---

x is the population of test results (see E.6.3.1).

NOTE The material safety factors y_M for the ultimate and serviceability limit states given in Table E.9 are examples of values that may be obtained for a product with the (relatively small) property variance values shown

Кінець таблиці Е.9

^а Фактор матеріалу для зминання в абсолютному граничному стані є необхідним, якщо проект базується на розрахунку в пружній стадії або якщо ненульовий опір згинанню на проміжних опорах використовується в розрахунку на основі пластичної стадії.

^aThe material factor for wrinkling at the ultimate limit state is needed if the design is based on elastic analysis or if a non-zero bending resistance at intermediate supports is utilized in a design based on plastic analysis.

^ь Якщо характеристичне значення міцності кріплення не базується на достатній кількості випробувань, для отримання статистично достовірного значення повинні використовуватися більш високі значення фактора безпеки матеріалу.

^ь If the characteristic value of the strength of a fastening is not based on a sufficient number of tests for a statistically reliable value to be obtained, higher values of the material safety factors shall be used.

E.7 Обчислення ефектів навантажень

E.7.1 Загальні положення

У визначенні результатів внутрішнього напру­ження і відхилів має бути взято в розрахунок зсувну еластичність серцевини. Для цієї мети повинно бути використано постійне значення модуля зсуву серцевини, що відповідає серед­ньому значенню за нормальної температури в приміщенні. Результанти напруження повинні бути визначені з використанням методів, опи­саних в Е.7.2.

E.7 Calculation of the effects of actions

E.7.1 General

In the determination of the internal stress resul­tants and deflections, the shear flexibility of the core shall be taken into account For this purpose, a constant value of the shear modulus of the core, corresponding to an average value at normal in­door temperature, shall be used. The stress resul­tants shall then be determined using the methods described in E.7.2.

Е.7.2 Методи розрахунку

Застосовують наступні методи розрахунку:

• пружний розрахунок;

• пластичний розрахунок.

Пружний розрахунок повинен бути використа­ний для експлуатаційного граничного стану і може бути використаний для абсолютного гра­ничного стану.

Пластичний розрахунок придатний тільки для абсолютного граничного стану і має бути вико­ристаний в усіх випадках, коли у розрахунку визначальними є згинальні напруження над внутрішньою опорою. Пластичний розрахунок не повинен використовуватися, якщо першим типом відмови є руйнування серцевини через зсув, за винятком випадків, коли матеріал сер­цевини має адекватну здатність за пластич­ним зсувом.

Ефекти навантаження S (згинальні моменти, нормальні і поперечні сили) як результат ком­бінування всіх навантажень, прикладених до сендвіч-панелей, повинні бути знайдені за до­помогою теорії пружності з урахуванням зсув­ної еластичності матеріалу серцевини.

Рівняння для деяких випадків, що часто зуст­річаються, наведено в:

• Е.7.4 для панелей зі злегка профільовани­ми облицюваннями;

• Е.7.5 для панелей із сильнопрофільовани- ми облицюваннями.

Розподілення згинального моменту при абсо­лютному граничному стані в безперервному сендвіч-елементі може бути вибрано довільно за умови, що результати внутрішнього напру­ження знаходяться в рівновазі з навантажен­нями і повинні дорівнювати або бути вище ніж у найнесприятливіших комбінаціях факторова­них навантажень, і що результанти внутріш­нього напруження ніде не перевищують пластичного опору поперечного перерізу.

Примітка. В обчисленнях за пластичним розрахун­ком при абсолютному граничному стані безперерв­на багатопрогонова сендвіч-панель може бути замінена низкою однопрогонових панелей з нульо­вим опором згинанню на проміжних опорах. У цій

Е.7.2 Methods of analysis

One or other of the following methods of analysis shall be used:

• elastic analysis;

• plastic analysis.

Elastic analysis shall be used for the serviceability limit state and may be used for the ultimate limit state.

Plastic analysis shall only be used for the ultimate limit state and shall be used whenever the design is controlled by bending stresses at an internal support. Plastic analysis shall not be used when the first failure mode is a shear failure of the core, unless the core material has adequate plastic shear capacity.

E.7,2.2 Elastic analysis

The action effects S (bending moments, normal and shear forces) resulting from the combination of all actions applied to the sandwich panels shall be found by using the theory of elasticity taking into account the shear flexibility of the core mate­rial.

Equations for some frequently encountered cases are given in:

• E.7.4 for panels with lightly profiled faces;

• E.7.5 for panels with profiled faces.

E. 7.2.3 Plastic analysis

The bending moment distribution at the ultimate state in a continuous sandwich element may be chosen arbitrarily, provided that the internal stress resultants are in equilibrium with the ac­tions, which shall be equal to or higher than the most unfavourable combination of factored ac­tions, and that the internal stress resultants no­where exceed the plastic resistance of the cross-section.

NOTE In plastic analysis calculations at the ultimate limit state, a continuous multi-span sandwich panel may be replaced by a series of simply supported panels with zero bending resistance at intermediate supports. In this calculation model, stresses caused by моделі розрахунку напруження, викликані різницею температур між облицюваннями, зникає в сендвіч- панелях з плоскими або злегка профільованими об­лицюваннями.

Крім того, процедури випробування в Е.4.2 дозволяють резервному ненульовому момен­ту бути визначеним на внутрішній опорі. Зги­нальні моменти на внутрішніх опорах в абсолютному граничному стані можуть бути вибрані однаковими або меншими ніж непруж- ний момент опору, визначений таким спосо­бом і зменшений на фактор безпеки матеріалу згідно з таблицею Е.9.

Е.7.2.4 Загальні конструктивні принципи

Повинно бути зроблено припущення, що для діапазону деформацій, який має бути розгля­нуто, крім випадків, коли в пластичному розра­хунку передбачені "пластичні шарніри", матеріали серцевини і облицювання залиша­ються лінійно пружними. Припускаємо також, що жорсткість серцевини на розтяг настільки мала в порівнянні з цим для облицювання, що впливом поздовжніх нормальних напружень в серцевині можна знехтувати. Несуча здатність сендвіч-панелі має бути розділена на дві скла­дові (рисунки Е.З і Е.4);

1. Для згинальних моментів:

— на компонент моменту M_F в металевих об­лицюваннях і компонент моменту M_s (сенд- віч-частина), що випливають з нормальних сил A/_F1 І Np2 в облицюваннях, помножених на відстань е між центрами тяжіння.

2. Для поперечних сил:

— на компонент поперечної сили V_F в облицю­ваннях і компонент поперечної сили в сендвіч-частині перерізу.

Якщо облицювання сендвіч-панелі тонкі і плоскі або вони злегка профільовані, жорст­кість облицювань на згин (B_F1 = E_FFl_Fy_t- = E_F2'_F2) є малою і має незначний вплив на розподіл напружень і прогини панелі, в цьому випадку жорсткістю облицювань на згин мож­на знехтувати (B_F1 = В_га = 0) в розрахунку, і об­числення мають базуватися лише на резуль­туючих напруженнях M_s= e-N_n= e-N^ і (див. рисунки Е.З і Е.4, рівняння (Е.12) і (Е.15)).

Примітка 1. Нормальні сили A/_F1 і N_F2 спричиняють рівномірний розподіл напружень стиску і розтягу по зовнішньому і внутрішньому облицюваннях, а зги­нальні моменти Мру і Мр2 викликають нормальні the temperature difference between the faces vanish in sandwich panels with flat or lightly profiled faces.

Alternatively, the test procedure in E.4.2 allows a non-zero rest moment to be determined at an in­ternal support. The bending moments at internal supports at the ultimate limit state may be chosen to be equal to or less than the inelastic moment of resistance determined in this way and reduced by a material safety factor according to Table E.9.

E.7.2.4 General structural principles

It shall be assumed that, for the range of deforma­tions to be considered, except where "plastic hinges" are assumed in plastic design, the materi­als of the core and faces remain linearly elastic. It shall also be assumed that the extensional stiff­ness of the core is so small in comparison to that of the faces that the influence of longitudinal nor­mal stresses in the core may be neglected. The load bearing capacity of a sandwich panel shall then be divided into two components (see Figures E.3 and E.4):

1. For bending moments:

- into a moment component M_F in the metal faces and a moment component M_s (the sand­wich part) arising from the normal forces W_F1 and Np2 in the faces multiplied by the distance between the centroids e.

2. For shear forces:

- into a shear force component V_F in the faces and a shear force component in the sand­wich part of the section.

If the facesofa sandwich panel are thin and flat or they are lightly profiled, the bending stiffness of the faces (6_F-| ~ E_Fyl_Fy, ~ is small and has a negligible effector: the stress distribu­tions and deflections of the panel, in which case, the bending stiffness of the faces shall be ne­glected (B_F1 = B_F2 = 0) in the analysis and the cal­culations shall be based on the stress resultants M_s= = e-N_Fy = e N_F2and /_s only (see Figures E.3 and E.4, Equations (E.12) and (E.15)).

NOTE 1 Normal forces Npy and Np2 cause a uniform compressive and tensile stress distribution over the external and internal faces, while the bending moments and M_F2 result in normal stresses whic

h

напруження, які змінюються лінійно по висоті обли­цювань, Місцеве зминання стиснутої полиці профілю облицювання робить розподіл нормально­го напруження в облицюванні нелінійним.

Примітка 2. Поперечна сила У$ викликає постійний розподіл напружень зсуву т_с по висоті серцевини, якщо її жорсткість на стиск і розтяг в поздовжньому напрямку сендвіч-панелі не враховується. Попе­речні сили V_F1 і Vp₂є причиною напруження зсуву т_я1. в шарах облицювання з ненульовою жорсткістю на згинання.

Ці напруження зсуву t_f1, повинні вважатися постійними по висоті ребер з металевих про­філів облицювання (див. рисунок Е.6 І рівнян­ня (Е.16)).

vary linearly over the depths of the faces. Local buckling of a compressed web of a face profile makes the normal stress distribution in the face non-linear.

NOTE 2 The shear force V_s causes a constant shear stress distribution t_c over the depth of the core, when the compressive and tensile rigidity of the core layer in the longitudinal direction of the sandwich panel is ignored. The shear forces V_F1 and V_F2 cause shear stresses i_F1, tf2 in the face layers with non-vanishing bending rigidity.

These shear stresses t_f1, t_F2 shall be assumed to be a constant over the depths of the webs of the metal face profiles (see Figure E.6 and Equa­tion (E.16)).

Познаки: Key:

a - облицювання 1 face 1

b - серцевина core

c - облицювання 2 face 2

Рисунок Е.З - Результанти напруження в сендвіч-панелі з тонким
(плоским або злегка профільованим) облицюванням

Познаки такі ж, як до рисунка Е.З

Key as Figure Е.З

Рисунок Е.4 - Розподілення напружень по перерізу сендвіч-панелі з тонким облицюванням

- Stress distribution over the cross-section in a thin faced sandwich pane

l

Познаки такі ж, як до рисунка Е.З Key as Figure Е.З

Рисунок Е.5- Результанти напруження в сендвіч-панелей з профільованими облицюваннями

- Stress resultants in a sandwich panel with profiled faces

Рисунок Е.б- Розподілення напруження по перерізу в сендвіч-панелі
з профільованими облицюваннями

Figure Е.6 - Stress distribution over the cross-section in a sandwich panel with profiled faces

E.7.2.5 Напруження згинання E.7.2.5 Bending stresses

Після проведення належного розрахунку згід- After carrying out a suitable analysis according to

но з E.7.2, E.7.3 І E.7.4 напруження згинання в E.7.2, E.7.3 and E.7.4, the bending stresses in

облицюваннях має визначатися за допомогою the faces shall be determined using Equations

У панелях з одним або двома профільованими (товстими) облицюваннями їх жорсткістю на згин не слід нехтувати (B_F1 + B_f2 * 0)- Резуль­танти напруження в поперечному перерізі ма­ють бути М = M_s + M_F1 + Мр2iV = V_s+V_{Fl +} + (див. рисунки Е.5 І Е.6 та рівняння (Е.13), (Е.15) і (Е.16)).