Лирджет 25

Для проверки этой статьи нужны дополнительные цитаты . Помогите улучшить эту статью , добавив ссылки на надежные источники . Материалы без ссылок могут быть оспорены и удалены. Найти источники:  "Learjet 25" – новости  · газеты  · книги  · ученый  · JSTOR ( май 2016 г. ) ( Узнайте, как и когда удалять это сообщение )

Лирджет 25
НАСА Learjet 25
Общая информация
Тип	Бизнес-джет
Национальное происхождение	Соединенные Штаты
Производитель	Лирджет
Статус	Активный
Основные пользователи	Боливийские ВВС ВМС Мексики
Количество построенных	369
История
Изготовлено	1966–1982
Дата введения	Ноябрь 1967 г.
Первый полет	12 августа 1966 г.
Разработано из	Лиарджет 24
Развился в	Лирджет 28

Learjet 25 — американский десятиместный (два члена экипажа и восемь пассажиров), двухмоторный, высокоскоростной реактивный бизнес- самолет производства компании Learjet . Является удлинённой версией Learjet 24 .

Первый самолет Model 25 поднялся в воздух 12 августа 1966 года, а первая поставка состоялась в ноябре 1967 года. ^[1]

Learjet 25 похож на Model 24, но на 1,27 м (4 фута 2 дюйма) длиннее, что позволяет разместить трех дополнительных пассажиров. В 1970 году был выпущен Learjet 25B вместе с Learjet 25C в том же году. Развитие типа продолжилось с моделями 25D и 25G, которые включали более совершенные двигатели CJ610-8A и увеличение потолка до 51 000 футов (16 000 м).

К 2018 году Learjet 25 1970-х годов продавались менее чем за 200 000 долларов. ^[2]

В этом разделе не указаны источники . Помогите улучшить этот раздел , добавив ссылки на надежные источники . Материалы без ссылок могут быть оспорены и удалены . ( Май 2016 ) ( Узнайте, как и когда удалять это сообщение )

Два однороторных турбореактивных двигателя General Electric CJ610-6 с осевым потоком установлены на пилоне в хвостовой части фюзеляжа. Каждый двигатель рассчитан на 2950 фунтов силы (13,1 кН) тяги на уровне моря. Двигатель имеет восьмиступенчатый осевой компрессор, напрямую соединенный с двухступенчатой ​​турбиной, кольцевую систему сгорания со сквозным потоком, регулируемые направляющие лопатки входного направляющего аппарата, управляемый межступенчатый отбор воздуха компрессора, выхлопное сопло и вспомогательную приводную систему. Стартовое зажигание обеспечивается двухвыходной системой разряда конденсатора. По завершении цикла зажигания свечи зажигания прекращают искрообразование, и горение становится самоподдерживающимся. Система дозирования управления топливом выбирает скорость подачи топлива в камеру сгорания двигателя. ^[3]

Электрический тахометр RPM состоит из генератора сигналов на двигателе и индикатора, расположенного в центре приборной панели. Маркировка циферблата основана на процентах от максимально допустимой скорости двигателя. Большие маркировки градуированы с шагом 2% от 0% до 100%, а малый циферблат градуирован с шагом 1% от 0% до 10%, чтобы позволить пилотам выполнять более точные настройки скорости двигателя. Система соотношения давлений двигателя (EPR) позволяет пилоту получать мощность, необходимую для соответствия сертифицированным характеристикам самолета, не превышая ограничений двигателя. Входное давление компрессора двигателя и выходное давление турбины определяются передатчиком EPR и преобразуются в электрический сигнал, который передается на индикатор EPR.

Расход топлива отображается через систему расхода топлива. Расход топлива через ротор-турбину в каждом двигателе заставляет ротор вращаться, а приемная катушка испускает импульсы, когда лопасти ротора проходят через поле катушки. Пульсирующее постоянное напряжение усредняется и передается через селекторный переключатель на индикатор расхода топлива.

Системы шасси, тормоза, закрылков и спойлеров имеют гидравлический привод. На самолетах с 25-061 по 25-180 гидравлические насосы с приводом от двигателя подают жидкость под давлением 1500 фунтов на квадратный дюйм (10,3 МПа). Давление в системе поддерживается на уровне 1250–1500 фунтов на квадратный дюйм (8,6–10,3 МПа) с помощью регулятора давления. На самолетах с 25-181 и последующих насос с приводом от двигателя переменного объема подает жидкость под давлением 1450 фунтов на квадратный дюйм (10,0 МПа) в систему, а статическое давление поддерживается на уровне 1500–1550 фунтов на квадратный дюйм (10,3–10,7 МПа). Избыточное давление предотвращается предохранительным клапаном, который открывается при давлении 1700 фунтов на квадратный дюйм (11,7 МПа). Предварительно заряженный аккумулятор гасит и поглощает скачки давления. Два запорных клапана с электроприводом остановят гидравлический поток к насосам с приводом от двигателя в случае чрезвычайной ситуации. Клапаны управляются выключателем FIRE, а активация этих клапанов отображается с помощью булавочных лампочек, расположенных в кабине рядом с выключателем FIRE.

На самолетах, оборудованных вспомогательным гидравлическим насосом, переключатель гидравлического насоса, расположенный в нижней центральной части приборной панели, активирует вспомогательный гидравлический насос для обеспечения резервного гидравлического давления в полете. Реле давления включает насос, если гидравлическое давление падает ниже заданного уровня, и отключает насос, когда давление возвращается к норме. Для предотвращения перегрева двигателя насоса требуется рабочий цикл в 3 минуты и период охлаждения в 20 минут.

Гидравлически убирающееся шасси имеет обычную трехопорную конфигурацию с носовой и основной стойками с пневмогидравлическим амортизатором. Основная стойка имеет двойные колеса и тормоза на каждой стойке. Тормозная система включает четыре усиленных дисковых тормоза со встроенной системой противоскольжения. Носовое колесо имеет специально отформованную шину для предотвращения попадания воды в двигатели.

Управление носовым колесом осуществляется с помощью электроники педалями руля направления, используя принцип синхронизации. Гидравлическое давление для уборки и выпуска шасси передается системой труб, шлангов и исполнительных цилиндров и управляется электрически концевыми выключателями и электромагнитными клапанами. Аварийное выпуск может быть выполнено пневматически в случае отказа гидравлической или электрической системы. Главное шасси закрывается двумя дверцами после уборки. Внутренние двери управляются гидравлически, а внешние двери управляются механически с помощью тяг, соединенных с главными стойками шасси. Створки носового шасси работают механически с помощью тяг, прикрепленных к амортизационной стойке носового шасси.

Learjet 25 использует колесные тормоза в качестве основного метода снижения скорости после посадки. Тормозная система использует гидравлическое давление для увеличения мощности. Тормозные клапаны управляются через ножные тормоза педалей руля направления через механические связи. Два челночных клапана в напорных линиях предотвращают обратную связь по жидкости между педалями пилота и второго пилота. Четыре дополнительных челночных клапана соединяют пневматическую систему с тормозной системой для экстренного торможения. Интегральная система противоскольжения установлена ​​для обеспечения максимальной эффективности торможения. Чтобы минимизировать накопление тепла в тормозах и уменьшить износ тормозов, пилотам рекомендуется выпустить интерцепторы при приземлении.

Датчики скорости вращения колес в каждой главной оси колес индуцируют частоту переменного тока на входе постоянного напряжения, пропорциональную скорости вращения колес, поскольку они приводятся в движение колесами. Эта частота сравнивается с нормальной кривой замедления, и если она отклоняется, то активируется небольшой моментный двигатель в затронутом клапане управления колесом, который шунтирует тормозное давление в обратную линию с помощью золотникового клапана. По мере того, как скорость вращения колес ускоряется до нормальных пределов допуска, нормальное тормозное давление восстанавливается.

Learjet 25 обычно имеет пять топливных баков. Два крыльевых бака, фюзеляжный бак и два бака на законцовках крыла. Каждый крыльевой бак простирается от центральной переборки снаружи до законцовки крыла и обеспечивает отдельное топливо для каждого двигателя. Установлен клапан поперечного потока бака, чтобы предотвратить передачу топлива между крыльевыми баками. Обратные клапаны створчатого типа, расположенные в различных нервюрах крыла, обеспечивают свободный поток топлива внутрь, но ограничивают внешний поток. Струйный насос и электрический подкачивающий насос установлены в каждом крыльевом баке около центральной переборки для подачи топлива под давлением в топливную систему соответствующего двигателя.

Концевые баки обеспечивают дополнительную топливную емкость, что позволяет дольше находиться в воздухе. Струйный насос, установленный в каждом концевом баке, перекачивает топливо в крыльевые баки. Топливо также может поступать через обратные клапаны заслонок в крыльевые баки, но нижняя половина топлива в концевых баках должна перекачиваться с помощью струйного насоса.

Большинство самолетов Learjet 25 были оснащены фюзеляжным баком. Фюзеляжным баком можно заполнить крыльевыми подкачивающими насосами через линию перекачки и клапан перекачки топлива. Когда бак заполнен, поплавковый выключатель отключает крыльевые подкачивающие насосы и закрывает клапан. Во время перекачки топлива фюзеляжный подкачивающий насос бака перекачивает топливо в оба крыльевых бака.

Самолет оснащен электрическими системами переменного тока (AC) и постоянного тока (DC). Система постоянного тока питается от двух 28-вольтовых, 400-амперных стартер-генераторов с приводом от двигателя. Две 24-вольтовые батареи обеспечивают резервное питание для системы постоянного тока и используются для запуска двигателя. Переменный ток обеспечивается двумя твердотельными инверторами по 1000 вольт-ампер (ВА). Выходы инвертора синхронизированы по частоте через параллельную шину. Некоторые самолеты имеют вспомогательный инвертор на 1000 ВА, который используется в качестве опции для дополнительной мощности системы.

Первичное управление полетом осуществляется с помощью двойных штурвалов и педалей руля направления. Штурвалы механически управляют рулем высоты и элеронами через систему тросов, шкивов, трубок толкателя и коленчатых рычагов. Функции триммера, микрофонная манипуляция, отключение автопилота и переключатели системы рулевого управления расположены на штурвалах. Педали руля направления механически управляют рулем направления для управления рысканием по курсу. Управление носовым колесом осуществляется электрически через педали руля направления.

Обычные закрылки используются для улучшения характеристик полета на низкой скорости и снижения скорости посадки и взлета. Закрылки имеют гидравлический привод. Соединительные тросы синхронизируют закрылки по всему диапазону их хода, а концевой выключатель, расположенный на левом секторе закрылка, предотвращает перебег. Предупреждающий сигнал звучит, если закрылки выпущены более чем на 25 градусов, если только шасси не выпущено и не заблокировано.

Система предупреждения о сваливании использует лопасти предупреждения о сваливании с каждой стороны носа. Лопасти обеспечивают регулируемый вход напряжения для датчиков угла атаки, модифицированный с помощью смещающего блока предупреждения о сваливании для компенсации положения закрылков. Датчик угла атаки подает напряжение, пропорциональное углу атаки самолета. Когда скорость самолета на 7% превышает скорость сваливания, предупреждение о сваливании активирует вибратор колонки управления, который выдает низкочастотный сигнал бафтинга через колонку управления, чтобы предупредить экипаж. Когда обе лопасти датчика угла атаки увеличиваются до 5% выше скорости сваливания, сервопривод тангажа дает команду самолету опустить нос. Усилие, прилагаемое в направлении опускания носа, составляет 80 фунтов на штурвале управления. Когда лопасти датчика угла атаки опускаются ниже точки сваливания, команда опустить нос снимается. Индикатор угла атаки преобразует сигналы от системы предупреждения о сваливании в визуальные указания угла атаки самолета и позволяет экипажу контролировать близость зоны предупреждения о сваливании. Циферблат индикатора разделен на зеленые (безопасно), желтые (осторожно) и красные (опасно) сегменты.

Индикация воздушной скорости осуществляется одним указателем, двойной шкалой воздушной скорости/махометра. Указатель реагирует на динамическое давление от головок Пито в носовом отсеке. Обычная шкала воздушной скорости калибруется в узлах, а шкала Маха калибруется в процентах от Маха и подключена к анероиду, который перемещает шкалу для компенсации изменений барометрической высоты.

Воздух, отбираемый от двигателя, поступает через клапан управления потоком в теплообменник. Температура в кабине контролируется путем регулирования температуры воздуха, отбираемого под давлением, который направляется через кабину. Отбираемый воздух охлаждается в теплообменнике набегающим потоком воздуха, поступающим во впускное отверстие спинного плавника и проходящим через теплообменник. Количество охлаждаемого отбираемого воздуха в теплообменнике можно контролировать с помощью перепускного клапана горячего воздуха (H-клапана). Положение H-клапана может регулироваться экипажем для увеличения или уменьшения количества охлаждаемого отбираемого воздуха в теплообменнике.

Система охлаждения холодильного типа используется для охлаждения и осушения воздуха, когда самолет находится на земле или работает на высоте ниже 18 000 футов (5 500 м). Система охлаждения состоит из компрессора, ресивера-осушителя и испарительного охладителя, расположенных над багажным отделением.

Кабина Learjet 25 герметизирована для обеспечения работы на большой высоте без использования дополнительного кислорода. Давление в кабине обеспечивается кондиционированным воздухом, поступающим в кабину через распределительные воздуховоды, и регулируется путем регулирования количества воздуха, выходящего из кабины. Во время наземных операций соленоид ограничивает перепад давления до 0,25 фунтов на квадратный дюйм (17 гПа) для обеспечения нормального функционирования двери и аварийного выхода. Перепад давления на конечной крейсерской высоте будет поддерживаться на уровне 8,7 фунтов на квадратный дюйм (600 гПа) разницы между барометрической высотой и высотой кабины. Регулятор скорости позволяет экипажу выбирать скорость наддува кабины в заданных пределах. Нормальный предохранительный клапан давления откроется при перепаде давления 8,9 фунтов на квадратный дюйм (610 гПа), а предохранительный выпускной клапан откроется при перепаде давления 9,2 фунтов на квадратный дюйм (630 гПа), что является максимально допустимым перепадом давления. Кислород содержится в баллоне под давлением, расположенном в киле самолета. Использование кислорода требуется только в экстренных случаях в случае разгерметизации салона или загрязнения воздуха в салоне. Кислород всегда доступен для экипажа и может быть предоставлен пассажирам вручную или автоматически. Баллон для хранения кислорода имеет емкость 38 кубических футов (1100 л) и хранится при давлении 1800 фунтов на квадратный дюйм (12 МПа). Разрывной диск кислорода сбросит давление кислорода, если давление в баллоне с кислородом достигнет 2700–3000 фунтов на квадратный дюйм (19–21 МПа). Зеленый индикатор «за бортом» на внешней поверхности спинного плавника будет разорван или отсутствует, что указывает на то, что разрывной диск не цел.

Система пожаротушения двигателя представляет собой систему с непрерывным элементом и обеспечивает подачу экипажу сигнала «ПОЖАР» в случае, если температура в задней части гондолы превысит 510 °F (266 °C) или если температура в передней части гондолы превысит 480 °F (249 °C).

Два сферических контейнера огнетушителя могут сбрасывать свое содержимое в любой двигатель. Обратный клапан предотвращает обратный поток между контейнерами. В качестве огнетушащего вещества используется монобромтрифторметан (CF3BR). Два дисковых индикатора установлены заподлицо под левым двигателем. Если желтый диск разорван, один или оба контейнера были сброшены в гондолу двигателя. Если красный диск разорван, один или оба контейнера были сброшены за борт в результате перегрева, вызывающего избыточное давление внутри контейнеров.

Тормозной парашют устанавливается в качестве дополнительного оборудования на некоторые самолеты Learjet 25. Парашют обеспечивает дополнительный запас прочности, поскольку он может значительно сократить тормозной путь. Тормозной парашют крепится к самолету с помощью системы строп, которая освобождает его от самолета в случае непреднамеренного раскрытия в воздухе. Строп крепится к самолету на переднем конце проема двери доступа к хвостовому конусу. Эта точка находится вблизи центра тяжести самолета и сводит к минимуму смещение при раскрытии парашюта в условиях бокового ветра. Тормозной парашют раскрывался при боковом ветре до 20 узлов в реальных условиях испытаний.

Рулежные операции выполняются с помощью электронного рулевого управления носовым колесом. Система рулевого управления на самолетах без рулевого управления носовым колесом с переменным авторитетом требует от пилота выбора основного или основного режима рулевого управления. В основном режиме возможно рулевое управление на 10 градусов. Этот режим подходит для прямого руления, взлета и плавных поворотов. Основной режим рулевого управления допускает угол поворота до 45 градусов и подходит для агрессивных маневров рулевого управления на низкой скорости. На самолетах, оборудованных рулевым управлением с переменным авторитетом, авторитет рулевого управления изменяется в зависимости от путевой скорости. Двигатели CJ610-6, установленные на Learjet 25, имеют очень низкую инерцию и быстро разгоняются. Время, необходимое для разгона от холостого хода до 100% оборотов в минуту, составляет приблизительно четыре секунды. Эта превосходная реакция дроссельной заслонки обеспечивает быстрое ускорение и точную настройку мощности. Производительность одного двигателя хороша при скорости набора высоты с одним двигателем приблизительно 1700 футов в минуту (8,6 м/с) при полной массе на уровне моря и стандартной температуре 15ºC, с потолком эксплуатации одного двигателя приблизительно 21 500 футов (6600 м).

Интерцепторы являются эффективным средством увеличения нормальной скорости снижения и могут использоваться в качестве тормозного устройства для достижения быстрого снижения скорости полета.

Лучшая дальность планирования с двигателями в режиме авторотации достигается при чистой конфигурации самолета и скорости планирования от 160 до 170 узлов (от 300 до 310 км/ч). На этой скорости Learjet 25 планирует примерно на 26 морских миль (48 км) на каждые 10 000 футов (3 000 м) потери высоты. Это качество планирования 16 к 1 и основано на планировании на уровне крыльев с поднятыми шасси и закрылками и весом от 11 000 до 12 000 фунтов (от 5 000 до 5 400 кг).

Learjet 25 — сложный в управлении самолет по сравнению с большинством самолетов авиации общего назначения и более современными легкими реактивными самолетами. Нагрузка на пилота высока, а скорости захода на посадку, посадки и взлета выше средних для гражданских самолетов. Learjet 25 также требует длинных взлетно-посадочных полос на большой высоте или при высокой температуре окружающей среды. На высоте 6000 футов (1800 м), температуре 50 °F (10 °C) и при средней загрузке 5 пассажиров Learjet 25B потребуется примерно 8000 футов (2400 м) взлетно-посадочной полосы.

Learjet 25 предлагает высокоскоростную платформу для деловых поездок от шести до восьми пассажиров. Типичные крейсерские высоты находятся между эшелонами полета 390 и 430, что означает, что Learjet 25 способен пролетать над большинством погодных систем и перегруженного воздушного пространства. Типичная крейсерская скорость составляет приблизительно 0,76 Маха.

Интерьер кабины может быть преобразован в несколько различных конфигураций для обеспечения возможности грузовой и медицинской эвакуации . Чтобы превратить самолет в самолет для медицинской эвакуации, сиденья по правому борту убираются, чтобы разместить носилки, а также баллоны с кислородом и оборудование для внутривенной капельницы . Затем к двум летным экипажам присоединяется либо врач , либо бортовая медсестра , либо оба. Модель 25C также имеет опциональный спальный отсек с двумя кроватями.

Learjet может приземляться на гравийные взлетно-посадочные полосы , если он оснащен специальным «гравийным комплектом». Без него гравий с неправильно заполненной гравийной взлетно-посадочной полосы может попасть в двигатели, что приведет к « повреждению посторонним предметом », поэтому и нужен комплект.

В 1974 году ВВС Перу приобрели два самолета 25B с подфюзеляжным контейнером, в котором находилась камера для аэрофотосъемки.

Многие самолеты Learjet 25 продолжают регулярно эксплуатироваться и сегодня, особенно в США, Мексике и Канаде.

В 2013 году FAA изменило правила 14 CFR часть 91, чтобы запретить эксплуатацию самолетов весом 75 000 фунтов (34 000 кг) или менее, которые не соответствуют уровню шума 3-й ступени, после 31 декабря 2015 года. Learjet 25 указан в явном виде. Любые Learjet 25, которые не были модифицированы путем установки двигателей или «глушителей», соответствующих уровню шума, не будут допущены к полетам в смежных 48 штатах с 31 декабря 2015 года. Могут быть предоставлены исключения.

Обозначение ИКАО , используемое в планах полета для всех моделей Learjet 25, — LJ25.

Сертифицирован FAA 10 октября 1967 года.

Улучшенная версия. Сертифицирована FAA 4 сентября 1970 года.

Улучшенная версия с увеличенным запасом топлива. Сертифицирована FAA 4 сентября 1970 года.

Версия с увеличенной дальностью полета.

Представлен 23 сентября 1980 года. Во время серии демонстрационных полетов, продолжавшихся с 9 по 18 июня 1982 года, 25G побил ряд рекордов скорости и расхода топлива на больших расстояниях. ^[1]

 Греция

• Олимпийские авиалинии

 Мексика

• ТАЕСА

 Аргентина

 Боливия

• Боливийские ВВС

 Эквадор

 Мексика

• ВМС Мексики

 Перу

• ВВС Перу

 Соединенные Штаты

• НАСА

• 18 января 1977 года премьер-министр Югославии Джемал Биедич , его жена Разия и еще шесть человек погибли, когда их Learjet 25 потерпел крушение на горе Инач недалеко от Крешево , Босния и Герцеговина. Самолет вылетел с авиабазы ​​Батайница в Белграде и направлялся в Сараево, когда потерпел крушение, предположительно из-за плохих погодных условий.
• 18 мая 1983 года самолет Learjet 25B, летевший из международного аэропорта Вена-Швехат , Вена , Австрия , в аэропорт Гамбург-Фульсбюттель , Гамбург , Германия , не ответил на запросы диспетчеров через 40 минут после взлета. Самолет, зарегистрированный как D-CDPD и эксплуатируемый Air Traffic Executive Jet, перевозил двух членов экипажа и одного пассажира. Он продолжал полет на высоте 39 000 футов (12 000 м) до тех пор, пока у него не закончилось топливо. Он рухнул в Атлантический океан в 350 милях (560 км) к северо-западу от Шотландии . ^[4]
• 2 марта 1996 года бразильская комедийная рок-группа Mamonas Assassinas погибла при подлете к международному аэропорту Гуарульюс , главному аэропорту, обслуживающему город Сан-Паулу . Самолет совершил предыдущую попытку посадки и приближался к аэропорту для второй попытки. Самолет вытянулся по ветру и врезался в горный хребет Кантарейра к северу от аэропорта. Все пять участников группы погибли, вместе с двумя другими пассажирами и обоими членами экипажа. Расследование показало несколько ошибок, которые привели к аварии, включая усталость экипажа компании воздушного такси , нанятой для перевозки рок-группы, после 17-часового рабочего цикла. ^[5]
• 9 декабря 2012 года частный чартерный самолет Learjet 25 совершил экстремальное отклонение от горизонтального полета, перевозя семь пассажиров, включая мексикано-американскую певицу Дженни Риверу . Самолет вылетел из Монтеррея в 3:15 утра для запланированного часового полета, местом назначения была Толука, город недалеко от Мехико. По данным властей, связь с самолетом была потеряна через 10 минут после вылета. Обломки самолета были найдены в муниципалитете Лос-Текохотес, и спасатели подтвердили, что все находившиеся на борту погибли. Из-за отсутствия разброса обломков считается, что самолет упал под вертикальным углом более 80 градусов от горизонтали. ^[6]
• 10 апреля 2014 года частный самолет Learjet 25D был уничтожен на земле венесуэльскими силами. Сообщается, что самолет вылетел из Белена, Бразилия, без плана полета и с выключенным транспондером. Вооруженные силы Венесуэлы заставили Learjet приземлиться из-за подозрения, что самолет использовался для «незаконной деятельности», возможно, связанной с контрабандой наркотиков. Самолет был уничтожен на земле. ^{[7] [8] [9]}
• 17 мая 2017 года самолет Learjet 25B с регистрационным номером XA-VMC, эксплуатируемый компанией Aerotransportes Huitzilin SA de CV, потерпел крушение в 15:26 по местному времени вскоре после взлета из международного аэропорта Толука, Мексика, направлявшегося в Дуранго. Оба пилота погибли. ^[10]

Данные из Jane's All The World's Aircraft 1976–77 ^[11]

Общая характеристика

• Экипаж: 2 пилота
• Вместимость: 8 пассажиров
• Длина: 47 футов 7 дюймов (14,50 м)
• Размах крыльев: 35 футов 7 дюймов (10,85 м)
• Рост: 12 футов 3 дюйма (3,73 м)
• Площадь крыла: 231,77 кв. фута (21,532 м ² )
• Соотношение сторон : 5.01:1
• Профиль крыла : NACA 64A109
• Масса пустого самолета: 7640 фунтов (3465 кг)
• Максимальный взлетный вес: 15 000 фунтов (6 804 кг)
• Запас топлива: 715 галлонов США (595 британских галлонов; 2710 л)
• Силовая установка: 2 турбореактивных двигателя General Electric CJ610-6 , тяга каждого 2950 фунтов силы (13,1 кН)

Производительность

• Крейсерская скорость: 534 миль/ч (859 км/ч, 464 узла) (0,81 Маха) на высоте 41 000 футов (12 000 м), (максимальная крейсерская скорость)
• Скорость сваливания: 105 миль/ч (169 км/ч, 91 узел) (колеса и закрылки выпущены) по прибору
• Дальность полета: 1767 миль (2844 км, 1535 морских миль) с четырьмя пассажирами, максимальным запасом топлива и 45-минутным запасом хода
• Практический потолок: 45 000 футов (14 000 м)
• Скорость подъема: 6050 футов/мин (30,7 м/с)

• Крушение самолета Learjet в Южной Дакоте, 1999 г. (на самом деле Learjet 35 ).
• 2012 Мексика Learjet 25 катастрофа

Сопутствующее развитие

• Лиарджет 24
• Лирджет 28

• Тейлор, Джон В. Р. Все самолеты мира Джейн 1976–77 . Лондон:Jane's Yearbooks, 1976. ISBN 0-354-00538-3 . 

• Phantom Aero Technical – ATTC034, (1998), Йоханнесбург
• Тейлор, Майкл Дж. Х. (1999) Brassey's World Aircraft & Systems Directory 1999/2000 . Лондон: Brassey's.

Викискладе есть медиафайлы по теме Learjet 25 .

• История серии LJ23-LJ29 на Airliners.net
• Список аварий LJ25 в базе данных ASN Aviation Safety Database