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安定面和升降舵。
（對于計算機控制的飛機，在正常和非正
常控制狀態(tài)下測試）。
(6) 縱向機動穩(wěn)
定性（桿力/加速
度）。
駕駛桿力或等效的操縱面
位置：±2.22daN（5 磅）
或±10%
巡航、進近和
著陸
X 可以是一系列抽點打印測試結(jié)果。駕駛桿
力或操縱面偏轉(zhuǎn)的方向應(yīng)當正確。（對于
計算機控制的飛機，在正常和非正常控制
狀態(tài)下測試）。
(7) 縱向靜穩(wěn)定
性。
駕駛桿力或等效的操縱面
位置：±2.22daN（5 磅）
或±10%
進近 X X X X 可以是一系列抽點打印測試結(jié)果。
對于2 級、3 級和5 級訓(xùn)練器應(yīng)當展示其
具有正靜穩(wěn)定性，但不必滿足本測試規(guī)定
的容差。
（對于計算機控制的飛機，在正常和非正
常控制狀態(tài)下測試）。
(8) 失速警告（失
速警告設(shè)備作
動）。
空速：±3 海里/小時
坡度：±2º
第二階段爬
升和進近或
著陸
X X X X
(9)(a) 長周期動
態(tài)特性。
周期：±10%
巡航 X 本測試應(yīng)包含3 個完整的周期（在輸入信
號結(jié)束后的6 個超調(diào)）或足夠用來確定達
-106-
訓(xùn)練器客觀測試標準
訓(xùn)練器等級
測 試 容 差 飛行條件
1 2 3 4 5 6
測試細節(jié) 信息說明
達到1/2 振幅或2 倍振幅的
時間：±10%
或阻尼比：±0.02
到1/2 振幅或2 倍振幅時間的一定數(shù)量周
期，兩者取要求最低者。
（對于計算機控制的飛機，在正常和非正
常控制狀態(tài)下測試）。
(9)(b) 長周期動
態(tài)特性。
在典型阻尼情況下的周
期：±10%
巡航 X X X （對于計算機控制的飛機，在正常和非正
常控制狀態(tài)下測試）。
(10) 短周期動態(tài)
特性。
俯仰角：±1.5º
或俯仰速率：±2º/秒
法向加速度：±0.1g
巡航 X （對于計算機控制的飛機，在正常和非正
常控制狀態(tài)下測試）。
c. 橫航向
(1) 滾轉(zhuǎn)響應(yīng)（速
率）。
滾轉(zhuǎn)速率：±10%或±2º/
秒
巡航和進近
或著陸
X X X X
(2) 駕駛艙滾轉(zhuǎn)
操縱階躍輸入的
滾轉(zhuǎn)響應(yīng)。
滾轉(zhuǎn)速率：±10%或±2º/
秒
進近或著陸 X X （對于計算機控制的飛機，在正常和非正
常控制狀態(tài)下測試）。
(3)(a) 螺旋穩(wěn)定
性。
坡度應(yīng)有正確的變化趨
勢。
巡航 X X （對于計算機控制的飛機，在正常和非正
常控制狀態(tài)下測試）。
(3)(b) 螺旋穩(wěn)定
性。
坡度應(yīng)有正確的變化趨
勢。
坡度（在20 秒范圍內(nèi)）：
±3º或±10%
巡航 X X 可使用在同一方向多次試飛數(shù)據(jù)的平均
值。
（對于計算機控制的飛機，在正常和非正
常控制狀態(tài)下測試）。
(4)(a) 方向舵響偏航速率（或小俯仰姿態(tài)進近或著陸 X 如果在荷蘭滾測試中顯示了方向舵的操
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訓(xùn)練器客觀測試標準
訓(xùn)練器等級
測 試 容 差 飛行條件
1 2 3 4 5 6
測試細節(jié) 信息說明
應(yīng)。 下的航向變化速率）：±2º
/秒或±10%
縱輸入和響應(yīng)，可不要求此測試。
（對于計算機控制的飛機，在正常和非正
常控制狀態(tài)下測試）。
(4)(b) 方向舵響
應(yīng)。
偏航速率：±2º/秒
坡度：±3
進近或著陸 X X X 可以使給定的方向舵偏轉(zhuǎn)所導(dǎo)致的滾轉(zhuǎn)
響應(yīng)。
（對于計算機控制的飛機，在正常和非正
常控制狀態(tài)下測試）。
(5)(a) 荷蘭滾（偏
航阻尼斷開）。
周期：±10%
達到1/2 振幅或2 倍振幅的
時間：±10%
或阻尼比：±0.02
巡航和進近
或著陸
X 在增穩(wěn)系統(tǒng)斷開的情況下，記錄至少6 個
周期的測試結(jié)果。
（對于計算機控制的飛機，在正常和非正
常控制狀態(tài)下測試）。
(5)(b)荷蘭滾（偏
航阻尼斷開）。
周期：±10%
有正確的趨勢和周期數(shù)
巡航和進近
或著陸
X （對于計算機控制的飛機，在正常和非正
常控制狀態(tài)下測試。）
(6) 穩(wěn)定側(cè)滑。 對于給定的方向舵位置：
坡度：±2º
側(cè)滑角：±1º
副翼：±10%或±2º
擾流板或等效的駕駛盤位
置或力：±10%或±5º
進近或著陸 X X X X 可以是一系列抽點打印測試結(jié)果。
對于螺旋槳飛機，應(yīng)當在每個方向上都進
行測試。
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第60.B.2.5 條 操縱系統(tǒng)動態(tài)特性
（a）飛機飛行操縱系統(tǒng)特性對操縱品質(zhì)有著重要的影響。在駕駛員對飛機的可接受性方面，
一個需要考慮的重要因素就是通過駕駛艙的操縱裝置提供給駕駛員的“感覺”。為了交付一個
能使駕駛員感覺舒適并使其認為這是一架適合飛行的飛機，人們對飛機感覺系統(tǒng)設(shè)計付出了巨
大努力。為了使訓(xùn)練器能代表相應(yīng)飛機，應(yīng)當給駕駛員提供正確的感覺，即在相應(yīng)飛機上的感
覺。確定訓(xùn)練器是否符合這種要求，取決于飛機操縱感覺系統(tǒng)的動態(tài)特性是否復(fù)現(xiàn)了所模擬的
飛機。復(fù)現(xiàn)的效果將通過在起飛、巡航和著陸構(gòu)型下對訓(xùn)練器操縱感覺系統(tǒng)動態(tài)特性的記錄結(jié)
果與飛機的測量結(jié)果進行比較來確定。
（b）記錄諸如對脈沖或階躍函數(shù)的自由響應(yīng)是評估機電系統(tǒng)動態(tài)特性的傳統(tǒng)方法。但無論
如何，由于只能對真實的輸入和響應(yīng)進行評估，所以評估動態(tài)特性只是一種可能性。由于訓(xùn)練
器操縱載荷系統(tǒng)與飛機系統(tǒng)的緊密吻合是至關(guān)重要的，因此應(yīng)當盡可能收集最好的數(shù)據(jù)。本附
件描述了要求的操縱感覺系統(tǒng)動態(tài)特性測試。這些測試通常是在使用脈沖或階躍輸入對系統(tǒng)進
　
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