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概况 赛斯纳402是美国赛斯纳飞机公司研制的双发活塞式9/10座客货两用型运输机或6~8座行政机。1966年推出了这种飞机,同年9月20日取得美国联邦航空局型号合格证。该机客舱内部布局可快速转换,且地板为加强的胶接蜂窝结构,使它可从10座支线客机快速转换成轻型货机。1971年12月8日,赛斯纳飞机公司宣布进一步发展其402飞机,把最初的402飞机改名为402“多用途飞机”(Model 402 Utililiner),增加了一种402“行政机”(Model 402 Businessliner)。1975年10月29日,研制成了上述两种飞机的II型。1978年又推出了402III型。1980年前后,生产型编号改为402C。1985年停产。至1985年12月31日,402各型共交付了1540架。 " K# M- v6 k( i# g* W3 X+ l8 c
设计特点
1 t/ I0 j$ v7 o2 | 机翼 悬臂式下单翼。飞机中心线处翼型NACA23018(修形),中、外段连接处翼型NACA23015(修形),翼尖处翼型NACA 23009(修形)。外翼段上反角5°。安装角翼根处2°30′,翼尖处-0°30′。轻合金全金属双梁结构(带模压翼肋和展向桁条加强的蒙皮)。外翼段为胶接结构。全金属副翼和电操纵开裂式襟翼。左副翼有调整片。可选装冷气除冰装置。
* P0 f( R1 s2 L' A* F& O: e# \ 机身 全金属半硬壳结构。
0 ^' r3 i T" l: F 尾翼 悬臂式全金属结构。垂直尾翼1/4弦线后掠角40°。固定安装角水平尾翼。方向舵和右升降舵有调整片。可选装冷气除冰装置。3 b7 R# V/ O5 r( F# o! M4 w
起落架 单轮液压收放前三点式。主起落架向内收入机翼,可转弯操纵的前起落架向后收上。收上后主轮处无舱门。应急放起落架装置由压力为138×105帕(140公斤/厘米2)的氮气瓶供压。油-气减震器。加重型机轮。主轮胎尺寸6.50-10,胎压4.83×105帕(4.93公斤/厘米2)。前轮胎尺寸6.00-6(6层),胎压2.41×105帕(2.46公斤/厘米2)。克利富兰公司加重型液压刹车。有停放刹车装置。
1 e- c0 |* F6 I% f 动力装置 2台大陆公司242千瓦(329马力)TSIO-520-VB卧式六缸涡轮增压活塞式发动机,各驱动一副麦考利公司0850334-34型带整流罩的三桨叶恒速全顺桨金属螺旋桨。可选装螺旋桨同步定相器、自动回桨装置和电除冰装置。机翼整体油箱总容量808升,其中可用总油量780升。每个机翼顶部有一加油口。滑油量24.6升。7 G: M- q& {9 E$ W+ R
座舱 驾驶舱内并排两个座椅。双操纵。多用途型客舱有4个单座座椅和2个双座座椅。行政机型客舱标准布局为4个单座座椅,也可选装6个单座座椅,客舱后部有点心柜。带登机梯的客舱门在客舱中部左侧。客舱右侧有一应急出口。可选装货舱门和驾驶舱门。行李存放在客舱后部、机头舱和每个发动机短舱后部,总行李重量680千克。客舱有加温和通风设备。有风挡除雾装置。: D0 ^$ Q. Q7 z) E( B( J
系统 电气系统由2台24伏50安交流发电机和1个24伏25安小时电池供电。可选装28伏100安交流发电机。压力121×105帕(123公斤/厘米2)的液压系统用于起落架收放。机轮刹车另有单独的液压系统。氧气系统容量1.25米3,也可选装容量为3.25米3的氧气系统。装有带47.5×106焦耳汽油加热器的加热和通风系统。可选装空调系统。/ q; G( j% ?, J: _' K0 h
机载设备 可选装的电子设备包括2套1000系导航/通信系统、伏尔/仪表着陆系统、无线电罗盘、下滑信标台和指点标接收机、区域导航系统、测距设备、AM-100无线电高度表、Primus 200(或RDR-160、RDR-160XD、RDR-230HP)气象雷达和无线电话装置。 $ o" ]5 K6 U( P* t
技术数据外形尺寸$ \$ K: E7 s1 k8 {1 j7 v V# I
机长 11.09米
4 k) T4 ~; G0 r' \' s$ @: M7 Y( r0 ] 机高 3.49米- p6 F- g4 g: R/ ?3 o! s: j
翼展 13.45米
, x7 L. R- B' O. Q$ W& a$ ~ 机翼面积 20.98米2
e+ l' E% A5 m) F; g) h H 主轮距 5.48米 P) n' d; s+ d$ A6 [8 a
前主轮距 3.18米
; C: \2 D# B5 c 螺旋桨直径 1.94米
, i$ C1 {# i! e 客舱门(标准): i- x- c% \( k. ]0 [4 y
高×宽 1.27米×0.61米
+ I7 c' Q, o ~4 v 货舱门(选装)
+ U. e# q9 \* z5 `0 `$ `% c 高×宽 1.21米×1.05米
% B* F5 x1 T* }' I内部尺寸7 r! P$ Q7 y b* ?
客舱0 w2 c/ T6 M- c/ X: `! m
长度 4.83米) r9 O4 m% r5 k& Q/ [
最大宽度 1.42米
- D. \. T3 i9 E. O 最大高度 1.30米
: N2 f/ u3 y6 B6 X& ^' W% C; a+ E 容积 6.30米3
6 D9 n9 e1 Q/ V3 ~9 {6 ]# y重量及载荷0 ^% {/ w" L7 l$ j3 @; `
空重
4 T+ W: U$ f7 ^1 Y: i+ t) k) B 行政机型 1859千克, A+ i4 X7 c O' g. o
多用途型 1872千克" K- E ]( d# L7 [2 h6 _ F
最大起飞和着陆重量 3107千克
7 _- X" C% Z$ H% v0 k. K/ i9 \ 最大停机坪重量 3123千克
0 D: ?" z, `3 Z) ]( d; L. D 最大零燃油重量 2955千克! i* g2 |, o0 ?, n2 _* p
最大翼载荷 1.45千牛/米2(148.1公斤/米2)( Y6 P; s$ E4 r+ X; G9 {
最大功率载荷 6.42千克/千瓦(4.72公斤/马力)4 ]# [2 x( ?: c, \. |/ B4 ?. G% s
性能数据(除速度是在平均巡航重量时外,其余均在最大起飞重量时)
- }# {4 X2 n y5 {1 h4 R* o 最大平飞速度(高度4875米) 428公里/小时$ r4 i- X; Q- x/ O2 T a
最大巡航速度(72%功率): t9 m/ ?* G1 | }* O# M& y
高度6100米 394公里/小时
# A1 X3 H9 {' _( ^# P8 v7 g3 B 高度3050米 359公里/小时
0 d6 T& A) O5 o; c' q8 |8 v6 x 经济巡航速度. K9 l- _0 |, B0 r1 U- x" s5 A& {# B2 V$ }
高度6100米,带272千克可用燃油 304公里/小时" B2 P. w; t+ s M- Z6 `; q
高度3050米,带561千克可用燃油 263公里/小时: k8 J& s! U' J( B' h
失速速度(慢车状态)
: m; l8 k3 H2 o) T 襟翼收上 145公里/小时6 {- Y; D2 |6 @4 K! I: V
襟翼放下 126公里/小时6 j1 B& O! r; z! K0 `
最大爬升率(海平面) 7.37米/秒6 J( Y5 O; W$ K# T) B P9 M! v
爬升率(海平面、单发) 1.53米/秒
$ C' Z& Y6 u' H1 P1 ? 实用升限 8200米
! e8 [; M! E9 L7 r; r. l 实用升限(单发) 4510米
0 Z8 t/ e: D: Z 起飞滑跑距离 537米. `: ~$ ?8 Z* ^$ G) J2 C
起飞距离(至15米高) 669米
8 A( ?; C. q9 v: R, e 着陆距离(自15米高) 757米
/ d# E- [ P2 W4 ]/ [1 B6 ~ 着陆滑跑距离 332米( u/ H- f" ~. [5 Q
航程(按建议的贫油状态供油,计及起动、滑行、起飞、爬升、下降和45分钟飞行用余油)- r0 b" z1 j2 |( C
72%功率,高度6100米,带272千克可用燃油 671公里* T5 [& C% \# A' w' ^
72%功率,高度3050米,带561千克可用燃油 1695公里
1 a0 f9 I7 p3 }4 Q# R 经济巡航功率,高度6100米,带272千克可用燃油 850公里4 H0 O, Z2 W5 V7 e
经济巡航功率,高度3050米,带561千克可用燃油 2354公里 |
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