Cessna-441

帅哥

概况 　　“征服”II是美国赛斯纳飞机公司研制的一种5/11座、座舱增压、双发涡轮螺桨式行政机。1974年11月15日，赛斯纳飞机公司宣布它正在研制一种介于当代双发活塞式行政机和涡轮风扇式行政机之间的一种双发涡桨式行政机441型(Model 441)。该机原名“征服”，1983年起改名为“征服”II。原型机于1975年8月26日首次试飞。至1987年12月31日止，共交付了360架。单价179.5万美元(1986年)。1987年底已停产。 设计特点 0 }1 T: l5 l: Q/ @" ]　　赛斯纳飞机公司为使“征服”II具有较高的性能，采用了为满足该公司的高空高速要求而专门研制的加雷特公司TPE331-8-403S涡轮螺桨发动机，大展弦比胶接机翼和高强度摇臂式起落架。 3 Z- s5 h+ b7 A" b _% [. W3 \　　从第116架生产型飞机起，“征服”II装了发动机扭矩和温度自动限制装置、螺旋桨同步定相器、操纵客舱门上面部分的冷气作动筒、新型低压燃油加压泵和燃油压力开关。从第173架起，定型飞行高度增至10670米，采用了驾驶员速戴氧气面罩，并可选装柯林斯公司带电子显示的无线电、双变流器装置和本迪克斯公司DRD160彩色雷达显示器。从第195架起，用麦考利公司螺旋桨取代哈策尔公司螺旋桨，每个减重5.2千克。 : Y, l2 o0 q1 X8 v7 a　　机翼　悬臂式下单翼。翼根处翼型NACA23018，翼尖处翼型NACA23019。机翼内段上反角3°30′，外段上反角4°55′。安装角翼根处2°，翼尖处-1°。机翼内段为满足美国联邦航空条例第23部破损安全要求的全金属三梁式结构，外段为双梁结构。液压操纵轻合金结构富勒式后缘襟翼。左副翼带配平调整片。可选装冷气除冰装置。 　　机身　轻合金全金属半硬壳结构。 　　尾翼　悬臂式结构。后掠式垂直尾翼。水平尾翼上反角12°。方向舵和每个升降舵上都有大的调整片。 　　起落架　单轮液压收放前三点式。主起落架向内收入机翼，前起落架向后收起。应急放起落架靠压力为138×105帕(140公斤/厘米2)、可再次充气的氮气瓶。赛斯纳飞机公司油－气减震器。所有起落架都为摇臂式。克利富兰公司主轮无内胎，轮胎尺寸22×7.75-10，胎压6.55×105帕(6.68公斤/厘米2)。前轮有内胎，轮胎尺寸6.00-6，胎压3.45×105帕(3.52公斤/厘米2)。克利富兰公司单圆盘式液压刹车。有停放刹车装置。 x$ H, y! \3 m) i' Z3 n　　动力装置　两台加雷特公司TPE331-8-403S涡轮螺桨发动机，单台功率降低至474千瓦(644马力，4875米高度以下)。哈策尔公司HC-B3TN-5E/T10178B-11三桨叶恒速全顺桨可逆桨距螺旋桨或麦考利公司3GFR34C60T/93JA3螺旋桨。总油量1823升，其中可用油量1798升。每个机翼上表面有加油口。滑油容量14.2升。 　　座舱　增压和空调座舱内容纳驾驶员和4～10名旅客。每侧6个矩形舷窗。舱门位于左侧机翼后方，分上下两段，下段带登机梯。客舱右侧机翼上方有应急出口。机头行李舱两侧都有行李舱门。最多可载行李680千克。选装件包括点心柜、盥洗室、写字桌和立体声音响系统。 　　系统　增压系统最大压差0.43×105帕(0.44公斤/厘米2)。可选装容量为8.4×106焦耳或16.9×106焦耳的氟利昂空调系统。用于操纵襟翼和起落架的液压系统压力120.7×105帕(123公斤/厘米2)。刹车另用一套液压系统。电源系统包括2个28伏200安直流起动/发电机和装在机头舱内的2个24伏22安小时镍镉电池。电子燃油控制系统。装容量为0.31米3的氧气瓶，也可选装容量为0.62米3或3.25米3的氧气系统。 7 l) @) }: v& ~5 E% [　　机载设备　标准电子设备包括霍尼韦尔公司的2套通信、导航、下滑信标点和指点标接收机、无线电罗盘、测距设备、无线电磁指示器、应答器、400系列编码高度表、1000系列综合飞行控制系统和C-14罗盘系统等。标准设备包括电子钟、2个人工地平仪、航向陀螺、外界气温表、转弯倾斜仪、2个爬升速度表和燃油油量表等。 技术数据外形尺寸 1 Y9 O" s/ a& w　　机长　　　　　　　　　　　　　　　11.89米 " ~1 u4 r1 e3 ~+ X2 b　　机高　　　　　　　　　　　　　　　4.01米 1 ~% S( }+ v9 t- B　　翼展　　　　　　　　　　　　　　　15.04米 　　展弦比　　　　　　　　　　　　　　9.5 5 B, }* L& b9 M　　机翼面积　　　　　　　　　　　　　23.56米2 - y) R4 P( V' p: L! U7 K　　主轮距　　　　　　　　　　　　　　4.28米 2 S% f2 c, L2 V& A: j- D　　前主轮距　　　　　　　　　　　　　3.81米 5 u% r; p# j7 r E, h% ~0 c　　螺旋桨直径　　　　　　　　　　　　2.29米 2 V: L" \% n# X8 h9 K　　客舱门 2 C8 F' `$ J- X7 k7 H　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　1.30米×0.64米 & u3 ?4 U/ w$ b7 k, I　　应急出口 　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　0.67米×0.58米 & z/ C" _+ t$ O- m; D4 o　　机头行李舱门 6 J' b, ~! [1 ~# Z! ~3 A　　　最大高度　　　　　　　　　　　　0.41米 2 X7 z# U" d: n　　　宽度　　　　　　　　　　　　　　0.86米 S4 L3 H/ n, H9 f内部尺寸 　　客舱 5 h! u' q. ~( Y% |6 e0 s　　　长度　　　　　　　　　　　　　　5.71米 ' f. O3 I& A: M' _6 R) R7 H　　　最大宽度　　　　　　　　　　　　1.41米 5 T$ U5 I& Q; J! g2 G' @　　　最大高度　　　　　　　　　　　　1.29米 重量及载荷 　　空重　　　　　　　　　　　　　　　约2631千克 3 S! b8 m5 c+ J6 S　　最大可用燃油重量　　　　　　　　　1444千克 　　最大起飞重量　　　　　　　　　　　4468千克 　　最大着陆重量　　　　　　　　　　　4246千克 　　最大停机坪重量　　　　　　　　　　4502千克 　　最大零燃油重量　　　　　　　　　　3855千克 ) E$ c/ I: E' B) E+ c& I1 _5 Y: H( n0 k　　最大翼载荷　　　　　　　　　　　　1.86千牛/米2(189.6公斤/米2) 　　最大功率载荷　　　　　　　　　　　4.79千克/千瓦(3.52公斤/马力) / j* z. X; {0 T- b" r) ^* I( Z性能数据(除注明者外，均在最大起飞重量时) 　　最大平飞速度(高度4875米)　　　　　　　　　547公里/小时 8 y1 g6 u, \( A& E) v　　最大巡航速度(巡航中点重量，高度7315米)　　543公里/小时 　　经济巡航速度(巡航中点重量，高度10670米)　 480公里/小时 　　失速速度(修正空速，慢车状态) 　　　起落架和襟翼收上　　　　　　　　　　　　167公里/小时 , Z# z8 r& B9 a2 h　　　起落架和襟翼放下　　　　　　　　　　　　141公里/小时 　　最大爬升率(海平面)　　　　　　　　　　　　12.37米/秒 　　爬升率(海平面，单发)　　　　　　　　　　　3.63米/秒 3 ]8 U3 K7 R) f& t" `; `: E　　实用升限　　　　　　　　　　　　　　　　　>10670米 　　实用升限(单发)　　　　　　　　　　　　　　6515米 　　最大使用高度　　　　　　　　　　　　　　　10670米 　　起飞滑跑距离　　　　　　　　　　　　　　　544米 - l4 S& B% K( S" O7 z　　起飞距离(至15米高)　　　　　　　　　　　　751米 ; v0 n! z- Y- ]0 n" O$ S　　着陆滑跑距离　　　　　　　　　　　　　　　334米 ) l: u+ k% w. M- R( R3 \　　着陆距离(自15米高，最大着陆重量)　　　　　572米 　　航程(带1444千克燃油，最大巡航功率，计及发动机起动、滑行、起飞、爬升、下降和45分钟飞行用余油) 　　　高度7620米　　　　　　　　　　　　　　　2909公里 / V+ l; m) M; i+ `: u2 [　　　高度10670米　　　　　　　　　　　　　　 4064公里 0 w1 q8 {/ }5 | D　　航程(最大航程功率，其它条件同上) # r1 B! b: e. K) `& _) o+ Y% y, U　　　高度7620米　　　　　　　　　　　　　　　3363公里 　　　高度10670米　　　　　　　　　　　　　　 4245公里