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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)。
& c$ M" K/ C& d& |2 J" h- @3 d N设计特点
: I/ E0 R% |9 _5 p2 M _/ C “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。: r: ]6 b2 D4 t1 T) _
“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。
% A$ N L% t+ K 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。9 M7 j: e! Z! |9 o6 d1 l9 t* g
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。$ z, r, E6 d0 n2 T- Q0 ?
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。
# O9 u* y# l" P6 ~. i+ E 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。! Z% }. Y3 o, x5 R9 |( m2 h6 N8 O
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。
) @3 p8 d9 p7 W' c: S 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。
9 c! e7 U) H: n6 W 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。
* r$ k: v1 P2 j9 M 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。 0 j$ X2 ]7 v1 _$ o% L3 ~
技术数据外形尺寸 n, ?5 l, b& \2 l5 _/ L: r
翼展 16.05米
3 j6 A `: T8 K. L5 A8 {- x; E0 n9 m, ? 展弦比 8.76 u r# o' B6 S- T, `( ~
机长 16.94米* f. F/ p7 M% W
机身
7 a2 c0 B0 g0 ]+ i3 ` 最大宽度 1.57米
6 j* p9 {! n9 B 最大高度 1.905米
2 m$ e3 c% z# q2 v' ?, s+ o- f. u 机高 5.54米
2 z: e) x/ c/ g5 Y `" P8 @1 n 机翼面积 29.40米2
* [, B( g0 T1 |4 ?! m$ s0 o 主轮距 2.77米 \8 ^0 j# M" E
前主轮距 7.34米
& ~4 q& o/ w, M8 x 客舱门
) O9 O7 z* n& o( C- i; U' Q 高×宽 1.37米×0.66米
' y% f d4 ]3 |9 G) g7 E7 r 应急出口. O% X/ P6 o5 W+ F; ?2 O
高×宽 0.69米×0.48米. K- F6 W+ g- p5 V5 i
内部尺寸4 M0 j- e; \0 _ ? I
座舱
' K5 G# g) ]- w- a9 v1 h& I 长度(包括驾驶舱) 6.86米
# ~$ S( Y6 k) g1 M# ~8 w2 o 最大宽度 1.45米9 `, h0 G- {$ c9 a) x
最大高度 1.70米
4 }+ y, g+ ?8 B9 F$ C/ \( w( p 行李舱容积 1.78米34 k) Z5 Z7 ~; _3 E3 [2 i
重量及载荷(A:无远程燃油箱;B:有远程燃油箱)
& k9 i7 E& P5 p5 |* c2 o 空重(基本)
1 t( s% w- B3 ]8 N& t& |: v$ \ A 5747千克7 i! @$ B6 u" c
B 5793千克$ b& ?0 N5 q2 i4 x% ?) ]6 z
最大可用燃油
4 R( X9 [/ h) D3 N A 3901千克5 p5 g- h# i8 X8 q) N
B 4205千克; Y, z/ Z; N2 ]# _/ P% b
最大停机坪重量 10727千克; ~1 C; {! r- S
最大起飞重量 10659千克
" G/ v* I( b9 B/ A0 M' i- E4 q 最大着陆重量 9389千克# x1 D3 _2 \# c0 G) {* y$ U
最大零燃油重量 7257千克
1 l" N. v+ X0 D8 {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)
# Y& y- X2 G q; B$ ` 最大巡航速度(高度10670米) 876公里/小时
9 K ^+ i1 \/ \ 最大使用速度 667公里/小时1 U& \- U6 ^' I9 G- @
失速速度(最大着陆重量)
* [9 Z+ z0 \: w- @# Z5 } 襟翼和起落架收上 206公里/小时- A( a3 q/ \6 B
襟翼和起落架放下 171公里/小时6 z% b9 C& w; j7 ~
最大爬升率(海平面) 1085米/分
' o0 d& Z" t3 n 最大爬升率(海平面,一台发动机停车) 335米/分2 s. P. L' d5 c- l2 k2 A& y% r
最大升限 13715米, V- |$ T% p ^/ T
实用升限(一台发动机停车) 5485米3 n2 v" e3 k, S4 L7 Q$ `
起飞平衡场地长度 1518米2 a$ @- t8 R# z/ c
着陆场地长度(最大着陆重量) 806米. ^/ A' w7 X5 a; }% x- P# _: [
航程(最大燃油、4名乘客和45分钟余油)
. M2 @* T) t8 o- B* k! O0 z M0.80 4651公里
2 P( A4 U& A; p* _ M0.72 5763公里+ m) h4 m, W; Y* L2 s9 j
噪音特性(美国联邦航空条例第36部,最大起飞重量)0 o2 p: [' g ?' D
起飞噪音 88分贝
5 u; {. {, c8 t 进场噪音 92分贝9 W5 e4 o+ ]- I. L, e
侧向噪音 88分贝 |
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