MU-300

帅哥

概况 　　MU-300“金钢石”是日本三菱重工业公司研制的一种座舱增压、双发涡轮风扇式行政机。1978年8月首次试飞，经过300小时试飞后于1979年把2架原型机运往美国，由其在美国的子公司－三菱飞机国际公司负责试飞。1981年11月取得美国联邦航空局型号合格证。1983年取得加拿大、联邦德国和英国的型号合格证。1982年7月开始交付使用。现已停产。 　　MU-300“金钢石”有下述型别： 　　“金钢石”I型　基本型。该型还取得了澳大利亚、巴西、丹麦、芬兰、意大利和瑞士等国的型号合格证。 . m# R9 i7 z* g- Y5 q0 k. a# k v　　“金钢石”IA型　1983年8月31日宣布的改进型，也是标准生产型。发动机推力加大，以改善高原高温机场起落性能。提高了商载/航程性能，增加了飞机使用重量，客舱重新布局，可选装霍尼韦尔公司EDZ-600电子飞行仪表系统。至1986年1月1日，“金钢石”I型和IA型已售出85架。 　　“金钢石”II型　1983年9月宣布研制的“金钢石”IA型的改进型。装2台普拉特· 惠特尼加拿大公司JT15D-5涡轮风扇发动机。提高了商载和巡航速度，加大了航程，改善了高原高温机场起落性能。原型机于1984年6月20日首次试飞。第一架生产型机于1985年1月28日首次试飞，4月30日获得美国联邦航空局型号合格证，同年6月3日首次交付使用。至1986年1月1日，已售出6架。 5 j- `4 Z( [* Y1 d" [" @　　1985年12月，美国比奇飞机公司从三菱重工业公司和三菱飞机国际公司购买了“金钢石”II型专利，改名为“比奇喷气”。根据协议，比奇公司的威契托工厂总装由三菱重工业公司生产和运来的部件，并拥有全部生产过程的权利。三菱飞机国际公司从1986年3月31日起停止在日本以外地区开展所有通用航空飞机的业务。“金钢石”I型和IA型，甚至MU-2涡轮螺桨行政机的产品支援和维修业务也归比奇公司负责。 　　“金钢石”III型　1983年末宣布的机身加长型。1987～1988年交付使用。 设计特点 ' D2 ^& [. q8 v l; V- f/ {　　机翼　悬臂式下单翼。三菱重工业公司计算机设计的翼型。相对厚度翼根处13.2%，翼尖处11.3%。从机翼根部起有上反角。根部安装角3°。负扭转角6°30′。1/4弦线后掠角20°。机翼由化学铣铝合金制成，分成中央段和两个外翼段等三部分。有2个盒式主梁，形成一个整体油箱，后缘为狭长富勒式襟翼，分成两段，内段为双缝式，外段为单缝式，均由液压操纵。襟翼前方是用于滚转操纵的狭长扰流板，也用作减速板和卸升板。外段襟翼外侧是一个用于滚转配平的小副翼。前缘由热空气防冰。 I @! G3 b4 K3 G& T　　机身　增压、破损安全抗疲劳、椭圆形截面半硬壳式结构。主要是铝合金结构。分成前(包括驾驶舱)、中、后三段。在主要承力构件方面使用多路传力、胶接加强板和小块蒙皮壁板。 ; K) ^5 Q% X# d　　尾翼　悬臂式T形尾翼。所有翼面都后掠。构造和机翼相同。曲线形背鳍和小型腹鳍，后机身两侧各有一小型水平边条。方向舵底部有一调整片。方向舵上方有一小型偏航阻尼操纵面。可变安装角水平尾翼带升降舵。 1 F1 C7 I! n* I+ P　　起落架　可收放前三点式。每个起落架都为单轮并带油－气减震器。由电控制的液压收放装置。自由下落式应急放起落架装置。可由方向舵脚蹬进行方向操纵的前起落架向前收起，主起落架向内收入机身。所有起落架都用古德伊尔公司机轮和古德里奇公司轮胎。古德伊尔公司刹车。 　　动力装置　2台普拉特·惠特尼加拿大公司JT15D-4D涡轮风扇发动机，安装在后机身两侧的发动机短舱内。单台起飞推力11.12千牛(1135公斤)。可选装罗黑尔公司的反推力装置。机翼内2个100升整体油箱，后机身内一个460升油箱。总可用油量2407升。全自动供油系统。每个机翼上表面和后机身右侧都有加油口。 o! g3 s8 j6 Z: W4 [　　座舱　驾驶舱内2名驾驶员。标准客舱布局为7座(4个座椅和1张3人长沙发)。有会议桌和厨房。后部有盥洗室和行李舱。增压舱外还有0.35米3的行李存放空间。驾驶员/旅客舱门位于左侧机翼前方。应急出口位于右侧机翼前方。 　　系统最大压差为0.62×105(0.63公斤/厘米2)的增压系统。应急时用发动机引气的备用增压系统。压力103.5×105帕(106公斤/厘米2)的液压系统用于襟翼和起落架收放。抖振器用作备用失速警告装置。 　　机载设备　标准电子设备包括霍尼韦尔公司SPZ-900综合飞行控制系统(带驾驶员飞行指引仪、编码高度表、2套导航/通信和音响系统、无线电罗盘、测距仪、空中交通管制应答器、两个罗盘和无线电磁指示器以及霍尼韦尔公司气象雷达)。 y0 U3 c; S0 b# I' a1 F技术数据外形尺寸 5 _ \/ u$ b0 Z) d5 C) o+ ^" g　　机长　　　　　　　　　　　　　　　　　14.75米 　　机高　　　　　　　　　　　　　　　　　4.19米 　　翼展　　　　　　　　　　　　　　　　　13.25米 　　展弦比　　　　　　　　　　　　　　　　7.54 9 ~+ I1 V$ ^0 d6 w　　机翼面积(净)　　　　　　　　　　　　　22.43米2 Z2 D+ ?6 I5 ~1 g- f! F; C# S　　主轮距　　　　　　　　　　　　　　　　2.84米 　　前主轮距　　　　　　　　　　　　　　　5.86米 4 x: V0 J/ Q' S$ _　　驾驶员/旅客舱门 : u7 `$ A" f" u4 U7 D9 X　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　　　1.27米×0.71米 : D2 g/ w) c, O, b) |内部尺寸 ) w1 @2 Q( _: `# ~3 l　　客舱(不包括驾驶舱) , {2 V* v3 z2 v" g% d　　　长度　　　　　　　　　　　　　　　　4.76米 　　　最大宽度　　　　　　　　　　　　　　1.50米 　　　最大高度　　　　　　　　　　　　　　1.45米 　　　容积　　　　　　　　　　　　　　　　8.64米3 ) X* h* j- E5 x! g' G* K* _! g$ C1 ~5 y　　行李舱容积　　　　　　　　　　　　　　1.4米3 * t. z& i9 S( R8 z; H7 }* v( x重量及载荷 . m: @( x# T, o　　基本使用空重　　　　　　　　　　　　　4309千克 + v! ]$ T g# B; S. M* }/ Z　　最大载油量　　　　　　　　　　　　　　1932千克 + U3 t9 B* I+ j/ P' Z' h　　最大商载　　　　　　　　　　　　　　　839千克 　　最大起飞重量　　　　　　　　　　　　　6636千克 : b8 T9 \8 e" I/ L, Y7 j　　最大停机坪重量　　　　　　　　　　　　6668千克 ' n) H6 p* U: j8 z- ?' ?　　最大着陆重量　　　　　　　　　　　　　5987千克 * h0 I+ ~/ u2 ]: k) Y+ N　　最大零燃油重量　　　　　　　　　　　　5148千克 　　最大翼载荷　　　　　　　　　　　　　　2.9千牛/米2(295.75公斤/米2) 3 s. M; R3 t. q8 w+ o, B　　最大功率载荷　　　　　　　　　　　　　299千克/千牛 # U u. R. l9 v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9145米，总重5670千克)　　M0.73 　　失速速度(总重4762千克，襟翼放下)　　　　　139公里/小时(指示空速) 　　最大爬升率(海平面)　　　　　　　　　　　　15.5米/秒 7 o" G2 ]( z! L Y2 o A　　爬升率(单发、海平面)　　　　　　　　　　　3.9米/秒 　　实用升限　　　　　　　　　　　　　　　　　12500米 　　FAR起飞场长(海平面)　　　　　　　　　　　 1183米 % q# D! N- M' E' G9 W, ]6 @　　FAR着陆场长(海平面、最大着陆重量)　　　　 853米 　　航程(带4名旅客、远程巡航速度、无风) $ F2 t w: N7 w4 [; G! p1 Y; V, Q　　　美国行政机协会仪表飞行规则余油　　　　　2353公里 ) z- r; E- f8 T" Q. n5 F) a　　　美国行政机协会目视飞行规则余油　　　　　2817公里