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 L; b5 ]; R6 F8 Z2 Q4 p) ?设计特点 　　“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。 　　“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。 　　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。 0 m8 J1 C7 ?' \# H2 l$ T# a　　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。 4 l5 [( v2 s" V* n( ]; \& d　　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。 & j/ c5 {* r+ V( u0 ~1 ^0 c% G/ M% e　　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。 ! e5 B- R# \6 |% E: L# 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。 　　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。 - [ i5 I P" |% ]* q　　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 　　展弦比　　　　　　　　　　　　　　　8.76 　　机长　　　　　　　　　　　　　　　　16.94米 0 @+ L' f9 r# R; |, S0 ^+ ~4 f　　机身 * e, R l: d9 v9 S6 Y! p　　　最大宽度　　　　　　　　　　　　　1.57米 # F8 N2 B( t" T g　　　最大高度　　　　　　　　　　　　　1.905米 　　　机高　　　　　　　　　　　　　　　5.54米 　　机翼面积　　　　　　　　　　　　　　29.40米2 　　主轮距　　　　　　　　　　　　　　　2.77米 　　前主轮距　　　　　　　　　　　　　　7.34米 ! F4 s$ K4 s$ H) B　　客舱门 4 l2 Q3 L& {; F! W" u0 |' U　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　　1.37米×0.66米 % U7 F" Z* S6 E1 \　　应急出口 0 F8 Q( P1 l& ?4 \$ m' E　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　　0.69米×0.48米 内部尺寸 　　座舱 . k6 [* A7 }3 U$ M9 i- q0 Y, s2 m" L! d　　　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 3 [6 c: r# }' s5 U+ h重量及载荷(A：无远程燃油箱；B：有远程燃油箱) / o- H5 B, J# E# g# N- _: k　　空重(基本) : W( q$ Y; X$ D4 G# I. C/ x　　　A　　　　　　　　　　　　　　　　 5747千克 ( W# v5 i8 l+ Z2 y　　　B　　　　　　　　　　　　　　　　 5793千克 　　最大可用燃油 　　　A　　　　　　　　　　　　　　　　 3901千克 ) @8 o" Q( Q' v3 m {0 s2 g　　　B　　　　　　　　　　　　　　　　 4205千克 : r+ V6 U# [0 S$ M# C5 o　　最大停机坪重量　　　　　　　　　　　10727千克 　　最大起飞重量　　　　　　　　　　　　10659千克 $ @( D+ k4 ~. ?3 V& |. I　　最大着陆重量　　　　　　　　　　　　9389千克 4 v" }1 W4 ?" R6 S　　最大零燃油重量　　　　　　　　　　　7257千克 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 　　最大使用速度　　　　　　　　　　　　667公里/小时 3 x. ?! [7 q7 O3 R　　失速速度(最大着陆重量) % Z6 F1 e3 J+ y　　　襟翼和起落架收上　　　　　　　　　206公里/小时 3 G% U0 @8 L Q* o　　　襟翼和起落架放下　　　　　　　　　171公里/小时 　　最大爬升率(海平面)　　　　　　　　　1085米/分 3 k0 W# O4 K% n/ ?+ q; ]3 ]% d7 N　　最大爬升率(海平面，一台发动机停车)　335米/分 　　最大升限　　　　　　　　　　　　　　13715米 　　实用升限(一台发动机停车)　　　　　　5485米 　　起飞平衡场地长度　　　　　　　　　　1518米 　　着陆场地长度(最大着陆重量)　　　　　806米 　　航程(最大燃油、4名乘客和45分钟余油) 　　　M0.80　　　　　　　　　　　　　　 4651公里 3 L7 S8 e# c" y9 S' o　　　M0.72　　　　　　　　　　　　　　 5763公里 5 F4 @. d1 z3 |0 ]5 m' v噪音特性(美国联邦航空条例第36部，最大起飞重量) 1 v5 p0 I/ B# a" e* ]" t! W5 S6 J7 ^0 {　　起飞噪音　　　　　　　　　　　　　　88分贝 　　进场噪音　　　　　　　　　　　　　　92分贝 + k! K: `( z8 | _　　侧向噪音　　　　　　　　　　　　　　88分贝