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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。
d; q! T9 h W设计特点 ) |/ {& u4 O, }% [; y$ ]3 ^
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。7 A4 O( N! a' B a
机身 全金属半硬壳结构。
! {) J. i6 j& q! A 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。
+ y. f! k( W. A0 P0 J 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。% ]' }/ t, F, w0 Q" T" h# }. i& L
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。, O/ _! w* ~5 k3 O; _) m% w
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* f2 _# |% t! w
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。
8 q9 _. @( V; A0 \7 p ]1 ^! g n/ y 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。
% S4 c6 ^7 O$ `9 B* u技术数据外形尺寸
/ u7 l! K7 g X% L7 J" u 机长 11.09米4 X Q# u8 N! c4 O5 c
机高 3.49米; E$ c1 m5 ^' @9 B
翼展 13.45米3 n4 A/ ~+ d/ M* c9 W: U/ [
机翼面积 20.98米2
& m! G7 [7 ^* _6 _9 g5 ^$ ^ 主轮距 5.48米: A4 i5 H: G- S5 R' Q. r/ D) i* U7 h8 N
前主轮距 3.18米
8 E5 g" j' U: A 螺旋桨直径 1.94米
6 }% W# `( D h- G" h: F7 W 客舱门(标准). t( x, t8 `& N' g
高×宽 1.27米×0.61米/ \0 i: s4 L x9 E5 ~
货舱门(选装)3 n; Y4 q7 N% a+ j; i) S$ O/ o
高×宽 1.21米×1.05米
- t. z8 \! e" |内部尺寸
" |) J: E( X. P1 ^9 z& Z5 A 客舱( G% |; L3 x! r2 Y0 y
长度 4.83米
4 Q g$ W/ p5 i; { @ 最大宽度 1.42米
, }$ c3 L9 Q. @ 最大高度 1.30米/ d) l* ], R8 B/ ^
容积 6.30米3
0 J0 [) Y( q7 G* f/ J重量及载荷
2 e4 y: m/ n- l) K 空重
& u- E0 ~1 x6 |5 p% l7 [1 i 行政机型 1859千克
5 E6 C* b2 Q( X% v 多用途型 1872千克
1 Y5 K* R8 H" v 最大起飞和着陆重量 3107千克* [- e; R9 p% p i1 j, a
最大停机坪重量 3123千克' }# R" ]* p+ Y/ i. T
最大零燃油重量 2955千克5 \2 S: W( [- c' A
最大翼载荷 1.45千牛/米2(148.1公斤/米2)
- E. Z" t% i$ m: D4 e) H) t 最大功率载荷 6.42千克/千瓦(4.72公斤/马力)
: Q% o. h$ v0 g8 R+ K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). h2 ~6 v1 z8 i6 m
最大平飞速度(高度4875米) 428公里/小时* i5 \6 k2 A/ U, H9 h
最大巡航速度(72%功率)
5 b$ D7 v, j7 V; S 高度6100米 394公里/小时
% Z4 p T% {: r: u 高度3050米 359公里/小时
( J% K# S- U( v 经济巡航速度, U7 F7 m/ s1 i( s, \
高度6100米,带272千克可用燃油 304公里/小时
6 d4 c7 O' T; y4 I 高度3050米,带561千克可用燃油 263公里/小时6 F9 y9 m$ R! x- p+ ~
失速速度(慢车状态)9 a" D. t: }5 u" f: _$ U$ p0 P
襟翼收上 145公里/小时
* e: j% [: P8 a( B# i, z 襟翼放下 126公里/小时
1 T! N7 _, L) `2 a% s1 J 最大爬升率(海平面) 7.37米/秒8 p! {+ o( j3 N8 y0 O7 i2 {. O
爬升率(海平面、单发) 1.53米/秒
0 `+ j- {% O* E2 M' D 实用升限 8200米8 m& Q4 B% Z4 i1 b
实用升限(单发) 4510米
# G: Q7 A1 h) [ l 起飞滑跑距离 537米
' c: E$ O9 E: B" V1 z 起飞距离(至15米高) 669米
; B, p& D/ r$ y* Z* H 着陆距离(自15米高) 757米
8 I9 h7 d% O# P# l. J: M; k 着陆滑跑距离 332米0 Y V) G% R& R0 V$ W# m, h8 e
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). P* d0 M+ F! l( S2 D5 {: P# Z( b) m
72%功率,高度6100米,带272千克可用燃油 671公里
: U8 g( y5 s( |- ^2 j3 ~ 72%功率,高度3050米,带561千克可用燃油 1695公里
. \8 e9 `( l* b0 s 经济巡航功率,高度6100米,带272千克可用燃油 850公里
; L' e1 I' e$ X" c" L 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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