Hawker Beechcraft 390 Premier

aus Wikipedia, der freien Enzyklopädie
Wechseln zu: Navigation, Suche
Hawker Beechcraft 390 Premier
Hawker Beechcraft 390 Premier 1
Typ: Businessjet
Entwurfsland: Vereinigte StaatenVereinigte Staaten Vereinigte Staaten
Hersteller: Hawker Beechcraft
Erstflug: 22. Dezember 1998
Indienststellung: 2001
Produktionszeit: 2001 -
Stückzahl: >260

Der Hawker Beechcraft 390 Premier (früher: Raytheon 390 Premier 1) ist ein zweistrahliger Businessjet mit einer maximalen Startmasse von 5700 kg. Er besteht hauptsächlich aus kohlefaserverstärktem Epoxidharz (Bienenwabenstruktur) sowie leichtem Aluminium, welches an den Tragflächen Verwendung findet. Eine Ausnahme bietet die Struktur der Oberfläche der Seitenruderflosse, die aus Graphitlagen besteht. Die Turbofan - Triebwerke „Williams - Rolls Inc. FJ44-2A“ mit einer Ölkapazität von 2 * 3,8 Quarts (2 * 3,6 Liter) sind am oberen Heck angeordnet, die Flügelanordnung ist als Tiefdecker zu bezeichnen. Der Rumpf hat einen runden Querschnitt mit Absenkung im Inneren, um zusätzliche Stehhöhe verfügbar zu machen. Hersteller ist heute Hawker Beechcraft aus Wichita in Kansas. Alle in diesem Artikel genannten Spezifikationen beziehen sich auf Baureihennummer RB-2 und folgende.

Geschichte[Bearbeiten]

Im Jahr 1994 begann Raytheon mit der Entwicklung eines leichten Businessjets der als Konkurrenzmuster zu Cessnas Citation Baureihe gedacht war. Der Rollout erfolgte am 19. August 1998 und der Erstflug fand am 22. Dezember 1998 statt. Die Zulassung der FAA erfolgte nach der Erprobung von vier Maschinen am 23. März 2001. Mehr als 260 Maschinen (Stand Ende 2008) wurden bisher ausgeliefert, darunter auch Maschinen der Weiterentwicklung Premier 1A die am 22. September 2005 zugelassen wurde. Diese enthielt neben Verbesserungen an verschiedenen Systemen auch ein neues Kabinendesign. Das Nachfolgemuster Premier 2 mit stärkeren Williams FJ44-3AP Triebwerken mit 26,8 kN Schub und Winglets ist für 2010 angekündigt. Diese soll über eine höhere Geschwindigkeit, Reichweite und Nutzlast verfügen.[1][2] Die Premier II soll als Hawker 200 auf den Markt kommen und Ende 2012 in Dienst gehen.

Zertifizierung[Bearbeiten]

Der Raytheon 390 Premier 1 ist nach FAR 23 und FAR 36 zugelassen.

ICAO - Bezeichnung[Bearbeiten]

Der ICAO - 4 letter code für den Raytheon 390 Premier 1 lautet PRM1. Dieser Code wird zum Beispiel in einen ICAO Flugplan eingetragen.

Technik[Bearbeiten]

Avionik[Bearbeiten]

Die Premier IA ist mit der voll integrierten Collins Pro Line 21™ Avionik (Glascockpit) ausgerüstet. Auf drei Bildschirmen werden dem Piloten alle relevanten Daten (wie elektronische Jeppesen-Karten, Wetterinfos etc.) eingeblendet.

Triebwerke[Bearbeiten]

Hawker Beechcraft 390 Premier 1A auf der ILA 2012.

Die oben bezeichneten Triebwerke mit einem Take-Off Rating von 2300 lbs. Schubkraft (gleiche Werte gelten für höchsten Dauerschub und höchsten Steigflugschub) sind lt. Williams - Rolls FJ44-2A Wartungshandbuch für die Verwendung kommerziellen Flugkerosins der Sorten Jet A, Jet A-1 und JP-8 zugelassen. Zwischen zwei großen wiederkehrenden Inspektionen darf (höchstens 5000 USGal.) ausnahmsweise Flugbenzin ASTM D910 AVGAS 100 LL begrenzt eingesetzt werden.

Fahrwerk[Bearbeiten]

Das Flugzeug ist mit einem einziehbaren, dreiteiligen Landefahrwerk ausgerüstet. Das Hauptfahrwerk bedient sich einer Luft-Öl-Federbeins und wird inwärts in die zentrale Flügelstruktur eingefahren. Die Bereifung ist von der Größe H22 x 8,25-10, zwölflagig, schlauchlos. Das Frontfahrwerk verfügt über einen Luft-Öl-Dämpfer und wird vorwärts (in Flugrichtung gesehen) in den Rumpf gezogen. Der Frontreifen ist von der Größe 18 x 4,4, sechslagig, schlauchlos. Die Premier 1 hat einen Achsstand von 17 ft. 5 in. (5,31 Meter) bei einer Spurbreite von 9 ft. 3 in. (2,82 Meter). Jedes Hauptfahrwerk hat mit einer Antiblockiervorrichtung versehene Bremsen mit unabhängig voneinander operierenden Versorgungen und ein hydraulisches Backup. Im Notfall wird das Landefahrwerk durch ein Freifallsystem und ebenfalls ein hydraulisches Backup ausgefahren.

Flugsteuerung[Bearbeiten]

Das Flugzeug ist für Einzelpilotenbetrieb (single pilot) zugelassen, verfügt aber über Doppelsteuerung für Pilot und Copilot. Ein dreiachsiges Trimsystem beeinflusst die Trimmung um Roll-, Gier- und Nickachse. Die Spoiler sind elektronisch gesteuert und werden hydraulisch angetrieben. Die Spoiler bieten sowohl eine Brems-, Auftriebsvernichtungs- als auch Rollunterstützungsfunktion. Die einfach geschlitzten Fowlerklappen werden elektrisch gesteuert und angetrieben.

Tragflügel[Bearbeiten]

  • Flügelfläche 246,79 Quadratfuß = 22,26 Quadratmeter
  • Flügelspannweite siehe unten, Außendimensionen
  • mittlere aerodynamische Flügeltiefe = 5 Fuß und 6,24 Zoll (1,68 Meter)
  • Streckungsverhältnis = 8.604:1
  • positive V - Stellung = 2,5°
  • Pfeilung: Flügelvorderkante 22,82° / Flügelhinterkante 10,97°

Außenflügelklappen[Bearbeiten]

  • Außenflügelklappenfläche 2 * 10,94 Quadratfuß (2 * 0,98 m²)
  • Außenflügelklappenspannweite: 9 Fuß 0 Zoll (2,74 Meter)
  • mögliche Auslenkwinkel: eingefahren, 10, 20, ausgefahren

Innenflügelklappen[Bearbeiten]

  • Innenflügelklappenfläche 2 * 7,00 Quadratfuß (2 * 0,63 m²)
  • Innenflügelklappenspannweite: 4 Fuß 10 Zoll (1,47 Meter)
  • mögliche Auslenkwinkel: siehe Außenflügelklappen!

Rolltrimmeinrichtung[Bearbeiten]

  • Rolltrimmungs - Flügelfläche: 2 * 0,31 Quadratfuß (2 * 0,028 m²)
  • Rolltrimmungs - Flügelspannweite: 1 Fuß 6,48 Zoll (0,47 Meter)
  • max. Auslenkwinkel d. Rolltrimmungs - Flügel: 20° oben … 20° unten

Kraftstoffsystem[Bearbeiten]

Das Kraftstoffsystem besteht aus einem (jeweils unabhängigen) rechten und linken Subsystem mit Vorrichtungen für den Transfer von Flugkraftstoff von einem in den anderen Tank. Jedes Subsystem beinhaltet einen „nassen“ integralen Flügeltank mit der Möglichkeit zur Tankbefüllung, Tankentleerung und Tankfüllmengenmessung sowie einem Kraftstoffspeisesystem für das zugehörige Triebwerk. Zwei Pumpen mit elektrischen Reservepumpen gehören zu den Triebwerken. Durch die in zwei Richtungen lauffähige Zahnradpumpe wird die Kraftstofftransferfähigkeit der Premier 1 erzeugt. Die wichtigsten Kraftstoffmengen sind wie folgt aufgestellt:

Art der Kraftstoffmenge Schwerkraftbefüllung Single - Point Befüllung
Gesamtfüllmenge 552,8 USGal = 3704 lbs. 541,8 USGal = 3631 lbs.
Nutzbare Kraftstoffmenge 539,0 USGal = 3611 lbs. 528 USGal = 3538 lbs.
nicht ablassbare Kraftstoffmenge 1,86 USGal = 12.5 lbs. 2,46 USGal = 16,5 lbs.
nicht nutzbare Kraftstoffmenge 15,7 USGal = 105.2 lbs. 16,3 USGal = 109,2 lbs.

Hydraulikanlage[Bearbeiten]

Jedes Triebwerk treibt eine Hydraulikpumpe an, die 3000 PSI Druck erzeugt. Dieser Druck wird von Landefahrwerk, Spoilersystem als auch dem Antiblockierbremssystem genutzt.

Anordnung der Inneneinrichtung[Bearbeiten]

Das Interieur des Flugzeugs ist in zwei Sektoren unterteilt: Cockpit und Kabine. Das Cockpit enthält einen Piloten- und einen Copilotensitz, Instrumente und Bedienboards sowie anderes Equipment (z. B. Sauerstoffmasken). Die Passagierkabine beinhaltet Sitze in verschiedenen Konfigurationsmöglichkeiten, eine Toilette, eine Gepäckablage, eine Haupteingangstür, eine Notfalltür und Ausrüstung für Passagierkomfort wie eine Art Mantelgarderobe, Kartentisch usw.

Abmessungen, Flächen, allgemeine Daten[Bearbeiten]

Außendimensionen
Das Flugzeug ist 46 Fuß entsprechend 14,02 Meter lang und hat eine Spannweite von 44 Fuß und 6,0 Zoll entsprechend 13,56 Meter, die Höhe beträgt bis zu 15 Fuß und 3,6 Zoll (4,66 Meter), gemessen bei normaler Reifenbefüllung und Eintauchtiefe der Federbeine.

Rumpfdimensionen
Länge mit Cockpit = 18 ft. 6,7 in. (5,66 Meter)
Länge ohne Cockpit = 12 ft. 9,6 in. (3,90 Meter)
Breite = 5 ft. 6,4 in. (1,69 Meter)
Höhe = 5 ft. 5,1 in. (1,65 Meter)

Innenvolumina
ca. 429 Kubikfuß (12,87 m³)
Cockpit: 97,9 Kubikfuß
Kabine: 331,5 Kubikfuß

Technische Daten[Bearbeiten]

Kenngröße Daten
Besatzung 1-2
Passagiere 6
Länge 14,02 m
Spannweite 13,56 m
Höhe 4,67 m
Flügelfläche 22,26 m²
Flügelstreckung 8,604:1
Max. Nutzlast 635 kg bei Premier IA
Leergewicht 3824 kg
Max.Startgewicht 5670 kg
Reisegeschwindigkeit  ? km/h (861 km/h bei Premier II)
Höchstgeschwindigkeit 841 km/h
Dienstgipfelhöhe 12.497 m oder 41.000 ft (13.700 m bei Premier II)
Reichweite 2519 km mit maximalem Kraftstoff und 45 Minuten Reserve (2778 km bei Premier II)
Triebwerke Williams - Rolls FJ44-2A mit je 10,23 kN Schub

Weblinks[Bearbeiten]

 Commons: Beechcraft Premier – Sammlung von Bildern, Videos und Audiodateien

Einzelnachweise[Bearbeiten]

  1. FliegerRevue November 2008, S.67, Typenblatt Premier 1
  2. Deagel: Datasheet