時間：2014-12-07 11:22來源：CAAC 作者：民航翻譯 點擊：次
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To view this page ensure that Adobe Flash Player version 9.0.124 or greater is installed. (8) 剎車踏板位置與踏板力的關系。 踏板位置：±2.2o踏板力：±2.22daN（±5磅）或±10% 地面 要求有兩個數據點（零位和最大偏轉）。計算機輸出的結果可用于證明符合性。 b. 縱向 (1) 功率變化時的駕駛桿力。 駕駛桿力：±2.22daN（5磅）或±20% 巡航或進近 可以是一系列抽點打印測試結果。可以使用功率變化的動態特性。（對于計算機控制的飛機，在正常和非正常控制狀態下測試）。 (2) 襟翼、縫翼變化時的駕駛桿力。 駕駛桿力：±2.22daN（5磅）或±20% 起飛和進近 可以是一系列抽點打印測試結果。可以使用襟翼變化的動態特性。（對于計算機控制的飛機，在正常和非正常控制狀態下測試）。 (3) 起落架變化時的駕駛桿力。 駕駛桿力：±2.22daN（5磅）或±20% 起飛和進近 可以是一系列抽點打印測試結果。可以使用起落架變化的動態特性。（對于計算機控制的飛機，在正常和非正常控制狀態下測試）。 (4) 起落架和襟/縫翼操作時間。 時間：±3秒或 ±10% 起飛和進近 (5) 縱向配平。 俯仰操縱（水平安定面和升降舵）：±1o 巡航、進近和著陸 可以是一系列抽點打印測試結果。對于2級、3級和5級訓練器，可以使用 俯仰角：±1o 等效的駕駛桿和配平操縱裝置，代替水平 巡航時的凈推力或等效參 安定面和升降舵。 數：±2% （對于計算機控制的飛機，在正常和非正 進近和著陸時的凈推力或 常控制狀態下測試）。 等效參數：±5% (6) 縱向機動穩 駕駛桿力或等效的操縱面 巡航、進近和X 可以是一系列抽點打印測試結果。駕駛桿 定性（桿力/加速 位置：±2.22daN（5磅） 著陸 力或操縱面偏轉的方向應當正確。（對于 度）。 或±10% 計算機控制的飛機，在正常和非正常控制 狀態下測試）。 (7) 縱向靜穩定性。 駕駛桿力或等效的操縱面位置：±2.22daN（5磅） 進近 可以是一系列抽點打印測試結果。對于2級、3級和5級訓練器應當展示其 或±10% 具有正靜穩定性，但不必滿足本測試規定 的容差。 （對于計算機控制的飛機，在正常和非正 常控制狀態下測試）。 (8) 失速警告（失 空速：±3海里/小時 第二階段爬 速警告設備作 坡度：±2o 升和進近或 動）。 著陸 (9)(a) 長周期動態特性。 周期：±10% 巡航 本測試應包含3個完整的周期（在輸入信號結束后的6個超調）或足夠用來確定達 達到1/2振幅或2倍振幅的 到1/2振幅或2倍振幅時間的一定數量周 時間：±10% 期，兩者取要求最低者。 或阻尼比：±0.02 （對于計算機控制的飛機，在正常和非正 常控制狀態下測試）。 (9)(b) 長周期動態特性。 在典型阻尼情況下的周期：±10% 巡航 （對于計算機控制的飛機，在正常和非正常控制狀態下測試）。 (10) 短周期動態特性。 俯仰角：±1.5o或俯仰速率：±2o/秒法向加速度：±0.1g 巡航 （對于計算機控制的飛機，在正常和非正常控制狀態下測試）。 c. 橫航向 (1) 滾轉響應（速率）。 滾轉速率： ±10%或±2o/秒 巡航和進近或著陸 (2) 駕駛艙滾轉操縱階躍輸入的滾轉響應。 滾轉速率： ±10%或±2o/秒 進近或著陸 （對于計算機控制的飛機，在正常和非正常控制狀態下測試）。 (3)(a) 螺旋穩定性。 坡度應有正確的變化趨勢。 巡航 （對于計算機控制的飛機，在正常和非正常控制狀態下測試）。 (3)(b)螺旋穩定 坡度應有正確的變化趨 巡航 可使用在同一方向多次試飛數據的平均 性。 勢。 值。 坡度（在20秒范圍內）： （對于計算機控制的飛機，在正常和非正 ±3o或±10% 常控制狀態下測試）。 (4)(a) 方向舵響 偏航速率（或小俯仰姿態 進近或著陸 如果在荷蘭滾測試中顯示了方向舵的操 訓練器客觀測試標準 測試 容差 飛行條件 訓練器等級 測試細節 信息說明 1 2 3 4 5 6 應。 下的航向變化速率）：±2o 縱輸入和響應，可不要求此測試。 /秒或±10% （對于計算機控制的飛機，在正常和非正 常控制狀態下測試）。 (4)(b) 方向舵響 偏航速率： (5)(a) 荷蘭滾 (5)(b)荷蘭滾（偏航阻尼斷開）。 周期：±10%有正確的趨勢和周期數 巡航和進近或著陸 （對于計算機控制的飛機，在正常和非正常控制狀態下測試。） (6) 穩定側滑。 對于給定的方向舵位置：坡度：±2o 進近或著陸 可以是一系列抽點打印測試結果。對于螺旋槳飛機，應當在每個方向上都進 側滑角：±1o 行測試。 副翼：±10%或±2o 擾流板或等效的駕駛盤位 置或力：±10%或±5o 第60.B.2.5條操縱系統動態特性 （1）操縱系統動態特性的評定。 操縱系統的動態特性常用頻率、阻尼和操縱系統中出現的其他傳統測量術語來表示。為了對訓練器操縱載荷的測試結果建立一致的驗證方法，應當明確定義測量參數和所用容差的標準。對于欠阻尼系統和過阻尼系統（包括臨界阻尼情況）都應當建立標準。對于一個阻尼很小的欠阻尼系統，可以用頻率和阻尼對其進行定量表示。而對于臨界阻尼或過阻尼系統，則很難從其響應時間歷程中測量出頻率和阻尼。因此，應當采用其他測量方法。 （2）驗證操縱感覺系統的動態特性是否能代表所模擬飛機的測試應當表明動態阻尼周期（操縱的自由響應）與飛機的動態阻尼周期是否在規定的容差范圍內。對于欠阻尼和臨界阻尼，可接受的評定系統響應和所采用容差的方法見本條（d）。 （d）容差。 （1）欠阻尼響應。 （i）在這種阻尼響應中需要測兩個量：第一次交零的時間（在阻尼比限制的情況下）和隨后的振蕩頻率。如果響應上存在周期不一致的情況，需要以單個周期為基礎進行測量。然后將每個周期與飛機操縱系統的相應周期單獨作比較，并且結果應當滿足為該周期所規定的整個容差； （ii）阻尼的容差應當應用到單個超調量上。由于小超調量的意義可能是有問題的，所以對小超調量采用容差限制方法評定時應當特別慎重。只有那些超過總初始位移5%的超調量才被認為有意義。在本附件圖1中，標注為T(Ad)的誤差帶是指在初始位移幅度Ad的±5%范圍內偏離穩定狀態振蕩的一個區域。誤差帶內的振蕩可以忽略不計。將訓練器數據與飛機數據進行比較時，應當先把訓練器和飛機的穩定狀態值重疊或對齊，然后再比較振蕩峰值的幅度、第一次交零時間和單個振蕩周期。在對比飛機數據的那一時間段內，訓練器應當有與飛機相同次數的有意義超調。這種響應的評定過程如本附件圖1所示。 （2）臨界阻尼和過阻尼響應。 由于臨界阻尼響應的本性（無超調），達到穩定狀態（中立點）值90%處的時間應當與飛機數據一樣，誤差不超過10%。訓練器響應也應當是臨界阻尼響應。其過程如本附件圖2所示。 （3）下面歸納了在供參考的測量方法圖示中所使用的容差T（參見本附件圖1和圖2）：T(P0) ±10%P0T(P1) ±20%P1T(A) ±10%A1，±20%的后續峰值T(Ad) ±5%Ad=誤差帶超調次數 ±1 如果在誤差帶之外完成的有意義的周期數超過本附件圖1所示的周期數，將使用下列容差（T）：T(Pn) ±10(n+1)%Pn ，“n”是下一個周期的序號。 圖2 臨界阻尼階躍響應 （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，參見本附件第60.B.2.3條訓練器客觀測試標準中第3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%。 |
