IAI1124
概况 IAI1124“西风”是以色列飞机工业公司研制的一种双发行政运输机。最初由美国师特德·史密斯设计，称为“喷气指挥员”。于1963年1月27日首次试飞。1968年，以色列飞机工业公司购买了该型飞机生产专利并在此基础上继续研制出了几种改进型号。早期的“喷气指挥员”飞机装有通用电气公司CJ610涡轮风扇发动机，总生产量186架。其中美国和以色列分别装配了150架和36架。从187号飞机起改装加雷特公司TFE731涡轮风扇发动机，并改名1124“西风”。1124“西风”主要型别如下：
1124“西风” 1124“西风”的早期远程型，装加雷特公司TFE731-1G涡轮风扇发动机。1976年春获美国联邦航空局型号合格证。
1124“西风”I 1124“西风”的改进型。在行李舱前可选装一个可拆卸的油箱，使载油量增加317千克；重新安排了舱内设备，使座舱可用容积增加5%；采用Primus40型彩色气象雷达；改进了座舱环境控制系统。4架该型号飞机装备德国武装部队供拖靶用。飞机单价370万美元(1986年)。
1124N“海上搜索” 海上专用型。3架交付给以色列海军供海上巡逻、作战支援和反恐怖活动用。机上装有反推力装置、单点压力加油装置、防腐蚀保护装置、机身侧面外挂物悬挂梁、利顿公司APS-504(V)360°搜索雷达、环球公司GNS-500AVLF/欧米加导航系统等，并有厨房和厕所。该飞机低空搜索距离2555公里，搜索续航时间6小时30分。
以色列飞机工业公司还完成了第二代“海上搜索”型的初步设计和审定工作。除了日常低空海上巡逻外，该型号还可用于反潜、搜集通信情报、用空－面导弹攻击敌方运输舰。机上装有高性能海上搜索雷达、电子信号监控器、声纳、彩色多用途显示器等一系列监控设备。
1124“西风”II 1124“西风”I的发展型，改进了热带地区使用能力和高空性能，提高了航程和使用经济性。原型机于1979年4月24日首次试飞。同年12月11日获以色列民航局型号合格证。1980年4月17日获美国联邦航空局型号合格证。其改进包括以色列飞机工业公司设计的“西格玛”修形翼型、NASA翼梢小翼、增加了座舱内部高度及增设一些舱内服务设施。1980年5月16日开始交付使用。到1987年已交付50多架。销售单价430万美元(1986年美元值)。
到1987年，“西风”型总交付量达250架。1988年停产。
设计特点
机翼 悬臂式中单翼。“西风”I，NACA64A翼型；“西风”II，“西格玛”I修形翼型。上反角2°。翼根安装角1°，翼尖安装角-1°。1/4弦线后掠角4°37′。铝合金双梁破损安全铆接结构。手操纵全金属副翼，电操纵全金属双缝富勒后缘襟翼。弯曲形玻璃钢结构前缘(仅“西风”I)。左副翼上有电操纵的可调调整片。每侧机翼上有两个液压作动的卸升板。化学铣全密封蒙皮结构。所有操纵面，包括副翼上的调整片均为质量平衡翼面。古德伊尔公司冷气式除冰带。NASA翼梢小翼(仅“西风”II)。
机身 化学铣 蒙皮、全金属半硬壳式铝合金和钢板铆接结构。机身分为两段，在后部气密隔框处相连。前段除头锥外，为增压和破损安全结构。
尾翼 悬臂式全金属结构。平尾和垂尾1/4弦线后掠角分别为28°和35°。电操纵可变安装角平尾。手操纵补偿升降舵和方向舵。方向舵上有电操纵的可调调整片。古德伊尔公司冷气式除冰带用于平尾前缘防冰。
起落架 液压可收放前三点式。主起落架为单轮结构，向外收入机翼。双轮前起落架向后收起。油－气减震器。主轮胎胎压(“西风”I)10.69×105帕(10.90公斤/厘米2)。前起落架可转弯操纵，前轮胎胎压(“西风”I)3.45×105帕(3.52公斤/厘米2)。“西风”II轮胎尺寸分别为16×4.4(主)和24×9.50-10.5(前)，胎压分别为9.86×105和3.79×105帕(10.06和3.87公斤/厘米2)。古德伊尔公司多盘式刹车装置，带完全可调的防滑装置。有停放刹车装置。
动力装置 两台16.46千牛(1780公斤)推力的加雷特公司TFE731-3-100G涡轮风扇发动机，带格鲁门公司反推力装置，装在后机身两边短舱内。占机翼面积85%的整体油箱和翼尖油箱总油量(“西风”I)4920升。后机身有一副油箱，行李舱前可选装一可拆卸油箱，增加油量317升。“西风”II上主机翼油箱、翼尖油箱和后机身副油箱总油量5413升。机身右侧有单点压力加油装置。每侧机翼上表面有一重力加油口，用于翼尖油箱和机身副油箱加油。每台发动机滑油容量5.7升。
座舱 增压和空调座舱内容纳正、副驾驶员和7名乘客，最多可载10名乘客。标准客舱布局为6个转椅，一个单人沙发，两张桌子。座舱右后侧有一封闭式盥洗室，左前方有一客舱门通向客舱和驾驶舱。两侧机翼前各有一应急出口。座舱后部邻近厕所处为增压行李舱。后机身有两个加热但不增压的行李舱，最多可载行李476千克。
系统 加雷特公司三转子自由涡轮空调系统，正常压差0.61×105帕(0.62公斤/厘米2)。最大压差0.62×105帕(0.63公斤/厘米2)。由两台发动机驱动的液压泵组成的主液压系统压力138×105帕(140公斤/厘米2)，用于操纵起落架、机轮刹车、前轮转弯、减速板、卸升板和反推力装置。电驱动应急液压系统压力69×105帕(70公斤/厘米2)，仅用于刹车。冷气系统使用发动机引气，仅用于机翼和平尾除冰带。直流电源系统包括两台发动机驱动的起动/发电机和两个28伏37安小时镍镉电池。每台发电机有一主汇流条，与中央电池汇流条相连。两台1千伏安固态静变流器提供115伏交流电源。发动机进气道由发动机引气防冰。氧气系统容量1.36米3。
机载设备(“西风”I) 标准电子设备包括：两套柯林斯公司VHF-20A甚高频罗盘、两套VIR-30A高频导航仪、两套DME-40测距设备和ADF-60A无线电罗盘。其它电子设备包括柯林斯公司NCS-31A雷达导航和控制系统、Primus40型气象雷达和柯林斯公司FCS-105飞行控制系统。
机载设备(“西风”II) 柯林斯公司标准电子设备包括：两套VHF-20甚高频罗盘、两套VIR-30A甚高频导航仪、FCS-80飞行控制系统、FDS-85飞行指挥仪、APS-80自动驾驶仪、ADS-80大气数据系统、两套TDR-90应答器、WXR-300气象雷达等。
技术数据外形尺寸
翼展
包括翼尖油箱 13.65米
不包括翼尖油箱 13.16米
展弦比 6.51
机长 15.93米
机高 4.81米
机身
最大宽度 1.57米
最大高度 1.83米
机翼面积 28.64米2
主轮距 3.35米
前主轮距 7.79米
客舱门
高×宽 1.32米×0.61米
主行李舱门
高×宽 0.61米×0.56米
应急出口
高×宽 0.66米×0.51米
内部尺寸
座舱(不包括驾驶舱)
长度
“西风”I 4.72米
“西风”II 4.74米
最大宽度 1.45米
最大高度 1.50米
地板面积 6.52米2
容积 9.83米3
行李舱容积
前(主) 1.13米3
后 0.40米3
座舱 0.25米3
重量及载荷(A：“西风”I，B：“西风”II)
空重(装设备，A) 5578千克
最大载油量(B) 4345千克
最大商载
A 1496千克
B 1474千克
最大起飞重量
A 10365千克
B 10660千克
最大停机坪重量
A 10430千克
A(选用)，B 10725千克
最大着陆重量(A，B) 8620千克
最大零燃油重量(A，B) 7485千克
最大翼载荷
A 3.547千牛/米2(361.73公斤/米2)
A(选用)，B 3.649千牛/米2(372.07公斤/米2)
最大功率载荷
A 314千克/千牛
A(选用)，B 324千克/千牛
性能数据(A：“西风”I，B：“西风”II，除注明者外，均为最大起飞重量)
最大平飞速度
A(海平面至5900米高度) 872公里/小时
B(高度8840米) 868公里/小时
最大使用速度(A)
海平面至5900米高度 666公里/小时
5900米至13725米高度 M0.765
经济巡航速度
A(高度12500米) 741公里/小时
B(高度11890米至12500米) 723公里/小时
失速速度(最大着陆重量)
A(襟翼和起落架放下) 183公里/小时
B(襟翼放下，发动机慢车) 184公里/小时
最大爬升率(海平面)
A，B 25.4米/秒
最大实用升限(A，B) 13715米
起飞平衡场长
A(美国联邦航空局标准) 1495米
B 1600米
着陆距离(自15米高，最大着陆重量)
A 518米
B 747米
航程
A(7名乘客和行李，仪表飞行规则余油) 3983公里
A(2名乘客和行李，45分钟余油) 4815公里
B(美国国家行政机协会目视飞行规则余油)
最大商载(10名乘客) 4430公里
噪音特性(美国联邦航空条例第36部，最大起飞重量)
起飞噪音 84.2分贝
进场噪音 93.0分贝
侧向噪音 88.4分贝
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