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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。 1 Q2 c% u+ ^9 X7 N1 I
设计特点
5 L3 `4 _8 o7 Z0 t8 E( h5 E 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。/ B& l* g3 U/ y2 Q; `
机身 全金属半硬壳结构。, {/ P' [& M- ~# a9 t
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。
' C+ Z$ g0 S. _1 W6 m9 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。
( k1 g1 G7 E2 S. r: z8 i x 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。4 i- ^1 t# q1 f+ d
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。# B! H' r* K4 }9 {1 w& P
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。7 M0 p7 x# t1 i& X
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。
0 l4 t' F$ f! ?& n C0 u) f技术数据外形尺寸
D9 p! b8 p( T: t( V3 \ 机长 11.09米, @3 w7 e2 _) m& w
机高 3.49米
1 B& L- G+ T, t( p, e! j 翼展 13.45米
2 f- H; m% {- q' B: p 机翼面积 20.98米2; S7 N) j$ H( u; P* }
主轮距 5.48米3 u. A$ A; ^. j5 U8 _
前主轮距 3.18米
% ~6 r4 s: z2 o5 @ 螺旋桨直径 1.94米' A2 B, n& D/ d- U& I8 u
客舱门(标准)
- ^6 h$ @8 [6 k% r 高×宽 1.27米×0.61米6 d% }& B) i1 f: s4 I$ @
货舱门(选装)
4 C7 i5 `! m* p 高×宽 1.21米×1.05米. ~ q- y6 K% ?3 ?, f9 ?; \
内部尺寸
5 ^2 t% q9 Y' y8 m2 C+ e 客舱
2 p, C& {, |2 e% M5 A5 [' [( c! F 长度 4.83米
$ F' m" F3 m M4 ^ 最大宽度 1.42米8 i" V9 _6 k. q- M' H
最大高度 1.30米5 n. I3 l3 S% s( R# ^( g6 f2 m. U
容积 6.30米3
- o& R( v) h+ X& R! p3 d8 G& b重量及载荷
* m7 Q- Y& b9 E" f8 W* H4 P% y" y 空重
6 x# E$ @* d9 ?( |4 d2 g, V 行政机型 1859千克
+ ?* c0 a& Z1 o; W5 u 多用途型 1872千克
1 H% Q+ I0 f) ?( u5 m& R 最大起飞和着陆重量 3107千克
0 }4 v1 g: L! N: Q, l( { 最大停机坪重量 3123千克% e# E/ M; D9 e' C9 G- t8 R' L
最大零燃油重量 2955千克+ s" S) f1 V) G3 e
最大翼载荷 1.45千牛/米2(148.1公斤/米2)3 k7 |$ p2 A( v, d; ^
最大功率载荷 6.42千克/千瓦(4.72公斤/马力)
+ r% Q: C! A/ p* K/ z1 T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)
+ I* q. [& f! z5 A9 o1 P 最大平飞速度(高度4875米) 428公里/小时8 t* Z8 h% m. g6 \/ m
最大巡航速度(72%功率)
* c1 i6 {6 x+ ^1 z 高度6100米 394公里/小时) p. l, A. s# G/ Q' m
高度3050米 359公里/小时' ~- Y) X# Y- U7 _1 [$ V2 j
经济巡航速度6 Y: E/ J" X& d- \
高度6100米,带272千克可用燃油 304公里/小时
6 T- y1 `6 Q: O- R- C 高度3050米,带561千克可用燃油 263公里/小时# n7 Q! f) B: H7 c" D6 S
失速速度(慢车状态)
% h0 Y( W/ F; {5 o% T: g 襟翼收上 145公里/小时4 Y1 [1 o* O" A
襟翼放下 126公里/小时
/ @1 O' w4 t: u' \; W: Q4 w, j 最大爬升率(海平面) 7.37米/秒
/ p, q4 k; Q7 l$ e, A6 L/ I! B 爬升率(海平面、单发) 1.53米/秒' s; D8 B( V6 F/ _
实用升限 8200米
$ ]* b; V \; F' G9 X 实用升限(单发) 4510米+ d [% Y: n$ Y% f6 B/ @) d
起飞滑跑距离 537米7 @6 s/ H0 @* P, C
起飞距离(至15米高) 669米
5 [& {1 w4 n5 J0 \& b7 g* K 着陆距离(自15米高) 757米0 s! \' i& j; ]
着陆滑跑距离 332米
2 _) R* O- W- W. h, z9 m+ A 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 q! e- x; W# } E3 i& b% `! a
72%功率,高度6100米,带272千克可用燃油 671公里
' Y! l0 W; a7 d. X/ Y& w! b 72%功率,高度3050米,带561千克可用燃油 1695公里
1 Q0 _1 O/ N) L0 b4 U1 e) D0 T7 l 经济巡航功率,高度6100米,带272千克可用燃油 850公里
5 {$ \+ x6 T/ f* D- n/ B! G# k 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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