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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。 % i. q1 I' ~$ N' i* `- A' U+ Q* O
设计特点
/ c- B J ?6 c5 M/ n 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。
" X! G# s+ O& E6 X) ]4 X9 z5 S 机身 全金属半硬壳结构。6 d2 J/ M. T: p6 X& S
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。( e/ {& }4 x* ^3 K: }
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。 |* m" g0 H0 K
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。
/ m' [6 A+ V9 n1 G$ f& K1 P% y7 | 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。
8 P+ R6 U% u! l- N$ ?0 p8 d: X; O 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。& O0 R$ r3 \0 w+ r; f; ^; m! N
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。
/ R( @% x/ l; ~( z+ D% \( g技术数据外形尺寸! q, o5 V( r8 e% `) m
机长 11.09米) i0 @; g9 Q) Y+ j
机高 3.49米7 |0 e" n3 Y/ u1 S; Z
翼展 13.45米% x! J0 ?& s$ @7 E; f
机翼面积 20.98米2
) D. L# w5 X( ?: J3 K 主轮距 5.48米* J% Z S& J4 a2 v% K
前主轮距 3.18米" E: _4 p/ A5 {) m
螺旋桨直径 1.94米2 o% ]' b! @& A& c+ S, c
客舱门(标准)
, i' h) v l. Z5 u 高×宽 1.27米×0.61米. j2 v2 g' V4 c
货舱门(选装)
5 n" f( q# e* J! L 高×宽 1.21米×1.05米
! x. L8 f! P3 w8 V# c内部尺寸
. |3 |8 @' f# W5 N. l 客舱
2 V5 E% {- s9 r& c% r) J 长度 4.83米
7 `8 ~% r) }; b2 A4 ]( u7 i 最大宽度 1.42米, l1 w% a7 {0 p4 h
最大高度 1.30米
( `) U* k% m* E& I 容积 6.30米38 t# M1 x; f9 e- [& b
重量及载荷
$ j/ { y& x( u2 r8 |2 _* f- h: l 空重
4 `% K& A: _' n# K0 |- s; e 行政机型 1859千克0 l3 }6 x5 O* g n- ^) b
多用途型 1872千克8 N" \# f& t0 e8 U S8 g4 M ?
最大起飞和着陆重量 3107千克! U- H' r* M3 M0 N
最大停机坪重量 3123千克, P, S$ \1 t5 P( M1 b; v1 B
最大零燃油重量 2955千克# g" X- \. H! n, }
最大翼载荷 1.45千牛/米2(148.1公斤/米2)2 e) O' V& x9 d. ~9 K7 s( c9 f& s
最大功率载荷 6.42千克/千瓦(4.72公斤/马力)3 E6 Y* n8 E; x& t7 E0 @
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): A5 f, j1 ]. G, s; ~
最大平飞速度(高度4875米) 428公里/小时
9 }. M( x7 k. i- O2 f0 K* O5 S 最大巡航速度(72%功率)
2 j1 p; ~ N$ x 高度6100米 394公里/小时- A! O8 l6 c: u# W$ Y* l/ N4 m
高度3050米 359公里/小时' v. v6 c k3 o( d* y T
经济巡航速度/ u* c3 a2 X; r) |$ N
高度6100米,带272千克可用燃油 304公里/小时
" D; O/ ~7 ?0 I& Z- _6 x# z 高度3050米,带561千克可用燃油 263公里/小时
' p8 }# N1 o A 失速速度(慢车状态)* o1 o# Q( E2 X8 A
襟翼收上 145公里/小时
3 k( K6 l' S' u8 f( T 襟翼放下 126公里/小时9 z+ Y0 m3 c8 N( W- _ E
最大爬升率(海平面) 7.37米/秒. X8 w2 C% |9 {$ A3 {
爬升率(海平面、单发) 1.53米/秒4 E; f$ v: j+ G7 B& V
实用升限 8200米% k. e6 Y- P0 E; z) ~
实用升限(单发) 4510米
6 J" X& E+ e3 |& E3 w; G: y 起飞滑跑距离 537米
, }( U3 _: e4 w9 q* u" L7 z# V 起飞距离(至15米高) 669米
9 @" s3 x" k) A& @3 a9 R 着陆距离(自15米高) 757米
' A& Z0 V* i7 w# S4 Z 着陆滑跑距离 332米) g# g( T" E5 @- L7 e
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)
! b0 C% m( C( X0 j 72%功率,高度6100米,带272千克可用燃油 671公里
' X9 L2 U- o: {# K0 F' N 72%功率,高度3050米,带561千克可用燃油 1695公里
/ Z) M' y1 @, Y: s: O" P 经济巡航功率,高度6100米,带272千克可用燃油 850公里- W5 d! T1 E. M0 E$ \6 V
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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