IAI1125

帅哥

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)。 - n0 u( x! K: G9 y4 K2 A# b+ k9 x设计特点 　　“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。 ! \1 h6 H# a. m# m' n5 [　　“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。 　　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。 7 v' W0 `! l2 ]2 R) ?　　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。 _$ h+ C. z/ A) ~) ]　　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。 　　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。 ' i2 h3 d4 d; O0 i! V1 ^4 S　　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。 　　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。 8 `& A" U( j/ X　　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。 7 V/ u0 [- m) G" K　　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。 技术数据外形尺寸 7 M7 g3 v- `+ e" H　　翼展　　　　　　　　　　　　　　　　16.05米 , h, `3 P1 ?3 {' p　　展弦比　　　　　　　　　　　　　　　8.76 　　机长　　　　　　　　　　　　　　　　16.94米 ; A1 f" i- s" M2 |* c: `　　机身 　　　最大宽度　　　　　　　　　　　　　1.57米 　　　最大高度　　　　　　　　　　　　　1.905米 1 k' o& S& D; l　　　机高　　　　　　　　　　　　　　　5.54米 ' Q- K, X/ T" j/ I7 Y/ @. k　　机翼面积　　　　　　　　　　　　　　29.40米2 ( b# t" a: ]' y- a# k　　主轮距　　　　　　　　　　　　　　　2.77米 + b1 E6 x( \1 o7 Z　　前主轮距　　　　　　　　　　　　　　7.34米 　　客舱门 , @/ `& J5 t' [4 L$ J　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　　1.37米×0.66米 　　应急出口 # [" m- ~7 \ L( {　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　　0.69米×0.48米 6 D5 d3 K7 i$ w( i, P内部尺寸 " A. w7 h' z/ b0 ?7 i X# A5 z4 x+ y# u　　座舱 　　　长度(包括驾驶舱)　　　　　　　　　6.86米 　　　最大宽度　　　　　　　　　　　　　1.45米 : [% I# t1 X, ^3 E　　　最大高度　　　　　　　　　　　　　1.70米 　　行李舱容积　　　　　　　　　　　　　1.78米3 重量及载荷(A：无远程燃油箱；B：有远程燃油箱) 3 V- a" H) |5 g, b! h　　空重(基本) # X; G2 S& A- p% y　　　A　　　　　　　　　　　　　　　　 5747千克 B% o8 t& o9 V: {: b+ h( c　　　B　　　　　　　　　　　　　　　　 5793千克 　　最大可用燃油 　　　A　　　　　　　　　　　　　　　　 3901千克 ) O# l# W. y" S( g　　　B　　　　　　　　　　　　　　　　 4205千克 　　最大停机坪重量　　　　　　　　　　　10727千克 　　最大起飞重量　　　　　　　　　　　　10659千克 4 G( O* k% ^4 q1 r; ?; B　　最大着陆重量　　　　　　　　　　　　9389千克 9 ]( q0 g4 J" X6 N; y1 E! k9 k! r　　最大零燃油重量　　　　　　　　　　　7257千克 0 c. A1 p; U& P S) G' M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) 3 M. g7 N l; T( \　　最大巡航速度(高度10670米)　　　　　 876公里/小时 ! e( N' K+ r1 d　　最大使用速度　　　　　　　　　　　　667公里/小时 ( D' G0 ]7 o7 o% m" O　　失速速度(最大着陆重量) 1 O. E" W- m* u. M　　　襟翼和起落架收上　　　　　　　　　206公里/小时 　　　襟翼和起落架放下　　　　　　　　　171公里/小时 , I7 Q" R" D: z　　最大爬升率(海平面)　　　　　　　　　1085米/分 - p$ ^- w5 e- Z0 m5 k9 e　　最大爬升率(海平面，一台发动机停车)　335米/分 ' l2 U4 ^7 M- G9 A5 B" ?; B" P# U' H　　最大升限　　　　　　　　　　　　　　13715米 & b* _; Q9 |$ |6 M　　实用升限(一台发动机停车)　　　　　　5485米 : s% O5 F/ d9 b9 {1 q　　起飞平衡场地长度　　　　　　　　　　1518米 ! _1 c0 r' j5 h9 U　　着陆场地长度(最大着陆重量)　　　　　806米 　　航程(最大燃油、4名乘客和45分钟余油) 　　　M0.80　　　　　　　　　　　　　　 4651公里 7 L# f" h. U ]7 a: \+ K: ]) p+ C　　　M0.72　　　　　　　　　　　　　　 5763公里 8 Y2 G. P5 P0 F9 j噪音特性(美国联邦航空条例第36部，最大起飞重量) 　　起飞噪音　　　　　　　　　　　　　　88分贝 9 l( @$ T' z k& V+ l x; S" ^　　进场噪音　　　　　　　　　　　　　　92分贝 2 h( z' b- m0 _9 O8 @　　侧向噪音　　　　　　　　　　　　　　88分贝