曝光臺(tái) 注意防騙 網(wǎng)曝天貓店富美金盛家居專營(yíng)店坑蒙拐騙欺詐消費(fèi)者

后直到改平為止時(shí)握桿。
采用計(jì)算機(jī)控制的飛機(jī)：需測(cè)試正常和非正常操
縱狀態(tài)。
飛行模擬機(jī)鑒定標(biāo)準(zhǔn)
測(cè)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(fā)動(dòng)機(jī)工作
3kt 空速
5%或0.5m/s
(100ft/min)爬升率
初始爬升飛機(jī)制造廠提供的最大爬升梯度可做飛行測(cè)試數(shù)據(jù)
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(diǎn)打印測(cè)試。
2) 單發(fā)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(jī)制造廠提供的最大可能上升梯度可作為飛行測(cè)
試數(shù)據(jù)使用。測(cè)試在重量、高度、以及溫度的限定
情況下進(jìn)行。可采用抽點(diǎn)打印測(cè)試。
3) 單發(fā)失效，航路中爬升10%時(shí)間，
10%距離，
10%所用燃油
航路爬升可用經(jīng)批準(zhǔn)的性能手冊(cè)數(shù)據(jù)。測(cè)試范圍至少應(yīng)為
1550m(5000ft)。
4) 單發(fā)失效進(jìn)近爬升
如果飛機(jī)飛行手冊(cè)要求，按飛
機(jī)結(jié)冰情況實(shí)施
3kt 空速
5%或0.5m/s
(100ft/min)爬升率，但不
得小于經(jīng)批準(zhǔn)的飛行手冊(cè)
上的爬升率
單發(fā)失效進(jìn)
近爬升
飛機(jī)制造廠提供的最大可能爬升梯度可作為飛行測(cè)
試數(shù)據(jù)使用。可采用抽點(diǎn)打印測(cè)試。飛機(jī)重量接近
于最大著陸重量。
5) 平飛加速和減速5%時(shí)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(gè)連續(xù)抽點(diǎn)打印
e)滑跑制動(dòng)
1) 減速時(shí)間和距離，使用人工輪
剎、干跑道、無(wú)反推
5%時(shí)間，
距離在1220m(4000ft)之
內(nèi)容差為61m(200ft)或
10%，兩者中取較小者。
著陸時(shí)間和距離至少應(yīng)記錄從接地點(diǎn)到完全停止的時(shí)間
的80%。要求有中、輕和接近最大的著陸重量的數(shù)據(jù)。
對(duì)中和輕重量條件，可以使用工程數(shù)據(jù)。應(yīng)具備剎
車系統(tǒng)壓力。
飛行模擬機(jī)鑒定標(biāo)準(zhǔn)
測(cè)試容差飛行條件附加要求
1998 年9 月8 日32
距離超過(guò)1220m(4000ft)
時(shí)取距離的5%
2) 減速時(shí)間和距離，反推、不用
輪剎、干跑道
5%時(shí)間，距離取10%或
61m(200ft)兩者中小的一
個(gè)
著陸時(shí)間和距離應(yīng)記錄至少?gòu)某跏挤赐频较蚯奥�車時(shí)間
的80%。要求有中、輕和接近最大的許可著陸重量的
數(shù)據(jù)。對(duì)中和輕重量條件，可以使用工程數(shù)據(jù)。
3) 制動(dòng)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(cè)上的數(shù)據(jù)。
4) 制動(dòng)距離、輪剎、結(jié)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(cè)上的數(shù)據(jù)。
f)發(fā)動(dòng)機(jī)
1) 加速特性10% Ti
10% Tt
進(jìn)近或著陸Tt ＝從Ti 到90%復(fù)飛功率的總時(shí)間。關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)
應(yīng)當(dāng)是測(cè)量功率的參數(shù)(N1,N2,EPR,扭矩等)。在迅
速移動(dòng)油門條件下，繪制出從空中慢車到復(fù)飛功率
的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)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(shí)間。在迅速
移動(dòng)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(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)曲線。
2 操縱品質(zhì)
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(duì)應(yīng)關(guān)系應(yīng)在操縱裝置上測(cè)量。另一種方法是按飛行試飛飛機(jī)等效的方式在模擬機(jī)上安
裝儀表。儀表上讀出的力和位置的數(shù)據(jù)可直接記錄，并與飛機(jī)數(shù)據(jù)直接作對(duì)比。這種永久性安裝測(cè)試儀表的方法可以減少測(cè)試時(shí)所
需裝配的外部設(shè)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(zhǔn)
0.9daN(2 lb)啟動(dòng)力
2.2daN(5 lb)桿力
或10%桿力
2升降舵
地面（用飛
行數(shù)據(jù)驗(yàn)
證）
不間斷地移動(dòng)操縱桿到停止位。必須用測(cè)試過(guò)的飛
行中的數(shù)據(jù)來(lái)驗(yàn)證，如縱向靜穩(wěn)態(tài)性、失速等等。
靜態(tài)和動(dòng)態(tài)飛行操縱測(cè)試必須是在同樣的感覺(jué)和施
加的壓力下完成的。
飛行模擬機(jī)鑒定標(biāo)準(zhǔn)
測(cè)試容差飛行條件附加要求
1998 年9 月8 日33
采用計(jì)算機(jī)控制的飛機(jī)：如果用了飛機(jī)操縱機(jī)
構(gòu)，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(zhǔn)
0.9daN(2 lb)啟動(dòng)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(shù)據(jù)驗(yàn)
證）
不間斷地轉(zhuǎn)動(dòng)駕駛盤到停止位。必須用測(cè)試過(guò)的飛
行中的數(shù)據(jù)來(lái)驗(yàn)證，如發(fā)動(dòng)機(jī)失效配平、穩(wěn)態(tài)側(cè)滑
等等。靜態(tài)和動(dòng)態(tài)飛行操縱測(cè)試必須是在同樣的感
覺(jué)和施加的壓力下完成的。
采用計(jì)算機(jī)控制的飛機(jī)：如果用了飛機(jī)操縱機(jī)
構(gòu)，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(zhǔn)
2.2daN(5 lb)啟動(dòng)力
2.2daN(5 lb)腳蹬力
或10%腳蹬力
2方向舵角
地面（用飛
行數(shù)據(jù)驗(yàn)
證）
不間斷地移動(dòng)腳蹬到停止位。必須用測(cè)試過(guò)的飛行
中的數(shù)據(jù)來(lái)驗(yàn)證，如發(fā)動(dòng)機(jī)失效配平、穩(wěn)態(tài)側(cè)滑等
等。靜態(tài)和動(dòng)態(tài)飛行操縱測(cè)試必須是在同樣的感覺(jué)
和施加的壓力下完成的。
4) 輪操縱力與前輪偏轉(zhuǎn)位置的校
準(zhǔn)。
0.9daN(2 lb)啟動(dòng)力
1.3daN(3 lb)操縱力或
10%操縱力
2前輪偏轉(zhuǎn)角
地面不間斷地偏轉(zhuǎn)前輪到停止位。
　
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