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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)。
5 {! {0 i: u E' F$ F, c( O, @: n/ \设计特点 , m+ p( K6 `% x2 }, j* ^- D
“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。" G' ^3 x& }5 T# s+ z+ P7 P& i
“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。1 b( p% ?& f3 D" \
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。
: N- G' I* ]9 a+ r/ X$ ?. |" i! l 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。! K5 @/ B* t I# \: `
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。 z% M( x1 f/ P8 U6 d! V
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。2 t8 y. |& S* W$ M' v6 l$ [
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。! j6 U7 F1 G* I w. q
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。; m; k; K) i9 i( `; _! U; c
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。( p4 E, r' {3 f [+ E2 k2 W
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。
7 u1 z) m* G4 {# `) {技术数据外形尺寸
' {1 w+ V* V3 h+ q0 o) l: _" O 翼展 16.05米; A' {$ G% L, a4 v
展弦比 8.76
+ G [# _" W- O2 p2 ?9 G! f 机长 16.94米0 z9 r1 }% Q t7 L
机身! g9 c. Y/ t/ S' v0 ]3 ~
最大宽度 1.57米: F9 o% L0 Z! y/ d8 c
最大高度 1.905米0 |1 U/ _- Y G- l2 y1 E. _. x
机高 5.54米
) _2 I, E! R3 j+ x3 m 机翼面积 29.40米2 H8 _' M4 E0 g. Q& M" p! [
主轮距 2.77米& d9 q+ S- e: ~; w
前主轮距 7.34米; g7 Z' ]- [. G* K# i' L/ ?7 ~+ D7 d
客舱门
9 Y5 C" l7 s ^) { 高×宽 1.37米×0.66米
J% Q- d f( a4 b9 N0 E 应急出口+ h$ r6 N( ~$ e% N- V4 E+ n
高×宽 0.69米×0.48米
! }5 l3 ]% q7 s4 z内部尺寸
; u. M1 t( g0 K 座舱
# o y) \& O% D- R6 V 长度(包括驾驶舱) 6.86米
) ^" y$ Q9 k$ D2 v: F1 R8 ^ 最大宽度 1.45米& p3 f: M1 Z! J6 _ S& t
最大高度 1.70米
4 F$ \6 T$ _4 t9 ] e& T' O 行李舱容积 1.78米3
+ @' }& b4 S8 @& W- ^重量及载荷(A:无远程燃油箱;B:有远程燃油箱)6 ^9 _$ k- w: C& w6 @' V) l
空重(基本)6 v6 d; V' S0 g4 ~. ~& Z2 z
A 5747千克
- M( p. Y. h( A% g1 m/ s4 i B 5793千克7 m* o$ N9 ^: a+ }
最大可用燃油4 e! c; N; R& G- \( Z! y% \- [
A 3901千克
! k; j* R$ b$ x0 _ B 4205千克
& K8 Q+ }4 B+ h# ?( b 最大停机坪重量 10727千克) d' H: z$ s& E- D0 u% w! ^! _) Z
最大起飞重量 10659千克. D6 J) Y% R3 x
最大着陆重量 9389千克
% q+ ^; K6 z0 Z0 H+ Q0 I 最大零燃油重量 7257千克- R! O+ C8 h, P ^# f. V' |
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)
# N/ k( m; k7 h1 Q6 B8 b+ M' F 最大巡航速度(高度10670米) 876公里/小时2 c' t7 O4 r1 `* t
最大使用速度 667公里/小时
& x% n! R) l6 D m" s7 g 失速速度(最大着陆重量)
, C% f: d, R. G3 v& U 襟翼和起落架收上 206公里/小时, ]; B% A6 ?3 K9 B
襟翼和起落架放下 171公里/小时
6 M6 U+ D; H* ?+ x 最大爬升率(海平面) 1085米/分) o, F7 n# A) J( R* p% n( G' I
最大爬升率(海平面,一台发动机停车) 335米/分# A4 G2 M7 W# N" K
最大升限 13715米
% a, \& L6 x& M" A 实用升限(一台发动机停车) 5485米- o1 n+ d3 i. T* \% N
起飞平衡场地长度 1518米
8 I5 Z4 O* k& H% A 着陆场地长度(最大着陆重量) 806米
! h) ]3 P$ _8 l9 i 航程(最大燃油、4名乘客和45分钟余油): {* _, J) q. M" t
M0.80 4651公里
! K) D# N3 |" S5 b+ e+ p5 s( o s M0.72 5763公里2 |1 Y! T5 y2 I
噪音特性(美国联邦航空条例第36部,最大起飞重量)
R2 I: s7 [* M. c8 m) _# | 起飞噪音 88分贝! \0 [2 j/ l8 t, y+ t; r4 U8 \8 S
进场噪音 92分贝% j. d( U0 \0 }
侧向噪音 88分贝 |
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