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