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以此對是否可采用地面測試或對排除某一種形態(tài)下的測試作出判斷。對于要求在
操縱機構上作靜態(tài)和動態(tài)測試的模擬機，如果經(jīng)營者的鑒定測試指南既可出示帶
專用測試裝置的測試結果，又可出示另一種代替方法的結果，例如，由計算機同
時繪出的令人滿意的曲線，那么在初始和升級鑒定中，便不要求采用特殊的測
試裝置。在初始鑒定時重復替代方法的測試就應當滿足這項測試的要求。
3.2 操縱動態(tài)特性的評定
3.2.1 操縱系統(tǒng)的動態(tài)特性常用頻率、阻尼和其他傳統(tǒng)測量術語來表示。為了給
模擬機操縱載荷建立驗證測試結果的一致方法，就需要清楚地定義所用參數(shù)和容
差的含義。欠阻尼系統(tǒng)、過阻尼系統(tǒng)、包括臨界阻尼系統(tǒng)都需要定義。對一個阻
尼很小的欠阻尼系統(tǒng)，可以用頻率和阻尼定量表示。對于臨界阻尼或過阻尼系統(tǒng)，
不便從響應的時間過程中測量頻率和阻尼。因此，必須采用其他的參數(shù)。
3.2.2 驗證操縱感覺動態(tài)特性是否代表所模擬飛機的測試必須表明動態(tài)阻尼周
期（操縱在自由響應）與飛機的動態(tài)阻尼周期是否在規(guī)定在容差范圍內。對于欠
阻尼和臨界阻尼，評定系統(tǒng)響應和所采用容差的方法描述如下：
a)欠阻尼響應。在這種阻尼期間需要測兩個量：第一交零值的時間（有阻尼比限
制的情況）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。每一段時間都要單獨地與飛機操縱系統(tǒng)相應的時間段作比
較，并且結果應滿足該段時間所規(guī)定的整個容差。
阻尼的容差應當應用在單個的超調量上。由于對小超調的意義存有疑慮，所以在
對小超調采用容差限制方法評定時應當小心。只有那些超過總初始位移5%的超
調量才認為有意義。誤差帶，圖1 中以T Ad ( ) 標注，定義在偏離穩(wěn)定狀態(tài)作振蕩
在初始位移幅度的5%范圍內。在誤差帶內的振蕩被認為沒有意義。在把模擬機
數(shù)據(jù)與飛機數(shù)據(jù)作比較時，應先把兩類數(shù)據(jù)曲線重疊起來或者把模擬機與飛機穩(wěn)
定狀態(tài)的值對齊，然后再比較振蕩峰值的幅度、第一次交零值的時間和單次振蕩
的時間。在對比飛機數(shù)據(jù)的那一時間內，模擬機應有與飛機相同次數(shù)的有意義超
調。評定響應的過程如圖B1 所示。
b)臨界阻尼和過阻尼響應。由于臨界阻尼的本性（無超調），其達到穩(wěn)定狀態(tài)值
（中立點）的時間應與飛機一樣，誤差不超過10%。因此，模擬機響應也應當為
臨界阻尼。過程見圖B2。
3.2.3 容差。下表歸納了容差T。圖B1 和圖B2 展示了可供參考的測量。
飛行模擬機鑒定標準
1998 年9 月8 日26
T(P ) 0 10% P0
T(P ) 1 20% P1
T(P ) 2 30% P2
T Pn ( ) 10(n+1)% Pn
T An ( ) 10% A1 ,20%后繼的峰值
T Ad ( ) 5% Ad ＝誤差帶
超調次數(shù)1
3.3 操縱動態(tài)特性評定的其他方法
3.3.1 由飛機制造商提出建議，并且模擬機鑒定機構已接受的操縱動態(tài)特性評定
的其他方法。對于有液壓傳動操縱裝置和人工感覺系統(tǒng)的飛機，就可不采用測量
自由響應的方法，而用測量操縱力和操縱裝置的轉動速率的方法來驗證。
3.3.2 俯仰、滾轉和偏轉每一個軸，按下列不同的速率，用力將操縱裝置移到其
最大極端位置。測試應在典型的滑行、起飛、巡航和著陸條件下進行。
a)靜態(tài)測試緩慢移動操縱裝置，以便按大約100 秒的要求做完全行程。全行程
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，隨后再移到相反
的止動點，再回到中立位置。
b)慢動態(tài)測試以大約10 秒完成全行程。
c)快速動態(tài)測試以大約4 秒完成全行程。
注：作動態(tài)行程搜索，操縱力不應超過44.5 daN(100 lb)。
3.3.3 容差：
a)靜態(tài)測試飛行驗證測試表中的2 a) 1),2)和3)項。
b)動態(tài)測試0.9daN(2lb)或取靜態(tài)測試上的動態(tài)增量的10%。
3.3.4 經(jīng)營者可以采用類似于上面介紹的替代方法。可是，這類替代方法必須經(jīng)
過論證并且適于應用。例如，上述替代方法就可能不適用于帶可逆操縱系統(tǒng)的飛
機。如果模擬機鑒定部門發(fā)現(xiàn)替代方法不能得到滿意的模擬機性能測試結果，那
就必須采用更普遍接受的測試方法。
3.4 地面效應
3.4.1 用于起飛和著陸，特別是著陸訓練的模擬機，必須體現(xiàn)由地面效應引起的
空氣動力變化。模擬機鑒定所選的參數(shù)必須能明顯地表示這些變化。驗證地面效
應時，采用縱向特性的主要驗證參數(shù)有：
a).配平飛機的升降舵或全動平尾偏角；
b).平飛所需要的功率（推力）；
c).給定升力系數(shù)下的迎角；
飛行模擬機鑒定標準
1998 年9 月8 日27
d).地面高度；
e).空速。
這一系列參數(shù)是在有地面效應的幾個不同高度作低空飛行測試獲得的。作為
最低要求，測試高度應該在10%,30%和70%翼展長度上和一個沒有地面效應的高
度上。I 級模擬機可用其他方法取代低空平飛方法。
3.4.2 如果有其他推薦方法，例如，以小角度下滑航線進近到地面，下滑中保持
選定參數(shù)不變，這種方法的附加驗證參數(shù)是很重要的。例如，以固定姿態(tài)的小角
度進近作為測試飛行，俯仰姿態(tài)和航跡角就是所必需的附加驗證參數(shù)。選擇用于
地面效應的測試方式和步驟來驗證地面效應應由擔負試飛的機構來決定，但是必
須提供合理的說明，以便對所進行的測試是否能驗證地面效應模型做出結論。
3.4.3 驗證地面效應特性的縱向參數(shù)的容差規(guī)定為：
升降舵或全動平尾偏角1
平飛功率5%
迎角1
地面高度10%或1.5m(5ft)
空速3kn
俯仰姿態(tài)1
3.4.4 地面效應也會改變飛機的橫航向特性。由于上面談到的升力曲線斜率的變
化，以滾轉阻尼為例,也會受到地面效應的影響。滾轉阻尼的變化將會影響到作
模擬機驗證通常所要評定的其他動態(tài)模式。事實上，荷蘭滾動態(tài)特性、螺旋安定
　
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