ES2368541B1 - Procedimiento de implantación de parches para reparación de estructuras aeronáuticas y parche utilizado en dicho procedimiento. - Google Patents
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Abstract
Procedimiento de implantación de parches para reparación de estructuras aeronáuticas y parche utilizado en dicho procedimiento. El procedimiento y parche utilizado tiene por finalidad reparar zonas deterioradas en estructuras metálicas de aeronaves, como grietas, de manera que el procedimiento se basa primeramente en realizar dos taladros sobre los extremos de la grieta, para evitar que esta se extienda, efectuando un estudio previo para obtener el parche de material compuesto y a continuación aplicar el adhesivo como medio de unión de ese parche de material compuesto sobre la estructura metálica a reparar, estando el parche de material compuesto por un número de capas determinadas de prepeg y colocadas según una orientación adecuada, complementándose con sensores de fibra óptica que se embeben en el adhesivo aplicado como medio de unión entre el propio parche de material compuesto y la estructura metálica en la que se aplica.
Description
Procedimiento de implantación de parches para reparación de estructuras aeronáuticas y parche utilizado en dicho procedimiento.
Objeto de la invención
La presente invención se refiere a un procedimiento de implantación de parches para reparación de estructuras aeronáuticas, el cual está concebido para que un operario cualificado pueda reparar “in situ” el deterioro de una parte de una aeronave, todo ello sin necesidad de tener que desarmar esa parte y permitir con ello que la aeronave pueda ser utilizada en un breve periodo de tiempo.
Es igualmente objeto de la invención el parche utilizado como elemento reparador y que se fija a la estructura metálica de la aeronave en el procedimiento referido.
Es pues objeto de la invención simplificar y conseguir una óptima eficacia en las reparaciones de grietas que suele producirse en determinadas partes de las aeronaves.
Antecedentes de la invención
Como es sabido, sobre las estructuras metálicas de las aeronaves suelen presentarse grietas que requieren una reparación, todo ello al objeto de prolongar la vida de la aeronave en servicio.
Es decir, el deterioro de las estructuras metálicas en las aeronaves, a lo largo de su ciclo de vida, ha llevado a fabricantes a incrementar programas de envejecimiento en las propias aeronaves, más conocidos como “Aging Programs”, de manera que actualmente los programas de reparación se aplican recurriendo a análisis estadísticos de los fallos en servicio de las aeronaves, donde juegan un importante papel los perfiles de vuelo de las mismas, de tal manera que la estructura de una aeronave se comporta a fatiga de diferente forma en función de la operación de la aeronave, dando lugar a situaciones en las que dos mismas aeronaves con el mismo número de horas de vuelo, incluso con los mismos ciclos de servicio, presenten diferentes fallos estructurales, e incluso a veces con consecuencias catastróficas.
Las reparaciones suele realizarse mediante parches de material compuesto que se fijan sobre la estructura metálica afectada de la grieta incipiente.
Evidentemente, la flexibilidad del material compuesto de adaptarse a la estructura existente, y de reforzar preferencialmente la dirección de carga dominante, hace que la comentada técnica de reparación sea muy eficaz, tanto en términos estructurales como de costo.
Evidentemente, por razones básicas, aplicar la técnica de reparación mediante parches de material compuesto, presenta las siguientes particularidades:
- •
- Se trata de métodos simples y repetitivos para la preparación superficial y ejecución de la reparación.
- •
- Son técnicas de diseño, sencillas y conservadoras, para dimensionar la reparación.
- •
- Se han definido procedimientos de inspección y se ha fijado una frecuencia de repetición para mantener la tolerancia al daño.
Pues bien, aunque la técnica de reparación mediante parches de material compuesto se sigue mejorando actualmente, sin embargo existe un problema, y es que una vez reparada la estructura se tiene la necesidad de hacer inspecciones sobre el estado de la reparación, inspecciones que se llevan a cabo mediante un equipo externo de ultrasonidos, rayos x, etc, mediante los que se evalúa de forma periódica la integridad estructural.
Descripción de la invención
El procedimiento que se preconiza está previsto para la implantación de parches de reparación sobre la estructura metálica de una aeronave, basándose en la monitorización estructural que consiste en la integración permanente de una serie de sensores distribuidos convenientemente, cuya respuesta es recogida y procesada de forma continua y automática, permitiendo generar señales de alerta cuando se producen situaciones de riesgo estructural, o cuando se requiere mantenimiento.
Más concretamente, el procedimiento de implantación que se preconiza se basa en las siguientes fases operativas:
• Realización de dos taladros en correspondencia con los extremos de la grieta detectada, determinando esos taladros la parada de la grieta.
- •
- Realización de un estudio previo para la ejecución del parche de material compuesto, con un número de capas determinadas y con una orientación también determinada, pues el material compuesto tiene unas propiedades u otras funciones en función de las dos comentadas variables, con la particularidad de que la determinación se lleva a cabo teniendo en cuenta donde está situada la zona deteriorada, de manera que utilizando un programa de cálculo por elementos finitos se podrán analizar todos los esfuerzos y deformaciones que sufre la zona a reparar durante su ciclo normal de trabajo.
- •
- Aplicación de un adhesivo para realizar la unión del parche obtenido sobre la estructura metálica, de manera que las características del adhesivo asegurarán una transmisión de propiedades tanto mecánicas como elásticas, lo más óptima posible.
- •
- Embebido de los sensores de fibra óptica en el adhesivo, concretamente entre la estructura metálica de la aeronave que se pretende reparar, y el parche de material compuesto.
- •
- Introducción de la zona reparada en una bolsa de vacío para conseguir la adhesión total entre el parche de material compuesto y la estructura metálica.
La fabricación de la bolsa de vacío consiste en la colocación de un número de capas en un orden escrupuloso y que corresponden a:
- ◦
- Una capa de plástico;
- ◦
- Un sangrador;
- ◦
- Una capa de plástico sin perforar;
- ◦
- Una capa de fibra de vidrio o aireador;
- ◦
- Una capa de manta de calor;
- ◦
- Una capa de manta anticalórica.
Todo ello de manera tal que en los bordes de la bolsa se colocará fibra de vidrio y masilla para evitar cualquier escape.
Las temperaturas que han de aplicarse en el interior de la bolsa de vacío, para conseguir una curación de reparación óptima, se establecerá entre 0 y 200ºC, durante un tiempo de 0 y 60 minutos, aproximadamente, para mantener después alrededor de los 175ºC la temperatura durante un tiempo de aproximadamente de 100 a 120 minutos para finalmente, y durante aproximadamente 30-40 minutos, bajar la temperatura de nuevo hasta cerca de los 0ºC.
En definitiva, se trata de un procedimiento que permite combinar la reparación con técnicas de monitorización “in situ” mediante sensores de fibra óptica que dan información sobre la transferencia de cargas de la estructura al parche para validar los modelos que se desarrollan, y tratar de inferir de estas medidas el correcto estado de la unión.
El procedimiento es operacional durante toda la vida de la estructura, permitiendo disminuir los costes y tiempos de mantenimiento, al eliminar las inspecciones y sustituciones innecesarias, con la particularidad de que la monitorización estructural incluye dos líneas de actuación, independientes pero complementarias en su aplicación, una consistente en la monitorización de cargas, o medida continua de la solicitación estructural, y la otra correspondiente a una monitorización de daño, o sistemas autónomos de detección de grietas.
Las ventajas que presentan los sensores de fibra óptica para monitorización de cargas, pueden resumirse en las siguientes:
- •
- Debido a sus reducidas dimensiones y geometría son indicados para su integración estructural, especialmente en materiales compuestos avanzados o estructuras de cemento, en los que pueden ser fácilmente embebidos.
- •
- Resultan compatibles con los sistemas ópticos de transmisión de datos.
- •
- Son resistentes a la corrosiónyalafatiga.
- •
- Son inmunes a las interferencias electromagnéticas.
- •
- Resultan seguros en ambientes inflamables.
- •
- Son fáciles de fabricar y presentan un bajo coste potencial.
- •
- Son resistentes y duraderos, y embebidos en la estructura su vida operativa es prácticamente ilimitada.
- •
- Tienen amplios márgenes de temperaturas de servicio.
- •
- Dependiendo del tipo de sensor, presentan sensibilidades elevadas, y anchos de banda muy amplios.
- •
- Tienen una gran capacidad de multiplexación.
En base al procedimiento y parche descritos, la reparación a realizar sobre una aeronave resulta mucho más eficaz, puesto que el tiempo es menor con respecto al requerido tradicionalmente, e incluso mucho más eficiente, permitiendo soportar mayores esfuerzos.
Descripción de los dibujos
Para complementar la descripción que se está realizando y con objeto de ayudar a una mejor comprensión de las características del invento, de acuerdo con un ejemplo preferente de realización práctica del mismo, se acompaña como parte integrante de dicha descripción, un juego de dibujos en donde con carácter ilustrativo y no limitativo, se ha representado lo siguiente:
La figura 1.-Muestra una representación esquemática de las distintas capas que han de formar la bolsa de vació para conseguir el parche objeto de la invención.
La figura 2.-Muestra una gráfica correspondiente al ciclo de curado de la reparación, en donde aparecen en el eje de coordenadas el tiempo y en el eje de abcisas la temperatura en grados centígrados.
Realización preferente de la invención
De acuerdo con el procedimiento de la invención, y una vez realizados los taladros de parada en los extremos de la grieta correspondiente a la anomalía detectada, y tras la realización del correspondiente estudio previo para hacer el parche de material compuesto. Se lleva a cabo la realización de la bolsa de vacío, constituida por una serie de capas que en orden correlativo corresponden a una capa de material plástico perforado (1), un sangrador (2), una capa de plástico sin perforar (3), una capa de fibra de vidrio o aireador (4), una manta de calor (5) y una manta anti-calórica (6). Entre el parche de material compuesto y la estructura metálica correspondiente a reparar se sitúa un adhesivo estructural que permite una transmisión de propiedades tanto mecánicas como elásticas lo más óptimas posibles, embebiéndose los sensores de fibra óptica utilizados en el adhesivo entre la estructura y el parche de material compuesto, siendo el número de sensores en cada fibra óptica de dos, siendo este número suficiente para obtener la información adecuada de la zona reparada y de sus alrededores. De esta forma se consigue la adhesión total entre el parche de material compuesto y la estructura metálica correspondiente a reparar aplicándose las temperaturas y los tiempos en el correspondiente ciclo de curado de la reparación, corresponden al representado en la figura 2.
Posteriormente, con el procedimiento de la invención se lleva a cabo una monitorización de cargas o estructural basada en la integración permanente en la estructura de sensores de fibra óptica cuya respuesta es recogida y procesada de forma continua y automática, generando el sistema señales de alerta cuando se producen situaciones de riesgo estructural o cuando se requiere mantenimiento.
Se han realizado ensayos para estudiar la resistencia de diferentes estructuras aeronáuticas, iniciándose con un ensayo con probetas de reducido tamaño, pasando seguidamente a una reparación con material compuesto.
La reparación con material compuesto consiste en poner directamente el adhesivo, a continuación el número de láminas de prepeg necesarias para que la estructura tenga una relación de rigideces entre el parche, zona a reparar y la estructura igual a la unidad. De tal forma que se irán reduciendo de tamaño y siguiendo una secuencia de orientaciones adecuadas para el punto donde esta situada la grieta que variarán entre: 0º, 45º, 90 y 135º.
Se realizaron un total de catorce probetas: A continuación, se pasó a una estructura rigidizadora del fuselaje de una aeronave como es un larguerillo. Se realizaron un total de doce larguerillos.
La siguiente estructura elegida fue un panel, estructura que recubre el fuselaje de una aeronave. Se fabricaron un total de doce paneles:
Para el ensayo de estos paneles, tanto a tracción como a fatiga, se necesitó idear un útil para contener al panel.
Por último, se eligió una estructura que contuviera las estructuras anteriores más una cuaderna. Esta última estructura es de alta complejidad tanto para repararla como para ensayarla.
Se realizarán un total de doce estructuras aeronáuticas:
Los ensayos referidos se llevan a cabo totalmente monitorizados con sensores de fibra óptica, extensiómetros y sensores piezoeléctricos, permitiendo medir cada deformación y cada esfuerzo que sufra la estructura en todo momento del ensayo, para obtener posteriormente gráficas que ayudan a entender el comportamiento de cada una de las estructuras sin defecto, con defecto y reparadas, de manera que una vez ensayadas cada una de esas estructuras se analizarán los resultados obtenidos, comprobándose que las estructuras reparadas con material de parche compuesto soportan mayor fuerza o presión en el ensayo estático y mayor número de ciclos en el ensayo a fatiga, que las reparadas de forma tradicional.
Claims (5)
- REIVINDICACIONES1. Procedimiento de implantación de parches para reparación de estructuras aeronáuticas, que estando previsto para la aplicación de parches compuestos sobre superficies de estructuras metálicas de aeronaves, para reparación de las superficies deterioradas, concretamente de incipientes grietas, se caracteriza porque consiste en las siguientes fases operativas:
- •
- Realización de una pareja de taladros en correspondencia con los extremos de la grieta, para establecer la parada de ésta.
- •
- Realización de un estudio previo para la materialización del parche de material compuesto.
- •
- Aplicación de un adhesivo sobre la zona a reparar como medio de unión entre el parche de material compuesto y la estructura metálica deteriorada, dispuesta a continuación.
- •
- Disposición de unos sensores de fibra óptica embebidos en el adhesivo, concretamente entre la estructura metálica a reparar y el parche de material compuesto.
- •
- Introducción de la zona a reparar en una bolsa de vacío para conseguir la adhesión total entre el parche de material compuesto y la estructura metálica.
- •
- Programación de un ciclo de curación de reparación teniendo en cuenta la temperatura y el tiempo.
-
- 2.
- Procedimiento de implantación de parches para reparación de estructuras aeronáuticas, según reivindicación 1ª, caracterizado porque se programa el ciclo de curación de la reparación en un periodo de tiempo comprendido aproximadamente entre 0 y 200 minutos, con una temperatura comprendida aproximadamente entre 0º a 200ºC, durante aproximadamente los 50 primeros minutos, para a continuación mantenerse la temperatura ligeramente por debajo de los 200ºC hasta sobrepasados los aproximadamente 160 minutos, efectuándose finalmente una disminución de la temperatura hasta alcanzar de nuevo aproximadamente la temperatura ambiente hasta los 200 minutos del proceso.
-
- 3.
- Parche de material compuesto para la reparación de estructuras aeronáuticas, que siendo implementado de acuerdo con el procedimiento de las reivindicaciones precedentes, se caracteriza porque está constituido por una serie de capas de prepeg que se colocarán según las orientaciones adecuadas al punto donde esta situado el defecto de tal forma que ayudara a la estructura a soportar los diferentes esfuerzos y deformaciones a los que esta sometida la estructura, complementándose con sensores de fibra óptica que se embeben en el adhesivo aplicado como medio de unión entre el propio parche de material compuesto y la estructura metálica en la que se aplica.
-
- 4.
- Parche de material compuesto para la reparación de estructuras aeronáuticas, según reivindicación 3ª, caracterizado porque el número de sensores de fibra óptica es preferentemente de dos, convenientemente distribuidos para obtener una respuesta que es recogida y procesada de forma continua y automática.
OFICINA ESPAÑOLA DE PATENTES Y MARCASN.º solicitud: 200802918ESPAÑAFecha de presentación de la solicitud: 16.10.2008Fecha de prioridad:INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TECNICA51 Int. Cl : B64F5/00 (2006.01) B29C73/10 (2006.01)DOCUMENTOS RELEVANTES- Categoría
- Documentos citados Reivindicaciones afectadas
- X
- DE 202007013755 U1 (KIERSCH COMPOSITE) 13.03.2008, párrafos [0004]-[0010],[0028],[0040]; figuras 1-6. 3-4
- A
- 1-2
- X
- US 20080110575 A1 (GRAHAM) 15.05.2008, párrafos [0133]-[0139]; figura 1. 3-4
- A
- 1-2
- X
- US 20060027308 A1 (MACKENZIE) 09.02.2006, todo el documento. 3-4
- A
- 1-2
- A
- WO 2007063145 A1 (AIRBUS ESPAÑA) 07.06.2007, resumen; figuras. 1-2
- A A
- WO 2007063146 A1 (AIRBUS ESPAÑA) 07.06.2007, resumen; figuras. US 4836030 A (MARTIN) 06.06.1989 1-2
- Categoría de los documentos citados X: de particular relevancia Y: de particular relevancia combinado con otro/s de la misma categoría A: refleja el estado de la técnica O: referido a divulgación no escrita P: publicado entre la fecha de prioridad y la de presentación de la solicitud E: documento anterior, pero publicado después de la fecha de presentación de la solicitud
- El presente informe ha sido realizado • para todas las reivindicaciones • para las reivindicaciones nº:
- Fecha de realización del informe 21.10.2011
- Examinador L. J. Dueñas Campo Página 1/5
INFORME DEL ESTADO DE LA TÉCNICADocumentación mínima buscada (sistema de clasificación seguido de los símbolos de clasificación) B64F, B29C Bases de datos electrónicas consultadas durante la búsqueda (nombre de la base de datos y, si es posible, términos debúsqueda utilizados) INVENES, EPODOCOPINIÓN ESCRITAFecha de Realización de la Opinión Escrita: 21.10.2011- Declaración
- Novedad (Art. 6.1 LP 11/1986)
- Reivindicaciones Reivindicaciones 1-2 3-4 SÍ NO
- Actividad inventiva (Art. 8.1 LP11/1986)
- Reivindicaciones Reivindicaciones 1-2 3-4 SÍ NO
Se considera que la solicitud cumple con el requisito de aplicación industrial. Este requisito fue evaluado durante la fase de examen formal y técnico de la solicitud (Artículo 31.2 Ley 11/1986).Base de la Opinión.-La presente opinión se ha realizado sobre la base de la solicitud de patente tal y como se publica.OPINIÓN ESCRITA1. Documentos considerados.-A continuación se relacionan los documentos pertenecientes al estado de la técnica tomados en consideración para la realización de esta opinión.- Documento
- Número Publicación o Identificación Fecha Publicación
- D01
- DE 202007013755 U1 (KIERSCH COMPOSITE) 13.03.2008
- D02
- US 20080110575 A1 (GRAHAM) 15.05.2008
- D03
- US 20060027308 A1 (MACKENZIE) 09.02.2006
- D04
- WO 2007063145 A1 (AIRBUS ESPAÑA) 07.06.2007
- D05
- WO 2007063146 A1 (AIRBUS ESPAÑA) 07.06.2007
- D06
- US 4836030 A (MARTIN) 06.06.1989
- 2. Declaración motivada según los artículos 29.6 y 29.7 del Reglamento de ejecución de la Ley 11/1986, de 20 de marzo, de Patentes sobre la novedad y la actividad inventiva; citas y explicaciones en apoyo de esta declaraciónLa solicitud de invención presentada contiene una reivindicación principal o independiente de procedimiento, seguida de una reivindicación dependiente de la anterior, más otra reivindicación independiente de aparato, seguida de otra reivindicación dependiente de ésta. Dicha invención define como objeto técnico de la misma, según se expresa en el preámbulo de la reivindicación 1, un procedimiento de implantación de parches de material compuesto para la reparación de estructuras metálicas de aeronaves. La parte esencial de la invención que destaca el solicitante como novedosa frente al estado de la técnica de cara a resolver el problema técnico planteado y, por tanto, las características técnicas substanciales del procedimiento que de manera necesaria o suficiente afrontan dicho problema técnico, establecidas según el solicitante en la parte caracterizadora de la reivindicación 1, comprende los pasos de: realizar un par de taladros en los extremos de la grieta; realización de un estudio previo; aplicación del adhesivo sobre la zona a reparar; embeber unos sensores de fibra óptica en dicho adhesivo; introducir la zona a reparar en una bolsa de vacío para su curado; programación de un ciclo de curación. No incluye el paso posterior a la aplicación de los sensores y anterior al curado mediante bolsa de vacío de la aplicación del parche de material compuesto. Aunque esto es obvio para un experto en la materia, debería incluirse dicho paso en aras a la claridad de la reivindicación.El documento D01 es un documento alemán del mismo sector técnico. Presenta un procedimiento de reparación de zonas dañadas de material compuesto en el que aparecen los pasos 2 (véase párrafo [0004]), 3, 5 y 6 (párrafos [0006]-[0010], [0040]) de realización del estudio previo, aplicación del adhesivo, introducir la zona a reparar en una bolsa de vacío y programación de un ciclo de curación. La realización de un par de taladros en los extremos de la grieta se considera obvia para un experto en la materia. Este documento D01 incluye el paso de incorporar en la zona a reparar unos sensores de presión y temperatura antes del curado para monitorizar dicho proceso de curado (párrafo [0028]), pero no aparece la idea de incluir unos sensores de fibra óptica para su posterior seguimiento en revisiones ulteriores. Por ello, se considera que este documento no afecta a la actividad inventiva de la reivindicación 1.Los documentos D02 y D03 son documentos estadounidenses que pertenecen también al mismo sector técnico. Presentan, entre otras cosas, un método para la reparación de componentes metálicos y no-metálicos mediante parches de material compuesto. Por tanto, únicamente reflejan el estado de la técnica.Los documentos D04 y D05 son dos documentos de solicitudes PCT que pertenecen también al mismo sector técnico. En ellos se presenta la fabricación y el producto final de unas estructuras aeronáuticas de material compuesto en las que van embebidos unos sensores de fibra óptica para el seguimiento de posibles fracturas o delaminaciones del material que puedan ocurrir a lo largo de la vida de la estructura. Igualmente, incluye un procedimiento de reparación de dicha estructura; en ningún momento se utilizan parches de material compuesto ni se habla de reparación de estructuras metálicas. Por tanto, únicamente reflejan el estado de la técnica.En relación con la posible combinación del documento D01 con alguno de los documentos D04 o D05 se argumenta lo siguiente: si consideramos el documento D01 como el estado de la técnica más próximo, éste se diferencia de la reivindicación 1 esencialmente en que aquél no se aplica a la reparación de las tradicionales estructuras metálicas de las aeronaves, en la realización del par de taladros y en que no aparece la incorporación de sensores de fibra óptica para el subsecuente seguimiento en revisiones posteriores de la evolución de la grieta. En cuanto a la reparación de estructuras metálicas mediante parches de material compuesto, esto es conocido en el estado de la técnica, como así lo reconoce el propio solicitante en la descripción, y se muestra en los documentos D02 o D03; igualmente, la realización de los dos taladros para frenar el avance de la grieta también es algo conocido. Los documentos D04 o D05 enseñan a reparar estructuras de material compuesto que ya tienen embebida la fibra óptica mediante la limpieza de la zona dañada, reparación de la fibra óptica dañada mediante empalme y restitución del material compuesto dañado.OPINIÓN ESCRITALa pregunta a hacerse podría ser: ¿Por qué el hombre de la técnica del método problema-solución, que conoce el estado de la técnica pero carece en absoluto de imaginación y de capacidad de inventiva, combinaría un documento de reparación de estructuras de material compuesto mediante parches de material compuesto con otro documento que presenta una estructura aeronáutica de material compuesto con una red de fibra óptica embebida para el seguimiento mecánico de la misma y su procedimiento de reparación sin parches para obtener como solución un procedimiento de reparación de estructuras metálicas aeronáuticas mediante parches de material compuesto en el que antes de incorporar el parche se embebe en el adhesivo una fibra óptica como sensor de seguimiento de la solicitación mecánica? ¿No solamente que podría combinar dichos documentos, sino lo haría? ¿Y no solamente combinaría los documentos, sino que le induciría a la combinación de ideas para resolver el seguimiento de las reparaciones de materiales metálicos utilizando lo que se aplica en la fabricación de materiales compuestos, todo sin imaginación ni capacidad de inventiva? Por ello, no se considera obvia la combinación de dos documentos para la anulación de la actividad inventiva de la reivindicación 1, ni mucho menos de tres de ellos.El documento D06 es un documento estadounidense en el que se muestra un método de chequeado de daños estructurales en materiales compuestos mediante el embebido durante la fabricación del material compuesto de una pluralidad de líneas de fibra óptica.La solicitud de invención presentada contiene también, como se ha indicado al principio, una reivindicación independiente de aparato, seguida de otra reivindicación dependiente de ésta. Dicha invención define como objeto técnico de la misma, según se expresa en el preámbulo de la reivindicación 3, un parche de material compuesto para la reparación de estructuras aeronáuticas. La parte esencial de la invención que destaca el solicitante como novedosa frente al estado de la técnica de cara a resolver el problema técnico planteado y, por tanto, las características técnicas substanciales del procedimiento que de manera necesaria o suficiente afrontan dicho problema técnico, establecidas según el solicitante en la parte caracterizadora de la reivindicación 1, comprende el que dicho parche está constituido por una serie de capas de pre-peg. También incluye características técnicas del procedimiento de implantación de dicho parche, o de incorporación de otros componentes (como los sensores) a lo largo de dicho procedimiento que son externos al propio parche; como éstos no pueden definir dicha invención por tratarse de una reivindicación de aparato, se considera que no añaden características técnicas a tener en cuenta en la reivindicación 3.El documento D01 presenta un parche con dichas características (que, por otra parte, son conocidas en el estado de la técnica), como puede verse en los párrafos [0004]-[0010], [0040]. Por tanto, el documento D01 afecta a la novedad de dicha reivindicación independiente 3. Lo mismo puede argumentarse a partir de los documentos D02 y D03.La reivindicación dependiente 4 se ve afectada por lo indicado más arriba sobre la reivindicación 3, por lo que se considera que no podría añadir a dicha reivindicación 3 características técnicas con actividad inventiva frente al estado de la técnica conocido o lo que puede considerarse como obvio para un experto en la materia.
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