（e）操縱系統動態特性評定的替代方法。
（1）對于有液壓傳動操縱裝置和人工感覺系統的飛機，可以采用替代方法來測量操縱系統的動態特性。不使用自由響應測試方法，而是通過測量操縱力和移動速率的方法來驗證。
（2）對于俯仰、滾轉和偏航每一個軸，都應按下列不同的速率，用力將操縱裝置移到最大極限位置。這些測試應當在典型的滑行、起飛、巡航和著陸條件下進行。
（i）靜態測試，緩慢地移動操縱裝置，以大約100秒的時間完成全行程操縱。全行程操縱定義為從中立位置移動到止動點，通常為后止動點或右止動點，隨后再通過中立位置移到相反的止動點，最后回到中立位置；
（ii）慢速動態測試，以大約10秒的時間完成全行程操縱；
（iii）快速動態測試，以大約4秒的時間完成全行程操縱。
注意：作動態測試，操縱力不應超過44.5daN（100磅）。
（f）容差。
（1）對于靜態測試，參見本附件的第60.A.2.3條模擬機客觀測試標準中第2條(a)(1)、(2)和(3)款中規定的容差。
（2）對于動態測試，為±0.89daN（2磅）或高于靜態測試的操縱力增量的±10%。
（g）運營人可以采用類似于上面介紹的替代方法。這類替代方法應當經證明是有效并適用的。例如，上面提到的替代方法可能就不適合所有制造廠家的系統，并且對帶可逆操縱系統的飛機肯定不適用。因此對每種情況都應在特定的基礎上分析替代方法的優缺點。如果模擬機鑒定人員發現該替代方法不能得到令人滿意的模擬機性能測試結果，那就應當采用更普遍接受的測試方法。
圖2 臨界阻尼階躍響應
第60.A.2.7條地面效應
（a）在起飛和著陸期間，飛機有一短暫的近地飛行過程。由于流過飛機的氣流受地面影響，使飛機的空氣動力特性發生變化。貼近地面飛行時，地面對與產生升力有關的下洗氣流造成阻礙，使下洗氣流減弱。下洗氣流的作用隨高度變化而變化，當高度大于約一個翼展長度時，其作用可以忽略不計。下洗氣流的減弱會造成三個主要影響：
（1）對于常規構型，水平尾翼的氣流下洗角減小；
（2）由于升力系數與迎角關系的變化（升力曲線的斜率增大），機翼和水平尾翼的升力都增大；
（3）誘導阻力減小。
（b）在給定迎角的情況下，相對于無地面效應飛行，這些影響會導致地面效應中的飛機能產生更大的升力，并且使保持平飛的需用功率減少。由于對安定性方面產生了關聯影響，貼近地面平飛還會導致升降舵（或水平安定面）角度和保持特定的升力系數所需的駕駛桿力發生顯著變化。