CL600
概况
“挑战者”是加空宇航集团研制的双发喷气式公务机。由于该机机舱宽、航程远、速度快，因此也适合于客、货运输、快件运送、海上监视及空中救护等领域，也可作为要人专机。加拿大空军编号CC-144和CE-144A。
1974年美国设计师威廉·利尔开始设计一种称为“利尔星”的喷气式飞机。最初的方案是三发布局。1976年4月加空宇航集团购买了这项计划的设计、制造、销售和售后服务权，改名CL600“挑战者”。现名“挑战者”600。1976年10月初，加空宇航集团宣布这项计划时，三发布局改成双发布局。1977年1月开始制造3架预生产型飞机。第一架飞机于1978年11月8日首次试飞。
主要型别有：
“挑战者”600 初始生产型。1979年9月21日，“挑战者”生产型飞机首次试飞。1980年8月11日获加拿大运输部型号合格证。同年11月7日获美国联邦航空局型号合格证。共交付83架，到1991年1月1日，其中71架已改装翼梢小翼。加拿大国防部共购买12架。其中7架编号CE-144A，用于电子支援和训练；4架编号CC-144，用于政府运输；1架用于试验计划。600型已停产。
“挑战者”601 1982年以后的基本生产型，装通用电气公司CF34涡扇发动机，增加了载油量并增装了翼梢小翼。1982年4月10日原型机首次飞行。但这种最初的基本生产型并未正式生产就改为601-1A。601-1A飞机于1983年2月和3月分别获得加拿大运输部和美国联邦航空局型号合格证。
“挑战者”601-3A 目前的标准生产型，装“玻璃”驾驶舱和提高推力的发动机。1986年9月28日首飞，分别于1987年4月21日和30日获得加拿大和美国的型号合格证。目前该型机还具有澳大利亚、德国、印度尼西亚、英国、法国及意大利等国的型号合格证。-3A采用的主要改进有4项：装CF34-3A涡扇发动机，具有更好的爬升和炎热天气起飞的性能；全数字式综合飞行操纵和飞行管理系统；机头增装2个着陆灯。-3A型飞机于1987年5月6日开始交付使用，到1993年1月5日总共交付121架。
601-3A/ER 加大航程型。可用现有601-1A和601-3A改装，航程可增加到6667公里。新型机1988年11月8日首飞，1989年3月16日获得加拿大型号合格证，然后交付使用。要求用保形尾锥油箱和加长的整流罩代替现用的尾翼整流罩。机身长度增加46厘米，使飞机空重增加113千克。
601-S 1989年上马的新型别，是为跨大陆飞行而不是国际飞行设计的。新型机的重量和价格均有大幅度降低，主要是去掉了机身辅助油箱和一些电子设备。但采用了新型标准的12座舱内布局。航程5560公里。601-S舱内舒适性和宽机身喷气公务机一样，但价格比601-3A便宜200万美元。到1991年2月中期，还未交付一架。
到1993年1月5日，“挑战者”各型总共交付271架。
设计特点
“挑战者”是悬臂式下单翼小型运输机，采用先进翼型技术、高涵道比涡扇发动机、先进的系统、较宽的机身，另外还采用了先进的复合材料，大大降低了飞机的重量。
机翼 悬臂式下单翼、超临界翼型，装翼梢小翼。机翼相对厚度：翼根处14%、前缘后掠转折处12%、翼尖处10%。上反角2°33′。翼根安装角3°30′。1/4弦线后掠角25°。铝合金前后梁和桁条加强的蒙皮壁板组成抗扭盒。两段双缝后缘襟翼。液压助力铝合金副翼。无调整片。机翼前缘用发动机引气防冰。
机身 半硬壳式破损安全铝合金结构。圆形截面，增压机身。采用化学铣切铝合金蒙皮、铆接框架和桁条结构。
尾翼 悬臂式多梁铝合金T形尾翼。垂尾和平尾均后掠。所有操纵面由液压作动。平尾安装角由配平电动机调节。无调整片。
起落架 液压可收放前三点式，3个起落架均为双轮，并装有油－气减震器。主起落架向内收入机翼中段，可进行转弯操纵的前起落架向前收起。主轮胎尺寸26×6.65，胎压13.17×105帕(13.43公斤/厘米2)。前轮胎尺寸18×4.4，胎压10.0×105帕(10.2公斤/厘米2)。飞机刹车系统采用液压操纵多盘式碳防滑刹车系统。
动力装置 两台通用电气公司CF34-3A涡扇发动机，推力(带自动功率储备)为2×40.66千牛(2×4146公斤)，没有自动功率储备时为2×38.48千牛(2×3924公斤)。发动机装在后机身两侧，装叶栅式风扇反推力装置。机内总载油容量9278升，尾锥选用油箱容量696升。备有压力和重力加油及放油口。滑油容量13.6升。
座舱 正、副驾驶员并排坐在驾驶舱内，两套操纵系统。装有盲目飞行仪表。客舱内最多可载客19名。典型设施包括厕所、点心饮料柜和衣柜。机翼之前的机身左侧有向下打开的舱门(早期飞机舱门向上打开)。右侧有一应急出口。整个机舱都备有加温、通风和空调设备。医疗救护型机上可载7副担架。
系统 增压和空调系统最大压差为0.62×105帕(0.63公斤/厘米2)。3套独立的液压系统，每一系统的压力均为207×105帕(211公斤/厘米2)。1号系统为飞行操纵系统提供动力；2号系统为飞行操纵系统和刹车系统提供动力；3号系统为飞行操纵系统、起落架收放、刹车、前轮转弯操纵提供动力。1、2号系统的动力各来自一台发动机驱动的泵，再由一台交流电泵辅助。3号系统则由两台交流电动泵驱动。电源系统主要由两台发动机驱动的30千伏安交流发电机供电。3台变压整流器将交流电改作28伏直流电。一个43安小时的镍镉电池。
机载设备 装霍尼韦尔公司的电子设备，主要有SPZ-8000五管电子飞行仪表系统(包括一套多功能显示器)，两套激光惯性参考系统，两套飞行管理系统，导航显示装置，数字式自动飞行控制系统并装有双通道故障－使用自动驾驶仪和飞行导引装置，数字式大气数据系统，Primus 650或870四色数字式气象雷达，无线电高度表，柯林斯公司Pro LineII导航/通信电台，驾驶舱音频计录器等。
技术数据
外形尺寸
翼展
A 18.85米
B，C(包括翼梢小翼) 19.61米
展弦比
A 7.35
B，C 8.5
机长C 20.85米
机身最大直径 2.69米
机高 6.30米
机翼面积(不含翼梢小翼) 48.31米2
主轮距C 3.18米
前主轮距C 7.99米
客舱门
高×宽 1.78米×0.91米
行李舱门
高×宽 0.84米×0.71米
应急出口
高×宽 0.91米×0.51米
内部尺寸
座舱
长度(包括厨房、厕所和行李舱，不包括驾驶舱)C 8.61米
最大宽度 2.49米
最大高度 1.85米
容积C 32.6米3
重量及载荷
典型使用空重
A 10562千克
B 11151千克
C 11197千克
最大商载
A 2365千克
B 2229千克
C 2184千克
最大起飞重量
A 18642千克
B，C 19550千克
最大停机坪重量
A 18710千克
B，C 19618千克
最大着陆重量 16329千克
最大零燃油重量 13381千克
最大翼载荷
A 3.785千牛/米2(385.9公斤/米2)
B，C 3.969千牛/米2(404.7公斤/米2)
最大功率载荷
A 279.41千克/千牛
B，C 254.03千克/千牛
性能数据(除注明者外，均为最大起飞重量)
最大巡航速度C 882公里/小时
正常巡航速度C 851公里/小时
远程巡航速度 786公里/小时
最大使用升限 12500米
实用升限(一台发动机停车) 7315米
起飞场长(海平面和国际标准大气)
A(联邦航空局) 1737米
B，C 1645米
着陆滑跑距离(海平面和最大着陆重量) 1006米
航程(最大燃油、5名乘客、美国国家行政机协会仪表飞行规则余油和远程巡航速度)
A(基本) 5186公里
A(带机身油箱) 5784公里
B 6371公里
C 6356公里
噪音特性(美国联邦航空条例第36部)
起飞噪音
A 84.7分贝
B，C 79.4分贝
进场噪音 89.4分贝
侧向噪音 85.9分贝