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概况 DHC-8“冲锋”8是加拿大德·哈维兰飞机公司(现属加拿大庞巴叠公司)研制的双发涡桨式36座支线运输机,主要是为满足低噪音、高燃油效率的30~40座的短途运输机要求而研制的。0 `% A' g" z. B* h4 k+ o f
DHC-8的方案论证工作开始于1978年。1979年末的市场调查表明,作为主要用户的美国和加拿大航空公司,都需要一种经济性相当于干线飞机的35座支线客机。于是1979年底决定上马这项计划。1980年2月决定选用普拉特·惠特尼加拿大公司的PW120涡轮螺桨发动机,并签订了购买200台发动机的合同。/ j' ]" l; B- I% J
1980年初,开始制造DHC-8工程样机,同年4月开始接到订货。1983年6月20日,4架试飞原型机中的第一架首次飞行,第二架原型机10月26日开始飞行,第三架11月投入试飞,第四架原型机,即第一架生产型飞机于1984年初开始飞行。第一架具有生产型舱内装饰的飞机于1984年6月开始飞行。到1984年7月中旬,这5架飞机累计飞行1225小时。该机满足美国联邦航空条例第25部和第36部要求,也满足特种联邦航空条例第27部的要求,于1984年9月28日获得加拿大运输部型号合格证,1984年末获得美国联邦航空局型号合格证。后来又获得澳大利亚、奥地利、中国、德国、爱尔兰、意大利、荷兰、英国等国家的型号合格证。DHC-8-100于1984年10月开始交付。5 s3 m* d0 T/ S* }
DHC-8可用于执行航班飞行、客/货混合运输、公司专机、军用运输以及航空电子战、反潜战、海洋监视和海上巡逻等任务。截止1992年1月1日,公司共交付299架DHC-8支线客机。到1992年3月16日,公司已总共收到21个国家57家用户的386架订货,已生产314架。该机研制费为2.5亿美元,计算的盈亏平衡点是销售300架飞机。DHC-8-100单价950万美元;-100专机型985万美元;-200型1000万美元;-300型1295万美元(以上均为1992年美元值)。0 ^9 d' k; I! x3 s0 s
DHC-8有如下型别:* J/ A! F3 ~' V
DHC-8-100 初始支线运输型,驾驶舱内两名驾驶员,客舱标准布局36座。可中途不加油连续飞4个(甚至5个)185公里航段。该型机1979年10月开始研制,1983年6月首飞,1984年10月取得型号合格证。-100型可安装PW120A或PW121发动机,编号分别为-102和-103。1990年7月,改进型DHC-8-100A投入使用。-100A采用了新的舱内装饰,装阻燃座椅,加大了顶部行李柜,过道区域的舱顶高度增加到1.94米。为载货或客货混合运输加强了座舱地板,增加了活动隔框。-100和-100A是目前生产的两种基本生产型飞机。) ?, P# @- A9 s/ B
DHC-8-200 -100的高性能型,1992年4月宣布研制计划。该型机装PW123发动机,是为在高原机场使用而设计的。巡航速度556公里/小时,比-100型提高59公里/小时。-200型于1993年7月开始交付。2 I# J/ b, q1 @
专机型 增加了航程,载重544千克并留有仪表飞行规则要求余油时,航程可达3700公里。载17名旅客及其行李并留有余油时,航程为2446公里,这种情况下巡航速度为500公里/小时。电子飞行仪表系统、远程油箱和辅助动力装置均为标准设备。客舱仅一等舱布局时24座,也可布置成支线型布局。市场预测表明,今后10年需要60~100架专机型DHC-8。3 g8 \& W. e6 Q% R! A) u
DHC-8“冲锋”8M 军用型,加拿大军方编号CC-142和CT-142,美国空军编号E-9A。该型机可完成多种任务,其中包括军事运输、飞行校准、导弹射程控制和导航训练。另外还可用于执行医疗救援、监视、搜索和救援、预警和反潜及海上巡逻等。加拿大运输部使用2架“冲锋”8M-100,用于航线校准。加拿大国防部使用两架编号为CC-142的客/货运输机以及4架编号为CT-142的导航教练机。这6架飞机均有远程油箱、用于不平坦机场的起落架、高强度地板和有关的任务电子设备。1988年春交付的两架“冲锋”8M-100作为美国空军导弹射程控制飞机,编号E-9A。目前提议的“冲锋”8的其它特种任务型中,值得注意的是Triton海上巡逻型及反潜战型。Triton型机典型使用空重12000千克,最大起飞重量19500千克;Triton反潜战型最大巡航速度508公里/小时,单发实用升限4265米。 3 e5 `& T: O. ?; p" V: _
设计特点 * Y1 k, t: ]6 P4 v9 L
DHC-8是介于19座DHC-6和50座DHC-7之间的36座支线运输机,采用上单翼和T形尾翼布局,具有良好的低速操纵品质和短距起落能力。采用了DHC-7的机身结构,座舱宽敞舒适。该机机体无裂纹疲劳寿命为40000飞行小时,经济寿命可达80000飞行小时或160000次起落。主要结构采用金属材料蒙皮、加强板、桁条等,广泛使用胶接。非主要结构和整流罩广泛采用复合材料,复合材料结构占重量的10%。
, n4 W3 W1 Y4 C3 p% O2 e7 n 机翼 悬臂式上单翼,机翼中段为等弦长,外段呈梯形。翼根相对厚度18%,翼尖相对厚度13%。机翼外段上反角2°30′。发动机短舱内外侧采用富勒式后缘襟翼,两侧外段襟翼之前装有液压作动的扰流板/减升板。机械作动的补偿式副翼装有调整片。机翼前缘采用气囊式除冰装置。
- F8 ^8 t; R# D9 m) N7 e( U6 \ 机身 普通半硬壳增压结构,机身横截面接近圆形。机身结构广泛采用胶接和复合材料。4 w$ `6 ^$ g5 Q) h# y# m6 F( R
尾翼 悬臂式T形布局。水平尾翼后缘装全翼展角式补偿升降舵。后掠式垂直尾翼后缘装有两段连续铰接的方向舵,偏转前段方向舵能带动后段方向舵,后者偏角是前者的两倍。这种布局可减小尾翼尺寸。方向舵偏转由液压作动。背鳍、垂尾前缘、垂尾/平尾整流罩、平尾前缘和升降舵翼尖采用复合材料。平尾和垂尾前缘装有冷气除冰带。- w" D# Y3 k/ Q: q9 g
起落架 液压收放的前三点式起落架,均为双轮。可转弯操纵的前起落架向前收起,主起落架向后收入发动机短舱。采用低压轮胎时,能在土跑道上起落。轮胎标准胎压为:主轮9.03×105帕(9.20公斤/厘米2),前轮5.52×105帕(5.63公斤/厘米2)。低压轮胎,胎压:主轮5.31×105帕(5.4公斤/厘米2),前轮3.31×105帕(3.37公斤/厘米2)。
/ |: G! Y+ F/ [& W @, x3 ` 动力装置 两台普拉特·惠特尼加拿大公司PW120A涡轮螺桨发动机(DHC-8-102),单台功率1490千瓦(2027轴马力)。DHC-8-103采用2台PW121涡桨发动机,单台功率1603千瓦(2179轴马力)。采用汉密尔顿标准公司14SF-7四桨叶恒速全顺桨可逆桨距螺旋桨。螺桨桨叶有实心铝合金大梁,玻璃钢外壳及镍防蚀套。采用电热防冰装置。标准机内载油量为3160升,还可选装辅助油箱,使总载油量增加到5700升。右发动机短舱后部有压力加油口。每台发动机滑油容量为21升。
m# D5 ?8 x. Y9 ]4 k2 Y 座舱 双人制驾驶舱,虽然飞机可以由一名驾驶员操纵,但装有两套操纵系统。驾驶舱内还设一个客舱服务员座椅。标准支线运输型客舱为36座,每排4座,排距79厘米,中间设过道。舱内还设有食品间、卫生间和大型后部行李舱。也可布置为32座的客货混合布局。行政机型布局根据用户要求决定。活动式座舱后壁板可用来快速调整舱内布局。整个座舱内部增压和空调。
6 ^8 ]9 A9 ?, `( W 系统 空气循环式空调系统用于加温、冷却、增压和通风,客舱内外最大压差为0.38×105帕(0.388公斤/厘米2)。液压装置包括两套独立的液压系统,蓄压器和应急手摇泵。液压系统工作压力207×105帕(211公斤/厘米2)。由两台起动/发电机、两台变压整流器和两个镍镉电池提供直流电源。两台发动机驱动的交流发电机和3个静态变流器提供交流电源。
! T5 G, K( q6 M/ K H! o. E 机载设备 电子设备有本迪克斯公司Gold CrownIII通信/导航装置、霍尼韦尔公司SP2-800双通道数字式自动飞行控制系统、Primus 800彩色气象雷达。支线客运型可选装霍尼韦尔公司电子飞行仪表系统。还装有音响综合系统等。 % A# p$ F$ U1 F0 O% G; t7 A7 \
技术数据外形尺寸
" P9 t* g4 t, j* Z0 i2 X4 } 翼展 25.91米
$ V3 c% J5 j: h: P6 a0 U8 m$ n6 o 机长 22.25米
- b$ x @0 x$ z1 i3 A( A 机高 7.49米
- v, r7 [) v0 O3 F4 k( T+ p; R 机翼展弦比 12.35
8 ?) C% j0 L0 }! Z8 a/ Q 机翼面积 54.35米2
/ m; I1 Q6 z4 _! z+ ~) t 主轮距 7.88米
/ {* _7 b1 k9 P, P* | 前主轮距 7.95米
S9 Q" w; i8 Q; [ 螺旋桨直径 3.96米# i; O+ J3 R: V% r" ^' I8 ]
螺旋桨离地距离 0.94米
2 U3 c/ U5 N3 V# h 螺旋桨和机身间距 0.76米
* {4 g1 q6 ?; E5 [ 客舱门(前、左)
: S P; g9 p7 o8 D0 x+ x 高×宽 1.65米×0.76米
- h7 A& A1 c; f 行李舱门
' \* ]) ?7 o" l0 p( g 高×宽 1.52米×1.27米
. g' s1 @5 t& G) n( f. @/ y内部尺寸
$ U5 ]$ i( r. A% a% t 座舱0 a0 G, G5 t' i" X
长度 9.17米
" m7 S/ |# t* [' ?9 A6 _ 最大宽度 2.49米
- A2 L7 J! E( p% A P+ }) I& `& C6 g9 r 最大高度 1.94米% ]0 [: T/ f* s( B0 M3 Y- d
容积 45.3米37 Y6 c. C/ p( U3 S7 |. U
行李舱容积 8.5米3
5 S" T) y3 y8 N5 i" l9 u重量及载荷
3 q7 d9 i& c$ s 使用空重 10250千克
0 z/ C% a" i1 [, t- W 最大可用燃油(标准) 2576千克. J$ ]6 F7 f" j9 {" T
最大商载" O2 }* J# q1 p
载客 3810千克( G2 z* F5 L3 B# T
载货 4240千克7 v( _) D2 I! I
最大停机坪重量 15740千克
( b/ S+ s! P2 q' a# h, j 最大起飞重量 15650千克
( D0 n; u1 h7 i0 m/ X 最大着陆重量 15375千克- A1 ]2 u y/ f4 N5 w4 r7 _
最大零燃油重量 14060千克
! u- r' ]' ]8 N4 H9 I% {+ }% ] 最大翼载荷 2.82千牛/米2(287.95千克/米2)
" |$ ~# i" P; T8 \6 `$ m 最大功率载荷
% C+ U/ \5 D% {/ T* N -102 5.25千克/千瓦(3.86公斤/马力)' K8 t4 Q$ d: r/ Z5 ]
-103 4.88千克/千瓦(3.59公斤/马力)3 q) U1 h, C/ L% F& k/ h
性能数据(-102,95%最大起飞重量)1 o$ ?- g; e `. A/ F, ]5 ?' Y0 L
最大巡航速度7 H0 A5 i+ H% d# l0 k6 d+ x
高度4575米 491公里/小时
) q- P1 n$ z6 c( u- ] 高度6100米 489公里/小时
: _4 W6 [ v- i8 C 失速速度(襟翼放下) 134公里/小时
9 s s! O6 L% b c+ @- V 海平面最大爬升率 7.9米/秒& k3 {$ n% ~% o2 Y( |, Q1 h3 B
合格审定升限 7620米
9 U1 L4 j, o+ ? 实用升限(单发) 4575米
- A b" ]$ s- a, i8 r FAR25部起飞场长(海平面、襟翼放下15°)
; {! c+ ^8 f* c: r( r8 v 标准大气 940米
$ M+ k) Z, ]9 p0 {$ M% k* U) o 标准大气+15℃ 1000米8 k O' |. c# n
FAR着陆场长(海平面,最大着陆重量,襟翼放下35°) 908米
1 q# V+ b. l" {' ~2 v ?+ O 航程(标准燃油,仪表飞行规则余油)0 N0 S8 H# C( K$ _6 t6 r. s, A7 C
全载客量 1520公里. ?" I; @% l: w; r, D% _1 s4 u
2720千克商载 2038公里 E8 v' D. T7 n, r* x7 S7 N8 s4 w: b
噪音特性(FAR36部,ICAO附录16). l6 T) ~# H" X+ P% C) L3 ?
起飞噪音 81分贝
# [- Z) J3 z( m- h 侧向噪音 86分贝
$ j2 |% r6 [9 C8 |8 ^ 进场噪音 95分贝 |
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