利爾噴氣-60行政機

主要型別有:

"利爾噴氣"60 標準型

"利爾噴氣"60SE 改進型，編號中的"SE"表示"特別版"(Special Edition)。2004年10月11日在美國國家公務(wù)航空協(xié)會的會展上宣布。改進了客艙，同時將標準型的選裝設(shè)備升格為標準設(shè)備。對客艙進行的改進包括:應(yīng)急照明設(shè)備;尾部照明器件;脈沖識別和著陸燈;為駕駛盤圖夾增加了照明;采用金屬或木板貼面裝飾的機艙'狹長的桌臺;兩側(cè)布置的櫥柜;高級地毯;加大了存放行李的空間;微波爐;2個熱飲容器;110V/60Hz交流電電源插座;雙通道"銥"衛(wèi)星電話;前部和后部的視頻監(jiān)控器;可10碟連放的CD播放器;DVD視頻系統(tǒng);Airshow-400機上娛樂系統(tǒng)。該型還加裝了:第2套霍尼韋爾國際公司的KH-950遠程通信設(shè)備;2套羅克韋爾·柯林斯公司的VHF-422C通信電臺;第2套自動測向儀;升級改進后的無線電高度表;帶有風切變告警功能的增強型近地告警系統(tǒng);空中交通警戒和防撞系統(tǒng);帶有湍流探測功能的羅克韋爾·柯林斯公司的TWR-850氣象雷達;結(jié)冰/雷擊探測系統(tǒng);應(yīng)急定位發(fā)射機;升級改進后的駕駛艙話音記錄器;數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄器。

"利爾噴氣"60XR 標準型的改進型，2007年開始在生產(chǎn)線上取代"利爾噴氣"60SE。2005年11月9日在美國國家公務(wù)航空協(xié)會的會展上發(fā)布。2006年4月3日完成首飛，同年9月28日，航電系統(tǒng)獲得補充型號合格證，2007年7月開始交付用戶。

該型可以選擇5種不同的客艙布局，包括1種6座布局、3種7座布局和1種8座布局。其他改進有:采用高級抑噪設(shè)備和隔聲裝置，改裝了發(fā)光二極管照明系統(tǒng)，增大了廚房的存儲空間和工作區(qū)面積，加裝了2個熱飲容器，加裝了"銥星"衛(wèi)星電話，為每位乘客提供觸敏顯示器，加裝了能夠接收美國XM衛(wèi)星廣播公司節(jié)目的影音系統(tǒng)，為DVD、MP3播放器、iPod和筆記本電腦提供端口，Airshow-410或者Airshow-4000機上娛樂系統(tǒng)該型還換裝了羅克韋爾·柯林斯公司的Pro Line 21航電系統(tǒng)，包括2套導(dǎo)航/通信系統(tǒng)、WXR-840氣象雷達、2套FMS-5000飛行管理系統(tǒng)、帶有電子圖表顯示的綜合飛行儀器系統(tǒng)、數(shù)字式發(fā)動機指示系統(tǒng)、空中交通警戒和防撞系統(tǒng)、帶有風切變告警和應(yīng)急定位發(fā)射功能的增強型近地告警系統(tǒng)、4臺203mm×254mm的電子飛行儀表系統(tǒng)液晶顯示器。可選裝的設(shè)備包括XM衛(wèi)星廣播公司的氣象圖接收顯示器、三維飛行管理系統(tǒng)地圖和第2套文件服務(wù)器。

截止2004年12月，"利爾噴氣"60系列總飛行時數(shù)達77.5萬，簽派率達99.52%。截至2007年上半年，利爾噴氣機公司共生產(chǎn)了328架"利爾噴氣"60系列，其中，1994年交付22架，1995年交付24架，1996年交付23架，1997年交付24架，1998年交付32架，1999年交付32架，2000年交付35架，2001年交付29架，2002年交付18架，2003年交付12架，2004年交付9架，2005年交付18架，2006年交付15架，2007年上半年交付8架。

"利爾噴氣"60的研制費用約4000萬美元。2004年，"利爾噴氣"60的單價為1250萬美元;2008年，"利爾噴氣"60XR的單價為1356.2萬美元。

以"利爾噴氣"60為描述對象

機長 17.89m

機身

長度 17.02m

最大直徑 1.96m

機高 4.44m

翼展 13.34m

翼根弦長 2.74m

翼尖弦長 1.12m

機翼展弦比 7.2

機翼面積 24.57m

平尾展長 4.48m

主輪距 2.51m

前后輪距 7.73m

座艙門

寬度 0.64m

離地高度 0.69m

客艙

長度

包括駕駛艙 7.07m

不包括駕駛艙 5.38m

最大寬度 1.80m

最大高度 1.73m

地板面積(不包括駕駛艙) 6.40m

容積(不包括駕駛艙) 12.8m

基本使用空重 6700kg

最大商載 1011kg

最大零油重量 7711kg

最大燃油重量 3588kg

最大燃油重量下商載 484kg

最大商載下燃油重量 3062kg

最大起飛重量 10659kg

最大著陸重量 8845kg

最大停機重量 10773kg

最大使用速度 55km/h

最大使用馬赫數(shù) 0.81

正常巡航速度 839km/h

遠程巡航速度 782km/h

失速速度 197km/h

進近速度 257km/h

最大允許使用高度 15545m

單發(fā)實用升限 7193m

最大爬升率 22.9m/s

起飛場長 1661m

著陸距離 1043m

航程 4972km

"利爾噴氣"60是美國利爾噴氣機公司研制的一種中型雙發(fā)渦扇公務(wù)機，是"利爾噴氣"55C的替代機型。

廠商編號和命名為"利爾噴氣"60(Learjet 60)。

利爾噴氣機公司研制，該公司為加拿大龐巴迪宇航集團的子公司，發(fā)動機由普拉特·惠特尼加拿大公司提供。駕駛艙航電系統(tǒng)由羅克韋爾·柯林斯公司提供。

1990年10月3日被發(fā)布為"利爾噴氣"55C 的后繼機。1990年10月18日,裝有1臺PW305渦扇發(fā)動機的概念驗證機完成首飛。1991年6月13日，該驗證機加長機身后裝2臺PW305渦扇發(fā)動機繼續(xù)試飛。首架生產(chǎn)型飛機于1992年6月15 日首飛，1993年1月15日獲得美國聯(lián)邦航空局的認證，隨后很快開始交付用戶。該機在阿根廷、澳大利亞、百慕大群島、巴西、加拿大、中國、丹麥、德國、開曼群島、意大利、盧森堡、馬來西亞、墨西哥、菲律賓、南非、瑞士、土耳其、阿聯(lián)酋和美國都得到了型號認證。

該機是"利爾噴氣"系列飛機中尺寸最大的一種飛機，裝有翼梢小翼，尾翼呈T形，采用所謂的"三角形垂尾"(垂尾和兩個向外傾斜的腹鰭呈三角形)。該機設(shè)2名駕駛員，可乘6~9名乘客，增壓艙總?cè)莘e15.49米。和"利爾噴氣"55C型相比，主客艙加長了0.71米，后行李艙加長了0.38米。該機風擋玻璃由電加熱金膜去霧，這種金膜也能減少飛行中和停在地面時的太陽加熱，而在高空長時間飛行中能保持座艙溫暖，在滑行、起飛和著陸期間數(shù)字化的前起落架電傳操縱機構(gòu)一直處于工作狀態(tài)。

該機裝有標準的完全綜合的羅克韋爾·柯林斯公司Pro Line 4成套航空電子設(shè)備，包括電子飛行儀表系統(tǒng)、2套數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機、2套導(dǎo)航和通信無線電臺、2套自動航向和姿態(tài)參考系統(tǒng)，自動駕駛儀和遠程導(dǎo)航設(shè)備。

"利爾噴氣"60融合了"利爾噴氣"系列公務(wù)機其他一些機型特點，如果用"利爾噴氣"31的機身/機艙、"利爾噴氣"35A/36A的動力裝置以及"利爾噴氣"55的機翼等。尾錐下方的兩塊三角形腹鰭用來消除荷蘭滾，提高飛機在高速飛行時的穩(wěn)定性，使飛機易改出失速，并降低進近速度和縮短著陸場長。因此，原有的失速告警自動推桿器和2個偏航阻尼器不再需要，但采用了失速告警振桿器和1個偏航阻尼器來保證飛行舒適性。

除特備說明外，以下描述均針對"利爾噴氣"60。

電傳控制、液壓收放的前三點式起落架，主起落架為雙輪，向內(nèi)收起;前起落架為單輪，向前收起。主輪輪胎胎壓為14.76×10Pa。前輪胎壓為7.24×10Pa。

2臺PW305A渦扇發(fā)動機，尾吊安裝。在氣溫27°C時，單臺保持推力為20.5kN。全權(quán)數(shù)字電子控制。標準的單點壓力加油系統(tǒng)。每個機翼上都有重力加油口。

可容納2名駕駛員和最多10名乘客。與"利爾噴氣"55C相比，主艙加長了0.71m，后部行李架部分加長了0.38m。機艙內(nèi)部的總?cè)莘e為15.57m，外部行李艙以及機艙內(nèi)的小隔間能夠容納最多1.67m的行李。后部衛(wèi)生間有平整的地板、大鏡子和衣櫥。廚房的櫥柜有暖爐、冷飲柜、冰柜和餐具。1998年之后生產(chǎn)的飛機更改了內(nèi)設(shè)，重新設(shè)計了乘客服務(wù)設(shè)備，采用新的飲料柜，還可選裝電子監(jiān)控器和娛樂中心，選擇皮革和纖維制品對機艙內(nèi)部進行裝飾。

羅克韋爾·柯林斯公司的UNS-1C飛行管理系統(tǒng)，其中包括數(shù)字式自動駕駛儀。機械操縱。有2臺獨立的電動機分別供駕駛員、副駕駛員控制平尾安裝角，可實現(xiàn)發(fā)生一次故障時仍可正常工作。平尾失控后飛機可人工控制。副翼帶有刷式密封盒隨動調(diào)整片，左側(cè)副翼還帶有電驅(qū)動的配平調(diào)整片。方向舵帶有電驅(qū)動的調(diào)整片。當方向舵踏板的載荷超過22.7kg時，自動輔助伺服操縱系統(tǒng)將開始工作。液壓驅(qū)動的襟翼最大可偏轉(zhuǎn)40°。每側(cè)機翼上都有1個擾流板。可選擇在尾錐的行李艙口安裝阻力傘。

液壓系統(tǒng)工作壓力為10.35MPa，有兩臺發(fā)動機驅(qū)動的變流泵和1臺電力驅(qū)動的輔泵。電氣系統(tǒng)包括2臺30V、直流400A的起動發(fā)電機，由發(fā)動機驅(qū)動，還包括2個24V的直流電池。美國漢勝公司的T-20G-10C3A輔助動力裝置?？照{(diào)系統(tǒng)從發(fā)動機引氣，增壓的最大壓差達0.65×10Pa，可在7833米高度將艙內(nèi)氣壓維持在與海拔2438米的水平。氧氣系統(tǒng)儲氧2180L，有供駕駛員使用的肺式供氧面罩和供乘客使用的吊落式連續(xù)供氧面罩。機翼前緣、進氣道、發(fā)動機整流罩和導(dǎo)流葉片均從發(fā)動機引氣防冰，駕駛艙擋風玻璃采用電熱防冰。

Pro Line 4駕駛艙航電系統(tǒng)，主要組成包括:AMS-850航電管理系統(tǒng);1部WXR-840彩色顯示氣象雷達;2臺數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機;1套遠程導(dǎo)航設(shè)備;2部導(dǎo)航/通信電臺;兩套自動姿態(tài)航向基準系統(tǒng);4臺152mm×178mm的電子飛行儀表系統(tǒng)顯示器。

不同類型的噴氣發(fā)動機，無論沖壓噴氣、脈沖噴氣、燃氣輪機、渦輪/沖壓噴氣或者渦輪-火箭，其差別僅在于"推力提供者"即發(fā)動機供應(yīng)能量并將能量轉(zhuǎn)換成飛行動力的方式。

沖壓噴氣發(fā)動機(Ramjet)實際上是一種氣動熱力涵道。它沒有任何主要旋轉(zhuǎn)零件，只 包含一個擴張形進氣涵道和一個收斂形或者收斂-擴張形出口。當由外部能源強迫其向前運動時，空氣被迫進入進氣道。當它流過這一擴散形涵道時，其速度或動能降低，而壓力能增加。爾后，靠燃油的燃燒來增加其總能量，膨脹的燃氣通過出口涵道高速排入大氣。沖壓噴氣發(fā)動機常作為導(dǎo)彈和靶機的動力裝置，但單純的沖壓噴氣發(fā)動機不適于作為普通飛機動力裝置，因為在它產(chǎn)生推力前，要求向它施加向前的運動。

沖壓發(fā)動機本身沒有活動的部分，氣流從前端進氣口進入發(fā)動機之后，利用涵道截面積的變化，讓高速氣流降低，并且提高氣體壓力。壓縮過后的氣體進入燃燒室，與燃料混合之后燃燒。由于沖壓發(fā)動機維持運作的一個重要條件就是高速氣流源源不絕的從前方進入，因此發(fā)動機無法在低速或者是靜止下繼續(xù)運作，只能在一定的速度以上才可以產(chǎn)生推力。為了讓沖壓發(fā)動機加速到適合的工作速度，必須有其他的輔助動力系統(tǒng)自靜止或者是低速下提高飛行速度，然后才點燃沖壓發(fā)動機。

由于沒有活動組件，沖壓發(fā)動機與一般噴氣發(fā)動機比較起來，重量較低，結(jié)構(gòu)也比較簡單，不過沖壓發(fā)動機在低速時的氣體壓縮效果有限，因此低速時效率比較差。

沖壓發(fā)動機適合的工作環(huán)境是在2馬赫與以上的速度，最低啟動也大約是此界線，隨著速度逐漸增加，氣體的沖壓效應(yīng)在3馬赫時效率會大幅壓過渦輪噴氣發(fā)動機，而此時的渦輪噴氣發(fā)動機受限于超溫往往已經(jīng)無法運作了，但是沖壓發(fā)動機在燃燒的階段，進氣氣流的速度仍然需要經(jīng)過激波減速在音速以下，否則燃燒過程將無法維持。新一代的沖壓發(fā)動機稱為超音速燃燒沖壓發(fā)動機(Scramjet)，這種發(fā)動機的氣流在燃燒階段還是維持在音速以上的速度，在技術(shù)難度上更高，也是發(fā)動機公司發(fā)展的對象。

沖壓噴氣發(fā)動機是一種利用迎面氣流進入發(fā)動機后減速，使空氣提高靜壓的一種空氣噴氣發(fā)動機。它通常由進氣道(又稱擴壓器)、燃燒室、推進噴管三部組成。沖壓發(fā)動機沒有壓氣機(也就不需要燃氣渦輪)，所以又稱為不帶壓氣機的空氣噴氣發(fā)動機。

這種發(fā)動機壓縮空氣的方法，是靠飛行器高速飛行時的相對氣流進入發(fā)動機進氣道中減速，將動能轉(zhuǎn)變成壓力能(例如進氣速度為3倍音速時，理論上可使空氣壓力提高37倍)。沖壓發(fā)動機的工作時，高速氣流迎面向發(fā)動機吹來，在進氣道內(nèi)擴張減速，氣壓和溫度升高后進入燃燒室與燃油(一般為煤油)混合燃燒，將溫度提高到2000一2200℃甚至更高，高溫燃氣隨后經(jīng)推進噴管膨脹加速，由噴口高速排出而產(chǎn)生推力。沖壓發(fā)動機的推力與進氣速度有關(guān)，如進氣速度為3倍音速時，在地面產(chǎn)生的靜推力可以超過2OO千牛。

沖壓發(fā)動機的構(gòu)造簡單、重量輕、推重比大、成本低。但因沒有壓氣機，不能在靜止的條件下起動，所以不宜作為普通飛機的動力裝置，而常與別的發(fā)動機配合使用，成為組合式動力裝置。如沖壓發(fā)動機與火箭發(fā)動機組合，沖壓發(fā)動機與渦噴發(fā)動機或渦扇發(fā)動機組合等。安裝組合式動力裝置的飛行器，在起飛時開動火箭發(fā)動機、渦噴或渦扇發(fā)動機，待飛行速度足夠使沖壓發(fā)動機正常工作的時，再使用沖壓發(fā)動機而關(guān)閉與之配合工作的發(fā)動機;在著陸階段，當飛行器的飛行速度降低至沖壓發(fā)動機不能正常工作時，又重新起動與之配合的發(fā)動機。如果沖壓發(fā)動機作為飛行器的動力裝置單獨使用時，則這種飛行器必須由其他飛行器攜帶至空中并具有一定速度時，才能將沖壓發(fā)動機起動后投放。

脈沖噴氣發(fā)動機(Pulsejet)采用間歇燃燒原理。與沖壓噴氣發(fā)動機不同，它能在靜止狀態(tài)工作。這 種發(fā)動機是由類似沖壓噴氣發(fā)動機的一種空氣動力涵道構(gòu)成。它的壓力較高，結(jié)構(gòu)比較堅實。進氣涵道有許多進氣"活門"，在彈簧拉力作用下處于打開位置，通過打開的活門空氣進入燃燒室，并靠燃燒噴入燃燒室中去的燃油得到加熱，由此引起的膨脹使壓力升高，迫使活門關(guān)閉，然后膨脹的燃氣向后噴出;排氣造成降壓，使活門重新開啟。這種過程周而復(fù)始。脈沖噴氣發(fā)動機曾經(jīng)被設(shè)計成直升機旋翼的推進裝置，有的還通過精心設(shè)計涵道來控制共振循環(huán)的壓力變化而省去了進氣活門。但脈沖噴氣發(fā)動機不適于作為飛機動力裝置，因為它的油耗高，又無法達到現(xiàn)代燃氣渦輪發(fā)動機的性能。

火箭發(fā)動機(Rocket)雖然也屬于噴氣發(fā)動機，但它們有重大區(qū)別。即火箭發(fā)動機不用大氣作為推進流體，而用它攜帶的液態(tài)燃料或化學(xué)分解而形成的燃料與氧氣劑的燃燒來產(chǎn)生它自己的推進流體，從而能在地球大氣層外工作，但因此它也只適用工作時間很短的情況比較適合用于緊急動力系統(tǒng)。特點是推力大油耗高，不受工作速度影響。

渦輪噴氣式發(fā)動機應(yīng)用于噴氣推進避免了火箭和沖壓噴氣發(fā)動機固有的弱點，因為采用了渦輪驅(qū)動的壓氣機，因此在低速時發(fā)動機也有足夠的壓力來產(chǎn)生強大的推力。渦輪噴氣發(fā)動機按照"工作循環(huán)"工作。它從大氣中吸進空氣，經(jīng)壓縮和加熱這一過程之后，得到能量和動量的空氣以高達2000英尺/秒(610米/秒)或者大約1400英里/小時(2253公里/小時)的速度從推進噴管中排出。在高速噴氣流噴出發(fā)動機時，同時帶動壓氣機和渦輪繼續(xù)旋轉(zhuǎn)，維持"工作循環(huán)"。渦輪發(fā)動機的機械布局比較簡單，因為 它只包含兩個主要旋轉(zhuǎn)部分，即壓氣機和渦輪，還有一個或者若干個燃燒室。然而，并非這種發(fā)動機的所有方面都具有這種簡單性，因為熱力和氣動力問題是比較復(fù)雜的。這些問題是由燃燒室和渦輪的高工作溫度、通過壓氣機和渦輪葉片而不斷變化著的氣流、以及排出燃氣并形成推進噴氣流的排氣系統(tǒng)的設(shè)計工作造成的。

飛機速度低于大約450英里/小時(724公里/小時)時，純噴氣發(fā)動機的效率低于螺旋槳型發(fā)動機的效率，因為它的推進效率在很大程度上取決于它的飛行速度;因而，純渦輪噴氣發(fā)動機最適合較高的飛行速度。然而，由于螺旋槳的高葉尖速度造成的氣流擾動，在350英里/小時(563公里/小時)以上時螺旋槳效率迅速降低。這些特性使得一些中等速度飛行的飛機不用純渦輪噴氣裝置而采用螺旋槳和燃氣渦輪發(fā)動機的組合 -- 渦輪螺旋槳式發(fā)動機。

渦輪螺旋槳發(fā)動機(Turboprop)的優(yōu)越性在一定程度上被內(nèi)外涵發(fā)動機、涵道風扇發(fā)動機和槳 扇發(fā)動機的引入所取代。

這些發(fā)動機比純噴氣發(fā)動機流量大而噴氣速度低，因而，其推進效率超過了純噴氣發(fā)動機的推進效率。低速推力大，巡航速度相對渦輪噴氣油耗低，介于渦扇與活塞螺旋槳之間。

渦輪沖壓噴氣

渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機將渦輪噴氣發(fā)動機(它常用于馬赫數(shù)低于3的各種速度)與沖壓噴氣發(fā)動機結(jié)合起來，在高馬赫數(shù)時具有良好的性能。這種發(fā)動機的周圍是一涵道，前部具有可調(diào)進氣道，后部是帶可調(diào)噴口的加力噴管。起飛和加速、以及馬赫數(shù)3以下的飛行狀態(tài)下，發(fā)動機用常規(guī)的渦輪噴氣式發(fā)動機的工作方式;當飛機加速到馬赫數(shù)3以上時，其渦輪噴氣機構(gòu)被關(guān)閉，氣道空氣借助于導(dǎo)向葉片繞過壓氣機，直接流入加力噴管，此時該加力噴管成為沖壓噴氣發(fā)動機的燃燒室。這種發(fā)動機適合要求高速飛行并且維持高馬赫數(shù)巡航狀態(tài)的飛機，在這些狀態(tài)下，該發(fā)動機是以沖壓噴氣發(fā)動機方式工作的，

渦輪/火箭發(fā)動機

與渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機的結(jié)構(gòu)相似，一個重要的差異在于它自備燃燒用的氧。這種發(fā)動機有一多級渦輪驅(qū)動的低壓壓氣機，而驅(qū)動渦輪的功率是在火箭型燃燒室中燃燒燃料和液氧產(chǎn)生的。因為燃氣溫度可高達3500度，在燃氣進入渦輪前，需要用額外的燃油噴入燃燒室以供冷卻。然后這種富油混合氣(燃氣)用壓氣機流來的空氣稀釋，殘余的燃油在常規(guī)加力系統(tǒng)中燃燒。雖然這種發(fā)動機比渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機小且輕，但是，其油耗更高。這種趨勢使它比較適合截擊機或者航天器的發(fā)射載機。這些飛機要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而無須長的續(xù)航時間。

這種發(fā)動機可能很適合單級入軌火箭/飛機(SSTO)使用，因為它的比沖相對火箭發(fā)動機要高，但推力也足夠大，可以在高空工作，所以還是很有發(fā)展前景的。

有一個特性就是這種發(fā)動機理論上可以在無氧大氣環(huán)境下工作，因為它可以不和大氣成分發(fā)生化學(xué)反應(yīng)，所以這種發(fā)動機可能會用于未來的外行星飛機。