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1.5迎角
3 m(10 ft)或10%高度
2坡度
2側(cè)滑角
著陸測試至少從離地60 m(200 ft)至主起落架接地速度
減少50%為止。
5) 自動著陸（如果適用） 1.5 m(5 ft) 拉平高度
0.5 Tf ， 接地時
0.7m/s(140ft/min)的下
降速率，最大演示的側(cè)風(fēng)
（自動著陸）偏差的水平
偏差3 m(10 ft)
著陸這項測試不能代替地面效應(yīng)測試要求。繪制從接地
到自動駕駛儀斷開的水平偏差。Tf =拉平持續(xù)時間。
6) 復(fù)飛3 kt 空速
1.5的俯仰角
1.5的迎角
復(fù)飛發(fā)動機失效復(fù)飛要求測試在接近最大許可著陸重量
下主要發(fā)動機的失效。必須演示（如果適用）在中
等重量下正常所有發(fā)動機自動駕駛儀的復(fù)飛。
采用計算機控制的飛機：應(yīng)在正常和非正常操
縱狀態(tài)下測試。
7) 方向控制（方向舵斜率）帶反
推（對稱和不對稱情況）
5 kt 空速著陸要求飛機測試數(shù)據(jù)。但是，最為最后手段，可以采
用飛機制造商的工程模擬機數(shù)據(jù)作為參考數(shù)據(jù)。演
示方向舵斜率的最小速度容差為5 kt。其他驗證模
擬機的測試應(yīng)符合飛機制造廠的演示條件。
f)地面效應(yīng)
飛行模擬機鑒定標(biāo)準(zhǔn)
測試容差飛行條件附加要求
1998 年9 月8 日40
1) 演示地面效應(yīng)的測試1升降舵或安定面偏角
5%可用推力或等同條件
1迎角
1.5 m(5 ft)或
10%地面高度
3 kt 空速
1俯仰角
著陸見本附錄3.4。必須提供有判斷結(jié)果的合理說明。
g)剎車效應(yīng)減弱
1) 演示由于剎車溫度而引起的剎
車效應(yīng)減弱的測試
無起飛或著陸要求符號性聲明。應(yīng)根據(jù)飛機的有關(guān)數(shù)據(jù)演示由于
溫度升高剎車效應(yīng)減弱的現(xiàn)象。
h)風(fēng)切變
1) 演示風(fēng)切變模型的測試無起飛和著陸要求風(fēng)切變模型能為飛行員識別風(fēng)切變現(xiàn)象，提供
從風(fēng)切變中改出的專項操作技能訓(xùn)練。
注：風(fēng)切變模型必須能體現(xiàn)測量的或根據(jù)事故調(diào)查得出的風(fēng)特征，但是可以采用具有重復(fù)發(fā)生作用的簡化風(fēng)模型。例如，模型可以用
多個同時出現(xiàn)的風(fēng)分量來構(gòu)成，這些風(fēng)分量是彼此獨立的可變風(fēng)。風(fēng)切變模型應(yīng)可供下列重要飛行階段使用：
1).起飛滑跑抬前輪以前；
2).離地時；
3).初始爬升時；
4).短五邊進近。
可以使用美國聯(lián)邦航空局(FAA)的風(fēng)切變輔助訓(xùn)練模型、英國皇家航空基地(RAE)、美國聯(lián)合機場氣象研究小組(JAWS)或其他公認
的風(fēng)切變模型。在IQTG 中，必須正確地支持這些風(fēng)切變模型并注明。如果有相關(guān)飛機數(shù)據(jù)支持，也可使用來自其他地方的風(fēng)切變模型，
但是在IQTG 中，應(yīng)正確地支持這些飛機數(shù)據(jù)并注明。如要使用其他替代數(shù)據(jù)，在遞交IQTG 及鑒定前，應(yīng)與條例主管部門協(xié)調(diào)達成一
致。
i)飛行和操縱范圍保護功能
1) 超速5 kt 空速巡航這段的要求僅適用于計算機控制的飛機。當(dāng)進入保
飛行模擬機鑒定標(biāo)準(zhǔn)
測試容差飛行條件附加要求
1998 年9 月8 日41
護范圍極限時，要求有模擬機對操縱輸入的時間過
程結(jié)果。必須提供正常和非正常狀態(tài)下的飛行測試
數(shù)據(jù)。
2) 最小速度3 kt 空速起飛，巡航
和進近或著
陸
3) 載荷因子0.1g 的正常加速度起飛，巡航
4) 俯仰角1.5俯仰巡航，復(fù)飛
5) 坡度2或10%坡度進近
6) 迎角1.5
迎角
第二階段爬
升和進近或
著陸
3 運動系統(tǒng)
在下面的運動、視景和聲音系統(tǒng)(3,4 和5)中，
有些測試項對I 級模擬機的鑒定不要求。這會
在附加欄中注明，如3 e) 1)。
a) 頻率響應(yīng)按經(jīng)營者對模擬機驗收作
出的規(guī)定
不適用要求用相應(yīng)的測試演示頻率響應(yīng)。
b) 支撐柱平衡按經(jīng)營者對模擬機驗收作
出的規(guī)定
不適用要求用相應(yīng)的測試演示支撐柱平衡。
c) 平滑性檢查按經(jīng)營者對模擬機驗收作
出的規(guī)定
不適用要求用相應(yīng)的測試演示平滑往返。
d)特殊效應(yīng)
1) 設(shè)置剎車條件下的推力效果無起飛要求模擬效果是否有代表性
飛行模擬機鑒定標(biāo)準(zhǔn)
測試容差飛行條件附加要求
1998 年9 月8 日42
2) 跑道上的振動，減振支柱壓縮，
地速效應(yīng)和不平坦跑道的特性
無起飛要求模擬效果是否有代表性
3) 前起落架和主起落架離地后的
顛簸
無起飛要求模擬效果是否有代表性
4) 收放起落架時的抖振無爬升要求模擬效果是否有代表性
5) 在空中，由于放襟翼和擾流板/
減速板和趨近于失速引起的抖
振
無進近要求模擬效果是否有代表性
6) 主輪和前輪接地時的感覺無著陸要求模擬效果是否有代表性
7) 在地面，由于放擾流板/減速板
和反推造成的抖振
無著陸要求模擬效果是否有代表性
8) 前輪拖胎無地面要求模擬效果是否有代表性
9) 馬赫數(shù)振動無飛行中要求模擬效果是否有代表性
e)特征顛簸運動
1) 有駕駛艙里能夠感覺到的特征
顛簸運動的測試記錄結(jié)果和符
合性聲明。如高速顛簸、放起
落架、操縱襟翼、大氣紊流、
前輪拖胎和趨近于失速等造成
的抖振。
無地面和空中
飛行中
I 級模擬機不要求此項測試。
對于大氣擾流測試，可采用能大致演示飛行測試數(shù)
據(jù)的通用顛簸氣流模型。
特征顛簸所記錄的測試結(jié)果必須能夠做出相對振幅
與頻率間的比較。
4 視景系統(tǒng)
飛行模擬機鑒定標(biāo)準(zhǔn)
測試容差飛行條件附加要求
1998 年9 月8 日43
a) 視景、運動和儀表系統(tǒng)對飛行
員快速有力操縱輸入的響應(yīng)，
并與飛機上按類似輸入情況的
　
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