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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)。 % Q! B1 z% V2 U- i9 j
设计特点 ; N' H3 J% X* i2 i3 `
“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。/ y: N* P! u5 y9 i0 S
“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。5 F+ q/ Y# P8 k: [2 x# B; U
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。
; |5 n" q2 L1 w 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。4 j" K: f0 D, V% A% O/ D2 ?
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 K" b( u3 B: ~& p9 A 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。
6 u4 C* s7 ]/ L. j' P 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。. O" w5 @) S) f) o; [+ X# J; X; R1 l0 \
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。: y* @- X' H, p& a6 H0 J E$ t1 k
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。) @4 T* H; C2 K, N* @6 L% a) t
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。
; C" F. Y* P# X# l$ I; E技术数据外形尺寸
! U1 _) j% j6 p) F9 m6 \% z" p- k! n 翼展 16.05米5 c; m! j+ Z) F A
展弦比 8.76 t9 F G/ V' |
机长 16.94米
. V* C+ z4 B+ _4 S( r! z 机身6 q% w: F, H4 o
最大宽度 1.57米* T4 I7 F. e( m" x! _ \
最大高度 1.905米* f$ f# m$ v3 S3 ~' w5 g5 {
机高 5.54米2 p* r; D+ [" _2 l C
机翼面积 29.40米2: B8 I( F3 u. e2 ~9 l
主轮距 2.77米
* n& v; x7 N; }' s8 u 前主轮距 7.34米/ T2 f& b' ~- @& ]+ T5 V/ g2 u5 H
客舱门
$ \9 t3 M! g# M 高×宽 1.37米×0.66米
; X9 U/ ~0 [! v) v' ? 应急出口
0 l% T. L2 r! p, H. _8 S 高×宽 0.69米×0.48米7 X7 R3 \5 K! g# o
内部尺寸
' b* {+ N+ T+ \4 S% F; ] 座舱8 ?. j7 P% _% r x2 x
长度(包括驾驶舱) 6.86米5 n$ k' s) U2 f
最大宽度 1.45米& I& F$ H- c6 ]1 R6 E
最大高度 1.70米
$ ~2 T5 Z2 f: @! n1 w5 S* |" k' u 行李舱容积 1.78米3
4 F* r0 S1 c/ [9 x3 ?2 b/ Y0 }重量及载荷(A:无远程燃油箱;B:有远程燃油箱)8 g" x# y! Q: C0 L1 i* ]
空重(基本)
! F7 i- t1 g. X1 c4 \0 Y A 5747千克
9 C, o& y0 Q' \$ P B 5793千克, G8 k5 s6 Q' X1 f" Z
最大可用燃油# ~/ N' x8 C% W( |
A 3901千克
( K! [6 z2 P5 L B 4205千克
9 l: O7 i* @% F4 p3 i 最大停机坪重量 10727千克
1 @+ @. b6 W ? ` 最大起飞重量 10659千克9 ?( A& z# P7 J4 z: J, Z: K
最大着陆重量 9389千克
?: C, n& s9 T( W S 最大零燃油重量 7257千克( y+ M8 ]' a( Q3 O- i
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)' ^, L: Q$ j$ i$ D! x
最大巡航速度(高度10670米) 876公里/小时
) ?# O" i3 \: R$ Q5 l 最大使用速度 667公里/小时) `. g! O. B( b' S5 c
失速速度(最大着陆重量)
$ D7 f7 a8 q: D+ E* v, x/ f 襟翼和起落架收上 206公里/小时% c3 H/ z# W D9 r# u2 J
襟翼和起落架放下 171公里/小时
; o* \2 H& \0 j" l& `2 x 最大爬升率(海平面) 1085米/分/ O, n4 Q. A4 f" K7 k7 u
最大爬升率(海平面,一台发动机停车) 335米/分
1 a4 @: X5 I7 f- J 最大升限 13715米% U9 o# O$ N# q* k
实用升限(一台发动机停车) 5485米
O; G% n' H/ c1 q. W. s 起飞平衡场地长度 1518米
' Q0 I9 b8 _; t5 m4 N' x 着陆场地长度(最大着陆重量) 806米
8 w& K+ @( l& U5 @' V o" L 航程(最大燃油、4名乘客和45分钟余油)
# n+ A* q$ K4 c I1 j M0.80 4651公里
) r; a$ z" ~) I; [ M0.72 5763公里# h5 W4 t+ N, n# k3 H' Y8 i1 V4 O3 N
噪音特性(美国联邦航空条例第36部,最大起飞重量)
7 M+ n9 b5 D, ~ w 起飞噪音 88分贝
& X7 }$ D* p! ~3 y& d5 H 进场噪音 92分贝
% v: z- K0 d9 [5 h$ A 侧向噪音 88分贝 |
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