Upload
vannhi
View
241
Download
4
Embed Size (px)
Citation preview
Studii de proiectare a unei aeronave pe exemplul ATR 72
Proiect de diplomă realizat în baza programului Socrate-Erasmus
Niţă Mihaela FlorentinaProf. Dr.-Ing. Dieter ScholzDr.-Ing. Petrişor Pârvu
• Ce înseamnă Aircraft Design?
“Procesul de proiectare al unei aeronave reprezintă compromisul celorlalte discipline inginereşti” (Nicolai Leland, 1975)
• De ce ATR 72-500?
• 2 paşi importanţi:– Predimensionare– Design conceptual
Predimensionarea Presupune:
Structura lucrării
Aeronava este un punct
De ce sistem de propulsie
am nevoie?
Ce tip de configuraţie
aleg?
Care este viteza de
croazieră?
Care este destinaţie avionului?
Care este raza de
acţiune?
Ce altitudine de croazieră
impun?
Predimensionarea determină parametrii primari
din formularea cerinţelor iniţiale:
• Predimensionarea include constrângerile date de:
oDistanţa de aterizare şi decolareoRata de urcare in al 2-lea Segment şi apropiere
ratată (Missed Approach) (cf. CS 25) oViteza de croazieră
• şi furnizează, după efectuarea calculelor, un grafic reprezentând suma tuturor acestor cerinţe şi care suportă o optimizare bidimensională a parametrilor:
-putere/greutate
-încărcarea aripii
,
2
S TO
MTO
MTO
W
P Wm kgm kgS m
=
Designul Conceptual• Acurateţe Clasa I• Paşii de urmat
Rezultate I. Predimensionare
• Cerinţa legată de lungimea distanţei de aterizare
• Cerinţa legată de lungimea distanţei de decolare
• Al doilea segment de urcare
,max, 20.141 1 2.44 1067 374.32 // 0.98
L L L LFLMTO
W ML MTO
k C Sm kg mS m m
σ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅≤ = =
3
22,1
2,max,
1.805 1.2 54.121 9.811.2/ 0.5425714/ 2 1290 1 1.952 0.64545 2
TO sS MTO
MTO W TOFL L TO P
m m mk V gP m W mkg s sa
m S kgS C mσ η
⋅ ⋅ ⋅⋅ ⋅ ⋅ ⋅= ≥ = =⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅
/ / 373 0.54257 203.094S MTO MTO WWP m m S akg
= ⋅ = ⋅ =
, 2
,
1 sin 162.9091
S TO E
MTO E P CL
P n V g kWm n E
γη
⋅ ≥ ⋅ + ⋅ = −
• Apropiere ratată
• Croazieră
• Pentru estimarea raportului a fost întocmită o investigaţie asupra ecuaţiilor disponibile în literatură; rezultatul sintezei a dus la următoarea concluzie asupra variaţiei puterii cu inăltimea pt cazul de faţă:
• Coeficienţii au fost calculaţi în ipoteza unei regresii neliniare pe baza exemplelor publicate
• Încărcarea aripii este dată de:
• Rezultatele sunt indicate în tabelul următor:
, 2
,
1 sin 191.2681
S TO E ML
MTO E P CL MTO
P n V g m kWm n E m
γη
⋅ ≥ ⋅ + ⋅ ⋅ = −
,
, ,/S TO CR
MTO CR S TO P CR
P V gm P P E η
⋅=⋅ ⋅
,/CR S TOP P
/0.9; 0.728
nCR TOP P AA n
σ= ⋅= =
5/ 5 10 0.877CR TOP P H−= − ⋅ +
20 ( )
2MTO L CR
W
m C V HS g
ρ σ⋅ ⋅ ⋅=⋅
H[m]0 1158 0.877 93.741
500 1091 0.852 96.492
1000 1027 0.827 99.409
1500 966 0.802 102.508
2000 908 0.777 105.806
2500 853 0.752 109.323
3000 801 0.727 113.083
3500 752 0.702 117.110
4000 704 0.677 121.435
4500 660 0.652 126.091
5000 617 0.627 131.118
5500 577 0.602 136.563
6000 569 0.577 142.480
6500 526 0.552 148.933
7000 486 0.527 155.999
7500 449 0.502 163.767
8000 415 0.477 172.351
8500 383 0.452 181.883
9000 354 0.427 192.532
9500 327 0.402 204.506
10000 303 0.377 218.067
/MTO Wm S ,/CR S TOP P , /S TO MTOP m
• Intersecţia cerinţelor în graficul de optimizare
• Punctul de design are coordonatele: şi este limitat de condiţiile de aterizare, croazieră, decolare şi apropiere ratată
,
2
192
354
S TO
MTO
MTO
W
P Wm kgm kgS m
=
=
• Determinarea parametrilor importanţi• Masa maximă de decolare:
• Masa maximă avion gol operaţional:
• Masa maximă de aterizare:
• Suprafaţa aripii
• Anvergura
6650 23296.2721 0.147 0.56791
PLMTO
OEF
MTO MTO
mm kgmmm m
= = =− −− −
23296.272 0.568 13231.874OEOE MTO
MTO
mm m kgm
= ⋅ = ⋅ =
23296.272 0.98 22830.347MLML MTO
MTO
mm m kgm
= ⋅ = ⋅ =
2/ 23296.272 / 374.32 62.237MTOW MTO
W
mS m mS
= = =
12 62.237 27.32Wb A S m= ⋅ = ⋅ =
• Puterea de decolare:
• Cantitatea de combustibil necesară
• Volumul necesar de combustibil (inclusiv rezerve):
• Compararea rezultatelor cu originalul ATR 72-500
• Deviaţii în medie mai mici de 2%• ceea ce arată că parametrii de intrare au fost corect
estimaţi
,, 23296.272 203.094 4731.321S TO
S TO MTOMTO
PP m kW
m= ⋅ = ⋅ =
, 23296.272 0.147 3414.398FF erf MTO
MTO
mm m kgm= ⋅ = ⋅ =
, 3,
3937.854 4.268800
F necF nec
F
mV m
ρ= = =
• Abaterea cea mai mare este de 14% pentru raportul putere/greutate la decolare, fapt care pleaca de la estimarea coeficientului de portanţă, provenit din statistici; • rezultă că aeronava are nevoie de mai multă putere
pentru a îndeplini misiunea, faţă de originalul ATR.
Parametru Valoare originală
Valoare calculată
Abatere
Anvergura 27.05 27.32 0.99%
Suprafaţa aripii 61 62.237 2%
Masa maximă de decolare 22800 23296.272 2%
Masa maximă avion gol operaţional 12950 13231.874 2%
Încărcarea aripii 373.77 374.317 0.15%
Raportul putere/greutate 179.9 203.094 14%
I. Design conceptual• Fuselajul– Cerinţe:
» Comfortul pasagerilor» Strategiile companiilor aeriene
pe de o parte,» Rezistenţa la înaintare» Greutatea» Costurile
pe de cealaltă parte.
– Parametrii secţiunii fuselajului» Diametrul interior al fuselajului
, (40.6 2 18) 0.0254 2 0.025 2.57F Imd in m min
= × + ⋅ + × =
» Diametrul exterior al fuselajului
» Grosimea podelei
» Numărul de scaune pe rând» Dispunerea scaunelor şi distanţe
, ,0.048 1.045 2.77F O F F Id d m d m= = + ⋅ =
0.035 0.096 0.1th Ff d m= ⋅ = ≅
0.45 4SA PAXn n= ⋅ =
– Parametrii cabinei» Distanţa între scaune: 31” » Lungimea cabinei
» Lungimea fuselajului
» Secţiunea frontala şi de coada a fuselajului
» Suprafaţa cabinei
» Numărul ieşirilor de siguranţă: 2+2 de tip I şi III(CS 25809)
701.1 19.254
PAXCABIN CABIN
SA
nl k mn
= ⋅ = ⋅ =
1.4 4 27.13F CABIN Fl l d m m= + ⋅ + =
1.4 3.88BUG Fl d m= ⋅ = 3 8.31HECK Fl d m= ⋅ =
, 49.47CABIN CABIN F IS l d m= ⋅ =
» Linia de plutire
» Numărul pasagerilor» Zvelteţea fuselajului
3 339.24 22.8TOT CYL NOSE WATERV V V m V m= + = ≥ =
70PAXn =
9.79 10FF
F
ld
λ = = ≈
– Poziţia aripii: sus
– Unghi de săgeată: foarte mic, 30 întrucât avionul zboară la viteze mici, MCR=0.44
– Alungirea: determinată în capitolul de predimensionare, cu valoarea:
– Raportul este egal cu 1 pentru aripa interioară, unde este poziţionat motorul şi cu 0.59 pentru aripa exerioară
High wing Mid wing Low wing
Interference drag average low high
Stability around the
longitudinal axis
stable neutral unstable (requires dihedral for stability)
Visibility from cabin and
cocpit
good average poor
Landing gear: on the wing
on the fuselage
long and heavy
high drag
-
-
short and light
-
Loading easy average requires steps and loading aids
2 227.32 11.99 1262.237W
bAS
= = = ≈
/t rc cλ =
– Geometria aripii dublu trapezoidale:» Coarda la încastrare
» Coarda la capăt
» Poziţia relativă a liniei ce desparte cele două părţi ale aripii
» Suprafaţa aripii
» Suprafeţele părţii interioare, respectiv exterioare ale aripii
» Coarda media aerodimanică a aripii interioare» Coarda media aerodimanică a aripii exterioare
2 2 27.32 2.626[(1 ) ] 12[(1 0.59) 0.346 1 0.59]r
k i
bc mA λ η λ λ
⋅= = =− + + − ⋅ + +
0.59 2.626 1.556t rc c mλ= = ⋅ =
0.346k mη =
22[(1 ) ] 62.187
2i o r k ib bS S S c mA
λ η λ λ= + = = − + + =
2
2
4.73 2.626 12.42
62.187 12.42 49.767i k r
o i
S y c mS S S m
= ⋅ = ⋅ =
= − = − =
. 2.626MAC i rc c m= =
22 1 2.13683 1MACc mλ λ
λ+ += ⋅ =
+
» Coarda medie aerodinamică a aripii şi poziţia ei
– Unghiul diedru: 0 grade– Unghiul de torsiune al aripii: -3 grade– Grosimea relativă:• Se aplică mai multe metode de estimare• Cea care dă rezultate bune: ecuaţia unei regresii neliniare
de forma:
• Grosimea la încastrare şi capăt:
, , 2.626 12.42 2.1368 49.767 2.234562.187
11 1 2 4.6234
/ 2 1 3 1
MAC i i MAC o oMAC
MAC
MAC r
c S c Sc m
Sc
y c mb
λλ λ
⋅ + ⋅ ⋅ + ⋅= = =
−+ = = = − +
0.204 0 0 0.573 0.065 0.55625( / ) cos 0.127 0.443 cos(3 /180 ) 0.8 0.921 0.141t u v w
t DD L Mt c k M C kϕ π−= ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ = ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ =
( / ) 18%( / ) 13%
r
t
t ct c
==
– Aceşti parametrii duc la profilul de forma:» NACA 43018 mod şi NACA 43013 pentru încastrare,
respectiv capăt
– Panta curbei de portanţă• Aproximarea Howe 2000
• Aproximarea DATCOM 1978
2 1/ 225 25
5.966[(0.32 0.16 / cos ){1 ( cos ) }
LdC Ad A Mα ϕ ϕ
= =+ −
2,2 2
502 2
2 5.826tan2 1 4
LAC
Aα
π
ϕβκ β
= = ⋅+ + +
• Dispozitive de hipersustentaţie– Proces iterativ: pleacă de la statistică şi se caută atingerea
valorilor din predimensionare pentru coeficienţii de portanţă cu DATCOM 1978
– Se alege un tip de flaps cu sloturi duble; după a doua iteraţie se adaugă slaturi
– Coeficientul de portanţă se compară cu cel considerat a fi necesar pentru îndeplinirea misiunii în capitolul întâi» Creşterea de portanţă datorată prezenţei flapsurilor, pentru profil
» Creşterea de portanţă datorată prezenţei flapsurilor, pentru aripă
» Creşterea de portanţă datorată prezenţei slaturilor, pentru profil
» Creşterea de portanţă datorată prezenţei slaturilor, pentru aripă
» Evaluarea portanţei
,max, 1 2 3 ,max( ) 1 0.825 0.8 1.65 1.089L f L basec k k k c∆ = ∆ = ⋅ ⋅ ⋅ =
,,max, ,max,
42.1781.089 0.92 0.67962.187
W fL f L f
W
SC c K
S ϕ∆ = ∆ ⋅ ⋅ = ⋅ ⋅ =
'
,max, , ,max max 0.766L s l fcc ccδ δη η δ∆ = =
,,max, ,max, ,cos 0.613W sL s L s H L
W
SC c
Sϕ∆ = ∆ ⋅ ⋅ =
,max, ,max, ,max ,max,0.95
0.95 0.679 0.613 1.258 1.31 2.684 1.374L f L s L L cleanC C C C⋅ ∆ + ∆ ≥ −
⋅ + = ≥ = −
• Designul general al ampenajului– Configuraţie: în “T”- aripa&motorul sus ampenajul
în afara jetului – Parametrii
» Alungirea şi raportul corzilor
» Unghiul diedru
» Unghiul de săgeată» Unghiul de incidenţă: 0 grade» Profilul: NACA 0012 (ampenaj vertical) şi NACA 0009
(ampenaj orizontal)» Suprafeţele sunt estimate cu ajutorul coeficienţilor de volum
ce provin din statistică:
0.5 0.5 12 61.6
H w
V
A AA
= = ⋅ ==
0.60.6
H
V
λλ
==
0
0
80
0H
V
VV
=
=0 0 0
25,
025,
5 3 8
25H
V
ϕ
ϕ
= + =
=
» Anvergurile
• Estimarea maselor şi poziţiei CG– Se efectuează o metodă de clasa I (Raymer 2006)
care se dovedeşte a fi insuficient de precisă– Se estimează masele pe componente, conform
Torenbeek 1986, cu o metodă mai precisă, de clasa II
1.05H HH
W MAC
S lCS c
⋅= =⋅
0.119V VV
W
S lCS b
⋅= =⋅
50% 27.13 13.565V Hl l m= = ⋅ =
21.05 62.187 2.2345 10.75613.565
H W MACH
H
C S cS ml
⋅ ⋅ ⋅ ⋅= = =
20.119 62.187 27.32 14.90413.565
V WV
V
C S bS ml
⋅ ⋅ ⋅ ⋅= = =
6 10.756 8.033
1.6 14.904 4.883H H H
V V V
b A S m
b A S m
= ⋅ = ⋅ =
= ⋅ = ⋅ =
• Aripa
• Fuselajul
• Ampenajul orizontal şi vertical
• Trenul de aterizare
0.303 0.75 0.55 /6.67 10 1 0.166
/refW s r
s ultMZF s MZF W
bm b tb nm b m S
−
= ⋅ ⋅ ⋅ + ⋅ ⋅ =
0.16536 0.166 19881.9 3309.432 3045W MZFm m kg corectii kg= ⋅ = ⋅ = + =
1.2,
2 2 2 2 2,
0.23
( / 2) ( / 2) 184.5932 2
2323.432
HF D F wet
F F
F Fwet F bug F F zyl heck F
F
lm V Sw h
d dS l d d l l d m
m kg
π ππ
= ⋅ ⋅ ⋅+
⋅ ⋅= + ⋅ + ⋅ ⋅ + + ⋅ =
⇒ =
0.2
,50
0.2
,50
62 2.5 124.4451000 cos
62 2.5 178.6071000 cos
H DH H H
H
V DV V V
V
S Vm k S kg
S Vm k S kg
ϕ
ϕ
⋅ = ⋅ ⋅ ⋅ − =
⋅ = ⋅ ⋅ ⋅ − =
3/ 4 3/ 2, , or (LG N LG M LG LG LG MTO LG MTO LG MTOm m k A B m C m D m= ⋅ + ⋅ + ⋅ + ⋅
• Nacelă
• Masa motorului instalat
• Sisteme
• Masa suplimentară (de ex. de greutatea scaunelor)
• Masa avion gol operaţional
• Masa totală de decolare
,
,
174.285787.044
LG N
LG M
m kgm kg
==
174.285 787.044 961.329LGm kg⇒ = + =
0.0485 / 0.0485 241.865N TOPm T g kgV g
η⋅= ⋅ = ⋅ =⋅
, 1.35 1.18 2 481 1532.46E inst E thr E Em k k n m kg= ⋅ ⋅ ⋅ = ⋅ ⋅ ⋅ =
2/3/0.768 3113.842SYS EQUIP MTO F C MTOm k m k m kg= ⋅ + ⋅ ⋅ =
sup , 70 15 1050pax seat extram n m kg= ⋅ = ⋅ =
, 12833.62OE W F H V LG N E inst SYS SUPm m m m m m m m m m kg= + + + + + + + + =
22841MPL OEMTO
ff
m mm kgM
+= =
• Poziţia CG– Componente care ţin de aripă
– Componente care ţin de fuselaj
– Poziţia CG– Poziţia CG maxim faţă şi spate (Roskam II 1997)
11.625i iWG
i
m xx m
m⋅
= =∑∑
11.392i iFG
i
m xx m
m⋅
= =∑∑
, 0.5586 11 11.5586CG CG LEMAC LEMACx x x m= + = + =
, ,
, ,
0.5 0.27 11.25
0.5 0.27 11.86CG most fwd CG MAC
CG most aft CG MAC
x x c mx x c m
= − ⋅ ⋅ =
= + ⋅ ⋅ =
• Dimensionarea ampenajului în funcţie de cerinţele de stabilitate şi control– Ampenajul orizontal• Dimensionare după control
• Dimensionare după stabilitate
• Intersecţia cerinţelor
– Ca urmare a impunerii unui coeficient de siguranţă în graficul de pe slide-ul următor
/H W CG ACS S a x b−= ⋅ +
,
1.44 0.488714.630.5 0.92.2345
L
HL H H
MAC
Ca lCc
η= = = −
− ⋅ ⋅⋅ ⋅
, ,
,
0.359 0.2529 0.2076814.630.5 0.92.2345
M W M E
HL H H
MAC
C Cb lC
cη
+ − −= = =− ⋅ ⋅⋅ ⋅
/H W CG ACS S a x −= ⋅
( ), ,
, ,
5.89 0.30514.634.586 0.9 1 0.2861 2.2345
L W
HL H H
MAC
Ca
lCc
α
αεηα
= = = ∂ ⋅ ⋅ − ⋅⋅ ⋅ − ⋅ ∂
20.156 0.156 62.187 9.701HH
W
S S mS
= ⇒ = ⋅ =
– Ampenajul vertical• Dimensionare după control
• Dimensionare după stabilitate
2
,2 ',
,
14.0851 ( )2 ( )
E DV
LMC F L theory V
L theory
N NS mc
V c K K lc
δδ
δ
ρ δ Λ
+= =
⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅
, , ,
, ,
2
0.1539
9.57
N N FV W
W Y V V
V
C CS bS C l
S m
β β
β
−= ⋅ =
−
⇒ =
• Trenul de aterizare– Poziţia– Distanţa între roţile trenului principal– Poziţia cozii: 13 grade
– Degajare laterală: 17 grade
, , 27.13 1.75 14.61 10.77LG N LG Mx m− = − − =
4.10tracky m=
– Unghi de întoarcere în direcţia x:
» Unde poziţia CG pe axa z este
– Unghi de intoarcere în direcţia y:
– Tipul şi numărul roţilor: 2+2 roţi cu diametrul şi baza de 30X9in şi 107psi pentru trenul principal si 23.4X6.5in şi 77 psi pt trenul secundar (Roskam IV)
, , , 0
,
(10.77 1.75) 11.86arctan arctan 0.473 27.10.7 0.59
LG M CG most aftL L
f u CG
x xz z
ψ ψ− + −= = = ⇔ =
+ +0.593CGz =
, 0
, ,
, ,
0.7 0.59arctan arctan 0.591 33.862( ) 4.1 (11.86 1.75)2 10.772
f u CGQ Q
track CG most aft NG
LG N LG M
z zy x x
x
ψ ψ
−
+ += = = ⇔ =⋅ − ⋅ −⋅⋅
• Estimarea rezistenţei la înaintare şi polarei– Trei componente principale:• Rezistenţă la portanţă nulă• Rezistenţă dependentă de portanţă• Rezistenţă datorată undelor de şoc-pe care o neglijăm din
start, întrucât avionul zboară la viteze mici– Rezistenţa la portanţă nulă – se estimează pt. fiecare componentă,
după formula:» Fuselaj:» Aripă:» Amp. orizontal:» Amp. vertical:» Nacelă:» Total:
,0 /D f c c wett refC C FF Q S S= ⋅ ⋅ ⋅∑3 3
,0, 2.24 10 1.088 1 205.492 / 62.187 8.053 10D FC − −= ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ = ⋅3
,0, 3.561 10 1.84 1 129.394 / 62.187 0.014D WC −= ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ =3 4
,0, 3.392 10 1.368 1.04 10.756 / 62.187 8.347 10D HC − −= ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ = ⋅3 3
,0, 3.933 10 1.419 1.04 14.085 / 62.187 1.315 10D VC − −= ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ = ⋅3 3
,0, 3.292 10 1.072 1.5 18.802 / 62.187 1.6 10D NC − −= ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ = ⋅
,0 ,0, ,0, ,0, ,0, ,0,
3
2
(8.053 14 0.8347 1.315 2 1.6) 10 0.027403D D F D W D H D V D NC C C C C C
−
= + + + +
= + + + + ⋅ ⋅ =
– Rezistenţa dependentă de portanţă este rezistenţa indusă
– Rezistenţa indusă este dată de:» Calculul factorului Oswald: (Howe 2000)
» În calculul de predimnesionare am folosit valoarea e=0.85– Polara este dată de ecuaţia:
» Fineţea rezultantă este E=17
2
,L
D iCCA eπ
=⋅ ⋅
( )
0.336
2 0.825
2
1 0.7770.1(3 1)0.142 ( ) (10 / )(1 0.12 ) 1
(cos ) (4 )
( ) 0.005 1 1.5( 0.6) 0.005
e
eNf A t cMA
f
λϕ
λ λ
= = +++ + + +
= + − =
22
,0 0.027403 0.031LD D D L
CC C C CA eπ
= + ⇔ = + ⋅⋅ ⋅
• Evaluarea designului– Metoda AEA (Association of European Airliners)
pentru estimarea costurilor directe operaţionale– DOC (direct operating costs)=suma costurilor
elementale:» Deprecierea
» Dobânda
» Combustibil » Mentenanţă=muncă+material
» Echipaj
DOC DEP INT INS F M C FEEC C C C C C C C= + + + + + +
19953639.66 $ /
residualtotal
totaltotal residualDEP
DEP DEP
PPPP PC US year
n n
− − = = =
0.0529 15.5 $ 732893.71 $ /INT av totalC p P milUS US year= = ⋅ =
, 2.37 $ /F t a F FC n P m milUS year= =
, , , , , , ,( ) (4.16 63 49.688 190.91) 2.429 1180
1440785.74 1.44 $ /M M AF f M M M AF f M E f t aC t L C C t n
milUS year= + + = ⋅ + + ⋅ ⋅
= ≈
(2 246.5 2 81) (2.429 0.25) 1180 2070599.1 2.07 $ /CC milUS year= ⋅ + ⋅ ⋅ + ⋅ = ≈
, , 397346.28 $ /FEE LD LD MTO t a INFC k m n k US year= =
, , 9255777.19 $ /FEE NAV NAV MTO t a INFC k R m n k US year= =
, , 1.45 $ /FEE GND GND PL t a INFC k m n k milUS year= =
995639.66 732893.71 69295.91 2376319.4 1440785.74 2070599.1 2777275.32 10462808.84 $ / 10.5 $ /DOCC
US year milUS year= + + + + + +
= ≈
Sumar Componentele avionului Redimensionare Original
Fuselaj
Lungime
Diametru
Lungimea cabinei
27.13m
2.77m
19.25m
27.166m
2.57m
19.21m
Aripa
Anvergura
Suprafaţă
Încărcarea aripii
Dispozitive de
hipersustentaţie
27.32m
62.187m2
374.317kg/m2
Dublu sloturi şi flaps de bord
de atac
27.05m
61m2
373.77kg/m2
Dublu sloturi
Ampenajul orizontal
Anvergura
Suprafaţă
4.747m2
14.085m2 11.73m2
Vertical Tail
Anvergura
Surprafaţă
7.629m2
9.701m2 12.48m2
Alţi Parametrii
Masa maximă de decolare
Masa maximă de operare a
avionului gol
23296.272kg
13231.874kg
22800kg
12950kg