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概况 DHC-8“冲锋”8是加拿大德·哈维兰飞机公司(现属加拿大庞巴叠公司)研制的双发涡桨式36座支线运输机,主要是为满足低噪音、高燃油效率的30~40座的短途运输机要求而研制的。; ^; w8 S: A3 j
DHC-8的方案论证工作开始于1978年。1979年末的市场调查表明,作为主要用户的美国和加拿大航空公司,都需要一种经济性相当于干线飞机的35座支线客机。于是1979年底决定上马这项计划。1980年2月决定选用普拉特·惠特尼加拿大公司的PW120涡轮螺桨发动机,并签订了购买200台发动机的合同。
% S7 f$ z& N w$ k 1980年初,开始制造DHC-8工程样机,同年4月开始接到订货。1983年6月20日,4架试飞原型机中的第一架首次飞行,第二架原型机10月26日开始飞行,第三架11月投入试飞,第四架原型机,即第一架生产型飞机于1984年初开始飞行。第一架具有生产型舱内装饰的飞机于1984年6月开始飞行。到1984年7月中旬,这5架飞机累计飞行1225小时。该机满足美国联邦航空条例第25部和第36部要求,也满足特种联邦航空条例第27部的要求,于1984年9月28日获得加拿大运输部型号合格证,1984年末获得美国联邦航空局型号合格证。后来又获得澳大利亚、奥地利、中国、德国、爱尔兰、意大利、荷兰、英国等国家的型号合格证。DHC-8-100于1984年10月开始交付。( K# @: q4 T% N8 ?2 W! m0 ~1 F' d
DHC-8可用于执行航班飞行、客/货混合运输、公司专机、军用运输以及航空电子战、反潜战、海洋监视和海上巡逻等任务。截止1992年1月1日,公司共交付299架DHC-8支线客机。到1992年3月16日,公司已总共收到21个国家57家用户的386架订货,已生产314架。该机研制费为2.5亿美元,计算的盈亏平衡点是销售300架飞机。DHC-8-100单价950万美元;-100专机型985万美元;-200型1000万美元;-300型1295万美元(以上均为1992年美元值)。
7 m- w4 Y9 ]( L DHC-8有如下型别:( P$ T: B; x1 R( ~( A
DHC-8-100 初始支线运输型,驾驶舱内两名驾驶员,客舱标准布局36座。可中途不加油连续飞4个(甚至5个)185公里航段。该型机1979年10月开始研制,1983年6月首飞,1984年10月取得型号合格证。-100型可安装PW120A或PW121发动机,编号分别为-102和-103。1990年7月,改进型DHC-8-100A投入使用。-100A采用了新的舱内装饰,装阻燃座椅,加大了顶部行李柜,过道区域的舱顶高度增加到1.94米。为载货或客货混合运输加强了座舱地板,增加了活动隔框。-100和-100A是目前生产的两种基本生产型飞机。! W0 E0 B- ?. }3 S
DHC-8-200 -100的高性能型,1992年4月宣布研制计划。该型机装PW123发动机,是为在高原机场使用而设计的。巡航速度556公里/小时,比-100型提高59公里/小时。-200型于1993年7月开始交付。2 n9 _* _$ f: Y0 I& J \4 d/ k
专机型 增加了航程,载重544千克并留有仪表飞行规则要求余油时,航程可达3700公里。载17名旅客及其行李并留有余油时,航程为2446公里,这种情况下巡航速度为500公里/小时。电子飞行仪表系统、远程油箱和辅助动力装置均为标准设备。客舱仅一等舱布局时24座,也可布置成支线型布局。市场预测表明,今后10年需要60~100架专机型DHC-8。
+ Q* H9 K" q. w- o3 g6 C9 t DHC-8“冲锋”8M 军用型,加拿大军方编号CC-142和CT-142,美国空军编号E-9A。该型机可完成多种任务,其中包括军事运输、飞行校准、导弹射程控制和导航训练。另外还可用于执行医疗救援、监视、搜索和救援、预警和反潜及海上巡逻等。加拿大运输部使用2架“冲锋”8M-100,用于航线校准。加拿大国防部使用两架编号为CC-142的客/货运输机以及4架编号为CT-142的导航教练机。这6架飞机均有远程油箱、用于不平坦机场的起落架、高强度地板和有关的任务电子设备。1988年春交付的两架“冲锋”8M-100作为美国空军导弹射程控制飞机,编号E-9A。目前提议的“冲锋”8的其它特种任务型中,值得注意的是Triton海上巡逻型及反潜战型。Triton型机典型使用空重12000千克,最大起飞重量19500千克;Triton反潜战型最大巡航速度508公里/小时,单发实用升限4265米。
7 T) I" h- g( w. h) l设计特点 9 z/ h3 J0 j/ ~: q. j- N, U
DHC-8是介于19座DHC-6和50座DHC-7之间的36座支线运输机,采用上单翼和T形尾翼布局,具有良好的低速操纵品质和短距起落能力。采用了DHC-7的机身结构,座舱宽敞舒适。该机机体无裂纹疲劳寿命为40000飞行小时,经济寿命可达80000飞行小时或160000次起落。主要结构采用金属材料蒙皮、加强板、桁条等,广泛使用胶接。非主要结构和整流罩广泛采用复合材料,复合材料结构占重量的10%。% o4 M9 X3 y) C
机翼 悬臂式上单翼,机翼中段为等弦长,外段呈梯形。翼根相对厚度18%,翼尖相对厚度13%。机翼外段上反角2°30′。发动机短舱内外侧采用富勒式后缘襟翼,两侧外段襟翼之前装有液压作动的扰流板/减升板。机械作动的补偿式副翼装有调整片。机翼前缘采用气囊式除冰装置。
. ?# p9 _: T8 T c) g) {/ F) B) V 机身 普通半硬壳增压结构,机身横截面接近圆形。机身结构广泛采用胶接和复合材料。
$ F0 X! u0 N0 u' f 尾翼 悬臂式T形布局。水平尾翼后缘装全翼展角式补偿升降舵。后掠式垂直尾翼后缘装有两段连续铰接的方向舵,偏转前段方向舵能带动后段方向舵,后者偏角是前者的两倍。这种布局可减小尾翼尺寸。方向舵偏转由液压作动。背鳍、垂尾前缘、垂尾/平尾整流罩、平尾前缘和升降舵翼尖采用复合材料。平尾和垂尾前缘装有冷气除冰带。, f# J- A- O. X% }9 z
起落架 液压收放的前三点式起落架,均为双轮。可转弯操纵的前起落架向前收起,主起落架向后收入发动机短舱。采用低压轮胎时,能在土跑道上起落。轮胎标准胎压为:主轮9.03×105帕(9.20公斤/厘米2),前轮5.52×105帕(5.63公斤/厘米2)。低压轮胎,胎压:主轮5.31×105帕(5.4公斤/厘米2),前轮3.31×105帕(3.37公斤/厘米2)。
, S# f+ g: J2 H 动力装置 两台普拉特·惠特尼加拿大公司PW120A涡轮螺桨发动机(DHC-8-102),单台功率1490千瓦(2027轴马力)。DHC-8-103采用2台PW121涡桨发动机,单台功率1603千瓦(2179轴马力)。采用汉密尔顿标准公司14SF-7四桨叶恒速全顺桨可逆桨距螺旋桨。螺桨桨叶有实心铝合金大梁,玻璃钢外壳及镍防蚀套。采用电热防冰装置。标准机内载油量为3160升,还可选装辅助油箱,使总载油量增加到5700升。右发动机短舱后部有压力加油口。每台发动机滑油容量为21升。: o u4 o; \/ G: | M
座舱 双人制驾驶舱,虽然飞机可以由一名驾驶员操纵,但装有两套操纵系统。驾驶舱内还设一个客舱服务员座椅。标准支线运输型客舱为36座,每排4座,排距79厘米,中间设过道。舱内还设有食品间、卫生间和大型后部行李舱。也可布置为32座的客货混合布局。行政机型布局根据用户要求决定。活动式座舱后壁板可用来快速调整舱内布局。整个座舱内部增压和空调。( F8 H! k+ T' s9 d- b
系统 空气循环式空调系统用于加温、冷却、增压和通风,客舱内外最大压差为0.38×105帕(0.388公斤/厘米2)。液压装置包括两套独立的液压系统,蓄压器和应急手摇泵。液压系统工作压力207×105帕(211公斤/厘米2)。由两台起动/发电机、两台变压整流器和两个镍镉电池提供直流电源。两台发动机驱动的交流发电机和3个静态变流器提供交流电源。4 O5 v `' c7 c/ [& m+ T9 [
机载设备 电子设备有本迪克斯公司Gold CrownIII通信/导航装置、霍尼韦尔公司SP2-800双通道数字式自动飞行控制系统、Primus 800彩色气象雷达。支线客运型可选装霍尼韦尔公司电子飞行仪表系统。还装有音响综合系统等。 - J+ x+ C$ X8 Y4 }; s9 h
技术数据外形尺寸* u, K- j. p8 m" V2 ~3 n+ z8 w
翼展 25.91米
: ]# B# a- g$ {1 X- P6 Y3 M! b 机长 22.25米
7 D0 j9 g E5 } 机高 7.49米
/ P& W, v! G6 J: W( ^1 F! R. \* W2 Z' V 机翼展弦比 12.353 ]7 K+ Q$ z& D- {8 c; b2 b
机翼面积 54.35米24 R8 h7 m7 b1 K
主轮距 7.88米
: ?0 j5 b; h6 E: O/ r 前主轮距 7.95米; ~1 i4 w* o, {0 F4 x9 a
螺旋桨直径 3.96米: c/ P5 J4 ?- o; D- s
螺旋桨离地距离 0.94米
9 T' N. j* W- h h' _ 螺旋桨和机身间距 0.76米
5 Q& c ?9 J# F. U. S0 V: L 客舱门(前、左)) ~& ^8 z, @; ^2 e8 X1 s$ k
高×宽 1.65米×0.76米, a: B3 x+ j, K \0 r- ]) A3 k% @ Y
行李舱门1 e! h D( ~% w
高×宽 1.52米×1.27米/ {6 H. D) j' R4 H" }0 F
内部尺寸8 P+ J0 x c6 j% {
座舱
# R" n, z; v5 ] 长度 9.17米
! Y4 L! k2 \' o2 p$ p 最大宽度 2.49米* ^3 z8 j6 C" f9 h) d; g
最大高度 1.94米6 X* j G3 ]4 o# O6 G" k5 C
容积 45.3米3
' y: E2 h, |4 f2 k 行李舱容积 8.5米3 p: j2 \: Z% ?
重量及载荷
2 U$ H5 U6 G( r' t; n4 N 使用空重 10250千克
1 P0 ^+ |) A7 n! B 最大可用燃油(标准) 2576千克5 s% h+ \8 z; O8 O* j2 X) A( U }
最大商载
2 u5 p3 w6 z5 P 载客 3810千克7 `8 C' d5 @+ A5 x% S, r* _/ C
载货 4240千克, i% `" U9 ^6 w3 e: s
最大停机坪重量 15740千克) U. M2 K+ k& } Y2 Y# w& N9 Q( O
最大起飞重量 15650千克
0 Z( x8 S2 |" P0 u' Y4 ~ 最大着陆重量 15375千克4 W P; R" L' I! E
最大零燃油重量 14060千克
0 k- O! T& I2 o! l$ f 最大翼载荷 2.82千牛/米2(287.95千克/米2)( m* i/ h: _' Y" I7 F
最大功率载荷, r+ J; T) [; E
-102 5.25千克/千瓦(3.86公斤/马力)
# x3 K/ q% f. Z1 F0 n$ i/ k7 @2 f -103 4.88千克/千瓦(3.59公斤/马力)8 x6 S. d' @& y( H
性能数据(-102,95%最大起飞重量) J5 G2 o S) D
最大巡航速度4 i! s+ r2 O7 f& d' L
高度4575米 491公里/小时( V' X, h5 v# |' [( q+ I
高度6100米 489公里/小时: Q. R8 y8 X% {. T4 f
失速速度(襟翼放下) 134公里/小时
+ a7 I* a+ c1 E* _+ n; i: Y 海平面最大爬升率 7.9米/秒
! `8 S! k) K* ~ W 合格审定升限 7620米
# s4 M& [" r2 M( l& S/ H9 O3 ] 实用升限(单发) 4575米
5 A2 R* z) X4 P& B2 g FAR25部起飞场长(海平面、襟翼放下15°)9 M- W+ z2 O& U5 G: Y) F4 S# D
标准大气 940米
5 {. V% `, D$ V4 [ 标准大气+15℃ 1000米 I' L9 S+ S @1 m1 f+ B
FAR着陆场长(海平面,最大着陆重量,襟翼放下35°) 908米
/ l% ~1 y1 H7 t6 P' V4 I8 V 航程(标准燃油,仪表飞行规则余油); D) V7 f2 S: C9 H u
全载客量 1520公里/ E$ c: W5 d X. Z" z
2720千克商载 2038公里
' x) H, e( p, ?噪音特性(FAR36部,ICAO附录16)
: H4 y3 I1 }+ y) C! T8 w( z 起飞噪音 81分贝* y/ C; \, P$ y, p3 v ]9 ~
侧向噪音 86分贝
- y2 P$ u! L2 z2 ]6 k3 [2 ^ 进场噪音 95分贝 |
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