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概况 IAI1125“阿斯特拉”为以色列飞机工业公司研制的6座双发行政勤务运输机,原名1125“西风”。1979年在美国国家行政机协会年会上宣布研制。1980年开始生产样机。第一架原型机于1982年春首次试飞。第二架原型机于1984年3月19日首次试飞。第三架飞机用于静力和疲劳试验。第一架“阿斯特拉”生产型(4X-CUA)于1985年3月20日首次试飞。同年8月29日获美国联邦航空局型号合格证。1986年2月开始交付使用。到1986年中期,定货量达10架。飞机单价549万美元(1986年)。 ) ^5 g( N/ X" w! ]
设计特点 ) a# h; }3 W8 s9 J
“阿斯特拉”最初被称作“西风”1125,为“西风”型号中燃油效率较高且座舱环境较为舒适的一种飞机。与1124“西风”型相比,实际上只有尾翼和发动机短舱没有改变。重新设计了机翼,机翼安装在机身较低部位并穿过座舱地板以下部位,这样可避免影响座舱内部可使用空间并可使座舱内部高度增加25厘米;另外座舱加长0.61米、加宽5厘米;机身结构变化不大,仅机头加长50.8厘米,从而增大了电子设备舱的容积。
4 ~* u& }+ p9 j3 |5 e& T3 B “阿斯特拉”型采用由计算机辅助修形的“西格玛”2翼型,提高了远程高亚音速巡航飞行的效率,可减少使用费用。5 Z% x7 K' y) x L
机翼 悬臂式下单翼。前缘内侧和外侧后掠角分别为34°和25°。后缘外侧带后掠角。高效的“西格玛”2薄翼型。单块破损安全铝合金结构,机加翼肋和机翼蒙皮壁板,通过4个主隔框和5个辅助隔框与机身下部相连拉。翼尖和内侧前缘为芳纶复合材料结构。自动前缘缝翼与机械作动的后缘襟翼联动。襟翼前有扰流片。副翼可手操纵,带液压助力器。
Y! K- k$ v: f& x$ G 机身 结构与“西风”Ⅱ基本类似。客舱各横截面相同。复合材料结构头锥。' S9 D/ K' C' J; Y; z% t, W
尾翼 结构与“西风”Ⅱ基本类似。无背鳍。手操作升降舵和方向舵。方向舵上有随动调整片,升降舵上有可与襟翼联动的电动调整片。
* x# [; T) z. j3 b! X6 G+ n 起落架 伺服液压可收放前三点式。双轮结构。主轮轮胎尺寸23×7。前轮轮胎尺寸16×4.4。起落架收放及前轮转弯均为液压操纵。液压多盘式防滑刹车装置。/ v: Y$ q7 I. G6 ]4 f: W
动力装置 两台16.23千牛(1656公斤)推力的加雷特公司TFE731-3B-200G涡轮风扇发动机,带有格鲁门公司液压驱动的反推力装置,安装在后机身两边的短舱内。机翼中段整体油箱的标准载油量4588升;两个机翼外挂油箱和机身中央上、下油箱总油量3963.5升。在行李舱前上方也可附加两个189升的油箱。单点压力加油装置。+ B3 V9 p4 J: }% B
座舱 驾驶舱两名空勤人员。增压客舱内标准载客量6名,最多可载9名。有厨房、厕所。带登机梯的塞子式密封门位于左前方。客舱两侧机翼上方各有一应急出口。行了舱在客舱后面。与“西风”Ⅱ相比,座舱隔音性能得到改善。
, ?7 o9 B" O, _ 系统 加雷特公司环境控制系统,正常压差0.615×105帕(0.627公斤/厘米2)。主液压系统和备用液压系统,压力均为207×105帕(210公斤/厘米2),通过两台发动机驱动的液压泵和一台电驱动的备用液压泵操纵刹车、起落架、前轮转弯、扰流片、副翼助力器和反推力装置。在两套液压系统都发生故障时,可手操纵飞行。电气系统由两台28伏300安起动/发电机、两台1千伏安固态变流器、两个24安小时镍镉电池及标准直流外接电源插座组成。
+ L; Y( A8 n% h L( D 机载设备 标准电子设备包括柯林斯公司EFIS-85电子飞行仪表系统、柯林斯公司Pro Line Ⅱ罗盘/导航仪、柯林斯公司APS-80自动驾驶仪、柯林斯公司FMS-90或环球公司GNS-100飞行管理系统、气象雷达、VIF/欧米加导引系统和全套仪表飞行规则设备。
% ]. @% d8 A5 ~5 b+ j/ y! i技术数据外形尺寸
% |2 Q) E3 i0 Z; _ 翼展 16.05米
2 l1 }( [ w: D2 B* |3 c$ S 展弦比 8.763 s# R3 W* L2 U. Y) L
机长 16.94米9 a& c" |, J2 `( S- q! o
机身( G$ g% A& l0 p
最大宽度 1.57米7 s: N# t5 O0 G7 k$ Y) a* J/ h3 U
最大高度 1.905米) M( @4 K/ |# C3 U- W% M
机高 5.54米
0 i! A/ Q0 }% n* C7 H1 z7 J: m 机翼面积 29.40米2& g; r; _" I7 T. D% O0 [) o- ~
主轮距 2.77米' L- g$ ]7 L. ?/ Q/ V1 O% a& o
前主轮距 7.34米
6 y* x4 F3 S% Z# n3 T8 C" L( z 客舱门, m# K) O8 W8 {7 t- [' p4 ?' H
高×宽 1.37米×0.66米6 D- G1 `$ C) T& {& h: y% J
应急出口
* u' @* v1 B- b9 G d, n 高×宽 0.69米×0.48米9 m3 V+ K) Z) k8 d
内部尺寸' d" N- E1 @2 Q3 S+ c
座舱
5 [: c! P$ P# @9 V, k' \- Z( L 长度(包括驾驶舱) 6.86米
- Y- x4 @0 p) n0 C/ c l* X9 t 最大宽度 1.45米" H# k5 S) A# f8 a
最大高度 1.70米
/ [: h# u! C, b! V/ w% J& x 行李舱容积 1.78米3
$ ] R, |+ X" O3 m6 g# m重量及载荷(A:无远程燃油箱;B:有远程燃油箱)- E1 z8 q' c" p0 n$ S
空重(基本)
( c# ] `/ T/ M3 N; b A 5747千克2 L/ r) u2 ]1 q# ~: B6 b
B 5793千克5 @9 n6 h6 [+ w/ G5 ? |
最大可用燃油) _5 Y3 q0 D4 L% }& m+ _( d8 X
A 3901千克 Y) V a7 l4 i2 d# Y9 n
B 4205千克* _: ^. m( A8 W2 k
最大停机坪重量 10727千克* [) Q2 V, K/ V% T0 _2 _
最大起飞重量 10659千克
2 \1 U( H# U5 T 最大着陆重量 9389千克
5 i. B. r7 r0 ]! ]8 k1 ^ 最大零燃油重量 7257千克
. f! B) g( d* u4 c: s7 i性能数据(除注明者外,均为最大起飞重量、国际标准大气并带远程燃油箱)& v- U. K# j9 P4 D! g
最大巡航速度(高度10670米) 876公里/小时
0 F+ M! r7 a! {4 ^$ M+ ] 最大使用速度 667公里/小时
" y: T% e$ c R% j% m. G0 g- T- p$ K( b 失速速度(最大着陆重量)$ Y8 t) F$ P+ W
襟翼和起落架收上 206公里/小时- m3 K- `, I! ^+ J1 k
襟翼和起落架放下 171公里/小时
! l) n' B( w( D" ?& k+ a* T9 s 最大爬升率(海平面) 1085米/分* U" K9 ~& A& e- w
最大爬升率(海平面,一台发动机停车) 335米/分* S# B2 D7 a& N, B+ r) {, y4 e- \
最大升限 13715米# G5 p/ e6 x& @8 v* M5 w
实用升限(一台发动机停车) 5485米
/ H2 W4 D4 d4 T4 `0 h" Y/ u5 D% G 起飞平衡场地长度 1518米4 Z: q) ~" A% j9 Y3 k
着陆场地长度(最大着陆重量) 806米: c: O9 f! \$ Z& \$ C: p3 t; E5 s
航程(最大燃油、4名乘客和45分钟余油)
6 g, Z: O' y: ]0 k- [, v M0.80 4651公里
0 S1 e) L5 v Y1 u* |3 z- S M0.72 5763公里
[2 r% z9 V2 _( H" j. P噪音特性(美国联邦航空条例第36部,最大起飞重量)
" Q5 d @1 }& P* [4 k; E 起飞噪音 88分贝
1 E1 F5 g' h: x8 y8 e e# Y 进场噪音 92分贝/ `. y, S2 |9 n. D# f' U' N
侧向噪音 88分贝 |
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