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5) 方向舵腳蹬操縱的校準(zhǔn)2前輪偏轉(zhuǎn)角
0.5誤差帶
地面不間斷地腳蹬到停止位。
6) 俯仰配平校準(zhǔn)：指示器與計算
值的對照
5計算機(jī)算出的配平角
10%配平率(/s)
地面和復(fù)飛應(yīng)檢查的配平率是在復(fù)飛條件下，在飛行中在飛行
員主要導(dǎo)致配平率的地方（地面）和自動駕駛儀，
或飛行員主配平率。
7) 油門桿角度與所選擇發(fā)動機(jī)參
數(shù)的校準(zhǔn)(EPR,N1,扭矩等)
5油門桿角度地面同時記錄所有發(fā)動機(jī)的參數(shù)。記錄參數(shù)與飛機(jī)數(shù)據(jù)
的差異以及各發(fā)動機(jī)之間的數(shù)據(jù)差異都可采用5容
差�？刹捎贸辄c打印測試。
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34
注：螺旋槳飛機(jī)，如果有變距桿，則變
距桿也必須檢查。如果變距桿無角位移
刻度，可采用2cm(0.8 in)的位移容差。
8) 剎車腳蹬位置與操縱力和剎車
系統(tǒng)壓力的校準(zhǔn)。
2.2daN(5 lb)操縱力
或10%操縱力
1.0 Mpa(150 psi)或
10%剎車系統(tǒng)壓力
地面可用模擬機(jī)計算機(jī)的輸出結(jié)果來表示符合性。在地
面靜態(tài)測試中，應(yīng)把液壓系統(tǒng)的壓力與腳蹬位置相
聯(lián)系。
b)動態(tài)操縱性檢查
1) 俯仰操縱10%第一次通過零值的時
間，以及隨后周期時間的
10(n+1)%
10% 第一次超調(diào)幅度和
20%第二次超調(diào)幅度，其
后的超調(diào)幅度應(yīng)大于初始
位移( Ad )的5%
1 超調(diào)次數(shù)
起飛、巡航
和著陸
數(shù)據(jù)應(yīng)是兩個方向上的正常操縱位移（行程約為滿
行程的25%至50%）。容差根據(jù)每個周期（單獨考慮）
的絕對值實施。n＝完整周期振蕩的時序。參照本附
錄3.2。
采用計算機(jī)控制的飛機(jī)：如果飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu)安
裝在模擬機(jī)里了，測試不適用。
2) 滾轉(zhuǎn)操縱同上2 b) 1) 起飛、巡航
和著陸
數(shù)據(jù)應(yīng)是正常操縱的位移。（大約為滿行程的25%
到50%）。參照本附錄3.2。
采用計算機(jī)控制的飛機(jī)：如果飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu)安
裝在模擬機(jī)里了，測試不適用。
3) 偏航操縱同上2 b) 1) 起飛、巡航
和著陸
數(shù)據(jù)應(yīng)是正常操縱的位移。（大約為滿行程的25%
到50%）。參照本附錄3.2。
4) 小的操縱輸入20%機(jī)體速率巡航和進(jìn)近把小的操縱輸入定義為整個行程的5%
c)縱向
1) 功率變化的動態(tài)特性3 kt 空速進(jìn)近轉(zhuǎn)復(fù)飛按時間增量記錄不受控的自由響應(yīng)的時間過程。該
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35
30 m(100 ft)高度
1.5俯仰角或
20%俯仰角
過程從形態(tài)變化開始之前5s 到完成形態(tài)變化后15s
結(jié)束。
采用計算機(jī)控制的飛機(jī)：應(yīng)在正常和非正常操縱
狀態(tài)下測試。
2) 襟翼變化的動態(tài)特性3 kt 空速
30 m(100 ft)高度
1.5俯仰角或
20%俯仰角
第二階段爬
升轉(zhuǎn)第三階
段爬升和進(jìn)
近轉(zhuǎn)著陸
按時間增量記錄不受控的自由響應(yīng)的時間過程。該
過程從形態(tài)變化開始之前5s 到完成形態(tài)變化后15s
結(jié)束。第三階段爬升為起飛后初始襟翼收起。
采用計算機(jī)控制的飛機(jī)：應(yīng)在正常和非正常操縱
狀態(tài)下測試。
3) 擾流板/減速板變化的動態(tài)特
性
3 kt 空速
30 m(100 ft)高度
1.5俯仰角或
20%俯仰角
巡航按時間增量記錄不受控的自由響應(yīng)的時間過程。該
過程從形態(tài)變化開始之前5s 到完成形態(tài)變化后15s
結(jié)束。收、放兩種情況的測試結(jié)果都要求。
采用計算機(jī)控制的飛機(jī)：應(yīng)在正常和非正常操縱
狀態(tài)下測試。
4) 起落架變化的動態(tài)特性3 kt 空速
30 m(100 ft)高度
1.5俯仰角或
20%俯仰角
第一爬升段
到第二爬升
段和進(jìn)近轉(zhuǎn)
著陸
按時間增量記錄不受控的自由響應(yīng)的時間過程。該
過程從形態(tài)變化開始之前5s 到完成形態(tài)變化后15s
結(jié)束。
采用計算機(jī)控制的飛機(jī)：應(yīng)在正常和非正常操縱
狀態(tài)下測試。
5) 起落架和襟翼/前緣縫翼的操
縱時間
1 s 或
10%的時間
起飛和進(jìn)近
（空載）
要求采用常規(guī)和備用方法的襟翼收、放數(shù)據(jù)。常規(guī)
方法收、放起落架的數(shù)據(jù)。備用方法放起落架的數(shù)
據(jù)。全程的所有數(shù)據(jù)（中間增量次數(shù)不要求）。生
產(chǎn)飛機(jī)的列表數(shù)據(jù)是可以接受的。
6) 縱向配平1俯仰控制（升降舵和安
定面），1俯仰角
巡航、進(jìn)近
和著陸
可采用一系列抽點打印。
采用計算機(jī)控制的飛機(jī)：應(yīng)在正常和非正常操縱
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36
5%的可用推力
或等效參數(shù)
狀態(tài)下測試。
7) 縱向機(jī)動穩(wěn)定性（單位過載桿
力）
2.2 daN(5 lb)
或10%桿力
或等同的操縱面
巡航、進(jìn)近
和著陸
在進(jìn)近和著陸模態(tài)下，在坡度大約為20和30時測
試。在巡航模態(tài)下，在坡度大約為20、30和45
時測試�？刹捎靡幌盗谐辄c打印。
采用計算機(jī)控制的飛機(jī)：應(yīng)在正常和非正常操
縱狀態(tài)下測試。
8) 縱向靜穩(wěn)定性2.2 daN(5 lb)
或10%桿力
或等同的操縱面
進(jìn)近在大于配平速度值以上取兩個速度值，在小于配平
速度值以下至少取兩個速度值�？刹捎靡幌盗谐辄c
打印測試。
　
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