利尔喷气-60行政机

主要型别有:

"利尔喷气"60 标准型

"利尔喷气"60SE 改进型，编号中的"SE"表示"特别版"(Special Edition)。2004年10月11日在美国国家公务航空协会的会展上宣布。改进了客舱，同时将标准型的选装设备升格为标准设备。对客舱进行的改进包括:应急照明设备;尾部照明器件;脉冲识别和着陆灯;为驾驶盘图夹增加了照明;采用金属或木板贴面装饰的机舱'狭长的桌台;两侧布置的橱柜;高级地毯;加大了存放行李的空间;微波炉;2个热饮容器;110V/60Hz交流电电源插座;双通道"铱"卫星电话;前部和后部的视频监控器;可10碟连放的CD播放器;DVD视频系统;Airshow-400机上娱乐系统。该型还加装了:第2套霍尼韦尔国际公司的KH-950远程通信设备;2套罗克韦尔·柯林斯公司的VHF-422C通信电台;第2套自动测向仪;升级改进后的无线电高度表;带有风切变告警功能的增强型近地告警系统;空中交通警戒和防撞系统;带有湍流探测功能的罗克韦尔·柯林斯公司的TWR-850气象雷达;结冰/雷击探测系统;应急定位发射机;升级改进后的驾驶舱话音记录器;数字式飞行数据记录器。

"利尔喷气"60XR 标准型的改进型，2007年开始在生产线上取代"利尔喷气"60SE。2005年11月9日在美国国家公务航空协会的会展上发布。2006年4月3日完成首飞，同年9月28日，航电系统获得补充型号合格证，2007年7月开始交付用户。

该型可以选择5种不同的客舱布局，包括1种6座布局、3种7座布局和1种8座布局。其他改进有:采用高级抑噪设备和隔声装置，改装了发光二极管照明系统，增大了厨房的存储空间和工作区面积，加装了2个热饮容器，加装了"铱星"卫星电话，为每位乘客提供触敏显示器，加装了能够接收美国XM卫星广播公司节目的影音系统，为DVD、MP3播放器、iPod和笔记本电脑提供端口，Airshow-410或者Airshow-4000机上娱乐系统该型还换装了罗克韦尔·柯林斯公司的Pro Line 21航电系统，包括2套导航/通信系统、WXR-840气象雷达、2套FMS-5000飞行管理系统、带有电子图表显示的综合飞行仪器系统、数字式发动机指示系统、空中交通警戒和防撞系统、带有风切变告警和应急定位发射功能的增强型近地告警系统、4台203mm×254mm的电子飞行仪表系统液晶显示器。可选装的设备包括XM卫星广播公司的气象图接收显示器、三维飞行管理系统地图和第2套文件服务器。

截止2004年12月，"利尔喷气"60系列总飞行时数达77.5万，签派率达99.52%。截至2007年上半年，利尔喷气机公司共生产了328架"利尔喷气"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。

"利尔喷气"60的研制费用约4000万美元。2004年，"利尔喷气"60的单价为1250万美元;2008年，"利尔喷气"60XR的单价为1356.2万美元。

以"利尔喷气"60为描述对象

机长 17.89m

机身

长度 17.02m

最大直径 1.96m

机高 4.44m

翼展 13.34m

翼根弦长 2.74m

翼尖弦长 1.12m

机翼展弦比 7.2

机翼面积 24.57m

平尾展长 4.48m

主轮距 2.51m

前后轮距 7.73m

座舱门

宽度 0.64m

离地高度 0.69m

客舱

长度

包括驾驶舱 7.07m

不包括驾驶舱 5.38m

最大宽度 1.80m

最大高度 1.73m

地板面积(不包括驾驶舱) 6.40m

容积(不包括驾驶舱) 12.8m

基本使用空重 6700kg

最大商载 1011kg

最大零油重量 7711kg

最大燃油重量 3588kg

最大燃油重量下商载 484kg

最大商载下燃油重量 3062kg

最大起飞重量 10659kg

最大着陆重量 8845kg

最大停机重量 10773kg

最大使用速度 55km/h

最大使用马赫数 0.81

正常巡航速度 839km/h

远程巡航速度 782km/h

失速速度 197km/h

进近速度 257km/h

最大允许使用高度 15545m

单发实用升限 7193m

最大爬升率 22.9m/s

起飞场长 1661m

着陆距离 1043m

航程 4972km

"利尔喷气"60是美国利尔喷气机公司研制的一种中型双发涡扇公务机，是"利尔喷气"55C的替代机型。

厂商编号和命名为"利尔喷气"60(Learjet 60)。

利尔喷气机公司研制，该公司为加拿大庞巴迪宇航集团的子公司，发动机由普拉特·惠特尼加拿大公司提供。驾驶舱航电系统由罗克韦尔·柯林斯公司提供。

1990年10月3日被发布为"利尔喷气"55C 的后继机。1990年10月18日,装有1台PW305涡扇发动机的概念验证机完成首飞。1991年6月13日，该验证机加长机身后装2台PW305涡扇发动机继续试飞。首架生产型飞机于1992年6月15 日首飞，1993年1月15日获得美国联邦航空局的认证，随后很快开始交付用户。该机在阿根廷、澳大利亚、百慕大群岛、巴西、加拿大、中国、丹麦、德国、开曼群岛、意大利、卢森堡、马来西亚、墨西哥、菲律宾、南非、瑞士、土耳其、阿联酋和美国都得到了型号认证。

该机是"利尔喷气"系列飞机中尺寸最大的一种飞机，装有翼梢小翼，尾翼呈T形，采用所谓的"三角形垂尾"(垂尾和两个向外倾斜的腹鳍呈三角形)。该机设2名驾驶员，可乘6~9名乘客，增压舱总容积15.49米。和"利尔喷气"55C型相比，主客舱加长了0.71米，后行李舱加长了0.38米。该机风挡玻璃由电加热金膜去雾，这种金膜也能减少飞行中和停在地面时的太阳加热，而在高空长时间飞行中能保持座舱温暖，在滑行、起飞和着陆期间数字化的前起落架电传操纵机构一直处于工作状态。

该机装有标准的完全综合的罗克韦尔·柯林斯公司Pro Line 4成套航空电子设备，包括电子飞行仪表系统、2套数字式大气数据计算机、2套导航和通信无线电台、2套自动航向和姿态参考系统，自动驾驶仪和远程导航设备。

"利尔喷气"60融合了"利尔喷气"系列公务机其他一些机型特点，如果用"利尔喷气"31的机身/机舱、"利尔喷气"35A/36A的动力装置以及"利尔喷气"55的机翼等。尾锥下方的两块三角形腹鳍用来消除荷兰滚，提高飞机在高速飞行时的稳定性，使飞机易改出失速，并降低进近速度和缩短着陆场长。因此，原有的失速告警自动推杆器和2个偏航阻尼器不再需要，但采用了失速告警振杆器和1个偏航阻尼器来保证飞行舒适性。

除特备说明外，以下描述均针对"利尔喷气"60。

电传控制、液压收放的前三点式起落架，主起落架为双轮，向内收起;前起落架为单轮，向前收起。主轮轮胎胎压为14.76×10Pa。前轮胎压为7.24×10Pa。

2台PW305A涡扇发动机，尾吊安装。在气温27°C时，单台保持推力为20.5kN。全权数字电子控制。标准的单点压力加油系统。每个机翼上都有重力加油口。

可容纳2名驾驶员和最多10名乘客。与"利尔喷气"55C相比，主舱加长了0.71m，后部行李架部分加长了0.38m。机舱内部的总容积为15.57m，外部行李舱以及机舱内的小隔间能够容纳最多1.67m的行李。后部卫生间有平整的地板、大镜子和衣橱。厨房的橱柜有暖炉、冷饮柜、冰柜和餐具。1998年之后生产的飞机更改了内设，重新设计了乘客服务设备，采用新的饮料柜，还可选装电子监控器和娱乐中心，选择皮革和纤维制品对机舱内部进行装饰。

罗克韦尔·柯林斯公司的UNS-1C飞行管理系统，其中包括数字式自动驾驶仪。机械操纵。有2台独立的电动机分别供驾驶员、副驾驶员控制平尾安装角，可实现发生一次故障时仍可正常工作。平尾失控后飞机可人工控制。副翼带有刷式密封盒随动调整片，左侧副翼还带有电驱动的配平调整片。方向舵带有电驱动的调整片。当方向舵踏板的载荷超过22.7kg时，自动辅助伺服操纵系统将开始工作。液压驱动的襟翼最大可偏转40°。每侧机翼上都有1个扰流板。可选择在尾锥的行李舱口安装阻力伞。

液压系统工作压力为10.35MPa，有两台发动机驱动的变流泵和1台电力驱动的辅泵。电气系统包括2台30V、直流400A的起动发电机，由发动机驱动，还包括2个24V的直流电池。美国汉胜公司的T-20G-10C3A辅助动力装置。空调系统从发动机引气，增压的最大压差达0.65×10Pa，可在7833米高度将舱内气压维持在与海拔2438米的水平。氧气系统储氧2180L，有供驾驶员使用的肺式供氧面罩和供乘客使用的吊落式连续供氧面罩。机翼前缘、进气道、发动机整流罩和导流叶片均从发动机引气防冰，驾驶舱挡风玻璃采用电热防冰。

Pro Line 4驾驶舱航电系统，主要组成包括:AMS-850航电管理系统;1部WXR-840彩色显示气象雷达;2台数字式大气数据计算机;1套远程导航设备;2部导航/通信电台;两套自动姿态航向基准系统;4台152mm×178mm的电子飞行仪表系统显示器。

不同类型的喷气发动机，无论冲压喷气、脉冲喷气、燃气轮机、涡轮/冲压喷气或者涡轮-火箭，其差别仅在于"推力提供者"即发动机供应能量并将能量转换成飞行动力的方式。

冲压喷气发动机(Ramjet)实际上是一种气动热力涵道。它没有任何主要旋转零件，只 包含一个扩张形进气涵道和一个收敛形或者收敛-扩张形出口。当由外部能源强迫其向前运动时，空气被迫进入进气道。当它流过这一扩散形涵道时，其速度或动能降低，而压力能增加。尔后，靠燃油的燃烧来增加其总能量，膨胀的燃气通过出口涵道高速排入大气。冲压喷气发动机常作为导弹和靶机的动力装置，但单纯的冲压喷气发动机不适于作为普通飞机动力装置，因为在它产生推力前，要求向它施加向前的运动。

冲压发动机本身没有活动的部分，气流从前端进气口进入发动机之后，利用涵道截面积的变化，让高速气流降低，并且提高气体压力。压缩过后的气体进入燃烧室，与燃料混合之后燃烧。由于冲压发动机维持运作的一个重要条件就是高速气流源源不绝的从前方进入，因此发动机无法在低速或者是静止下继续运作，只能在一定的速度以上才可以产生推力。为了让冲压发动机加速到适合的工作速度，必须有其他的辅助动力系统自静止或者是低速下提高飞行速度，然后才点燃冲压发动机。

由于没有活动组件，冲压发动机与一般喷气发动机比较起来，重量较低，结构也比较简单，不过冲压发动机在低速时的气体压缩效果有限，因此低速时效率比较差。

冲压发动机适合的工作环境是在2马赫与以上的速度，最低启动也大约是此界线，随着速度逐渐增加，气体的冲压效应在3马赫时效率会大幅压过涡轮喷气发动机，而此时的涡轮喷气发动机受限于超温往往已经无法运作了，但是冲压发动机在燃烧的阶段，进气气流的速度仍然需要经过激波减速在音速以下，否则燃烧过程将无法维持。新一代的冲压发动机称为超音速燃烧冲压发动机(Scramjet)，这种发动机的气流在燃烧阶段还是维持在音速以上的速度，在技术难度上更高，也是发动机公司发展的对象。

冲压喷气发动机是一种利用迎面气流进入发动机后减速，使空气提高静压的一种空气喷气发动机。它通常由进气道(又称扩压器)、燃烧室、推进喷管三部组成。冲压发动机没有压气机(也就不需要燃气涡轮)，所以又称为不带压气机的空气喷气发动机。

这种发动机压缩空气的方法，是靠飞行器高速飞行时的相对气流进入发动机进气道中减速，将动能转变成压力能(例如进气速度为3倍音速时，理论上可使空气压力提高37倍)。冲压发动机的工作时，高速气流迎面向发动机吹来，在进气道内扩张减速，气压和温度升高后进入燃烧室与燃油(一般为煤油)混合燃烧，将温度提高到2000一2200℃甚至更高，高温燃气随后经推进喷管膨胀加速，由喷口高速排出而产生推力。冲压发动机的推力与进气速度有关，如进气速度为3倍音速时，在地面产生的静推力可以超过2OO千牛。

冲压发动机的构造简单、重量轻、推重比大、成本低。但因没有压气机，不能在静止的条件下起动，所以不宜作为普通飞机的动力装置，而常与别的发动机配合使用，成为组合式动力装置。如冲压发动机与火箭发动机组合，冲压发动机与涡喷发动机或涡扇发动机组合等。安装组合式动力装置的飞行器，在起飞时开动火箭发动机、涡喷或涡扇发动机，待飞行速度足够使冲压发动机正常工作的时，再使用冲压发动机而关闭与之配合工作的发动机;在着陆阶段，当飞行器的飞行速度降低至冲压发动机不能正常工作时，又重新起动与之配合的发动机。如果冲压发动机作为飞行器的动力装置单独使用时，则这种飞行器必须由其他飞行器携带至空中并具有一定速度时，才能将冲压发动机起动后投放。

脉冲喷气发动机(Pulsejet)采用间歇燃烧原理。与冲压喷气发动机不同，它能在静止状态工作。这 种发动机是由类似冲压喷气发动机的一种空气动力涵道构成。它的压力较高，结构比较坚实。进气涵道有许多进气"活门"，在弹簧拉力作用下处于打开位置，通过打开的活门空气进入燃烧室，并靠燃烧喷入燃烧室中去的燃油得到加热，由此引起的膨胀使压力升高，迫使活门关闭，然后膨胀的燃气向后喷出;排气造成降压，使活门重新开启。这种过程周而复始。脉冲喷气发动机曾经被设计成直升机旋翼的推进装置，有的还通过精心设计涵道来控制共振循环的压力变化而省去了进气活门。但脉冲喷气发动机不适于作为飞机动力装置，因为它的油耗高，又无法达到现代燃气涡轮发动机的性能。

火箭发动机(Rocket)虽然也属于喷气发动机，但它们有重大区别。即火箭发动机不用大气作为推进流体，而用它携带的液态燃料或化学分解而形成的燃料与氧气剂的燃烧来产生它自己的推进流体，从而能在地球大气层外工作，但因此它也只适用工作时间很短的情况比较适合用于紧急动力系统。特点是推力大油耗高，不受工作速度影响。

涡轮喷气式发动机应用于喷气推进避免了火箭和冲压喷气发动机固有的弱点，因为采用了涡轮驱动的压气机，因此在低速时发动机也有足够的压力来产生强大的推力。涡轮喷气发动机按照"工作循环"工作。它从大气中吸进空气，经压缩和加热这一过程之后，得到能量和动量的空气以高达2000英尺/秒(610米/秒)或者大约1400英里/小时(2253公里/小时)的速度从推进喷管中排出。在高速喷气流喷出发动机时，同时带动压气机和涡轮继续旋转，维持"工作循环"。涡轮发动机的机械布局比较简单，因为 它只包含两个主要旋转部分，即压气机和涡轮，还有一个或者若干个燃烧室。然而，并非这种发动机的所有方面都具有这种简单性，因为热力和气动力问题是比较复杂的。这些问题是由燃烧室和涡轮的高工作温度、通过压气机和涡轮叶片而不断变化着的气流、以及排出燃气并形成推进喷气流的排气系统的设计工作造成的。

飞机速度低于大约450英里/小时(724公里/小时)时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨型发动机的效率，因为它的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度;因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。然而，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时(563公里/小时)以上时螺旋桨效率迅速降低。这些特性使得一些中等速度飞行的飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合 -- 涡轮螺旋桨式发动机。

涡轮螺旋桨发动机(Turboprop)的优越性在一定程度上被内外涵发动机、涵道风扇发动机和桨 扇发动机的引入所取代。

这些发动机比纯喷气发动机流量大而喷气速度低，因而，其推进效率超过了纯喷气发动机的推进效率。低速推力大，巡航速度相对涡轮喷气油耗低，介于涡扇与活塞螺旋桨之间。

涡轮冲压喷气

涡轮/冲压喷气发动机将涡轮喷气发动机(它常用于马赫数低于3的各种速度)与冲压喷气发动机结合起来，在高马赫数时具有良好的性能。这种发动机的周围是一涵道，前部具有可调进气道，后部是带可调喷口的加力喷管。起飞和加速、以及马赫数3以下的飞行状态下，发动机用常规的涡轮喷气式发动机的工作方式;当飞机加速到马赫数3以上时，其涡轮喷气机构被关闭，气道空气借助于导向叶片绕过压气机，直接流入加力喷管，此时该加力喷管成为冲压喷气发动机的燃烧室。这种发动机适合要求高速飞行并且维持高马赫数巡航状态的飞机，在这些状态下，该发动机是以冲压喷气发动机方式工作的，

涡轮/火箭发动机

与涡轮/冲压喷气发动机的结构相似，一个重要的差异在于它自备燃烧用的氧。这种发动机有一多级涡轮驱动的低压压气机，而驱动涡轮的功率是在火箭型燃烧室中燃烧燃料和液氧产生的。因为燃气温度可高达3500度，在燃气进入涡轮前，需要用额外的燃油喷入燃烧室以供冷却。然后这种富油混合气(燃气)用压气机流来的空气稀释，残余的燃油在常规加力系统中燃烧。虽然这种发动机比涡轮/冲压喷气发动机小且轻，但是，其油耗更高。这种趋势使它比较适合截击机或者航天器的发射载机。这些飞机要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而无须长的续航时间。

这种发动机可能很适合单级入轨火箭/飞机(SSTO)使用，因为它的比冲相对火箭发动机要高，但推力也足够大，可以在高空工作，所以还是很有发展前景的。

有一个特性就是这种发动机理论上可以在无氧大气环境下工作，因为它可以不和大气成分发生化学反应，所以这种发动机可能会用于未来的外行星飞机。