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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。
% D9 t) C% s n8 D R2 F设计特点
3 E$ F& f4 z. H( U" o$ ~ 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。! c( N+ V2 [) o
机身 全金属半硬壳结构。
% f4 c0 v2 V% X* k 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。
* J0 S8 ~9 X+ G0 ]2 f, E 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。" r& v, s. j' X' V* g4 m
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。
: I8 S: ?4 U9 g. |& 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。# `( f4 {1 ^' V4 X. x
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。
1 W p6 c% m8 R: e1 G) u 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。
S8 O$ {' R; K技术数据外形尺寸, T8 @* C) Z5 n6 W' a
机长 11.09米+ ^7 M; F! z# Y: _5 n
机高 3.49米7 D4 b1 l U9 H' ^4 J
翼展 13.45米
) W% ?6 g5 I) U! z# _ 机翼面积 20.98米28 \- ?' g2 p9 e# Z7 G0 B
主轮距 5.48米
5 x$ Z e) b8 I5 R3 D 前主轮距 3.18米
. K) K* H5 {% f5 K9 U 螺旋桨直径 1.94米) D( v' B4 @/ f, {4 A, r1 H
客舱门(标准)7 p# Z+ `0 o- _- `0 N) g% L4 J) Z
高×宽 1.27米×0.61米
0 q& x! t. m( o 货舱门(选装)
0 \- M# p( h7 N$ t- ? l" ] 高×宽 1.21米×1.05米
3 N) {1 P: C& V9 q5 y% K( Q内部尺寸8 A+ A) Y$ K. k+ H" H8 D/ z
客舱
$ n7 I( q/ g& f, S 长度 4.83米% ~3 L& s, b$ G
最大宽度 1.42米
% C3 P* F* J2 _, W2 @ 最大高度 1.30米
( `& _% N$ m- } 容积 6.30米3$ S# \0 L0 _& C3 j! m- \: G0 h9 i" j
重量及载荷
" f4 P3 {. _$ A9 t3 D+ p) B 空重 ~9 B, Y8 U% v! `' \0 H
行政机型 1859千克4 x+ M1 J1 K4 N1 Q7 y4 B7 @
多用途型 1872千克
6 S# |2 {+ L# A, j+ f) l% t* ] 最大起飞和着陆重量 3107千克
9 |, z1 H8 m, S9 ~) F 最大停机坪重量 3123千克# ?# T6 F$ U$ U$ }# E' O6 |( ^/ R$ R
最大零燃油重量 2955千克
- P. G a: O! Y; L 最大翼载荷 1.45千牛/米2(148.1公斤/米2)
8 Y( {' K7 @. R5 G5 O% Z 最大功率载荷 6.42千克/千瓦(4.72公斤/马力)
# |# ~$ j2 I- l! Y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)
" `! U, u3 z& c$ s& C3 g3 ~' ]1 P( _ 最大平飞速度(高度4875米) 428公里/小时* ?: i! C) j" U' a
最大巡航速度(72%功率)
, e' f) M! I0 N! d* H! Y& ?! f* ^ 高度6100米 394公里/小时
) S7 y3 V% ]2 m2 L4 g 高度3050米 359公里/小时: G, M3 N: y& C) n: M
经济巡航速度
. b$ K$ m7 Y0 J3 L! r: K7 h) ^ 高度6100米,带272千克可用燃油 304公里/小时
+ F" j5 n9 u8 W8 b: W: U 高度3050米,带561千克可用燃油 263公里/小时7 ^3 d% l; y3 V# B
失速速度(慢车状态)
7 C3 a" G. c* j1 _! [* L! z0 d 襟翼收上 145公里/小时# k! l- O5 O: O
襟翼放下 126公里/小时
# A% |# \, b2 c% t! _ 最大爬升率(海平面) 7.37米/秒" N, m# E* B/ C! F
爬升率(海平面、单发) 1.53米/秒* K' q( k- J4 r1 X, Y
实用升限 8200米$ v3 W Q, z4 v+ \
实用升限(单发) 4510米
8 [$ P! y! L3 E* E 起飞滑跑距离 537米# n9 o7 }6 E# B: Y
起飞距离(至15米高) 669米
* F7 w/ {( q1 L9 T7 C! M$ z 着陆距离(自15米高) 757米
7 d/ a9 E% y9 B# T7 ^! z7 Y 着陆滑跑距离 332米
- Q0 \; D6 K `, b3 S4 @ 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)0 K7 g: C% c' A
72%功率,高度6100米,带272千克可用燃油 671公里
. ~ j3 x# D4 h) B 72%功率,高度3050米,带561千克可用燃油 1695公里' g. q. b! _2 ?
经济巡航功率,高度6100米,带272千克可用燃油 850公里0 W4 e# `! f- ^4 h1 }5 b2 u3 k
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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