Основные характеристики самолета ATR 42

	ATR 42-320	ATR 42-500
Размеры
Длина (м)	22.7	22.7
Размах крыльев (м)	24.6	24.6
Высота (м)	7.6	7.6
Площадь крыла (кв.м)	54.5	54.5
Вес
Макс. взлетный вес (кг)	16 700	18 600
Макс. посадочный вес (кг)	16 400	18 300
Вес пустого (кг)	10 600	11 250
Макс. вес без топлива (кг)	15 200	16 700
Макс. коммерческая загрузка (кг)	4 600	5 450
Емкость топливных баков (л)	5 730	5 730
Летные данные
Макс. дальность полета (км)	1 950
Дальность полета с макс. загрузкой (км)	1 130	1 500
Макс. крейсерская скорость (км/ч)
Максимальная скорость (км/ч)
Потолок (макс. высота полета) (м)	7 600	7 600
Длина разбега (м)	1 040	1 160
Длина пробега (м)	1 030	1 130
Двигатели	P&WC PW121, 2 x 2150 л.с.	P&WC PW127E, 2 x 2400 л.с.
Удельный расход топлива (г/пасс.-км)	21.7
Часовой расход топлива (кг)
Пассажирский салон
Кол-во кресел (эконом)	44-50	44-50
Ширина салона (м)	2.57	2.57

1.3 Тактико-технические требования (ТТТ)

После сбора статистических данных переходим к разработке ТТТ. Этот этап будет проводиться на основе анализа статистических материалов, дополнив заданные ТТТ проектируемого самолета.

Полученные ТТТ заносим в табл. 2.

 

Таблица 2. Тактико-технические требования

М	Mmax	L	nпас	Lр, м	Нпот, км	Vкрейс, км/ч	Нкрейс, км	Vу н=0, м/с	nэк, чел
0,4	0,55

Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров

После внимательного изучения всех самолетов, выбранных для сбора статистических данных, для проектируемого самолета была выбрана нормальная аэродинамическая схема, т.к. она дает следующие преимущества:

- плавное обтекание крыла;

- ГО не затеняет крыло;

- носовая часть короткая, что приводит к лучшей путевой устойчивости.

Но есть и ряд недостатков:

- горизонтальное оперение работает в условиях скошенного потока и заторможенного крылом воздушного потока;

- практически на всех режимах полета горизонтальное оперение создает отрицательную подъемную силу.

 

По расположению крыла была выбрана схема высокоплан. При этом достигается ряд преимуществ:

- двигатели удалены от ВПП

- уменьшается сопротивление интерференции.

Недостатки:

- конструктивно усложняется уборка шасси в крыло, увеличивается высота стоек;

- необходимость усиления конструкции нижней части фюзеляжа.

 

Крыло не имеет стреловидности, так как подъемная сила стреловидного крыла меньше, чем у прямого и хуже взлетно-посадочные характеристики(так как снижается эффективность средств механизации крыла на больших углах атаки).

 

Горизонтальное оперение расположено на фюзеляже.

 

Вертикальное оперение однокилевое.

 

На самолете установлены 2 двигателя, что увеличивает живучесть и надежность силовой установки. Тип двигателей ТВД. Двигатели расположены на крыле, разгружается фюзеляж. Двигатели вынесены вперед. При этом обеспечивается аэродинамическая разгрузка крыла, обдув механизации крыла, повышается ее эффективность. Но в то же время увеличивается сопротивление за счет гондолы, пилонов; в случае отказа одного двигателя возникает большой разворачивающий момент.

 

Шасси выполнено по трехопорной схеме с носовой стойкой. При такой схеме самолет при посадке имеет тенденцию к опусканию носа, к уменьшению угла атаки и подъемной силы. Лучше обзор из кабины, хорошая путевая устойчивость при рулении по ВПП. Однако передняя опора утяжеляется и усложняется, ухудшается проходимость самолета на грунтовых аэродромах. Основные стойки убираются в фюзеляж.

 

По статистическим данным были определены основные параметры крыла λ, χ, η, , относительная хорда закрылка , углы отклонения закрылков , относительная площадь элерона , параметры фюзеляжа, ГО, ВО, и занесены в табл. 3.

 

Таблица 3. Основные параметры самолета

λ	χ°	η					λф	Dф	Lф
		2,5	0,1	0,3		0.12		2,8
		λго	λ во	Χ°го	χ°во	го	во	ηго	ηво
0.2	0.2					0,05	0,05

 

Определение взлетной массы самолета

Используя статистические данные, вычисляем:

масса экипажа m_эк = 80·n_эк = 80·4 = 320[кг];

относительная масса топлива ,

где L – дальность полета, L = 2500[км],

V – скорость полета, V = 600[км/ч],

a = 0.07, b = 0.06, тогда ;

относительная масса конструкции ;

относительная масса силовой установки ;

относительная масса оборудования .

Взлетная масса самолета в нулевом приближении определяется по формуле:

[кг]

Определим массу конструкции самолета:

[кг].

Масса крыла [кг]

масса фюзеляжа [кг]

масса оперения [кг]

масса шасси [кг].

 

Все значения масс заносим в табл.4.

Таблица 4. Значение масс агрегатов самолета

m0, кг	mгр, кг	mэк, кг	mк, кг	mкр, кг	mф, кг	mоп, кг	mш, кг	mс.у., кг