DHC-8

帅哥

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。 4 Q* s- v# j/ k& J　　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。 　　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。 　　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)。 　　DHC-8有如下型别： 　　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。 6 Q3 Z# H2 N8 j　　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。 　　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。 　　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。 * Q: V4 I0 f& C, C设计特点 ; p* c) e" [7 f3 {　　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％。 : @+ F8 }1 q% J　　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。 9 X9 L( i! \& D E t) H+ q. \　　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。 ! }3 ?3 V2 J. V" `　　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。 　　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)。 　　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。 　　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。 2 }$ q3 m6 a: P6 z　　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。 　　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。 4 _2 `. s' D# O' O技术数据外形尺寸 ) m/ O- s m; G# m: s+ H8 r( U　　翼展　　　　　　　　　25.91米 　　机长　　　　　　　　　22.25米 　　机高　　　　　　　　　7.49米 　　机翼展弦比　　　　　　12.35 　　机翼面积　　　　　　　54.35米2 ( E6 J- ~9 E9 s( j* T8 @7 M　　主轮距　　　　　　　　7.88米 }0 P: h4 W: N/ S: Q4 n7 V" `　　前主轮距　　　　　　　7.95米 　　螺旋桨直径　　　　　　3.96米 　　螺旋桨离地距离　　　　0.94米 * J0 {3 u3 }. i　　螺旋桨和机身间距　　　0.76米 　　客舱门(前、左) 　　　高×宽　　　　　　　1.65米×0.76米 . \( ~6 z" P& ]6 B/ u8 [　　行李舱门 # e: o; I! k* h　　　高×宽　　　　　　　1.52米×1.27米 内部尺寸 3 J8 N4 E2 G) [1 U, [ q　　座舱 　　　长度　　　　　　　　9.17米 　　　最大宽度　　　　　　2.49米 W0 r/ m* k/ B/ P @; z E# q- U　　　最大高度　　　　　　1.94米 9 w; u, ]! f$ C! c7 D6 c　　　容积　　　　　　　　45.3米3 　　行李舱容积　　　　　　8.5米3 重量及载荷 2 [2 T+ s4 p9 M& Q1 ]& i　　使用空重　　　　　　　10250千克 ( u/ D. f+ N! l* X Q( ?( y　　最大可用燃油(标准)　　2576千克 ; y+ P- `8 O1 y; [% [8 h　　最大商载 　　　载客　　　　　　　　3810千克 　　　载货　　　　　　　　4240千克 ) M f4 h' F8 W/ z8 q　　最大停机坪重量　　　　15740千克 ) T, K$ z$ U P- w* z7 _; m% v　　最大起飞重量　　　　　15650千克 　　最大着陆重量　　　　　15375千克 # n1 v+ e' A8 |; b　　最大零燃油重量　　　　14060千克 - y/ k e6 \5 b3 R7 M　　最大翼载荷　　　　　　2.82千牛/米2(287.95千克/米2) 　　最大功率载荷 　　　-102　　　　　　　　5.25千克/千瓦(3.86公斤/马力) 　　　-103　　　　　　　　4.88千克/千瓦(3.59公斤/马力) 性能数据(-102，95％最大起飞重量) ( M; K2 g4 u: U; v0 t　　最大巡航速度 　　　高度4575米　　　　　491公里/小时 ' ^ ^: A$ H& N% H( r7 l7 O* G8 x　　　高度6100米　　　　　489公里/小时 　　失速速度(襟翼放下)　　134公里/小时 　　海平面最大爬升率　　　7.9米/秒 : o( m3 @& X0 L　　合格审定升限　　　　　7620米 　　实用升限(单发)　　　　4575米 ; \6 }. u; J$ f% i　　FAR25部起飞场长(海平面、襟翼放下15°) , A& g3 |) r& L. G1 A4 I: E　　　标准大气　　　　　　940米 　　　标准大气+15℃　　　 1000米 　　FAR着陆场长(海平面，最大着陆重量，襟翼放下35°)　　　908米 $ N; x0 d9 w/ c　　航程(标准燃油，仪表飞行规则余油) $ a' m* M- m) H `3 M9 O( i　　　全载客量　　　　　　1520公里 　　　2720千克商载　　　　2038公里 噪音特性(FAR36部，ICAO附录16) 　　起飞噪音　　　　　　　81分贝 4 s* H8 M/ n( v" R　　侧向噪音　　　　　　　86分贝 　　进场噪音　　　　　　　95分贝