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采用計(jì)算機(jī)控制的飛機(jī)：應(yīng)在正常或非正常操
縱狀態(tài)下測(cè)試。
9) 振桿器、機(jī)體抖振、失速速度3 kt 空速
2坡度，速度大于振桿速
度或初始抖振速度
第二爬升段
和進(jìn)近或著
陸
應(yīng)記錄失速警告信號(hào)，并且信號(hào)的出現(xiàn)必須與失速
有正確的關(guān)系。有俯仰高度突然改變或“重力加速
度斷開(kāi)”(g break)的飛機(jī)必須演示這種特性。可逆
操縱系統(tǒng)的飛機(jī)也必須繪制操縱桿力[10% 或
2.2daN(5 lb)]。
采用計(jì)算機(jī)控制的飛機(jī)：應(yīng)在正常和非正常操
縱狀態(tài)下測(cè)試。
10) 長(zhǎng)周期動(dòng)態(tài)特性10%的周期時(shí)間
10%的到達(dá)1/2 或二倍振
幅的時(shí)間
或0.02 的阻尼比
巡航測(cè)試應(yīng)包括三個(gè)完整的周期，或按足以達(dá)到1/2 振
幅的時(shí)間或二倍振幅的時(shí)間來(lái)決定，那個(gè)更小，便
取那一個(gè)。采用計(jì)算機(jī)控制的飛機(jī)：在非正
常操縱狀態(tài)下測(cè)試。
11) 短周期動(dòng)態(tài)特性1.5俯仰角或
2/s 的俯仰變化率
巡航采用計(jì)算機(jī)控制的飛機(jī)：應(yīng)在正常和非正常操
縱狀態(tài)下測(cè)試。
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37
0.1 g 法向加速度
d)橫航向
1) 空中最小操縱速度(Vmc 或Vmcl )
按實(shí)施的適航標(biāo)準(zhǔn)或空中低速
發(fā)動(dòng)機(jī)失效操縱特性
3 kt 空速起飛或著陸
（選擇對(duì)飛
機(jī)最重要的
一種情況）
Vmc 或Vmcl 可以用性能或操縱限制來(lái)定義，該限制可
防止以常規(guī)的方法演示Vmc 或Vmcl 。
采用計(jì)算機(jī)控制的飛機(jī)：應(yīng)在正常或非正常操
縱狀態(tài)下測(cè)試。
2) 滾轉(zhuǎn)響應(yīng)（滾轉(zhuǎn)角速度） 10%或
2/s 的滾轉(zhuǎn)角速度
巡航和進(jìn)近
或著陸
用常規(guī)方式偏轉(zhuǎn)駕駛盤(pán)（約最大駕駛盤(pán)的30%）。帶
可逆操縱系統(tǒng)的飛機(jī)必須繪制駕駛盤(pán)力數(shù)據(jù)[10%
或1.3 daN(3 lb)]
3) 飛行座艙滾轉(zhuǎn)操縱機(jī)構(gòu)的階躍
輸入
10%或
2/s 的滾轉(zhuǎn)角速度
進(jìn)近或著陸采用計(jì)算機(jī)控制的飛機(jī)：應(yīng)在正常和非正常操
縱狀態(tài)下測(cè)試。
4) 螺旋穩(wěn)定性有正確的趨勢(shì)和在20s 內(nèi)
2坡度或10%坡度
巡航可采用多次測(cè)試中飛機(jī)數(shù)據(jù)的平均值。作兩個(gè)方向
的測(cè)試。
采用計(jì)算機(jī)控制的飛機(jī)：應(yīng)在非正常操縱狀態(tài)下
測(cè)試。
5) 發(fā)動(dòng)機(jī)失效配平1方向舵角度或
1調(diào)整片角度或等同的
方向舵腳蹬量
2側(cè)滑角
第二爬升段
和進(jìn)近或著
陸
可采用抽點(diǎn)打印。
6) 方向舵響應(yīng)2/s 或
10%偏航速率
進(jìn)近或著陸分別按增穩(wěn)接通和增穩(wěn)斷開(kāi)兩種情況測(cè)試。大約按
方向舵滿行程的25%給出方向舵階躍輸入。
采用計(jì)算機(jī)控制的飛機(jī)：應(yīng)在正常和非正常操縱
狀態(tài)下測(cè)試。
7) 荷蘭滾（偏航阻尼器斷開(kāi)） 0.5 s 或
10%周期時(shí)間
巡航和進(jìn)近
或著陸
至少應(yīng)對(duì)6 個(gè)斷開(kāi)增穩(wěn)的周期作測(cè)試。
采用計(jì)算機(jī)控制的飛機(jī)：應(yīng)在非正常操縱狀態(tài)下
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38
10%達(dá)到1/2 振幅或2 倍
振幅的時(shí)間或
0.02 阻尼比
20%或1 s 坡度峰值和側(cè)
滑峰值之間的時(shí)間差
測(cè)試。
8) 穩(wěn)態(tài)側(cè)滑給定方向舵位置：
2坡度
1側(cè)滑角
10%或2副翼
10%或5擾流板或
等效操縱輪位置或力
進(jìn)近或著陸至少應(yīng)在兩個(gè)方向舵位置（對(duì)螺旋槳飛機(jī)，在它的
每一個(gè)方向）做一系列抽點(diǎn)打印。可逆飛行操縱系
統(tǒng)的飛機(jī)還必須顯示駕駛盤(pán)的力[10%或1.3daN(3
lb)]和方向舵腳蹬力[10%或2.2daN(5 lb)]。
e)著陸
1) 正常著陸3 kt 空速
1.5俯仰角
1.5迎角
3 m(10 ft)或10%高度
正常著陸測(cè)試最少離地面61 m(200 ft)高度開(kāi)始至前輪接地
為止。放前輪可做為單獨(dú)的一段表示，這一段從主
輪接地時(shí)間開(kāi)始。必須提供中、輕和接近最大許可
著陸重量的測(cè)試。可逆飛行操縱系統(tǒng)的飛機(jī)必須繪
制操縱桿力[10%桿力或2.2daN(5 lb)]
采用計(jì)算機(jī)控制的飛機(jī)：應(yīng)在正常和非正常操
縱狀態(tài)下測(cè)試。
2) 最小/無(wú)襟翼著陸3 kt 空速
1.5俯仰角，
1.5迎角，
3 m(10 ft)或10%高度
最小許可著
陸襟翼模態(tài)
測(cè)試最少離地面61 m(200 ft)高度開(kāi)始至前輪接地
為止。放前輪可做為單獨(dú)的一段表示，這一段從主
輪接地時(shí)間開(kāi)始。應(yīng)在接近最大許可重量處測(cè)試。
可逆飛行操縱系統(tǒng)的飛機(jī)也必須繪制操縱桿力
[10%或2.2daN(5 lb)]。
3) 側(cè)風(fēng)著陸3 kt 空速
1.5俯仰角
著陸測(cè)試至少最少離地面61 m(200 ft)至主起落架接地
速度減少50%為止。如可能，要求測(cè)試數(shù)據(jù)，包括風(fēng)
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39
1.5迎角
3 m(10 ft)或10%高度
2坡度
2側(cè)滑角
剖面，至少20 kt 的側(cè)風(fēng)成分或最大演示側(cè)風(fēng)。可
逆飛行操縱系統(tǒng)的飛機(jī)還必須繪制駕駛盤(pán)力[10%
或1.3daN(3 lb)]和方向舵腳蹬力[10%或2.2daN(5
lb)]。
4) 單發(fā)失效著陸3 kt 空速
1.5俯仰角
　
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