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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。
; X6 A8 X8 ^4 A1 l9 S x 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。' U4 A2 c) c( i
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。
7 c2 m+ U4 l) ^ 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)。% h# Z1 l8 r: z0 j# x5 M
DHC-8有如下型别:
( H* h" ]* D$ y( `- w" c 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。
, S1 {1 n% G5 M. X1 _! ` 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。, t$ U% t; U) T0 h' ^# p
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。
- M; o. X! W3 a" v 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。 & G. ~; E& D# {- q- G. K& r) s" Q
设计特点
; N$ H/ R' e8 \# O: Y2 I# s 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%。* F: D8 W/ h( X6 u) ]
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。
$ G" t. b/ K3 X, n! D1 w8 K( | 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。" @9 Q: n; C5 c! I* q3 a
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。
+ O% k! M- y8 _4 b- f% X6 w 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)。
/ W" [% L8 j4 \$ l( { 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。
! @, a1 j4 w% R) r 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。
" _4 C: {9 ]- a% K4 q' i 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。
) c$ G, o# h+ r' u! }5 Z 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。 7 Y& p/ H9 H" ?& M) J/ ?( J
技术数据外形尺寸' K$ E; ?# }# s& ]9 b
翼展 25.91米
( z7 [( `9 v2 l! B2 `' o. _ 机长 22.25米$ Q- A& v, C+ U, p
机高 7.49米
% J* m# J+ T) }- e) l, l5 C6 t 机翼展弦比 12.35; ^" o9 b: g0 Y
机翼面积 54.35米2
4 U2 z- c5 r- J% e+ J9 } 主轮距 7.88米
& {3 p6 B+ q- }& q p 前主轮距 7.95米! J: f* O8 _/ y4 g2 y
螺旋桨直径 3.96米
( Q1 w8 k$ E4 x X 螺旋桨离地距离 0.94米& E X1 }% l6 }# |& b. p% e
螺旋桨和机身间距 0.76米) {% P, ^6 l* t
客舱门(前、左)
/ Q P1 ]5 u3 i2 }. \% v! k$ n* V 高×宽 1.65米×0.76米
+ ~0 S2 i, \7 e5 D1 Y3 g# c 行李舱门% T5 r- l" V: R# l7 L
高×宽 1.52米×1.27米
9 {9 y a3 a/ H) x" ~9 X内部尺寸
9 Z$ i: ?* ~) ^$ b 座舱# n. K2 G1 A* c8 Q
长度 9.17米2 R; ?$ O: L3 A. h% A5 n8 C
最大宽度 2.49米# z! e% i' H$ z4 N( ]
最大高度 1.94米4 N! I1 y9 F. J& S7 G7 [
容积 45.3米3) ?. t" Z- S0 I, G$ ]" Y
行李舱容积 8.5米3- ~; n) x( N/ O% G4 J* g
重量及载荷2 p. y6 G" n' J" m v% e# \
使用空重 10250千克
& F8 D# |2 b# | 最大可用燃油(标准) 2576千克
; s0 N6 M. l& i+ l6 ` 最大商载
2 t3 P0 Z( {: N 载客 3810千克3 E0 y8 p4 M6 f1 j
载货 4240千克# l3 i3 ~( `* o
最大停机坪重量 15740千克9 {) F3 D8 I F1 m" {3 b5 c; }( x
最大起飞重量 15650千克
# w$ H: ?& m% g' I: u 最大着陆重量 15375千克
( y; g# r. s! [9 G, m) V" [ 最大零燃油重量 14060千克
; m' o9 p% ^+ t6 N7 e+ R 最大翼载荷 2.82千牛/米2(287.95千克/米2); h/ e, d, j- I: q) w3 L
最大功率载荷5 O9 ^5 Z' w5 [& I
-102 5.25千克/千瓦(3.86公斤/马力)* z8 N" i0 c; c- W, q X0 W
-103 4.88千克/千瓦(3.59公斤/马力)- V# b. ?* l. T
性能数据(-102,95%最大起飞重量)/ I$ @$ e* C1 t
最大巡航速度# A$ V$ ^- S$ j( L! ]
高度4575米 491公里/小时
6 P! p2 v8 N' X1 `8 z/ | 高度6100米 489公里/小时
( v. K; u6 f5 u7 G- Q 失速速度(襟翼放下) 134公里/小时
& S) l0 r a M3 o 海平面最大爬升率 7.9米/秒
0 n: j/ ]4 t3 p4 L! `( X9 K* W 合格审定升限 7620米
! g2 J. |8 f/ j8 V* O4 t 实用升限(单发) 4575米
6 A0 m0 {/ @; @3 u- W' C FAR25部起飞场长(海平面、襟翼放下15°)6 i! t# U% g3 r8 F
标准大气 940米
1 [) ^/ F# F5 w. E5 Q) d& K. r 标准大气+15℃ 1000米$ G0 M9 F' s# U Y6 s7 e
FAR着陆场长(海平面,最大着陆重量,襟翼放下35°) 908米
8 y {5 f* X8 G; l 航程(标准燃油,仪表飞行规则余油)
8 k7 Q' K4 U! W; v% U6 R0 z, z 全载客量 1520公里
. B/ p# W! m- u+ y5 @& h 2720千克商载 2038公里
6 S6 d9 G6 \( [7 Y0 i7 p噪音特性(FAR36部,ICAO附录16), T. U# f3 _# O7 w! I1 m9 ]
起飞噪音 81分贝9 G% h u- |- p4 m
侧向噪音 86分贝/ G! T; |' s/ f: m9 [
进场噪音 95分贝 |
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