常见超轻型机资料

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蜻蜓超轻型飞机
　　蜻蜓超轻型飞机是石家庄红星机械厂研制的，1983年投入生产。这种飞机有单座机和双座机两种，结构轻巧，使用安全，在空中发动机停机后，也可滑翔着落。它适用于航空体育、空中游览、空中巡视、农林作业、急救邮递等。翼展9.78米、机长5米，空重149公斤，巡航速度66公里/小时，航程180公里。



“蜜蜂三C”飞机是双座超轻型飞机，具有上单翼、半封闭座舱、正常式尾翼、前三点固定式起落架和三轴操纵系统。机翼平面形状为长方形，剖面为平凸翼型，机翼由轻金属骨架和蒙布构成，蒙皮是航空亚麻布。而“蜜蜂十一号”则改为了全封闭座舱，并且还可根据需要改为小型三座机。“蜜蜂”系列飞机具有重量轻、设计过载大、操作灵活、拆装方便等特点，可用于农业除虫、森林防护、空中摄影、航空测量和飞行训练等方面。以下数据适合“蜜蜂三C”型。
动力装置：l台奥地利罗塔克斯公司447型发动机，功率为31.3千瓦，主油箱油量25升，副油箱油量60升。
尺寸数据：翼展8.60米，机长6.10米，机高2.3米，机翼面积13.2平方米。
重量数据：空重150千克，总重320千克，最大起飞重量330千克。
        性能数据：最大平飞速度120千米／小时，巡航速度90千米／小时，失速速度55千米／小时，起飞滑跑距离55米，最大爬升率3米／秒，升限4000米，航程550干米，

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WT-11“支奴干”(Chinook)
伯德曼企业有限公司


概　　况
WT-11“支奴干”是加拿大伯德曼(Birdman)企业有限公司研制的单发活塞式超轻型飞机。1982年设计，同年12月12日首次试飞。1983年3月开始批生产。单座型有WT-11-277和WT-11-377两个型别。以成套零、部件形式出售，有经验的制造者可在40～60工作小时内装配完毕，无经验的制造者也可在100工作小时内装配完毕。已生产了数百架。1983年10月15日试飞了前后座双座型“支奴干”2S。双座型用于飞行训练、体育飞行和轻型运输等用途。结构和单座型相似，但翼展加大，座舱加长12.7厘米，挂副油箱，装功率更大的发动机，加强了结构，配置两套操纵系统。对于有经验和无经验的制造者，可分别在60～80和120～190工作小时内装配完毕。

技术数据
(WT-11-377型) 外形尺寸
　　机长　　　　　　　　　　　5.34米
　　机高　　　　　　　　　　　1.78米
　　翼展　　　　　　　　　　　10.67米
　　展弦比　　　　　　　　　　8.75
　　机翼面积　　　　　　　　　13.01米2
重量及载荷
　　空重　　　　　　　　　　　122千克
　　最大起飞重量　　　　　　　283千克
　　1台26.8千瓦(36马力)罗塔克斯公司377型活塞式发动机
性能数据
　　海平面最大平飞速度　　　　97公里/小时
　　经济巡航速度　　　　　　　89公里/小时
　　海平面最大爬升率　　　　　4.6米/秒
　　实用升限　　　　　　　　　4575米
　　起飞滑跑距离　　　　　　　31～46米
　　起飞距离　　　　　　　　　62～76米　　着陆滑跑距离　　　　　　　31～62米
　　航程　　　　　　　　　　　161～241公里

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“蜻蜓”(Dragonfly)-5
石家庄飞机制造厂



概　　况
　　“蜻蜓”-5是由中国石家庄飞机制造厂研制的超轻型飞机，包括“蜻蜓”-5、“蜻蜓”-5A和“蜻蜓”-5B 3个型别。
　　“蜻蜓”-5和“蜻蜓”-5A飞机于1982年7月开始研制，先后进行了风洞试验、自由飞模型飞机飞行试验和各系统试验，并进行了全机静力试验。1983年7月26日首次试飞成功，同年9月通过国家技术鉴定。1984年被验收为河北省采用国际标准的产品。截止1992年底，已生产“蜻蜓”-5系列飞机37架。除国内销售外，还出口到马来西亚。
　　“蜻蜓”-5和“蜻蜓”-5A是我国最早通过国家技术鉴定的超轻型飞机。“蜻蜓”-5型主要用于体育运动、空中游览、邮递、空中巡视等；加装农业设备后，可用于农、林、牧业的播种、施肥及除虫等。“蜻蜓”-5A为并列双座机。除上述用途外，还可用于飞行员培训和空中摄影，也可改装成水上飞机。
　　1984年5月工厂开始“蜻蜓”-5A的改型机“蜻蜓”-5B的研制工作。为了提高商载和飞机性能，换装了大马力发动机，改单翼面为双翼面并加装副翼，操纵系统改为正常三轴式，座舱为流线型半封闭式，并排双座改为前后串列式，并加装了必要的飞行仪表。“蜻蜓”-5B原型机于1984年12月首次试飞，1985年9月通过国家技术鉴定并投入小批生产。
　　“蜻蜓”-5系列飞机结构简单、重量轻、维护方便、操纵灵活、驾驶容易、拆装方便、易于运输、飞机具有良好的飞行性能，可在离地面5米的高度平稳飞行。空中关车后可滑翔着陆，飞行安全可靠，起降滑跑距离短，能在平坦的草地上起落。



技术数据
外形尺寸
　　翼展
　　　“蜻蜓”-5　　　　　　　　　　　　10.55米
　　　“蜻蜓”-5A　　　　　　　　　　　 10.55米
　　　“蜻蜓”-5B　　　　　　　　　　　 10.62米
　　机长
　　　“蜻蜓”-5　　　　　　　　　　　　5.36米
　　　“蜻蜓”-5A　　　　　　　　　　　 5.36米
　　　“蜻蜓”-5B　　　　　　　　　　　 5.75米
　　机高
　　　“蜻蜓”-5　　　　　　　　　　　　2.84米
　　　“蜻蜓”-5A　　　　　　　　　　　 2.84米
　　　“蜻蜓”-5B　　　　　　　　　　　 2.86米
重量数据
　　最大起飞重量
　　　“蜻蜓”-5　　　　　　　　　　　　241千克
　　　“蜻蜓”-5A　　　　　　　　　　　 294千克
　　　“蜻蜓”-5B　　　　　　　　　　　 320千克
　　空机重量
　　　“蜻蜓”-5　　　　　　　　　　　　123千克
　　　“蜻蜓”-5A　　　　　　　　　　　 135千克
　　　“蜻蜓”-5B　　　　　　　　　　　 150千克
性能数据
　　最大平飞速度
　　　“蜻蜓”-5　　　　　　　　　　　　88公里/小时
　　　“蜻蜓”-5A　　　　　　　　　　　 77公里/小时
　　　“蜻蜓”-5B　　　　　　　　　　　 100公里/小时
　　巡航速度
　　　“蜻蜓”-5　　　　　　　　　　　　47～75公里/小时
　　　“蜻蜓”-5A　　　　　　　　　　　 50～70公里/小时
　　　“蜻蜓”-5B　　　　　　　　　　　 65公里/小时
　　爬升率(H=0)
　　　“蜻蜓”-5　　　　　　　　　　　　3.4米/秒
　　　“蜻蜓”-5A　　　　　　　　　　　 1.4米/秒
　　　“蜻蜓”-5B　　　　　　　　　　　 3.2米/秒
　　实用升限
　　　“蜻蜓”-5　　　　　　　　　　　　3500米
　　　“蜻蜓”-5A　　　　　　　　　　　 1500米
　　　“蜻蜓”-5B　　　　　　　　　　　 3200米
　　航程
　　　“蜻蜓”-5　　　　　　　　　　　　104公里
　　　“蜻蜓”-5A　　　　　　　　　　　 86公里
　　　“蜻蜓”-5B　　　　　　　　　　　 120公里
　　起飞滑跑距离
　　　“蜻蜓”-5　　　　　　　　　　　　27米
　　　“蜻蜓”-5A　　　　　　　　　　　 51米
　　　“蜻蜓”-5B　　　　　　　　　　　 54米
　　着陆滑跑距离
　　　“蜻蜓”-5　　　　　　　　　　　　33米
　　　“蜻蜓”-5A　　　　　　　　　　　 23米
　　　“蜻蜓”-5B　　　　　　　　　　　 66米

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AD100
南京航空学院


概　　况
　　AD100是中国南京航空航天大学与美国艾达索有限公司(ADASO，INC)合作为适应国外市场的需要而研制的单座超轻型飞机。1984年5月，南京航空航天大学(NAI)与美国艾达索有限公司商定联合研制，南京航空航天大学承担该机的全部设计研制工作。艾达索有限公司负责提供国外市场的最新信息、设备及负责该机在国外市场的销售。
　　1985年8月完成了原型机的试飞，设计满足美国FAR103部的有关规定。
　　AD100单座超轻型飞机1985年11月参加了美国洛杉矶轻型飞机博览会，1986年分别参加了在上海、南京举办的对外贸易洽谈会和北京国产民用飞机汇报展销会，受到普遍好评。1986年5月，澳大利亚健身运动器材公司专程来南京购买了一架AD100飞机。 AD100经过适当改装，可用于空中摄影、地貌测量、森林保护、农业运输等。
　　AD100的发展型AD200(双座型)定于1986年底可完成原型机的试飞。
设计特点
　　AD100采用先进的鸭式布局，全封闭式座舱、全玻璃钢复合材料的机体结构。AD100可以方便地分解成前翼、机身、两片主翼及两片小翼。可装入配套设计的专用拖车。拖车可由小轿车或小客车牵引，存放在一般家庭车库。AD100造型新颖，外形美观，座舱舒适，视野开阔，操作简单，飞行安全。飞机可在土跑道上或草坪上起飞降落。
　　机翼　悬臂式上单翼、相对厚度为20%，前缘后掠角为12°。单块式结构。蒙皮为玻璃钢蜂窝夹层板。后缘装有一对兼作襟翼的副翼。作为襟翼使用时能向下偏20°。作为副翼使用可偏转15°。翼尖装有全复合材料小翼，兼起方向稳定和方向操纵作用，方向舵偏转范围25°。
　　前翼　直翼全复合材料蜂窝夹层结构。升降舵最大下偏25°，最大上偏-5°，前翼与机身通过三只螺栓连接。
　　机身　硬壳式长圆形截面结构。壳体由蜂窝壁板和航空层板制造。机身当量直径0.89米。机身上有若干个用航空层板制成的加强框。
　　起落架　前三点式。主起落架为整体拱形玻璃钢结构，与机身加强框胶接，无金属连接件。前起落架为金属焊接结构，可操纵转弯滑行，与方向舵联动，并装有前轮刹车机构。
　　动力装置　装有一台Rotax-277二冲程单缸活塞发动机，功率19.9千瓦(27马力)，使用标准型二叶推进螺旋桨。机身中部装有容积为19升的油箱。
　　座舱装有可调座椅。席椅前后调节量为200毫米。开有可调通风口。
　　系统　三轴操纵系统。配有可独立工作的襟副翼操纵机构。升降舵和襟副翼舵为硬式操纵，方向舵为软式操纵。
　　机载设备　装有一般国际通用仪表，还装有美国最新采用的救生伞，在紧急情况下，可保证乘员和飞机同时安全着陆。


技术数据
外形尺寸
　　翼展　　　　　　　　　　　　　　8.68米
　　机长　　　　　　　　　　　　　　5.02米
　　机高　　　　　　　　　　　　　　1.71米
　　机翼面积　　　　　　　　　　　　10.63米2
　　机翼展弦比　　　　　　　　　　　7.09
　　机翼前缘后掠角　　　　　　　　　12°
　　主轮距　　　　　　　　　　　　　1.4米
　　前主轮距　　　　　　　　　　　　2.17米
重量数据
　　最大起飞重量　　　　　　　　　　240千克
　　最大着陆重量　　　　　　　　　　230千克
　　空机重量　　　　　　　　　　　　126千克
性能数据
　　最大平飞速度　　　　　　　　　　120公里/小时
　　经济巡航速度　　　　　　　　　　75～80公里/小时
　　升限　　　　　　　　　　　　　　3490米
　　起飞滑跑距离　　　　　　　　　　60米
　　着陆滑跑距离　　　　　　　　　　68米
　　航程　

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AD200
南京航空航天学院



概　　况
　　AD200双座超轻型飞机是中国南京航空学院在自行设计、研制AD100单座超轻型飞机成功的基础上，针对国际市场同时考虑国内需要而自行设计、研制并联合企业单位生产出来的新一代超轻型飞机。
　　该机于1986年10月正式开始方案论证和选型设计；1989年4月，01号原型机在南京土山机场首飞成功。改进后的原型机和定型机先后于1990年8月和1992年10月进行试飞、表演和取证飞行。先后共有21名飞行员驾驶AD200飞机，计560余次起落，留空时间达130余小时，60多名乘客坐过AD200飞机。
　　试飞和表演飞行结果证明，AD200双座轻型飞机达到并部分超过了原定技术性能指标。
　　AD200飞机很适于航空运动、教练、空中旅游和巡逻，经简单改装可作农林、空中摄影等专用机。
设计特点
　　AD200双座飞机采用鸭式(利用前翼有利干扰)和双翼尖垂尾布局，全玻璃钢复合材料的机体结构，防失速、不会进入尾旋和抗坠毁的安全飞行设计，以及飞机可分解成前翼、机身、两片机翼和两片垂尾的可拆式设计。AD200是一种造型新颖、外形美观、座舱舒适、视野开阔、操作简单、飞行安全和储、运方便的新一代双座超轻型飞机。
　　机翼　悬臂式中单翼，相对厚度20%，前缘后掠角15°，双梁、单墙式结构。蒙皮为玻璃钢蜂窝夹芯板。梢部后缘装有能偏转±20°的副翼。翼尖装有翼梢小翼式的全复合材料结构的垂尾，其上的方向舵可偏转30°。
　　前翼　直翼，全复合材料蜂窝夹芯结构。升降舵偏转范围为-15°～+15°。前翼和机身通过四个螺栓连接。
　　起落架　前三点固定式起落架，主起落架支柱为整体圆拱式玻璃钢泡沫夹芯结构。前、主起落架均为单轮。低压轮胎。主轮装有手动液压刹车装置。
　　操纵系统　三轴操纵，升降舵和副翼操纵系统为全硬式，方向操纵系统为硬、软混合式。可以安装双操纵系统。
　　动力装置　一台奥地利罗塔克斯公司447 2V型双缸、二种程、风冷、电起动发动机。后置安装，采用推进式螺旋桨，最大功率30.9千瓦(42马力)。使用90号或75号航空汽油。汽油和滑油比50:1。
　　机载设备　空速表、高度表、升降速度表、磁罗盘、时钟以及发动机转速表和汽缸头温度表。可选装弹射救生伞(连同飞机一起降落)和其它设备。
AD200
南京航空航天学院
技术数据
外形尺寸
　　翼展　　　　　　　　　　　　9.41米
　　机长　　　　　　　　　　　　6.29米
　　机高　　　　　　　　　　　　2.01米
重量数据
　　空机重量　　　　　　　　　　220千克
　　最大起飞重量　　　　　　　　440千克
　　最大燃油重量　　　　　　　　34千克
性能数据
　　最大平飞速度　　　　　　　　135公里/小时
　　最小平飞速度　　　　　　　　70公里/小时
　　巡航速度　　　　　　　　　　95公里/小时
　　海平面爬升率　　　　　　　　2.5米/秒
　　实用升限　　　　　　　　　　3500米
　　航程　　　　　　　　　　　　>350公里
　　起飞滑跑距离　　　　　　　　100米

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L-13SW“伐弗特”(Vivat)
航空技术公司



概　　况
　　L-13SW“伐弗特”是捷克斯洛伐克航空技术公司生产的一种并列双座动力滑翔机。它是列特国营公司(Let Narodni Podnik)生产的L-13“勃莱尼克”(Blanik)无动力滑翔机的改型。该型设计工作开始于1976年夏季。1977年秋季开始制造3架原型机。第一架原型机(OK-068)于1978年5月10日首次试飞，第一架生产型机于1983年11月首次试飞。航空技术公司现正在为捷克航空俱乐部生产200架L-13SW。至1986年初约已制造30架。
设计特点
　　机体　悬臂式上单翼。常规尾翼。起落装置为单个主起落架、尾轮和翼尖护翼轮。轻合金铆接结构，但前机身为金属管焊接构架和玻璃钢蒙皮，操纵面用布质蒙皮。
　　动力装置　机头安装一台航空技术公司的48.5千瓦(66马力)密支伦Ⅲ S(A)直列活塞式发动机，驱动一个艾伦•勃诺公司V208或霍夫曼公司HO-V-62R双桨叶木质螺旋桨。最大燃油容量50升。
L-13SW“伐弗特”(Vivat)
航空技术公司
技术数据
外形尺寸
　　机长　　　　　　　　　　　8.30米
　　机高　　　　　　　　　　　2.30米
　　翼展　　　　　　　　　　　16.71米
　　展弦比　　　　　　　　　　13.81
　　机翼面积　　　　　　　　　20.20米2
重量及载荷
　　带设备空重　　　　　　　　463千克
　　最大起飞重量　　　　　　　670千克
性能(最大起飞重量，带V208螺旋桨)
　　最大巡航速度　　　　　　　175公里/小时
　　经济巡航速度　　　　　　　155公里/小时
　　失速速度　　　　　　　　　60公里/小时
　　海平面最大爬升率　　　　　140米/分
　　实用升限　　　　　　　　　4000米
　　起飞滑跑距离　　　　　　　200米
　　起飞距离　　　　　　　　　430米
　　着陆距离　　　　　　　　　370米
　　着陆滑跑距离　　　　　　　110米
　　航程(30升燃油)　　　　　　380公里
　　　　(50升燃油)　　　　　　640公里

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DG-500
格拉泽-迪尔克斯飞机制造公司



概　　况
　　DG-500是德国格拉泽-迪尔克斯飞机制造公司研制的一种双座滑翔机/动力滑翔机。机体部件由南斯拉夫的伊兰公司生产。DG-500M动力滑翔机型原型机于1987年3月19日首次飞行，动力装置和DG-400类似，但功率加大。1988年春季开始生产，至1991年底已交付45架。其它两种无动力装置的滑翔机型为DG-500/22“伊兰”和DG-500“伊兰”教练型。至1990年底分别交付了6架和5架。
设计特点
　　机体　悬臂式中单翼。T形尾翼。机身、机翼、尾翼和操纵面由碳纤维或玻璃纤维复合材料制成。可收放钢制弹簧自行车式起落架。座舱盖向右侧打开。
　　动力装置　1台罗塔克斯公司的44.7千瓦(60马力)535C型两冲程活塞式发动机，安装在后座舱后方的支架上，驱动一副霍夫曼公司双桨叶定距螺旋桨。不用时动力装置可收入机身。除一个40升机身油箱外，还可在每个机翼内选装一个20升油箱，使总燃油容量达80升。
技术数据
(DG-500M原型机)
外形尺寸
　　机长　　　　　　　　　　　8.66米
　　机高　　　　　　　　　　　1.80米
　　展弦比　　　　　　　　　　26.4
　　机翼面积　　　　　　　　　18.30米2
　　螺旋桨直径　　　　　　　　1.58米
重量及载荷
　　空重　　　　　　　　　　　525千克
　　最大起飞重量　　　　　　　825千克
性能数据
　　最大速度(无风)　　　　　　270公里/小时
　　　　　　(有风)　　　　　　205公里/小时
　　失速速度　　　　　　　　　85.5公里/小时
　　最大空中牵引速度　　　　　205公里/小时
　　最大绞车牵引起飞速度　　　140公里/小时

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IS-28B2
罗马尼亚航空制造企业


概　　况
　　IS-28B2是罗马尼亚航空制造企业研制的一种高性能双座教练和特技飞行滑翔机。它是IS-28B2和-28B1的发展型并成为1976年以后的标准型。至1985年初，已制造了360多架，出口至阿根廷、澳大利亚、博茨瓦纳、加拿大、哥伦比亚、法国、前联邦德国、匈牙利、印度、挪威、英国和美国等大约20个国家。
设计特点
　　机体　悬臂式上单翼机。全金属前掠机翼。布质蒙皮副翼和开裂式后缘襟翼。全金属半硬壳式前段和中段机身，杜拉铝硬壳式后机身。悬臂式T形尾翼。装有油-气式减震器和盘式刹车的半收放单个主起落架和固定式尾起落架。座舱盖向右侧打开并可在飞行中投抛。
技术数据
外形尺寸
　　机长　　　　　　　　　　　　8.45米
　　机高　　　　　　　　　　　　1.87米
　　翼展　　　　　　　　　　　　17.00米
　　展弦比　　　　　　　　　　　15.84
　　机翼面积　　　　　　　　　　18.24米2
重量及载荷
　　空重　　　　　　　　　　　　400千克
　　最大起飞重量　　　　　　　　590千克
　　最佳滑翔机比(在100公里/小时时)　　33
性能数据
　　最小下降速度(在85公里/小时时)　　 46.8米/分
　　失速速度　　　　　　　　　　　　　72公里/小时
　　最大速度(静止空气)　　　　　　　　230公里/小时
　　　　　　(颠簸气流)　　　　　　　　169公里/小时
　　最大空中牵引速度　　　　　　　　　140公里/小时
　　最大牵引起飞速度　　　　　　　　　110公里/小时

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“不死鸟”(Phoenix)SG-1
西风有限公司
技术数据
外形尺寸
　　机长　　　　　　　　　　　　4.62米
　　机高　　　　　　　　　　　　2.90米
　　翼展　　　　　　　　　　　　10.97米
　　展弦比　　　　　　　　　　　6.5
　　机翼面积　　　　　　　　　　18.58米2
　　螺旋桨直径　　　　　　　　　1.57米
重量及载荷
　　设计空重　　　　　　　　　　150千克
　　最大起飞重量　　　　　　　　397千克
性能数据
　　发动机功率　　　　　　　　　37.3千瓦(51马力)
　　最大平飞和最大巡航速度　　　120公里/小时
　　经济巡航速度　　　　　　　　104公里/小时
　　失速速度(有动力)　　　　　　52公里/小时
　　　　　　(停车)　　　　　　　57公里/小时
　　海平面最大爬升率　　　　　　183米/分
　　起飞滑跑距离　　　　　　　　61米
　　着陆滑跑距离　　　　　　　　46米
　　最大燃油航程　　　　　　　　209公里
　　续航时间(最大燃油，10分钟余油)　2小时

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“魁基”(Quickie)
魁基飞机公司
技术数据
外形尺寸
　　机长　　　　　　　　　　　　5.28米
　　翼展　　　　　　　　　　　　5.08米
　　前翼翼展　　　　　　　　　　4.67米
　　翼面积　　　　　　　　　　　2.52米2
　　前翼面积　　　　　　　　　　2.47米2
重量及载荷
　　空重　　　　　　　　　　　　109千克
　　最大起飞重量　　　　　　　　236千克
　　1台16.4千瓦(22马力)渥纳公司卧式对置双缸四冲程活塞式发动机
性能数据
　　最大平飞速度　　　　　　　　225公里/小时
　　最大巡航速度　　　　　　　　214公里/小时
　　海平面爬升率　　　　　　　　3米/秒
　　实用升限　　　　　　　　　　4665米
　　起飞滑跑距离　　　　　　　　137米
　　着陆滑跑距离　　　　　　　　183米
　　航程　　　　　　　　　　　　845公里

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“伞翼机”(Paraplane)PM-2
伞翼机公司
技术数据
外形尺寸
　　运动伞展长　　　　　　　　　　　9.30米
　　弦长　　　　　　　　　　　　　　3.96米
　　面积　　　　　　　　　　　　　　37.16米2
　　机体长度　　　　　　　　　　　　1.73米
　　机体高度　　　　　　　　　　　　1.70米
　　螺旋桨直径　　　　　　　　　　　1.29米
重量及载荷
　　空重　　　　　　　　　　　　　　74.5千克
　　最大驾驶员重量　　　　　　　　　84千克
　　最大起飞重量　　　　　　　　　　193千克
　　2台11.2千瓦(15马力)索洛公司单缸两冲程活塞式发动机
性能数据
　　最大平飞和巡航速度　　　　　　　41公里/小时
　　滑翔速度(慢车状态)　　　　　　　34公里/小时
　　最大爬升率　　　　　　　　　　　2.5米/秒
　　实用升限　　　　　　　　　　　　大于1525米
　　起飞滑跑距离　　　　　　　　　　30～46米
　　航程　　　　　　　　　　　　　　80公里
　　续航时间　　　　　　　　　　　　1.5小时

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447“指挥员”(Commander)
空中指挥制造公司
概　　况
　　447“指挥员”是由美国空中指挥制造公司(Air Command Manufacturing Inc.)研制的据称是世界上第一种进行批生产的单座超轻型旋翼机，它满足超轻型飞机条例要求。以整机和成套零、部件两种形式出售900多架。买主大部分是美国人，但也销售到澳大利亚、以色列、日本、韩国和委内瑞拉等国。1985年春，空中指挥制造公司又推出了装更大功率发动机的532“指挥员精华”(Comander Elite)及其双座型。
设计特点
　　机体(447型)　铝合金构架。双桨叶旋翼主轴位于座椅背部，旋翼主轴后方装一台活塞式发动机，驱动一副四桨叶或五桨叶推进式复合材料螺旋桨。螺旋桨后方为一大型方向舵。三轴操纵。前三点式起落架，带护尾轮。机体不作修改就可加装全封闭式座舱。拆除旋翼后，尚可进一步折叠，以通过标准的住户大门。座椅油箱容量19升。
447“指挥员”(Commander)
空中指挥制造公司
技术数据
外形尺寸
　　机长　　　　　　　　　　　　3.25米
　　机高　　　　　　　　　　　　2.13米
　　最大宽度　　　　　　　　　　1.70米
　　桨盘面积　　　　　　　　　　38.6米2
　　螺旋桨直径　　　　　　　　　1.80米
重量及载荷
　　空重　　　　　　　　　　　　114千克
　　驾驶员重量范围　　　　　　　55～136千克
　　最大起飞重量　　　　　　　　388千克
　　1台30千瓦(41马力)罗塔克斯公司447型双缸两种程活塞式发动机
性能数据
　　最大平飞和巡航速度　　　　　101公里/小时
　　经济巡航速度　　　　　　　　72公里/小时
　　最小飞行速度　　　　　　　　10～13公里/小时
　　海平面最大爬升率　　　　　　大于5米/秒
　　实用升限　　　　　　　　　　4575米
　　起飞滑跑距离　　　　　　　　30米
　　标准燃油航程　　　　　　　　161公里
　　续航时间　　　　　　　　　　2小时

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EZ-1
飞机研制公司
概　　况
　　EZ-1是美国飞机研制公司(Aircraft Development Inc)研制的单座单发活塞式超轻型飞机。该机的设计工作开始于1978年。原型机于1983年7月31日首次试飞。原型机制造中使用了用胶接带和包铝玻璃纤维的Scotch-A-Frame胶接技术。1984年推销了这种胶接技术，使用户也能使用这种技术自己制造一小部分翼面。已销售了几百套零部件，其中一些出口到国外。机体　常规下单翼布局。铝合金机身结构。机翼和尾翼由泡沫塑料、玻璃纤维和石墨纤维组成的夹芯结构梁和铝蒙皮胶接而成。方向舵、升降舵和副翼三轴操纵，外加机翼襟翼。前三点式起落架。主起落架支柱也由玻璃钢制成。在中心线机翼后上方装一台活塞式发动机，驱动一副双桨叶木质螺旋桨。燃油总容量16.3升。
EZ-1
飞机研制公司
技术数据
外形尺寸
　　机长　　　　　　　　　　　　　　5.33米
　　机高　　　　　　　　　　　　　　1.98米
　　翼展　　　　　　　　　　　　　　9.45米
　　展弦比　　　　　　　　　　　　　7.45
　　机翼面积　　　　　　　　　　　　11.98米2
　　螺旋桨直径　　　　　　　　　　　1.27米
重量及载荷
　　空重　　　　　　　　　　　　　　106千克
　　驾驶员重量范围　　　　　　　　　45～102千克
　　最大起飞重量　　　　　　　　　　229千克
　　最大翼载荷　　　　　　　　　　　0.19千牛/米2(19.1公斤/米2)
　　最大功率载荷　　　　　　　　　　15.27千克/千瓦(11.23公斤/马力)
　　一台15千瓦(20马力)齐奴公司G25B-1活塞式发动机
性能数据
　　最大平飞速度　　　　　　　　　　80公里/小时
　　最大巡航速度　　　　　　　　　　72公里/小时
　　经济巡航速度　　　　　　　　　　67公里/小时
　　失速速度　　　　　　　　　　　　42公里/小时
　　海平面最大爬升率　　　　　　　　1.77米/秒
　　实用升限　　　　　　　　　　　　2285米
　　起飞滑跑距离　　　　　　　　　　91米
　　着陆滑跑距离　　　　　　　　　　61米
　　最大燃油航程　　　　　　　　　　124公里
　　最大燃油续航时间　　　　　　　　1小时43分

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DG-300“伊兰”(Elan)
伊兰公司



概　　况
　　DG-300“伊兰”是由南斯拉夫伊兰公司和德国格拉泽-迪尔克斯公司联合研制的DG-101G的发展型。它和DG-101G非常相似，主要不同之处在于采用了由德国航空航天研究试验院的工程师们开发的一种新型低阻层流翼型、更大的减速板、机翼稍稍后移、机身减短20厘米，改进了航向安定性、座舱加宽2厘米、自动接通的控制系统、在垂尾中可选装辅助压舱水箱。该机的设计工作开始于1982年7月。1983年4月27日首次试飞。共制造了5架预生产型飞机。在1983年开始批生产时已取得110架的订货。自那以后共已生产了数百架。机体　悬臂式上单翼。机身、机翼和尾翼均由玻璃钢制成。机翼上表面有杜拉铝制减速板。起落架和座舱盖同DG-101G。机翼内可装130升或190升压舱水。垂直尾翼内可选装最大容量为5.5升的压舱水箱。
DG-300“伊兰”(Elan)
伊兰公司
技术数据
外形尺寸
　　机长　　　　　　　　　　6.80米
　　机高　　　　　　　　　　1.40米
　　翼展　　　　　　　　　　15.00米
　　展弦比　　　　　　　　　21.90
　　机翼面积　　　　　　　　10.27米2
重量及载荷
　　空重　　　　　　　　　　245千克
　　最大起飞重量　　　　　　525千克
性能数据
　　最佳滑翔比　　　　　　　41～42
　　最小下降率　　　　　　　0.59～0.68米/秒
　　失速速度　　　　　　　　65公里/小时
　　最大速度　　　　　　　　200～270公里/小时
　　最大绞车牵引起飞速度　　130公里/小时

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“牧羊人”(Nomad)
澳大利亚政府飞机厂



概　　况
　　“牧羊人”是澳大利亚政府飞机厂研制的小型多用途飞机。60年代中期开始设计，1971年7月23日，N2号原型机首次飞行。最初的生产型N22和N24分别于1975年5月和1977年10月取得澳大利亚的型号合格证。主要生产型N22B和N24A分别于1975年8月和1978年5月取得澳大利亚型号合格证。后又取得符合美国联邦航空条例第23部和第135部附录A的型号合格证以及许多欧、亚、南美洲和太平洋地区国家的型号合格证。1984年末生产完170架飞机后暂停生产。主要生产型有短机身、13座短距起落民用型N22B(交付了35架，包括2架“漂浮能手”型)、机身加长的17座民用型N24A(交付了40架)、短机身“干活能手”军用型(订购了50架)、海岸巡逻型“搜索能手”B(订购22架)和更先进的海岸巡逻型“搜索能手”L(订购22架)。1985年5月，N22B重新定型，最大起飞重量增加至4060千克，编号改为N22C。动力装置为2台313千瓦(496马力)艾利逊公司250-B17C涡桨发动机，各驱动一副哈策尔公司变距三桨叶恒速全顺桨可逆桨距金属螺旋桨。机翼　斜撑式上单翼。翼型为NACA23018(修形)。上反角1°。安装角2°。后掠角0°。双缝后缘襟翼。全金属副翼。当襟翼下偏时副翼也随着下偏，形成全翼展襟翼。通过钢索和拉杆进行人工操纵。可选装前缘冷气除冰装置。
　　机身　由长桁和隔框组成的常规半硬壳铆接轻合金结构。
　　尾翼　悬臂式全金属结构。单块全动式平尾，带配平调整片和反补偿片。方向舵有调整片。平尾和方向舵都通过钢索进行人工操纵。可选装前缘冷气除冰装置。
　　起落架　可收放前三点式。使用政府飞机厂油-气减震器。单轮可转弯操纵并向后收起的前起落架，轮胎尺寸8.00-6，胎压3.17×105帕(3.23公斤/厘米2)。双轮主起落架向前收入短翼外端的流线型整流罩内，轮胎尺寸8.00-6，胎压2.34×105帕(2.39公斤/厘米2)。每个主起落架上有2个液压单盘刹车装置。无防滑装置。
　　动力装置　2台313千瓦(426马力)艾利逊公司250-B17C涡轮螺桨发动机，各驱动一个哈策尔公司带变距操纵的三桨叶恒速全顺桨可逆桨距金属螺旋桨。标准载油量1038升(包括软油箱中的20升不可用油)。可在机身内加装转场油箱，还可在2个翼尖整体油箱中载油335升。每一对机翼油箱的上方都有一重力加油口。每台发动机滑油量8.5升。
　　座舱　驾驶舱内2名驾驶员，也可由1名驾驶员驾驶。客舱内可载客12名，排距74厘米。座椅安装在连续的座椅轨道上，可快速拆除转换成货机型。客舱门位于客舱左侧机翼后方。应急出口位于客舱右侧。行李舱在机头，机身后部也可用作行李舱。包括驾驶舱在内的整个座舱都加温和通风。
外形尺寸
　　机长　　　　　　　　　　　12.57米
　　机高　　　　　　　　　　　5.53米
　　翼展　　　　　　　　　　　16.46米
　　机翼面积　　　　　　　　　30.10米2
内部尺寸
　　客舱(不包括驾驶舱和后行李舱)
　　　长度　　　　　　　　　　5.33米
　　　最大宽度　　　　　　　　1.30米
　　　最大高度　　　　　　　　1.58米
　　　容积　　　　　　　　　　10.34米3
重量及载荷
　　出厂基本空重(陆基型)　　　2092千克
　　使用空重　　　　　　　　　2228千克
　　最大可用油量(标准型)　　　803千克
　　最大起飞重量　　　　　　　4060千克
性能数据
　　最大巡航速度(总重3855千克，高度3050米)　　326公里/小时
　　最大爬升率(海平面)　　　　　　　　　　　　7.1米/秒
　　实用升限(最大巡航功率，0.51米/秒爬升速度，总重3855千克)　　 7620米
　　实用升限(单发，最大巡航功率，其它同上)　　　　　　　　　　　2010米
　　起飞距离(至15米高)　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　403米
　　着陆距离(自15米高度，最大着陆重量)　　　　　　　　　　　　　384米
　　航程(高度3050米，最大标准油量，45分钟飞行用余油)　　　　　　1464公里

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EMB-110“先锋”(Bandeirante)
巴西航空工业公司




概　　况
　　EMB-110“先锋”是巴西航空工业公司研制的双发涡轮螺桨式轻型运输机。它是根据巴西航空部关于一种能执行运输、导航训练和伤员运输等任务的通用航空飞机的技术要求研制的，是能同时满足民用和军用要求的巴西第一种轻型多用途运输机。
　　3架原型机中的第一架于1968年10月26日首次试飞。第一架生产型飞机于1972年8月9日首次飞行。在按照美国联邦航空条例第23部进行型号合格审定后，首批3架飞机于1973年2月9日交付给巴西空军使用。巴西空军编号C-95、EC-95、R-95和SC-95。36个国家的80多用户在用此飞机。到1990年9月1日为止，已交付的490架“先锋”机队共累计飞行520多万飞行小时。1989年5月第500架(即最后一架)“先锋”投产，1990年交付给巴西空军。巴西空军目前共有156架军用型“先锋”飞机，其中包括60架C-95、20架C-95A、28架C-95B、2架EC-95B、1架XC-95B、5架SC-95B、6架R-95、12架C-95C，以及22架EMB-111。
　　EMB-110飞机单价195万美元(1986年)。该机有多种改型，早期生产型有基本型A、B、C、E(J)、K1、P、P1(客/货快速转换型)、P2(支线客机型)、P3、S1和EMB-111等改型，后期主要改型有：
　　EMB-110P1A　P1型的改进型。主要改进为：为减小振动和噪音，水平尾翼上反角由0°改为10°；升降舵配重移至中心线处；升降舵调整片上加配重；升降舵操纵拉杆改为2套；旅客座椅仅和地板连接；改进了内部隔音衬垫；改进了应急出口舵门和主客舱门的密封；改用新型客舱地毯；通风系统进气口移至机头。头2架P1A于1983年12月交付给美国波士顿省城航空公司。自第439架飞机开始，P1A型作为标准生产型飞机替换P1型飞机。
　　EMB-110P1K　P1的军事通用货运和伞降型，平尾无上反角。巴西空军编号C-95B。至1984年12月共交付30架。
　　EMB-110P1KSAR　P1K的搜索救援型(巴西空军编号SC-95B)。用于内陆和海洋搜索、伞降和伤员运输。最大起飞重量6000千克。可装载6副担架、医务人员、充气式救生橡皮筏和其它救援设备。客舱两侧各有2个水泡式舷窗。在执行伤员运输任务时可加装独立的氧气系统。巴西空军订购了5架。
　　EMB-110P2A　代替P2型的21座支线客机型。采用了P1A型上所作的改进。
　　EMB-110P1A/41和EMB-110P2A/41　1983年推出的P1A和P2A的新型别，符合美国特种联邦航空条例(SFAR)第41部规定的最大起飞重量5900千克要求。发动机及机体尺寸同P1A和P2A。
机翼　悬臂式下单翼。翼根翼型NACA23016(修形)，翼尖翼型NACA23012(修形)。1/4弦线后掠角0°19′48″。28％弦线处上反角7°。安装角3°，全金属双梁式结构，材料为2024-T3和-T4铝合金。玻璃钢可拆卸翼尖和机翼机身连接处整流包皮。全金属静平衡弗利兹式副翼和双缝式襟翼。左副翼有调整片。可选装除冰装置。
　　机身　2024-T3铝合金制半硬壳式结构。机头每侧有一个向上打开的铰接式电子舱舱门。
　　尾翼　悬臂式全金属结构。后掠式垂直安定面。水平尾翼上反角10°。玻璃钢背鳍。有腹鳍。方向舵和左升降舵有调整片。升降舵调整片经质量配平。升降舵有两套操纵拉杆。可选装除冰装置。
　　起落架　液压收放前三点式。单轮前起落架和主起落架都用ERAM公司的油－气(氮)减震器。主轮胎尺寸670毫米×270毫米-12(10层)，胎压5.86～6.20×105帕(6.00～6.32公斤/厘米2)。可转弯操纵的前起落架向前收起，轮胎尺寸6.50-8，胎压4.27～4.69×105帕(4.35～4.78公斤/厘米2)。
　　动力装置　2台559千瓦(760马力)的普拉特•惠特尼加拿大公司PT6A-34涡轮螺桨发动机，各驱动一副哈策尔公司的具有自动顺桨和全逆桨距能力的HC-83TN-3C/T 10178H-8R恒速三桨叶金属螺旋桨。机翼中4个整体油箱，总容量1720升，滑油量8.7升。每个机翼上表面各有一个重力加油口。可为发动机进气口和螺旋桨选装除冰装置。
　　座舱　驾驶舱内并排正副驾驶员座椅。客舱内有21个座椅，排距74厘米。空勤组/旅客舱门在左前方，旅客/行李舱门在左后方。应急出口在机翼上方的机身两侧。右侧也有空勤组/旅客舱门。客舱地板可承受488千克/米2的均布载荷。行李舱和盥洗室位于客舱后部。
　　系统　冷却容量为26.4×106焦耳/小时的空气循环式空调系统和发动机引气加温装置。主液压系统用于起落架收放、刹车、前起落架转弯操纵和停放/应急刹车。液压系统供压部分由液压油箱、2个发动机驱动的压力补偿变流量泵、1个0.5升蓄压器和符合MIL-H-5606军用标准的液压油组成。应急液压系统仅用于起落架应急放下，由驾驶舱中的一个手摇泵供压。电气系统由2台直流起动/发电机(连续供电200安或一分钟供电300安)、1个250伏安静态变流器(供应115/26伏400赫交流电)和一个24伏34安小时的镍镉电池组成。前机身左侧有一个外部电源插座。有供空勤组和旅客用的氧气系统，它使用位于机身后部容量3.3米3、压力为128×105帕(130公斤/厘米2)的一个氧气瓶。
　　机载设备　可选装两套柯林斯公司和一套国王无线电公司的电子设备。柯林斯公司的Pro Line成套电子设备包括2个VHF-20通信电台，VIR-30A甚高频导航伏尔/仪表着陆/指点标接收机，PN-101图形导航系统(带331A-3G驾驶员水平位置指示器和331H-3G副驾驶员伏尔/仪表着陆指示器)，ADF-60无线电罗盘接收机和332C-10无线电磁指示器等。柯林斯公司的Microline成套电子设备包括2个VHF-251通信电台，VIR-351甚高频导航接收机，ADF-650A无线电罗盘，7137无线电磁指示器，MKR-350驾驶员指点标接收机，PN-101驾驶员图形导航系统(带331A-3G水平位置指示器)，IND-351A副驾驶员伏尔/仪表着陆指示器等。国王无线电公司Silver Crown II成套电子设备包括2个KY196甚高频通信电台、2个KN53甚高频导航接收机、KR87无线电罗盘接收机，KNI582无线电磁指示器，KR21驾驶员指点标接收机、KCS55A罗盘系统(带KI525A驾驶员水平位置指示器)和KI204副驾驶员伏尔/仪表着陆指示器等。其它选装设备有本迪克斯RDR-1200气象雷达和M4-D自动驾驶仪等。


外形尺寸
　　机长　　　　　　　　　　　　15.10米
　　机高　　　　　　　　　　　　4.92米
　　翼展　　　　　　　　　　　　15.33米
　　展弦比　　　　　　　　　　　8.10
　　机翼面积　　　　　　　　　　29.10米2
　　主轮距　　　　　　　　　　　4.94米
　　前主轮距　　　　　　　　　　5.10米
　　螺旋桨直径　　　　　　　　　2.36米
　　螺旋桨中心间距　　　　　　　4.80米
　　螺旋桨离地间距　　　　　　　0.276米
　　客舱门(左后)
　　　高×宽　　　　　　　　　　1.35米×0.85米
　　空勤组/旅客门(左前)
　　　高×宽　　　　　　　　　　1.42米×0.63米
内部尺寸
　　客舱
　　　最大长度　　　　　　　　　9.53米
　　　宽度　　　　　　　　　　　1.60米
　　　高度　　　　　　　　　　　1.60米
　　　地板面积　　　　　　　　　12.00米2
　　　容积　　　　　　　　　　　20.4米3
　　行李舱容积　　　　　　　　　2.0米3
重量及载荷(A：P2A型；B：P1A/41和P2A/41；C：客运布局型P1A)
　　空重(装有设备)
　　　A　　　　　　　　　　　　 3516千克
　　　B(民用型)　　　　　　　　 3590千克
　　　B(货运型)　　　　　　　　 3393千克
　　燃油重量A，B，C　　　　　　 1308千克
　　最大商载
　　　A　　　　　　　　　　　　 1681千克
　　　B(民用型)　　　　　　　　 1561千克
　　　B(货运型)　　　　　　　　 1712千克
　　　C　　　　　　　　　　　　 1633千克
　　最大起飞重量
　　　A，C　　　　　　　　　　　5670千克
　　　B　　　　　　　　　　　　 5900千克
　　最大停机坪重量
　　　B　　　　　　　　　　　　 5930千克
　　最大着陆重量
　　　A，C　　　　　　　　　　　5670千克
　　　B　　　　　　　　　　　　 5700千克
　　最大零燃油重量
　　　A，B，C　　　　　　　　　 5450千克
　　最大翼载荷
　　　A，C　　　　　　　　　　　1.92千牛/米2(195.52公斤/米2)
　　　B　　　　　　　　　　　　 1.99千牛/米2(202.61公斤/米2)
　　最大功率载荷
　　　A，C　　　　　　　　　　　5.07千克/千瓦(3.73公斤/马力)
　　　B　　　　　　　　　　　　 5.27千克/千瓦(3.88公斤/马力)
性能数据(除注明者外，均在最大起飞重量时)
　　最大平飞速度(高度2440米)
　　　A，B，C　　　　　　　　　 460公里/小时
　　最大巡航速度(高度2440米)
　　　A，C　　　　　　　　　　　413公里/小时
　　　B　　　　　　　　　　　　 411公里/小时
　　远程巡航速度(高度3050米)
　　　A　　　　　　　　　　　　 335公里/小时
　　　B　　　　　　　　　　　　 341公里/小时
　　失速速度(最大着陆重量)
　　　A，B，C　　　　　　　　　 130公里/小时
　　最大爬升率(海平面)
　　　A，C　　　　　　　　　　　9.1米/秒
　　　B　　　　　　　　　　　　 8.3米/秒
　　爬升率(海平面，一台发动机停车)
　　　A，C　　　　　　　　　　　2.2米/秒
　　　B　　　　　　　　　　　　 1.9米/秒
　　实用升限
　　　A　　　　　　　　　　　　 6860米
　　　B　　　　　　　　　　　　 6550米
　　实用升限(一台发动机停车)
　　　A　　　　　　　　　　　　 3385米
　　　B　　　　　　　　　　　　 3050米
　　起飞滑跑距离
　　　A(FAR23，135A)　　　　　　675米
　　　B(FAR23，135/SFAR41A)　　 807米
　　着陆滑跑距离(最大着陆重量)
　　　A　　　　　　　　　　　　 850米
　　　B　　　　　　　　　　　　 868米
　　航程(最大油量、远程巡航速度、45分钟余油)
　　　A，C　　　　　　　　　　　2001公里
　　　B　　　　　　　　　　　　 1964公里

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EMB-121“兴古河”(Xingu)
巴西航空工业公司

概　　况
　　EMB-121是巴西航空工业公司研制的双发涡轮螺桨、座舱增压、7/10座轻型运输机。该机原来是作为行政机研制的，但后来的用户主要是武装部队和驾驶员训练学校。EMB-121系列飞机是巴西航空工业公司在美国派珀公司中断了两国关于合作生产EMB-123和加长型飞机的协议之后开始研制的。它是介于EMB-110和EMB-123之间的一种飞机。
　　EMB-121“兴古河”的原型机(PP-ZX1)于1976年10月10日首次试飞。第二架和第三架机体分别用于地面静力试验和疲劳试验。第一架生产型“兴古河”(PP-ZCT)于1977年5月20日开始试飞。1979年5月和7月分别获得巴西和英国的型号合格证。1980年12月开始交付。到1987年8月，销售105架后停产。除巴西空军使用这种飞机外，还出口到英国、比利时和法国。售价210万美元(1986年)。
　　EMB-121有如下各种型别：
　　EMB-121“兴古河”I　EMB-110“先锋”系列的发展型。巴西空军编号VU-9。原称为“兴古河”。装2台普拉特•惠特尼加拿大公司的PT6A-28涡轮螺桨发动机，单台功率507千瓦(689轴马力)。
　　EMB-121“兴古河”II　加长航程型。1981年6月，巴西航空工业公司宣布它将研制“兴古河”系列的另外两种可能向美国销售的新型别，其中一种就是这种加长航程型。它保留原“兴古河”的机体，改用四桨叶螺旋桨，增加了载油量，在机身尾锥两侧各增加了一个小边条。第一架飞机于1981年9月首次飞行。原编号为A1型。1982年1月，该公司宣布更改编号，将这种加长航程的A1型改为“兴古河”II。它已替代了“兴古河”I型。到1985年年底，47架“兴古河”I型已被改装成II型。到1986年年初，“兴古河”I型和II型的总生产量为103架。在制造完第104架飞机后，转产1984年推出的改进了客舱内部布局的新型“兴古河”II。这种新型“兴古河”II使用改进的空调系统、新型隔音材料、重新设计的座椅、新型地毯和盥洗室，客舱两侧的折叠桌可在机身中心线处连成大桌子。采用柯林斯公司的Pro Line无线电通信设备。
　　EMB-121“兴古河”III　机身加长型。1982年1月巴西航空工业公司宣布研制的另一种新型别。机身加长0.76米，使载客量增加到8人。原编号为“兴古河”II，1982年7月改为“兴古河”III。虽然飞机总重量不变，但由于使用了功率更大的PT6A-42涡轮螺桨发动机(单台功率634千瓦，862轴马力)，使巡航速度和航程都加大，高空性能有所改善。在生产了一架原型机后于1983年中断发展。
机翼　悬臂式下单翼。使用基本上和EMB-110P2相同的机翼，但翼展减小，翼尖进行了修改。28％弦线后掠角0°。开缝式副翼和双缝式后缘襟翼。前缘装有冷气除冰带。
　　机身　由2024-T3/T42/T351/T3511铝合金制成的全金属半硬壳式破损安全结构。除机头和尾锥外，均为圆截面。机身由拉伸和弯曲成形的C型隔框、气密隔框、挤压型材长桁和应力蒙皮壁板组成。后隔框和所有蒙皮壁板均由化学铣制成。机翼和机身连接处由通过机身的传载梁两边的机械加工翼肋加强。驾驶舱地板为包铝2024-T3合金板。客舱地板为巴尔沙木作芯子的夹层壁板。
　　尾翼　悬臂式T形尾翼。除垂直安定面前缘和背鳍由玻璃钢制成外，其余皆由2024-T351铝合金制成。固定安装角的水平尾翼。方向舵和每个升降舵都装有调整片。有腹鳍，尾锥两侧有小边条。垂直安定面和水平尾翼的前缘装有冷气除冰带。
　　起落架　液压收放前三点式。每个起落架上都装有油－气减震器。单轮主起落架向前收起，轮胎尺寸668×214×305毫米。可转变操纵的双轮前起落架向前收起，轮胎尺寸400×113×203毫米。胎压均为5.52～5.86×105帕(5.63～5.98公斤/厘米2)。单盘液压刹车。
　　动力装置　2台559千瓦(760轴马力)普拉特•惠特尼加拿大公司的PT6A-135涡轮螺桨发动机，各驱动一副哈策尔公司的HC-B4TN-3C/T9212B四桨叶恒速金属螺旋桨(具有自动顺桨和全逆桨距的能力)。机翼内2个整体油箱，总容量1720升。每侧机翼顶部有重力加油口。滑油容量8.7升。
　　座舱　通常由两名驾驶员驾驶，但定型得可由1名驾驶员驾驶。客舱最多能载9名旅客。左侧机翼后方向下打开的舱门带登机梯。右侧机翼上方有应急出口。行李舱位于机头和客舱后方。盥洗室和厨房为标准设备。整个客舱都增压和空调。
　　系统　汉密尔顿公司的空气循环式空调系统。冷却用最大容量21.1×106焦耳/小时，加温用最大容量42.2×106焦耳/小时。增压系统最大压差0.41×105帕(0.42公斤/厘米2)。能把海平面座舱环境维持到4270米高度，把2440米座舱环境维持到8335米高度。液压系统压力207×105帕(211公斤/厘米2)，用于起落架收放、前起落架转弯操纵和刹车。应急手摇泵用于起落架应急放下。28伏直流电主电源系统，由2台300安直流起动/发电机供电。40安小时镍镉电池用于帮助发动机起动和用作应急电源。600伏安的静态主变流器和备用变流器提供115/26伏单相、400赫交流电电源。电防冰用于风挡、发动机进气口、皮托管静压孔和螺旋桨。冷气除冰装置用于机翼和尾翼前缘。空勤组和旅客用高压127×105帕(130公斤/厘米2)氧气系统。
　　机载设备　标准电子设备包括柯林斯公司的2个VHF-20通信电台、2套VIR-30导航接收机、一个ADF-60A无线电罗盘、一个TDR-90应答器、一个DME-40测距器、2个RMI36无线电磁指示器、一个本迪克斯公司的RDR-1150HP气象雷达、霍尼韦尔公司的2个C-14陀螺罗盘和2个VG-14垂直陀螺等。
EMB-121“兴古河”(Xingu)

技术数据
外形尺寸
　　机长　　　　　　　　　　　12.25米
　　机高　　　　　　　　　　　4.74米
　　翼展　　　　　　　　　　　14.45米
　　展弦比　　　　　　　　　　7.18
　　机翼面积　　　　　　　　　27.50米2
　　主轮距 　　　　　　　　　5.24米
　　前主轮距　　　　　　　　　2.90米
　　螺旋桨
　　　直径　　　　　　　　　　2.36米
　　　离地距离　　　　　　　　0.29米
　　　中心距　　　　　　　　　5.10米
　　客舱门(左后方)
　　　高×宽　　　　　　　　　1.32米×0.63米
　　应急出口
　　　高×宽　　　　　　　　　0.96米×0.51米
内部尺寸
　　座航(包括驾驶舱)
　　　最大长度　　　　　　　　5.18米
　　　最大宽度　　　　　　　　1.74米
　　　最大高度　　　　　　　　1.52米
　　客舱(包括后行李舱)
　　　长度　　　　　　　　　　3.57米
　　　地板面积　　　　　　　　4.24米2
　　　容积　　　　　　　　　　6.9米3
　　行李舱容积
　　　机头　　　　　　　　　　0.30米3
　　　后部　　　　　　　　　　0.71米3
重量及载荷
　　空重(带设备)　　　　　　　3710千克
　　最大商载(一名驾驶员)　　　770千克
　　最大燃油载荷　　　　　　　1308千克
　　最大起飞重量　　　　　　　5670千克
　　最大停机坪重量　　　　　　5700千克
　　最大零燃油重量　　　　　　5340千克
　　最大客舱地板载荷　　　　　488千克/米2
　　最大翼载荷　　　　　　　　2.02千牛/米2(206.2公斤/米2)
　　最大功率载荷　　　　　　　5.07千克/千瓦(3.73公斤/马力)
性能数据(最大起飞重量，国际标准大气)
　　最大使用速度　　　　　　　466公里/小时
　　最大巡航速度(高度3050米)　465公里/小时
　　经济巡航速度(高度3050米)　380公里/小时
　　失速速度(慢车状态)
　　　襟翼收上　　　　　　　　178公里/小时
　　　襟翼放下　　　　　　　　141公里/小时
　　最大爬升率(海平面)　　　　9.1米/秒
　　爬升率(海平面，一台发动机停车)　　　　1.7米/秒
　　实用升限　　　　　　　　　　　　　　　8535米
　　实用升限(一台发动机停车)　　　　　　　3290米
　　起飞滑跑距离　　　　　　　　　　　　　580米
　　起飞距离(至15米高)　　　　　　　　　　760米
　　着陆滑跑距离　　　　　　　　　　　　　560米
　　着陆距离(自15米高)　　　　　　　　　　890米
　　最小地面转弯半径　　　　　　　　　　　10.73米
　　跑道LCN　　　　　　　　　　　　　　　 10
　　航程(高度6100米，45分钟飞行用余油)
　　　带最大商载　　　　　　　　　　　　　1630公里
　　　带最大燃油　　　　　　　　　　　　　2278公里

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Y-11“运十一”
哈尔滨飞机制造公司



概　　况
　　Y-11是中国哈尔滨飞机制造公司研制的小型多用途运输机，可用于执行农业、林业、地质和运输等各方面的任务。1974年4月提出设想，1975年1月开始设计，1975年12月30日Y-11原型机首次试飞成功。实现了当年设计，当年试制，当年上天的目标。1977年3月全部完成了定型试飞和设计定型准备工作，4月3日定型委员会审查同意Y-11飞机设计定型。
　　Y-11飞机设计定型后共计生产交付了41架，其中中国飞龙航空服务公司14架，新疆“军垦农航”10架，现已停产。Y-11飞机已用于飞播小麦、水稻、农业施肥、除草、灭虫、绿化草原、地质勘探、空中照相以及支援短途运输、旅游、考察丹顶鹤和东北虎等野生动物等各项作业。由于它设计布局合理，低速性能良好以及座舱宽敞、视野好、滑跑距离矩、机场要求低，使用维护方便等优点，深受用户欢迎。
　　1988年底开始Y-11B的研制改型设计，共制造两架原型机，一架用于静力试验，另一架用于试飞。原型机1990年12月底首飞。1991年进行调整适航试验，1992年取得国家型号合格证，但无订货，未投产。目前公司又提出Y11-B1方案。新方案要求重新设计机翼，采用机翼整体油箱，并使用Y-12平尾，导航系统采用美国金氏公司的产品。新机计划装美国大陆公司的TSIO-550-B发动机，在机翼上的安装位置稍向外移。Y-11B单价380万元(1993年)。

　　Y-11飞机采用双发、上单翼带子翼撑杆、单垂尾、固定式起落架的总体布局。
　　机翼　双梁斜撑杆式结构，平面形状为矩形。机翼翼形NACA 4412，为提高起飞着陆性能，机翼前缘装有可自动打开的前缘缝翼和同后缘襟翼连动的襟副翼。
　　机身　选用带圆角的矩形截面。机头包括可乘两名驾驶员的驾驶舱，驾驶舱左侧设有驾驶舱门。舱门两侧布置了4个双人折叠板椅，折叠板椅收起后，可以装载货物、农业设备或地质勘探仪器。货舱左侧有分为大小两扇的货舱门，每侧有4个有机玻璃窗口。机身尾撑是1个单闭室的铆接结构。
　　尾翼　梯形单垂直尾翼和矩形水平尾翼。水平尾翼采用反弯度翼型。为减轻驾驶杆力和脚蹬力，升降舵和方向舵同时采用轴式补偿和角式补偿。升降舵和方向舵采用布质蒙皮。
　　起落架　不可收放前三点式起落架。前、主起落架均为支柱式，并具有油－气减震器。为使飞机适于在简易土跑道或草地上起落，主起落架采用双轮，并且均采用低压轮胎。
　　动力装置　两台起飞功率为209.6千瓦(285马力)的国产活塞6甲发动机分别装在左右机翼的发动机舱内。装双桨叶J9-G1金属螺旋桨。
　　燃油系统靠重力供油。左右机翼内分别装有两个金属油箱，在左右发动机舱内各安装1个金属消耗油箱。可用手摇泵将左、右消耗油箱中的汽油互相转串。Y-11B初期装美国大陆公司的TSIO-550-B活塞发动机，功率2×260千瓦(2×350马力)，后期换装国产活塞6K发动机。
　　系统　飞机的手操纵采用Y柱形结构的盘式双操纵，脚操纵采用前后位置可调整的四联杆机构脚踏板。襟翼和副襟翼操纵采用电动机械混合传动，升降舵和方向舵操纵为软硬混合式机械传动，升降舵和方向舵的调整片采用电动机构传动。发动机操纵系统，采用半硬式和软式相结合的结构形式。冷气系统供发动机起动和主起落架刹车用。电源系统为2台ZF-15直流发电机和1个12HK-30蓄电池，交流电通过GBL-250单相变流机和SBL-40、SBL-125三相变流机供电。
　　机载设备　常规飞行仪表和发动机仪表，GT-1超短波电台和WL-7无线电罗盘等通讯领航设备。
　　农业设备　装有1个粉剂和液剂共用的玻璃钢药箱，容量1000千克。1个容量为1.4米3的尼龙种子料袋，1个可卸式风动药泵，最大流量为16千克/秒。机上装有常量型和超低量型两套喷洒设备。
哈尔滨飞机制造公司


技术数据
外形尺寸
　　翼展　　　　　　　　　　　　　　　　　　　17米
　　机长　　　　　　　　　　　　　　　　　　　12米
　　机高　　　　　　　　　　　　　　　　　　　4.64米
　　机翼面积　　　　　　　　　　　　　　　　　34米2
　　展弦比　　　　　　　　　　　　　　　　　　8.5
　　货舱
　　　长×宽×高　　　　　　　　　　　　　　　3.58米×1.27米×1.48米
　　货舱门
　　　宽×高　　　　　　　　　　　　　　　　　0.98米×1.23米
　　主轮距　　　　　　　　　　　　　　　　　　3.45米
　　前主轮距　　　　　　　　　　　　　　　　　3.65米
重量及载荷
　　最大商载　　　　　　　　　　　　　　　　　900千克
　　最大载油量　　　　　　　　　　　　　　　　450千克
　　正常起飞重量　　　　　　　　　　　　　　　3500千克
　　超载起飞重量　　　　　　　　　　　　　　　3900千克
　　设计着陆重量　　　　　　　　　　　　　　　3500千克
性能数据
　　农业作业速度　　　　　　　　　　　　　　　160～180公里/小时
　　双发爬升率(海平面)　　　　　　　　　　　　6米/秒
　　单发爬升率(高度1500米)　　　　　　　　　　0.55米/秒
　　起飞距离(至15米高)　　　　　　　　　　　　380米
　　着陆距离(自15米高)　　　　　　　　　　　　500米
　　最大载重航程(巡航高度3000米，巡航速度195公里/小时)　　　　300公里
　　最大油量航程　　　　　　　　　　　　　　　1078公里

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Y-12“运十二”
哈尔滨飞机制造公司



概　　况
　　Y-12是中国哈尔滨飞机制造公司研制的轻型多用途飞机，可用作客货运输、空投空降、农林作业、地质勘探，还可改装成电子情报、海洋监测、空中游览和行政专机等。
　　Y-12是在Y-11的基础上发展的，1980年初开始设计。有Y-12I型和II型两种。Y-12I型为原型机，最初选用普拉特• 惠特尼加拿大公司生产的PT6A-10涡桨发动机，单台功率349千瓦(475轴马力)，后改用PT6A-11涡桨发动机，单台功率367.7千瓦(500轴马力)。Y-12I型飞机于1982年7月14日首次试飞成功后只生产了两架。由于考虑到保持起飞重量5000千克不变条件下单发性能的需要，改用PT6A-27涡桨发动机，单台功率456千瓦(620轴马力)。改型后定名为Y-12II型飞机。
　　Y-12II型飞机于1985年12月24日获得国家型号合格证，1986年12月获得生产合格证，1990年6月获得英国民航局型号合格证。到1993年5月和外商共签订52架订货合同，已交付33架。国内销售20架。飞机单价250万美元(1993年)。
　　目前哈尔滨飞机制造公司又在研制Y-12III型和Y-12IV型，这两种型别的气动外形和基本型一样，但IV型换装国产涡桨9发动机，采用尖削翼尖，四桨叶螺旋桨，以降低噪音；起落架换装大机轮。
设计特点
　　Y-12飞机采用双发、上单翼、单垂尾、固定式前三点起落架的总体布局和全金属、长桁隔框式半硬壳结构。广泛采用胶接工艺，减轻结构重量。
　　机翼　带斜撑杆双梁式结构。平面形状为矩形。翼型GA-0417，相对厚度17%，弦长2米，机翼安装角4°，上反角1°41′。机翼中段6肋到17肋的前后梁之间为整体油箱，最大载油量1230千克。后段内侧装有后退式富勒襟翼，外侧为副翼，右副翼上装有调整片。
　　机身　机身截面形状由平底部向外突出的弧形侧壁和顶部形成。机头罩、前行李舱门、尾罩和撑杆的整流罩都采用了玻璃钢材料，减轻了结构重量。
　　尾翼　垂尾和平尾为全金属结构。平面形状都是梯形。方向舵和升降舵上都装调整片，由安装在舵面前缘的电动机构驱动。
　　起落架　不可收放前三点式起落架，均有油－气减震器，均为单轮。主轮尺寸640毫米×230毫米，胎压5.5×105帕(5.61公斤/厘米2)。前轮可转向，尺寸480毫米×200毫米，胎压3.5×105帕(3.57公斤/厘米2)。有冷气刹车装置。
　　动力装置　Y-12II型装两台普拉特•惠特尼加拿大公司生产的PT6A-27涡轮螺桨发动机，单台功率456千瓦(620轴马力)，配套螺旋桨为美国哈策尔公司生产的三叶可变距、可顺桨和反桨的HC-B3 TN-3B/T10173B-3螺旋桨。
　　座舱　机身前段为驾驶舱，有较大的风挡和左右两侧窗，驾驶员的视野开阔。中段是客(货)舱，能布置17个旅客座椅，或装载货物，或增装农业和地质勘探设备。客(货)舱两侧各有4个450毫米×600毫米的方形窗，舱内光线明亮。右侧有两个应急出口，左侧有一个应急出口。
　　系统　有主操纵系统和辅助操纵系统。主操纵系统用于副翼、升降舵和方向舵操纵。副翼通过盘式驾驶杆、链轮、钢索、三组滑轮、扇形摇臂、连杆进行操纵。升降舵通过软式钢索、拉杆、扇形摇臂、两组钢索、5组滑轮、后扇形摇臂和拉杆进行操纵。方向舵采用软式钢索操纵。辅助操纵系统用于襟翼、副襟翼调整片、升降舵调整片、方向舵调整片的操纵，全部采用电动机构操纵。
　　刹车系统采用液压操纵。飞机装有两台6000瓦起动/发电机作为主电源。额定容量28安小时、额定电压24伏的12HK-28蓄电池作为起动和应急电源。2台PC-17-3静态变流器向机上用电设备提供115伏400赫单相交流电，每台容量600伏安。1台125伏安SBL-125变流器为地平仪和陀螺磁罗盘提供三相交流电。1台115伏400赫40伏安的SBL-40变流器为备用地平仪提供三相交流电。
　　环境控制系统，机上设有通风加温系统，利用发动机引气给驾驶舱的风挡和驾驶员脚部加温。机头两侧有冲压空气入口，经过管道通到驾驶舱，由装在仪表板两侧的可调风量和风向的喷嘴向驾驶舱通风。货舱顶部开有2个自然通风口和2个出气口。可以选装客舱加温和客舱强迫通风装置。
　　机载设备　装有各种飞行和发动机指示仪表。通信导航系统包括CT-1甚高频无线电台、JDT-2高频无线电台、JT-5A机内通话器、WL-7无线电罗盘、WG-4无线电高度表以及XS-6信标接收机。还可以选装柯林斯公司的电子设备：VHF-251甚高频电台、HF-220高频电台、ALT-55B无线电高度表、VIR-351甚高频全向信标系统、DME-451测距器、TDR-950空中交通管制应答机以及MCS-65陀螺磁罗盘。
　　飞机可以在目视飞行规则(VFR)和仪表飞行规则(IFR)下，在非结冰条件下飞行。如果选装尾翼除冰装置，可以在结冰条件下飞行。


技术数据
外形尺寸
　　翼展　　　　　　　　　　　　　　　　　　　17.235米
　　机长　　　　　　　　　　　　　　　　　　　14.86米
　　机高　　　　　　　　　　　　　　　　　　　5.575米
　　展弦比　　　　　　　　　　　　　　　　　　8.67
　　机翼面积　　　　　　　　　　　　　　　　　34.27米2
　　主轮距　　　　　　　　　　　　　　　　　　3.60米
　　前主轮距　　　　　　　　　　　　　　　　　4.698米
　　螺旋桨直径　　　　　　　　　　　　　　　　2.489米
　　螺旋桨中心距　　　　　　　　　　　　　　　4.934米
　　机身到地面间距　　　　　　　　　　　　　　0.65米
　　客货舱门
　　　高×宽(货)　　　　　　　　　　　　　　　1.38米×1.45米
　　　高×宽(客)　　　　　　　　　　　　　　　1.38米×0.65米
　　行李舱门
　　　最大高度　　　　　　　　　　　　　　　　0.69米
　　　宽度　　　　　　　　　　　　　　　　　　0.75米
内部尺寸
　　客舱
　　　长度　　　　　　　　　　　　　　　　　　4.82米
　　　最大宽度　　　　　　　　　　　　　　　　1.8米
　　　最大高度　　　　　　　　　　　　　　　　1.7米
　　　容积　　　　　　　　　　　　　　　　　　12.9米3
　　行李舱容积
　　　前行李舱　　　　　　　　　　　　　　　　0.77米3
　　　后行李舱　　　　　　　　　　　　　　　　1.89米3
重量及载荷
　　设计起飞重量　　　　　　　　　　　　　　　5000千克
　　设计着陆重量　　　　　　　　　　　　　　　5000千克
　　最大零燃油重量　　　　　　　　　　　　　　4700千克
　　使用空重　　　　　　　　　　　　　　　　　3000千克
　　基本空重　　　　　　　　　　　　　　　　　2840千克
　　最大商载　　　　　　　　　　　　　　　　　1700千克
　　最大可用油量　　　　　　　　　　　　　　　1230千克
　　最大地板载荷　　　　　　　　　　　　　　　7.35千牛/米2(750公斤/米2)
　　最大翼载　　　　　　　　　　　　　　　　　1.47千牛/米2(150公斤/米2)
性能数据(起飞重量5000千克、国际标准大气)
　　最大平飞速度(高度3000米)　　　　　　　　　328公里/小时
　　巡航速度(高度3000米)　　　　　　　　　　　240～250公里/小时
　　最大爬升率(海平面)　　　　　　　　　　　　9.2米/秒
　　巡航高度　　　　　　　　　　　　　　　　　3000米
　　升限　　　　　　　　　　　　　　　　　　　7000米
　　单发升限　　　　　　　　　　　　　　　　　3550米
　　地面最小转弯半径　　　　　　　　　　　　　16.75米
　　起飞距离(至15米高)　　　　　　　　　　　　385米
　　起飞滑跑距离　　　　　　　　　　　　　　　315米
　　着陆距离(自15米高)
　　　刹车　　　　　　　　　　　　　　　　　　710米
　　　刹车、反桨　　　　　　　　　　　　　　　480米
　　着陆滑跑距离
　　　刹车　　　　　　　　　　　　　　　　　　510米
　　　刹车、反桨　　　　　　　　　　　　　　　280米
　　航程(高度3000米、飞行45分钟用途油)　　　　1400公里

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Do.228“海上巡逻”(Maritime Patrol)
道尼尔公司


概　　况
　　Do.228是德国道尼尔公司研制的15～19座小型支线运输机，1979年底开始研制。Do.228-100原型机于1981年3月首次试飞，1982年初获得德国联邦航空局型号合格证，1982年开始交付使用。1984年获得英国民航局及美国联邦航空局型号合格证，1985年获得澳大利亚型号合格证。1983年11月印度斯坦航空工业公司与道尼尔公司达成协议，仿制生产150架Do.228飞机，印度生产的首架Do.228于1986年1月首飞。到1993年1月，德国的Do.228各型共获得世界40个国家70家用户的225架订货，已交付212架。该机在世界各地区的销售百分比为：欧洲24%、亚洲29.7%、北美洲17%、非洲14%、澳大利亚/太平洋地区8.3%、拉丁美洲7%。
　　Do.228有多种改型：早期型别有基本型Do.228-100，-101；机身加长型有228-200，228-201，228-202等，以上各型均已停产。目前的生产型有：
　　228-212　目前的欧洲生产型。发动机功率提高，襟翼放下的最大速度增加，起落架加强并装改进的防滑装置及碳刹车系统，装改进的飞行操纵系统和新型电子装置。该型机1989年4月获得德国联邦航空局型号合格证，1990年6月获得美国联邦航空局和法国民用航空总局型号合格证。
　　228-202　印度生产型。
　　228兵员运输型　可载17、20或22名全副武装的士兵，也适于执行跳伞任务。沿两侧舱壁有折叠座椅，装有轻型厕所、滑动舱门、以及导航/通信和装货人员舱内通话装置。
　　228跳伞型　可载16、19或21人及跳伞组长，无厕所。
　　228货运型　和228-212相同，但去掉了与货运无关的所有设备。载货容积16.34米3，最大商载2340千克。
　　228海上巡逻型　是为印度海岸警卫队、泰国海军及另外几个国家研制的，机上采用防腐措施和任务所需的设备。
　　228海上污染控制型　用于在北海、波罗的海空中监视化学污染情况，首架飞机于1991年4月投入使用。
设计特点
　　Do.228的最大设计特点是采用道尼尔公司在德国政府研究技术部支持下研究出来的特殊翼型剖面和平面形状的新型机翼。这种机翼可以提高升阻比、节约燃油和减少结构重量。据说能使飞机性能提高25%。Do.228机体设计寿命24000飞行小时，预计可使用15年。座舱不增压。飞机的飞行性能和经济性较好，价格便宜。
　　机翼　悬臂式上单翼，是道尼尔公司专有的具有超临界翼型的机翼，外翼前缘后掠角8°。采用双梁翼盒，机翼结构主要由轻合金制成，但装碳纤维复合材料翼尖、平尾翼尖和升降舵。
　　机身　为不增压结构，机头锥为石墨复合材料。
　　起落架　可收放前三点式，主起落架为单轮，前起落架为双轮。主轮尺寸8.50-10，前轮尺寸6.00-6。低压轮胎可供选用。
　　动力装置　两台加雷特公司TPE331-5-252D涡桨发动机，功率2×578.7千瓦(2×787轴马力)，两副HC-B4TN-5MML/LT10574四桨叶恒速全顺桨可反桨金属螺旋桨，机翼整体油箱总可用燃油容量2386升。
　　座舱　空勤人员1～2名，驾驶员座椅前后可调。客舱每排2座，中间有过道，最大载客量19座。
　　系统　机舱备有加温和通风系统，空调系统可选用。液压系统的工作压力为207×105帕(211公斤/厘米2)，供起落架刹车、前轮转弯操纵、应急放起落架的手动泵使用。28伏的直流主电源系统由2台28伏250安发动机驱动的起动/发电机和两个24伏25安培小时的镍镉电池供电。
　　机载设备　仪表飞行规则设备是标准仪表设备，自动驾驶仪可供选装。标准电子设备有两套本迪克斯/国王公司KY196甚高频通信电台，两套KN53伏尔/仪表着陆系统，KMR675指点标接收机，两套或一套KR87无线电罗盘和KT76A应答器，两套或一套测距设备，两套霍尼韦尔公司GH14B陀螺地平仪等。气象雷达可选用。


技术数据
外形尺寸
　　翼展　　　　　　　　　　　　　16.97米
　　展弦比　　　　　　　　　　　　9.0
　　机翼总面积　　　　　　　　　　32.0米2
　　机长　　　　　　　　　　　　　16.56米
　　机高　　　　　　　　　　　　　4.86米
　　主轮距　　　　　　　　　　　　3.3米
　　前主轮距　　　　　　　　　　　6.29米
　　螺旋桨直径　　　　　　　　　　2.73米
　　螺旋桨离地高度　　　　　　　　1.08米
　　客舱门
　　　高×宽　　　　　　　　　　　1.34米×0.64米
　　　离地高度　　　　　　　　　　0.60米
　　应急出口(每个)
　　　高×宽　　　　　　　　　　　0.66米×0.48米
内部尺寸
　　座舱(不含驾驶舱和后行李舱)
　　　长度　　　　　　　　　　　　7.08米
　　　最大宽度　　　　　　　　　　1.346米
　　　最大高度　　　　　　　　　　1.55米
　　　地板面积　　　　　　　　　　9.56米2
　　　容积　　　　　　　　　　　　14.70米3
　　行李舱总容积　　　　　　　　　3.49米3
重量与载荷
　　标准空重　　　　　　　　　　　3258千克
　　使用空重　　　　　　　　　　　3739千克
　　最大起飞重量　　　　　　　　　6400千克
　　最大着陆重量　　　　　　　　　6100千克
　　最大商载　　　　　　　　　　　2200千克
　　最大载油量　　　　　　　　　　1885千克
　　最大翼载荷　　　　　　　　　　1.96千牛/米2(200公斤/米2)
　　最大功率载荷　　　　　　　　　5.53千克/千瓦(4.07公斤/马力)
性能数据(最大起飞重量，海平面，国际标准大气)
　　最大使用速度　　　　　　　　　413公里/小时
　　最大巡航速度
　　　高度3050米　　　　　　　　　434公里/小时
　　　海平面　　　　　　　　　　　370公里/小时
　　经济巡航速度　　　　　　　　　333公里/小时
　　失速速度(襟翼放下)　　　　　　128公里/小时
　　最大爬升率(海平面)　　　　　　9.5米/秒
　　实用升限(爬升率为0.5米/秒)　　8535米
　　起飞距离(至15米高)　　　　　　671米
　　着陆距离(自15米高，最大着陆重量)　　　　　　　　　　　402米
　　航程(最大油量，最大巡航速度，飞行高度3050米)　　　　　1037公里
　　　　(商载775千克，45分钟留空或5%余油，最大巡航速度)　 2150公里