曝光臺(tái) 注意防騙
網(wǎng)曝天貓店富美金盛家居專營(yíng)店坑蒙拐騙欺詐消費(fèi)者
差；
（ii）阻尼的容差應(yīng)當(dāng)應(yīng)用到單個(gè)超調(diào)量上。由于小超調(diào)量的意義可能是有問題的，所以對(duì)
小超調(diào)量采用容差限制方法評(píng)定時(shí)應(yīng)當(dāng)特別慎重。只有那些超過總初始位移5%的超調(diào)量才被認(rèn)
為有意義。在本附件圖1 中，標(biāo)注為T(Ad)的誤差帶是指在初始位移振幅Ad 的±5%范圍內(nèi)偏離
穩(wěn)定狀態(tài)振蕩的一個(gè)區(qū)域。誤差帶內(nèi)的振蕩可以忽略不計(jì)。將模擬機(jī)數(shù)據(jù)與飛機(jī)數(shù)據(jù)進(jìn)行比較
時(shí)，應(yīng)當(dāng)先把模擬機(jī)和飛機(jī)的穩(wěn)定狀態(tài)值重疊或?qū)R，然后再比較振蕩峰值的幅度、第一次交
零時(shí)間和單個(gè)振蕩周期。在對(duì)比飛機(jī)數(shù)據(jù)的那一時(shí)間段內(nèi)，模擬機(jī)應(yīng)當(dāng)有與飛機(jī)相同次數(shù)的有
意義超調(diào)。這種響應(yīng)的評(píng)定過程如本附件圖1 所示。
（2）臨界阻尼和過阻尼響應(yīng)。
由于臨界阻尼響應(yīng)的特性（無超調(diào)），達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)（中立點(diǎn)）值90%處的時(shí)間應(yīng)當(dāng)與飛
機(jī)數(shù)據(jù)一樣，誤差不超過±10%。模擬機(jī)響應(yīng)也應(yīng)當(dāng)是臨界阻尼響應(yīng)。其過程如本附件圖2 所示。
（3）下面歸納了在供參考的測(cè)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% P0
T(P1) ±20% P1
T(A) ±10% A1，±20%的后續(xù)峰值
T(Ad) ±5% Ad=誤差帶
超調(diào)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(gè)周期的序號(hào)。
（e）操縱系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性評(píng)定的替代方法。
（1）對(duì)于有液壓傳動(dòng)操縱裝置和人工感覺系統(tǒng)的飛機(jī)，可以采用替代方法來測(cè)量操縱系統(tǒng)
的動(dòng)態(tài)特性。不使用自由響應(yīng)測(cè)試方法，而是通過測(cè)量操縱力和移動(dòng)速率的方法來驗(yàn)證。
（2）對(duì)于俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航每一個(gè)軸，都應(yīng)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(cè)試應(yīng)當(dāng)在典型的滑行、起飛、巡航和著陸條件下進(jìn)行。
（i）靜態(tài)測(cè)試，緩慢地移動(dòng)操縱裝置，以大約100 秒的時(shí)間完成全行程操縱。全行程操縱
定義為從中立位置移動(dòng)到止動(dòng)點(diǎn)，通常為后止動(dòng)點(diǎn)或右止動(dòng)點(diǎn)，隨后再通過中立位置移到相反
的止動(dòng)點(diǎn)，最后回到中立位置；
（ii）慢速動(dòng)態(tài)測(cè)試，以大約10 秒的時(shí)間完成全行程操縱；
（iii）快速動(dòng)態(tài)測(cè)試，以大約4 秒的時(shí)間完成全行程操縱。
注意：作動(dòng)態(tài)測(cè)試，操縱力不應(yīng)超過44.5daN（100 磅）。
（f）容差。
（1）對(duì)于靜態(tài)測(cè)試，參見本附件的第60.A.2.3 條模擬機(jī)客觀測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)中第2 條(a)(1)、(2)
-70-
和(3)款中規(guī)定的容差。
（2）對(duì)于動(dòng)態(tài)測(cè)試，為±0.89daN（2 磅）或高于靜態(tài)測(cè)試的操縱力增量的±10%。
（g）運(yùn)營(yíng)人可以采用類似于上面介紹的替代方法。這類替代方法應(yīng)當(dāng)經(jīng)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(tǒng)，并且對(duì)帶可逆操縱系統(tǒng)的
飛機(jī)肯定不適用。因此對(duì)每種情況都應(yīng)在特定的基礎(chǔ)上分析替代方法的優(yōu)缺點(diǎn)。如果模擬機(jī)鑒
定人員發(fā)現(xiàn)該替代方法不能得到令人滿意的模擬機(jī)性能測(cè)試結(jié)果，那就應(yīng)當(dāng)采用更普遍接受的
測(cè)試方法。
圖1 欠阻尼階躍響應(yīng)
圖2 臨界阻尼階躍響應(yīng)
Ad
T(Ad)
A1
誤差帶
T(P0) T(P1) T(P2)
T(A)
T(A)
T(A)
P0 P1 P2
位移和時(shí)間
P=周期
A=振幅
T(P)=適用于周期的容差
T(A)=適用于振幅的容差
T(A)
Ad
0.1Ad
P0
T(P0)
0.9Ad
位移和時(shí)間
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第60.A.2.7 條 地面效應(yīng)
（a）在起飛和著陸期間，飛機(jī)有一短暫的近地飛行過程。由于流過飛機(jī)的氣流受地面影響，
使飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性發(fā)生變化。貼近地面飛行時(shí)，地面對(duì)與產(chǎn)生升力有關(guān)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(dāng)高度大于約一個(gè)翼展長(zhǎng)度時(shí)，其
作用可以忽略不計(jì)。下洗氣流的減弱會(huì)造成三個(gè)主要影響：
（1）對(duì)于常規(guī)構(gòu)型，水平尾翼的氣流下洗角減�。�
（2）由于升力系數(shù)與迎角關(guān)系的變化（升力曲線的斜率增大），機(jī)翼和水平尾翼的升力都
增大；
（3）誘導(dǎo)阻力減小。
（b）在給定迎角的情況下，相對(duì)于無地面效應(yīng)飛行，這些影響會(huì)導(dǎo)致地面效應(yīng)中的飛機(jī)能
產(chǎn)生更大的升力，并且使保持平飛的需用功率減少。由于對(duì)安定性方面產(chǎn)生了關(guān)聯(lián)影響，貼近
地面平飛還會(huì)導(dǎo)致升降舵（或水平安定面）角度和保持特定的升力系數(shù)所需的駕駛桿力發(fā)生顯
著變化。
（c）用于起飛和著陸，特別是著陸訓(xùn)練的模擬機(jī)，應(yīng)當(dāng)如實(shí)地體現(xiàn)由地面效應(yīng)引起的空氣
動(dòng)力變化。模擬機(jī)鑒定所采用的參數(shù)應(yīng)當(dāng)能夠明顯地表示這些變化。地面效應(yīng)縱向特性的主要
驗(yàn)證參數(shù)是：
（1）升降舵或水平安定面的角度；
（2）平飛所需要的功率（推力）；
（3）對(duì)應(yīng)于特定升力系數(shù)的迎角；
（4）高或高度；
（5）空速。
上面的參數(shù)列表假定地面效應(yīng)數(shù)據(jù)是在幾個(gè)不同高度上有地效和無地效狀態(tài)的貼近地面飛
行測(cè)試中得到的。作為最低要求，測(cè)試高度通常應(yīng)當(dāng)為飛機(jī)翼展的10%、30%、70%和一個(gè)無地
面效應(yīng)的高度（例如翼展的150%）上。對(duì)D 級(jí)模擬機(jī)要求做貼近地面平飛測(cè)試；雖然這些測(cè)試
可用于所有級(jí)別的模擬機(jī)，但對(duì)C 級(jí)和B 級(jí)模擬機(jī)不做此要求。
（d）如果對(duì)C 級(jí)和B 級(jí)模擬機(jī)不使用貼近地面平飛的方法而使用其他方法測(cè)試，例如采
用以小角度下滑航線進(jìn)近到地面并在下滑中保持一個(gè)選定參數(shù)不變，那么附加的驗(yàn)證參數(shù)就顯
得很重要。例如，如果選擇固定姿態(tài)的小角度進(jìn)近作為測(cè)試動(dòng)作，那么就應(yīng)將俯仰姿態(tài)和航跡
角作為必需的附加驗(yàn)證參數(shù)。驗(yàn)證地面效應(yīng)的測(cè)試方式和程序的選擇由實(shí)施試飛工作的機(jī)構(gòu)來
決定，但是應(yīng)當(dāng)提供合理性說明，以便對(duì)所進(jìn)行的測(cè)試是否能驗(yàn)證地面效應(yīng)模型做出結(jié)論。
（e）驗(yàn)證地面效應(yīng)特性的（縱向參數(shù)）容差規(guī)定為：
升降舵或水平安定面角度 ±1°
平飛功率 ±5%
迎角 ±1°
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飛行模擬設(shè)備的鑒定和使用規(guī)則CCAR-60(24)
