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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。
+ _1 ?1 c5 g( q6 | 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。
5 z3 ~$ G& L. V* N 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。
! s. k! v% o4 S# v+ y' e 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)。
# A# v) p- C8 B' _# n DHC-8有如下型别:: x: u3 m9 t6 C+ B
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。
" R( }- i) d5 Z8 \ 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。
7 O- z8 Z ~7 Z& d- S% C. s& {" N 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。
) q6 b) @9 R( u% N" ^ X% E* U' E 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。 8 U0 I( v7 r" z$ }' `2 y" Q7 U
设计特点 . Z- a: w/ ^4 ]" ]$ H
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%。6 x' `' X" g. _* _- 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。0 R1 o- g- \5 c. z5 D. t
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。! Q3 m! B* t6 P( Z
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。8 B2 O' s1 T* Q+ Z+ T
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)。$ O) _1 l: \3 E1 U& I
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。
$ U1 C/ e5 A3 D. i' h* }8 ] 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。
) X9 ]' |+ N8 J: m, T: G& s 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。
+ \/ |" i- j# j) ^ 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。 . W ^* i/ D% z" D5 Z+ Q0 c7 y( m& i
技术数据外形尺寸
g9 E& |* q2 j @2 Q$ T 翼展 25.91米) P$ t0 v0 \: X+ X) N* I3 G ] s
机长 22.25米
. e# `# s- q% \, P* g# p6 _- C 机高 7.49米
. `( J% b; X2 i 机翼展弦比 12.35
" y& o0 ]' j7 T a2 w 机翼面积 54.35米2
1 P5 s# W/ S8 z+ u: G 主轮距 7.88米+ q. M3 W# g% W6 m* X
前主轮距 7.95米
% I0 D9 C b! W9 _8 ~3 `' h 螺旋桨直径 3.96米
# y7 |3 t+ G% n& s. Y 螺旋桨离地距离 0.94米2 J: E D) d5 C
螺旋桨和机身间距 0.76米
- T/ J% L9 h) z- S o; Q( } 客舱门(前、左); J V* }7 e4 M# @' |& l, c
高×宽 1.65米×0.76米
: e1 F4 b( t2 T" ]" v 行李舱门
& B% F7 _( e' k$ Y. M+ p0 r 高×宽 1.52米×1.27米- ]) Q5 n1 \' {3 Q
内部尺寸
/ E$ K. E, j0 H3 S 座舱9 D0 I: O0 _2 f# ]+ ]5 `& u4 D' W
长度 9.17米& W$ v0 l. s3 J" P9 `
最大宽度 2.49米; k& ^! _8 O+ \) i
最大高度 1.94米
; G ^% c: a4 R8 x- f( z 容积 45.3米3
; n t9 ~3 Q- p% P' b 行李舱容积 8.5米3. L& N+ p( |1 ~6 K' N
重量及载荷" I* k+ x3 ?0 k" G9 \
使用空重 10250千克" ?2 A' X1 ` B- `) z# m2 b
最大可用燃油(标准) 2576千克
1 ?9 N# ?0 z/ {7 s, J8 J2 S' J. m 最大商载1 J: {8 S" v( K5 N
载客 3810千克/ u% h0 x8 n0 a* T: c/ H. H
载货 4240千克" F' g( z* G* }7 U' m2 G
最大停机坪重量 15740千克
+ ~3 `5 b* A3 s1 H. ^ 最大起飞重量 15650千克
: v1 C. E7 |5 t 最大着陆重量 15375千克
/ |& M: R9 r$ `- h5 R2 e 最大零燃油重量 14060千克1 U" w# ?: M1 O8 q7 ]; ^; q
最大翼载荷 2.82千牛/米2(287.95千克/米2)' ]. ^6 p ]# l7 s' D, n* s1 v" L
最大功率载荷
( W7 H- x6 t% a0 `: { -102 5.25千克/千瓦(3.86公斤/马力)
! K3 N% g' p1 A' s- c- H# P) N -103 4.88千克/千瓦(3.59公斤/马力)
3 h f- W P9 f3 h9 Q# A( s性能数据(-102,95%最大起飞重量)
& v! m3 v/ v; \9 b8 g 最大巡航速度
/ g8 k2 c3 C$ C4 h* H5 V% V* p 高度4575米 491公里/小时
; m. z! D, I* \4 K& M1 n 高度6100米 489公里/小时' F: u! |' ], ]8 I( k- Q
失速速度(襟翼放下) 134公里/小时) G: O- f% P/ M! _
海平面最大爬升率 7.9米/秒6 N$ O: K2 n+ l5 _2 D3 ~
合格审定升限 7620米( V3 Y' c: Y- D0 X- N
实用升限(单发) 4575米, I, e0 _% L: B% r
FAR25部起飞场长(海平面、襟翼放下15°)1 N6 ]6 y$ s- Z$ K: N
标准大气 940米
% Z+ k8 J& Q! p" H% z" R1 q) A5 m 标准大气+15℃ 1000米, {" ?! K- V$ K' ^. n
FAR着陆场长(海平面,最大着陆重量,襟翼放下35°) 908米# G- ~) \6 R3 v; ]
航程(标准燃油,仪表飞行规则余油)1 u6 F+ ~) @9 M5 P9 W
全载客量 1520公里 `) p/ ]7 Q4 b9 e
2720千克商载 2038公里$ O3 Z. Q& U. d4 d+ Z# r
噪音特性(FAR36部,ICAO附录16), T1 y% W- u! h7 @
起飞噪音 81分贝/ A x9 O& r. I& Q) Z. Y2 a
侧向噪音 86分贝' z! P9 k" ?/ R `; h$ s
进场噪音 95分贝 |
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