SAAB-2000

帅哥

概况 　　SAAB 2000是瑞典萨伯－斯康尼亚公司研制的50座高速涡桨式支线客机。1988年秋季开始方案研究，在瑞士Crossair航空公司承诺正式订购和意向订购各25架飞机后于1988年12月项目上马。1989年5月项目得到正式批准。1989年7月选定美国艾利逊公司GMA2100作为动力装置。1990年2月起开始制造原型机。1991年3月韦斯特兰公司交付了后机身，7月伐米特公司交付了尾翼，8月西班牙航空制造公司和艾利逊公司分别交付了机翼和发动机。首架原型机于1991年12月14日出厂并于1992年3月26日首次飞行。用3架飞机进行为期14个月的取证飞行。原计划于1993年9月交付使用。但由于在试飞中出现纵向不安定性问题，公司决定把机械式升降舵操纵系统改成助力式操纵系统。1994年4月取得了欧洲适航当局型号合格证。 6 H; G/ r; [! I　　1989年至1994年间，瑞典政府向萨伯－斯康尼亚公司贷款1.63～1.87亿美元供飞机研制用，萨伯－斯康尼亚公司将从第31架飞机起逐步归还贷款，至2009年还清。 　　截止1992年3月1日，SAAB 2000共获46架正式订货和82架意向订货。 SAAB 2000 萨伯-斯康尼亚公司 设计特点 9 ]0 c5 C4 b; Z$ |　　SAAB 2000的设计目标是把喷气式飞机的高的速度和涡轮螺桨式飞机的好的经济性结合起来。它是在340B的基础上加长，并增加机翼面积的一种飞机。 　　机翼　下单翼。采用和340B相同的翼型，但翼展增加15%，使翼面积增加33%。双梁式结构。主结构由金属胶接铝合金制成。副翼和襟翼由复合材料制成。 - k' T6 |: f k0 A& T2 T　　机身　横截面积和340B相同，但长度加长。主结构由金属胶接铝合金制成。 5 T/ i) Y+ W% D. X　　尾翼　垂直尾翼和水平尾翼均为蜂窝结构。 & G% h. t. M6 X6 B) m+ g　　起落架　AP精密液压公司生产的可收放前三点式起落架。每个起落架都有两个机轮和油－气式减震器。所有起落架都向前收起，使用ABS公司的机轮和碳刹车、古德伊尔公司的轮胎、Hydro Aire公司的防滑装置和Ozone公司的前起落架转弯操纵系统。　　动力装置　两台艾利逊公司的GMA2100涡轮螺桨发动机，单台功率降低至3096千瓦(4152轴马力)。自动功率储备直到37℃。卢卡斯航宇公司全权双通道发动机电子控制器。发动机和螺旋桨用同一个手柄操纵。道蒂航宇公司R381低转速恒速螺旋桨，带6片后掠式复合材料桨叶，具有全自动顺桨和反桨能力。巡航时螺旋桨转速为950转/分。两副螺旋桨所有时刻都保持同步。燃油储存在每个机翼外翼段的两个整体油箱中。总燃油容量5185升。单点压力加油口位于右机翼外翼段。每侧机翼上方还各有一重力加油口。 　　座舱　3～4名空勤人员(包括客舱服务员在内)。载客50名，每排3座，排距81厘米。单过道。可把后隔板往后移到行李间内，使载客量增加到58名，排距缩小至76厘米。主行李舱位于客舱后方，行李舱门位于左方。整个客舱都增压和空调。 1 `% A& T; A' v% K3 k　　系统　副翼和升降舵由拉杆和钢索操纵，方向舵为液压助力式，单缝襟翼由液压驱动。哈密尔顿标准公司环控系统使用发动机引气，最大压差0.58×105帕(0.49公斤/厘米2)。液压系统用于起落架收放以及襟翼和方向舵操纵。机翼、垂尾和平尾前缘以及发动机进气口使用古德里奇公司冷气除冰系统。螺旋桨桨叶则利用电除冰。电气系统由两台发动机驱动的45千伏安三相115/200伏交流发电机和3个28伏直流电池组成。森特斯特兰德公司的辅助动力装置用于发动机起动和环控系统。此外还有斯科特公司氧气系统、太平洋科学公司的防火装置和基德·格雷维纳公司的灭火系统。 　　机载设备　柯林斯公司的Pro Line IV电子设备，带6个阴极射线管显示器和集成电子处理系统。柯林斯公司WXR-840固态气象雷达、发动机指示和空勤告警系统、通信/导航/脉冲和无线电调频装置、数字式大气数据系统和姿态/航向基准系统。选装设备包括防撞系统、飞行管理系统和湍流气象雷达。 技术数据外形尺寸 $ S) w+ H, ^# c( P: q, T　　翼展　　　　　　　　　　　　　　24.76米 & Q0 k+ v* R7 ]& Y, m: f4 \9 h　　展弦比　　　　　　　　　　　　　11.0 . H/ T# Z! d# l t: S0 I　　机长　　　　　　　　　　　　　　27.03米 9 [/ f. x8 ]% t8 b! d6 K　　机高　　　　　　　　　　　　　　7.73米 2 g- E! e* m* F) ^" R! {　　机翼面积　　　　　　　　　　　　55.70米2 　　机身最大直径　　　　　　　　　　2.31米 % o9 B; D1 T/ u2 n　　主轮距　　　　　　　　　　　　　8.23米 　　前主轮距　　　　　　　　　　　　10.97米 　　螺旋桨直径　　　　　　　　　　　3.81米 % E/ ^+ z. _& O( w* L1 D* ]; V/ u　　客舱门：高×宽　　　　　　　　　1.60米×0.69米 * F2 ]; v2 Q3 e3 C5 y7 p+ v0 V( t$ m　　行李舱门：高×宽　　　　　　　　1.30米×1.35米 内部尺寸 ' @0 g1 d% Z' Z; X, G" A g' @7 c　　客舱(不包括驾驶舱，但包括盥洗室和厨房) 　　　长度　　　　　　　　　　　　　17.25米 / \; p& Q0 E+ H, f+ i: S5 ^0 K　　　最大宽度　　　　　　　　　　　2.16米 　　　地板处宽度　　　　　　　　　　1.70米 　　　最大高度　　　　　　　　　　　1.83米 　　　容积　　　　　　　　　　　　　52.7米3 　　行李舱/货舱容积　　　　　　　　 10.2米3 + ]- Y6 g& M5 T: F) s重量及载荷 ' A1 j8 l- d' ~1 t　　使用空重　　　　　　　　　　　　13500千克 　　最大商载(受重量限制时)　　　　　5900千克 　　最大燃油重量　　　　　　　　　　4165千克 　　最大停机坪重量　　　　　　　　　22135千克 . H1 X: S" |2 \& x2 e　　最大着陆重量　　　　　　　　　　21500千克 . ?7 F) p; N) j/ R　　最大零燃油重量　　　　　　　　　19400千克 # T" w. K3 E+ \　　最大翼载荷　　　　　　　　　　　3.87千牛/米2(395.0千克/米2) 2 Z0 q; A4 H# Z, Y! V- Q! A　　最大功率载荷　　　　　　　　　　3.55千克/千瓦 性能数据(估算值。除另有说明外，均在最大起飞重量和国际标准大气时) & @. W. _# @5 x( Q L0 K M　　最大飞行马赫数　　　　　　　　　M0.62 8 [7 J) y0 |5 h& d1 O0 h' Y　　最大巡航速度 . ]. S7 Q8 Y5 m4 C5 n; G　　　7620米高度　　　　　　　　　　628公里/小时 　　　9450米高度　　　　　　　　　　653公里/小时 　　远程巡航速度 ' L2 `1 K0 M* H# Q# v2 T　　　9450米高度　　　　　　　　　　556公里/小时 　　最大爬升率(海平面)　　　　　　　11.78米/秒 ) O! O, @+ d+ p2 `0 A" [+ x　　最大爬升率(海平面，单发)　　　　3.05米/秒 3 Q- g0 T; d; I4 s- X　　爬升至6100米高度所需时间　　　　10分 　　实用升限　　　　　　　　　　　　9450米 　　实用升限(单发)　　　　　　　　　6220米 　　FAR第25部要求的起飞场长 　　　海平面　　　　　　　　　　　　1360米 　　　1525米高度　　　　　　　　　　1680米 # a' w8 _' m5 T& _　　FAR第25部要求的着陆场长 　　　海平面　　　　　　　　　　　　1250米 0 Q* X# o- D! p) E. N% Q　　　1525米高度　　　　　　　　　　1340米 n$ }, m9 B+ }. ^& H F　　跑道LCN值　　　　　　　　　　　 最大15 % H1 d4 `# n3 s; `* T　　最小地面转弯半径　　　　　　　　18.85米 % [& p8 A* u) Q( C, h7 P　　航程(高度9450米，载50名旅客及行李，45分钟飞行余油) 　　　最大巡航速度时　　　　　　　　2279公里 3 b& `; v4 W0 Q　　　远程巡航速度时　　　　　　　　2557公里