Самолет Tecnam SNAP является одноместным низкопланом с неубирающимися шасси.
Основной особенностью воздушного судна является его высокий коэффициент мощности на единицу веса и возможность выполнения фигур высшего пилотажа при низких эксплуатационных расходах.
Конструкция самолета – цельнометаллическая, фюзеляж представляет собой ферменную конструкцию из стали 4130, крыло, стабилизатор/руль высоты и киль изготовлены из легкого сплава. Руль направления и элероны, а также обшивка фюзеляжа и капоты двигателя изготовлены из композитных материалов: углеродистого волокна/стекловолокна/эпоксидного покрытия. Нижняя часть хвостового обтекателя обтянута тканью, основные стойки шасси представляют собой единую изогнутую рессору переменного сечения из сплава алюминия 2024-T3.
Регулируемое положение педалей управления рулем направления позволяет с комфортом разместиться человеку ростом от 1,6 до 1,98 метра.
Стандартный топливный бак расположен в передней части центроплана ВС. Емкость основного топливного бака – 35 литров, также имеется возможность установки расходного отсека (acro) под основным топливным баком, позволяющего после установки двигателя с электронным впрыском и инвертированной масляной системы, выполнять полеты в перевернутом положении. Общая емкость топливной системы, состоящей из фронтального бака и расходного отсека (acro) – 40 литров, данный объем увеличивается на 25+25 литров при установке дополнительных топливных баков в крыле. Подача топлива в двигатель осуществляется только из центрального топливного бака, оснащенного отсечным клапаном ANDAIR.
Бортовая система перекачки топлива осуществляет подачу топлива из топливных баков (-а) в крыле в основной топливный бак. Самолет оборудован армированными топливными рукавами 3/8” со штуцерами AN6.
В стандартной конфигурации, самолет оборудован двигателем Rotax 912 мощностью 98 л.с., также имеется возможность установки двигателя ROTAX 912 IS. Самолет можно оборудовать и специальной моделью двигателя ROTAX 912, дающей прирост мощности в 23 л.с., данная модификация одобрена не для всех категорий ВС (только ULM (Сверхлегкие ВС) и Экспериментальные ВС). Двигатели с системой впрыска топлива могут быть оборудованы инвертированной масляной системой.
Выхлопная система состоит из выпускного коллектора 4-1 с центральным глушителем и дымовой системы, доступной в качестве дополнительного оборудования.
В качестве дополнительного оборудования также доступен воздушный винт с изменяемым шагом MT-Propeller, диаметром 183 см.
Характеристики
Размах крыла | 7.20 м (23.6 ф) |
Площадь крыла | 8.3 м2 (89 ф2) |
Удлинение крыла | 6.2 |
Средняя аэродинамическая хорда | 1.205 м (3.95 ф) |
Длина фюзеляжа | 6.35 м (21ф) |
Высота фюзеляжа | 1.81 м (5.9 ф) |
Колея | 1.8 м (5.9 ф) |
Стандартный вес | 280 кг (616 ф) |
Максимальный взлетный вес | (+6/-4g) 395 кг (870 ф) |
Максимальный расчетный вес | (+4/-2g) 420 кг (925 ф) |
Нагрузка на крыло | 47.6 кг/м2 (9.75фунтов/ф2) |
Макс. эксплуатационная нагрузка | (395 кг) +6/-4g |
Макс. эксплуатационная нагрузка | (420 кг) +4/-2g |
Мощность двигателя | от 98 до 120 л.с |
Отношение массы к мощности | 3.3 — 4.0 кг/л.с. |
Скорость сваливания (LSA) | 83 км/ч – 45 узлов |
Максимальная скорость | 290 км/ч – 157 узлов |
Крейсерская скорость при 75% | 260 км/ч – 140 узлов |
Максимальная скорость (LSA) | 222 км/ч – 120 узлов |
Разбег | 100м – 330ф |
Взлетная дистанция | 140 м – 460ф |
Пробег | 280 м – 920ф |
Длина пробега при пролете препятствия | 50 футов 427 м – 1400ф |