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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)。
, h& D. e- `( Q2 c7 q n1 G设计特点
$ I e' `8 @) B “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。
2 E4 A" |& k5 F" I" v% x9 d “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。: N' F7 a* A3 @8 l& r$ F
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。
, [6 X. |9 i# A& \ 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 W% Y# l' K& S9 ~) l7 ]+ m 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。
; r8 y5 f5 u& G2 w9 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。. w( `. `6 L7 [& S u
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。
( ?6 E2 V4 c7 C- e; H, | 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。$ L2 N) ~0 ^# _! E
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。! n7 I& W; W' Z
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。 & N6 ?, R- `$ K& i4 B* i! B! j, p2 T
技术数据外形尺寸
' U/ i# e# E) ~: ~% w5 {& {. b 翼展 16.05米
" N8 s1 p6 [7 V7 u4 m f 展弦比 8.76
6 F) M. B3 J' E" F* A 机长 16.94米3 p# C9 [3 L+ i- C
机身
7 G% `, l- H6 K3 y. S7 V1 t' N& k 最大宽度 1.57米
* Y/ c5 ^ D; _; W/ [ 最大高度 1.905米$ I P1 D$ m5 `! Q) g0 r8 R
机高 5.54米
4 o' C% q8 o, @ B3 P! R 机翼面积 29.40米2
9 ]+ z3 O. N! L9 w0 } ?7 [. t 主轮距 2.77米
' A Y" K; k& s: W' Y! Y3 U 前主轮距 7.34米8 G$ R1 X; n3 ?2 h
客舱门# ?, t* y2 Y6 q n5 W U
高×宽 1.37米×0.66米% [% k# D6 ~8 n6 H; R# B* Z
应急出口: z: _2 Y. Q* l+ a
高×宽 0.69米×0.48米# _' `7 s9 S: F% E
内部尺寸
- p! x" ^7 m$ f( K$ }$ L( N; } H1 Q2 B 座舱
- r2 c9 ~3 c& o6 c% M% W$ B 长度(包括驾驶舱) 6.86米7 I! k5 f. A( X8 q
最大宽度 1.45米) O4 Y. `. T; y; S0 R. p
最大高度 1.70米
`7 j( G' Z% S7 u 行李舱容积 1.78米3* }$ L; \" Z0 T: d
重量及载荷(A:无远程燃油箱;B:有远程燃油箱)6 I- l& t q$ X' H
空重(基本) A9 G4 C, e; Y, r; c* F
A 5747千克
) t1 |2 @# z$ ?) E0 B6 Q8 U B 5793千克/ C5 O; E( U7 T# y" |* X3 }
最大可用燃油
7 N% z# R3 g# J6 U5 ~0 ~: u& a9 K A 3901千克
# Q1 e: }# V7 `* d% |% ~ B 4205千克
; T* L. Z' d1 y3 w- F1 x3 c3 P 最大停机坪重量 10727千克1 L& f6 M! v$ S4 d: O, Q) k) w
最大起飞重量 10659千克
7 z* o# M# t ?8 |/ K 最大着陆重量 9389千克
6 g+ {/ m6 l, x. c. E. u 最大零燃油重量 7257千克
s# h' c' P( d' N3 M. E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)
k: t& ]% u, w6 m 最大巡航速度(高度10670米) 876公里/小时( Z4 e5 G) \% T. ]; v
最大使用速度 667公里/小时: Z o4 }: j* ?. a2 Q3 b
失速速度(最大着陆重量)
- v1 ^) y G% T( E. m' X/ \ 襟翼和起落架收上 206公里/小时+ ]; o2 Q# d2 S5 M8 v
襟翼和起落架放下 171公里/小时
6 q! e* x8 \; f2 m- e% k, O' L& f, r' N 最大爬升率(海平面) 1085米/分0 A* I5 A7 A# F2 S: U4 N" r' P
最大爬升率(海平面,一台发动机停车) 335米/分( I- B, Q4 P' o& r, W F- o( g
最大升限 13715米) i' F9 W% q" ~% K
实用升限(一台发动机停车) 5485米
8 P$ `3 q( s: S% s1 i' N 起飞平衡场地长度 1518米
% q+ ]! c( Q* Z( r! x* @ 着陆场地长度(最大着陆重量) 806米
n8 [; m+ C- f- j* F# Q4 f 航程(最大燃油、4名乘客和45分钟余油)# O& @( h) [7 O& ~& B: a4 H
M0.80 4651公里
7 q& q; Y: ~! y M0.72 5763公里& R- b! U$ E. S* |7 j; p
噪音特性(美国联邦航空条例第36部,最大起飞重量)
3 G5 v# F; \# o6 b4 ^ A, @' ~ 起飞噪音 88分贝
8 y6 C: f' O+ ^' @ C3 u; |4 K 进场噪音 92分贝( U4 H+ n2 q9 x( c
侧向噪音 88分贝 |
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