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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。 " n$ ?; z- p. }
设计特点 3 u3 l/ D* _! M- L! k& Z
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。
# a3 i: o2 ]) c% d' i8 f* f0 K 机身 全金属半硬壳结构。
4 }+ ?2 n3 A, C) j# f% d3 M- | 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。1 v2 f+ x7 v3 c' B g$ 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。' i+ P9 `3 U9 s: l8 T; \: c
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。
2 i& q3 ?2 M4 k& H 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" r0 h C* S- z2 `# [) Y: p% n
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。
; c8 r2 _" P3 y4 p2 W( H 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。 4 V+ \7 d& O! i0 O) l7 E. [! [
技术数据外形尺寸
1 u: i5 j! ^5 m. |9 a0 l 机长 11.09米% R1 ?' u5 i7 T3 o+ P
机高 3.49米
3 b4 N/ _- n+ K 翼展 13.45米4 Y) i8 ]( ~: a$ e# v3 j' }
机翼面积 20.98米2
+ t& [3 ?( v2 P" { 主轮距 5.48米
# C2 F0 H$ E1 `' o 前主轮距 3.18米/ Q, I$ x% E- O: _" ~
螺旋桨直径 1.94米
# [9 V1 |$ x0 Y% T2 q/ c 客舱门(标准)
7 u6 S# L# U" `+ W 高×宽 1.27米×0.61米
4 T ~, S) A- ?1 t/ F 货舱门(选装)
7 K. Y* z1 i1 j$ k 高×宽 1.21米×1.05米
/ m' K, r# U% x8 J; E, _2 P内部尺寸$ U- B. m, ]+ e5 ?" I1 L1 C3 _+ Z
客舱' B9 t& a: d6 T3 S
长度 4.83米
8 Q" i2 ]1 p% S4 f 最大宽度 1.42米
# A% o; W; D" g- M( J: r 最大高度 1.30米+ H5 G) H7 E2 M* m& I
容积 6.30米3
9 ?% J) S- y/ l. K& e/ h重量及载荷- j7 b4 E+ N# L! j- p
空重
4 U( R9 S) d/ p 行政机型 1859千克
. V5 ?8 S# a% k" e 多用途型 1872千克( k6 E9 j/ g) ^5 m
最大起飞和着陆重量 3107千克5 w a+ H6 T4 f1 @
最大停机坪重量 3123千克* C; B5 e6 B, z+ f/ w
最大零燃油重量 2955千克2 @% m7 z+ O% p1 `
最大翼载荷 1.45千牛/米2(148.1公斤/米2)8 ]1 D% D, |# P3 z
最大功率载荷 6.42千克/千瓦(4.72公斤/马力)
7 m( M1 p: _9 e" J. g0 L( 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): v7 D0 t1 a6 Q1 B# m
最大平飞速度(高度4875米) 428公里/小时
8 a) t$ M- {$ Z6 i3 D! R: Y 最大巡航速度(72%功率)
/ c. m. q: x! L0 a N" a 高度6100米 394公里/小时& u: p _& x7 j! |* V- K/ Y
高度3050米 359公里/小时6 n. r6 s: @) f
经济巡航速度* N( t- a( F5 h
高度6100米,带272千克可用燃油 304公里/小时
* f1 S5 U2 X6 M8 x 高度3050米,带561千克可用燃油 263公里/小时# t' {5 F. X% P2 r$ `( _8 c
失速速度(慢车状态)2 b8 I# R m) O" K, i* x
襟翼收上 145公里/小时' o7 V8 S; A/ ~' H6 H
襟翼放下 126公里/小时
( V$ N! i) M: U4 k( q6 A4 K/ ` 最大爬升率(海平面) 7.37米/秒/ h; r. X3 @4 G" M4 U8 J. |: [5 [
爬升率(海平面、单发) 1.53米/秒
' |9 c+ V2 u7 t* I) k 实用升限 8200米 u3 M; a9 s; y* x( T P
实用升限(单发) 4510米
( p- n9 L8 C( y6 M 起飞滑跑距离 537米2 Q. G( \$ [0 N
起飞距离(至15米高) 669米
3 v! d0 m3 h4 F2 S& [" ^/ | 着陆距离(自15米高) 757米2 ]2 P: ]4 D4 ^& K# \, b0 b! D' D
着陆滑跑距离 332米/ B* l4 k: w6 C! j8 [) J" U. X# V$ Z
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)
% J) _/ I$ J: I' | 72%功率,高度6100米,带272千克可用燃油 671公里
9 W5 J. {" W+ t1 O) r- ~ 72%功率,高度3050米,带561千克可用燃油 1695公里
5 Y$ M: n9 w: n9 G1 H, y 经济巡航功率,高度6100米,带272千克可用燃油 850公里
" \. p& F- U3 ?4 d* j 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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