時(shí)間：2014-12-07 11:22來(lái)源：CAAC 作者：民航翻譯 點(diǎn)擊：次
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To view this page ensure that Adobe Flash Player version 9.0.124 or greater is installed. (9)(b) 長(zhǎng)周期動(dòng)態(tài)特性。 應(yīng)當(dāng)有周期為30-60秒的長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)。在不足2個(gè)周期時(shí)可以不達(dá)到 .或2倍振幅。 c. 橫航向 (1) 滾轉(zhuǎn)響應(yīng)。滾轉(zhuǎn)速率應(yīng)當(dāng)通過(guò)至少30o的滾轉(zhuǎn)來(lái)測(cè)量，副翼操縱應(yīng)當(dāng)偏轉(zhuǎn)到最大行程的50%。 應(yīng)當(dāng)有每秒6-40o的滾轉(zhuǎn)速率。 (2) 駕駛艙滾轉(zhuǎn)操縱階躍輸入的滾轉(zhuǎn)響應(yīng)。在額定全重下，經(jīng)配平后以進(jìn)近空速進(jìn)行平直飛行。滾轉(zhuǎn)到30o坡度轉(zhuǎn)彎并穩(wěn)定。準(zhǔn)備好時(shí)，向轉(zhuǎn)彎相反方向輸入全行程50%的副翼操縱。當(dāng)達(dá)到零度坡度角時(shí)，快速使副翼操縱裝置回中立位并松開(kāi)。記錄從與轉(zhuǎn)彎方向相反的操縱 滾轉(zhuǎn)速率應(yīng)當(dāng)在松開(kāi)操縱裝置的1-3秒內(nèi)，減小到剛剛達(dá)到的最大滾轉(zhuǎn)速率的10%以內(nèi)。 單發(fā)（渦輪螺旋槳）飛機(jī)2、3和5級(jí)訓(xùn)練器替代數(shù)據(jù) 適用的測(cè)試和編號(hào) 批準(zhǔn)的性能范圍 輸入開(kāi)始之前至少2秒直到操縱裝置回中立位之后至少20秒的響應(yīng)。 (3)(a)和(b) 螺旋穩(wěn)定性。在巡航構(gòu)型和正常巡航速度下，建立20-30o坡度。穩(wěn)定后使副翼操縱裝置回中立位并松開(kāi)。應(yīng)當(dāng)完成兩個(gè)方向的轉(zhuǎn)彎。 20秒之后，坡度角與初始坡度角的差異不超過(guò)±5o。 (4)(b) 方向舵響應(yīng)。使用50%的最大方向舵偏轉(zhuǎn)量。適用于進(jìn)近或著陸構(gòu)型。 偏航速率為6-12o/秒。 (5)(b) 荷蘭滾（偏航阻尼斷開(kāi)）。適用于巡航和進(jìn)近構(gòu)型。 周期為2-5秒，.-3個(gè)周期。 (6) 穩(wěn)定側(cè)滑。使用50%的最大方向舵偏轉(zhuǎn)量。適用于進(jìn)近和著陸構(gòu)型。 坡度為2-10o，側(cè)滑角為4-10o，副翼為2-10o。 3. 駕駛艙儀表的響應(yīng) 儀表系統(tǒng)對(duì)駕駛員快速有力輸入的響應(yīng)。在每個(gè)軸上都需要測(cè)試（俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航）。 小于或等于300毫秒。 圖7 單發(fā)渦輪螺旋槳飛機(jī)駕駛桿位置與力的關(guān)系 圖8 單發(fā)渦輪螺旋槳飛機(jī)駕駛盤位置與力的關(guān)系 圖9 單發(fā)渦輪螺旋槳飛機(jī)方向舵腳蹬位置與力的關(guān)系 多發(fā)（渦輪螺旋槳）飛機(jī)（ ≤8,620千克）2、3和5級(jí)訓(xùn)練器替代數(shù)據(jù) 適用的測(cè)試和編號(hào) 批準(zhǔn)的性能范圍 1. 性能 a. 起飛 (1) 地面加速時(shí)間，從松剎車至達(dá)到離地速度。 20-30秒。 b. 爬升 (1)正常爬升，在額定全重和最佳爬升率速度條件下。 爬升速度=120-140海里/小時(shí)。爬升率=5-15米/秒（1000-3000英尺/分鐘）。 c. 地面減速 (1) 減速時(shí)間，從90海里/小時(shí)減速至全停，在額定全重和干跑道上使用剎車的條件下。 20-35秒。 d. 發(fā)動(dòng)機(jī) (1) 加速，從慢車到起飛功率。 2-6秒。 (2) 減速，從起飛功率到慢車。 1-5秒。 2. 操縱品質(zhì) a. 靜態(tài)操縱檢查 (1)(b) 駕駛桿位置與力的關(guān)系。 駕駛桿位置與力的關(guān)系圖應(yīng)當(dāng)在本附件圖10所示的陰影區(qū)內(nèi)（多發(fā)渦輪螺旋槳飛機(jī)）。 (2)(b) 駕駛盤位置與力的關(guān)系。 駕駛盤位置與力的關(guān)系圖應(yīng)當(dāng)在本附件圖11所示的陰影區(qū)內(nèi)（多發(fā)渦輪螺旋槳飛機(jī)）。 (3)(b) 方向舵腳蹬位置與力的關(guān)系。 方向舵腳蹬位置與力的關(guān)系圖應(yīng)當(dāng)在本附件圖12所示的陰影區(qū)內(nèi)（多發(fā)渦輪螺旋槳飛機(jī)）。 (4) 前輪轉(zhuǎn)彎操縱力。 方向舵腳蹬位置與力的關(guān)系圖應(yīng)當(dāng)在本附件圖12所示的陰影區(qū)內(nèi) 多發(fā)（渦輪螺旋槳）飛機(jī)（ ≤8,620千克）2、3和5級(jí)訓(xùn)練器替代數(shù)據(jù) 適用的測(cè)試和編號(hào) 批準(zhǔn)的性能范圍 （多發(fā)渦輪螺旋槳飛機(jī)）。 (5) 方向舵腳蹬轉(zhuǎn)彎操縱的校準(zhǔn)，在整個(gè)腳蹬行程范圍內(nèi)。 10-30o的前輪偏轉(zhuǎn)角，在中立位置的兩側(cè)。 (8) 剎車踏板位置與踏板力的關(guān)系，達(dá)到最大踏板偏轉(zhuǎn)量。 22.24-66.72daN（50-150磅）踏板力。 b. 縱向 (1) 功率變化時(shí)的駕駛桿力。 (a) 使用必需功率，經(jīng)配平后以正常巡航速度80%的空速進(jìn)行平直飛行。將功率減小到空中慢車狀態(tài)，不改變配平或構(gòu)型。穩(wěn)定之后記錄保持原始空速所需的駕駛桿力；或者 (b) 使用必需功率，經(jīng)配平后以正常巡航速度80%的空速進(jìn)行平直飛行。將功率增大到最大功率狀態(tài)，不改變配平或構(gòu)型。穩(wěn)定之后記錄保持原始空速所需的駕駛桿力。 （a）從3.56daN（8磅）推駕駛桿的力到3.56daN（8磅）拉駕駛桿的力。（b）5.34-9.79daN（12-22磅）駕駛桿力（推）。 (2) 襟翼/縫翼變化時(shí)的駕駛桿力。 (a) 襟翼完全收上，經(jīng)配平后以襟翼放出空速范圍內(nèi)的一恒定空速進(jìn)行平直飛行。不調(diào)整配平或功率，將襟翼放出到其全行程的50%。穩(wěn)定之后記錄保持原始空速所需的駕駛桿力；或者 (b) 襟翼放出到其全行程的50%，經(jīng)配平后以襟翼放出空速范圍內(nèi)的一恒定空速進(jìn)行平直飛行。不調(diào)整配平或功率，將襟翼完全收上。穩(wěn)定之后記錄保持原始空速所需的駕駛桿力。 （a）2.22-6.67daN（5-15磅）駕駛桿力（拉）。（b）2.22-6.67daN（5-15磅）駕駛桿力（推）。 (3) 起落架變化時(shí)的駕駛桿力。 (a) 起落架在收上位，經(jīng)配平后以起落架放出空速范圍內(nèi)的一恒定空速進(jìn)行平直飛行。不調(diào)整配平或功率，放出起落架。穩(wěn)定之后記錄保持原始空速的所需的駕駛桿力；或者 （a）0.89-5.34daN（2-12磅）駕駛桿力（拉）。（b）0.89-5.34daN（2-12磅）駕駛桿力（推）。 多發(fā)（渦輪螺旋槳）飛機(jī)（ ≤8,620千克）2、3和5級(jí)訓(xùn)練器替代數(shù)據(jù) 適用的測(cè)試和編號(hào) 批準(zhǔn)的性能范圍 (b)起落架在放下位，經(jīng)配平后以起落架收上空速范圍內(nèi)的一恒定空速進(jìn)行平直飛行。不調(diào)整配平或功率，收上起落架。穩(wěn)定之后記錄保持原始空速的所需的駕駛桿力。 (4) 起落架和襟翼操作時(shí)間。 (a) 起落架放出； (b) 起落架收上； (c) 襟翼放出，零到50%行程； (d) 襟翼收上，50%行程到零。 (a)2-12秒； (b)2-12秒； (c)3-13秒； (d)3-13秒。 (5) 縱向配平。 應(yīng)當(dāng)有能力分別在巡航、進(jìn)近和著陸構(gòu)型狀態(tài)下將縱向駕駛桿力配平為“零”。 (7) 縱向靜穩(wěn)定性。 應(yīng)當(dāng)展示正的靜穩(wěn)定性。 (8) 失速警告（失速警告設(shè)備的作動(dòng)）。在額定全重、保持機(jī)翼水平的情況下，并且減速率大約為每秒1海里/小時(shí)： (a) 著陸構(gòu)型； (b) 光潔構(gòu)型。 (a)80-100海里/小時(shí)，坡度在±5o范圍內(nèi)； (b)1.1至1.2倍的著陸構(gòu)型速度。 (9)(b) 長(zhǎng)周期動(dòng)態(tài)特性。 應(yīng)當(dāng)有周期為30-60秒的長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)。在不足2個(gè)周期時(shí)可以不達(dá)到 .或2倍振幅。 c. 橫航向 (1) 滾轉(zhuǎn)響應(yīng)。滾轉(zhuǎn)速率應(yīng)當(dāng)通過(guò)至少30o的滾轉(zhuǎn)來(lái)測(cè)量，副翼操縱應(yīng)當(dāng)偏轉(zhuǎn)到最大行程的50%。 應(yīng)當(dāng)有每秒6-40o的滾轉(zhuǎn)速率。 (2) 駕駛艙滾轉(zhuǎn)操縱階躍輸入的滾轉(zhuǎn)響應(yīng)。在額定全重下，經(jīng)配平后以進(jìn)近空速進(jìn)行平直飛行。滾轉(zhuǎn)到30o坡度轉(zhuǎn)彎并穩(wěn)定。準(zhǔn)備好時(shí)，向轉(zhuǎn)彎相反方向輸入全行程50%的副翼操縱。當(dāng)達(dá)到零度坡度角時(shí)，快速使副翼操縱裝置回中立位并松開(kāi)。記錄從與轉(zhuǎn)彎方向相反的操縱 滾轉(zhuǎn)速率應(yīng)當(dāng)在松開(kāi)操縱裝置的1-3秒內(nèi)，減小到剛剛達(dá)到的最大滾轉(zhuǎn)速率的10%以內(nèi)。 多發(fā)（渦輪螺旋槳）飛機(jī)（ ≤8,620千克）2、3和5級(jí)訓(xùn)練器替代數(shù)據(jù) 適用的測(cè)試和編號(hào) 批準(zhǔn)的性能范圍 輸入開(kāi)始之前至少2秒直到操縱裝置回中立位之后至少20秒的響應(yīng)。 (3)(a)和(b) 螺旋穩(wěn)定性。在巡航構(gòu)型和正常巡航速度下，建立20-30o坡度。穩(wěn)定后使副翼操縱裝置回中立位并松開(kāi)。應(yīng)當(dāng)完成兩個(gè)方向的轉(zhuǎn)彎。 20秒之后，坡度角與初始坡度角的差異不超過(guò)±5o。 (4)(b) 方向舵響應(yīng)。使用50%的最大方向舵偏轉(zhuǎn)量。適用于進(jìn)近或著陸構(gòu)型。 偏航速率為6-12o/秒。 (5)(b) 荷蘭滾（偏航阻尼斷開(kāi)）。適用于巡航和進(jìn)近構(gòu)型。 周期為2-5秒，.-3個(gè)周期。 (6) 穩(wěn)定側(cè)滑。使用50%的最大方向舵偏轉(zhuǎn)量。適用于進(jìn)近和著陸構(gòu)型。 坡度為2-10o，側(cè)滑角為4-10o，副翼為2-10o。 3. 駕駛艙儀表的響應(yīng) 儀表系統(tǒng)對(duì)駕駛員快速有力輸入的響應(yīng)。在每個(gè)軸上都需要測(cè)試（俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航）。 小于或等于300毫秒。 圖10多發(fā)渦輪螺旋槳飛機(jī)駕駛桿位置與力的關(guān)系 圖11多發(fā)渦輪螺旋槳飛機(jī)駕駛盤位置與力的關(guān)系 圖12多發(fā)渦輪螺旋槳飛機(jī)方向舵腳蹬位置與力的關(guān)系 第60.B.2.9條替代數(shù)據(jù)來(lái)源、程序和專用儀器——僅適用于6級(jí)訓(xùn)練器 （a）本條描述了可以用于6級(jí)訓(xùn)練器建模和鑒定的替代數(shù)據(jù)來(lái)源，以及可用于代替?zhèn)鹘y(tǒng)方法來(lái)搜集建模和鑒定用數(shù)據(jù)的替代程序和專用儀器。 （1）用來(lái)滿足部分或全部數(shù)據(jù)要求的替代數(shù)據(jù)來(lái)源，可以是飛機(jī)維護(hù)手冊(cè)、飛機(jī)飛行手冊(cè)（AFM）、飛機(jī)設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)、型號(hào)審查報(bào)告（TIR）、審定數(shù)據(jù)或可接受的補(bǔ)充試飛數(shù)據(jù)； （2）如果打算在試飛中或進(jìn)行數(shù)據(jù)搜集時(shí)使用本條提到的替代專用儀器，那么建議在使用前應(yīng)與民航總局協(xié)調(diào)達(dá)成一致意見(jiàn)。 （b）在替代數(shù)據(jù)來(lái)源、程序和專用儀器的使用上，民航總局的立場(chǎng)是基于三個(gè)關(guān)于客觀數(shù)據(jù)和訓(xùn)練器空氣動(dòng)力程序建模的基本前提。 （1）如果通過(guò)替代方法收集的數(shù)據(jù)，只要試飛程序能保證收集到可接受的勻速平飛并處在配平狀態(tài)的飛行數(shù)據(jù)，則完全可以通過(guò)推導(dǎo)的方式得到迎角數(shù)據(jù)，因此在試飛時(shí)不需要測(cè)量迎角或操縱面位置。對(duì)于從配平的勻速平飛狀態(tài)開(kāi)始的所有訓(xùn)練器時(shí)間歷程測(cè)試（包括三個(gè)基本的配平測(cè)試和貼近地面平飛配平），都可以通過(guò)比較試飛俯仰角來(lái)驗(yàn)證迎角。 |
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