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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)。 ' N+ B; D2 G7 J7 H" a4 C: p! X
设计特点
# H, t, Q* o% @ “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。$ A# e( O0 d, C. `8 ?2 T; j0 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。
* |4 n$ R" K8 p) r 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。
# a' E+ X+ `0 {* Y- O/ q 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。
) q/ ~" |5 I9 O$ \' B 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。
9 g `( q/ }1 g/ X, E: R) x 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。
. C1 b; x! k. V8 w7 Q" Q) C 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。; m. W2 Y6 H3 K b5 J
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。
- r; Q* K; ?5 L" Q 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。! P# G. B; W; t4 l) ^+ |
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。
- [( ?; X, V9 z( A技术数据外形尺寸: T. z1 d5 b2 ?
翼展 16.05米2 K4 R9 I1 [' V) U* ]
展弦比 8.76% T$ O7 o* A8 L0 j7 z; ~- t" c" l
机长 16.94米$ A1 Z$ F3 h4 w! @# K: @; D& h: ^
机身
# `( }- b7 J+ A: J9 p 最大宽度 1.57米
' ?! m0 o& `, r* T: C. L 最大高度 1.905米1 r8 `$ b' A3 K L) |8 b' u: K! b
机高 5.54米
8 u' [. b1 c# h6 z( I( K& o 机翼面积 29.40米2
/ F/ `: P" G0 m4 Y' N @' T 主轮距 2.77米$ E$ D" Q" \( q' V y
前主轮距 7.34米
9 ]+ z/ z" I. v/ \+ P 客舱门
A- G# R8 Z4 w0 m 高×宽 1.37米×0.66米
: x( C; W* E9 U' f3 L4 b 应急出口
7 c, g; J# h5 y 高×宽 0.69米×0.48米
7 z; L% ]- w2 ~8 E6 p4 c内部尺寸 \7 g# F- l) [% ?
座舱
! W% d+ f5 `% w 长度(包括驾驶舱) 6.86米
: p/ z; f" C/ y4 [5 ] 最大宽度 1.45米8 Y) t6 b- Q7 ?" S+ D# D7 ? ]! D
最大高度 1.70米
6 d% y6 y- B( |1 c- W! J, O4 W 行李舱容积 1.78米3) C- r6 M: T& D9 g; M" G
重量及载荷(A:无远程燃油箱;B:有远程燃油箱)
6 b6 K( z/ O& ?1 m$ o 空重(基本)
! D5 v7 _. c* C k A 5747千克
' B0 |8 O3 E- r7 o9 D, E/ X/ ~ B 5793千克# Y2 B! z( j6 G4 V9 b$ H' e0 N
最大可用燃油
I, M6 Q4 Z! F. k A 3901千克: ?: x/ g: h/ C! P6 D
B 4205千克
, z/ r8 I9 t0 _& w 最大停机坪重量 10727千克
& m' m3 f1 p+ U2 a 最大起飞重量 10659千克- |# |7 X1 S) y5 Z# t$ e+ r
最大着陆重量 9389千克
! e ?) ^+ G$ k0 I 最大零燃油重量 7257千克0 E p) _# C9 K" L' e3 K/ Q
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); f( r9 b! l# ?* e/ K
最大巡航速度(高度10670米) 876公里/小时
7 r- r4 I( A. r, X; W1 s$ Y& G 最大使用速度 667公里/小时- R% t" {( c7 @ ^* m: |- d1 w
失速速度(最大着陆重量)- l! W$ U2 B# R0 r9 g/ L
襟翼和起落架收上 206公里/小时4 c! U4 m# w/ F
襟翼和起落架放下 171公里/小时5 C! U G# L' w" d: G
最大爬升率(海平面) 1085米/分
: y$ @) H3 h+ | 最大爬升率(海平面,一台发动机停车) 335米/分0 W6 P* R2 _* B( K
最大升限 13715米8 p0 H: f. Z6 o" S
实用升限(一台发动机停车) 5485米
% Q+ b8 H( G$ ?% |, ] 起飞平衡场地长度 1518米! p4 _& D9 t1 y' v
着陆场地长度(最大着陆重量) 806米+ ~( v9 a# H) S4 t; Z; P$ `
航程(最大燃油、4名乘客和45分钟余油)
8 G w/ j; p. `/ _5 T M0.80 4651公里
: ]: L% t6 @+ g' o# V. t4 _6 z! `- i M0.72 5763公里
: `/ w+ F* R9 x. _7 k1 G噪音特性(美国联邦航空条例第36部,最大起飞重量)
+ A& w' l& ?" n" H: t& H, g j 起飞噪音 88分贝4 t- M" x' G% H h0 M: k
进场噪音 92分贝) [* O! ], a" r0 [5 n" Q, ^
侧向噪音 88分贝 |
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