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。 " Z) n% L! \7 Z$ }6 x9 B　　MU-300“金钢石”有下述型别： + u( o% q+ b1 G: b, v3 c　　“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。 9 q+ ^* a6 Q$ H3 R+ O　　“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。 3 R3 P T& B0 Z* r' D　　“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。 / d$ e0 P, B: W0 ?% m　　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。 " J/ l3 |6 V; N! L$ |9 [设计特点 + K9 f$ J D" B& q. C; A: w　　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。 + W6 _: P9 U+ h4 ?! g+ {% p　　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。 　　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。 5 h& b" W: H6 i- P' i2 @( D$ J　　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。 ' U* i4 f: L# A3 _　　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。 ! _+ R5 {* [5 c. R' Z* `! X3 b　　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。 9 y' ^* H s% o$ A; H8 K　　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)。 + h! ~ n& a; b8 U+ Q技术数据外形尺寸 - {2 y, v" E S# M1 }　　机长　　　　　　　　　　　　　　　　　14.75米 　　机高　　　　　　　　　　　　　　　　　4.19米 　　翼展　　　　　　　　　　　　　　　　　13.25米 　　展弦比　　　　　　　　　　　　　　　　7.54 　　机翼面积(净)　　　　　　　　　　　　　22.43米2 　　主轮距　　　　　　　　　　　　　　　　2.84米 6 j3 w6 w8 K% W4 H" A0 a9 _' i　　前主轮距　　　　　　　　　　　　　　　5.86米 # g: b& B3 R/ Q# K2 `　　驾驶员/旅客舱门 3 y2 ~( \. ?2 H' y s4 h I　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　　　1.27米×0.71米 8 W( J% l# W7 L; o$ I4 A8 i# T内部尺寸 　　客舱(不包括驾驶舱) 4 Z% [+ `* h2 j" O3 q　　　长度　　　　　　　　　　　　　　　　4.76米 　　　最大宽度　　　　　　　　　　　　　　1.50米 + ^/ i8 H" z& D! _0 y4 Z8 C# p　　　最大高度　　　　　　　　　　　　　　1.45米 w2 }( q. d) r' s　　　容积　　　　　　　　　　　　　　　　8.64米3 % N* n' s& M/ _' ?　　行李舱容积　　　　　　　　　　　　　　1.4米3 重量及载荷 & x! }5 k" E! D5 o* I0 R. d9 M5 J2 M　　基本使用空重　　　　　　　　　　　　　4309千克 　　最大载油量　　　　　　　　　　　　　　1932千克 　　最大商载　　　　　　　　　　　　　　　839千克 * a9 A/ W7 m* L# q" W4 g; N　　最大起飞重量　　　　　　　　　　　　　6636千克 　　最大停机坪重量　　　　　　　　　　　　6668千克 8 y& t G+ D3 I$ w- t8 b　　最大着陆重量　　　　　　　　　　　　　5987千克 　　最大零燃油重量　　　　　　　　　　　　5148千克 % N; ?, L9 i3 O: \" m8 T) D　　最大翼载荷　　　　　　　　　　　　　　2.9千牛/米2(295.75公斤/米2) 　　最大功率载荷　　　　　　　　　　　　　299千克/千牛 / w6 H; v0 V% g性能数据(除注明者外，均在最大起飞重量时) . p( b) H+ F# @　　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) # X1 A% K0 x; t2 J. y　　最大爬升率(海平面)　　　　　　　　　　　　15.5米/秒 1 W1 y' q% c: W　　爬升率(单发、海平面)　　　　　　　　　　　3.9米/秒 1 d; P1 S4 W1 j5 W% S, N* N　　实用升限　　　　　　　　　　　　　　　　　12500米 2 R$ X% i- B% ~7 i+ P# v　　FAR起飞场长(海平面)　　　　　　　　　　　 1183米 　　FAR着陆场长(海平面、最大着陆重量)　　　　 853米 ( c$ T% l- q4 r8 f, L0 A　　航程(带4名旅客、远程巡航速度、无风) 2 ^2 X" R7 n, T$ M8 D$ v8 Y7 T　　　美国行政机协会仪表飞行规则余油　　　　　2353公里 　　　美国行政机协会目视飞行规则余油　　　　　2817公里