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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。
5 V4 O4 V/ I! d, q% Y% \! | 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。$ k4 v% b# O- E: d& D0 O! y) z
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。8 g! S' {, Y% e$ ?
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)。
% l. _- w5 G/ [9 f DHC-8有如下型别:
; F K- z& ^$ C( S 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。, N: ~9 p1 _( O1 |
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。! H* K& f, D8 H/ N
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。) ^" H4 ]& G a0 l
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。
9 t, J& F" {8 t! s$ B: k& \设计特点 3 K7 t( \+ _$ m. E, ?( T" ^
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%。7 L+ m- q7 ~, G$ f4 B
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。
# y$ s5 ^9 ?& b% T; K 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。+ }4 ^& B. [6 X9 |
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。
9 P$ P+ _. b7 l4 @$ c 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)。
9 ^% w n T5 Z3 p) N* M 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。1 R- Q# |0 V" V, H9 P
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。- ` K6 g0 Z k$ [4 L" ?
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。( E, [+ M& \$ I2 R8 ~! M
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。
: W/ n! w+ Y* Q5 [( \4 I- R/ Z, N技术数据外形尺寸 E7 ]2 h- ? n: q. ]' D
翼展 25.91米
# O2 B' H% D6 g+ @# J 机长 22.25米
; f! G) \% U# Y4 x5 j 机高 7.49米- z) S5 w! P# N, F+ f
机翼展弦比 12.35) E/ Z1 H2 m( G
机翼面积 54.35米2
, `, G. ^8 Z' [ p w# h+ d 主轮距 7.88米- P$ o1 d8 o- H- n6 C8 [4 P
前主轮距 7.95米
; w* T: k+ Z/ S( C 螺旋桨直径 3.96米
5 F j$ u( V8 ~ 螺旋桨离地距离 0.94米: Y, Q5 O! r5 m& d! ~: p d& q8 @
螺旋桨和机身间距 0.76米- e5 }0 B/ E4 f/ [" f; Y
客舱门(前、左)6 f+ U: ]" _: W( u, r3 L4 G2 {
高×宽 1.65米×0.76米! R+ r# ]( M: U! [& ] C7 |2 T
行李舱门. j Y$ y- @/ `( d; y
高×宽 1.52米×1.27米
+ h8 {8 R4 |- L7 g内部尺寸
; W' P$ g( y2 p6 P 座舱* h' q/ x1 E3 g% m E+ N
长度 9.17米* g$ a8 E) d! n- u f6 t: H
最大宽度 2.49米
$ e! t) F* i: B" a/ Q0 G 最大高度 1.94米5 X8 w2 o9 E! v. E6 C* L
容积 45.3米3; \3 q$ \7 x9 t5 L! u( @
行李舱容积 8.5米3
# I2 V2 t/ S9 [- y重量及载荷
2 {( S! |1 [ }% R! i9 { 使用空重 10250千克- t+ t$ g& z& d' X" R, T, p
最大可用燃油(标准) 2576千克5 A# y+ O& `2 f. @# j
最大商载
: K- |0 W, N/ O' _& J' x 载客 3810千克) W- _7 c# T. d
载货 4240千克$ n( D+ q& M; V3 y, [
最大停机坪重量 15740千克 w* w! N! [( W* |$ o
最大起飞重量 15650千克
" y' K$ _' t& p& t% a1 L* j 最大着陆重量 15375千克: }7 ^4 J$ s0 P( V$ }% o
最大零燃油重量 14060千克. B# c2 w1 E5 o! j# G
最大翼载荷 2.82千牛/米2(287.95千克/米2)$ D( [3 `! U- m3 a* D: ? p1 I% d9 ^
最大功率载荷
l- H- m4 g' `! f6 T -102 5.25千克/千瓦(3.86公斤/马力)2 X4 `! l9 P t7 {8 e9 r
-103 4.88千克/千瓦(3.59公斤/马力)
% [0 C, d& l+ U; x! |性能数据(-102,95%最大起飞重量)% t0 i8 }/ g7 `& ~" l6 N; l+ x
最大巡航速度
$ Y f7 y8 \& j1 X# S/ ? 高度4575米 491公里/小时$ Y! S1 F7 Z+ y) i2 B5 X& t
高度6100米 489公里/小时
' m, h' D1 B1 f7 R- h2 z i 失速速度(襟翼放下) 134公里/小时" w' ]' K u, k) E8 e' H/ I
海平面最大爬升率 7.9米/秒2 a/ [# `0 x3 a: [' O/ e% z3 s4 f7 ^
合格审定升限 7620米
# T; U' O+ K' K4 W( W 实用升限(单发) 4575米
1 p$ O, Q/ e3 P FAR25部起飞场长(海平面、襟翼放下15°)
/ P) O k5 a5 Q4 | 标准大气 940米) U( I% V& P" z5 @! a" B# C# e7 m
标准大气+15℃ 1000米7 J+ A% r* y# | x- x5 X
FAR着陆场长(海平面,最大着陆重量,襟翼放下35°) 908米
4 X7 ^% V" B0 [, e% E 航程(标准燃油,仪表飞行规则余油)& A0 g4 |5 F) f9 }
全载客量 1520公里
. e. }9 o6 F" A+ _/ p 2720千克商载 2038公里
% I" x0 E9 x, |7 P* m3 \噪音特性(FAR36部,ICAO附录16)
$ B$ I2 F$ s1 z; S0 Z# h* n8 j 起飞噪音 81分贝
2 F# ?( V; m4 e% O3 ~+ s) b+ U 侧向噪音 86分贝
: J# l* x8 p3 m+ e 进场噪音 95分贝 |
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