Studii de proiectare a unei aeronave pe exemplul ATR 72

(1)

Studii de proiectare a unei aeronave pe exemplul ATR 72

Proiect de diplomă realizat în baza programului Socrate-Erasmus

Niţă Mihaela Florentina Prof. Dr.-Ing. Dieter Scholz

Dr.-Ing. Petrişor Pârvu

(2)

• Ce înseamnă Aircraft Design?

“Procesul de proiectare al unei

aeronave reprezintă compromisul celorlalte discipline inginereşti” (Nicolai Leland, 1975)

• De ce ATR 72 -500 ?

(3)

• 2 paşi importanţi:

– Predimensionare – Design conceptual

Predimensionarea

Presupune:

Structura lucrării

(4)

Aeronava este un

punct

De ce sistem de propulsie nevoie? am 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:

(5)

• Predimensionarea include constrângerile date de:

o Distanţa de aterizare şi decolare

o Rata de urcare in al 2-lea Segment şi apropiere ratată (Missed Approach) (cf. CS 25)

o Viteza 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 W

m kg

S m

 

 

 

 

=  

(6)

Designul Conceptual

• Acurateţe Clasa I

• Paşii de urmat

(7)

Rezultate

I. Predimensionare

• Cerinţa legată de lungimea distanţei de aterizare

• Cerinţa legată de lungimea distanţei de decolare

• Al doilea segment de urcare

,max, 0.141 1 2.44 1067 2

374.32 /

/ 0.98

L L L LFL

MTO

W ML MTO

k C S

m kg m

S m m

σ

⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅

≤ = =

3

2 2 ,1

2 ,max,

1.805 1.2 54.121 9.81 / 1.2

0.5425714

/ 2 1290 1 1.952 0.64545 2

TO s

S MTO

MTO W TOFL L TO P

m m m

k V g

P m kg s s W m

a m S S σ C η m kg

⋅ ⋅ ⋅

⋅ ⋅ ⋅ ⋅

= ≥ = =

⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅

/ / 373 0.54257 203.094

S MTO MTO W

P m m S a W

= ⋅ = ⋅ = kg

, 2

,

1 sin 162.909

1

S TO E

MTO E P CL

P n V g

m n E γ kW

η

 ⋅ 

 

≥ − ⋅  +   ⋅  =

(8)

• 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 191.268

1

S TO E ML

MTO E P CL MTO

P n V g m

m n E γ m kW

η

 ⋅   

 

≥ − ⋅ +   ⋅   ⋅  =

,

, ,

/

S TO CR

MTO CR S TO P CR

P V g

m P P E η

= ⋅

⋅ ⋅

/ , CR S TO

P P

/

0.9; 0.728

n CR TO

P P A

A n

σ

= ⋅

= =

/ 5 10 5 0.877

CR TO

P P = − ⋅ ⁻ H +

2

0 ( )

2

MTO L CR

W

m C V H

S g

ρ σ

⋅ ⋅ ⋅

= ⋅

(9)

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 / W

m S P_CR / P_{S TO}_, P_{S TO}_, /m_MTO

(10)

• 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 W

m kg

S m

=

(11)

• Determinarea parametrilor importanţi

• Masa maximă de decolare:

• Masa maximă avion gol operaţional:

• Masa maximă de aterizare:

• Suprafaţa aripii

• Anvergura

6650 23296.272 1 0.147 0.5679

1

PL MTO

OE F

MTO MTO

m m kg

m m

= = =

− −

23296.272 0.568 13231.874

OE

OE MTO

MTO

m m m kg

= ⋅ m = ⋅ =

23296.272 0.98 22830.347

ML

ML MTO

MTO

m m m kg

= ⋅ m = ⋅ =

/ ^MTO 23296.272 / 374.32 62.237 2

W MTO

W

S m m m

= S = =

12 62.237 27.32 b= A S⋅ W = ⋅ = m

(12)

• 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

,

, ^{S TO} 23296.272 203.094 4731.321

S TO MTO

MTO

P m P kW

= ⋅ m = ⋅ =

, ^F 23296.272 0.147 3414.398

F erf MTO

MTO

m = m ⋅m m = ⋅ = kg

, 3

,

3937.854

4.268 800

F nec F nec

F

V m m

= ρ = =

(13)

• 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%

(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 2.57

F I

d in m m m

= × + ⋅ in + × =

(15)

» Diametrul exterior al fuselajului

» Grosimea podelei

» Numărul de scaune pe rând

» Dispunerea scaunelor şi distanţe

, 0.048 1.045 , 2.77

F O F F I

d = d = m+ ⋅ d = m

0.035 0.096 0.1

th F

f = ⋅ d = ≅ m

0.45 4

SA PAX

n = ⋅ n =

(16)

– 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)

1.1 70 19.25 4

CABIN CABIN PAX SA

l k n m

= ⋅ n = ⋅ =

1.4 4 27.13

F CABIN F

l = l + ⋅d + m= m

1.4 3.88

BUG F

l = ⋅d = m l_HECK = ⋅3 d_F = 8.31m

, 49.47

CABIN CABIN F I

S = l ⋅ d = m

(17)

» Linia de plutire

» Numărul pasagerilor

» Zvelteţea fuselajului

3 3

39.24 22.8

TOT CYL NOSE WATER

V = V + V = m ≥ V = m

PAX 70 n =

9.79 10

F F

F

l

λ = d = ≈

(18)

(19)

(20)

– Poziţia aripii: sus

– Unghi de săgeată: foarte mic, 3

⁰

întrucât avionul zboară la viteze mici, M

_CR

=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 27.322

11.99 12 62.237

W

A b

= S = = ≈

t

/

r

λ = c c

(21)

– 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

c b m

A λ η λ λ

= = ⋅ =

− + + − ⋅ + +

0.59 2.626 1.556

t r

c = λ c = ⋅ = m

0.346

k m

η =

2 [(1 ) ] 62.187 2

i o 2 r k i

b b

S S S c m

A λ η λ λ

= + = = − + + =

2 2

4.73 2.626 12.42 62.187 12.42 49.767

i k r

o i

S y c m

S S S m

= ⋅ = ⋅ =

= − = − =

. 2.626

MAC i r

c = c = m

2 1 2

2.1368

3 1

cMAC λ λ m

λ

= ⋅ + + =

+

(22)

» 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

2.2345 62.187

1 1 1 2

4.6234

/ 2 1 3 1

MAC i i MAC o o MAC

MAC

MAC r

c S c S

c m

S c

y c

b m

λ

λ λ

⋅ + ⋅ ⋅ + ⋅

= = =

−  + 

= − =  +  =

0.204 0 0 0.573 0.065 0.556

( / )t c = k M_t ⋅ _DD^t ⋅cosϕ 25^u ⋅C_L^v ⋅k_M^w = 0.127 0.443⋅ ⁻ ⋅cos(3 ⋅π /180 ) ⋅0.8 ⋅0.921 = 0.141

( / ) 18%

( / ) 13%

r t

t c t c

=

(23)

– 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/ 2

25 25

5.966 [(0.32 0.16 / cos ){1 ( cos ) }

dCL A

dα = A ϕ M ϕ =

+ −

, 2

2 2

50

2 2

2 5.826

2 1 tan 4

L

C A

α A

π

ϕ β

κ β

= =

 

+ ⋅  +  +

(24)

• 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 1.089

L f L base

c k k k c

∆ = ∆ = ⋅ ⋅ ⋅ =

,

,max, ,max,

42.178

1.089 0.92 0.679 62.187

W f

L f L f

W

C c S K

S ^ϕ

∆ = ∆ ⋅ ⋅ = ⋅ ⋅ =

'

,max, , ,max max 0.766

L s l f

c c c

δ η η δδ c

∆ = =

,

,max, ,max, ^{W s} cos , 0.613

L s L s H L

W

C c S

S ϕ

∆ = ∆ ⋅ ⋅ =

,max, ,max, ,max ,max,

0.95

0.95 0.679 0.613 1.258 1.31 2.684 1.374

L f L s L L clean

C C C C

⋅ ∆ + ∆ ≥ −

⋅ + = ≥ = −

(25)

• 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 6 1.6

H w

V

A A

A

= = ⋅ =

=

0.6 0.6

H V

λ λ

=

0 0

80 0

H V

V V

=

= 0 0 0

25,

0 25,

5 3 8

25

H V

ϕ ϕ

= + =

=

(26)

» 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

1.05

H H

H

W MAC

S l C S c

= ⋅ =

⋅ ^0.119

V V V

W

C S l

S b

= ⋅ =

⋅ l_V = l_H = 50% 27.13 13.565⋅ = m 1.05 62.187 2.2345 2

10.756 13.565

H W MAC

H

C S c

S m

l

⋅ ⋅ ⋅ ⋅

= = =

0.119 62.187 27.32 2

14.904 13.565

V W

V

C S b

S m

l

⋅ ⋅ ⋅ ⋅

= = =

6 10.756 8.033 1.6 14.904 4.883

H H H

V V V

b A S m

= ⋅ = ⋅ =

(27)

• Aripa

• Fuselajul

• Ampenajul orizontal şi vertical

• Trenul de aterizare

0.30

3 0.75 0.55 /

6.67 10 1 0.166

/

W ref s r

s ult

MZF s MZF W

m b b t

b n

m b m S

−    

= ⋅ ⋅ ⋅ +  ⋅ ⋅  =

0.16536 0.166 19881.9 3309.432 3045

W MZF

m = ⋅m = ⋅ = kg corectii+ = kg

1.2 ,

2 2 2 2 2

,

0.23

( / 2) ( / 2) 184.593

2 2

2323.432

H

F D F wet

F F

wet F bug F F zyl heck F

F

m V l S

w h

d d

S l d d l l d m

m kg

π π π

= ⋅ ⋅ ⋅

+

⋅ ⋅

= + ⋅ + ⋅ ⋅ + + ⋅ =

⇒ =

0.2

,50 0.2

,50

62 2.5 124.445

1000 cos

62 2.5 178.607

1000 cos

H D

H H H

H

V D

V V V

V

S V

m k S kg

S V

m k S kg

ϕ ϕ

 ⋅ 

 

= ⋅ ⋅ ⋅ −  =

 ⋅ 

 

= ⋅ ⋅ ⋅ −  =

3/ 4 3/ 2

, or , (

LG N LG M LG LG LG MTO LG MTO LG MTO

m m = k ⋅ A + B ⋅ m + C ⋅ m + D ⋅ m

(28)

• Nacelă

• Masa motorului instalat

• Sisteme

• Masa suplimentară (de ex. de greutatea scaunelor)

• Masa avion gol operaţional

• Masa totală de decolare

, ,

174.285 787.044

LG N LG M

m kg

=

= ⇒ m_LG = 174.285 787.044 961.329+ = kg 0.0485 / 0.0485 241.865

N TO

m T g P kg

V g

⋅η

= ⋅ = ⋅ =

⋅

, 1.35 1.18 2 481 1532.46

E inst E thr E E

m = k k⋅ ⋅ n m⋅ = ⋅ ⋅ ⋅ = kg

2 / 3

0.768 / 3113.842

SYS EQUIP MTO F C MTO

m = k ⋅m + ⋅k ⋅ m = kg

sup _pax _{seat extra}, 70 15 1050 m = n ⋅m = ⋅ = kg

, 12833.62

OE W F H V LG N E inst SYS SUP

m = m + m + m + m + m + m + m + m + m = kg

22841

MPL OE

MTO

ff

m m

m kg

M

= + =

(29)

• Poziţia CG

– Componente care ţin de aripă – Componente care ţin de fuselaj

– Poziţia CG

– Poziţia CG maxim faţă şi spate (Roskam II 1997)

11.625

i i WG

i

x m x m

m

=

∑

⋅ =

∑

11.392

i i FG

i

x m x m

m

=

∑

⋅ =

∑

, 0.5586 11 11.5586

CG CG LEMAC LEMAC

x = x + x = + = m

, ,

0.5 0.27 11.25 0.5 0.27 11.86

CG most fwd CG MAC

CG most aft CG MAC

x x c m

= − ⋅ ⋅ =

= + ⋅ ⋅ =

(30)

• 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 AC

S S = ⋅a x ₋ + b

,

1.44 0.4887

14.63 0.5 0.9

2.2345

L H L H H

MAC

a C C l

η c

= = = −

− ⋅ ⋅

⋅ ⋅

, ,

,

0.359 0.2529

0.20768 14.63

0.5 0.9

2.2345

M W M E

L H H H

MAC

C C

b l

C η c

+ − −

= = =

− ⋅ ⋅

⋅ ⋅

H / W CG AC

S S = ⋅a x ₋

( )

, ,

5.89 0.305

14.63 4.586 0.9 1 0.286

1 2.2345

L W

H

L H H

MAC

a C C l

c

α

α η ε

α

= = =

   

 ∂  ⋅ ⋅ − ⋅

⋅ ⋅ − ∂  ⋅   

0.156 0.156 62.187 9.701 2

H H

W

S S m

S = ⇒ = ⋅ =

(31)

– Ampenajul vertical

• Dimensionare după control

• Dimensionare după stabilitate

2 ,

2 '

, ,

14.085

1 ( )

2 ( )

E D

V

L

MC F L theory V

L theory

N N

S m

V c c K K l

c

δ δ

δ

ρ δ _Λ

= + =

 

⋅   ⋅ ⋅ ⋅ ⋅

 

 

, , ,

, , 2

0.1539 9.57

N N F

V W

W Y V V

V

C C

S b

S C l

S m

β β

β

= − ⋅ =

−

⇒ =

(32)

• Trenul de aterizare

– Poziţia

– Distanţa între roţile trenului principal – Poziţia cozii: 13 grade

– Degajare laterală: 17 grade

, , 27.13 1.75 14.61 10.77

LG N LG M

x ₋ = − − = m

track 4.10

y = m

(33)

– 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) 11.86

arctan arctan 0.473 27.1

0.7 0.59

LG M CG most aft

L L

f u CG

x x

z z

ψ = − = + − = ⇔ ψ =

+ +

0.593 zCG =

, 0

, ,

0.7 0.59

arctan arctan 0.591 33.862

( ) 4.1 (11.86 1.75)

2 10.77 2

f u CG

Q Q

track CG most aft NG LG N LG M

z z

y x x

x

ψ ψ

−

+ +

= ⋅ − = ⋅ − = ⇔ =

⋅ ⋅

(34)

• 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 ref

C =

∑

C FF Q S⋅ ⋅ ⋅ S

3 3

,0, 2.24 10 1.088 1 205.492 / 62.187 8.053 10

D F

C = ⋅ ⁻ ⋅ ⋅ ⋅ = ⋅ ⁻

3

,0, 3.561 10 1.84 1 129.394 / 62.187 0.014

D W

C = ⋅ ⁻ ⋅ ⋅ ⋅ =

3 4

,0, 3.392 10 1.368 1.04 10.756 / 62.187 8.347 10

D H

C = ⋅ ⁻ ⋅ ⋅ ⋅ = ⋅ ⁻

3 3

,0, 3.933 10 1.419 1.04 14.085 / 62.187 1.315 10

CD V = ⋅ ⁻ ⋅ ⋅ ⋅ = ⋅ ⁻

3 3

,0, 3.292 10 1.072 1.5 18.802 / 62.187 1.6 10

D N

C = ⋅ ⁻ ⋅ ⋅ ⋅ = ⋅ ⁻

,0 ,0, ,0, ,0, ,0, ,0,

3

2

(8.053 14 0.8347 1.315 2 1.6) 10 0.027403

D D F D W D H D V D N

C C C C C C

−

= + + + +

= + + + + ⋅ ⋅ =

(35)

– Rezistenţa dependentă de portanţă este rezistenţa indusă

(36)

– 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 i

C C

π A e

= ⋅ ⋅

( )

6 0.33

2 0.8

25 2

1 0.777

0.1(3 1) 0.142 ( ) (10 / )

(1 0.12 ) 1

(cos ) (4 )

( ) 0.005 1 1.5( 0.6) 0.005

e

e f A t c N

M A

f

λ ϕ

λ λ

= =

 + + 

+  + + + 

= + − =

2

,0 ^L 0.027403 0.031

D D D L

C C C C C

π A e

= + ⇔ = + ⋅

⋅ ⋅

(37)

• 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 FEE

C = C + C + C + C + C + C + C

1

9953639.66 $ /

residual total

total total residual

DEP

DEP DEP

P P P P P

C US year

n n

 

 − 

−  

= = =

0.0529 15.5 $ 732893.71 $ /

INT av total

C = p P = ⋅ milUS = US year

, 2.37 $ /

F t a F F

C = 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 a

C 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

(38)

, , 397346.28 $ /

FEE LD LD MTO t a INF

C = k m n k = US year

, , 9255777.19 $ /

FEE NAV NAV MTO t a INF

C = k R m n k = US year

, , 1.45 $ /

FEE GND GND PL t a INF

C = k m n k = milUS year

995639.66 732893.71 69295.91 2376319.4 1440785.74 2070599.1 2777275.32 10462808.84 $ / 10.5 $ /

CDOC

US year milUS year

= + + + + + +

= ≈

(39)

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