IAI 1125“阿斯特拉”双发涡扇公务运输机

IAI 1125“阿斯特拉”是以色列飞机工业公司研制的6座双发涡扇公务运输机，原名1125“西风”，为“西风”型号中燃油效率高且座舱环境较为舒适的一种飞机。与1124 “西风”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，以避免影响座舱内部可使用空间并可使座舱内部高度增加20.3 cm；另外，座舱加长0.61 m，加宽5 cm；机身结构变化不大，仅机头加长50.8 cm，从而增大了航电设备舱的容积。结构广泛采用复合材料。

里程碑

1979 在NBAA会议上宣布研制

1984.3 第一架原型机(4X-WIN)试飞

1984.8 第二架原型机(4X-WIA)试飞

1985.3 第一架生产型(4X-CUA)试飞

1985.8 获FAA型号合格证

1986.6 开始交付使用

三面图

IAI 1125 “阿斯特拉”共生产以下型别:

“阿斯特拉”早期生产型。

“阿斯特拉”SP改进型。1989年10月在NBAA会议上宣布，1990年开始生产。采用新的内部布局，改进了航电设备，装有数字自动驾驶仪和电子飞行仪表系统，改善了空气功力特性和更好的高空飞行性能。NBAA余油航程增加117 km。现被SPX取代。

“阿斯特拉”SPX。1994 年8月首飞，1996年初交付使用。有翼梢小翼，装柯林斯公司Pro Line4机载设备并改装推力更大的TFE731-40R-200G涡扇发动机。

设计特点

(“阿斯特拉” SPX)

机翼悬臂式下单翼，翼型采用高效的IAI西格玛翼型，前缘内侧后掠34°，外侧后掠25°。单块式双梁破损安全结构采用机加工翼肋和蒙皮，4个主框和5个副框与机身下部相连。机翼/机身整流罩采用石墨纤维复合材料，副翼、前缘和翼尖为凯芙拉和Nomex蜂窝结构。

机身金属半硬壳机构，铝合金框和化学铣机身去皮，高应力或高温区采用钢合金或钛合金。

尾翼悬臂式尾翼。双操纵方向舵调整片，垂尾翼尖，升降舵，尾锥采用石墨纤维复合材料，平尾安装角可调。

起落架液压可收放前三点式，双轮结构，装有油气减震器。主起落架向内收入，前起落架向前收起。凯芙拉前起落架舱门，主轮尺寸23×7；前轮尺寸16 ×4.4。前起落架可转向，主轮装有液压操纵多盘式防滑刹车系统。

动力装置2 台18.90 kN推力的TFE731.40R-200G涡扇发功机，带液压反推力装置和全权数字发动机控制系统。发动机装在后机身两侧短舱内。机翼中段整体油箱，2个外机翼油箱和机身中央的上、下油箱，总共载油4 910 L。行李舱前可选装1个载油量为378.5 L的可卸辅助油箱。机身右下侧机翼后部设有单点压力加油口，机身上部有重力加油口，可在一处对所有油箱进行加油。

座舱2人制驾驶舱，有两套操纵设备。驾驶舱和客舱间装有滑动门。增压客舱内标准载客6名。2个座椅在前，后4个座椅两两面对面布置，中间各有1 个可折叠桌子。所有座椅均前后可调、旋转或倾斜，有扶手和头靠。客舱最多可载9 名乘客。厨房和衣柜在客舱前部，盥洗室在后部。机身左前侧有登机门，两边机翼上开有应急出口。加热的行李舱在客舱后部，由外部进入。后机身的服务舱装有飞机电池(或APU)、继电器盒、变流器和其他设备。客舱隔音度比西风2有所提高。

系统使用由发动机引气的环境控制系统，正常压差为0.615×105Pa，可选联信公司的GTCP36-150W辅助动力装置。两套独立的液压系统，压力均为207×105Pa。

由2台发动机驱动的液压泵组成的主系统为操纵刹车、防滑装置，起落架收放、前轮转弯，减速板/减升板和副翼提供动力；1台电驱动的备份液压系统为应急/停放刹车、副翼和反推力装置提供动力。电源系统包括2台300 A，28 V直流起动/发电机，2 台1 kVA单相固态交流器提供单相115 V、400 Hz交流电和26 V交流电用于飞机仪表。2个24 V镍镉电池，用于发动机起动和操作基本飞行仪表和应急设备。带有28 V直流外电源插座。机翼前缘缝翼盒和平尾前缘采用气除冰，发动机进气口采用热防冰。容量为1.35 m3的氧气系统供机组人员和旅客使用。标准的氟利昂发动机灭火系统。

航电设备标准设备包括柯林斯公司5管EFlS-86C电子飞行仪表；两套FCS-80飞行指引系统；两套VHF-22A通讯装置；两套VIR-32导航仪；APJ-85 自动驾驶仪；ADS-85大气数据系统，两套DME-40测距系统；两套RMI-36天线电磁指向仪；两套C-12罗盘系统；两套TDR-90应答器；AHS-85高度和航向参考系统；VNI-80D垂直导航系统；ADF-60A无线电罗盘；ALT-50A无线电高度表；WXP-250A彩色气象雷达。

其他设备电风挡雨刷、电风挡除雾、驾驶舱和客舱灭火器、急救箱、机翼除冰灯、着陆灯、滑行灯、导航闪光灯、旋转信标以及静电放电刷。

外部尺寸

翼展

16.5 m

展炫比

8.8

机长

16.94 m

机身最大宽度

1.57 m

机身最大高度

1.905 m

机高

5.54 m

平尾翼展

6.40 m

主轮距(含减震支柱)

2.77 m

前后轮距

7.34 m

客舱门(前、左)

高×宽

1.37 m×0.66 m

机翼上方应急出口

高×宽

0.69 m×0.48 m

内部尺寸

客舱

长度(含驾驶舱)

6.86 m

(不含驾驶舱)

5.23 m

最大宽度

1.45 m

最大高度

1.70 m

行李舱容积

1.56 m3

面积

机翼

29.40 m2

重量和载荷(A：无远程燃油箱，B：有远程燃油箱)

基本使用空重(含机组人员)

A

5 747 kg

B

5 801 kg

最大可用燃油

A

3 942 kg

B

4 248 kg

带最大商载的燃油重量

A、B

3 470 kg

最大商载

A

1 510 kg

B

1 465 kg

带最大燃油的商载

A

1 080 kg

B

730 kg

最大起飞重量

A，B

10 659 kg

最大着陆重量

A，B

9 389 kg

最大零油重量

A，B

7 257 kg

最大翼载

362.4 kg/m2

最大功率载荷

323.8 kg/m2

性能(最大起飞重量，国际标准大气)

最大远航速度(10 670 m高度7 257 kg起飞重量)

862 km/h

最大使用速度

667 km/h

失速速度(最大着陆重量)

襟翼和起落架收上

206 km/h

襟翼和起落架放下

171 km/h

最大爬升率(海平面)

1 112 m/min

爬升率(海平面，1台发动机停车)

335 m/min

最大认证高度

13 715 m

实用升限(1台发功机停车)

5 790 m

起飞平衡场长(海平面，10 296 kg起飞重量)

1 518 m

着陆场长(海平面，最大着陆重量)

806 m

航程(带远程油箱，4名乘客和45 km余油)

Ma0.80

4 651 km

Ma0.72

5 763 km

(高培仁)