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性和給定橫側(cè)操縱輸入條件下的滾轉(zhuǎn)率也會受到地面效應(yīng)的影響。航向不變的側(cè)
滑也會受到影響。這些影響在模擬機(jī)的模型建立過程中都必須加以考慮。有幾項(xiàng)
測試，例如“側(cè)風(fēng)著陸”、“單發(fā)失效著陸”以及“在起飛時(shí)發(fā)動機(jī)失效”，由
于這些測試的有些部分是在地面效應(yīng)作為重要因素的過渡高度上完成的，所以那
些測試也可用于驗(yàn)證地面效應(yīng)對橫航向性能的影響。
3.5 視景系統(tǒng)
白天景色的視景系統(tǒng)必須滿足下列標(biāo)準(zhǔn)：
a) 對比度。占滿整個(gè)視景畫面的光柵試驗(yàn)圖（三個(gè)或三個(gè)以上通道），由一個(gè)
黑白方格陣列組成，每個(gè)方格不得大于10，不小于5。每通道中心是一白方格。
測量應(yīng)采用1光點(diǎn)光度計(jì)對每通道中心的亮方格進(jìn)行測量。測量的最小值應(yīng)有
7cd/m2 (2ft·la)。再測量每一塊相鄰的暗方格。亮方格的值被暗方格的值除，
就是對比度。測試的最小對比度應(yīng)達(dá)到5:1。當(dāng)至少1的范圍內(nèi)添滿了光點(diǎn)的方
格（即，正好可以區(qū)分光點(diǎn)調(diào)制）可以于其相鄰的背景作比較時(shí)，光點(diǎn)對比度不
得低于25:1。
b) 最大亮度測試。保持上述完整的測試圖形。將每通道中心白方塊的整個(gè)區(qū)域
疊加成最亮的區(qū)域。用1的光點(diǎn)光度計(jì)測量其亮度。選用畫面上的燈光點(diǎn)或燈
光陣列作最大亮度測試是不能接受的。但采用劃線式提高光柵亮度是可以接受
的。
飛行模擬機(jī)鑒定標(biāo)準(zhǔn)
1998 年9 月8 日28
c) 用顯示物體的測試圖來驗(yàn)證分辨率。從飛行員眼點(diǎn)開始，該物體在景色中占
3’的視角。這項(xiàng)測試要用符合性聲明中的計(jì)算加以證實(shí)。
d) 在測試圖中所測出的光點(diǎn)不得超過6’。測試圖由單獨(dú)的一行光點(diǎn)構(gòu)成，這一
行光點(diǎn)的長度可減少到能區(qū)分出調(diào)制的程度為止。
飛行模擬機(jī)鑒定標(biāo)準(zhǔn)
測試容差飛行條件附加要求
1998 年9 月8 日29
1. 性能
a)滑行
1) 最小轉(zhuǎn)彎半徑0.9m(3ft)或20%飛機(jī)轉(zhuǎn)
彎半徑
地面或起飛繪制主起落架和前起落架的轉(zhuǎn)彎半徑。除飛機(jī)要求
的不對稱推力或剎車轉(zhuǎn)彎外，不剎車和最小推力數(shù)
據(jù)。
2) 轉(zhuǎn)彎率與前輪偏轉(zhuǎn)角10%或2/s 的轉(zhuǎn)彎率地面或起飛最少繪制兩個(gè)速度下的數(shù)據(jù)，一個(gè)對于最小轉(zhuǎn)彎半
徑速度，另一個(gè)速度至少再增大5kt。
b)起飛
1) 地面加速時(shí)間和距離5%時(shí)間和距離或
5%時(shí)間和
61m(200ft)距離
地面或起飛加速時(shí)間和距離最少應(yīng)記錄整個(gè)起飛滑跑段（從松
剎車到抬前輪速度）的80%
2) 地面最小操縱速度(Vmcg )
氣動力操縱只按照可采用的適
航標(biāo)準(zhǔn)或低速、發(fā)動機(jī)失效時(shí)
的地面操縱特征
最大飛機(jī)橫側(cè)偏差25%
或1.5m(5ft)
地面或起飛發(fā)動機(jī)失效速度必須在飛機(jī)發(fā)動機(jī)失效速度的1kt
之內(nèi)。發(fā)動機(jī)推力減小必須是在測試下可適用于模
擬機(jī)的發(fā)動機(jī)變量數(shù)學(xué)模型所得的結(jié)果。如果建模
的發(fā)動機(jī)變量與飛機(jī)制造商的飛行測試數(shù)據(jù)不同，
應(yīng)用飛行測試數(shù)據(jù)中的推力作為驅(qū)動參數(shù)，以相同
的初始條件進(jìn)行進(jìn)一步的測試。可逆操縱系統(tǒng)的飛
機(jī)也必須繪制方向舵腳蹬力[10% 或2.2daN(5
lb)]。
3) 最小離地速度(Vmu )
或飛機(jī)制造廠提供的等效參數(shù)
3kt 空速
1.5俯仰角
地面或起飛Vmu 定義為最后一排主起落架離開地面的速度。應(yīng)
記錄主起落架支柱的承壓或等效的空中、地面信
號。開始記錄時(shí)的速度最少應(yīng)比抬前輪時(shí)的速度小
10kn。
4) 正常起飛3kt 空速地面/起飛飛行剖面記錄應(yīng)從松剎車開始到至少離地面
飛行模擬機(jī)鑒定標(biāo)準(zhǔn)
測試容差飛行條件附加要求
1998 年9 月8 日30
1.5俯仰角
1.5迎角
6m(20ft)高度
和第一爬升
段
61m(200ft)高度。可逆飛行操縱系統(tǒng)的飛機(jī)必須繪
制操縱桿力[10%或2.2daN(5lb)]。
5) 起飛中關(guān)鍵發(fā)動機(jī)故障3kt 空速
1.5俯仰角
1.5迎角
6m(20ft)高度
2坡度和側(cè)滑角
地面/起飛
和第一爬升
段
起飛剖面記錄,以最大起飛重量,至少記錄到離地面
61m(200ft)高度以上.發(fā)動機(jī)失效速度必須在飛機(jī)
數(shù)據(jù)的3kt 以內(nèi)。可逆操縱系統(tǒng)的飛機(jī)必須繪制操
縱桿力[10%或2.2daN(5lb)],駕駛盤力[10%或
1.3daN(3lb)], 方向舵腳蹬力[10% 或
2.2daN(5lb)]。
采用計(jì)算機(jī)控制的飛機(jī)：需測試正常和非正常操縱
狀態(tài)。
6) 側(cè)風(fēng)起飛3kt 空速
1.5俯仰角
1.5迎角
6m(20ft)高度
2迎角和側(cè)滑角
地面/ 起飛
和第一階段
爬升
起飛剖面記錄至少離地面61m(200ft)高度。如可能，
要求測試數(shù)據(jù)，包括風(fēng)剖面，至少有20kt 的側(cè)風(fēng)或
最大演示側(cè)風(fēng)。可逆操縱系統(tǒng)的飛機(jī)必須繪制操縱
桿力[10%或2.2daN(5 lb)]，駕駛盤力[10%或
1.3daN(3 lb)]，方向舵腳蹬力[10%或2.2daN
(5 lb)]。
7) 中斷起飛5%時(shí)間或1.5s
7.5%距離或76m(250ft)
地面/起飛在接近最大起飛重量條件下記錄。如有自動剎車，
可采用自動剎車。可自動或人工施加最大剎車。時(shí)
間和距離的記錄從松剎車開始到完全停止為止。
8) 起飛后動態(tài)發(fā)動機(jī)失效20%機(jī)體速率第一爬升段發(fā)動機(jī)失效速率必須在飛機(jī)數(shù)據(jù)的3kt 內(nèi)。發(fā)動機(jī)
失效可以是快速地減速到慢車。在發(fā)動機(jī)失效前5
秒時(shí)松桿到+5 秒或30傾斜，無論那項(xiàng)先發(fā)生，然
　
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