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)。 5 \3 h, t- j/ C) l8 D. A, z' N设计特点 - R7 U2 r5 s3 }6 a* u5 H' x　　“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。 $ {/ X1 |0 e2 |. X5 F$ Y　　“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。 # C3 ~/ P( `3 e" y" U2 ]0 V# ?9 v　　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。 　　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。 ! N8 \0 P( Y( [8 f　　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。 $ E: f8 X# L+ b　　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。 U( Y2 k9 n- i7 s6 M　　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。 / g) y9 i+ L8 o4 ?3 c, }1 v　　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。 ! R2 t7 i% _: c+ q7 M, R/ l　　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。 　　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 　　翼展　　　　　　　　　　　　　　　　16.05米 * Y: d5 b8 j4 }6 Y$ d4 q) H- O　　展弦比　　　　　　　　　　　　　　　8.76 1 X9 {/ V" o" S& U) G　　机长　　　　　　　　　　　　　　　　16.94米 7 g3 p$ e- V. a; v3 k: \　　机身 3 b5 l4 X4 |5 Z" b' M8 N( Q　　　最大宽度　　　　　　　　　　　　　1.57米 　　　最大高度　　　　　　　　　　　　　1.905米 　　　机高　　　　　　　　　　　　　　　5.54米 　　机翼面积　　　　　　　　　　　　　　29.40米2 - _8 C4 O, F4 q; [: A　　主轮距　　　　　　　　　　　　　　　2.77米 ; p j j+ W+ X* Y- C+ g　　前主轮距　　　　　　　　　　　　　　7.34米 + k6 K2 q4 \" k/ V2 h/ H　　客舱门 　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　　1.37米×0.66米 / I% v8 |% p6 z. W( t　　应急出口 　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　　0.69米×0.48米 6 l0 f! l$ X G- w( y内部尺寸 4 h* h8 p H) _$ l5 Y# X　　座舱 : F+ r0 d5 E& S5 U　　　长度(包括驾驶舱)　　　　　　　　　6.86米 　　　最大宽度　　　　　　　　　　　　　1.45米 　　　最大高度　　　　　　　　　　　　　1.70米 　　行李舱容积　　　　　　　　　　　　　1.78米3 4 i8 N1 L% e; M: p9 v2 @重量及载荷(A：无远程燃油箱；B：有远程燃油箱) 　　空重(基本) 　　　A　　　　　　　　　　　　　　　　 5747千克 6 R: e% e! j7 C% b* U$ R' w" m　　　B　　　　　　　　　　　　　　　　 5793千克 　　最大可用燃油 5 ?. P- D9 q* _　　　A　　　　　　　　　　　　　　　　 3901千克 2 I9 ?7 J8 z9 e5 u7 b- \5 H5 ^　　　B　　　　　　　　　　　　　　　　 4205千克 　　最大停机坪重量　　　　　　　　　　　10727千克 % o' y* r) h$ M% O　　最大起飞重量　　　　　　　　　　　　10659千克 & c4 l! D1 s# }2 ?" l, D! k　　最大着陆重量　　　　　　　　　　　　9389千克 # l. b1 d h& j1 A( e+ X0 R% s2 F/ }　　最大零燃油重量　　　　　　　　　　　7257千克 " N5 @& a3 E J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) 　　最大巡航速度(高度10670米)　　　　　 876公里/小时 & a- I; i4 I3 P- s4 ?2 o　　最大使用速度　　　　　　　　　　　　667公里/小时 8 ]3 b4 ?. M0 l y( @: d5 d7 b　　失速速度(最大着陆重量) 　　　襟翼和起落架收上　　　　　　　　　206公里/小时 $ _8 H) L* x. S, G( Y/ _) D1 b+ U　　　襟翼和起落架放下　　　　　　　　　171公里/小时 ! @7 b' Q( ^" ?3 I" P　　最大爬升率(海平面)　　　　　　　　　1085米/分 ; q, `: q5 m" }/ L2 z　　最大爬升率(海平面，一台发动机停车)　335米/分 / a' H: w% s# d4 h( z　　最大升限　　　　　　　　　　　　　　13715米 3 X U' K; p# `/ t7 x7 f5 L4 }; x　　实用升限(一台发动机停车)　　　　　　5485米 a2 }* m! b* Z: `1 ]　　起飞平衡场地长度　　　　　　　　　　1518米 , G9 k p/ G% F* b+ f" e　　着陆场地长度(最大着陆重量)　　　　　806米 : b. Y1 L; T+ n$ M8 v( y　　航程(最大燃油、4名乘客和45分钟余油) " S$ f; T1 S' E9 n% j; o　　　M0.80　　　　　　　　　　　　　　 4651公里 ) y. u/ i" @0 z4 p4 ]8 B5 w　　　M0.72　　　　　　　　　　　　　　 5763公里 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 . |; c0 L" o4 n t( m　　进场噪音　　　　　　　　　　　　　　92分贝 , |2 F; u* O8 ~. n6 {% |3 K# n( V j　　侧向噪音　　　　　　　　　　　　　　88分贝