* Данный текст распознан в автоматическом режиме, поэтому может содержать ошибки

Гл. I. Расчет монококового крыла 481 авиационных zj 0 дела текучести материала конструкции. Поскольку у большинства материалов этот предел не ниже /з предела прочности ^ т. е. с 2 2 0 2 ;> — , а эксплуатационные нагрузки не превышают /з расчетных то условно допустим подсчет деформаций для расчетных нагрузок. Н о если при 1 0 0 % расчетной нагрузки не произойдет разрушения конструкции, то деформации будут, как правило, значительно превышать деформации, определенные по линейной за­ висимости от напряжений. Сравнение со статическими испытаниями целесооб­ разно до 70°/о расчетной нагрузки, если только эта нагрузка действительно расчетная, т. е. остаточные деформации появятся после превышения 7 0 % . Подсчет прогибов при напряжениях, не превышающих предела текучести, сво­ дится к двукратному интегрированию М (обычно г р а ф и ч е с к о м у ) эпюры ——-—• , коEJ торую п о л у ч а ю т путем деления э п ю р ы М, т. е. эпюры составляющей М = =М c o s f ( c M фиг. V . 3) расчетного и з г и б а ю ­ щего момента М о т н о с и т е л ь н о главной оси инерции и на э п ю р у жесткостей изги­ Ф и г . V . 24. ба E J относительно той же оси. При ин­ тегрировании не следует забывать, что не­ редко свободнонесущее к р ы л о нельзя принять за к о н с о л ь н у ю балку, заделанную одним концом, п о с к о л ь к у опорные точки АА на ф ю з е л я ж е (фиг. V . 24) не dy \ обеспечивают условий | — — = 0 и у — 0 заделки. dz dy Если принять на о п о р е — — 0, то п о с л е интегрирования получим и U п и U dy прогиб fx вместо п р а в и л ь н о г о значения / = / + / 0 дается но dz не превышает Условие—— = 0 соблюdz т о л ь к о в точке О по оси симметрии системы. На о п о р а х у — 0, " 0. Ввиду того что у г о л а между хордой и главной осью и о б ы ч н о ь 10°, можно считать cosa=l, а М и =^ М х = М cos ( f -у- а) (см. фиг. V . 3 ) , и все прогибы отсчитывать по нормалям к хордам. Исключение составляет к р ы л о с /_)-образным л о н ж е р о н о м , у к о т о р о г о нередко а > 1 0 " . Так же получают п р о г и б ы f в направлении, нормальном д р у г о й г л а в ­ ной оси. Суммарный п р о г и б выражается ф о р м у л о й v (19) где f u и f —прогибы v от моментов М п и M v в плоскостях, проходящих зерез главные осн. Современные крылья часто имеют небольшие удлинения и поэтому иногда приходится учитывать добавочный прогиб от касательных напряжений. В таком случае в правой части уравнения упругой линии появится второй член, т. е. уравнение примет вид rf: Так как минимальный 2 EJ, + GF сдв крыла /=1,5. (20) 1 коэффициент безопасности для 31 253