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概况 赛斯纳402是美国赛斯纳飞机公司研制的双发活塞式9/10座客货两用型运输机或6~8座行政机。1966年推出了这种飞机,同年9月20日取得美国联邦航空局型号合格证。该机客舱内部布局可快速转换,且地板为加强的胶接蜂窝结构,使它可从10座支线客机快速转换成轻型货机。1971年12月8日,赛斯纳飞机公司宣布进一步发展其402飞机,把最初的402飞机改名为402“多用途飞机”(Model 402 Utililiner),增加了一种402“行政机”(Model 402 Businessliner)。1975年10月29日,研制成了上述两种飞机的II型。1978年又推出了402III型。1980年前后,生产型编号改为402C。1985年停产。至1985年12月31日,402各型共交付了1540架。 8 R2 B1 m" O+ C" `
设计特点
& V7 y0 h3 o+ ?; p& @" X8 W; ]( x9 @ 机翼 悬臂式下单翼。飞机中心线处翼型NACA23018(修形),中、外段连接处翼型NACA23015(修形),翼尖处翼型NACA 23009(修形)。外翼段上反角5°。安装角翼根处2°30′,翼尖处-0°30′。轻合金全金属双梁结构(带模压翼肋和展向桁条加强的蒙皮)。外翼段为胶接结构。全金属副翼和电操纵开裂式襟翼。左副翼有调整片。可选装冷气除冰装置。
3 [! V5 k3 A& J; b2 @% q 机身 全金属半硬壳结构。4 W! ~8 ]1 G# N) U
尾翼 悬臂式全金属结构。垂直尾翼1/4弦线后掠角40°。固定安装角水平尾翼。方向舵和右升降舵有调整片。可选装冷气除冰装置。
8 I* k7 u7 L2 g1 a 起落架 单轮液压收放前三点式。主起落架向内收入机翼,可转弯操纵的前起落架向后收上。收上后主轮处无舱门。应急放起落架装置由压力为138×105帕(140公斤/厘米2)的氮气瓶供压。油-气减震器。加重型机轮。主轮胎尺寸6.50-10,胎压4.83×105帕(4.93公斤/厘米2)。前轮胎尺寸6.00-6(6层),胎压2.41×105帕(2.46公斤/厘米2)。克利富兰公司加重型液压刹车。有停放刹车装置。5 E b' Y1 Q: {& ]0 h. t7 H) r, J6 {& F
动力装置 2台大陆公司242千瓦(329马力)TSIO-520-VB卧式六缸涡轮增压活塞式发动机,各驱动一副麦考利公司0850334-34型带整流罩的三桨叶恒速全顺桨金属螺旋桨。可选装螺旋桨同步定相器、自动回桨装置和电除冰装置。机翼整体油箱总容量808升,其中可用总油量780升。每个机翼顶部有一加油口。滑油量24.6升。% k9 B$ x8 J/ F/ p8 O9 ?/ }2 L) f
座舱 驾驶舱内并排两个座椅。双操纵。多用途型客舱有4个单座座椅和2个双座座椅。行政机型客舱标准布局为4个单座座椅,也可选装6个单座座椅,客舱后部有点心柜。带登机梯的客舱门在客舱中部左侧。客舱右侧有一应急出口。可选装货舱门和驾驶舱门。行李存放在客舱后部、机头舱和每个发动机短舱后部,总行李重量680千克。客舱有加温和通风设备。有风挡除雾装置。
! n# y* K. f& O% k+ C1 E 系统 电气系统由2台24伏50安交流发电机和1个24伏25安小时电池供电。可选装28伏100安交流发电机。压力121×105帕(123公斤/厘米2)的液压系统用于起落架收放。机轮刹车另有单独的液压系统。氧气系统容量1.25米3,也可选装容量为3.25米3的氧气系统。装有带47.5×106焦耳汽油加热器的加热和通风系统。可选装空调系统。 V( H0 x; B _* Z
机载设备 可选装的电子设备包括2套1000系导航/通信系统、伏尔/仪表着陆系统、无线电罗盘、下滑信标台和指点标接收机、区域导航系统、测距设备、AM-100无线电高度表、Primus 200(或RDR-160、RDR-160XD、RDR-230HP)气象雷达和无线电话装置。
% |, u5 @; N6 H9 G" n+ [技术数据外形尺寸$ q+ j$ h, k" A/ X: S y* _
机长 11.09米+ ?8 o# u2 [, ]1 |) w# {
机高 3.49米; y T1 D; _" C& W) t
翼展 13.45米1 \" i. p& V* J0 H+ c
机翼面积 20.98米2$ e; }$ i: R; e0 R( m1 N
主轮距 5.48米
4 C' b" F: y; Y$ ?/ H 前主轮距 3.18米
$ u* Q* a2 [9 U" e* A 螺旋桨直径 1.94米5 w" {7 R/ z S1 p8 O3 O7 O
客舱门(标准)
3 i) P; C6 f1 { 高×宽 1.27米×0.61米! w: t" F* K- Z! n4 s
货舱门(选装)( A+ K# k) H! h
高×宽 1.21米×1.05米
% Y6 C7 o* ~( y+ l/ p内部尺寸
. w" ^( P/ a1 a2 l5 w 客舱* G/ p: Z, X) Y: j, F |" }
长度 4.83米2 Q# _0 M/ X, J1 d& C+ B# G
最大宽度 1.42米 X( a1 \6 t' h3 c. z
最大高度 1.30米
9 D. ]4 O) t6 O" ~5 Z 容积 6.30米3
* ^5 G' l% _ @, g3 K: L; l1 s重量及载荷
8 O6 c; v4 w, p" C 空重+ F- h a3 B; @8 t
行政机型 1859千克
4 J7 t, e' W# l* V9 r! X 多用途型 1872千克
- ~ w& s" }6 S b 最大起飞和着陆重量 3107千克1 \/ P# y' P. n" l8 j( l
最大停机坪重量 3123千克
, n& F' \, J1 q! o2 o9 Q, ?3 J 最大零燃油重量 2955千克
4 M3 r# v0 m7 r, [ 最大翼载荷 1.45千牛/米2(148.1公斤/米2)
0 n8 f1 v' A# V. w. d1 m' a2 N 最大功率载荷 6.42千克/千瓦(4.72公斤/马力)
0 S- @! s$ k! C C, a性能数据(除速度是在平均巡航重量时外,其余均在最大起飞重量时)
9 s$ L- J+ s+ d" Z2 V 最大平飞速度(高度4875米) 428公里/小时
: |6 f( G* D1 |. b) @* |- @+ k 最大巡航速度(72%功率)
( n& j' P2 k* F) \; M) E- Y 高度6100米 394公里/小时
6 |0 t" k3 [3 H7 \2 e 高度3050米 359公里/小时1 V3 g* M6 y" ]# z( ]
经济巡航速度
4 |, A$ W2 `! x( ] 高度6100米,带272千克可用燃油 304公里/小时" {' R/ R/ l1 Y" N+ g
高度3050米,带561千克可用燃油 263公里/小时
; E* J! E/ k+ [ 失速速度(慢车状态)
, V" f2 t( Y1 D3 _% e 襟翼收上 145公里/小时3 \9 s5 w2 e3 P2 @2 B3 ^. H
襟翼放下 126公里/小时 G* |' ~) K1 C! u* v1 Q' }2 [" @
最大爬升率(海平面) 7.37米/秒- j0 y! a( E X) q
爬升率(海平面、单发) 1.53米/秒; u Z- ?; j" ]/ i! B* T3 T0 }% V; F6 B
实用升限 8200米$ l( ]4 @0 ~* f0 E
实用升限(单发) 4510米% @, s2 ~7 L% l8 T0 T6 x) H
起飞滑跑距离 537米/ j# ]3 G6 z9 D
起飞距离(至15米高) 669米* M' M7 n K2 B- A
着陆距离(自15米高) 757米( ~6 U9 s! _/ X2 J5 f, I: C* q
着陆滑跑距离 332米
2 V. i n4 N6 C4 z1 k5 W9 P+ O 航程(按建议的贫油状态供油,计及起动、滑行、起飞、爬升、下降和45分钟飞行用余油)0 ~5 l2 l; @) X: h8 S0 ~* S5 Z: d' d
72%功率,高度6100米,带272千克可用燃油 671公里
' G* @# \ ~+ z; F, K 72%功率,高度3050米,带561千克可用燃油 1695公里
( Y! W6 _6 F! K 经济巡航功率,高度6100米,带272千克可用燃油 850公里
9 Q% _ N5 Z8 w1 J% M 经济巡航功率,高度3050米,带561千克可用燃油 2354公里 |
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