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差；
（ii）阻尼的容差應當應用到單個超調量上。由于小超調量的意義可能是有問題的，所以對
小超調量采用容差限制方法評定時應當特別慎重。只有那些超過總初始位移5%的超調量才被認
為有意義。在本附件圖1 中，標注為T(Ad)的誤差帶是指在初始位移振幅Ad 的±5%范圍內偏離
穩(wěn)定狀態(tài)振蕩的一個區(qū)域。誤差帶內的振蕩可以忽略不計。將模擬機數據與飛機數據進行比較
時，應當先把模擬機和飛機的穩(wěn)定狀態(tài)值重疊或對齊，然后再比較振蕩峰值的幅度、第一次交
零時間和單個振蕩周期。在對比飛機數據的那一時間段內，模擬機應當有與飛機相同次數的有
意義超調。這種響應的評定過程如本附件圖1 所示。
（2）臨界阻尼和過阻尼響應。
由于臨界阻尼響應的特性（無超調），達到穩(wěn)定狀態(tài)（中立點）值90%處的時間應當與飛
機數據一樣，誤差不超過±10%。模擬機響應也應當是臨界阻尼響應。其過程如本附件圖2 所示。
（3）下面歸納了在供參考的測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
超調次數 ±1
如果在誤差帶之外完成的有意義的周期數超過本附件圖1 所示的周期數，將使用下列容差
（T）：
T(Pn) ±10(n+1)% Pn ，“n”是下一個周期的序號。
（e）操縱系統(tǒng)動態(tài)特性評定的替代方法。
（1）對于有液壓傳動操縱裝置和人工感覺系統(tǒng)的飛機，可以采用替代方法來測量操縱系統(tǒng)
的動態(tài)特性。不使用自由響應測試方法，而是通過測量操縱力和移動速率的方法來驗證。
（2）對于俯仰、滾轉和偏航每一個軸，都應按下列不同的速率，用力將操縱裝置移到最大
極限位置。這些測試應當在典型的滑行、起飛、巡航和著陸條件下進行。
（i）靜態(tài)測試，緩慢地移動操縱裝置，以大約100 秒的時間完成全行程操縱。全行程操縱
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，隨后再通過中立位置移到相反
的止動點，最后回到中立位置；
（ii）慢速動態(tài)測試，以大約10 秒的時間完成全行程操縱；
（iii）快速動態(tài)測試，以大約4 秒的時間完成全行程操縱。
注意：作動態(tài)測試，操縱力不應超過44.5daN（100 磅）。
（f）容差。
（1）對于靜態(tài)測試，參見本附件的第60.A.2.3 條模擬機客觀測試標準中第2 條(a)(1)、(2)
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和(3)款中規(guī)定的容差。
（2）對于動態(tài)測試，為±0.89daN（2 磅）或高于靜態(tài)測試的操縱力增量的±10%。
（g）運營人可以采用類似于上面介紹的替代方法。這類替代方法應當經證明是有效并適用
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)，并且對帶可逆操縱系統(tǒng)的
飛機肯定不適用。因此對每種情況都應在特定的基礎上分析替代方法的優(yōu)缺點。如果模擬機鑒
定人員發(fā)現(xiàn)該替代方法不能得到令人滿意的模擬機性能測試結果，那就應當采用更普遍接受的
測試方法。
圖1 欠阻尼階躍響應
圖2 臨界阻尼階躍響應
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
位移和時間
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第60.A.2.7 條 地面效應
（a）在起飛和著陸期間，飛機有一短暫的近地飛行過程。由于流過飛機的氣流受地面影響，
使飛機的空氣動力特性發(fā)生變化。貼近地面飛行時，地面對與產生升力有關的下洗氣流造成阻
礙，使下洗氣流減弱。下洗氣流的作用隨高度變化而變化，當高度大于約一個翼展長度時，其
作用可以忽略不計。下洗氣流的減弱會造成三個主要影響：
（1）對于常規(guī)構型，水平尾翼的氣流下洗角減小；
（2）由于升力系數與迎角關系的變化（升力曲線的斜率增大），機翼和水平尾翼的升力都
增大；
（3）誘導阻力減小。
（b）在給定迎角的情況下，相對于無地面效應飛行，這些影響會導致地面效應中的飛機能
產生更大的升力，并且使保持平飛的需用功率減少。由于對安定性方面產生了關聯(lián)影響，貼近
地面平飛還會導致升降舵（或水平安定面）角度和保持特定的升力系數所需的駕駛桿力發(fā)生顯
著變化。
（c）用于起飛和著陸，特別是著陸訓練的模擬機，應當如實地體現(xiàn)由地面效應引起的空氣
動力變化。模擬機鑒定所采用的參數應當能夠明顯地表示這些變化。地面效應縱向特性的主要
驗證參數是：
（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）對應于特定升力系數的迎角；
（4）高或高度；
（5）空速。
上面的參數列表假定地面效應數據是在幾個不同高度上有地效和無地效狀態(tài)的貼近地面飛
行測試中得到的。作為最低要求，測試高度通常應當為飛機翼展的10%、30%、70%和一個無地
面效應的高度（例如翼展的150%）上。對D 級模擬機要求做貼近地面平飛測試；雖然這些測試
可用于所有級別的模擬機，但對C 級和B 級模擬機不做此要求。
（d）如果對C 級和B 級模擬機不使用貼近地面平飛的方法而使用其他方法測試，例如采
用以小角度下滑航線進近到地面并在下滑中保持一個選定參數不變，那么附加的驗證參數就顯
得很重要。例如，如果選擇固定姿態(tài)的小角度進近作為測試動作，那么就應將俯仰姿態(tài)和航跡
角作為必需的附加驗證參數。驗證地面效應的測試方式和程序的選擇由實施試飛工作的機構來
決定，但是應當提供合理性說明，以便對所進行的測試是否能驗證地面效應模型做出結論。
（e）驗證地面效應特性的（縱向參數）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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