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(shù)據(jù)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�？梢允褂霉β首兓膭討B(tài)特性。（對于計算機控制的飛機，在正常和非正常控制狀態(tài)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(tài)特性。（對于計算機控制的飛機，在正常和非正�？刂茽顟B(tài)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�？梢允褂闷鹇浼茏兓膭討B(tài)特性。（對于計算機控制的飛機，在正常和非正常控制狀態(tài)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(shù)：±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 �？刂茽顟B(tài)下測試）。 等效參數(shù)：±5% (6) 縱向機動穩(wěn) 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�？刂� 狀態(tài)下測試）。 (7) 縱向靜穩(wěn)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(wěn)定性，但不必滿足本測試規(guī)定 的容差。 （對于計算機控制的飛機，在正常和非正 �？刂茽顟B(tài)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(tài)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(shù)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 �？刂茽顟B(tài)下測試）。 (9)(b) 長周期動態(tài)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�？刂茽顟B(tài)下測試）。 (10) 短周期動態(tài)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�？刂茽顟B(tài)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�？刂茽顟B(tài)下測試）。 (3)(a) 螺旋穩(wěn)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�？刂茽顟B(tài)下測試）。 (3)(b)螺旋穩(wěn)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(shù)據(jù)的平均 性。 勢。 值。 坡度（在20秒范圍內(nèi)）： （對于計算機控制的飛機，在正常和非正 ±3o或±10% �？刂茽顟B(tài)下測試）。 (4)(a) 方向舵響 偏航速率（或小俯仰姿態(tài) 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(jié) 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 �？刂茽顟B(tài)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(shù) 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(tài)下測試。） (6) 穩(wěn)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(tǒng)動態(tài)特性 （1）操縱系統(tǒng)動態(tài)特性的評定。 操縱系統(tǒng)的動態(tài)特性常用頻率、阻尼和操縱系統(tǒng)中出現(xiàn)的其他傳統(tǒng)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(shù)和所用容差的標準。對于欠阻尼系統(tǒng)和過阻尼系統(tǒng)（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(tǒng)，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(tǒng)，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(tǒng)的動態(tài)特性是否能代表所模擬飛機的測試應當表明動態(tài)阻尼周期（操縱的自由響應）與飛機的動態(tài)阻尼周期是否在規(guī)定的容差范圍內(nèi)。對于欠阻尼和臨界阻尼，可接受的評定系統(tǒng)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(tǒng)的相應周期單獨作比較，并且結果應當滿足為該周期所規(guī)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(nèi)偏離穩(wěn)定狀態(tài)振蕩的一個區(qū)域。誤差帶內(nèi)的振蕩可以忽略不計。將訓練器數(shù)據(jù)與飛機數(shù)據(jù)進行比較時，應當先把訓練器和飛機的穩(wěn)定狀態(tài)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(shù)據(jù)的那一時間段內(nèi)，訓練器應當有與飛機相同次數(shù)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(wěn)定狀態(tài)（中立點）值90%處的時間應當與飛機數(shù)據(jù)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(xù)峰值T(Ad) ±5%Ad=誤差帶超調次數(shù) ±1 如果在誤差帶之外完成的有意義的周期數(shù)超過本附件圖1所示的周期數(shù)，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(tǒng)動態(tài)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(tǒng)的飛機，可以采用替代方法來測量操縱系統(tǒng)的動態(tài)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(tài)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(tài)測試，以大約10秒的時間完成全行程操縱。 （iii）快速動態(tài)測試，以大約4秒的時間完成全行程操縱。 注意：作動態(tài)測試，操縱力不應超過44.5daN（100磅）。 （f）容差。 （1）對于靜態(tài)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(guī)定的容差。 （2）對于動態(tài)測試，為±0.89daN（2磅）或高于靜態(tài)測試的操縱力增量的±10%。 |
