RU2734147C1 - Aircraft wing or empennage panel from laminar composite materials - Google Patents
Aircraft wing or empennage panel from laminar composite materials Download PDFInfo
- Publication number
- RU2734147C1 RU2734147C1 RU2019140984A RU2019140984A RU2734147C1 RU 2734147 C1 RU2734147 C1 RU 2734147C1 RU 2019140984 A RU2019140984 A RU 2019140984A RU 2019140984 A RU2019140984 A RU 2019140984A RU 2734147 C1 RU2734147 C1 RU 2734147C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- panel
- recesses
- frame
- panel according
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form
- B32B3/02—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form characterised by features of form at particular places, e.g. in edge regions
- B32B3/08—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form characterised by features of form at particular places, e.g. in edge regions characterised by added members at particular parts
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиастроения и может быть использовано в ракетной, судостроительной и автомобильной технике, а также в строительстве.The invention relates to the field of aircraft construction and can be used in rocketry, shipbuilding and automotive technology, as well as in construction.
Панели, как конструкционные силовые элементы, широко распространены в различных областях машиностроения и строительства. Одной из таких областей является авиационная отрасль, в которой панели из композиционных материалов применяются в качестве элементов наружной обшивки летательных аппаратов: фюзеляжа, крыльев, оперения.Panels as structural load-bearing elements are widely used in various fields of mechanical engineering and construction. One of these areas is the aviation industry, in which panels made of composite materials are used as outer skin elements for aircraft: fuselage, wings, empennage.
Известно крыло летательного аппарата, содержащее панели из слоистого композиционного материала (патент RU 2191137 С2 МПК В64С 3/44, опубликовано 20.10.2002, бюл. №29).Known aircraft wing, containing panels of a laminated composite material (patent RU 2191137 C2 IPC В64С 3/44, published 20.10.2002, bull. No. 29).
Известен способ изготовления элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов, оправка для осуществления способа изготовления планера самолета и элементы планера самолета из полимерных материалов, заключающийся в изготовлении обшивки с системой подкрепляющих перекрещивающихся ребер (патент RU 2312790 C1 В64С 1/00, опубликовано 20.12.2007, бюл. №35).A known method of manufacturing airframe elements of an aircraft from polymer composite materials, a mandrel for implementing a method of manufacturing an airframe of an aircraft and airframe elements of an aircraft from polymer materials, which consists in the manufacture of a skin with a system of reinforcing intersecting ribs (patent RU 2312790 C1 В64С 1/00, published on 20.12.2007, bulletin No. 35).
Известна панель из слоистых композиционных материалов, состоящая из гладкой пологой обшивки и силового набора перекрещивающихся ребер (патент RU 2518519 С2 В64С 3/20, опубликовано 10.06.2014, бюл. №16).Known panel made of laminated composite materials, consisting of a smooth shallow skin and a power set of intersecting ribs (patent RU 2518519 C2 В64С 3/20, published 10.06.2014, bull. No. 16).
Во всех перечисленных решениях в конструкциях элементов летательных аппаратов используются панели из композиционных материалов, как наиболее эффективные по удельным прочности и жесткости.In all of the above solutions, panels made of composite materials are used in the designs of aircraft elements, as the most effective in terms of specific strength and rigidity.
Сложным местом в таких панелях является зона их соединения с ответными элементами общей конструкции.A difficult place in such panels is the area of their connection with the mating elements of the general structure.
Известен узел соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов (патент RU 2412860 C1 В64С 1/26, опубликовано 27.02.2011, бюл. №6), в котором элементы планера самолета из полимерных композиционных материалов крепятся к силовой конструкции центроплана болтами, расположенными, для фланцевого соединения, в продольных отверстиях силового пояса панели крыла, а для срезного соединения, в полках металлического корытообразного профиля, в котором располагается силовой пояс.Known junction of aircraft airframe elements made of polymer composite materials (patent RU 2412860 C1 В64С 1/26, published on February 27, 2011, bulletin No. 6), in which the aircraft airframe elements made of polymer composite materials are attached to the power structure of the center section with bolts located for flange connection, in the longitudinal holes of the load-bearing belt of the wing panel, and for shear connection, in the shelves of the metal trough-shaped profile in which the load belt is located.
Известна сетчатая оболочка из композиционных материалов (патент RU 2684699 C1 F16L 9/12, опубликовано 11.04.2019, бюл. №11), содержащая соответствующий ее профилю силовой каркас в виде реберно-ячеистой структуры с концевыми металлическими шпангоутами, содержащими на своей внешней поверхности сходящиеся и расходящиеся пазы, в которых расположены ребра концевой части силового каркаса и центральное продольное резьбовое отверстие под соединительный элемент.Known mesh shell made of composite materials (patent RU 2684699 C1 F16L 9/12, published on 11.04.2019, bull. No. 11), containing a structural frame corresponding to its profile in the form of a rib-mesh structure with end metal frames containing on its outer surface converging and diverging grooves in which the ribs of the end part of the load-bearing frame and a central longitudinal threaded hole for the connecting element are located.
Недостатком конструкций по патентам RU 2412860, RU 2684699 является невозможность обеспечения необходимой прочности в зоне соединения панелей с ответными частями при увеличении габаритных размеров (увеличения размаха крыльев) и, соответственно, увеличении нагрузок на узел соединения, так как невозможно разместить в сечении силового пояса (по патенту RU 2412860) или шпангоута (по патенту RU 2684699) необходимое для обеспечения требуемой прочности количество элементов крепления (болтов, шпилек).The disadvantage of designs according to patents RU 2412860, RU 2684699 is the impossibility of ensuring the necessary strength in the area of connection of panels with mating parts with an increase in overall dimensions (increase in wingspan) and, accordingly, an increase in loads on the connection unit, since it is impossible to place a power belt in the cross section (by patent RU 2412860) or frame (according to patent RU 2684699) the number of fastening elements (bolts, studs) required to ensure the required strength.
Сетчатая оболочка из композиционных материалов по патенту RU 2684699 является наиболее близкой к заявляемой по технической сущности и достигаемому результату и выбрана в качестве ближайшего аналога (прототипа).The mesh shell made of composite materials according to the patent RU 2684699 is the closest to the claimed one in terms of technical essence and the achieved result and is chosen as the closest analogue (prototype).
Технической проблемой, на решение которой направлено изобретение, является создание конструкции панели из композиционных материалов на основе реберно-ячеистого каркаса, обеспечивающей повышение эксплуатационных характеристик и прочности зоны соединения панели с обеспечением высокой надежности.The technical problem to be solved by the invention is the creation of a panel structure made of composite materials based on a ribbed mesh frame, which provides an increase in the operational characteristics and strength of the panel joint zone with high reliability.
Технический результат, который может быть получен при использовании изобретения, заключается в расширении области применимости, по габаритам и грузоподъемности, панелей из композиционных материалов в конструкциях летательных аппаратов за счет повышения прочности, жесткости и надежности конструкции в зоне соединения путем заданного распределения соединительных элементов (болтов) по ширине и/или длине панели, повышении эксплуатационной и экономической эффективности конструкций панелей за счет возможности получения конструкций меньшей массы и стоимости, упрощения технологии и снижения трудоемкости изготовления крыла и оперения за счет предварительного совместного изготовления панели на основе реберно-ячеистой структуры с силовой пластиной для крепления к фюзеляжу.The technical result that can be obtained using the invention consists in expanding the range of applicability, in terms of size and carrying capacity, of panels made of composite materials in aircraft structures by increasing the strength, rigidity and reliability of the structure in the connection zone by a given distribution of connecting elements (bolts) along the width and / or length of the panel, increasing the operational and economic efficiency of the panel structures due to the possibility of obtaining structures of lower mass and cost, simplifying the technology and reducing the labor intensity of the wing and empennage manufacturing due to the preliminary joint production of the panel based on the rib-cellular structure with a load-bearing plate for fuselage attachments.
Техническая проблема решается, а технический результат достигается тем, что в панеле крыла или оперения летательного аппарата из слоистых композиционных материалов, содержащей силовой каркас в виде реберно-ячеистый структуры с наружной гладкой обшивкой, образованные слоями систем перекрывающихся высокопрочных и/или высокомодульных, скрепленных отвержденным полимерным связующим, нитей, и торцевой стыковочный металлический шпангоут, с системой перекрещивающихся пазов на своей внешней поверхности с расположенными в них ребрами каркаса, согласно изобретению стыковочный шпангоут выполнен в виде соответствующей профилю панели пластины, с шириной, как минимум, равной ширине одного ряда ячеек каркаса, и с распределенными по наружной поверхности между пазами углублениями, во всех или в некоторых из которых выполнены цилиндрические отверстия под элементы крепления, например болты или резьбовые шпильки, с расположением осей последних перпендикулярно внутренней поверхности пластины, причем в частных случаях выполнения изобретения, углубления выполнены в виде многоугольника с боковыми поверхностями эквидистантными боковым поверхностям пазов, углубления выполнены с цилиндрическими боковыми поверхностями, отверстия выполнены соосно с углублениями с цилиндрическими боковыми поверхностями, величина углублений равна, как минимум, высоте головки болта или гайки для шпильки, углубления в пластине и/или отверстия в них распределены в заданном порядке по ширине и/или длине панели, ребра каркаса расположены в продольном и/или поперечном и/или под углом к продольной оси панели направлениях или в любой комбинации из них.The technical problem is solved, and the technical result is achieved by the fact that in the panel of the wing or empennage of the aircraft made of laminated composite materials, containing a load-bearing frame in the form of a rib-cellular structure with an outer smooth skin, formed by layers of systems of overlapping high-strength and / or high-modulus, fastened with cured polymer a binder, threads, and an end docking metal frame, with a system of intersecting grooves on its outer surface with the frame ribs located in them, according to the invention, the docking frame is made in the form of a plate corresponding to the profile of the panel, with a width at least equal to the width of one row of frame cells, and with grooves distributed along the outer surface between the grooves, in all or in some of which cylindrical holes are made for fastening elements, for example, bolts or threaded rods, with the axes of the latter being perpendicular to the inner surface of the plate, and in particular In other cases of the invention, the recesses are made in the form of a polygon with side surfaces equidistant to the side surfaces of the grooves, the recesses are made with cylindrical side surfaces, the holes are made coaxial with the recesses with the cylindrical side surfaces, the size of the recesses is at least equal to the height of the bolt head or nut for the stud, recesses in the plate and / or holes in them are distributed in a predetermined order along the width and / or length of the panel, the frame ribs are located in the longitudinal and / or transverse and / or at an angle to the longitudinal axis of the panel in directions or in any combination of them.
Отличительными от прототипа признаками заявленной панели являются следующие:The distinctive features of the declared panel from the prototype are as follows:
а) признаки, обеспечивающие получение технического результата во всех случаях, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны:a) features that ensure obtaining a technical result in all cases covered by the requested scope of legal protection:
- стыковочный шпангоут выполнен в виде соответствующей профилю панели пластины,- the docking frame is made in the form of a plate corresponding to the profile of the panel,
- с шириной, как минимум, равной ширине одного ряда ячеек каркаса,- with a width at least equal to the width of one row of frame cells,
- и с распределенными по наружной поверхности между пазами углублениями,- and with grooves distributed along the outer surface between the grooves,
- во всех или в некоторых из которых выполнены цилиндрические отверстия под элементы крепления, например болты или резьбовые шпильки,- in all or in some of which there are cylindrical holes for fastening elements, for example, bolts or threaded rods,
- с расположением осей последних перпендикулярно внутренней поверхности пластины.- with the location of the axes of the latter perpendicular to the inner surface of the plate.
б) признаки, характеризующие изобретение в частных случаях:b) signs that characterize the invention in particular cases:
- углубления выполнены в виде многоугольника с боковыми поверхностями эквидистантными боковым поверхностям пазов,- the recesses are made in the form of a polygon with lateral surfaces equidistant to the lateral surfaces of the grooves,
- углубления выполнены с цилиндрическими боковыми поверхностями,- the recesses are made with cylindrical side surfaces,
- отверстия выполнены соосно с углублениями с цилиндрическими боковыми поверхностями,- holes are made coaxially with grooves with cylindrical side surfaces,
- величина углублений равна, как минимум, высоте головки болта или гайки для шпильки,- the size of the indentations is at least equal to the height of the head of the bolt or nut for the stud,
- углубления в пластине и/или отверстия в них распределены в заданном порядке по ширине и/или длине панели,- recesses in the plate and / or holes in them are distributed in a given order along the width and / or length of the panel,
- ребра каркаса расположены в продольном и/или поперечном и/или под углом к продольной оси панели направлениях или в любой комбинации из них.- the ribs of the frame are located in the longitudinal and / or transverse and / or at an angle to the longitudinal axis of the panel directions or in any combination of them.
Указанные отличительные признаки, каждый в отдельности и все вместе, направлены на достижение заявленного результата и являются существенными. В предшествующем уровне техники представленная в формуле изобретения совокупность известных и отличительных признаков не известна и, следовательно, изобретение соответствует критерию «новизна».These distinctive features, each individually and collectively, are aimed at achieving the claimed result and are essential. In the prior art, the set of known and distinctive features presented in the claims is not known and, therefore, the invention meets the "novelty" criterion.
В предлагаемой конструкции панели из композиционных материалов зона крепления к силовым элементам самолета, в отличие от известных решений, разнесена по длине панели с сохранением непрерывности ребер каркаса, что обеспечивает возможность увеличения количества соединительных элементов (болтов) с необходимым распределением их расположения по ширине и/или длине панели в пределах необходимой ширины пластины. Наличие углублений позволяет максимально облегчить массу пластины и утопить головки болтов или гаек шпилек для обеспечения гладкой наружной поверхности крыла или оперения. Конечная гладкость поверхности обеспечивается заполнением углублений, после установки болтов, пластическими массами с последующей зачисткой.In the proposed design of the panel made of composite materials, the area of attachment to the power elements of the aircraft, in contrast to the known solutions, is spaced along the length of the panel while maintaining the continuity of the frame ribs, which makes it possible to increase the number of connecting elements (bolts) with the necessary distribution of their location along the width and / or the length of the panel within the required plate width. The presence of recesses allows you to lighten the weight of the plate as much as possible and drown the heads of bolts or stud nuts to ensure a smooth outer surface of the wing or tail. The final smoothness of the surface is ensured by filling the grooves, after installing the bolts, with plastics, followed by cleaning.
В зависимости от действующих нагрузок и количества необходимых крепежных элементов (болтов или шпилек) пластина выполняется заданной ширины с расположением болтов в один, два или более рядов от стыковочной кромки панели. При этом, в зависимости от конструктивных особенностей, крепежные элементы могут располагаться с разным количеством от ряда к ряду.Depending on the existing loads and the number of required fasteners (bolts or studs), the plate is made of a given width with the location of the bolts in one, two or more rows from the joining edge of the panel. Moreover, depending on the design features, the fasteners can be located with a different number from row to row.
Расположение болтов в несколько рядов позволяет обеспечить плавное перераспределение нагрузок от мест крепления к каркасу панели из композиционных материалов.The arrangement of the bolts in several rows allows for a smooth redistribution of loads from the points of attachment to the frame of the panel made of composite materials.
Предлагаемая панель, представляет единую монолитную конструкцию силового каркаса с соединительной пластиной, что обеспечивает высокую прочность и надежность их соединения, объединяет в одном технологическом процессе изготовление панели с стыковочной пластиной, что сокращает номенклатуру технологического оборудования и удешевляет производство, снижает трудоемкость и способствует повышению качества сборки крыла или оперения летательного аппарата.The proposed panel represents a single monolithic structure of the load-bearing frame with a connecting plate, which ensures high strength and reliability of their connection, combines in one technological process the production of a panel with a connecting plate, which reduces the range of technological equipment and cheapens production, reduces labor intensity and improves the quality of the wing assembly or the plumage of an aircraft.
Подобная конструкция может быть использована и при изготовлении обшивок фюзеляжа, в ракетной, судостроительной, автомобилестроительной областях, в строительстве, например в качестве панелей мостов, перекрытий сооружений и т.д.A similar design can be used in the manufacture of fuselage skins, in the rocket, shipbuilding, automotive industries, in construction, for example, as bridge panels, structure floors, etc.
Конструкция панели по предложенному техническому решению промышленно осуществима с использованием известных средств и методов и обеспечивает реализацию указанного назначения.The design of the panel according to the proposed technical solution is industrially feasible using known means and methods and ensures the implementation of the specified purpose.
Изобретение поясняется описанием конкретного, но не ограничивающего его, примера реализации и прилагаемыми чертежами.The invention is illustrated by the description of a specific, but not limiting, example of implementation and the accompanying drawings.
На фиг. 1 представлена заявленная панель крыла или оперения летательного аппарата, на фиг. 2 - панель в плане с наклонным расположением ребер и поперечными ребрами в зоне пластины, на фиг. 3 - панель с продольным и поперечным расположением ребер, на фиг. 4 - сечение панели в зоне расположения пластины.FIG. 1 shows the claimed panel of a wing or empennage of an aircraft; FIG. 2 is a panel in plan with an inclined arrangement of ribs and transverse ribs in the zone of the plate; FIG. 3 - panel with longitudinal and transverse arrangement of ribs, Fig. 4 - section of the panel in the area of the plate.
Панель крыла или оперения летательного аппарата из слоистых композиционных материалов 1, содержащая силовой каркас в виде реберно-ячеистый структуры 2 с наружной гладкой обшивкой 3, образованные слоями систем перекрывающихся высокопрочных и/или высокомодульных, скрепленных отвержденным полимерным связующим, нитей, и торцевой стыковочный металлический шпангоут 4, с системой перекрещивающихся пазов 5 на своей внешней поверхности с расположенными в них ребрами каркаса 6. В пластине 4 выполнены, распределенные по наружной поверхности между пазами 5 углубления 7, во всех или в некоторых из которых выполнены цилиндрические отверстия 8 под элементы крепления, например болты или резьбовые шпильки (условно пунктирными линиями показано расположение головок болтов 9).A panel of a wing or empennage of an aircraft made of laminated
Углубления 7, в частном случае, могут быть выполнены в виде многоугольника (фиг. 2) или с цилиндрической боковой поверхностью (фиг. 3) и при этом такой глубины, чтобы обеспечивалось полное утопание головок болтов (9) или гаек шпилек.The
Углубления с расположенными в них элементами крепления (болтами) могут располагаться в один, два и более рядов от стыковочной кромки панели в зависимости от действующих нагрузок и нагруженности конкретного конструктивного исполнения.The recesses with the fastening elements (bolts) located in them can be located in one, two or more rows from the panel joint edge, depending on the existing loads and the loading of a particular design.
Экспериментальная проверка, проводимая на серийном предприятии с использованием промышленного оборудования, подтвердила высокую прочность, надежность и эксплуатационную эффективность предложенной конструкции.An experimental test carried out at a serial enterprise using industrial equipment confirmed the high strength, reliability and operational efficiency of the proposed design.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019140984A RU2734147C1 (en) | 2019-12-10 | 2019-12-10 | Aircraft wing or empennage panel from laminar composite materials |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019140984A RU2734147C1 (en) | 2019-12-10 | 2019-12-10 | Aircraft wing or empennage panel from laminar composite materials |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2734147C1 true RU2734147C1 (en) | 2020-10-13 |
Family
ID=72940380
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019140984A RU2734147C1 (en) | 2019-12-10 | 2019-12-10 | Aircraft wing or empennage panel from laminar composite materials |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2734147C1 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2518519C2 (en) * | 2012-10-05 | 2014-06-10 | Закрытое Акционерное Общество "Центр перспективных разработок ОАО ЦНИИСМ" | Panel of laminar composites |
| RU2518927C2 (en) * | 2009-10-08 | 2014-06-10 | Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд. | Structure made of composite materials, aircraft main wing and body containing said structure |
| RU2628416C1 (en) * | 2016-11-14 | 2017-08-16 | Акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Wing and fin panel or operation of air vehicle from layer composite materials |
| RU2684699C1 (en) * | 2018-07-02 | 2019-04-11 | Акционерное общество "Центр перспективных разработок АО ЦНИИСМ" | Grid shell from composition materials |
-
2019
- 2019-12-10 RU RU2019140984A patent/RU2734147C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2518927C2 (en) * | 2009-10-08 | 2014-06-10 | Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд. | Structure made of composite materials, aircraft main wing and body containing said structure |
| US9108718B2 (en) * | 2009-10-08 | 2015-08-18 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Composite-material structure and aircraft main wing and aircraft fuselage provided with the same |
| RU2518519C2 (en) * | 2012-10-05 | 2014-06-10 | Закрытое Акционерное Общество "Центр перспективных разработок ОАО ЦНИИСМ" | Panel of laminar composites |
| RU2628416C1 (en) * | 2016-11-14 | 2017-08-16 | Акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Wing and fin panel or operation of air vehicle from layer composite materials |
| RU2684699C1 (en) * | 2018-07-02 | 2019-04-11 | Акционерное общество "Центр перспективных разработок АО ЦНИИСМ" | Grid shell from composition materials |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9580164B2 (en) | Apparatus and methods for joining aircraft composite structures | |
| US10207786B2 (en) | Elongated structures and related assemblies | |
| JP6628955B2 (en) | Vertically integrated stringer | |
| EP2305559B1 (en) | Arrangement of a circumferential joint of structural elements with a coupling element manufactured in composite material. | |
| US9862478B2 (en) | Modular structural assembly | |
| JP2018070142A (en) | Aircraft wings and aircraft including those aircraft wings | |
| JP7401221B2 (en) | Elongated structures, structural assemblies with elongated structures, and methods for supporting structural loads | |
| US8899522B2 (en) | Aircraft fuselage with high strength frames | |
| US9896180B2 (en) | Method for manufacturing a load bearing structure and such a load bearing structure | |
| EP3838741B1 (en) | Longitudinal beam joint for a pressure deck assembly | |
| JP2014108782A (en) | Engine pylon for aircraft | |
| JP2020050332A5 (en) | ||
| US20160068278A1 (en) | Preventing cracks at bolted or riveted joints of aircraft structural parts | |
| WO1998015455A1 (en) | Prestressed structure for aircraft and the method of producing the same | |
| RU2734147C1 (en) | Aircraft wing or empennage panel from laminar composite materials | |
| RU2628416C1 (en) | Wing and fin panel or operation of air vehicle from layer composite materials | |
| CN104229121A (en) | Symmetric wing rib with center plane fastened shear ties | |
| RU2613661C1 (en) | Method to assemble wing from polymer composite material | |
| EP2218640B1 (en) | Structural component | |
| EP2593360B1 (en) | Beam for an aircraft fuselage floor | |
| RU2647399C1 (en) | Aircraft wing with removable lower panels, the device for mounting lower panels and unit of the suspension strut connection with the wing | |
| US20040195453A1 (en) | Method of securing composite elements together | |
| US20220306266A1 (en) | Packers for use in aircraft assembly |