날개 파괴 하중. (1) 굽힘 하중 Fex 날개의 루트 주위의 소성 굽힘의 결과로서 날개 파괴로 인한 최종 하중은 다음 식 또는 실제 날개의 비선형 소성 재료 거동을 반영하는 적절한 응력해석으로 계산되어야 한다. 최종 하중은 가장 약한 방향의 0.8 R에서 날개 상에 작용하는 것으로 가정한다. 날개 파괴 하중 및 스핀들 토크의 평가에 대한 대체 방법론은 핀란드-스웨덴 대빙⑨급 규칙의 적용에 대한 가이드라인의 10.1을 참고한다. 날개는 프로펠러 지름 D의 10 %를 초과하는 오프셋으로 끝단이 휘어졌을 경우 파괴된 것으로 간주한다. 300ㆍsㆍtZㆍσ reJl (kN) ex 0.8ㆍD — Zㆍr σreJl 0.6 • σ0.Z + 0.4 • σu (MPa) s, t 및 r은 루트 필릿 바깥의 가장 약한 단면(보통 날개 방향 필릿부의 끝) 부위 날개의 실제 현 길이, 최대 두께, 루트 단면으로 된 원통부의 반지름을 각각 말하며 다음 그림 1.11과 같다.
날개 파괴 하중. (1) 굽힘 하중 Fex 날개의 루트 주위의 소성 굽힘의 결과로서 날개 파괴로 인한 극한하중은 다음 식 또는 실제 날개의 비선형 소성재 료 거동을 반영하는 적절한 응력해석으로 계산되어야 한다. 극한하중은 가장 약한 방향의 0.8 R에서 날개 상에 작 용하는 것으로 가정한다. 날개 파괴 하중 및 스핀들 토크의 평가에 대한 대체 방법론은 핀란드-스웨덴 대빙⑨급 규칙의 적용에 대한 가이드라인의 10.1을 참고한다.