ES2376098B1 - Procedimiento de ensamblaje de secciones de fuselaje de una aeronave. - Google Patents

Procedimiento de ensamblaje de secciones de fuselaje de una aeronave. Download PDF

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Abstract

Procedimiento de ensamblaje de secciones de fuselaje de una aeronave.#El procedimiento comprende la fabricación de la sección anterior (2) y de la sección posterior (3) con la estructura de ensamblaje integrada en la sección posterior y el posterior ensamblaje de las dos secciones.#La fabricación de la sección anterior (2) comprende la fabricación de una porción principal (9) de sección anterior separada de una porción de acoplamiento (10) de sección anterior.#El ensamblaje de las dos secciones comprende el ensamblaje de la porción principal (9) con el conjunto de la sección posterior (3) y la porción de acoplamiento (10) de sección anterior.

Description

el mamparo de presiones de la aeronave. Es decir, las secciones correspondientes a la zona presurizada y la zona no presurizada de la aeronave respectivamente. La estructura de ensamblaje de estas secciones, además de la cuaderna de ensamblaje y la platabanda citadas, requiere de modificaciones estructurales para el acoplamiento del mamparo, en la configuración de la propia cuaderna de ensamblaje, o mediante la inclusión de elementos estructurales adicionales con obj eto de proporcionar una resistencia adicional adecuada para absorber las cargas de presión que actúan en el mamparo de presiones.
La presente invención también tiene por obj eto proporcionar un procedimiento de ensamblaj e entre las dos secciones cuando la estructura de ensamblaje (cuaderna, platabanda, acoplamiento del mamparo de presión, etc.) se ha integrado previamente en la sección posterior. En este caso, el integrar la estructura de ensamblaje en la sección posterior proporciona la ventaj a técnica de que al posicionar la estructura de ensamblaje más hacia atrás, el mamparo de presión se retrasa también apreciablemente y por tanto aumenta apreciablemente el volumen de la zona presurizada de la aeronave con la consiguiente ventaja derivada del aumento de la capacidad para transportar carga de pago.
Finalmente, otro obj eto de la presente invención es proporcionar un procedimiento de ensamblaj e entre las dos secciones cuando el fuselaje es troncocónico. En este caso, si además la estructura de ensamblaje (al menos consistente en la cuaderna de ensamblaje y la platabanda) se incorpora a la sección posterior, se presenta el problema técnico de que al sobresalir parte de la estructura de ensamblaje (al menos
la
platabanda) por el borde de la sección posterior, por
geometría
no es posible el acoplamiento directo de la
sección posterior
con la sección anterior.
ESTADO
DE LA TÉCNICA ANTERIOR A LA INVENCIÓN
Convencionalmente,
el ensamblaje de secciones de
fuselaje no se realiza a partir de las secciones totalmente
integradas. Al menos la estructura de ensamblaje (cuaderna
de ensamblaje, platabanda, etc.) se instala posteriormente,
durante la misma operación de ensamblaje. Una vez fijada la
estructura de ensamblaj e, se extiende sobre ella el
5
revestimiento, distribuido en paneles . Este método
convencional aporta la ventaja de que permite corregir las
tolerancias de fabricación, permitiendo un ajuste final
adecuado entre las dos secciones a acoplar, sin embargo como
se ha indicado anteriormente presenta inconvenientes
10
derivados del tiempo y costes de fabricación, así como de la
resistencia estructural y precisión dimensional del fuselaje
en el entorno de la zona de ensamblaj e, con respecto a la
solución de acoplar las secciones partiendo de que las
mismas incorporen la estructura de ensamblaje previamente al
15
ensamblaje.
Adicionalmente, en el caso de la presente invención
interviene el factor de la incorporación de los elementos
estructurales de acoplamiento del mamparo de presión a la
propia estructura de ensamblaje. Convencionalmente, el
20
mamparo de presión se ensambla a la aeronave a través de la
misma cuaderna de ensamblaje. Para ello, una porción
posterior del ala superior de la cuaderna se proyecta hacia
arriba y hacia atrás con cierta inclinación respecto al
revestimiento que viene determinada por una línea tangente
25
al mamparo de presión, teniendo un valor aproximado y
orientativo de 60°. También se conocen estructuras de
refuerzo para la carga de presión del mamparo como tirantes
que se acoplan entre la cuaderna de ensamblaj e y en otra
cuaderna de refuerzo dispuesta en una posición adelantada
3 O
respecto a la cuaderna de ensamblaj e y conectada a los
larguerillos de la sección anterior. Dicha cuaderna de
ensamblaje para mamparo de presión necesariamente ha de
fabricarse de metal y por la técnica de mecanizado, debido a
la naturaleza de las cargas que debe resistir, las del
35
acoplamiento como una cuaderna de ensamblaje simple más las
de presión. Sin embargo, recientemente se han considerado
estructuras de ensamblaje para mamparo de presión cuya
fabricación puede fabricarse totalmente en material
compuesto.
Este hecho, permite obtener una estructura de
ensamblaj e
unida a la sección de fuselaj e, sin ser
necesarios
medios de fij ación mecánicos, por ejemplo por
medio de las técnicas de copegado o cocurado de material compuesto lo que contribuye positivamente al objeto de la presente invención. Esta estructura de ensamblaje se recoge en la presente invención y es hacia la que preferidamente se dirige la misma.
DESCRIPCION DE LA INVENCION
Con objeto de resolver los inconvenientes del estado de la técnica y lograr las mejoras anteriormente señaladas la presente invención proporciona un procedimiento de ensamblaje de secciones de fuselaje, adecuado para secciones troncocónicas de fuselaj e donde se ensambla el mamparo de presión de la aeronave.
Esencialmente, el procedimiento de ensamblaj e permite acoplar una sección anterior con una sección posterior del fuselaje, cuando una de las secciones incorpora previamente la estructura de ensamblaje. Dicha estructura de ensamblaje comprende una cuaderna de ensamblaje y una platabanda principal. De otro lado, las secciones incorporan larguerillos, cuadernas de forma y revestimiento.
El procedimiento se caracteriza porque la fabricación de la sección anterior comprende la fabricación de la misma dividida en dos particiones: una porción principal de sección anterior y una porción de acoplamiento de sección anterior. La porción de acoplamiento consiste en un tramo de la sección anterior que se extiende desde el borde abarcando un arco . De este modo, la porción principal de sección anterior queda definida por un borde anterior, un borde posterior y un borde transversal que se extiende entre dichos bordes anterior y posterior de sección anterior.
Por otra parte, la fabricación de la sección posterior comprende la incorporación de la estructura de ensamblaje en dicha sección, es decir la incorporación de la platabanda principal y la cuaderna de ensamblaje en la misma. Así, la
platabanda principal se conecta fijamente al revestimiento y la cuaderna de ensamblaje se acopla fijamente a dicha
platabanda principal.
El
ensamblaje de las dos secciones se completa con las
siguientes subetapas:
ensamblaje
de la porción principal con la sección
posterior;
y
ensamblaje
de la porción de acoplamiento con el
conjunto
de la porción principal y la sección
posterior.
De esta forma, la invención permite el ensamblaje de las secciones troncocónicas del fuselaje, partiendo de secciones con la máxima integridad, a pesar de que la estructura de ensamblaj e esté integrada previamente en la sección posterior a acoplar. Dado que permite el ensamblaje independiente de las porciones en que se subdividen aproximando las porciones y secciones correspondientes hasta que contactan entre sí.
Por sección o estructura "integrada" se entiende en la presente invención que los elementos técnicos que constituyen dicha sección o estructura estén conectados fij amente previamente al acoplamiento. En particular, por estructura de ensamblaje integrada en la sección se entiende que la estructura de ensamblaje se encuentre conectada fijamente a la sección antes de producir el acoplamiento con la otra sección. Para conectar fijamente los distintos elementos de la estructura de ensamblaje y la estructura de ensamblaj e con la sección se contemplan tanto medios de fij ación como medios de unión. Los medios de fij ación se distinguen de los medios de unión en que los medios de fijación requieren de elementos conectores ajenos a los elementos a conectar. Los medios de fij ación pueden ser mecánicos (roscados, como tornillos; o no roscados, como remaches ciegos o no ciegos) o químicos (como adhesivos, por pegado o por copegado; por copegado cuando las piezas a conectar son de material compuesto). Los medios de unión a su vez pueden ser mecánicos (como por machihembrado) o
químicos (como por cocurado, cuando las piezas a conectar son de material compuesto). La diferencia entre las técnicas de cocurado y copegado es la siguiente: En el cocurado se unen elementos que no han sido curados previamente, produciéndose la unión mediante el curado del conjunto de los dos elementos, no disponiendo adhesivo entre los elementos a conectar; sin embargo en el copegado, uno de los elementos a conectar se ha curado previamente, disponiendo una capa de adhesivo entre los elementos a conectar.
Una variante del procedimiento de ensamblaje descrito anteriormente es que la porción de acoplamiento se integre en la sección posterior (o incluso que forme parte de ella) . La ventaja de esta alternativa se deriva del menor número de piezas a montar, aunque presentaría los inconvenientes frente a la alternativa anterior de que el útil de fabricación del revestimiento sería más complej o y de que permitiría una menor flexibilidad para corregir tolerancias dimensionales del ajuste de las secciones a acoplar. En este sentido, teniendo en cuenta estos efectos, la presente invención contempla alternativamente que la porción de acoplamiento se divida a su vez en varias porciones o que se extienda en torno a la zona de ensamblaje en tramos discontinuos, de manera que se pueda optimizar dicho ajuste del acoplamiento final entre las secciones integradas o "casi integradas". Por sección ·casi integrada" se entiende la sección sin la correspondiente porción de acoplamiento integrada en ella.
Para el ensamblaj e de la sección anterior casi integrada con la porción de acoplamiento se contempla la incorporación de una platabanda secundaria que se integra en la sección anterior para conectar la porción de acoplamiento en el borde anterior. Análogamente, una platabanda transversal se dispone en el borde transversal de la porción principal para la conexión de la misma con la porción de acoplamiento. La platabanda secundaria se acopla convencionalmente a la última cuaderna de forma de la sección anterior, de manera que se garantiza en todo momento
la continuidad de la resistencia estructural en la zona de conexión entre las porciones a través de la incorporación de herraj es de tensión que conectan las platabandas con los larguerillos correspondientes.
BREVE ENUNCIADO DE LAS FIGURAS
Para complementar la descripción de la invención y con obj eto de ayudar a una mej or comprensión de sus características técnicas, se acompaña a la presente memoria descriptiva las siguientes figuras:
Figura 1. -Vista en perspectiva esquemática del fuselaje de una aeronave donde se muestra la estructura del mismo en la zona de ensamblaje de las secciones anterior y posterior.
Figura 2.-Muestra esquemáticamente el procedimiento de ensamblaje entre las secciones anterior y posterior del fuselaje de la realización preferida de la invención. La figura 2A representa el acercamiento de la sección posterior a la porción principal de la sección anterior, previo a su acoplamiento. La figura 2B muestra el acercamiento de la porción de acoplamiento al conjunto de la sección posterior con la porción principal. Y la figura 2C muestra el fuselaje con las dos secciones una vez ensambladas.
Figura 3.-Muestra el ensamblaje entre la sección anterior y posterior del fuselaje según la vista indicada en la figura 2C como A-A' .
Figura 4.-Muestra el ensamblaje entre la sección anterior y posterior del fuselaje según la vista indicada en la figura 2C como B-B' .
Figura 5.-Muestra el ensamblaje entre la sección anterior y posterior del fuselaje según la vista indicada en la figura 2C como C-C'
Las referencias empleadas en las figuras son las siguientes:
1: Fuselaje de aeronave
2: Sección anterior de fuselaje
3: Sección posterior de fuselaje
4: Larguerillo
5: Cuaderna de forma
6: Revestimiento
7: Platabanda principal
8: Cuaderna de ensamblaje
9: Porción principal de sección anterior
10: Porción de acoplamiento de sección anterior
11: Platabanda secundaria
12: Herrajes de tensión
13: Mamparo de presión
14: Anillo de mamparo
15: Platabanda transversal
16: Borde posterior de porción principal
17: Borde anterior de porción principal
18: Anclaje para izado de la sección posterior
DESCRIPCION DE UNA REALIZACIÓN PREFERIDA
La realización preferida descrita a continuación se refiere a un procedimiento de ensamblaj e de las secciones anterior (2) y posterior (3) del fuselaje (1) troncocónico de una aeronave! siendo las secciones a ensamblar las correspondientes al acoplamiento del mamparo de presión de la aeronave. En la figura 1 se observa una vista de dichas secciones, donde se muestran los elementos estructurales de las secciones a ensamblar, que comprenden larguerillos (4), cuadernas de forma (5) y revestimiento (6).
Previamente a realizar el ensamblaj e entre las secciones, la estructura de ensamblaje está integrada en la sección (3) posterior del fuselaje (1)
La estructura de ensamblaje considerada en esta realización preferida puede fabricarse totalmente en material compuesto, contribuyendo positivamente al objeto de la presente invención como se ha indicado anteriormente. Esta estructura de ensamblaje, que está integrada en la sección posterior antes de realizar el acoplamiento, comprende una platabanda principal (7), una cuaderna de ensamblaje (8), herrajes de tensión (12), el mamparo (13) de presión y un anillo (14) de mamparo . Estos elementos se muestran por ejemplo en la figura 3, correspondiente a una
vista de un corte transversal de la estructura de ensamblaje, que se extiende con simetría cilíndrica en torno al fuselaje. El anillo (14) de mamparo tiene la función de recibir las cargas de presión del mamparo (13) de presión. Se caracteriza por tener una forma en L, con dos porciones rectas: una porción anterior y otra porción posterior. Así, el mamparo (14) se conecta a la porción posterior del anillo
(14) de mamparo, proyectándose la porción posterior hacia arriba y hacia atrás con cierta inclinación respecto al revestimiento (6), viniendo determinada la inclinación por una línea tangente al mamparo de presión. Por otra parte, la cuaderna (8) de ensamblaje tiene la función de rigidizar la sección transversal del fuselaj e, de manera desacoplada de la función de absorber las cargas de presión del mamparo
(13), que es proporcionada por el anillo (14) de mamparo. La cuaderna (8) está conectada fijamente al anillo (14) de mamparo y, el conjunto de cuaderna y anillo, están conectados fij amente al revestimiento por interposición de la platabanda (7) principal, entre la porción anterior del anillo de mamparo y el revestimiento. Por otro lado, la platabanda (7) principal está conectada a los larguerillos
(4)
de la sección posterior por medio de unos herrajes de tensión (12). Con esta configuración, al menos la platabanda
(7)
principal sobresale de la sección posterior (3), antes
de
proceder a ensamblar la porción principal (9) o la
porción de
acoplamiento (10) de la sección anterior (2) con
dicha sección posterior 83) .
En
la figura 2 se muestra esquemáticamente el
procedimiento de ensamblaje de la invención. Así, la figura 2A muestra el ensamblaje de la sección posterior (3) con la porción principal (9) de la sección anterior (2), mostrándose la aproximación entre la sección posterior y la porción principal. La figura 2B muestra el ensamblaje entre la porción de acoplamiento (10) con el conjunto de la porción principal (9) de sección anterior ensamblada a la sección posterior (3) Por último, en la figura 2C, se
muestra el fuselaje una vez que las secciones están ensambladas . Internamente, el ensamblaj e de las porciones y secciones se muestra en las figuras 3, 4 Y 5 que representa
5 el ensamblaje según las vistas de los cortes A-A', B-B' Y ee' de la figura 2e, respectivamente. Así, la figura 3 (vista A-A') muestra el ensamblaje entre la sección posterior (3) y la porción principal (9), la figura 4 (vista B-B') muestra el ensamblaje entre la sección posterior (3) y la porción de
10 acoplamiento (10), Y la figura 5 (vista e-e') muestra el ensamblaj e entre la porción principal (9) Y la porción de acoplamiento (10) Durante el ensamblaj e, las secciones se soportan mediante gradas o puentes grúa. Para facilitar la
15 aproximación de las secciones durante el ensamblaje, las mismas pueden incorporar unos anclajes (18) para permitir su izado .

Claims (12)

  1. REIVINDICACIONES
    1.-PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, para acoplar una sección anterior
    (2)
    con una sección posterior (3) del fuselaje (1); las secciones comprendiendo 1argueri11os (4), cuadernas de forma
    (5)
    y revestimiento (6); el fuselaje comprendiendo una estructura de ensamblaje entre la sección anterior (2) y la sección posterior (3) ; la estructura de ensamblaje
    incluyendo
    una platabanda (7) principal y una cuaderna (8)
    de
    ensamblaje;
    el
    procedimiento caracterizado porque comprende las
    siguientes etapas:
    fabricación
    de la sección anterior (2) y de la
    sección posterior (3) con la estructura de ensamblaje integrada en una de las secciones; y ensamblaje de las secciones;
    caracterizado porque:
    la fabricación de la sección anterior (2) comprende la fabricación de una porción principal (9) de sección anterior separada de una porción de acoplamiento (10) de sección anterior, la última consistente en un tramo de sección anterior que se extiende desde el borde (16) posterior de la sección anterior hasta el borde (17) anterior de la misma abarcando un arco;
    la fabricación de la sección posterior (3) comprende la integración de la estructura de ensamb1aj e en la sección posterior; y
    el ensamblaje de las dos secciones comprende las siguientes subetapas:
    ensamblaje de la porción principal (9) con la sección
    posterior (3); y
    ensamblaje de la porción de acoplamiento (10) con el
    conjunto de la porción principal y la sección
    posterior.
  2. 2. -PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, para acoplar una sección anterior
    (2) con una sección posterior (3) del fuselaje (1); las
    secciones comprendiendo larguerillos (4), cuadernas de forma
    (5) y revestimiento (6); el fuselaje comprendiendo una
    estructura de
    ensamblaje entre la sección anterior (2) y la
    sección
    posterior (3) ; la estructura de ensamblaje
    incluyendo
    una platabanda (7) principal y una cuaderna (8)
    de
    ensamblaje;
    el procedimiento comprendiendo
    las siguientes etapas:
    fabricación de la sección anterior (2 ) y de la sección posterior (3) con la estructura de ensamblaje integrada en una de las secciones; y
    ensamblaje de las dos secciones;
    caracterizado porque:
    la fabricación de la sección anterior (2) comprende la fabricación de una porción principal (9) de sección anterior separada de una porción de acoplamiento (10) de sección anterior, la última consistente en un tramo de sección anterior que se extiende desde el borde (16) posterior de la sección anterior hasta el borde (17) anterior de la misma abarcando un arco;
    la fabricación de la sección posterior (3) comprende la integración de la estructura de ensamblaj e en la sección posterior; y
    el ensamblaj e de las dos secciones comprende el ensamblaje de la porción principal (9) con el conjunto de la sección posterior (3) y la porción de acoplamiento (10) de sección anterior.
  3. 3. -PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 1 ó 2, caracterizado porque:
    la fabricación de la porción principal (9) de sección anterior comprende la incorporación de una platabanda (11) secundaria que se extiende a lo largo del borde (17) anterior; la platabanda (11) secundaria conectándose fijamente entre una cuaderna (5 ) de forma y el revestimiento
    (6 ) de la sección anterior.
  4. 4. -
    PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE
    FUSELAJE
    DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 3,
    caracterizado porque:
    la fabricación de la porción principal (9) de sección anterior comprende la incorporación de herrajes (12) de tensión conectados fijamente entre los larguerillos (4) y la platabanda (11) secundaria.
    s. -PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 4, caracterizado porque:
    la fabricación de la porción de acoplamiento (10) comprende la incorporación de larguerillos (4) conectados fijamente al revestimiento (6).
  5. 6. -PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 5, caracterizado porque:
    la fabricación de la sección posterior (3) comprende la incorporación de un mamparo de presión (13) acoplado fijamente a la cuaderna (8) de ensamblaje y a la platabanda
    (7) principal.
  6. 7. -PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 6, caracterizado porque:
    el mamparo de presión (13) se conecta fij amente a un anillo de mamparo (14) que a su vez se conecta fij amente entre la cuaderna (8) de ensamblaj e y la platabanda (7) principal.
  7. 8.-PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según una de las reivindicaciones 5-7, caracterizado porque:
    la fabricación de la porción principal (9) comprende la incorporación de una platabanda transversal (15).
  8. 9. -PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 8, caracterizado porque el ensamblaj e de la porción principal
    (9)
    con la sección posterior (3) comprende conectar fijamente la platabanda (7) principal con el revestimiento
    (6)
    de la porción principal (9).
  9. 10.-PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 9, caracterizado porque el ensamblaj e de la porción principal
    ( 9) con la sección posterior (3) comprende conectar fij amente unos herraj es de tensión entre los larguerillos
    (4)
    de la porción principal (9) y la platabanda (7)
    principal .
  10. 11.-
    PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE
    FUSELAJE
    DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 8,
    caracterizado
    porque el ensamblaj e de la porción de
    acoplamiento (10) con el conjunto de la porción principal
    (9)
    y la sección posterior (3) comprende conectar fijamente el revestimiento de la porción de acoplamiento (10) con la platabanda (7) principal de la sección posterior (3), y con la platabanda (11) secundaria y la platabanda transversal
    (15)
    de la sección anterior (9)
  11. 12.-PROCEDIMIENTO DE ENSAMBLAJE DE SECCIONES DE FUSELAJE DE UNA AERONAVE, según la reivindicación 11, caracterizado porque el ensamblaj e de la porción de acoplamiento (10) con el conjunto de la porción principal
    (9) y la sección posterior (3) comprende conectar fijamente unos herrajes de tensión entre los larguerillos (4) de la porción de acoplamiento (10) y la platabanda (7) principal por un lado, y entre los larguerillos (4) de la porción de acoplamiento (10) y la platabanda (11) secundaria por otro .
    OFICINA ESPAÑOLA DE PATENTES Y MARCAS
    N.º solicitud: 200930503
    ESPAÑA
    Fecha de presentación de la solicitud: 24.07.2009
    Fecha de prioridad:
    INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TÉCNICA
    51 Int. Cl : Ver Hoja Adicional
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    56 Documentos citados Reivindicaciones afectadas
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    US 20060060705 A1 (STULC et al.) 23.03.2006, párrafos [0015]-[0024]; figuras 1-2C. EP 1063166 A1 (EADS AIRBUS) 27.12.2000 1-5,8-12
    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 21.02.2012
    Examinador L. J. Dueñas Campo Página 1/4
    INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TÉCNICA
    Nº de solicitud: 200930503
    CLASIFICACIÓN OBJETO DE LA SOLICITUD B64C1/06 (2006.01)
    B64C1/10 (2006.01) B64F5/00 (2006.01) Documentación mínima buscada (sistema de clasificación seguido de los símbolos de clasificación) B64C, B64F Bases de datos electrónicas consultadas durante la búsqueda (nombre de la base de datos y, si es posible, términos de
    búsqueda utilizados) INVENES, EPODOC
    Informe sobre el estado de la técnica Página 2/4
    OPINIÓN ESCRITA
    Nº de solicitud: 200930503
    Fecha de realización de la opinión escrita: 21.02.2012
    Declaración
    Novedad (Art. 6.1 LP 11/1986)
    Reivindicaciones 1-12 Reivindicaciones SÍ NO
    Actividad inventiva (Art. 8.1 LP11/1986)
    Reivindicaciones 1-12 Reivindicaciones 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.
    Informe sobre el estado de la técnica Página 3/4
    OPINIÓN ESCRITA
    Nº de solicitud: 200930503
    1. 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
    US 2006/0060705 A1 (STULC et al.) 23.03.2006
    D02
    EP 1063166 A1 (EADS AIRBUS) 27.12.2000
  12. 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 declaración
    La solicitud de invención presentada contiene dos reivindicaciones principales o independientes de procedimiento y diez reivindicaciones más dependientes de las anteriores. Dicha invención define como objeto técnico de la misma, según se expresa en las primeras líneas de las reivindicaciones principales, un procedimiento de ensamblaje de secciones de fuselaje; dicho objeto técnico se centra funcionalmente o como aplicación, según se continúa en el preámbulo de dichas reivindicaciones principales, en el campo de las aeronaves. Igualmente, y como establece el solicitante en el preámbulo de dichas reivindicaciones principales, la invención incluye como parte del estado de la técnica de dicho campo tecnológico el que las secciones comprendan larguerillos, cuadernas y revestimiento; el que el fuselaje comprenda una estructura de ensamblaje entre las secciones anterior y posterior, y que dicha estructura de ensamblaje incluya una platabanda y una cuaderna de ensamblaje. 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 aparato que de manera necesaria o suficiente afrontan dicho problema técnico, establecidas según el solicitante en la parte caracterizadora de las reivindicaciones independientes, comprende, además de las etapas de fabricación de las secciones y ensamblaje de las mismas, la definición de una porción de acoplamiento, que abarca un arco de la sección anterior, y el orden de ensamblaje de la porción principal de la sección anterior, la sección posterior y dicha porción de acoplamiento, que diferencia a las dos reivindicaciones independientes de procedimiento.
    El documento D01 se considera el estado de la técnica más próximo. Este documento estadounidense, que forma parte del mismo sector técnico, presenta una unión a empalme entre dos secciones de fuselaje de una aeronave. La unión empalmada se realiza mediante platabanda dispuesta a lo largo de la junta. El documento D01 refleja el estado de la técnica en lo que concierne a las reivindicaciones principales.
    El documento D02 está también bastante relacionado con la solicitud de invención presentada y también forma parte del mismo sector tecnológico. Se trata de un documento europeo y muestra un método y aparato para la fabricación de una estructura tridimensional de gran tamaño. Por tanto, el documento D02 también refleja el estado de la técnica.
    Informe sobre el estado de la técnica Página 4/4
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