Расчет крыла на прочность

Размещено на http://www.allbest.ru//

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РФ

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ

ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

«ВОРОНЕЖСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ»

(ГОУВПО «ВГТУ»)

ИМАТ

Кафедра самолето- и вертолетостроения

КУРСОВАЯ РАБОТА

по дисциплине «Прочность конструкций»

Тема: «Расчет крыла на прочность»

Разработал студент СД-121

А.И. Лукьяненко

Воронеж 2015

Введение

К самолету, как летательному аппарату, предъявляются весьма сложные и разнообразные требования. Многие из этих требований являются противоречивыми, например, самолет должен иметь хорошие летные данные и одновременно с этим должен быть достаточно прочным в эксплуатации и иметь минимальную массу при относительно небольших миделях конструкций (крыла и т. д.).

Прочность конструкций является одним из основных факторов обеспечения безопасности полета любого летательного аппарата.

Непрерывный рост скорости и высоты полета самолетов оказывает решающее влияние на изменения их аэродинамической компоновки и конструктивно-силовых схем. Это влияние приводит к значительным изменениям формы в плане и толщины профилей крыла, формы и удлинения фюзеляжей. Все это требует дальнейшего развития и совершенствования методов расчета на прочность авиационных конструкций.

Современные методы расчета самолета на прочность в основном опираются на теорию расчета тонкостенных конструкций, разработанную советскими учеными В. Н. Беляевым, В. 3. Власовым, В. Ф. Болховитиновым, А. А. Уманским, A.M. Черемухиным, Л. И. Балабухом, С. Н. Каном, И.А.Свердловым, И. Ф. Образцовым и др.

Основная роль в разработке и внедрении практических методов расчета и испытаний самолетных конструкций принадлежит коллективам авиационных научно-исследовательских организаций и опытно-конструкторских бюро.

Силами этих организаций и ОКБ или под их руководством проведены обширные теоретические и экспериментальные исследования нагружений самолета в процессе эксплуатации, позволившие сформулировать основной для расчета на прочность документ «Нормы прочности самолетов».

Целью проектировочного расчета является подбор геометрических размеров крыла, площадей отдельных элементов крыла (площади стрингеров, поясов лонжерона, толщины обшивки и стенки лонжерона), исходя из предельных нагрузок на конструкцию.

Для проверки правильности результатов проектировочного расчета проводится проверочный (поверочный) расчет. Целью поверочного расчета является определение напряжений в сечениях элементов конструкции и сравнение их с разрушающими напряжениями, а также определение запаса прочности конструкции в целом и ее элементов.

Объектом курсового проектирования является крыло самолёта Су-26.

1. Техническое описание конструкции самолета «Су-26»

крыло самолет прочность

Самолет Су-26 (Рисунок 1,2) - одноместный спортивно-пилотажный самолет для акробатического пилотажа. Данный самолёт по аэродинамическим характеристикам относится к нормальной (классической) схеме. Для этой схемы характерным является расположение горизонтального оперения за крылом.

Большая тяговооруженность в сочетании с оптимальной нагрузкой на крыло и отличной управляемостью позволяет выполнять на нем комплексы фигур высшего пилотажа любой сложности.

Самолет создан в конструкторском бюро имени П.0.Сухого специально для тренировок и участия в международных соревнованиях летчиков-спортсменов экстра-класса.

Самолет проектировался с учетом требований соревнований мирового уровня и обладает характеристиками, достаточными для наиболее полного проявления мастерства спортсмена:

тяговооруженность самолета такова, что дает возможность выполнять пилотаж без потери высоты, обеспечивает большую скороподъемность, хорошие разгонные характеристики и выполнение фигур пилотажа при наборе высоты и на вертикали;

эффективность элеронов обеспечивает высокую угловую скорость крена, четкую фиксацию и выполнение многократных вращений;

небольшие нагрузки на органы управления способствуют чистоте и четкости фигур пилотажа, делают самолет легким и удобным в пилотировании;

необычайно высокая прочность конструкции в сочетании с наклоном сиденья летчика под углом 45° позволяет выполнять пилотаж с перегрузками +I2/-I0;

руговой обзор через фонарь и прозрачные боковые и нижние панели фюзеляжа позволяет пилоту свободно ориентироваться при любых эволюциях самолета.

Самолет Су-26 - свободнонесущий моноплан со среднерасположенным крылом и неубирающимся шасси рессорного типа с хвостовым колесом.

Конструкция самолета выполнена из современных композиционных материалов - углепластиков, органопластиков, а также из традиционных материалов - стали и титановых сплавов. Доля веса композиционных материалов в конструкции превышает 50 %.

На самолете установлен поршневой двигатель М-14П воздушного охлаждения мощностью 360 л.с. с винтом изменяемого шага. Самолет имеет необходимое пилотажно-навигационное оборудование.

Достоинствами самолета являются простота обслуживания, надежность узлов, агрегатов и систем.

Мягкая амортизация рессорного шасси, низкое давление в пневматиках колес, небольшая взлетно-посадочная дистанция позволяют эксплуатировать самолет на аэродромах ограниченных размеров и без искусственного покрытия.

Для увеличения дальности полета на самолет может быть установлен подвесной топливный бак. Самолет оснащен автоматическим воздушным винтом В-530ТА-Д35 производства СССР.



Рисунок 1 Общий вид самолета

Рисунок 2 Общий вид самолета

Данная курсовая работа имеет целью углубление и закрепление знаний, полученных при изучении курса «Прочность конструкций», развитие навыков самостоятельной работы с технической документацией и справочно-нормативными материалами.

Курсовая работа состоит в решении трех задач, связанных с построением расчетных эпюр поперечной силы, изгибающего и крутящего моментов. Также мы произведем предварительный расчет крыла.

2. Предварительный расчет крыла

2.1 Определение геометрии крыла

,

где -удлинение крыла,

L - размах крыла, м, L=8 м,

S - площадь крыла, м2 , S=12 м2.

,

где з - сужение крыла

bo - корневая хорда, м, bo= 5,43 м,

bk - концевая хорда, м, bk=2,5 м.

Удлинение крыла

Угол стреловидности: 00

2.2 Определение нагрузок, действующих на крыло

Нагрузки, действующие на крыло: для заданного случая нагружения определяем коэффициенты безопасности и максимальной эксплуатационной перегрузки . Величины эксплуатационных перегрузок в зависимости от максимального скоростного напора и полётной массы определим по таблице типов самолетов.

Для данного типа самолёта принимаем nэ = 8.

Исходя из случая нагружения, коэффициент безопасности выбираем f=2.

Расчётную перегрузку определим по формуле .

Следовательно nр = 8 Ч 2 = 16.

Случай соответствует криволинейному полёту с (отклоненные элероны или выход из пикирования) и с максимально возможной скоростью, соответствующей скоростному потоку qmax.max. Заданными величинами являются , ; .

Этот случай характерен для нагружения хвостовой части крыла. Вследствие перемещения назад центра давления на крыло действует значительный крутящий момент.

Расчетная аэродинамическая нагрузка прямого крыла определяется по формуле:

,

где G - вес самолета, кг, G = 17000 кг,

относительная циркуляция по размаху прямого крыла, учитывающая изменение коэффициента подъемной силы крыла по размаху и сужению крыла.

Для стреловидного крыла значение должно быть уточнено поправкой, учитывающей стреловидность крыла . Значения величин и снимаем с графиков. Тогда рассчитываем по формуле:

Массовые силы конструкции крыла определяем по формуле:

,

где - вес крыла, = 0,11.

Массовые силы от веса топлива определяем по формуле:

,

где - вес топлива, , кг.

Все расчеты сводим в таблицу 1.

Таблица 1

Величина	2z/l	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,65	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9	0,95	1
	-	1,24	1,22	1,18	1,15	1,1	1,02	0,9	0,85	0,77	0,65	0,58	0,45	0,34	0,13	0
	-	-0,3	-,018	-0,09	-0,02	0,05	0,1	0,14	0,145	0,15	0,15	0,13	0,11	0,09	0,05	0
	-	0,094	1,04	1,09	1,13	1,15	1,12	1,04	0,995	0,92	0,8	0,71	0,56	0,43	0,18	0
		11186	12367	12971	13447	13685	13328	12367	11841	10948	9520	8449	6664	5117	2142	0
		1118,6	1236,7	1297,1	1344,7	1368,5	1332,8	1236,7	1184,1	1094,8	952	844,9	666.4	511,7	214,2	0
		3355,8	3712,8	3891,3	4034,1	4105,5	3998,4	3712,8	3552,15	3284,4	2856	2534,7	1999,2	1535	642,6	0
		6711,6	7425,6	7782,6	8068,2	8211	7996,8	7425,6	7104,3	6568,8	5712	5069,4	3998,4	3073,2	1285,2	0

По расчетным данным строим эпюру расчетной аэродинамической погонной нагрузки, эпюру расчетной массовой погонной нагрузки, эпюру расчетной суммарной погонной нагрузки (рис. 1).

Рис.1 Эпюры ,и

2.3 Построение расчетных эпюр

Исходными данными для расчета крыла на прочность являются эпюры перерезывающих сил , изгибающих и крутящих моментов , построенные вдоль размаха крыла.

При построении эпюр крыло представляют как двухопорную балку с консолями, нагруженную распределенными и сосредоточенными силами. Опорами являются узлы крепления крыла к фюзеляжу.

Определяем реакции опор:

.

кг

Эпюры, нужно строить от суммарной нагрузки

.

Используя дифференциальные зависимости:

; ,

получаем выражения и для любого сечения крыла:

; .

Для каждого участка находим приращение перерезывающей силы:

.

Суммируя значения от свободного конца и учитывая значения сосредоточенных грузов и реакций фюзеляжа, получаем значение перерезывающей силы в произвольном - ом сечении крыла

.

Аналогично определяем значение изгибающего момента в любом сечении крыла:

, .

Приняв количество сечений i = 10, ?z = 0,5 м.

С учётом стреловидности крыла перерезывающую силу и изгибающий момент определим по формулам:

; ,

где - угол стреловидности.

Результаты сведены в таблицу 2.

Таблица 2

0	6711,6	7068,6	0,5	32843	336360	318690	159340	755660	528960
0,1	7425,6	7604,1	0,5	35521	301020	282010	141000	596310	417420
0,2	7782,6	7925,4	0,5	37127	263000	243180	121590	455310	318720
0,3	8068,2	8139,6	0,5	38198	223370	204270	102130	333720	233600
0,4	8211	8103,9	0.5	40520	185170	164910	82455	231583	162110
0,5	7996,8	7711,2	0,5	38556	144650	125370	62686	149130	104390
0,6	7425,6	7265,1	0,5	36326	106090	87930	43966	86442	60510
0,7	6568,8	6140,4	0,25	15351	52676	45000	11250	27170	19019
0,8	5069,4	4533,9	0,25	11335	23840	18180	4547	8273	5791
0,9	3073,2	2185,8	0,25	5441	7048	4327	1082	1283	898

По полученным данным строим эпюру изгибающих моментов (рис.2).

Для построения эпюр крутящих моментов, истинный крутящий момент должен быть определён относительно центра изгиба (жёсткости). Примем координату положения линии центров изгиба (жёсткости):

хж = 0,38вСЕЧ.

Тогда а = 0,2bСЕЧ, а1 = 0,4bСЕЧ.

Погонный крутящий момент в любом сечении относительно линии центров изгиба, оси определяется следующим образом:

.

Полный крутящий момент будет равен:

.

При наличии стреловидности :.

Эпюра строится только до борта фюзеляжа. При определении также удобно пользоваться методом трапеций с применением таблицы 3:

Где ; .

Таблица 3

0,2	127910	51884	0,34	0,35	17642	27757	27998	0,5	13999	67752	47426
0,3	134470	53788	0,3	0,33	16136	28239	27531	0,5	13766	53753	37627
0,4	136890	54740	0,26	0,3	14232	26823	24341	0,5	12171	39987	27991
0,5	133280	53312	0,24	0,26	12795	21858	17356	0,5	8678	27816	19471
0,6	123670	49495	0,23	0,24	16828	12853	13872	0,5	6936	19138	13396
0,7	109480	43792	0,21	0,22	9196	14890	12853	0,5	6427	12202	8541
0,8	84490	33796	0,18	0,2	6083	10815	8478	0,5	4230	5775	4043
0,9	51170	20468	0,15	0,18	3070	6140	3071	0,5	1536	1536	1075
1	0	0	0,13	0,15	0	0	0	0,5	0	0	0

Рис. 2 Эпюры погонного крутящего момента m и крутящего момента .

2.4 Проектировочный расчет крыла

На данном этапе подберём величины площади поперечных сечений силовых элементов крыла. Силовая схема крыла - двухлонжеронная, аэродинамический профиль сечения NASA2411 .

Определяем угол конусности крыла:

где -относительная толщина профиля.

Отсюда .

Перерезывающая сила в расчетном сечении равна:

где и -высота первого и второго лонжеронов,

- модуль упругости материалов поясов.

От перерезывающих сил в стенках лонжеронов действуют погонные касательные силы:

и ;

;

.

Погонные касательные силы в стенках лонжеронов от крутящего момента:

,

где -площадь контура межлонжеронной части сечения.

.

Суммарные касательные потоки в стенках лонжеронов от перерезывающих сил и крутящих моментов:

Толщины стенок лонжеронов и обшивки определяются по следующим формулам:

где - разрушающее касательное напряжение.

Получим

Берем шаг стрингеров 118 мм, получаем количество стрингеров

Определяем силы, действующие на верхней и нижней панелях крыла:

Где высота сечения,

- число стрингеров,

- ширина межлонжеронной части крыла.

Коэффициент 0,9 в величине учитывает ослабление обшивки отверстиями под заклепки.

Суммарная площадь растянутых и сжатых поясов лонжеронов:

- для сжатых поясов,

- для растянутых поясов,

где принимаем равным .

3. Проверочный расчёт крыла

3.1 Расчёт на изгиб методом редукционных коэффициентов В.Н. Беляева

Крыло изгибается моментом в плоскости . Это сечение отнесём к произвольной системе координат . Обозначим в произвольной системе координат через и координаты центра масс сечения, а через и - координаты центров масс поясов лонжеронов и стрингеров, которые совместно с присоединённой обшивкой воспринимают изгибающий момент. Задаемся редукционные коэффициенты первого приближения для всех элементов:

а) для поясов лонжеронов ;

б) сжатую обшивку присоединим к стрингерам в виде полос шириной ;

в) для сжатых стрингеров с присоединённой обшивкой берём редукционный коэффициент первого приближения , (т.к. материал стрингеров и лонжеронов одинаков, для стрингеров D16T, для лонжеронов D16T) считаем, что они не теряют устойчивость;

Вычисляем приведённые площади сечения первого приближения по формуле:

.

Находим главные центральные оси сечения:

а) в произвольных осях координат определяем координаты центров тяжести всех элементов редукционного сечения в первом приближении .

б) определяем центр масс редуцированного сечения в первом приближении:

.

в) вычисляем координаты центров тяжести элементов в новых главных осях, параллельных прежним, допуская, что угол поворота главных осей невелик

г) определяем характеристики сечения в новых главных осях:

.

д) рассчитываем напряжения первого приближения для всех элементов по формуле:

,

где - коэффициент, учитывающий несимметричность крыла.

Результаты расчета сведём в таблицу 4 (Приложение А).

3.2 Определение касательных напряжений от сдвига

Расчёт начинаем с выбора основной системы конструкции: сделаем разрезы по хорде от носка крыла, которые превращают сечения в открытый контур рисунок. 1.

Рисунок 1

В местах разрезов прикладываем замыкающие интенсивности и (погонные касательные усилия ), уравновешивающие поперечную силу , приложенную в центре жёсткости крыла. Поперечная сила, обусловливающая изгибающий момент, вызывает так же сдвиг и кручение сечения.

Расписываем погонные касательные усилия в панелях контура:

,

где - касательные потоки в открытом контуре;

- замыкающие погонные потоки ( принимает значения и ).

Погонная касательная сила в любой панели при сдвиге замкнутого контура равна погонной касательной силе в том же незамкнутом контуре, плюс замыкающие погонные силы (), причём каждая замыкающая сила добавляется только на тех панелях контура, которые являются элементом, замыкающим его.

Замыкающие погонные потоки определяются из системы канонических уравнений для произвольного многосвязного контура из контуров, в данном случае - для двухсвязного контура:

где .

Здесь - длина панели; - модуль упругости рода; - толщина панели;

- погонная сила в панели, возникающая в незамкнутом контуре.

Для двухсвязного контура канонические уравнения имеют вид:

,

.

Здесь - перерезывающая сила в сечении; - статический момент относительно оси всех площадей редуцированного сечения рассматриваемой части конструкции; - момент инерции приведённого сечения относительно главной центральной оси,

где (суммирование ведётся по контуру , замыкаемому потоком ).

(суммирование ведётся по контуру , замыкаемому потоком ).

Решаем систему канонических уравнений, зная все коэффициенты.

Зная замыкающие погонные касательные усилия, определяем касательные напряжения в консолях и запас прочности:

,

.

Все расчеты сведем в таблицу 5 (Приложение Б).

Таким образом, касательные напряжения не превышают разрушающих ни в одной панели, конструкция способна выдерживать заданную нагрузку и хорошо работает на сдвиг.

3.3 Определение касательных напряжений от кручения

Кручение конструкции, в результате которого в её нормальном сечении возникают только касательные напряжения, называется свободным. Такое напряжённо-деформированное состояние конструкция испытывает вдали от заделки крыла, от его крепления к фюзеляжу.

Распишем погонные касательные потоки по панелям сечения (по аналогии с расчётом на сдвиг), только здесь в потоках будет отсутствовать поток в открытом контуре .

Для определения неизвестных погонных замыкающих потоков составляем канонические уравнения:

,

.

Коэффициенты соответственно равны коэффициентам канонических уравнений для сдвига.

Третьим уравнением для определения трёх неизвестных , и будет уравнение равновесия:

.

В правую часть уравнения равновесия входит координата центра жёсткости сечения .

Координата центра жёсткости сечения определится выражением:

.

Решение уравнения даёт погонные замыкающие касательные потоки, . Зная их, определяем погонные касательные усилия в панелях контуров, а далее определяем касательные напряжения:

.

Расчёт сводится в таблицу 6.

Таблица 6

Номер
2	-130	1385	1255	0,08	15687	21750	1,39
3	291	1385	1675	0,08	20937	21750	1,04
4	-1167	1385	225	0,08	1875	21750	11,6
5	198	1385	1583	0,12	13192	21750	1,65
6	191	1385	1576	0,12	13133	21750	1,65
7	184	1385	1569	0,12	13075	21750	1,66
8	176,5	1385	1561	0,12	13008	21750	1,67
9	19	1385	1404	0,12	11700	21750	1,86
10	293	1385	1678	0,12	13983	21750	1,55
11	-49	1385	1336	0,12	11133	21750	1,95
12	-188	1385	1197	0,12	9975	21750	2,18
13	-22	1385	1363	0,12	11358	21750	1,19
14	-206	1385	1179	0,12	9825	21750	2,2
15	-223	1385	1162	0,12	9683	21750	2,25
16	-239	1385	1149	0,12	9575	21750	2,27
17	-231	1385	1154	0,12	9617	21750	2,26
18	-302	1385	1083	0,12	9025	21750	2,4
19	-214	1385	1171	0,08	9758	21750	2,23
20	-198	1385	1187	0,08	9892	21750	2,2

Вычисляем величины касательных критических напряжений и запас прочности :

,

где - коэффициент, учитывающий опирание панели ( для свободно опёртых краёв и для защемлённых краёв).

- расстояние между стрингерами в ,

- радиус кривизны панели в ,

- модуль упругости рода в

Заключение

В ходе выполнения работы был произведен расчет классического тонкостенного крыла на изгиб, сдвиг и кручение. Произвели проектировочный расчет для подбора величины площади поперечных сечений силовых элементов. Все вычисления были проведены по самолету Cу-26.

Расчёт конструкции на прочность состоит в определении напряжений, возникающих от нагружения, и сравнения их с разрушающими.

Анализируя результаты вычислений, сведённые в таблице 5, можно сделать вывод, что касательные напряжения не превышают разрушающих ни в одной панели: диапазон запаса прочности от 60 до 100%. Конструкция способна выдерживать заданную нагрузку и хорошо работает на кручение, конструкция в основном спроектирована хорошо.

Список литературы

1 Прочность конструкции. Расчёт крыла А.П. Будник, В.А. Саликов, В.И. Пентюхов, В.И. Максименков. Учеб пособие. Воронеж: Изд-во ВГТУ, 2000, 70 с.

2 Бадягин А.А. Проектирование самолётов. М., 1986.

3 Стригунов В.М. Расчёт самолёта на прочность. М.: Машиностроение, 1984.

4 Строительная механика летательных аппаратов. Под ред. И.Ф. Образцова. М.: Машиностроение, 1986.

5 Астахов М.Ф., Каравлев А.В. Справочная книга по расчету самолета на прочность: справоч. Пособие. - М.: Оборонгиз, 1954. - 702 с.

Приложение А

У							-640	-2804					4793
18	стр.	1	0,8	0,9	18	-33,5	-54,3	29,2	93,16	-20,3	-75,2	-12,2	242,7	-2399	2400
17	стр.	1	0,8	0,9	41	-34,5	-55,9	66,4	93,16	-20,3	-52,2	-13,2	284	-2595	3200
16	лонж.	2,56	0,5	1	58	-35	-91	150,8	93,16	-20,3	-35,2	-13,7	490,8	-2992	3200
15	стр.	1	0,8	0,9	75,8	-35,5	-57,5	122,8	93,16	-20,3	-17,4	-14,2	328,5	-2791	3200
14	стр.	1	0,8	0,9	99	-36	-58,3	160,4	93,16	-20,3	5,84	-14,7	352	-2889	3200
13	стр.	1	0,8	0,9	123	-35	-56,7	199,3	93,16	-20,3	29,8	-13,7	305,8	-2693	3200
12	стр.	1	0,8	0,9	146,7	-34	-55	237,6	93,16	-20,3	53,5	-12,7	263	-2497	3200
11	стр.	0,5	0,4	0,9	163,2	-33,5	-6	29,4	93,16	-20,3	70	-12,2	27	-2399	2400
10	лонж.	2,4	0,4	1	176,5	-33	-52,8	282,4	93,16	-20,3	83,3	-11,7	220,5	-2557	3200
9	лонж.	2,64	0,3	1	176,5	-11,3	-33,2	527,7	93,16	-20,3	83,3	9,96	291,7	2169	2400
8	стр.	0,5	0,3	0,9	163,2	-9,5	-1,52	26,1	93,16	-20,3	70	11,8	22,1	2305	2400
7	стр.	1	0,6	0,9	146,7	-9	-13	211	93,16	-20,3	53,5	12,3	216,4	2403	2400
6	стр.	1	0,6	0,9	123	-8,5	-12,2	177	93,16	-20,3	29,8	12,8	234,5	2501	3200
5	стр.	1	0,6	0,9	99	-8	-11,5	142,6	93,16	-20,3	5,84	13,3	253,2	2599	3200
4	стр.	1	0,6	0,9	75,8	-7,5	-10,8	109	93,16	-20,3	-17,4	13,8	272,6	2697	3200
3	лонж.	3,84	0,3	1	58	-8	-34	247	93,16	-20,3	-35,2	13,3	749	2888	3200
2	стр.	1	0,6	0,9	41	-1-	-14,4	59	93,16	-20,3	-52,2	11,3	182,6	2207	2400
1	стр.	1	0,6	0,9	18	-15	-21,6	25,9	93,16	-20,3	-75,2	6,26	56,4	1227	2400
		Fi	Fi0	Fпр
	Наименование	Площадь элементов, см2	Площадь присоединенной обшивки, см2	Приведенная площадь, см2	Координаты центра тяж. эл-ов в произв. осях, см	Приведенные статические Моменты, см3	Координаты центра т. редуцированного сечения, см	Координаты ц.т. эл-ов в новых осях, см	Осевой момент сечения, см4	Напряжения от норм. изгибаа	Разрушающие напряжения
1	2	3	4	5	6	7	8	9	10	11	12

Приложение Б

з		-0,075	0,17	-0,54	-0,25	-0,06	0,12	0,3	0,32	0,61	0,37	0,37	0,35	0,15	-0,07	-0,31	-0,54	-0,85	0,097	-0,2
	Н/см2	-1625	3638	-9725	-543	-1292	2692	6517	6925	13275	8144	8142	7658	3200	-1617	-6800	-11800	-18410	2110	-4325
	Н/см	-130	291	-1167	198	191	184	1765	19	293	-49	-188	-22	-206	-223	-239	-231	-302	-214	-198
	см	0,028	0,072	0,11	0,21	0,24	0,26	0,285	0,14	0,26	0,4	0,23	0,15	0,26	0,23	0,19	0,14	0,054	0,058	0,022
	см2/Н	0,0012	0,0011	0,0005	0,00077	0,00077	0,00073	0,0007	0,00035	0,00054	0,00085	0,00054	0,00035	0,0007	0,00073	0,00077	0,00077	0,0005	0,0011	0,0012
	см	0,08	0,08	0,08	0,12	0,12	0,12	0,12	0,12	0,12	0,12	0,12	0,12	0,12	0,12	0,12	0,12	0,12	0,08	0,08
		0,8	0,8	1,2	1,2	1,2	1,2	1,2	1,2	1,2	1,2	1,2	1,2	1,2	1,2	1,2	1,2	1,2	0,8	0,8
	см	25	22,5	12	24	24	23	22	11	14	22	14	11	22	23	24	24	12	22,5	25
	Н/см	234	655	2124	2639	3136	3614	4073	4122	4884	4757	4268	4210	3675	3097	2475	1875	1082	533	182
	см3	9	25,2	81,7	101,5	120,6	139	156,6	158,5	187,8	182,9	164,2	161,9	141,4	119,1	95,2	72,1	41,9	20,5	0,7
		2	3	4	5	6	7	8	9	10	11	12	13	14	15	16	17	18	19	20
	см3	9	16,2	56,5	19,8	19,1	18,4	17,65	1,9	29,3	-4,9	-18,8	-2,2	-20,6	-22,3	-23,9	-23,1	-30,2	-21,4	-19,8
	см2	1,44	1,44	4,26	1,44	1,44	1,44	1,44	0,16	2,94	3,96	1,6	0,18	1,62	1,62	1,62	1,62	2,2	1,62	1,62
	см	6,26	11,3	13,3	13,8	13,3	12,8	12,3	11,8	9,96	-1,24	-11,7	-12,2	-12,7	-13,7	-14,7	-14,2	-13,7	-13,2	-12,2
№		1	2	3	4	5	6	7	8	9	10	11	12	13	14	15	16	17	18	19

Размещено на Allbest.ru

...