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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。 & L6 I/ f" M( f
设计特点 ' t6 E" T2 }- s( J
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。
! i9 O0 b) t% t& J) G2 @( q5 H 机身 全金属半硬壳结构。
. q1 Q6 s5 B) f; o" J. n+ F& w 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# E9 Z; d: Y0 q9 ~
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。
# q C, o5 R9 | 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。
$ ~1 X5 h5 B1 N- Q 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。5 e9 ~8 Z" b9 x% i3 |
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。8 m* ?$ \# y6 \. Y/ c* d& ~
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。
* w1 I6 y5 p2 e! M技术数据外形尺寸
5 Z5 l2 J) n; L4 r1 I$ z5 o 机长 11.09米7 `3 c% i, n/ N; I
机高 3.49米8 k0 k' e; l( {% \: m6 r
翼展 13.45米
* X6 t7 h" `0 E' n5 a7 _ 机翼面积 20.98米2
( t( S! j; F" x9 w& _& N 主轮距 5.48米
$ S! q' b) O. }+ K" [ 前主轮距 3.18米
( X3 [0 E8 @* P# {8 l' W 螺旋桨直径 1.94米
) [3 L5 U2 F) a9 J/ H# ?9 L 客舱门(标准)
8 g* e, T$ u) n: i* ]0 g 高×宽 1.27米×0.61米
- M0 R8 E+ \+ q, b+ U X 货舱门(选装)
5 U t8 v$ F9 R6 D8 b5 W3 C8 T! O) ~ 高×宽 1.21米×1.05米 |+ E, ]1 X$ E$ ^, l9 N" s
内部尺寸
/ ^7 z7 k0 i6 M& K8 f, j 客舱 [- k2 g% a G* B1 K
长度 4.83米
- s; b; c1 D' _) d! r 最大宽度 1.42米
* h7 Y- L6 a3 }7 {+ O- H 最大高度 1.30米5 D3 a7 t2 S, r
容积 6.30米35 j# {7 ]6 }6 T0 N
重量及载荷
9 |0 A% I( l0 z 空重
' W; z1 ^3 l4 A 行政机型 1859千克! Y7 R* @) K/ M. {! I
多用途型 1872千克
8 V' r6 Y( W2 S( x( M4 ? 最大起飞和着陆重量 3107千克
0 r( v4 J: \5 m5 l _6 ?& o 最大停机坪重量 3123千克
' F# W* Z$ i% a( T 最大零燃油重量 2955千克
3 n# o" v) Z. Y, n4 Q6 O' R6 I 最大翼载荷 1.45千牛/米2(148.1公斤/米2): \9 M, F) V8 w* T; n
最大功率载荷 6.42千克/千瓦(4.72公斤/马力). m$ Q& N% z+ E
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)- s3 L4 w6 q. [# O
最大平飞速度(高度4875米) 428公里/小时8 f. `% C) Y; J4 w# ?" n
最大巡航速度(72%功率)
( \" R4 u( ?5 a6 F: w6 e 高度6100米 394公里/小时! h, g! L: E' M
高度3050米 359公里/小时
# k! ~- x# Q, R( p3 L" Q7 o' _ 经济巡航速度
4 S/ P& i& t4 K3 a+ A3 B6 n2 @ 高度6100米,带272千克可用燃油 304公里/小时' P' f }8 b. T5 b' G
高度3050米,带561千克可用燃油 263公里/小时
& p' r+ Z# R$ ~' T2 M, `) d 失速速度(慢车状态)' q0 r/ |" y3 {* |+ p
襟翼收上 145公里/小时
* e4 @) T& Z0 D/ T8 Q 襟翼放下 126公里/小时* O# X9 z6 d/ r( Y5 _
最大爬升率(海平面) 7.37米/秒: [6 Y& t5 A2 h- E% V( ]: Z
爬升率(海平面、单发) 1.53米/秒$ R3 j" P! o; W' { S# ~( ^
实用升限 8200米: I7 O% ] l, R! F, C2 A0 d5 O
实用升限(单发) 4510米# `& ?6 K* w! e8 w- {: V
起飞滑跑距离 537米: Q. s8 L4 G! D9 x- f* C# D3 O
起飞距离(至15米高) 669米: G' ^# D! J; Q1 j2 O, h
着陆距离(自15米高) 757米
- z5 M& s) G& X4 p- N9 K 着陆滑跑距离 332米9 @9 Y/ [' h/ `- g2 e6 z
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)
* `- R/ d) n. x8 M" o, h 72%功率,高度6100米,带272千克可用燃油 671公里
1 f& ^2 d! M3 B. E$ j$ @4 r 72%功率,高度3050米,带561千克可用燃油 1695公里' ^# \& [# e( p6 Q0 z' E
经济巡航功率,高度6100米,带272千克可用燃油 850公里9 Y G1 I& Q3 S
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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