY. Inventor/es: HEALEY, MICHAEL JOHN.

SE PROPORCIONAN UNA LAMINA DE COMPOSITE, PANEL DE REVESTIMIENTO DE AVIONES, ALA DELGADA, AVION Y METODO PARA FABRICAR ESTA LAMINA DE COMPOSITE. LA LAMINA INCLUYE AL MENOS TRES CAPAS: UNA PRIMERA CAPA DE MATERIAL DE COMPOSITE DE FIBRA REFORZADA, UNA SEGUNDA CAPA, NORMALMENTE METALICA Y QUE FORMA UNA SUPERFICIE DEL COMPONENTE DE LA TERCERA CAPA, DE UN MATERIAL QUE ABSORBA EL IMPACTO DE ENERGIA INTERPUESTO ENTRE LA PRIMERA Y LA SEGUNDA CAPA, EN EL QUE LA SEGUNDA Y TERCERA CAPA PROTEGEN A LA PRIMERA CONTRA DAÑOS POR IMPACTO. EL METODO DE FABRICACION SUPONE LA COLOCACION DE LAS TRES CAPAS, INCLUYENDO UNA TERCERA CAPA, YA MENCIONADA, DE ADHESIVO ESPUMOSO, EN UN MOLDE CERRADO Y ESPUMANDO EL ADHESIVO PARA DAR FORMA A UN COMPONENTE.

(16/09/2004). Ver ilustración. Solicitante/s: MUÑOZ SAIZ,MANUEL. Inventor/es: MUÑOZ SAIZ,MANUEL.

Disposición sustentadora para aviones que consiste en dar a las aletas o elementos verticales una inclinación de ángulo positivo respecto a su avance o a su eje transversal, tanto en su borde de ataque como de salida, iniciando ambos en la zona superior delantera y descendiendo de forma inclinada hacia atrás hasta encontrar la base, produciendo una fuerza inclinada sobre dicho elemento vertical, la cual se descompone en dos componentes, una horizontal y hacia atrás de resistencia al avance y otra vertical ascendente o de sustentación.

(01/05/2004). Solicitante/s: AEROSPATIALE MATRA. Inventor/es: DAZET, FRANCIS, CHAUMEL, PASCAL.

Una estructura delantera de avión grande o muy grande se caracteriza por la presencia de un compartimento de tren no presurizado, en su parte inferior de extremo delantero. El compartimento de tren está delimitado hacia arriba por un techo , preferentemente abombado, y hacia abajo por un tabique . Una puerta prevista en el tabique permite acceder al alojamiento presurizado situado detrás de este tabique, por el compartimiento de tren . Una abertura formada en la parte por delante de ésta permite también acceder a la cámara de radar sin depositar el radomo . La disposición original del compartimento de tren permite la implantación de un tren de aterrizaje delantero de mayor dimensión que en los aviones existentes.

(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.

(16/10/2003). Ver ilustración. Solicitante/s: BRITISH AEROSPACE PUBLIC LIMITED COMPANY. Inventor/es: ASH, GEOFFREY JAMES, BRITISH AEROSPACE DEF. LTD., TOOLAN, MATTHEW PETER.

SE TRATA DE UNA AERONAVE QUE INCORPORA UNA CENTRAL DE ENERGIA CON MOTORES DE TURBINA DE GAS EN LA QUE, AL MENOS, PARTE DE LA PLANTA DE ENERGIA FORMA PARTE DEL ARMAZON DE LA AERONAVE O ESTA INTEGRADA EN EL MISMO.

(01/10/2003). Ver ilustración. Solicitante/s: CONSTRUCCIONES AERONAUTICAS, S.A.. Inventor/es: DE CASTRO NODAL,MANUEL, CEREZO PANCORBO,CARLOS, DOMINGUEZ CASADO,RAFAEL, GRUESO DIEZ,CESAR, HUERTAS GARCIA,MANUEL, PEREZ PEREZ,ANTONIO, ROBLEDO SACRISTAN,BONIFACIO, REDONDO VARA,ENRIQUE.

Un procedimiento de unión a tracción-compresión de carácter desmontable y/o fijo para aplicar a materiales compuestos, en el que se pliega al menos una vez un laminado básico de material compuesto para obtener al menos una faldilla que forma un ángulo próximo a 90º con el resto del laminado, utilizando un radio de transición entre la faldilla y el resto del laminado, se aplica sobre el laminado básico un conjunto de placas de distribución para estabilizar la faldilla y producir una distribución de cargas de carácter uniforme, se practican taladros en cada conjunto de faldilla-placas de distribución y se introducen en dichos taladros unos bulones de tracción con una pretensión inicial, produciéndose así la conexión entre los elementos que deben ser unidos. La invención es aplicable a estructuras aerodinámicas de aviones.

(01/12/2002). Solicitante/s: BAE SYSTEMS PLC. Inventor/es: ASH, GEOFFREY JAMES, BRITISH AEROSPACE, WHAITES, COLIN, BRITISH AEROSPACE.

Un método de fabricación y montaje de aviones, que comprende la fabricación de una gama de módulos estructurales de doble función comprendiendo cada uno de dichos módulos estructurales de doble función equipos de sistemas aeronáuticos específicos integrados con elementos estructurales, proporcionando de ese modo una gama de módulos estructurales específicos de sistemas aeronáuticos, los cuales pueden ser integrados con una estructura de avión, caracterizado porque se mecanizan galerías en los elementos estructurales de dichos módulos para conducir fluidos para su uso dentro de dicho sistema.

(16/09/2002). Ver ilustración. Solicitante/s: AEROSPATIALE SOCIETE NATIONALE INDUSTRIELLE. Inventor/es: DONAL, VALERIE, ANDRE, JOEL, RENE, BOURIQUET, JACQUES.

UNA ESTRUCTURA METALICA HUECA, MONOBLOQUE Y ASIMETRICA, TAL COMO UN BORDE DE FUGA DE UN LARGUERO DE ATAQUE DE UN ALA DE AERONAVE, QUE COMPRENDE DOS MEMBRANAS EXTERNAS QUE PRESENTAN CURVATURAS DIFERENTES, UNIDAS ENTRE SI POR UN BORDE Y QUE SE ALEJAN PROGRESIVAMENTE UNA DE OTRA. LA ESTRUCTURA COMPRENDE TAMBIEN REFUERZOS INTERNOS QUE DEFINEN PARES DE ALVEOLOS SEPARADOS POR UN TABIQUE MEDIANO. LA FABRICACION SE EFECTUA POR SOLDADURA POR DIFUSION Y MOLDEO SUPERPLASTICO, SIN ABERTURA DEL EQUIPO. PARA TENER EN CUENTA LA ASIMETRIA, SE REALIZAN CORTES EN LA MEMBRANA QUE SE ALARGA MAS DURANTE LA CONFORMACION Y LAS PIEZAS RECORTADAS SE INSERTAN EN LA OTRA MEMBRANA.

(16/05/2002). Solicitante/s: JAPAN AIRCRAFT MFG. CO., LTD. Inventor/es: SUZUKI, NOBUYUKI, ASAI, WATARU,, YAMAGAHANA, MASATO.

UN CUERPO METALICO ESTRUCTURAL EMPAREDADO Y FABRICACION DEL MISMO QUE SE CARACTERIZA PORQUE HAY UN CUERPO DE NUCLEO COMPUESTO DE UN PAR DE ELEMENTOS DE NUCLEO (6 Y 7) COLOCADO ENTRE UNA PLACAS SUPERFICIALES (2 Y 3) HECHAS DE MATERIALES METALICOS SUPERPLASTICOS, EN DONDE LOS MIEMBROS DE NUCLEO (6 Y 7) ESTAN UNIDOS A LAS PLACAS SUPERFICIALES (2 Y 3), LAS PARTES FINALES LIBRES DE LOS MIEMBROS DE NUCLEO (6 Y 7) SON SOLIDARIAS ENTRE SI Y TRAS LA EVAGINACION DE LA PLACAS SUPERFICIALES (2 Y 3) LOS MIEMBROS DE NUCLEO (6 Y 7) SUBEN Y SE FORMA ASI UN CUERPO DE NUCLEO TRIDIMENSIONAL . CUANDO SE EVAGINAN LAS PLACAS SUPERFICIALES (2 Y 3), SE MUEVEN LAS PARTES FINALES LIBRES DE LOS MIEMBROS DE NUCLEO (6 Y 7), MIENTRAS QUE POR EL CONTRARIO EN LAS PORCIONES UNIDAS (9 Y 10) ENTRE LOS MIEMBROS DE NUCLEO (6 Y 7) Y LAS PLACAS SUPERFICIALES (2 Y 3) NO SE PRODUCE MOVIMIENTO ALGUNO, CON LO QUE SE PUEDE FORMAR UN CUERPO METALICO ESTRUCTURAL EMPAREDADO PREVEYENDO UNA DEFORMACION DESFAVORABLE Y SIN TENER EN CUENTA LAS FORMAS.

(01/09/2001). Ver ilustración. Solicitante/s: BRITISH AEROSPACE PUBLIC LIMITED COMPANY. Inventor/es: GODBEHERE, ANDREW.

SE ESTABLECE UNA CONSTRUCCION DE MATERIAL COMPOSITE INCLUIDO UN LAMINADO DE CAPAS DISPUESTO CON AL MENOS UNA CAPA CON DOMINIO DE URDIMBRE , ALTERNADA CON AL MENOS UNA CAPA CON DOMINIO DE TRAMA EN UNA DIRECCION DE ESPESOR Y AL MENOS DOS CAPAS CON DOMINIO DE TRAMA Y AL MENOS UNA CAPA CON DOMINIO DE URDIMBRE DISPUESTAS EN UNA DIRECCION DE ANCHURA, EN LA QUE EL ANCHO DE LA CAPA CON DOMINIO DE URDIMBRE SEA MAYOR QUE EL DE CADA CAPA CON DOMINIO DE TRAMA Y EN LA QUE LAS CAPAS CON DOMINIO DE TRAMA FORMEN UNA JUNTA SOLAPADA ENTRE SI.

(16/10/2000). Ver ilustración. Solicitante/s: MUÑOZ SAIZ,MANUEL.

La presente invención se refiere a mejoras respecto a la patente española 9601904, consiste en aplicar el sistema a fuselajes alargados de sección transversal rectangular aplastada, ovalada o circular y uniforme, adoptando la forma cuya vista lateral es un romboide con sus caras mayores horizontales, cuya cara plana inclinada de la zona frontal es una rampa que inicia en la zona superior delantera y desciende de forma inclinada hasta encontrar la base, la cara plana inclinada de la cola es paralela a la delantera, o sea, con la cara posterior iniciando en la zona superior y descendiendo de forma inclinada hacia atrás hasta encontrar la base, teniendo las uniones entre las superficies no laterales convenientemente redondeadas.

(01/07/2000). Ver ilustración. Solicitante/s: MUÑOZ SAIZ,MANUEL.

El perfeccionamiento en aviones o vehículos de alta velocidad de la invención consiste en disponer el morro del fuselajedel vehículo inclinado hacia arriba con una pared plana en zona inferior que partiendo de la zona inferior del fuselaje discurre inclinada hacia adelante hasta encontrar la zona superior del mismo, dicha pared inclinada aprovecha la incidencia del aire frontal en crear una gran sustentación y debido al ángulo que forma, la resistencia frontal es la misma que la del fuselaje de un vehículo convencional. Teniendo lacola inclinada hacia abajo con una pared plana en zona superior que partiendo de la zona superior del fuselaje discurre inclinada hacia atrás hasta encontrar la zona inferior delmismo, dicha pared inclinada aprovecha la succión del aire trasero en crear una gran sustentación y debido al ángulo que forma, la resistencia de la cola es la misma que la de unvehículo convencional.

(01/11/1999). Solicitante/s: RAYTHEON COMPANY. Inventor/es: COOK, LACY, G., KUNICK, JOSEPH M., CHEN, CHUNGTE W., LAU, ANTHONY S.

UN METODO Y APARATO ES PROVISTO PARA COMPENSAR POR LA ABERRACION OPTICA CREADA POR UN CRISTAL CONFORME. EL APARATO COMPRENDE UNA PLANCHA CORRECTORA DE UNA DIMENSION PARA PROVEER UNA CANTIDAD VARIABLE DE COMA, Y PRIMERA Y SEGUNDA LENTES CILINDRICAS PARA PROVEER UNA CANTIDAD VARIABLE DE ASTIGMATISMO Y UNOS MEDIOS CONTROLADORES PARA AJUSTAR LA PLANCHA CORRECTORA Y LAS LENTES PARA MINIMIZAR LA ABERRACION OPTICA CREADA POR EL CRISTAL CONFORME. EL APARATO DE LA PRESENTE INVENCION PERMITE LA CORRECCION DE CANTIDADES CONSIDERABLES DE ABERRACIONES OPTICAS SOBRE UN ANCHO CAMPO DE ESTIMA. EL APARATO ES SIMPLE EN DISEÑO, FACIL DE INSTALAR Y EFECTIVO DE COSTE. ASI, UNA SOLUCION OPTICA DE EFECTIVO COSTE ES DESCRITA PARA LA CORRECCION DE LA ABERRACION OPTICA.

(16/08/1999). Solicitante/s: BRITISH AEROSPACE PUBLIC LIMITED COMPANY. Inventor/es: TURNER, BRIAN J., BAE AIRBUS LIMITED, HUSSEY, SARA, BAE AIRBUS LIMITED, DAVIES, HUW E., BAE AIRBUS LIMITED.

SE DESCRIBE UN METODO Y HERRAMIENTA PARA CONFORMAR UNA ESTRUCTURA DE SOPORTE EN CHAPAS DE PERFIL DEFINIDO AERODINAMICO DE UN MATERIAL . EL METODO INCLUYE SUJETAR EL MATERIAL EN UNA CONFIGURACION DE PERFIL DEFINIDO, FORMANDO UN MOLDE DE HERRAMIENTA PARA LA ESTRUCTURA DE SOPORTE EN AL MENOS PARTE DE LA SUPERFICIE INVERSA DE LA CHAPA DE MATERIAL , FORMANDO UNA GUARNICION DE MATERIAL DE REFUERZO DE FIBRA JUNTO A UN MATERIAL DE MATRIZ PLASTICA EN EL MOLDE DE HERRAMIENTA, Y CONSOLIDAR LA ESTRUCTURA DE SOPORTE MEDIANTE LA APLICACION DE CALOR Y PRESION NECESARIA.

(16/12/1997). Solicitante/s: STRUCTURAL LAMINATES COMPANY. Inventor/es: GARESCHE, CARL E., ALUMINUM COMPANY OF AMERICA, ROEBROEKS, GERARDUS, H. J. J., GREIDANUS, VUWE V. WIMERSMA, OOST, ROB C. V., GUNNINK, JAN W.

UN PANEL DE CUERPO LAMINADO, PARA APLICACIONES EN AVIONES, COMPRENDE PRIMERA Y SEGUNDA CAPAS METALICAS Y UNA CAPA ADHESIVA. LAS SECCIONES PRIMERA Y SEGUNDA EN CADA CAPA METALICA SON GENERALMENTE COPLANARES Y SEPARADAS POR UNA LINEA DE JUNTA. UNA PRIMERA LINEA DE JUNTA EN UNA PRIMERA CAPA METALICA ES GENERALMENTE PARALELA A UNA SEGUNDA LINEA DE JUNTA EN UNA SEGUNDA CAPA METALICA, Y ESPACIADA LATERALMENTE DE LA SEGUNDA LINEA DE JUNTA. UNA CAPA ADHESIVA ENTRE LAS CAPAS METALICAS CONTIENE PREFERENTEMENTE FIBRAS DE REFORZAMIENTO PUENTEANDO LAS LINEAS DE JUNTA. UN FUSELAJE DE AVION, O ALA, O PLANOS DE COLA, HECHOS CON PANELES DE CUERPO EMPALMADOS DE LA INVENCION, TIENE MENOS JUNTAS Y PESOS MENORES QUE UNO HECHO CON PANELES DE CUERPO MAS ESTRECHOS, CONTENIENDO CAPAS METALICAS NO EMPALMADAS.

(01/08/1996). Solicitante/s: EUROCOPTER. Inventor/es: BIETENHADER, CLAUDE.

LA INVENCION CONCIERNE A UN FUSELAJE DE HELICOPTERO DEL TIPO QUE COMPORTA UNA ESTRUCTURA TRASERA Y UN TREN DE ATERRIZAJE, Y QUE SOPORTA UNA CAJA DE TRANSMISION, UN ROTOR PRINCIPAL Y AL MENOS UN MOTOR , Y DEL TIPO EN EL CUAL LA ESTRUCTURA CENTRAL COMPORTA UN ESQUELETO PROVISTO DE ELEMENTOS DE GUARNECIDO QUE DEFINEN LA FORMA EXTERIOR DEL FUSELAJE. SEGUN LA INVENCION, EL ESQUELETO DE LA ESTRUCTURA CENTRAL PRESENTA SENSIBLEMENTE LA FORMA DE UN HEXAEDRO REGULAR CONSTITUIDO POR PANELES DE ESQUELETO ENSAMBLADOS ENTRE ELLOS. LA INVENCION ENCUENTRA EN PARTICULAR SU APLICACION PARA LA REALIZACION DE HELICOPTEROS LIGEROS.

(01/01/1995). Solicitante/s: THE BOARD OF REGENTS OF THE STATE OF FLORIDA FOR THE BENEFIT OF FLORIDA INTERNATIONAL UNIVERSITY. Inventor/es: TORRES, MILTON J.

UNA PARTE DEL FUSELAJE TIENE EL SITIO ENTRE LAS MAMPARAS EN EL INTERIOR DE LA AERONAVE RELLENADO CON UN MATERIAL DE ESPUMA POLISOCINATURADA, SOLIDA DE CELULA CERRADA . LA ESPUMA ES APLICADA DE TAL MANERA QUE SE ADHIERA AL INTERIOR DE LA CUBIERTA DE ALUMINIO DEL FUSELAJE Y A LOS LADOS DE FUERA DE LAS MAMPARAS . LA ESPUMA PUEDE SER APLICADA BIEN POR PULVERIZACION (FIG 6) O ECHANDO (FIG 5) LA RESINA CON MATERIALES CATALIZADORES APROPIADOS PARA HACER QUE LA RESINA FORME LA ESPUMA . ESTA ACTUA PARA DAR MAYOR RESISTENCIA A LA ESTRUCTURA DE LA AERONAVE Y ASI INCREMENTAR EL TIEMPO DE UTILIZACION DE AERONAVES QUE SE HACEN VIEJAS, ANTES DE UN FALLO CATASTROFICO DE LA ADHERENCIA DE LA CUBIERTA A LAS MAMPARAS.

(01/06/1994). Solicitante/s: BRITISH AEROSPACE PUBLIC LIMITED COMPANY. Inventor/es: STEPHEN, DAVID, MANSBRIDGE, MARTIN HENRY, IRWIN, DAVID JOHN.

VIGA TUBULAR ESTRUCTURAL DE LAS QUE SE FORMAN POR EL METODO QUE UTILIZA TECNICAS DE FORMACION DE SUPERPLASTICO Y UNION POR DIFUSION (SPF/DB). SE TRATA DE UNA VIGA TUBULAR DE ESTRUCTURA CELULAR DE CUATRO LAMINAS DE FORMACION DE SUPERPLASTICO Y UNION POR DIFUSION, PARA SU APLICACION EN VIGAS DE CARRIL DE ALAS DE AERONAVES, INCLUYENDO DICHA VIGA TUBULAR UNOS REBORDES DE CARRIL DE ALA FORMADOS EN UNA SOLA PIEZA Y UNAS HOJAS DE CIZALLAMIENTO ONDULADAS. LAS ONDULACIONES SIRVEN PARA EL DOBLE PROPOSITO DE HACER REACCIONAR LOS MOMENTOS DE DOBLAMIENTO LOCAL DE LOS CARRILES. LAS HOJAS DE CIZALLAMIENTO INTERNAS ESTAN FORMADAS EN UNA SOLA PIEZA CON LA ESTRUCTURA CELULAR. LA VIGA TUBULAR ESTA DISE/ADA PARA SU FABRICACION A PARTIR DE UNA PIEZA BRUTA PLANA QUE CONSTA DE CUATRO LAMINAS ATACADAS QUIMICAMENTE CON REFUERZOS LOCALES SITUADOS ENTRE EL NUCLEO Y LAS LAMINAS SUPERFICIALES, OBTENIENDOSE UN SISTEMA DE BAJO COSTE PARA ADECUAR LA VIGA A LAS NECESIDADES DE ESPESOR MINIMO.

(16/02/1994). Solicitante/s: EUROCOPTER DEUTSCHLAND GESELLSCHAFT MIT BESCHRANKTER HAFTUNG. Inventor/es: UNTERHITZENBERGER, JOSEF.

PARA CONSEGUIR UNA FORMACION DE COCKPIT QUE NO SOLAMENTE ECONOMICE PESO SINO QUE TAMBIEN SEA ECONOMICA, EN UN COCKPIT PARA UN HELICOPTERO QUE ESTA PROVISTO CON UN EQUIPO DE SOPORTE COMPUESTO DE PIEZAS DE PERFIL HUECO CONECTADAS UNAS CON OTRAS, QUE LIMITAN LOS SEGMENTOS DE PUERTA Y VENTANA DEL COCKPIT Y UN REVESTIMIENTO EXTERIOR Y CON RESPECTO A LA RELATIVAMENTE LIMITADA PREPARACION DE NUMERO DE PIEZAS DE AEROPLANOS SE FABRICA A CAUSA DEL COSTE HABITUALMENTE EN MODO DE CONSTRUCCION DIFERENCIAL, SEGUN EL INVENTO SE FABRICA AL MENOS LAS PIEZAS DE PERFIL HUECO QUE ENGRANAN LOS SEGMENTOS DEL COCKPIT COMO ESTRUCTURA DE PERFIL PORTADOR (4A, 4B) INTEGRAL, CERRADA ESPACIALMENTE EN LA MANERA QUE SE FORMAN Y ENDURECEN DE MATERIAL FIBROSO O METAL DEFORMABLE SUPERPLASTICO EN UNA HERRAMIENTA DE MOLDEO CON LA FORMA DE PERFIL DE LAS PIEZAS DE PERFIL HUECO EN TORNO A LAS SUPERFICIES DE FORMA CORRESPONDIENTE A LOS SEGMENTOS DEL COCKPIT.

(16/08/1993). Solicitante/s: BROCHIER S.A.. Inventor/es: AUCAGNE, JEAN, AUDUC, HERVE.

TEJIDO A BASE DE FIBRAS RESISTENTES AL FUEGO QUE COMPRENDE UNA MEZCLA DE: A) 50-90 % EN PESO APROXIMADAMENTE DE FIBRAS TEXTURADAS "NO FUEGO"; B) 10-50 % EN PESO APROXIMADAMENTE DE FIBRAS TECNICAS QUE TIENEN UNA RIGIDEZ SUPERIOR A LA DEL VIDRIO TEXTURADO, CON LA CONDICION DE QUE SI LAS FIBRAS A) TIENEN FIBRAS DE VIDRIO TEXTURADAS, LAS FIBRAS B) SON DISTINTAS QUE FIBRAS DE CARBONO. LAS FIBRAS TEXTURADAS PREFERIDAS SON LAS DE VIDRIO. LAS FIBRAS B) PUEDEN SER DE CARBONO, DE ARAMIDA O DE CARBURO DE SILICIO. LOS TEJIDOS SON UTILES PARA LA FABRICACION DE OBJETOS COMPUESTOS IMPREGNADOS DE RESINA FENOLICA Y RESISTENTES AL FUEGO.

(01/12/1991). Solicitante/s: AKZO, N.V.. Inventor/es: ROEBROEKS, GERARDUS, HUBERTUS, JOANNES, JOSEPH, VOGELESANG, LAURENS BOUDEWIJN.

EL LAMINADO PRESENTA COMPORTAMIENTO A LA HENDIDURA BRUSCA MEJORADO, DE MODO QUE ES ADECUADO PARA USAR COMO MATERIAL DE CONSTRUCCION EN AVIACION Y COSMONAUTICA. COMPRENDE UNA CAPA INTERMEDIA DE MATERIAL TERMOPLASTICO REFORZADO POR FILAMENTOS DE VIDRIO CONTINUOS QUE TIENEN UN MODULO DE ELASTICIDAD DE 80 GPA POR LO MENOS. LOS FILAMENTOS DE VIDRIO ESTAN COMPUESTOS DE 58-69 % EN PESO DE SIO2, 18-29 % EN PESO DE AL2O3 Y 7-9 % EN PESO DE MGO. PREFERIBLEMENTE TIENE UNA TENACIDAD DE 4 GPA POR LO MENOS Y UN ALARGAMIENTO EN LA ROTURA DE 4 % POR LO MENOS. EL MATERIAL TERMOPLASTICO PUEDE SER UNA RESINA AMORFA, QUE TIENE UNA TG MAYOR QUE 140 (GRADOS) C, TAL COMO, POR EJEMPLO, POLIARILATOS, POLI(ETER)SULFONAS, POLIETERIMIDAS O ETERES DE POLI-P-FENILENO, O UNA RESINA SEMI- O PARA-CRISTALINA, QUE TIENE UN PUNTO DE FUSION CRISTALINO MAYOR QUE 170 (GRADOS) C, TAL COMO SULFUROS DE POLIFENILENO, POLIETERCETONAS O POLIMEROS DE CRISTAL LIQUIDO.

(16/10/1989). Solicitante/s: BROCHIER S.A.. Inventor/es: AUCAGNE, JEAN, AUDUC, HERVE.

CONSISTE EN UN TEJIDO CON ALTA RESISTENCIA AL FUEGO, UN ESCASO PESO POR UNIDAD DE SUPERFICIE Y UNA BUENA RESISTENCIA MECANICA, COMPRENDIENDO UNA MEZCLA DE: A) 50 A 90% EN PESO DE FIBRAS DE VIDRIO; Y B) DE 10 A 50% EN PESO DE FIBRAS DE CARBONO. TIENE APLICACION EN LA CONSTRUCCION DE ARTICULOS PARA ACONDICIONAMIENTO INTERIOR DE AERONAVES.

(16/09/1989). Ver ilustración. Solicitante/s: FERNANDEZ BELMONTE,ASENSIO.

LA INVENCION TIENE POR OBJETO UN AVION DEL TIPO DENOMINADO ULTRALIGERO, DOTADO DE ALAS Y COLA PLEGABLES O DESMONTABLES, QUE ESENCIALMENTE COMPRENDE UNA CABINA EN FORMA DE PEQUEÑA EMBARCACION DOTADA DE MEDIOS DE ESTABILIZACION , PROPULSION Y DIRECCION EN SUS DESPLAZAMIENTOS SOBRE EL AGUA QUE SON TOTALMENTE INDEPENDIENTES DE LOS MEDIOS QUE ASEGURAN LA ESTABILIDAD, PROPULSION Y MANIOBRABILIDAD DEL VEHICULO EN VUELO.