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概况 MU-300“金钢石”是日本三菱重工业公司研制的一种座舱增压、双发涡轮风扇式行政机。1978年8月首次试飞,经过300小时试飞后于1979年把2架原型机运往美国,由其在美国的子公司-三菱飞机国际公司负责试飞。1981年11月取得美国联邦航空局型号合格证。1983年取得加拿大、联邦德国和英国的型号合格证。1982年7月开始交付使用。现已停产。4 j& f2 ?+ S M3 ]7 k X
MU-300“金钢石”有下述型别:" O: R* O3 G) l* P* X% M6 I
“金钢石”I型 基本型。该型还取得了澳大利亚、巴西、丹麦、芬兰、意大利和瑞士等国的型号合格证。
& t' x A6 M$ H5 e2 c! Z' u) | “金钢石”IA型 1983年8月31日宣布的改进型,也是标准生产型。发动机推力加大,以改善高原高温机场起落性能。提高了商载/航程性能,增加了飞机使用重量,客舱重新布局,可选装霍尼韦尔公司EDZ-600电子飞行仪表系统。至1986年1月1日,“金钢石”I型和IA型已售出85架。2 H: e( h* _7 j6 A/ Q5 {* P
“金钢石”II型 1983年9月宣布研制的“金钢石”IA型的改进型。装2台普拉特· 惠特尼加拿大公司JT15D-5涡轮风扇发动机。提高了商载和巡航速度,加大了航程,改善了高原高温机场起落性能。原型机于1984年6月20日首次试飞。第一架生产型机于1985年1月28日首次试飞,4月30日获得美国联邦航空局型号合格证,同年6月3日首次交付使用。至1986年1月1日,已售出6架。
0 B0 x6 T; ?6 q9 e/ {; t! b 1985年12月,美国比奇飞机公司从三菱重工业公司和三菱飞机国际公司购买了“金钢石”II型专利,改名为“比奇喷气”。根据协议,比奇公司的威契托工厂总装由三菱重工业公司生产和运来的部件,并拥有全部生产过程的权利。三菱飞机国际公司从1986年3月31日起停止在日本以外地区开展所有通用航空飞机的业务。“金钢石”I型和IA型,甚至MU-2涡轮螺桨行政机的产品支援和维修业务也归比奇公司负责。+ W0 a' T" M% x# S* r5 C
“金钢石”III型 1983年末宣布的机身加长型。1987~1988年交付使用。 ) o, r( x0 {4 B- @8 ]
设计特点
; M0 L7 R& \& n: Q4 l 机翼 悬臂式下单翼。三菱重工业公司计算机设计的翼型。相对厚度翼根处13.2%,翼尖处11.3%。从机翼根部起有上反角。根部安装角3°。负扭转角6°30′。1/4弦线后掠角20°。机翼由化学铣铝合金制成,分成中央段和两个外翼段等三部分。有2个盒式主梁,形成一个整体油箱,后缘为狭长富勒式襟翼,分成两段,内段为双缝式,外段为单缝式,均由液压操纵。襟翼前方是用于滚转操纵的狭长扰流板,也用作减速板和卸升板。外段襟翼外侧是一个用于滚转配平的小副翼。前缘由热空气防冰。" t5 O1 M8 t# R: S0 F
机身 增压、破损安全抗疲劳、椭圆形截面半硬壳式结构。主要是铝合金结构。分成前(包括驾驶舱)、中、后三段。在主要承力构件方面使用多路传力、胶接加强板和小块蒙皮壁板。
, M: w3 e u% V) K* D5 G 尾翼 悬臂式T形尾翼。所有翼面都后掠。构造和机翼相同。曲线形背鳍和小型腹鳍,后机身两侧各有一小型水平边条。方向舵底部有一调整片。方向舵上方有一小型偏航阻尼操纵面。可变安装角水平尾翼带升降舵。
# |, [8 d- M- z7 p 起落架 可收放前三点式。每个起落架都为单轮并带油-气减震器。由电控制的液压收放装置。自由下落式应急放起落架装置。可由方向舵脚蹬进行方向操纵的前起落架向前收起,主起落架向内收入机身。所有起落架都用古德伊尔公司机轮和古德里奇公司轮胎。古德伊尔公司刹车。
6 y+ V/ F7 v1 D( d' B$ f8 O 动力装置 2台普拉特·惠特尼加拿大公司JT15D-4D涡轮风扇发动机,安装在后机身两侧的发动机短舱内。单台起飞推力11.12千牛(1135公斤)。可选装罗黑尔公司的反推力装置。机翼内2个100升整体油箱,后机身内一个460升油箱。总可用油量2407升。全自动供油系统。每个机翼上表面和后机身右侧都有加油口。" P8 O. _( X# K9 f7 e3 Q
座舱 驾驶舱内2名驾驶员。标准客舱布局为7座(4个座椅和1张3人长沙发)。有会议桌和厨房。后部有盥洗室和行李舱。增压舱外还有0.35米3的行李存放空间。驾驶员/旅客舱门位于左侧机翼前方。应急出口位于右侧机翼前方。
. H3 R* _# D/ E3 }/ v 系统最大压差为0.62×105(0.63公斤/厘米2)的增压系统。应急时用发动机引气的备用增压系统。压力103.5×105帕(106公斤/厘米2)的液压系统用于襟翼和起落架收放。抖振器用作备用失速警告装置。- Y w( b9 \7 g4 }' l( r
机载设备 标准电子设备包括霍尼韦尔公司SPZ-900综合飞行控制系统(带驾驶员飞行指引仪、编码高度表、2套导航/通信和音响系统、无线电罗盘、测距仪、空中交通管制应答器、两个罗盘和无线电磁指示器以及霍尼韦尔公司气象雷达)。 : `4 Z$ o, V5 W7 U/ \: I; K
技术数据外形尺寸; a/ I9 I9 ?8 A: I7 g$ V, ^! y
机长 14.75米! W* ~1 D7 V. T0 ^& H( z# `
机高 4.19米: E$ O" O3 S9 \$ H( b$ `% b
翼展 13.25米* Q; `4 K" q" R. Q
展弦比 7.54
, u0 u4 f& j& L7 @% @8 Z 机翼面积(净) 22.43米2
; Z$ k2 ]1 ?% G, d3 M1 k5 }8 L 主轮距 2.84米" ^5 R$ q2 r' Q6 |* R* D
前主轮距 5.86米
2 V1 d6 f& ]4 R" Q( x' s 驾驶员/旅客舱门
7 E1 S; H3 X/ Z7 d% V 高×宽 1.27米×0.71米! t: ~6 l% Z" d& a+ g1 y! _
内部尺寸0 m, S; `: W- T; J7 Q/ F
客舱(不包括驾驶舱)
% R" A) w2 M# i" t4 L' A 长度 4.76米( [# I$ c2 p/ R! R n; B% y
最大宽度 1.50米. v: x2 e7 I& ?9 \
最大高度 1.45米' q2 g8 ^. ?) S) C
容积 8.64米3
) u( Q1 n) B6 a4 O6 a2 i% c1 t 行李舱容积 1.4米3, H! f+ [6 J: i8 o% X! B1 F
重量及载荷
% Y, ]6 Q8 w7 M 基本使用空重 4309千克
) E& t5 F7 U: S# a 最大载油量 1932千克7 `7 c" i: T/ Y3 p: _
最大商载 839千克) E9 {" _" B& D. @( L0 T- C
最大起飞重量 6636千克
- @8 t+ N7 T! H9 v2 J4 K( k4 i 最大停机坪重量 6668千克/ i9 S) }; F4 G9 V% _3 j
最大着陆重量 5987千克
9 v+ d. D" |: T 最大零燃油重量 5148千克' ?9 W9 x( F, s+ Y, e2 ^5 U/ I9 ?
最大翼载荷 2.9千牛/米2(295.75公斤/米2)3 c8 o! J4 ?+ ~1 A
最大功率载荷 299千克/千牛0 ^! [1 ~& t3 P* Y
性能数据(除注明者外,均在最大起飞重量时)
% J/ Z0 B; J$ V 最大平飞速度(高度9145米,总重5670千克) M0.73
8 Z A& W! e+ D: Y$ L 失速速度(总重4762千克,襟翼放下) 139公里/小时(指示空速). ?1 Z+ q, [& \0 P: P: \" S
最大爬升率(海平面) 15.5米/秒
, _1 e$ V' {( O. \; c# w* {6 j 爬升率(单发、海平面) 3.9米/秒5 |5 }8 J- C3 r+ y# |* M
实用升限 12500米6 A% t2 p9 f' Y
FAR起飞场长(海平面) 1183米
. r. D# x4 ^* J$ g# o: o+ C( ? FAR着陆场长(海平面、最大着陆重量) 853米6 _2 j1 _ h& l m8 Z# D( k2 F
航程(带4名旅客、远程巡航速度、无风)
" Y# |3 I1 ~; A. [9 N 美国行政机协会仪表飞行规则余油 2353公里
0 I7 b: }1 c3 }$ v) H( ^ 美国行政机协会目视飞行规则余油 2817公里 |
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