IAI1125

帅哥

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)。 设计特点 ! \# x$ H! @9 W0 ?/ U　　“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。 　　“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。 s+ C/ O) ?* p. C; r　　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。 * j& R/ M6 ?, U: Y( ^　　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。 　　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。 ) U) s# ?* }7 ]0 A5 b* P　　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。 1 a( A0 K4 n8 h% T0 F; z　　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。 　　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。 　　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。 　　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。 7 ?! W; c; `( Z" W$ b4 @( D1 H5 u技术数据外形尺寸 1 y$ o7 k: }5 a, E　　翼展　　　　　　　　　　　　　　　　16.05米 3 p5 u4 d: J5 E# G　　展弦比　　　　　　　　　　　　　　　8.76 # A4 C" O* p( t& k9 s8 R　　机长　　　　　　　　　　　　　　　　16.94米 * A( t4 _% q8 R. t% Z　　机身 　　　最大宽度　　　　　　　　　　　　　1.57米 3 z- t. T, C I: \3 H- }　　　最大高度　　　　　　　　　　　　　1.905米 * G4 [4 D0 j! C9 X% X" [　　　机高　　　　　　　　　　　　　　　5.54米 : t: ], m B8 F/ ]5 r I　　机翼面积　　　　　　　　　　　　　　29.40米2 6 A' l- u+ c0 N* C t　　主轮距　　　　　　　　　　　　　　　2.77米 　　前主轮距　　　　　　　　　　　　　　7.34米 2 j& c8 Q; M) y# G' I7 t　　客舱门 　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　　1.37米×0.66米 # C' w4 j7 T' t( Q# x: I% o7 q　　应急出口 - n# H4 O y$ ~. g* R　　　高×宽　　　　　　　　　　　　　　0.69米×0.48米 内部尺寸 　　座舱 6 O) g4 H% p6 V" w$ }+ A　　　长度(包括驾驶舱)　　　　　　　　　6.86米 　　　最大宽度　　　　　　　　　　　　　1.45米 　　　最大高度　　　　　　　　　　　　　1.70米 Z3 C4 G$ w3 C. m: m: _/ h- t　　行李舱容积　　　　　　　　　　　　　1.78米3 重量及载荷(A：无远程燃油箱；B：有远程燃油箱) * v1 X4 S: l7 a( a. p　　空重(基本) 6 ~! _4 ?2 m, p　　　A　　　　　　　　　　　　　　　　 5747千克 ) N+ n* ^$ r! u6 T `　　　B　　　　　　　　　　　　　　　　 5793千克 　　最大可用燃油 　　　A　　　　　　　　　　　　　　　　 3901千克 * w; E4 o1 Q( b4 D) r- @　　　B　　　　　　　　　　　　　　　　 4205千克 　　最大停机坪重量　　　　　　　　　　　10727千克 9 H; ?+ t+ W5 P) Y; g% v　　最大起飞重量　　　　　　　　　　　　10659千克 8 O7 U7 e8 Q& ?5 t/ Q　　最大着陆重量　　　　　　　　　　　　9389千克 ~/ q% x4 h! ?8 m# `　　最大零燃油重量　　　　　　　　　　　7257千克 9 Y2 r2 W" ?; C' G8 e5 k) J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) 　　最大巡航速度(高度10670米)　　　　　 876公里/小时 ) n& a0 q% E. j5 a" `　　最大使用速度　　　　　　　　　　　　667公里/小时 ; n% a7 c6 w+ o* ~. B　　失速速度(最大着陆重量) 2 d/ b! B4 K b5 }　　　襟翼和起落架收上　　　　　　　　　206公里/小时 / n3 F! R+ L/ f$ o　　　襟翼和起落架放下　　　　　　　　　171公里/小时 ) f6 s/ a1 E0 W7 {" C　　最大爬升率(海平面)　　　　　　　　　1085米/分 / m* A) a" C: z; ~　　最大爬升率(海平面，一台发动机停车)　335米/分 　　最大升限　　　　　　　　　　　　　　13715米 　　实用升限(一台发动机停车)　　　　　　5485米 ! ]) E* q% c i) H2 |　　起飞平衡场地长度　　　　　　　　　　1518米 - w3 s5 w: G) P S# ?: c. y' N% M" i　　着陆场地长度(最大着陆重量)　　　　　806米 " Z1 x5 T2 I6 d9 P, k　　航程(最大燃油、4名乘客和45分钟余油) 　　　M0.80　　　　　　　　　　　　　　 4651公里 + U# z) v8 k" F　　　M0.72　　　　　　　　　　　　　　 5763公里 噪音特性(美国联邦航空条例第36部，最大起飞重量) 　　起飞噪音　　　　　　　　　　　　　　88分贝 8 A1 O/ p% J) k+ }　　进场噪音　　　　　　　　　　　　　　92分贝 　　侧向噪音　　　　　　　　　　　　　　88分贝