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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。
: _! G4 e2 ^# M设计特点
' e. f+ I4 J" F( e j) e 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。
# W7 D$ m5 a; C7 w2 R/ G) Y 机身 全金属半硬壳结构。) r8 B* X% g$ Q: K5 j. e
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。: d6 W3 P. n1 i7 `
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。
9 J& c( k6 U* T) g$ p 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。6 R2 ~6 z5 @) m" ~6 F/ z0 }
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。! j+ w# ]0 h8 q/ O; p" ~: |
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。5 m2 Y8 N! o3 |
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。 : D8 @0 W5 {: e! w1 o
技术数据外形尺寸
- |" [! q) \) c/ c* z 机长 11.09米' v1 ~4 d4 H* h" P' W- |% V
机高 3.49米
1 o1 T+ n8 {' y! V4 X5 h. p7 ^ 翼展 13.45米
- v. K, q; K9 K+ M( D# d1 L 机翼面积 20.98米2/ l% x& F2 P6 P( L1 s- N- M9 ?( A
主轮距 5.48米
, j$ M+ S. E, k2 d( a% W) W" l3 J 前主轮距 3.18米
0 ^( z4 p9 |1 f, z& x; R$ E 螺旋桨直径 1.94米" E4 ^8 M2 R9 d; d! C
客舱门(标准)* y! J9 Q- l' x5 V! e
高×宽 1.27米×0.61米 V$ E2 g4 }7 p: k
货舱门(选装)
4 t1 ^: r; g4 C3 ] 高×宽 1.21米×1.05米
, C3 Z9 C K# M/ Z7 l" |1 x2 Y6 T内部尺寸
0 N H9 k: ]& m$ e 客舱" C* t' g& w5 X- l+ B
长度 4.83米( P- j0 j; X$ a1 J. O
最大宽度 1.42米
' J2 I7 u5 d. R) u 最大高度 1.30米$ r2 V b+ c6 p' g6 L9 C
容积 6.30米36 d. \6 o/ B( Z$ b3 T1 s
重量及载荷/ f5 l& f. Q( B
空重
* R) A# ]0 k+ j$ b" B! f H7 D$ K 行政机型 1859千克% [4 i- u! \$ i
多用途型 1872千克
5 B% E+ z p& u 最大起飞和着陆重量 3107千克. w# w" N: q* w- P. m. i
最大停机坪重量 3123千克, i- |- U/ i) i$ v8 l
最大零燃油重量 2955千克; c$ l# n9 K& U! J% ?
最大翼载荷 1.45千牛/米2(148.1公斤/米2)
' s' A6 u: D% }' x$ n3 g+ s 最大功率载荷 6.42千克/千瓦(4.72公斤/马力)0 b1 x5 ^' Y3 Z& V) k2 x
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)
. b @7 p2 W" j& j& Z 最大平飞速度(高度4875米) 428公里/小时8 J7 T- ~) L# l% M+ I& Q9 X
最大巡航速度(72%功率)* w5 E0 ~4 s: e1 e
高度6100米 394公里/小时4 _7 W0 x `! m& x7 p. ~! R
高度3050米 359公里/小时
- }' }. _& `0 g$ X( Y( e 经济巡航速度" x- P% Q0 v0 i6 m1 h
高度6100米,带272千克可用燃油 304公里/小时
; Y( K% Z5 A4 N9 h 高度3050米,带561千克可用燃油 263公里/小时
4 {; w( n5 R; p1 H/ T/ c 失速速度(慢车状态)" W2 a# A: T) `% i0 j- _6 g
襟翼收上 145公里/小时: P, B2 _- R0 Z
襟翼放下 126公里/小时
/ J0 q2 X; N! q; M! R 最大爬升率(海平面) 7.37米/秒
9 z3 S' H+ R) p% a) }# o 爬升率(海平面、单发) 1.53米/秒
6 J& Y ^( |' Z! c2 N# Q. f$ q; E0 L 实用升限 8200米* N3 A( E2 H) |* A* z# l
实用升限(单发) 4510米
7 c/ I D4 }' L& X; F1 O3 o 起飞滑跑距离 537米
8 M) j4 E' P* G 起飞距离(至15米高) 669米3 G8 C, C; L9 v1 v; U
着陆距离(自15米高) 757米
6 n2 H$ @: k% m0 J! D 着陆滑跑距离 332米
7 p; b" k6 L9 a* D! P9 a1 o, Z 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 e( i9 D9 Z8 A) g
72%功率,高度6100米,带272千克可用燃油 671公里1 d* {& J& `, G) b. O2 h
72%功率,高度3050米,带561千克可用燃油 1695公里% F, ^- Q1 |/ V4 f4 y
经济巡航功率,高度6100米,带272千克可用燃油 850公里
1 F5 |% H A; z% \ 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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