ES2875337T3 - Transparencia de las aeronaves con sello de presión y/o drenaje antiestático - Google Patents
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Abstract
Un ensamble de la transparencia de la aeronave (46), que comprende: una transparencia de la aeronave (48) que comprende al menos una capa (52) que tiene una superficie exterior (54) y una porción extendida (60) que define un reborde (62) y un sello de presión (10) que se acopla a la porción extendida (60) de al menos una capa (52), en donde el sello de presión (10) incluye un cuerpo del sello de presión (12), al menos un tope de compresión integrado (36) y al menos una lengüeta conductora (30).
Description
DESCRIPCIÓN
Transparencia de las aeronaves con sello de presión y/o drenaje antiestático
Referencia cruzada a las solicitudes relacionadas
Esta solicitud reivindica la prioridad de la solicitud de patente provisional de Estados Unidos núm. 61/933,576 presentada el 30 de enero, 2014.
Antecedentes de la invención
Campo de la invención
Esta invención se refiere generalmente a las transparencias de las aeronaves y, más particularmente, a una transparencia de las aeronaves que tiene un sello de presión que incorpora topes de compresión integrados y/o que tiene un ensamble de drenaje antiestático.
Consideraciones técnicas
Las aeronaves comerciales de pasajeros tienen un fuselaje hermético para permitir que el interior de la aeronave esté presurizado durante el vuelo. Con el fin de mantener la integridad de la presión en el interior de la aeronave, así como también para evitar la penetración de la humedad, las transparencias de la aeronave (por ejemplo, los parabrisas de la cabina de mando y las ventanas de la cabina) deben permanecer herméticamente selladas contra el cuerpo de la aeronave. Sin embargo, durante las operaciones de vuelo normales en las que la aeronave viaja desde el nivel del suelo hasta miles de pies en el aire y luego regresa nuevamente, el fuselaje de la aeronave se expande y contrae debido al diferencial de presión entre el interior de la aeronave y el entorno externo. Con el fin de mantener un sello hermético entre la transparencia de la aeronave y el fuselaje de la aeronave durante la expansión y contracción del fuselaje, se coloca una junta flexible o “sello de presión” entre la transparencia y el fuselaje de la aeronave. Cuando la transparencia está unida al fuselaje, típicamente por tornillos, el sello de presión se comprime entre el borde exterior de la transparencia y el fuselaje a medida que se aplica torque a los tornillos. El sello de presión flexible ayuda a mantener un sello hermético y a prueba de humedad entre el fuselaje y la transparencia, incluso cuando el fuselaje se expande y contrae durante las operaciones normales.
El torque aplicado a los tornillos cuando se fija la transparencia de la aeronave al fuselaje es muy importante. Si el torque es demasiado alto, el sello de presión puede comprimirse demasiado y perder su intervalo de expansión y contracción. Si el torque no es lo suficientemente alto, es posible que la transparencia de la aeronave no esté bien sellada contra el fuselaje de la aeronave. Incluso si se aplica la cantidad correcta de torque, otros factores pueden tener un impacto adverso en la operación del sello de presión. Por ejemplo, el material del sello de presión puede perder flexibilidad y retener su estado comprimido (en estado de vuelo) después de períodos prolongados de ciclos de tiempo y temperatura. Esto puede crear un espacio entre las superficies de contacto de la transparencia y el fuselaje, lo que puede permitir la penetración de la humedad en el fuselaje de la aeronave, así como también una pérdida de la presión. Además, a medida que el material de la junta pierde su flexibilidad con el tiempo, los tornillos que aseguran la transparencia al fuselaje pueden deformarse. Esto reduce el torque en los tornillos y permite que los tornillos se aflojen (lo que se denomina convencionalmente “deslizamiento”).
Otro problema asociado con las transparencias de las aeronaves convencionales es la estática de precipitación (conocida como “P-estática”). La estática de precipitación es una carga eléctrica que se acumula en el exterior de la transparencia de la aeronave cuando la aeronave vuela a través de determinadas condiciones ambientales, por ejemplo, partículas de hielo, lluvia, nieve y polvo. La estática de precipitación se acumula en la superficie exterior de la transparencia de la aeronave hasta que la carga estática alcanza un punto crítico, momento en el que se descarga repentinamente en el fuselaje metálico adyacente de la aeronave. Esta descarga eléctrica repentina puede interrumpir las comunicaciones de la aeronave, así como también los radares de navegación y vigilancia y puede dañar los radomos y las transparencias de la aeronave. La estática de precipitación también puede provocar un “ruido de transmisión” causado por la acumulación de carga en las áreas no conductoras de la aeronave, tales como los parabrisas. Esta acumulación de carga y la descarga posterior pueden interrumpir las comunicaciones de la aeronave, particularmente las altas frecuencias u Hf y tiene el potencial de provocar interferencia con las antenas cercanas a la fuente de descarga. Además, bajo determinadas condiciones, una descarga eléctrica estática repentina puede dañar la transparencia, lo que provoca un fallo del sistema de calentamiento de la transparencia y/o pérdida parcial de la visibilidad a través de la transparencia.
El documento EP 2562078 A1 describe una ventana de la cabina de mando de una aeronave que tiene una película de protección electromagnética. Describe un sello contra la intemperie que comprende un cuerpo con al menos un agujero pasante para un tornillo y un retenedor incorporado dentro del cuerpo que rodea al menos parcialmente el agujero pasante. El documento EP 0314 153 A2 describe un sistema de tira de drenaje estático de precipitación.
Sería ventajoso reducir o eliminar al menos algunos de estos problemas asociados con las transparencias de las aeronaves convencionales. Por ejemplo, sería ventajoso proporcionar un sello de presión para la transparencia de la aeronave que reduzca la posibilidad de deslizarse y/o pérdida del torque durante las operaciones de la aeronave. Por ejemplo, sería ventajoso proporcionar un método y/o estructura para permitir que la estática de precipitación en la transparencia de la aeronave sea drenada de la transparencia antes de una descarga repentina para reducir la interrupción de las comunicaciones y/o navegación de la aeronave y/o el daño a la transparencia de la aeronave.
Resumen
La presente invención proporciona un ensamble de la transparencia de las aeronaves, que comprende una transparencia de las aeronaves que comprende al menos una capa que tiene una superficie exterior y una porción extendida que define un reborde. El ensamble comprende además un sello de presión que se acopla a la porción extendida de la capa. El sello de presión incluye un cuerpo del sello de presión, al menos un tope de compresión integrado y al menos una lengüeta conductora. La transparencia de la aeronave puede incluir opcionalmente además un ensamble de drenaje antiestático que comprende al menos un elemento conductor flexible que tiene un primer extremo en contacto eléctrico con la superficie exterior de la capa (o con un recubrimiento conductor eléctrico opcional, si está presente) y un segundo extremo en contacto eléctrico con la lengüeta conductora.
El tope de compresión puede comprender un miembro anular, por ejemplo un miembro metálico anular, encapsulado dentro del cuerpo. El sello de presión puede incluir al menos un agujero pasante y el tope de compresión puede extenderse al menos parcialmente alrededor de la circunferencia del agujero pasante.
El sello de presión incluye al menos una lengüeta conductora que se extiende desde el cuerpo del sello de presión. Esta lengüeta conductora puede extenderse en cualquier dirección. Por ejemplo, la lengüeta conductora puede extenderse radialmente hacia dentro desde el cuerpo del sello de presión. La lengüeta conductora puede estar formada por una porción del cuerpo del sello de presión que se extiende desde el resto del cuerpo del sello de presión y puede comprender el material conductor incorporado en la porción extendida.
La presente invención también se refiere a un sello de presión para una transparencia de la aeronave. El sello de presión comprende un cuerpo que comprende al menos un agujero pasante y al menos un tope de compresión encapsulado dentro del cuerpo y que rodea al menos parcialmente al menos un agujero pasante. El tope de compresión puede comprender un miembro anular, por ejemplo un miembro metálico anular.
El sello de presión incluye al menos una lengüeta conductora que se extiende desde el cuerpo del sello de presión. Por ejemplo, la lengüeta conductora puede extenderse radialmente hacia dentro desde el cuerpo del sello de presión.
El ensamble de la transparencia de la presente solicitud puede incluir además un ensamble de drenaje antiestático que comprende al menos un elemento conductor flexible que tiene un primer extremo en contacto eléctrico con la superficie exterior de la capa (o con un recubrimiento conductor eléctrico opcional, si está presente) y un segundo extremo en contacto eléctrico con la lengüeta conductora del sello de presión.
El sello de presión incluye un cuerpo y al menos un tope de compresión encapsulado dentro del cuerpo. El tope de compresión puede comprender un miembro anular, por ejemplo, un miembro metálico anular. El sello de presión puede incluir al menos un agujero pasante y el tope de compresión se extiende al menos parcialmente alrededor de la circunferencia del agujero pasante.
Breve descripción de los dibujos.
La invención se describirá con referencia a las siguientes figuras de los dibujos en donde los números de referencia iguales identifican las partes iguales de principio a fin.
La Figura 1 es una vista en planta (no a escala) de un sello de presión de la invención;
La Figura 2 es una vista lateral en sección(no a escala) tomado a lo largo de la línea ll-ll de la Figura 1;
La Figura 3 es una vista en planta (no a escala) de una sección del sello de presión de la Figura 1;
La Figura 4 es una vista lateral en sección(no a escala) tomada a lo largo de la línea IV-IV de la Figura 1;
La Figura 5 es una vista lateral en sección(no a escala) tomada a lo largo de la línea de V-V de la Figura 1;
La Figura 6 es una vista lateral en sección (no a escala) de una porción del perímetro de una aeronave ensamble de la transparencia (con las porciones del ensamble de la transparencia eliminadas para facilitar la descripción) que muestra una capa exterior conectada a un fuselaje de la aeronave y que ilustra un ensamble de drenaje antiestático de la invención;
La Figura 7 es una vista lateral en sección (no a escala) del lado izquierdo de la Figura 6 que muestra una barrera contra la humedad (tira en Z) en la ubicación de la lengüeta conductora del sello de presión;
La Figura 8 es una vista lateral en sección (no a escala) de la barrera contra la humedad (tira en Z) en una ubicación del cuerpo del sello de presión sin la lengüeta conductora y
La Figura 9 es una vista en planta de la Figura 7.
Descripción de las modalidades preferidas
Como se usa en la presente, los términos espaciales o direccionales, tales como “izquierda”, “derecha", “interior", “exterior", “arriba", “abajo" y similares, se refieren a la invención tal como se muestra en las figuras de los dibujos. Sin embargo, la invención puede asumir varias orientaciones alternativas y, en consecuencia, tales términos no deben considerarse limitativos. Todos los números usados en la descripción y en las reivindicaciones deben entenderse como modificados en todos los casos por el término “aproximadamente". Debe entenderse que todos los intervalos descritos en la presente descripción abarcan los valores del intervalo inicial y final y todos y cada uno de los subintervalos incluidos en los mismos. Los intervalos descritos en la presente descripción representan los valores promedio sobre el intervalo especificado. El término “sobre" incluye ampliamente tanto “directamente sobre" (es decir, en contacto directo) o “arriba" (ubicado arriba pero no necesariamente en contacto directo con la superficie subyacente). El término “película" significa una región de una composición de recubrimiento deseada o seleccionada. Una “capa" comprende una o más “películas". Un “recubrimiento" comprende una o más “capas". Los términos “polímero" o “polimérico" incluyen oligómeros, homopolímeros, copolímeros y terpolímeros, por ejemplo, polímeros formados a partir de dos o más tipos de monómeros o polímeros. El término “luz visible" significa radiación electromagnética que tiene una longitud de onda en el intervalo de 380 nm a 780 nm. El término “radiación infrarroja" significa radiación electromagnética que tiene una longitud de onda en el intervalo de más de 780 nm a 100000 nm. El término “radiación ultravioleta" significa radiación electromagnética que tiene una longitud de onda en el intervalo de 100 nm a menos de 380 nm.
La invención se discutirá con referencia a su uso con una transparencia de la aeronave en la forma de una ventana lateral de la aeronave. Sin embargo, debe entenderse que la invención no se limita a su uso con las ventanas laterales de la aeronave, sino que podría practicarse con otras transparencias de las aeronaves, por ejemplo, los parabrisas de la aeronave. Además, la invención podría practicarse con las transparencias para otros vehículos (tales como automóviles o embarcaciones de agua) o con las transparencias arquitectónicas. Por lo tanto, debe entenderse que los ejemplos descritos específicamente se presentan simplemente para explicar los conceptos generales de la invención y que la invención no se limita a los ejemplos descritos específicamente.
La invención comprende, consiste o consiste esencialmente en los siguientes aspectos de la invención, en cualquier combinación. Varios aspectos de la invención se ilustran en la presente descripción en figuras de los dibujos independientes. Esto es simplemente para facilitar la ilustración y la discusión. En la práctica de la invención, uno o más aspectos de la invención mostrados en una figura de los dibujos pueden combinarse con uno o más aspectos de la invención mostrados en una o más de las otras figuras de los dibujos.
En la Figura 1 se muestra un sello de presión 10 de la invención. El sello de presión 10 incluye un cuerpo 12 que tiene una superficie exterior 14 (superficie superior), una superficie interna 16 (superficie inferior), un borde periférico exterior 18 y un borde periférico interior 20. El borde periférico interior 20 define un área interior abierta. Por “superficie exterior" se entiende la superficie del sello de presión 10 diseñada para mirar hacia el exterior de la aeronave cuando el sello de presión 10 se instala en la aeronave. La “superficie interna" es la superficie diseñada para mirar hacia el interior de la aeronave cuando el sello de presión 10 se instala en la aeronave.
El sello de presión 10 está hecho de un material elástico y/o flexible. Los ejemplos de los materiales adecuados incluyen los polímeros elásticos. Por ejemplo, los elastómeros termoplásticos o termoendurecibles. Por ejemplo, los polímeros de silicona. Por ejemplo, los polidiorganosiloaxanos. El material elástico también puede incluir los materiales de refuerzo para mejorar la resistencia física del sello de presión 10. Los ejemplos de tales materiales de refuerzo incluyen sílice y cuarzo.
El cuerpo 12 puede tener cualquier dimensión deseada. Por ejemplo, el cuerpo 12 puede tener un grosor 21 (Figura 2) en el intervalo de 0,01 pulgada (') a 0,1" (0,025 cm a 0,25 cm), tal como 0,01" a 0,08" (0,025 cm a 0,2 cm), tal como 0,01" a 0,06" (0,025 cm a 0,15 cm), tal como 0,02" a 0,06" (0,05 cm a 0,15 cm), tal como 0,03" a 0,05" (0,08 cm a 0,13 cm). Por ejemplo, el cuerpo 12 puede tener un grosor 21 de 0,04" (0,1 cm).
El cuerpo (sin incluir la lengüeta 30 que se describe más abajo) puede tener un ancho 22 en el intervalo de 0,4" a 2" (1 cm a 5 cm), tal como 0,4" a 1,5" (1 cm a 3,8 cm), tal como 0,5" a 1,5" (1,3 cm a 3,8 cm), tal como 0,6" a 1,3" (1,5 cm a 3,3 cm), tal como 0,6" a 1,2" (1,5 cm a 3 cm), tal como 0,7" a 1,1" (1,8 cm a 2,8 cm), tal como 0,7" a 1" (1,8 cm a 2,5 cm).
El sello de presión 10 puede incluir al menos una banda o primer cordón 24 formado sobre la superficie exterior 14 o
que sobresale de ella (ver las Figuras 1 y 4). El primer cordón 24 se extiende alrededor de al menos una porción de la superficie exterior 14, como se muestra en la Figura 1. El primer cordón 24 mejora el sellado y la compresión cuando el sello de presión 10 se une al fuselaje de una aeronave. El primer cordón 24 puede ser continuo o puede estar formado de las porciones desconectadas que se extienden alrededor de la superficie exterior 14.
El primer cordón 24 puede tener una altura de 25 (con referencia a la superficie exterior 14) en el intervalo de 0,03” a 0,1" (0,08 cm a 0,25 cm), tal como 0,04” a 0,08” (0,1 cm a 0,2 cm), tal como 0,05" a 0,07" (0,13 cm a 0,18 cm).
El primer cordón 24 puede tener un ancho 27 en el intervalo de 0,02” a 0,1” (0,05 cm a 0,25 cm), tal como 0,04” a 0,08” (0,1 cm a 0,2 cm), tal como 0,06” a 0,07” (0,15 cm a 0,18 cm).
El sello de presión 10 incluye una pluralidad de agujeros pasantes 26. Los tornillos que conectan la transparencia y el sello de presión 10 al fuselaje de la aeronave pueden extenderse a través de los agujeros pasantes 26, como se describe con más detalle más abajo.
Puede ubicarse otra banda o un segundo cordón 28 en (por ejemplo, que sobresale de) la superficie exterior 14 en o adyacente a los agujeros pasantes 26. El segundo cordón 28 puede rodear o al menos rodear parcialmente el área adyacente a la parte superior de los agujeros pasantes 26. Por ejemplo, el segundo cordón 28 puede ser un anillo O conectado a la superficie exterior. Alternativamente, el segundo cordón 28 puede formarse mediante una proyección del material de la superficie exterior 14 en o cerca de la ubicación de los agujeros pasantes 26.
El segundo cordón 28 puede tener un ancho 31 en los intervalos establecidos anteriormente para el primer cordón 24.
El segundo cordón 28 puede tener un diámetro interior 33 en el intervalo de 0,4" a 0,8" (1 cm a 2 cm), tal como 0,5" a 0,7" (1,3 cm a 1,8 cm), tal como 0,6" a 0,65" (1,5 cm a 1,65 cm).
El segundo o los segundos cordones 28 pueden tener una altura 29 en el intervalo establecido anteriormente para el primer cordón 24. Opcionalmente, el segundo cordón 28 puede tener una altura 29 en el intervalo de 0,01” a 0,1” (0,025 cm a 0,25 cm), tal como 0,02” a 0,08” (0,05 cm a 0,2 cm), tal como 0,03” a 0,07” (0,08 cm a 0,18 cm). Las alturas del primer cordón 24 y del segundo o los segundos cordones 28 pueden ser iguales o diferentes.
El primer o los primeros cordones 24 y/o el segundo o los segundos cordones 28 no son conductores.
El sello de presión 10 incluye una o más porciones conductoras o lengüetas 30 que se extienden desde el cuerpo 12 del sello de presión. Estas lengüetas conductoras 30 pueden extenderse en cualquier dirección para adaptarse a diferentes diseños de transparencia de la aeronave. En el ejemplo ilustrado en la Figura 1, las lengüetas conductoras 30 se extienden hacia dentro (por ejemplo, radialmente hacia dentro) desde el borde periférico interior 20 del cuerpo 12. Para otros diseños de la transparencia, las lengüetas 30 podrían proyectarse en una dirección diferente, por ejemplo hacia fuera desde el borde periférico exterior 18.
Las lengüetas conductoras 30 se pueden formar, por ejemplo, por extensiones o proyecciones discretas de las porciones del cuerpo 12. Estas proyecciones pueden incluir un material conductor de la electricidad. Por ejemplo, las lengüetas 30 pueden contener partículas de uno o más metales conductores de la electricidad. Los ejemplos de los metales conductores de la electricidad adecuados incluyen la plata, el cobre, el aluminio, el estaño, el acero, el hierro, el zinc y el oro.
Por ejemplo, durante el proceso de moldeo para formar el sello de presión 10, el material conductor se puede añadir a las porciones del material elastomérico que forman las lengüetas 30 de manera que cuando se completa el moldeado, el material conductor se incorpora al material elastomérico que forma las lengüetas 30 que sobresalen del cuerpo 12.
Opcionalmente, las lengüetas 30 pueden ser miembros conductores separados unidos al cuerpo 12. Por ejemplo, las lengüetas 30 pueden ser miembros conductores separados adheridos o conectados al cuerpo 12.
Opcionalmente, las lengüetas 30 pueden estar formadas por las proyecciones del cuerpo 12 recubiertas al menos parcialmente con un material conductor, por ejemplo, una capa de un metal conductor como se describió anteriormente.
Se pueden ubicar uno o más terceros cordones 32 adicionales en las lengüetas conductoras 30. Por ejemplo, en una superficie superior de la lengüeta conductora 30. El tercer o los terceros cordones 32 son eléctricamente conductoras. El tercer cordón 32 puede formarse, por ejemplo, durante el proceso de moldeo de las lengüetas conductoras 30 como se describió anteriormente. Las lengüetas conductoras 30 pueden usarse para proporcionar contacto eléctrico entre un ensamble de drenaje antiestático opcional y el fuselaje de la aeronave (por ejemplo, el bastidor de la aeronave), como se describe con más detalle más abajo.
Las lengüetas conductoras 30 se extienden desde el cuerpo del sello de presión 12 (ver las Figuras 1 y 5). Por ejemplo,
las lengüetas 30 pueden extenderse radialmente hacia dentro desde el borde periférico interior 20 del resto del cuerpo 12 del sello de presión. Por ejemplo, las lengüetas 30 pueden extenderse una distancia 34 (con respecto al borde periférico interior 20 del resto del cuerpo 12) en el intervalo de 0,05” a 0,5" (0,13 cm a 1,3 cm), tal como 0,05" a 0,3" (0,13 cm a 0,8 cm), tal como 0,05” a 0,12” (0,13 cm a 0,3 cm), tal como 0,06” a 0,10” (0,15 cm a 0,25 cm).
Como se muestra en las Figs. 1 a 5, el sello de presión 10 incorpora los topes de compresión 36 integrados. Los topes de compresión 36 están formados por un material o miembro encerrado dentro del, tal como completamente dentro del cuerpo 12. Los topes de compresión 36 se extienden al menos parcialmente alrededor del agujero pasante 26 adyacente. Los topes de compresión 36 tienen una mayor dureza que el material del cuerpo 12. Es decir, los topes de compresión 36 son más duros y/o menos compresibles que el material del cuerpo 12. En el ejemplo ilustrado en la Figura 2, el tope de compresión 36 está formado por un miembro anular 38 que tiene un borde exterior 40 que define un diámetro exterior y un borde interior 42 que define un diámetro interior. El tope de compresión 36 se puede moldear en el cuerpo 12 durante la fabricación del sello de presión 10.
Los topes de compresión 36 pueden ser metálicos. Los ejemplos de los metales adecuados incluyen acero, estaño, latón, aluminio, hierro, cobre y zinc. Por ejemplo, el miembro anular 38 puede ser un miembro de acero, tal como una arandela de acero. El miembro 38 está completamente encapsulado dentro del cuerpo del sello de presión 12 de manera que no quede expuesta ninguna superficie metálica del miembro 38. Por lo tanto, cuando se inserta un sujetador, tal como un tornillo metálico, a través del agujero pasante 26, la superficie exterior del tornillo solo contacta con el material elastomérico del cuerpo 12 y no contacta con el miembro 38.
El material que forma el tope de compresión 36 puede seleccionarse para proporcionar un durómetro específicamente deseado. El durómetro se puede seleccionar para proporcionar una compresión final o un torque deseados cuando el sello de presión 10 se sujeta a la aeronave.
El miembro anular 38 puede tener un diámetro exterior 43 en el intervalo de 0,2" a 0,6" (0,5 cm a 1,5 cm), tal como 0,2" a 0,5" (0,5 cm a 1,3 cm), tal como 0,3" a 0,4" (0,8 cm a 1 cm).
El miembro anular 38 puede tener un diámetro interior 44 en el intervalo de 0,1” a 0,5” (0,25 cm a 1,3 cm), tal como 0,1” a 0,4” (0,25 cm a 1 cm), tal como 0,1” a 0,3” (0,25 cm a 0,8 cm), tal como 0,2" a 0,3" (0,5 cm a 0,8 cm).
La Figura 6 muestra una porción periférica de un ensamble 46 de la transparencia de la aeronave que tiene una transparencia 48 conectada a un fuselaje de la aeronave, tal como al armazón 50 de la aeronave, que utiliza un sello de presión 10 de la invención. Como apreciará un experto en la técnica, las transparencias convencionales de la aeronave incluyen típicamente una pluralidad de capas transparentes laminadas juntas por capas intermedias poliméricas. Para simplificar la discusión, en la Figura 6 solo se muestra la capa exterior 52 de la transparencia 48 de la aeronave. Sin embargo, debe apreciarse que la invención podría practicarse en las transparencias 48 que tienen múltiples capas. La capa exterior 52 tiene una superficie exterior 54 que mira hacia el exterior de la aeronave y una superficie interna 56 que mira hacia el interior de la aeronave.
Los ejemplos de los materiales adecuados para la capa 52 (así como también otras capas, si están presentes) incluyen, pero no se limitan a, los materiales plásticos (tales como los polímeros acrílicos, tales como poliacrilatos; polialquilmetacrilatos, tales como polimetilmetacrilatos, polietilmetacrilatos, polipropilmetacrilatos y similares; poliuretanos; policarbonatos; polialquiltereftalatos, tales como polietilentereftalato (PET), polipropilentereftalatos, polibutilentereftalatos y similares; polímeros que contienen polisiloxano o copolímeros de cualquier monómero para preparar estos o cualquier mezcla de los mismos); acrílico estirado; vidrio, tal como el vidrio convencional de silicato de sodio-cal, vidrio de borosilicato, vidrio con plomo, vidrio con bajo contenido de hierro, vidrio dopado con litio o vidrio de silicato de alúmina y litio (el vidrio puede ser recocido, tratado térmicamente o templado químicamente) o combinaciones de cualquiera de los anteriores. Por ejemplo, la capa exterior 52 puede ser un material polimérico, tal como acrílico estirado. Alternativamente, la capa exterior 52 puede ser una capa de vidrio. En las transparencias de múltiples capas, las capas de la transparencia pueden ser del mismo o de diferentes materiales y pueden tener las mismas o diferentes características físicas y/u ópticas. Por ejemplo, una o más de las capas pueden ser transparentes o translúcidas a la luz visible. Por “transparente” se entiende que tiene una transmisión de luz visible a una longitud de onda de 550 nm de más del 0 % hasta el 100 %. Por ejemplo, la transmisión a una longitud de onda de 550 nm de al menos el 50 %, tal como al menos el 60 %, tal como al menos el 70 %, tal como al menos el 75 %, tal como al menos el 80 %, tal como al menos el 90 %, tal como al menos el 92 %. Por ejemplo, la transmisión de la luz visible a 550 nm puede ser al menos del 80 %.
Alternativamente, una o más de las capas pueden ser translúcidas. Por “translúcido” se entiende permitir que pase la energía electromagnética (por ejemplo, luz visible que tiene una longitud de onda de 550 nm), pero que difunde esta energía de manera que los objetos del lado opuesto al espectador no sean claramente visibles.
Se puede ubicar un recubrimiento conductor 58 opcional sobre la superficie exterior 54 de la capa exterior 52. El recubrimiento conductor 58 puede ubicarse directamente sobre la superficie exterior 54. Opcionalmente, pueden ubicarse uno o más recubrimientos o capas adicionales opcionales entre la superficie exterior 54 y el recubrimiento conductor 58. Los ejemplos de tales recubrimientos adicionales opcionales incluyen imprimaciones y capas de barrera
de iones de silicio.
El recubrimiento 58 puede ser un recubrimiento de una sola capa o de varias capas. Por ejemplo, el recubrimiento 58 puede incluir una o más capas de óxido, tales como las capas de óxido metálico. Los ejemplos de los materiales de óxido adecuados incluyen los óxidos de zinc, estaño, silicio, aluminio, zirconio y las mezclas y/o aleaciones de los mismos. El material de óxido puede incluir uno o más dopantes para aumentar la conductividad eléctrica y/o ajustar la transmisión de la radiación infrarroja y/o ultravioleta. Los ejemplos de los dopantes incluyen hierro, aluminio, estaño, flúor, antimonio, zirconio, níquel, titanio, cobalto, cromo y sus combinaciones. Por ejemplo, el recubrimiento 58 puede incluir al menos uno del óxido de indio y estaño, óxido de aluminio y zinc u óxido de indio y zinc.
Opcionalmente, el recubrimiento 58 puede incluir una o más capas metálicas reflectantes de infrarrojos. Por ejemplo, el recubrimiento conductor 58 puede ser un recubrimiento de control solar que tiene una o más capas metálicas reflectantes de infrarrojos y una o más capas de óxido.
Opcionalmente, el recubrimiento 58 puede ser o puede incluir un recubrimiento protector, tal como tener una o más capas de óxido metálico, para proporcionar protección mecánica y/o química a las capas subyacentes. Por ejemplo, el recubrimiento protector puede ser una mezcla de alúmina y sílice.
Opcionalmente, el recubrimiento 58 puede ser o puede incluir un recubrimiento “emp” para proporcionar protección contra el daño causado por un pulso electromagnético.
En el ejemplo mostrado en la Figura 6, la capa exterior 52 incluye una porción extendida 60 que tiene un grosor menor que el resto de la capa 52 y que define un reborde 62 alrededor del perímetro de la capa 52. La superficie interna 16 del sello de presión 10 se acopla a esta porción extendida 60 de manera que cuando la transparencia 48 se conectada al fuselaje de la aeronave, tal como al armazón 50, el sello de presión 10 se ubica entre la porción extendida 60 de la capa 52 y el fuselaje de la aeronave, por ejemplo, el armazón 50 la aeronave. Como se muestra en la Figura 6, la lengüeta conductora 30 del sello de presión 10 está en contacto eléctrico, por ejemplo, en contacto directo, con el armazón metálico 50 de la aeronave.
El ensamble de la transparencia 46 puede incluir un ensamble de drenaje antiestático opcional 66 de la invención. El ensamble del drenaje antiestático 66 incluye un elemento conductor flexible 68 que se extiende desde la superficie exterior 54 de la capa 52 a la lengüeta conductora 30 del sello de presión 10. Un extremo exterior 70 del elemento conductor 68 está en contacto eléctrico con la superficie exterior 54 de la capa 52 (o con el recubrimiento conductor 58, si está presente). Un extremo interno 72 del elemento conductor 68 está en contacto eléctrico con la lengüeta conductora 30 del sello de presión 10. El elemento conductor 68 proporciona una conexión eléctrica (drenaje eléctrico) entre la superficie exterior 54 de la capa 52 (por ejemplo, el recubrimiento conductor 58, si está presente) y la lengüeta conductora 30. Dado que la lengüeta conductora 30 está en contacto eléctrico (tal como contacto directo) con el fuselaje metálico de la aeronave, tal como con el armazón metálico 50, el elemento conductor 68 proporciona una trayectoria eléctrica o drenaje desde el recubrimiento conductor 58 (o la superficie exterior 54 de la capa 52 si el recubrimiento conductor 58 no está presente) a la lengüeta conductora 30 y luego al armazón metálico 50 de la aeronave. Esto permite la descarga o el drenaje continuo de la carga eléctrica (P-estática) desde la superficie exterior 54 (o el recubrimiento conductor 58, si está presente) al armazón 50 de la aeronave. Esto reduce o evita la acumulación de la estática de precipitación en la transparencia 48 de la aeronave.
El elemento conductor 68 puede ser un miembro conductor eléctricamente flexible. Por ejemplo, el elemento conductor 68 puede ser una cinta conductora eléctricamente flexible. La cinta puede aplicarse (adherir) fácilmente a la transparencia 48 de la aeronave. Los ejemplos de las cintas conductoras adecuadas incluyen las cintas CHO-FOIL, CHO-FAB y SHIELD WRAP, disponibles comercialmente en Chomerics Company de Woburn, MA. Debido a la flexibilidad de la cinta, el extremo exterior 70 de la cinta puede colocarse fácilmente en contacto con el recubrimiento conductor 58 (o la superficie exterior 54 de la capa 52 si el recubrimiento conductor 54 no está presente) y el extremo interior 72 de la cinta puede extenderse a lo largo de al menos una parte de la porción extendida 60 de la capa 52. Cuando el sello de presión 10 se acopla con la porción extendida 60, la parte inferior (lado interno) de la lengüeta conductora 30 está en contacto eléctrico con el extremo interior 72 de la cinta y el tercer cordón conductor 32 de la lengüeta conductora 30 está en contacto eléctrico con el fuselaje metálico de la aeronave, tal como con el armazón 50 de la aeronave.
Como se muestra en las Figs. 7 a 9, el ensamble de la transparencia 46 puede incluir una o más barreras 76 contra la humedad para ayudar a evitar que la humedad penetre en el ensamble de la transparencia 46. La barrera contra la humedad 76 puede ser una “tira en Z” de fibra de vidrio flexible convencional que tiene una porción exterior 78 conectada (por ejemplo, adherida a) la superficie exterior 54 de la capa exterior 52, tal como el recubrimiento conductor 58, si está presente. Como se muestra en la Figura 8, en las áreas donde las lengüetas conductoras 30 no están presentes, una porción interna 80 de la barrera contra la humedad 76 puede adherirse a la superficie exterior de la porción extendida 60. Como se muestra en las Figuras 7 y 9, en las ubicaciones de las lengüetas conductoras 30, la porción exterior 78 de la tira en Z puede cubrir al menos una porción del elemento conductor 68 para recubrir y proteger el elemento conductor 68. La porción interna 80 de la tira de fibra de vidrio puede tener una muesca o una región con un corte para acomodar el elemento conductor 68 (por ejemplo, cinta conductora) de modo que la porción interna 80
de la tira no cubra al extremo interno 72 del elemento conductor 68 adyacente a la parte inferior de la lengüeta conductora 30 para no interferir con la conexión eléctrica entre el elemento conductor 68 (por ejemplo, cinta conductora) y la lengüeta conductora 30 del sello de presión 10.
El sello de presión 10 de la invención proporciona varios beneficios sobre la construcción del ensamble convencional de la transparencia de la aeronave. Por ejemplo, como se muestra en la Figura 6, cuando se atornilla la transparencia 48 al fuselaje de metal, los tornillos 90 se extienden a través de los agujeros pasantes 26 en el cuerpo del sello 12. Como se aplica un torque para apretar los tornillos 90, los tornillos 90 aplican una fuerza de compresión contra los topes de compresión 36. El durómetro aumentado de los topes de compresión 36 (en comparación con el durómetro del material del resto del cuerpo del sello de presión 12) permite aplicar más torque del que sería posible en ausencia de los topes de compresión 36 sin dañar el cuerpo del sello 12. Las áreas del durómetro aumentado formadas por los topes de compresión 36 se ubican solo en las posiciones de los agujeros pasantes 26 (donde se insertan los tornillos 90). Esto significa que las porciones restantes del cuerpo 12 pueden ser de un material de menor dureza, lo que mejora la elasticidad y la flexibilidad del resto del cuerpo 12 durante el funcionamiento normal. Los topes de compresión 36 disminuyen los problemas previos asociados con la pérdida del torque debido a la sobrecompresión del sello.
El ensamble 66 del drenaje antiestático también proporciona varias ventajas. A medida que la estática de precipitación se acumula en la superficie exterior 54 de la capa exterior 52, esta carga eléctrica se drena continuamente desde la capa exterior 52, a través del elemento conductor 68, al armazón metálico 50 de la aeronave. Por lo tanto, la carga eléctrica no se acumula en la transparencia 48 hasta los niveles previos antes de descargarse repentinamente en la piel metálica adyacente de la aeronave. Esto previene o reduce el daño a la transparencia 48 y al equipo adyacente, así como también ayuda a prevenir la interferencia con el equipo de comunicación y navegación de la aeronave.
Los expertos en la técnica apreciarán fácilmente que pueden realizarse las modificaciones a la invención sin apartarse de los conceptos descritos en la descripción anterior. En consecuencia, las modalidades particulares descritas en detalle en la presente descripción son solo ilustrativas y no limitan el alcance de la invención a la que se le dará la amplitud completa de las reivindicaciones adjuntas.
Claims (15)
1. Un ensamble de la transparencia de la aeronave (46), que comprende:
una transparencia de la aeronave (48) que comprende al menos una capa (52) que tiene una superficie exterior (54) y una porción extendida (60) que define un reborde (62) y
un sello de presión (10) que se acopla a la porción extendida (60) de al menos una capa (52), en donde el sello de presión (10) incluye un cuerpo del sello de presión (12), al menos un tope de compresión integrado (36) y al menos una lengüeta conductora (30).
2. El ensamble de la transparencia (46) de acuerdo con la reivindicación 1, que comprende además un ensamble de drenaje antiestático (66) que comprende al menos un elemento conductor flexible (68) que tiene un primer extremo (70) en contacto eléctrico con la superficie exterior (54) de la capa (52) y/o un recubrimiento conductor (58) y un segundo extremo (72) en contacto eléctrico con la lengüeta conductora (30).
3. El ensamble de la transparencia (46) de acuerdo con la reivindicación 2, en donde el recubrimiento conductor (58) está sobre al menos una porción de la superficie exterior (54) de la al menos una capa (52).
4. El ensamble de la transparencia (46) de cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en donde la al menos una capa (52) es una capa exterior y/o se selecciona del grupo que consiste en acrílico estirado y vidrio.
5. El ensamble de la transparencia (46) de cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, en donde el tope de compresión (36) comprende un miembro anular (38) encapsulado dentro del cuerpo del sello de presión (12) y/o en donde el tope de compresión (36) es metálico y/o comprende una arandela de acero.
6. El ensamble de la transparencia (46) de cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en donde el sello de presión (10) incluye:
- al menos un primer cordón (24) que se extiende al menos parcialmente alrededor del sello de presión (10) y/o
- al menos un agujero pasante (26) y el tope de compresión (36) se extiende al menos parcialmente alrededor del agujero pasante (26), en donde el sello de presión (10) incluye opcionalmente un segundo cordón (28) adyacente al agujero pasante (26)
7. El ensamble de la transparencia (46) de cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, en donde al menos una lengüeta conductora (30) comprende una porción extendida del cuerpo del sello de presión (12) e incluye el material conductor incorporado en la porción extendida del cuerpo del sello de presión (12) que define la lengüeta (30).
8. El ensamble de la transparencia (46) de acuerdo con la reivindicación 7, en donde al menos una lengüeta conductora (30) se extiende radialmente hacia dentro desde el cuerpo del sello de presión (12) y/o en donde al menos una lengüeta conductora (30) incluye un tercer cordón eléctricamente conductor (32) que se extiende desde allí.
9. El ensamble de la transparencia (46) de cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, que incluye una barrera flexible contra la humedad (76) que comprende una porción exterior (58) sobre al menos una porción de la superficie exterior (54) de al menos una capa (52) y/o el recubrimiento conductor (58), si está presente y una porción interna (80) conectada a la porción extendida (60) y/o ubicada sobre al menos una porción del elemento conductor (68), en donde opcionalmente la porción interna (80) de la barrera contra la humedad (76) incluye una región de corte.
10. El ensamble de la transparencia de la aeronave (46) de cualquiera de las reivindicaciones 2 o 3 a 9 en la medida en que se refieran a la reivindicación 2, en donde la al menos una capa (52) se selecciona del grupo que consiste en vidrio y material polimérico;
un recubrimiento conductor (58) se ubica sobre al menos una porción de la superficie exterior (54);
el cuerpo del sello de presión (12) incluye la al menos una lengüeta conductora (30) y al menos un agujero pasante (26) y el al menos un tope de compresión (36) se encapsula dentro del cuerpo (12); en donde el tope de compresión (36) rodea al menos parcialmente el agujero pasante (26), y en donde
el primer extremo (70) del elemento conductor flexible (68) del ensamble del drenaje antiestático (66) está en contacto eléctrico con el recubrimiento conductor (58) y el segundo extremo (72) del elemento conductor flexible (68) está en contacto eléctrico con la al menos una lengüeta conductora (30) del sello de presión (10).
11. Un sello de presión (10) para un ensamble de la transparencia de la aeronave (46), que comprende:
un cuerpo (12) que comprende al menos un agujero pasante (26) y al menos un tope de compresión (36) encapsulado dentro del cuerpo (12) y que rodea al menos parcialmente el al menos un agujero pasante (26), en donde el sello de presión incluye al menos una lengüeta conductora (30).
12. El sello de presión (10) de acuerdo con la reivindicación 11 que presenta la(s) característica(s) del sello de presión (10) como se define para el sello de presión (10) comprendido por el ensamble de la transparencia de la aeronave (46) en cualquiera de las reivindicaciones 5 a 8.
13. El uso de un ensamble de la transparencia de la aeronave (46) como se reivindicó en cualquiera de las reivindicaciones 1 a 10 en un vehículo, particularmente una aeronave.
14. El uso de un sello de presión (10) como se define en cualquiera de las reivindicaciones 11 y 12, en un ensamble de la transparencia de la aeronave.
15. Una aeronave que tiene un ensamble de la transparencia de la aeronave (46) como se reivindicó en cualquiera de las reivindicaciones 1 a 10.
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