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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。 - L* `/ T- s- H' e
设计特点
, p) y, p. Y1 R, { 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。
* z8 a( l8 F* i 机身 全金属半硬壳结构。% u d3 z' u4 x3 e ?7 Y
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。
$ |5 ~8 q( ] b# u" t7 p 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。5 \ Y- b/ T. P: ]. I2 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。
% o6 M. c& R5 k* R9 N/ x 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。; y9 D8 _" P8 B$ |
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。5 g' u9 a0 ^* U) S; t3 Y2 |3 s- w
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。
m& o! Y0 B4 {3 ]) u技术数据外形尺寸
f7 B7 ] Y7 n5 q$ q 机长 11.09米
+ f$ {. A' a0 H7 R7 n! T8 z% @ 机高 3.49米$ R8 |4 u; ~, ?1 q. S
翼展 13.45米
' E* P& q; Q+ C4 \! z. [ 机翼面积 20.98米2
+ e/ w/ Y, f7 W+ w; u6 \5 D) r 主轮距 5.48米# V+ x( ~: c& Z9 u7 N2 z6 B1 s+ N
前主轮距 3.18米
9 R. ~: ]9 o6 {! f0 Z$ m- X 螺旋桨直径 1.94米
! k9 b- w$ E \/ O2 Q 客舱门(标准) K% U, B3 O* X/ L1 G
高×宽 1.27米×0.61米! {7 J5 g. l4 Y0 }- a
货舱门(选装)+ ~6 O5 y' H7 M" A! J. _
高×宽 1.21米×1.05米
' h! ~ @# f3 }, |9 T+ w& M$ @内部尺寸. W+ E2 g( T! W2 U+ ]; g/ V4 x
客舱
& E5 v X; F( c/ @$ _( r2 q 长度 4.83米3 s( x# a" B3 v
最大宽度 1.42米
1 w( p* W" v6 O. V 最大高度 1.30米+ d4 C% S6 Q# {- D2 _% o* o5 _
容积 6.30米3* D5 R3 D' c! p; b
重量及载荷) @0 M9 W& l1 b3 ^
空重' r8 d! q! J5 X- I! N8 S- O" s
行政机型 1859千克- P5 i; m6 d# H' k$ x
多用途型 1872千克
6 ^- R% [ i. T* \ 最大起飞和着陆重量 3107千克: u* [0 J1 d. F
最大停机坪重量 3123千克
7 u9 Y$ I$ U* X( t- c3 u- F 最大零燃油重量 2955千克
# P6 u" G4 r3 ?; x* A: K2 i4 [7 F 最大翼载荷 1.45千牛/米2(148.1公斤/米2)* V5 e1 j; ?" |: }2 P4 U
最大功率载荷 6.42千克/千瓦(4.72公斤/马力)6 T3 D/ X4 ^4 p) t) f' {7 ]
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)
6 K: D5 X( x, B3 z: d& h5 J 最大平飞速度(高度4875米) 428公里/小时
% H z9 k3 Y- d" A) r 最大巡航速度(72%功率)
( A) x5 d' f' Q2 Y: t* B% \ 高度6100米 394公里/小时- B+ z) z. e1 B# k0 X8 W
高度3050米 359公里/小时; J) t1 [; G2 l- f
经济巡航速度) ]# _) L- _. I+ J, E3 a" G
高度6100米,带272千克可用燃油 304公里/小时
. t, K$ c O+ Q. z& D" y d3 x 高度3050米,带561千克可用燃油 263公里/小时
$ f" s6 P* }& Z2 K 失速速度(慢车状态)
, V* ]4 E9 f( w; h) T4 [ 襟翼收上 145公里/小时
. G: s" L- M1 T% \. x( T% o 襟翼放下 126公里/小时
+ m3 h) G3 d7 Q; {, J/ v 最大爬升率(海平面) 7.37米/秒7 u1 U# V/ W# M, A, {
爬升率(海平面、单发) 1.53米/秒
5 Y" |2 F4 V e0 L p$ s& R 实用升限 8200米( j7 o6 q" E' J: f% M8 V
实用升限(单发) 4510米6 h. s, l8 ~! X5 G# _
起飞滑跑距离 537米
2 Z; ?' K5 G" m" F. a5 h% y& {! a 起飞距离(至15米高) 669米
9 m% T# a) F$ M% p+ C5 m) }) B9 n 着陆距离(自15米高) 757米6 c5 K2 b8 d0 Z$ Q) ^5 B j
着陆滑跑距离 332米2 \1 Q/ p1 C1 c: T/ _! M
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)8 P c8 J8 `) \6 `
72%功率,高度6100米,带272千克可用燃油 671公里% [8 l% D7 q/ [. \0 R5 x
72%功率,高度3050米,带561千克可用燃油 1695公里
" V' I# B- b) |1 l y 经济巡航功率,高度6100米,带272千克可用燃油 850公里* R/ {+ E. Y& I
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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