Ae-270是20世紀90年代初由前捷克斯洛伐克的Aero Vodochody公司發布的機型，最初命名為L-270。該機型是由Jan Mikula設計的一種9/10座級通用飛機，2000年7月首飛，這之前經歷了數次設計改動。2000年7月之前，IBIS宇航公司已經作為一家合資企業，由Aero Vodochody公司和中國台灣航空工業開發公司共同設立。Ae-270於2005年12月12日獲得歐洲航空安全局頒發的型號合格證。到2009年，該機型總計獲得了73架訂單。
基本介紹
- 中文名稱：Ae-270通用飛機
- 研製時間：1990年
- 國家：捷克斯洛伐克
- 研製單位：BIS宇航公司
- 首飛時間：2000年7月
- 別稱：“精神”(Spirit)
發展沿革,編號與名稱,研製廠商和供應商,研製生產,主要型別,Ae 270W,Ae 270P,Ae 270HP,Ae 270FW和Ae 270FP,設計特點,機身,機翼,尾翼,起落架,動力裝置,駕駛艙與客/貨艙,飛控,機電,航電,技術數據,外形尺寸,內部尺寸,重量與載重,飛行性能,
發展沿革
Ae 270是由IBIS航宇公司研製的一種輕型單發渦槳通用運輸機，可用於公務運輸、通勤客運、客/貨混合運輸、貨運和醫療救護等領域。
編號與名稱
廠商編號Ae 270，命名為“精神”(Spirit)。
研製廠商和供應商
IBIS航宇公司研製。該公司由捷克AERO沃多霍迪公司和中國台灣漢翔航空工業公司聯合建立，台灣稱之為中捷公司。機翼由漢翔航空工業公司製造。後機身和垂尾(包括方向舵)由捷克歐飛航空工業公司製造。機頭髮動機艙由捷克莫拉萬飛機製造公司製造。發動機由普拉特·惠特尼加拿大公司提供。螺旋槳由美國哈策爾螺旋槳公司提供。增壓和空調系統由美國霍尼韋爾國際公司提供。
研製生產
1990年年初由AERO沃多霍迪公司發布，最初編號為L-270。1991年修改布局後重新編號為Ae 270，當時計畫研製2種型別(Ae 270 U和Ae 270 MP)。1993年年底調整了研製計畫，並將該機命名為“朱鸚”(Ibis)。1995年凍結了設計。該機的總設計師是捷克著名飛機設計師簡·米庫拉(Jan Mikula)。
1997年3月15日，AERO沃多霍迪公司與漢翔航空工業公司投資6400萬美元(其中AERO沃多霍迪公司是以技術作為入股資本)聯合組建了IBIS航宇公司，共同研製、生產和銷售Ae 270系列飛機。在研製階段共製造了3架飛行試驗機(1號、3號和5號機)、1架靜力試驗機體(2號機)和1架疲勞試驗機體(4號機)。1號機為Ae 270P，其機翼於1999年8月由漢翔航空工業公司交付AERO沃多霍迪公司，飛機於同年12月10日出廠，2000年7月25日首飛。3號機於2001年11月2日出廠，同年12月23日首飛。5號機首次全面採用了生產型飛機的配置，於2003年1月24日首飛，同年2月25日舉行了首飛儀式(官方首飛)。後又增加了6號原型機，於2003年9月22日首飛，同年1O月6日在美國國家公務航空協會的會展上首次公開亮相。7號機和8號機也全面採用了生產型飛機的配置，分別於2004年2月24日和2007年4月26日首飛。
Ae 270計畫按照美國聯邦航空條例第23部通用類飛機標準取證，並按照該條例第135部單駕駛員儀表飛行規則要求通過認證。Ae 270P和Ae 270HP原計畫分別在2002年中期和第四季度獲得型號合格證，之後分別於2002年10月和2003年年初開始交付，但未能實現。2002年9月參加美國國家公務航空協會的會展時，IBIS航宇公司宣布中止Ae 270P計畫，以集中資源開發Ae 270HP。2005年12月12日，Ae 270HP獲得歐洲航空安全局的型號合格證，2006年2月24日獲得美國聯邦航空局的型號合格證。
漢翔航空工業公司在2004年停止為Ae 270製造機翼，並宣布終止資助該項目。2005年中期，IBIS航宇公司嘗試吸引投資，開發重新設計的Ae 270B型，該型擬通過修改機翼、尾翼和機電設備的設計，使空重降低200kg，商載提高400kg，並達到482km/h的巡航速度等最初設計指標。因缺乏資金，該項目於2007年年國中止。此後，IBIS航宇公司、AERO沃多霍迪公司和漢翔航空工業公司又開始聯合研究一種性能低於Ae 270B的過渡型。該型擬提高Ae 270HP已獲得認證的性能，主要改變可能是機翼的尺寸和翼型，另外還會增大燃油容量和調整一些機載系統/設備。但該型機的研製同樣因缺乏資金而中止。2007年11月1日，AERO沃多霍迪公司與漢翔航空工業公司達成協定，對IBIS航宇公司進行資產清算和分割，終止了該公司的運營。
主要型別
Ae 270的主要型別有：
Ae 270W
非增壓的基本型，最初編號Ae 270U。採用不可收放的起落架、捷克瓦爾特飛機發動機公司的M601F渦槳發動機和捷克研製的航電設備。2001年研製工作終止。
Ae 270P
增壓的基本型，編號中的“P”表示“增壓”(Pressurised)。採用可收放的起落架，換裝保持功率為634kW(850shp)的PT6A-42A渦槳發動機，換裝霍尼韋爾國際公司的航電設備。2002年9月宣布中止研製。
Ae 270HP
高性能改型，編號中的“HP”表示“更高的性能”(Higher Performance)。2000年10月7日在美國國家公務航空協會的會展上發布，前述5號機即是首架Ae 270HP。該型是Ae 270系列中率先獲得型號合格證的型別，主要改進是換裝了PT6A一66A發動機，以提供更好的速度、爬升與高原性能和更低的耗油率。2003年年底被命名為“精神”。
Ae 270FW和Ae 270FP
分別為Ae 270W和Ae 270P的浮筒起落架改型，編號中的“F”表示“浮筒”(Float)。
2001年6月在法國巴黎航展上宣布了首批訂貨，共51架，用戶來自澳大利亞、南非和美國。至2004年10月，確認訂貨已達76架，增加了來自加拿大和德國的用戶。IBIS航字公司曾期望該機能達到45架/年的生產率，並占有同級飛機市場15%的份額，但後續投資的缺乏阻礙了該機的後續研製和投產。到2009年，Ae 270各型別仍可按訂貨生產。按2004年的美元比價，該機在採用基本儀表飛行規則配置時的單價為219.5萬美元。
設計特點
Ae 270是一種採用傳統布局的通用運輸機，整機尺寸介於法國索卡塔公司的TBM 700和瑞士派士飛機公司的PC-12之間，設計上追求比同級產品具有更大的商載、更遠的航程、更短的起飛距離和更低的使用成本。
除特別指明外，以下描述均針對Ae 270HP。
機身
全金屬半硬殼式破損安全結構。常規鈑金成形的隔框、桁條和蒙皮。
機翼
尾翼
正常布置的懸臂式尾翼，平尾和垂尾前緣均後掠。方向舵帶有配平調整片。
起落架
液壓收放的前三點起落架，均為單輪並帶有油-氣緩衝器。主起落架向內收入機翼，前起落架向後收入機身。莫拉萬飛機製造公司的機輪和剎車，英國鄧祿普航宇剎車系統公司的輪胎。主輪輪胎胎壓6．90×105Pa；前輪輪胎胎壓3.80×105Pa。主輪帶有盤式液壓剎車。前輪可轉向，在由方向舵腳蹬操縱時可轉向±15°，主輪差動剎車轉向時可轉動±60°。地面最小轉彎半徑4m。
動力裝置
1台PT6A-66A渦槳發動機，起飛保持功率為634kW(850shp，限時5min)，最大連續功率為597kW(800shp)。一副HC-E4N-3P/D9511FASK/D-630-3P恆速、順槳、可逆槳距4葉螺旋槳。也可選裝美國麥考利螺旋槳系統公司的螺旋槳。機翼中段內有整體油箱，可用燃油總容量為1152L。每側機翼上表面都有1個重力加油口。法國英特技術公司的油量表。Ae 270P型的滑油容量為5.7L。
駕駛艙與客/貨艙
駕駛艙內標準配置為2名駕駛員，但計畫通過由1名駕駛員操作的認證。客/貨艙可容納8名乘客或1200kg貨物，也可採用客/貨混合運輸布局。公務型布局為6座或7座，也可在乘坐區兩側各布置一對面對面的座椅，以便艙內還能布置盥洗室。醫療救護布局可提供2個醫護人員座椅和2副擔架。駕駛員及乘客座椅均由美國德克蘭飛機座椅公司提供。後機身有外部行李艙，艙門在右側。前機身左側有前開的駕駛艙門，左側機翼後方有上開的大型客/貨艙門，客/貨艙兩側各有4個橢圓形舷窗，其中右側第1個舷窗處有應急出口。在標準配置下，駕駛艙和客/貨艙均增壓並有空調，駕駛艙風擋可加熱。
飛控
公務型裝有1台霍尼韋爾國際公司的KFC 325自動駕駛儀(其他用途的飛機可選裝)。機械操縱。升降舵可偏轉-15°～+30°，副翼可偏轉-13.5°～+22.5°，方向舵可偏轉±25°。襟翼有0°、20°和36°三個位置。升降舵為人力驅動，副翼和方向舵為機電驅動，襟翼為液壓驅動。
機電
液壓系統的工作壓力為15MPa，用於起落架收放、襟翼作動和主輪剎車。起落架和主輪剎車也可分別由獨立的應急手操縱閥門和停放剎車裝置控制。電源系統包括l台由發動機驅動的28V、250A直流起動發電機和1個24V、42Ah的鉛酸蓄電池，還有1個28V外部直流電源連線器。可選裝備用發電機。增壓系統可在海拔7500m處維持0.30×105Pa的壓差。有駕駛員和乘客應急氧氣系統。機翼和平尾前緣採用氣動套(從發動機引氣)防冰系統，發動機進氣道採用熱空氣防冰，駕駛艙風擋和螺旋槳槳葉採用電防冰。但歐洲航空安全局頒發的型號合格證禁止該機飛入已知的結冰區域。各型別均有失速告警感測器。
航電
標準配置為目視飛行規則或儀表飛行規則所需的飛行、導航和發動機儀表系統，滿足美國聯邦航空條例第23部的要求。可選裝氣象雷達。公務型裝有符合儀表飛行規則的標準成套設備，包括伏爾/儀表著陸系統、自動測向儀、全球定位系統和美國賴安公司的9900BX空中交通警戒與防撞系統。可選裝美國查爾頓飛行系統公司的“飛行邏輯”(FlightLogic)合成視景電子飛行儀表系統。公務型擬採用霍尼韋爾國際公司的PrimusApex綜合航電系統。
技術數據
外形尺寸
機長 12.23m
機身
最大寬度 1.60m
最大高度 1.75m
機高 4.78m
翼展 14.13m
翼根弦長 1.88m
翼尖弦長 1.04m
機翼展弦比 9.1
機翼面積 21.00m2
副翼總面積 1.00m2
襟翼總面積 4.22m2
擾流板總面積 0.325m2
平尾展長 5.40m
水平安定面面積 2.975 m2
升降舵總面積 1.885 m2
垂直安定面面積(包括背鰭) 1.96 m2
方向舵面積(包括調整片) 1.11 m2
主輪距 2.83 m2
前後輪距 3.53 m2
螺旋槳直徑 2.44 m2
螺旋槳離地高度
哈策爾螺旋槳 0.41m
麥考利螺旋槳0.44m
客/貨艙艙門
寬×高 1.25米×1.30m
離地高度 1.30m
駕駛艙艙門
寬×高 0.7米×1.20m
離地高度 1.30m
應急出口
寬×高 0.50米×0.71m
內部尺寸
客/貨艙
長度
包括駕駛艙 5.50m
不包括駕駛艙 4.98m
最大寬度 1.45m
最大高度 1.36m
容積 7.5 m3
重量與載重
(Ae 270HP)
空重 2300kg
最大行李載重 60kg
最大零油重量 3700kg
最大燃油重量 1034kg
最大起飛重量 3800kg
最大著陸重量 3700kg
最大停機重量 3820kg
飛行性能
(Ae 270HP)
最大巡航速度
海平面 407km/h
高度6096m(20000ft) 500km/h
機動速度 285km/h
失速速度
襟翼收起 158km/h
放襟翼36° 123km/h
最大使用高度
設計值 9144m(30000ft)
歐洲航空安全局認證 7925m(26000ft)
最大爬升率(海平面) 8.70m/s
起飛滑跑距離 275m
起飛距離(至15m/50ft高度) 550m
著陸距離(自15m/50ft高度) 500m
著陸滑跑距離 166m
航程(最大燃油，巡航高度9144m，設計值)
余油30min 2980km
美國國家公務航空協會儀表飛行規則規定的余油2630km
