In this paper, sliding panels are used to increase the bending stiffness of the classic corrugated flexible skin, and the corresponding application procedure for aircraft structures is developed. After the conceptual design of the corrugated flexible skin with sliding panels is proposed, the analytical models to calculate the equivalent tensile and bending properties are investigated. At the same time, its flexibility in the corrugation direction and the load-bearing capacity (is proportional to the bending stiffness) in the direction perpendicular to corrugation are studied by numerical simulation and experiment. The application procedure is established based on geometric analysis and strain definition, and according to this procedure, the corrugated flexible skin with sliding panels is applied to the drooping leading edge to eliminate the gap on the upper skin. The results show that the corrugated flexible skin with sliding panels has more bending stiffness than the classic corrugated flexible skin in the direction perpendicular to corrugation while maintaining the deform ability in the corrugation direction, and the application procedure is effective and can be applied to other parts of the aircraft structure.

The article deals with the modeling of stiffness properties of the rotors flange joints, which largely determine overall dynamics. Research is conducted on the example of the standard compressor shaft flange connection and the disk of the high-pressure turbine in the gas generator of the gas turbine engine (GTE). It is noted that the bending stiffness of the flange connection is a nonlinear function of the bending moment, whose both experimental and analysis magnitude is related to the rotor deflection from the unbalanced forces. It is shown that the value of the bending stiffness essentially depends not upon the flange connection geometry but on the bolts tightening force, the axial force, the tensile joint, the contact strain of the flange surfaces. Analysis of the effect obtained in different models of the flange connection of the bending stiffness values on the overall dynamics of the rotor showed the necessity of taking into account the entire set of factors acting in the joint.

Durant les premières étapes de dimensionnement d’un moteur, on définit des cotes clefsrelatives en particulier au vilebrequin. Le choix approprié de ces cotes, dimensionnantpour d’autres pièces, nécessite plusieurs itérations. N’étant pas aisé de faire appel àdes calculs de structure de type éléments-finis qui seront coûteux en temps et quinécessitent des moyens de calcul importants, un calcul de type « résistance des matériaux» peut être utile, rapide et suffisamment précis dans ce cas. Le vilebrequin est alorsmodélisé en flexion par un arbre cylindrique, composé de quatre tronçons à sectionelliptique. Chaque tronçon représente une partie inter-paliers du vilebrequin d’un moteurquatre cylindres en ligne. Ce travail présente une méthodologie d’identification descaractéristiques géométriques des sections droites elliptiques équivalentes d’unemodélisation de type R.d.M. sensées représenter la géométrie réelle du vilebrequin.Disposant de la CAO du vilebrequin et du chargement réel au cours du cycle moteur oncalcule en élasticité tridimensionnelle par éléments-finis les réactions aux paliers. Parcomparaison avec des calculs de même type du modèle R.d.M., on identifie les sections etleur ellipticité pour la poutre « vilebrequin ». Cette méthodologie a le mérite d’êtresimple et efficace lors des calculs quasi statiques du vilebrequin.