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行激勵后，通過測量操縱裝置的自由響應(yīng)來完成的。這個測試應(yīng)當在起飛、巡航和著陸飛行條
件及構(gòu)型下完成。
（c）對于帶有不可逆操縱系統(tǒng)的飛機，如果可以提供適當?shù)撵o壓輸入以代表飛行中所遇到
的典型空速，便可以在地面進行測量。同樣還可以證明，對于某些飛機，在起飛、巡航和著陸
的不同構(gòu)型下會表現(xiàn)出相似的效果。因此，對一種構(gòu)型進行的測試可以滿足另一種構(gòu)型測試的
需要。如果按上述一種或兩種情況安排測試時，應(yīng)當提交工程證明或飛機制造廠家的原理說明，
作為采用地面測試或減少某一種構(gòu)型測試的合理性依據(jù)。
（1）操縱系統(tǒng)動態(tài)特性的評定。
操縱系統(tǒng)的動態(tài)特性常用頻率、阻尼和操縱系統(tǒng)中出現(xiàn)的其他傳統(tǒng)測量術(shù)語來表示。為了
對訓(xùn)練器操縱載荷的測試結(jié)果建立一致的驗證方法，應(yīng)當明確定義測量參數(shù)和所用容差的標準。
對于欠阻尼系統(tǒng)和過阻尼系統(tǒng)（包括臨界阻尼情況）都應(yīng)當建立標準。對于一個阻尼很小的欠
阻尼系統(tǒng)，可以用頻率和阻尼對其進行定量表示。而對于臨界阻尼或過阻尼系統(tǒng)，則很難從其
響應(yīng)時間歷程中測量出頻率和阻尼。因此，應(yīng)當采用其他測量方法。
（2）驗證操縱感覺系統(tǒng)的動態(tài)特性是否能代表所模擬飛機的測試應(yīng)當表明動態(tài)阻尼周期
（操縱的自由響應(yīng)）與飛機的動態(tài)阻尼周期是否在規(guī)定的容差范圍內(nèi)。對于欠阻尼和臨界阻尼，
可接受的評定系統(tǒng)響應(yīng)和所采用容差的方法見本條（d）。
（d）容差。
（1）欠阻尼響應(yīng)。
（i）在這種阻尼響應(yīng)中需要測兩個量：第一次交零的時間（在阻尼比限制的情況下）和隨
后的振蕩頻率。如果響應(yīng)上存在周期不一致的情況，需要以單個周期為基礎(chǔ)進行測量。然后將
每個周期與飛機操縱系統(tǒng)的相應(yīng)周期單獨作比較，并且結(jié)果應(yīng)當滿足為該周期所規(guī)定的整個容
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差；
（ii）阻尼的容差應(yīng)當應(yīng)用到單個超調(diào)量上。由于小超調(diào)量的意義可能是有問題的，所以對
小超調(diào)量采用容差限制方法評定時應(yīng)當特別慎重。只有那些超過總初始位移5%的超調(diào)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幅度Ad 的±5%范圍內(nèi)偏離
穩(wěn)定狀態(tài)振蕩的一個區(qū)域。誤差帶內(nèi)的振蕩可以忽略不計。將訓(xùn)練器數(shù)據(jù)與飛機數(shù)據(jù)進行比較
時，應(yīng)當先把訓(xùn)練器和飛機的穩(wěn)定狀態(tài)值重疊或?qū)R，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(shù)據(jù)的那一時間段內(nèi)，訓(xùn)練器應(yīng)當有與飛機相同次數(shù)的有
意義超調(diào)。這種響應(yīng)的評定過程如本附件圖1 所示。
（2）臨界阻尼和過阻尼響應(yīng)。
由于臨界阻尼響應(yīng)的本性（無超調(diào)），達到穩(wěn)定狀態(tài)（中立點）值90%處的時間應(yīng)當與飛
機數(shù)據(jù)一樣，誤差不超過10%。訓(xùn)練器響應(yīng)也應(yīng)當是臨界阻尼響應(yīng)。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(diào)次數(shù) ±1
如果在誤差帶之外完成的有意義的周期數(shù)超過本附件圖1 所示的周期數(shù)，將使用下列容差
（T）：
T(Pn) ±10(n+1)% Pn ，“n”是下一個周期的序號。
圖1 欠阻尼階躍響應(yīng)
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)
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圖2 臨界阻尼階躍響應(yīng)
（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(yīng)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(zhuǎn)和偏航每一個軸，都應(yīng)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(yīng)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(yīng)超過44.5daN（100 磅）。
（f）容差。
（1）對于靜態(tài)測試，參見本附件第60.B.2.3 條訓(xùn)練器客觀測試標準中第3 條(a)(1)、(2)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。然而，這類替代方法應(yīng)當經(jīng)證明是有效
并適用的。例如，上面提到的替代方法就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(yīng)在特定的基礎(chǔ)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(jié)果，那就應(yīng)當采用更普
遍接受的測試方法。
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P0
T(P0)
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位移和時間
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第60.B.2.7 條 2 級、3 級和5 級訓(xùn)練器的替代數(shù)據(jù)
（a）本條（包括下列表格）僅與2 級、3 級和5 級訓(xùn)練器有關(guān)。這些等級的訓(xùn)練器是用來
模擬一組具有相似性能（正常的空速/高度飛行包線）飛機的，這些飛機具有相似的操縱特性，
并具有同樣數(shù)量和型號的動力裝置。
（b）下列表格反映了一定組類飛機的典型性能范圍，可以在不要求獲得試飛數(shù)據(jù)或通過其
他方式收集驗證數(shù)據(jù)的情況下使用。然而，如果訓(xùn)練器的某些性能數(shù)據(jù)沒有在下列特定表格項
目所規(guī)定的范圍內(nèi)，但與運營人已經(jīng)獲得的、經(jīng)民航總局認可的飛機試飛數(shù)據(jù)相比較時，在客
觀測試表格規(guī)定的容差范圍內(nèi)，則這些試飛數(shù)據(jù)可以用作特定表格項目要求。需要說明的是，3
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飛行模擬設(shè)備的鑒定和使用規(guī)則CCAR-60(36)
