时间：2014-12-07 11:22来源：CAAC 作者：民航翻译 点击：次
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To view this page ensure that Adobe Flash Player version 9.0.124 or greater is installed. (8) 刹车踏板位置与踏板力的关系。 踏板位置：±2.2o踏板力：±2.22daN（±5磅）或±10% 地面 要求有两个数据点（零位和最大偏转）。计算机输出的结果可用于证明符合性。 b. 纵向 (1) 功率变化时的驾驶杆力。 驾驶杆力：±2.22daN（5磅）或±20% 巡航或进近 可以是一系列抽点打印测试结果。可以使用功率变化的动态特性。（对于计算机控制的飞机，在正常和非正常控制状态下测试）。 (2) 襟翼、缝翼变化时的驾驶杆力。 驾驶杆力：±2.22daN（5磅）或±20% 起飞和进近 可以是一系列抽点打印测试结果。可以使用襟翼变化的动态特性。（对于计算机控制的飞机，在正常和非正常控制状态下测试）。 (3) 起落架变化时的驾驶杆力。 驾驶杆力：±2.22daN（5磅）或±20% 起飞和进近 可以是一系列抽点打印测试结果。可以使用起落架变化的动态特性。（对于计算机控制的飞机，在正常和非正常控制状态下测试）。 (4) 起落架和襟/缝翼操作时间。 时间：±3秒或 ±10% 起飞和进近 (5) 纵向配平。 俯仰操纵（水平安定面和升降舵）：±1o 巡航、进近和着陆 可以是一系列抽点打印测试结果。对于2级、3级和5级训练器，可以使用 俯仰角：±1o 等效的驾驶杆和配平操纵装置，代替水平 巡航时的净推力或等效参 安定面和升降舵。 数：±2% （对于计算机控制的飞机，在正常和非正 进近和着陆时的净推力或 常控制状态下测试）。 等效参数：±5% (6) 纵向机动稳 驾驶杆力或等效的操纵面 巡航、进近和X 可以是一系列抽点打印测试结果。驾驶杆 定性（杆力/加速 位置：±2.22daN（5磅） 着陆 力或操纵面偏转的方向应当正确。（对于 度）。 或±10% 计算机控制的飞机，在正常和非正常控制 状态下测试）。 (7) 纵向静稳定性。 驾驶杆力或等效的操纵面位置：±2.22daN（5磅） 进近 可以是一系列抽点打印测试结果。对于2级、3级和5级训练器应当展示其 或±10% 具有正静稳定性，但不必满足本测试规定 的容差。 （对于计算机控制的飞机，在正常和非正 常控制状态下测试）。 (8) 失速警告（失 空速：±3海里/小时 第二阶段爬 速警告设备作 坡度：±2o 升和进近或 动）。 着陆 (9)(a) 长周期动态特性。 周期：±10% 巡航 本测试应包含3个完整的周期（在输入信号结束后的6个超调）或足够用来确定达 达到1/2振幅或2倍振幅的 到1/2振幅或2倍振幅时间的一定数量周 时间：±10% 期，两者取要求最低者。 或阻尼比：±0.02 （对于计算机控制的飞机，在正常和非正 常控制状态下测试）。 (9)(b) 长周期动态特性。 在典型阻尼情况下的周期：±10% 巡航 （对于计算机控制的飞机，在正常和非正常控制状态下测试）。 (10) 短周期动态特性。 俯仰角：±1.5o或俯仰速率：±2o/秒法向加速度：±0.1g 巡航 （对于计算机控制的飞机，在正常和非正常控制状态下测试）。 c. 横航向 (1) 滚转响应（速率）。 滚转速率： ±10%或±2o/秒 巡航和进近或着陆 (2) 驾驶舱滚转操纵阶跃输入的滚转响应。 滚转速率： ±10%或±2o/秒 进近或着陆 （对于计算机控制的飞机，在正常和非正常控制状态下测试）。 (3)(a) 螺旋稳定性。 坡度应有正确的变化趋势。 巡航 （对于计算机控制的飞机，在正常和非正常控制状态下测试）。 (3)(b)螺旋稳定 坡度应有正确的变化趋 巡航 可使用在同一方向多次试飞数据的平均 性。 势。 值。 坡度（在20秒范围内）： （对于计算机控制的飞机，在正常和非正 ±3o或±10% 常控制状态下测试）。 (4)(a) 方向舵响 偏航速率（或小俯仰姿态 进近或着陆 如果在荷兰滚测试中显示了方向舵的操 训练器客观测试标准 测试 容差 飞行条件 训练器等级 测试细节 信息说明 1 2 3 4 5 6 应。 下的航向变化速率）：±2o 纵输入和响应，可不要求此测试。 /秒或±10% （对于计算机控制的飞机，在正常和非正 常控制状态下测试）。 (4)(b) 方向舵响 偏航速率： (5)(a) 荷兰滚 (5)(b)荷兰滚（偏航阻尼断开）。 周期：±10%有正确的趋势和周期数 巡航和进近或着陆 （对于计算机控制的飞机，在正常和非正常控制状态下测试。） (6) 稳定侧滑。 对于给定的方向舵位置：坡度：±2o 进近或着陆 可以是一系列抽点打印测试结果。对于螺旋桨飞机，应当在每个方向上都进 侧滑角：±1o 行测试。 副翼：±10%或±2o 扰流板或等效的驾驶盘位 置或力：±10%或±5o 第60.B.2.5条操纵系统动态特性 （1）操纵系统动态特性的评定。 操纵系统的动态特性常用频率、阻尼和操纵系统中出现的其他传统测量术语来表示。为了对训练器操纵载荷的测试结果建立一致的验证方法，应当明确定义测量参数和所用容差的标准。对于欠阻尼系统和过阻尼系统（包括临界阻尼情况）都应当建立标准。对于一个阻尼很小的欠阻尼系统，可以用频率和阻尼对其进行定量表示。而对于临界阻尼或过阻尼系统，则很难从其响应时间历程中测量出频率和阻尼。因此，应当采用其他测量方法。 （2）验证操纵感觉系统的动态特性是否能代表所模拟飞机的测试应当表明动态阻尼周期（操纵的自由响应）与飞机的动态阻尼周期是否在规定的容差范围内。对于欠阻尼和临界阻尼，可接受的评定系统响应和所采用容差的方法见本条（d）。 （d）容差。 （1）欠阻尼响应。 （i）在这种阻尼响应中需要测两个量：第一次交零的时间（在阻尼比限制的情况下）和随后的振荡频率。如果响应上存在周期不一致的情况，需要以单个周期为基础进行测量。然后将每个周期与飞机操纵系统的相应周期单独作比较，并且结果应当满足为该周期所规定的整个容差； （ii）阻尼的容差应当应用到单个超调量上。由于小超调量的意义可能是有问题的，所以对小超调量采用容差限制方法评定时应当特别慎重。只有那些超过总初始位移5%的超调量才被认为有意义。在本附件图1中，标注为T(Ad)的误差带是指在初始位移幅度Ad的±5%范围内偏离稳定状态振荡的一个区域。误差带内的振荡可以忽略不计。将训练器数据与飞机数据进行比较时，应当先把训练器和飞机的稳定状态值重叠或对齐，然后再比较振荡峰值的幅度、第一次交零时间和单个振荡周期。在对比飞机数据的那一时间段内，训练器应当有与飞机相同次数的有意义超调。这种响应的评定过程如本附件图1所示。 （2）临界阻尼和过阻尼响应。 由于临界阻尼响应的本性（无超调），达到稳定状态（中立点）值90%处的时间应当与飞机数据一样，误差不超过10%。训练器响应也应当是临界阻尼响应。其过程如本附件图2所示。 （3）下面归纳了在供参考的测量方法图示中所使用的容差T（参见本附件图1和图2）：T(P0) ±10%P0T(P1) ±20%P1T(A) ±10%A1，±20%的后续峰值T(Ad) ±5%Ad=误差带超调次数 ±1 如果在误差带之外完成的有意义的周期数超过本附件图1所示的周期数，将使用下列容差（T）：T(Pn) ±10(n+1)%Pn ，“n”是下一个周期的序号。 图2 临界阻尼阶跃响应 （e）操纵系统动态特性评定的替代方法。 （1）对于有液压传动操纵装置和人工感觉系统的飞机，可以采用替代方法来测量操纵系统的动态特性。不使用自由响应测试方法，而是通过测量操纵力和移动速率的方法来验证。 （2）对于俯仰、滚转和偏航每一个轴，都应按下列不同的速率，用力将操纵装置移到最大极限位置。这些测试应当在典型的滑行、起飞、巡航和着陆条件下进行。 （i）静态测试，缓慢地移动操纵装置，以大约100秒的时间完成全行程操纵。全行程操纵定义为从中立位置移动到止动点，通常为后止动点或右止动点，随后再通过中立位置移到相反的止动点，最后回到中立位置； （ii）慢速动态测试，以大约10秒的时间完成全行程操纵。 （iii）快速动态测试，以大约4秒的时间完成全行程操纵。 注意：作动态测试，操纵力不应超过44.5daN（100磅）。 （f）容差。 （1）对于静态测试，参见本附件第60.B.2.3条训练器客观测试标准中第3条(a)(1)、(2)和(3)款中规定的容差。 （2）对于动态测试，为±0.89daN（2磅）或高于静态测试的操纵力增量的±10%。 |
