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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。 " A9 S& x( f: i
设计特点 0 H1 d. J# O/ c1 R1 h
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。
l! x) X$ d* L1 b* Q- ~; R 机身 全金属半硬壳结构。2 ]7 j! E3 V( L" n
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。
3 W- ] y* L; z" f, T2 ] 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。
h8 z2 J7 d M3 ~1 h) Y* O" R 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。
5 F& N1 }3 }' t9 n/ r2 r5 q 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。
9 @( x) H( R2 B7 @3 C 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。 A6 e6 h( r6 R$ ]& y
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。 $ M9 c; d4 g2 @( n9 Z( U
技术数据外形尺寸
c) D4 V q- T6 m. `# Z4 m: e; P 机长 11.09米, y: E( P7 W' @! j: A% D5 j
机高 3.49米7 E: v' q' _, \8 Y& J% e" M
翼展 13.45米
2 L6 s' R6 ?4 @& x5 c# I; } 机翼面积 20.98米28 H, Y! f; b% ` o) ?9 [
主轮距 5.48米% O" L- @! p' P1 n
前主轮距 3.18米# K; [8 b* e: Z) c; X4 s) n
螺旋桨直径 1.94米) c7 t9 P( i# U) i
客舱门(标准)" Q3 g& r4 g0 ?9 F: {) y
高×宽 1.27米×0.61米) _# d; t( `0 u m; N
货舱门(选装)
* Z3 l, p( j* A 高×宽 1.21米×1.05米; C3 {0 V& l2 u7 E/ h+ z
内部尺寸
! z/ K0 }- E% R. o 客舱
1 N$ a& o& x2 L1 U 长度 4.83米
6 t4 Z1 W! {' A 最大宽度 1.42米
G, W' Q( @/ l/ ?8 P 最大高度 1.30米
" z; t) { Q( V/ o* ] 容积 6.30米3) `1 J6 m! V5 N! E" K
重量及载荷" T/ ~( j! k6 Z! K" |4 ~
空重
3 @$ Z6 M# S0 |% d) W. \ 行政机型 1859千克
e# @4 m" ]8 T9 O 多用途型 1872千克( l6 W/ `4 p6 U8 o2 y5 `
最大起飞和着陆重量 3107千克" q2 i7 M# d) Q
最大停机坪重量 3123千克
' f8 C! x- l- M/ p8 }- H. R 最大零燃油重量 2955千克$ D+ D# U I7 c! X8 S
最大翼载荷 1.45千牛/米2(148.1公斤/米2)
# T) ^9 Z* H8 V+ D9 h 最大功率载荷 6.42千克/千瓦(4.72公斤/马力)
) _( J3 ~) }% s* M- [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)
( ]. A0 s+ n/ L% A 最大平飞速度(高度4875米) 428公里/小时' M& ^, L4 v2 Y$ U+ V! K
最大巡航速度(72%功率)
G R1 ~9 |% ~) h4 T1 T 高度6100米 394公里/小时
" O# T3 w8 y1 T: }9 V$ M 高度3050米 359公里/小时
/ r, ?, G' ]& @, c 经济巡航速度5 ]6 V" X& u' a
高度6100米,带272千克可用燃油 304公里/小时
" H3 ~4 I5 q8 |( L) a: } 高度3050米,带561千克可用燃油 263公里/小时6 c% l" j& h# y& r+ w* X5 M3 Z
失速速度(慢车状态)
t: G- R& m" p A$ n2 h 襟翼收上 145公里/小时
- l5 F3 U- K" p) V% d& `+ g 襟翼放下 126公里/小时, r" U! k: h/ B4 @7 B9 l
最大爬升率(海平面) 7.37米/秒; J3 M9 P) C7 D; m
爬升率(海平面、单发) 1.53米/秒- W3 X8 s- j- j. f( O2 J
实用升限 8200米
. i, H9 O% @4 k4 |8 s 实用升限(单发) 4510米
4 C' I/ s$ D; N5 J& l6 f9 m2 D 起飞滑跑距离 537米
& W! w' o5 l6 E. j% ?( I! E& |) N 起飞距离(至15米高) 669米+ d! g( ~3 J) {) B+ ?7 G4 I
着陆距离(自15米高) 757米
0 y2 ?6 F' S$ r! C1 n$ U% C 着陆滑跑距离 332米
J! n0 @8 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)$ x: q; W) f: h2 _3 r
72%功率,高度6100米,带272千克可用燃油 671公里
( B9 v: z6 P9 a& A 72%功率,高度3050米,带561千克可用燃油 1695公里
: I) }2 ^- S0 {5 B5 r 经济巡航功率,高度6100米,带272千克可用燃油 850公里
; V4 L$ ?. J6 ~( x6 c 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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