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

516 как пластинку, Ч. V. Расчет самолета о п е р т у ю с другой к р v с в о б о д н у ю с одной стороны и шарнирно по нижней кривой фиг. V . 6-1 и при — = - — ^ 7 , 3 находим з t> 1,5 т. . Р = 2 2 0 0 - 0 , 1 6 5 = 360 кг. е 2 = 2200 кг!см , г Э л е м е н т Я* 3, как имеющий — > 1 , м о ж н о счи­ тать на о = 4 0 0 0 лри е г о площади /'з=4000-0,1=4О0 М° 4 — пластинка к р кг см" , т. е. 7^=5:0,1 см* кг. Элемент с шарнирно 1 Ь опертыми кромками при о = — = ^ 9 , 3 имеет а = 3 5 0 0 кг/см 1,5 и Р = 3 5 0 0 - 1 , 4 - 0 , 1 5 = 730 кг. Э л е ­ мент № 5—криволинейная пла­ стинка, свободная с одной с т о к о 7 р 4 14 Плоский КриШинейэлемент ный элемент Шарниры по продоль - *Ф [ > с | ным кромкам JL А Одна кромка-шарнир1 Jc| но оперта,вторая-сбо- • ' ' 1 то 3000 2000 1000 1 0 U 8 12 £ 16 20 2k 28 R/d 1 5 Фиг. V . 60. Влияние соединении обшивки филя. роны, при Я & 3 способа и про­ Фиг. V . 6 1 . Критические напряжения э л е м е н т о в профиля из Д16. ~ = :- — = 2 имеет а = 3 5 0 0 кг см', 1,5 к р т. е. Р = 1 , 2 - 0 , 1 5 - 3 5 0 0 = 6 3 0 равно см*. кг. Критическое J напряжение для профиля с обшивкой в целом 540 + 360 -+ 4 0 0 + 7 3 0 4- 630 0,3 + 0 , 1 6 5 + 0 , 1 - 0,21 + 0 , 1 8 2660 = 2 8 0 0 кг Kp- bi .А Фиг. V . 62. Фиг. V . 63. Такой подсчет не претендует на особую точность, так как не учитывает соотношения длин полки и стенки и другие параметры, но достоинством по­ добных формул является их простота и наглядность. В сомнительных случаях следует проверять подсчеты испытаниями образцов, подобных рассчитываемой панели 1 J A S , Nov. 1942.