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后直到改平為止時握桿。
采用計算機控制的飛機：需測試正常和非正常操
縱狀態。
飛行模擬機鑒定標準
測試容差飛行條件附加要求
1998 年9 月8 日31
c)爬升
1) 正常爬升
所有發動機工作
3kt 空速
5%或0.5m/s
(100ft/min)爬升率
初始爬升飛機制造廠提供的最大爬升梯度可做飛行測試數據
使用。記錄在正常爬升速度和中間初始爬升海拔高
度。可采用抽點打印測試。
2) 單發失效，第二階段爬升3kt 空速
5%或0.5m/s
(100ft/min)爬升率
第二階段爬
升
飛機制造廠提供的最大可能上升梯度可作為飛行測
試數據使用。測試在重量、高度、以及溫度的限定
情況下進行。可采用抽點打印測試。
3) 單發失效，航路中爬升10%時間，
10%距離，
10%所用燃油
航路爬升可用經批準的性能手冊數據。測試范圍至少應為
1550m(5000ft)。
4) 單發失效進近爬升
如果飛機飛行手冊要求，按飛
機結冰情況實施
3kt 空速
5%或0.5m/s
(100ft/min)爬升率，但不
得小于經批準的飛行手冊
上的爬升率
單發失效進
近爬升
飛機制造廠提供的最大可能爬升梯度可作為飛行測
試數據使用。可采用抽點打印測試。飛機重量接近
于最大著陸重量。
5) 平飛加速和減速5%時間巡航速度改變至少為50kt
d)巡航
1) 巡航性能0.05EPR，
N1 和N2 的5%，
5%扭矩，
5%燃油流量
巡航至少5 分鐘，最少有兩個連續抽點打印
e)滑跑制動
1) 減速時間和距離，使用人工輪
剎、干跑道、無反推
5%時間，
距離在1220m(4000ft)之
內容差為61m(200ft)或
10%，兩者中取較小者。
著陸時間和距離至少應記錄從接地點到完全停止的時間
的80%。要求有中、輕和接近最大的著陸重量的數據。
對中和輕重量條件，可以使用工程數據。應具備剎
車系統壓力。
飛行模擬機鑒定標準
測試容差飛行條件附加要求
1998 年9 月8 日32
距離超過1220m(4000ft)
時取距離的5%
2) 減速時間和距離，反推、不用
輪剎、干跑道
5%時間，距離取10%或
61m(200ft)兩者中小的一
個
著陸時間和距離應記錄至少從初始反推到向前慢車時間
的80%。要求有中、輕和接近最大的許可著陸重量的
數據。對中和輕重量條件，可以使用工程數據。
3) 制動距離、輪剎、濕跑道10%或61m(200ft)距離著陸有條件的地方就必須使用飛行手冊上的數據。
4) 制動距離、輪剎、結冰跑道10%或61m(200ft)距離著陸有條件的地方就必須使用飛行手冊上的數據。
f)發動機
1) 加速特性10% Ti
10% Tt
進近或著陸Tt ＝從Ti 到90%復飛功率的總時間。關鍵發動機參數
應當是測量功率的參數(N1,N2,EPR,扭矩等)。在迅
速移動油門條件下，繪制出從空中慢車到復飛功率
的發動機參數曲線。
2) 減速特性10% Ti
10% Tt
地面/起飛Tt ＝從Ti 到最大起飛功率衰減90%的總時間。在迅速
移動油門條件下，繪制出從最大起飛功率到最大起
飛功率衰減了90%的發動機參數曲線。
2 操縱品質
a) 靜操縱性檢查
操縱桿、駕駛盤和腳蹬的位置與操縱力在對應關系應在操縱裝置上測量。另一種方法是按飛行試飛飛機等效的方式在模擬機上安
裝儀表。儀表上讀出的力和位置的數據可直接記錄，并與飛機數據直接作對比。這種永久性安裝測試儀表的方法可以減少測試時所
需裝配的外部設備。見本附錄的3.1。
1) 操縱桿位置與桿力以及操縱面
位置校準
0.9daN(2 lb)啟動力
2.2daN(5 lb)桿力
或10%桿力
2升降舵
地面（用飛
行數據驗
證）
不間斷地移動操縱桿到停止位。必須用測試過的飛
行中的數據來驗證，如縱向靜穩態性、失速等等。
靜態和動態飛行操縱測試必須是在同樣的感覺和施
加的壓力下完成的。
飛行模擬機鑒定標準
測試容差飛行條件附加要求
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采用計算機控制的飛機：如果用了飛機操縱機
構，那么操縱面位置與桿力是不適用的。
2) 駕駛盤位置與力和操縱操縱面
位置的校準
0.9daN(2 lb)啟動力
1.3daN(3 lb)盤力
或10%盤力
1副翼角
3擾流板角
地面（用飛
行數據驗
證）
不間斷地轉動駕駛盤到停止位。必須用測試過的飛
行中的數據來驗證，如發動機失效配平、穩態側滑
等等。靜態和動態飛行操縱測試必須是在同樣的感
覺和施加的壓力下完成的。
采用計算機控制的飛機：如果用了飛機操縱機
構，那么操縱面位置與盤力是不適用的。
3) 方向舵腳蹬位置與力和操縱操
縱面位置的校準
2.2daN(5 lb)啟動力
2.2daN(5 lb)腳蹬力
或10%腳蹬力
2方向舵角
地面（用飛
行數據驗
證）
不間斷地移動腳蹬到停止位。必須用測試過的飛行
中的數據來驗證，如發動機失效配平、穩態側滑等
等。靜態和動態飛行操縱測試必須是在同樣的感覺
和施加的壓力下完成的。
4) 輪操縱力與前輪偏轉位置的校
準。
0.9daN(2 lb)啟動力
1.3daN(3 lb)操縱力或
10%操縱力
2前輪偏轉角
地面不間斷地偏轉前輪到停止位。
　
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