IAI1125

帅哥

概况 　　IAI1125“阿斯特拉”为以色列飞机工业公司研制的6座双发行政勤务运输机，原名1125“西风”。1979年在美国国家行政机协会年会上宣布研制。1980年开始生产样机。第一架原型机于1982年春首次试飞。第二架原型机于1984年3月19日首次试飞。第三架飞机用于静力和疲劳试验。第一架“阿斯特拉”生产型(4X-CUA)于1985年3月20日首次试飞。同年8月29日获美国联邦航空局型号合格证。1986年2月开始交付使用。到1986年中期，定货量达10架。飞机单价549万美元(1986年)。 设计特点 " Z5 t: O( c6 w1 [　　“阿斯特拉”最初被称作“西风”1125，为“西风”型号中燃油效率较高且座舱环境较为舒适的一种飞机。与1124“西风”型相比，实际上只有尾翼和发动机短舱没有改变。重新设计了机翼，机翼安装在机身较低部位并穿过座舱地板以下部位，这样可避免影响座舱内部可使用空间并可使座舱内部高度增加25厘米；另外座舱加长0.61米、加宽5厘米；机身结构变化不大，仅机头加长50.8厘米，从而增大了电子设备舱的容积。 + Q, Q' Q9 M) b, n' X" w　　“阿斯特拉”型采用由计算机辅助修形的“西格玛”2翼型，提高了远程高亚音速巡航飞行的效率，可减少使用费用。 　　机翼　悬臂式下单翼。前缘内侧和外侧后掠角分别为34°和25°。后缘外侧带后掠角。高效的“西格玛”2薄翼型。单块破损安全铝合金结构，机加翼肋和机翼蒙皮壁板，通过4个主隔框和5个辅助隔框与机身下部相连拉。翼尖和内侧前缘为芳纶复合材料结构。自动前缘缝翼与机械作动的后缘襟翼联动。襟翼前有扰流片。副翼可手操纵，带液压助力器。 - H9 ?4 Q0 E% v' k3 n　　机身　结构与“西风”Ⅱ基本类似。客舱各横截面相同。复合材料结构头锥。 　　尾翼　结构与“西风”Ⅱ基本类似。无背鳍。手操作升降舵和方向舵。方向舵上有随动调整片，升降舵上有可与襟翼联动的电动调整片。 0 [, O; a$ P) L# ]$ ^2 X/ ?　　起落架　伺服液压可收放前三点式。双轮结构。主轮轮胎尺寸23×7。前轮轮胎尺寸16×4.4。起落架收放及前轮转弯均为液压操纵。液压多盘式防滑刹车装置。 0 N8 F" i4 }% F: v5 G5 w　　动力装置　两台16.23千牛(1656公斤)推力的加雷特公司TFE731-3B-200G涡轮风扇发动机，带有格鲁门公司液压驱动的反推力装置，安装在后机身两边的短舱内。机翼中段整体油箱的标准载油量4588升；两个机翼外挂油箱和机身中央上、下油箱总油量3963.5升。在行李舱前上方也可附加两个189升的油箱。单点压力加油装置。 　　座舱　驾驶舱两名空勤人员。增压客舱内标准载客量6名，最多可载9名。有厨房、厕所。带登机梯的塞子式密封门位于左前方。客舱两侧机翼上方各有一应急出口。行了舱在客舱后面。与“西风”Ⅱ相比，座舱隔音性能得到改善。 　　系统　加雷特公司环境控制系统，正常压差0.615×105帕(0.627公斤/厘米2)。主液压系统和备用液压系统，压力均为207×105帕(210公斤/厘米2)，通过两台发动机驱动的液压泵和一台电驱动的备用液压泵操纵刹车、起落架、前轮转弯、扰流片、副翼助力器和反推力装置。在两套液压系统都发生故障时，可手操纵飞行。电气系统由两台28伏300安起动/发电机、两台1千伏安固态变流器、两个24安小时镍镉电池及标准直流外接电源插座组成。 0 G/ K( L, u2 \# ]" f　　机载设备　标准电子设备包括柯林斯公司EFIS-85电子飞行仪表系统、柯林斯公司Pro Line Ⅱ罗盘/导航仪、柯林斯公司APS-80自动驾驶仪、柯林斯公司FMS-90或环球公司GNS-100飞行管理系统、气象雷达、VIF/欧米加导引系统和全套仪表飞行规则设备。 技术数据外形尺寸 1 r M. u ^! p$ {5 e　　翼展　　　　　　　　　　　　　　　　16.05米 　　展弦比　　　　　　　　　　　　　　　8.76 　　机长　　　　　　　　　　　　　　　　16.94米 　　机身 　　　最大宽度　　　　　　　　　　　　　1.57米 # `) H& @" D: k( R2 |0 q0 e　　　最大高度　　　　　　　　　　　　　1.905米 " r0 K. b; L% X& e: u8 H- R　　　机高　　　　　　　　　　　　　　　5.54米 , i$ u. u- a5 M9 E# o　　机翼面积　　　　　　　　　　　　　　29.40米2 7 D: R0 I( p r( P3 k: c. i　　主轮距　　　　　　　　　　　　　　　2.77米 　　前主轮距　　　　　　　　　　　　　　7.34米 - m; f* M8 k3 i3 i) u3 Q　　客舱门 　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　　1.37米×0.66米 ! Q$ b9 L" _" T6 e& F　　应急出口 ( A# c2 W! l. s; T　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　　0.69米×0.48米 ! E. ]) a9 d3 j内部尺寸 　　座舱 　　　长度(包括驾驶舱)　　　　　　　　　6.86米 　　　最大宽度　　　　　　　　　　　　　1.45米 　　　最大高度　　　　　　　　　　　　　1.70米 　　行李舱容积　　　　　　　　　　　　　1.78米3 3 V; k0 q! \# _! U4 D: d8 L8 n重量及载荷(A：无远程燃油箱；B：有远程燃油箱) 3 }: J) g( Y3 }" x+ y' X. D　　空重(基本) 　　　A　　　　　　　　　　　　　　　　 5747千克 . ^6 I8 j7 i! T: _　　　B　　　　　　　　　　　　　　　　 5793千克 　　最大可用燃油 　　　A　　　　　　　　　　　　　　　　 3901千克 　　　B　　　　　　　　　　　　　　　　 4205千克 4 X8 z1 n, X/ k/ \7 X- `# b4 F　　最大停机坪重量　　　　　　　　　　　10727千克 9 O. W+ y8 A( R　　最大起飞重量　　　　　　　　　　　　10659千克 　　最大着陆重量　　　　　　　　　　　　9389千克 　　最大零燃油重量　　　　　　　　　　　7257千克 性能数据(除注明者外，均为最大起飞重量、国际标准大气并带远程燃油箱) 3 r( U" [$ D4 l' z3 u) m9 f　　最大巡航速度(高度10670米)　　　　　 876公里/小时 　　最大使用速度　　　　　　　　　　　　667公里/小时 　　失速速度(最大着陆重量) 0 p L0 @8 s+ g F8 v9 _% W% f* u　　　襟翼和起落架收上　　　　　　　　　206公里/小时 　　　襟翼和起落架放下　　　　　　　　　171公里/小时 4 f5 `: a3 D9 J3 ]3 J: B　　最大爬升率(海平面)　　　　　　　　　1085米/分 ( c/ k) Q, @7 j0 h　　最大爬升率(海平面，一台发动机停车)　335米/分 　　最大升限　　　　　　　　　　　　　　13715米 3 R3 K7 e; w$ X7 u　　实用升限(一台发动机停车)　　　　　　5485米 　　起飞平衡场地长度　　　　　　　　　　1518米 ' u* y1 p: [' A5 K; G! Y# R　　着陆场地长度(最大着陆重量)　　　　　806米 & D6 Q, {- I1 {+ c8 T' ~4 q4 @　　航程(最大燃油、4名乘客和45分钟余油) ) `+ k+ l: e* x' O. d" I　　　M0.80　　　　　　　　　　　　　　 4651公里 　　　M0.72　　　　　　　　　　　　　　 5763公里 & o* [/ I3 Q4 |0 q( h/ q& B噪音特性(美国联邦航空条例第36部，最大起飞重量) 　　起飞噪音　　　　　　　　　　　　　　88分贝 　　进场噪音　　　　　　　　　　　　　　92分贝 ) g4 g1 O" {* X. n9 `# ^8 y5 ~9 w　　侧向噪音　　　　　　　　　　　　　　88分贝