Конструкция и прочность самолетов

метки: Самолет, Прочность, Летательный, Аппарат, Конструкция, Сечение, Нагрузка, Масса

1. Анализ статистики. Выбор схемы самолета и типа силовой установки

самолет силовой фюзеляж прочность

При проектировании нового самолета почти всегда Возникает проблема Выбора его общей схемы. Проработка общей схемы проектируемого самолета должна основываться на требованиях к самолету как к транспортному средству и на анализе Влияния этих требований на положение основных узлов самолета по отношению друг к другу. Под Выбором схемы самолета нужно понимать нечто большее, чем Выбор только его аэродинамической схемы. Для самолета конкретного назначения Выбор общей схемы Включает В себя:

• Выбор схемы аэродинамической несущей поверхности системы для основного режима полета и схемы ее изменения (механизации) для Взлетно-посадочных или других этапов полета:

• Выбор схемы силовой установки:

• Выбор схемы шасси:

• Выбор конструктивно-силовой схемы самолета и увязка ее с отдельным агрегатом

Прежде чем компоновка проектируемого самолета будет Воспроизведена В чертежах, необходимо Выбрать схему Взаимного расположения основных элементов самолета: крыла, фюзеляжа, двигателей, хвостового оперения, шасси.

Для проектируемого самолета принята «нормальная» схема, т. е. горизонтальное оперение (стабилизатор) располагается сзади крыла. Такая схема обладает большей устойчивостью по сравнению с другими схемами, а значит большей безопасностью.

Также принята схема низкорасположенного крыла. Это крыло дает заметное приращение подъемной силы Вследствие близости земли. Низкорасположенное крыло и двигатели могут Выполнять роль энергоемкой массы при Вынужденной посадке самолета. Еще одним из достоинств низкорасположенного крыла является Возможность размещения на нем шасси и обеспечение большей безопасности самолета при аварийной посадке.

Фюзеляж один из наиболее сложных агрегатов самолета. В большинстве случаев фюзеляж является вместилищем полезной нагрузки, экипажа, оборудования, снаряжения, а иногда силовой установки и топлива: с другой стороны фюзеляж соединяет в единое целое

важнейшие

функциональная

На проектируемом самолете выбрана круглая форма поперечного сечения, так как именно эта форма представляется наивыгоднейшей как обеспечивающая минимальный периметр для постоянной площади сечения или минимальную площадь поверхности фюзеляжа при постоянном его объеме и, как следствие этого, наименьшее сопротивление трения. Круглая форма предпочтительна также для герметизированных частей фюзеляжа, нагруженных избыточным давлением, так как исключает появление значительных изгибных напряжений в оболочке, подкрепленной шпангоутами, а следовательно, обеспечивает наименьшую массу конструкции.

Модернизация электрооборудования и схемы управления токарно-винторезного станка

... модернизации электрооборудования станков, так как модернизировать станок намного дешевле чем покупать и устанавливать новые. В дипломном проекте произведена модернизация электрооборудования и схемы управления токарно-винторезного станка ... модели 16 Б 16 П. Целью модернизации является: увеличение ...

На проектируемом самолете предусмотрена установка ТРДД. Двигатели размешены на пилонах под крылом. Такая схема имеет следующие преимущества:

• двигатели разгружают конструкцию в полете, уменьшая изгибающий момент от внешних нагрузок, что приводит к уменьшению массы конструкции крыла;

• обеспечивается удобство замены двигателя другим;

• обеспечивается меньший шум от двигателей в пассажирской кабине;

• создаются хорошие условия по обслуживанию двигателя;

• возможно, надежное изолирование двигателя от крыла при помощи противопожарных перегородок в пилоне;

• обеспечивается удобство установки на двигатели приспособлений для реверса тяги и шумоглушения.

Оперение самолета предназначено для обеспечения устойчивости и управляемости самолета. В проектируемом самолете принята нормальная схема. В ней вертикальная и горизонтальная поверхности оперения размещаются в хвостовой части. Эта схема позволяет обеспечить получение необходимых характеристик устойчивости и управляемости самолета на всех возможных режимах полета, а также достаточную эффективность органов управления для вывода самолета в нормальный режим полета после непроизвольного превышения критических значений углов атаки, сваливания.

Шасси является взлетно-посадочным устройством, которое обеспечивает самолету взлет, разбег, посадку, послепосадочный пробег и маневрирование по аэродрому. Оно воспринимает при этом действующие на самолет нагрузки и рассеивает после посадки на пробеге большую часть его кинетической энергии.

Под схемой шасси понимают число опор и особенности их расположения относительно центра масс самолета.

В проектируемом самолёте принята трех опорная схема шасси с передней опорой. Это схема позволяет резко увеличить посадочную скорость. Такие самолёты имеют ряд преимуществ:

• более простая техника пилотирования на разбеге, пробеге и посадке;

• более интенсивным торможением на пробеге для сокращения его длины;

• возможностью совершать посадку с планирования без участков выравнивания и выдерживания.

После выбора схемы самолета его компоновка делается в чертежах.

2. Определение взлетной массы в первом приближении

Взлетная масса самолета представляет собой сумму:

где соответственно массы: конструкции планера, силовой установки, оборудования и управления, топлива, коммерческой нагрузки и служебной нагрузки.

;

Если принять относительные массы

(=0,28,=0,1,=0,1) = const

по статистике, а относительную массу топлива определить в зависимости от расчетной дальности и крейсерской скорости по формуле:

• для самолетов с ДТРД

=0,15;

где: с _e — удельный расход топлива двигателя;

с _e =0,55-для силовых установок с ТВлД (ДТРД);

К _кр =180,94=16,92 — аэродинамическое качество в крейсерском режиме полета (по прототипу).

Подъёмная сила крыла самолёта

... пилотажных самолетах применяют чаще всего симметричные профили. 5. Качество профиля, поляра Аэродинамическим качеством профиля называется отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению. Сам термин качество происходит из функции крыла ...

то получим уравнение взлетной массы проектируемого самолета в первом приближении:

; ( 3 )

33811кг

Масса снаряжения и служебной нагрузки включает экипаж, продукты питания, напитки, расходуемые в полете технические жидкости и воду, спасательное оборудование, контейнеры для багажа, почты и т.п.

В первом приближении для среднего магистрального пассажирского самолета можно записать:

m _сп.н = 80 ^. N_эк + 1,6 ^. N_n ; ( кг )

m _сл.н = 80 ^. 5 + 1,6 ^. 100=560 кг

где: N _эк — количество членов экипажа ;

N _n =100чел — число пассажиров

N _эк = N_лпс + N_бп + 1=2+3+1=6чел;

N _лпс =2чел. — летно-подъемный состав ;

N _бп — количество бортпроводниц:

• чел;

Коммерческую нагрузку пассажирского самолета в первом приближении можно определить следующей зависимостью:

m _кн = 1,25 ^. ( 75+20 ) ^. N_n ; ( кг )

m _кн = 1,25 ^. ( 75+20 ) ^. N_n =1.25^. 95^. 100=11875кг;

3. Определение геометрических размеров основных сборочных единиц

Выбор параметров крыла

Основными параметрами крыла являются: площадь — Sкр , удлинение — _кр , размах — l_кр , стреловидность — _1/4 , сужение- _кр , средняя относительная толщина — c_ср .

Площадь крыла можно определить по формуле:

=75,14м- ² ;

где: m _о — взлетная масса самолета;

p _o =450кг/м² — удельная нагрузка на 1 м² крыла при взлете. В первом приближении р_о либо выбирается из статистики, либо может быть рассчитана из выражения:

На основании анализа статистических данных самолетов прототипов необходимо выбрать: _кр =9,3 ;_кр =3,5 ; ^о _1/4 =24^O

Тогда для крыла проектируемого самолета можно определить

размах крыла:

=

концевую хорду:

=

корневую хорду:

b _о = _кр ^. b_кц =_кр ^. b_кц =3,5 ^. 1,26=4,42м;

• На крыльях современных самолетов применяется механизация по передней (предкрылки) и задней (закрылки) кромкам. Предкрылки могут составлять до 80% размаха крыла L _пр 0,8 ^. Lкр ;
• Закрылки выполняются до 65…70% размаха крыла L_зк = 0,65 ^. L_кр =0,65 ^. 25,7м;

• Для выдвижных закрылков относительная хорда составляет 30…35% хорды крыла b _зк = ( 0,3…0,35 ) ^. b_кр =0,34 ^. 8,5=2,9м;

• Площадь элеронов обычно составляет 5…7% площади крыла

S _эл = ( 0,05…0,07 ) ^. S_кр =0,06 ^. 75,14=4,51м;

Размах элеронов определяет выбранное значение размаха закрылков:

L _эл = ( 0,25…0,3 ) ^. L_кр =0,28 ^. 26,43=7,4м;

• Хорда элеронов составляет 20…25% хорды крыла

b _эл = ( 0,2…0.25 ) ^. b_кр =0,24 ^. 1,26=0,3м;

Фюзеляж самолета

... нагрузок от силовых элементов крыла, оперения, шасси, силовой установки на силовых элементах фюзеляжа; восприятие массовых сил от целевой нагрузки, оборудования и от конструкции фюзеляжа, а также от аэродинамической нагрузки, действующей на фюзеляж, и нагрузки ...

Выбор параметров фюзеляжа первого приближения

Благодаря уменьшению миделевого сечения уменьшаются силы аэродинамического сопротивления фюзеляжа () и повышается аэродинамическое качество. Для пассажирских самолетов площадь миделевого сечения определяется через ширину фюзеляжа из условия размещения заданного количества кресел в ряду.

• максимальная ширина фюзеляжа

В — ширина кресла;В=440мм;

• количество кресел в ряду;n ₁ =6;

• b — ширина одного подлокотника кресла;b=50мм
• количество подлокотников в ряду;n ₂ =8;

• h — ширина прохода:h=510мм;

приN _пасс < 300 h = 510 мм, при N_пасс 300 h = 650 мм;

• количество проходов;=1;
• толщина стенок (ширина шпангоута с отделкой салона);a=100мм;

• с- зазор до стенки. С=30мм;

l ₁ =1100мм; l₂ =400мм; t_кр =810мм; n_{i ряд} =17;

Если сечение фюзеляжа применяется круглой формы, то

=3810мм;

• Lпасс.с — Длину пассажирний салон

мм;

• удлинение фюзеляжа.

_хв.ч- удлинение хвостовой часть _хв.ч =2,5;

• Lхв.ч- Длину хвостовой часть фюзеляжа;

;

мм;

• Lн.ч- Длину носовой часть фюзеляжа ;

;

_н.ч — удлинение носовой часть _н.ч = 1,5;

Длину фюзеляжа в первом приближении можно определить зависимостью:

L _Ф =14460+9525+5715=29700мм;

• удлинение фюзеляжа.

=L _ф /d_ф =29,7/3,8=7,81

Выбор параметров оперения.

Площади горизонтального и вертикального оперений можно определить из следующих выражений:Sго=0,25Sкр=0,2575,14 =18,78м ² ;

S во=0,16Sкр=0,1675,14 =12,02м² ;

• =4;
• =1,2;

• Размах гор. оперения:;
• вертикального оперения:;

Сужение горизонтального и вертикального оперений:з _го =2,5; з_во =2,5;

Концевая хорда горизонтального и вертикального оперений:

• Площади рулевых поверхростей;

Стреловидность горизонтального и вертикального оперений:

4. Расчёт фюзеляжа на прочность

1.1.

1.1.1. Координата центра масс (ЦМ) самолета находится середине длины фюзеляжа, т.е. 😡_тс = 0,5l_ф =0,529,7=14,85м;

1.1.2. Координаты ЦМ распределенных массовых грузов (масса фюзеляжа, масса оборудования, масса коммерческой (полезной нагрузки) совпадают с ЦМ самолета: x _тф = x_т.об = x_т.кн = 0,5 l_ф = 0,5 29,7=14,85м;

1.1.3. Расстояния от центра масс самолета до точки:

а) приложения ЦМ носовой стойки шасси и экипажа: x ₁ = 0,4 l_ф =0,429,7=11,88м; б) приложения ЦМ главной опоры шасси: x₂ = 0,1 l_ф =0,129,7=2,97м; в) приложения ЦМ оперения (ГО и ВО): x₃ = 0,45 l_ф =0,4529,7=13,4м;

г) приложения ЦМ аэродинамических сил ГО У _го и У_мго 😡₄ = 0,45 l_ф =04529,7=13,4м ; д) расположения переднего лонжерона: x_пл = 0,15 l_ф = 0,1529,7=4,5м; е) расположения заднего лонжерона: x_зл = 0,05 l_ф =0,0529,7=1,5 ; (расстояние между лонжеронами x_л = 0,1 l_ф =0,129,7=2,97м;)

1.1.4.Расчетные значения масс агрегатов и оборудования:

а) масса фюзеляжа: m _ф = 0,1 m₀ =0,133811=3382кг ;

б) масса оборудования: m _об = 0,08 m₀ =0,0833811=2705кг;

в) масса экипажа: m _эк = 90 N_эк =906=540кг;

г) масса носовой опоры: m _нш = 0,01 m₀ =0,0133811=339кг;

д) масса всех главных опор: m _гл.ш = 0,028 m₀ =0,02833811=947кг;

е) масса оперения (ГО+ВО): m _оп = 0,016 m₀ =0,01633811=541кг;

1.2.Нагрузки, действующие на фюзеляж

по длине фюзеляжа нагрузки:

В качестве распределенных по длине фюзеляжа нагрузок рассматриваются силы от массы фюзеляжа, коммерческой нагрузки и массыоборудования.

1.2.1.1.Распределенная нагрузка от собственной массы фюзеляжа:

где: m _ф — масса фюзеляжа (кг)

S _бф — площадь боковой проекции фюзеляжа (м-² )

S _б.ф 0,7 l_ф d_ф =0,729,7 3,8=79,2 м-² ;

H _фi — высота фюзеляжа в рассматриваемом сечении

f = 1,8 — коэффициент запаса прочности для фюзеляжа

n ^э _{ф i} — эксплуатационная перегрузка в рассматриваемом сечении.

Распределенная нагрузка от массы оборудования,расположенного на фюзеляже:

Распределенная нагрузка от массы коммерческой нагрузки, расположенной в фюзеляже:

где:

S _г.от — площадь боковой проекции грузового (пассажирского) отсека

S _г.от (0,65…0,75) l_ф d_ф — для пассажирских самолетов S_г.от =0,629,73,8=68м² _;

Суммарная распределенная нагрузка по длине фюзеляжа определяется зависимостью:

1.2.2.Расчетные нагрузки от сосредоточенных массовых и аэродинамических сил. 1.2.2.1.Расчетная нагрузка от массы экипажа

1.2.2.2.Расчетная нагрузка от массы носовой опоры шасси.

1.2.2.3.Расчетная нагрузка от главных опор шасси

1.2.2.4.Расчетная нагрузка от массы оперения.

1.2.2.5.Расчетная нагрузка от массы коммерческой нагрузки

1.2.3.Определение эксплуатационной перегрузки по длине фюзеляжа — n ^э _{ф i}

• максимальная эксплуатационная перегрузка, для гражданских самолетов ;
• Уравновешивающая аэродинамическая нагрузка, действующая на ГО.

где: m _z — коэффициент момента крыла, зависящий от L_го :

m _z =0,055 ;

_н — плотность воздуха на расчетной высоте:

H _р — расчетная высота полета вH_p =11 (км);

V _кр — крейсерская скорость полета в V_кр= 800км=223(м/сек)

средняя аэродинамическая хорда крыла

L _го — плечо горизонтального оперения.

Маневренная аэродинамическая нагрузка.

где: k=0,3 — коэффициент эффективности руля высоты

1.2.3.2.Вращательная перегрузка.

• расстояние от центра масс самолета до рассматриваемого сечения;
• угловое ускорение:

I _z — массовый момент инерции самолета относительно оси OZ , приближенно:

I _г.от (0,026…0,03) l_ф ² m₀ =0,026 (29,7)² 35003,5=894729,9;

1.3.Определение реакции опор.

Реакции опор определяется из уравнений равновесия моментов сил, относительно переднего и заднего узлов крепления наусиленных шпангоутах.

1.3.1Из уравнения момента, Относительно переднего лонжерона, для принятой расчетной схемы, можно определить:

Здесь:

реакцияR ₂ направлена вверх.

Аналогично для заднего лонжерона

реакция R ₁ направлена вниз.

1.4.Определение перерезывающих сил и изгибающих моментов по длине фюзеляжа.

При определении перерезывающих сил Q ^p _yi и изгибающихмоментов M^p _zi , длину фюзеляжа следует разбить на n участков длиной рекомендуется n=20.

Далее следует составить таблицу №9, в которую необходимозаносить результаты всех расчетов. (сверху вниз, слева-направо).

Приращение перерезывающей силы определяется как:

1.4.1.Суммарная перерезывающая сила определяется по формуле:

Далее определяется:

И приращение моментов:

1.4.2.Суммарный расчетный изгибающий момент можно определить по формуле:

Таблица 1 Распределенные нагрузки действующие на фюзеляж

№ сеч	x i	x i	n э ф i	H ф i	q p ф i	q p об i	q p кн i	q p
	м			м	даН/м	даН/м	даН/м	даН/м
1	2	3	4	5	6	7	8	9
0	14,85	-1,41	0,9	0	0	0	0	0
1	13,365	-1,27	1,1	2	167,4	133,9	0,0	301,3
			2,3
2	11,88	-1,13	1,2	2,5	228,3	182,6	0,0	410,9
3	10,395	-0,98	1,4	3	319,6	255,6		575,2
4	8,91	-0,84	1,5	3,5	399,5	319,5	3017,6	3736,7
5	7,425	-0,70	1,6	3,8	462,7	370,0	1911,2	2743,9
6	5,94	-0,56	1,8	3,81	521,9	417,4	2150,1	3089,3
			2,3
7	4,455	-0,42	1,9	3,81	550,9	440,6	2269,5	3261,0
8	2,97	-0,28	2,1	3,81	608,8	487,0	2508,4	3604,2
			2,3
9	1,485	-0,14	2,2	3,81	637,8	510,1	2627,9	3775,8
10	0	0,00	2,3	3,81	666,8	533,3	2747,3	3947,5
11	1,485	0,14	2,5	3,81	724,8	579,7	2986,2	4290,7
12	2,97	0,28	2,6	3,81	753,8	602,9	3105,7	4462,4
13	4,455	0,42	2,8	3,81	811,8	649,3	3344,6	4805,6
14	5,94	0,56	2,9	3,81	840,8	672,5	3464,0	4977,3
15	7,425	0,70	3	3,8	867,5	693,8	3583,5	5144,8
16	8,91	0,84	3,2	3,3	803,6	642,7	3822,4	5268,6
17	10,395	0,98	3,3	2,9	728,2	582,5		1310,7
18	11,88	1,13	3,5	2,3	612,6	489,9	0,0	1102,5
			2,3
19	13,365	1,27	3,6	1,5	410,9	328,7	0,0	739,6
20	14,85	1,41	3,8	0	0	0	0	0

Таблица 2 Результаты вычислений перерезывающих сил и изгибающего момента

№ сеч	mip	Rip	qср	x	Qpi	Qpi	Qpcpi	Mpzi	Mpzi
10	11	12	13	14	15	16	17	18	19
0			150,65	1,48	222,97	481,38	0	0	0
1			356,09	1,48	527,01	258,4	369,9	547,5	-547,5
				1,48		-268,6	0	0
2	1166,4		493,05	1,48	3190,8	-2289,3	-5,1	-7,5	-539,9
3	854,28		2155,9	1,48	3190,8	-5480,1	-3884,7	-5749,3	5209,4
4			3240,3	1,48	4795,6	-8670,9	-7075,5	-10471,7	15681,1
5			2916,6	1,48	4316,6	-13466,5	-11068,7	-16381,7	32062,8
6			3175,1	1,48	4699,2	-17783,1	-15624,8	-23124,7	55187,4
				1,48		-22482,3	0,0	0,0	0,0
7		113914,17	3432,6	1,48	5080,2	-136396,4	-20132,7	-29796,3	84983,8
8			3690,03	1,48	5461,2	-141476,7	-81979,5	-121329,6	206313,4
				1,48		-146937,9	-144207,3	-213426,8	419740,2
9		218642,59	3861,7	1,48	5715,3	71704,7	0,0	0,0	0,0
10			4119,1	1,48	6096,3	65989,4	68847,1	101893,6	582068,4
11			4376,5	1,48	6477,3	59893,2	62941,3	93153,1	480174,8
12			4633,99	1,48	6858,3	53415,9	56654,5	83848,7	387021,7
13			4891,4	1,48	7239,3	46557,6	49986,7	73980,3	303173,0
14			5061,01	1,48	7490,3	39318,2	42937,9	63548,1	229192,7
15			5206,7	1,48	7705,9	31827,9	35573,1	52648,2	165644,6
16			3289,7	1,48	4868,7	24122,0	27975,0	41403,0	112996,4
17			1206,6	1,48	1785,8	19253,3	21687,7	32097,8	71593,5
18	3408,3		921,04	1,48	1363,1	17467,6	18360,4	27173,5	39495,7
				1,48		16104,4	0,0	0,0
19		15557,15	369,8	1,48	547,3	547,3	8325,9	12322,3	12322,3
20			0	0	0	0	273,64109	0	0

Рис. 1 Эпюра перерезывающих сил Q ^p _i

Рис. 2 Эпюра изгибающих моментов M ^p _zi

2. Проектировочный расчет фюзеляжа на прочность (Фюзеляж балочно-стрингерной конструктивной схемы)

В качестве расчетного рассматривается сечение, в котором перерезывающая сила Q ^p _i изгибающий момент M_zi имеют максимальные значения. При этом, сечение фюзеляжа рассматривается как состоящая из верхнего и нижнего сводов и двух боковин.

Рис. 3 Расчетная схема сечения фюзеляжа.

=0,73,81=2,7м;

• высота верхнего и нижнего сводов
• средняя высота между сводами
• длина верхнего и нижнего сводов

Основное допущение проектировочного расчета является то,что изгибающий момент воспринимается верхним и нижним сводами, аперерезывающая сила воспринимается двумя боковинами сечения фюзеляжа.

Усилия, воспринимаемые верхним и нижним сводами будут равны:

При этом необходимо иметь в виду, что элементы конструкции верхнего свода будут работать на растяжение, а нижнего на сжатие. Приведенную площадь сечения верхнего свода можно определить:

(мм ² );

В первом приближении эту площадь можно распределить междуобшивкой и стрингерами в равных долях

4.1. Тогда толщина обшивки верхнего свода будет равна

Если принять шаг стрингеров в пределахможно определить сечение одного стрингера:

мм ² ;

• Для данного значения площади стрингера выбирается из нормалей подходящих профилей.

Приведенная площадь сечения нижнего свода

_кр — критическое напряжение сжатия, приближенно:

_кр =0,65_в =0,65 44 = 28,6 Н/мм² ;

4.2.Толщина обшивки нижнего свода и сечение стрингера определяются аналогичными зависимостями.

4.3.Толщина обшивки боковин фюзеляжа.

Толщина обшивки боковин определяется из условия среза от действия перерезывающий силы «Q ^p _i »

_кр — критическое напряжение среза.

4.4.Полученные значения толщины обшивки и сечения стрингеров необходимо проверить расчетом при допущении равномерного распределения нормальных касательных напряжений по толщине обшивки.

Вводится понятие эффективной (приведенной) толщины обшивки, то есть толщины с учетом распределенных по периметру поперечного сечения стрингеров.

Здесь:

где: _эф — толщина обшивки

n _стр =66 — суммарное количество стрингеров в сечении

Потребное значение эффективной толщины подсчитывается отдельно от действия изгибающего момента и перерезывающей силы, а затем выбирается наибольшее.

мм;

где: r _ф — радиус фюзеляжа

Принимается

Тогда средняя толщина обшивки и сечение стрингера:

мм ²

Полученные значения ₀ и f_стр следует привести в соответствие с действующими стандартами.

4.5.Кроме рассмотренных силовых факторов, в обшивке фюзеляжа возникают значительные касательные напряжения от крутящего момента.

Y ^p _мво — расчетная маневренная нагрузка, действующая на вертикальное оперение

y _ц.ж.ф. =1906,9мм — расстояние от центра давления вертикального оперения до линии центров жесткости поперечного сечения (оси фюзеляжа)

(ДАН)

где S _во — площадь вертикального оперения. f=2 ;

Величина толщины обшивки фюзеляжа ₀ должна удовлетворять следующему условию:

(мм)

где: =3,143629025=11395138,5мм ² — площадь поперечного сечения фюзеляжа.

4.6.Наконец, толщину обшивки фюзеляжа необходимо определить из условия обеспечения прочности от действия внутреннего избыточного давления:

мм;

где: p _u ^p — расчетное значение внутреннего избыточного давления.

p _u ^p = 1,2 0,63=7,2(дан/см² );

p _u ^э — избыточное эксплуатационное давление:

f =3 — коэффициент запаса прочности для обшивки фюзеляжа.

Таким образом, в качестве расчетного значения выбирается наибольшее значение толщины обшивки из определенных выше способов.