時間：2014-12-07 11:22來源：CAAC 作者：民航翻譯 點(diǎn)擊：次
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To view this page ensure that Adobe Flash Player version 9.0.124 or greater is installed. （5）橫移 每個方向上至少0.6g 不適用 （6）縱擺 每個方向上至少0.6g 不適用 * * （7）俯仰 至少100o/秒2 不適用 對于3b(7)-(12)項要求符合性和能力聲明（僅適用于初始鑒定）。 （8）滾轉(zhuǎn) 至少100o/秒2 不適用 （9）偏航 至少100o/秒2 不適用 （10）升降 每個方向上至少0.8g 不適用 （11）橫移 每個方向上至少0.6g 不適用 （12）縱擺 每個方向上至少0.6g 不適用 模擬機(jī)客觀測試標(biāo)準(zhǔn) 測試 容差 飛行條件 模擬機(jī)等級 測試細(xì)節(jié) 信息說明 備注 ABCD （1）俯仰 至少20o/秒 不適用 對于3c(1)-(6)項要求符合性和能力聲明（僅適用于初始鑒定）。模擬機(jī)等級欄中的“ *”是指該測試只在模擬機(jī)使用了這一自由度時適用。 （2）滾轉(zhuǎn) 至少20o/秒 不適用 （3）偏航 至少20o/秒 不適用 * * （4）升降 至少0.51米/秒（20英寸/秒） 不適用 * （5）橫移 至少0.51米/秒（20英寸/秒） 不適用 （6）縱擺 至少0.51米/秒（20英寸/秒） 不適用 * * （7）俯仰 至少20o/秒 不適用 對于3c(7)-(12)項要求符合性和能力聲明（僅適用于初始鑒定）。 （8）滾轉(zhuǎn) 至少20o/秒 不適用 （9）偏航 至少20o/秒 不適用 （10）升降 至少0.61米/秒（24英寸/秒） 不適用 （11）橫移 至少0.71米/秒（28英寸/秒） 不適用 （12）縱擺 至少0.71米/秒（28英寸/秒） 不適用 d.頻率響應(yīng) 相位滯后。 在4Hz運(yùn)動頻率上不超過45o 不適用 要求演示，并將測試結(jié)果作為主鑒定測試指南的一部分。在運(yùn)動變換方程中加入一個加 模擬機(jī)客觀測試標(biāo)準(zhǔn) 測試 容差 飛行條件 模擬機(jī)等級 測試細(xì)節(jié) 信息說明 備注 AB C D 速度指令，并測量運(yùn)動平臺的加速度輸出。應(yīng)當(dāng)確定在每個適用的平移自由度上的響應(yīng)帶寬。 e. 運(yùn)動提示 可重復(fù)性。 不適用 要求演示，并將測試結(jié)果作為主鑒定測試指南的一部分。評估程序的設(shè)計應(yīng)能保證運(yùn)動系統(tǒng)能夠持續(xù)地以初始鑒定時的狀態(tài)工作。有關(guān)詳細(xì)信息可參看本附件第60.A.2.9條。 f. 支柱協(xié)調(diào)性 支柱協(xié)調(diào)性。 按運(yùn)營人對模擬機(jī)驗收時作出的規(guī)定。 要求演示。 g. 平滑性 平滑性。 按運(yùn)營人對模擬機(jī)驗收時作出的規(guī)定。 要求演示。 4. 聲音系統(tǒng) 保留 第60.A.2.5條操縱系統(tǒng)動態(tài)特性 （a）飛機(jī)飛行操縱系統(tǒng)特性對其操縱品質(zhì)有著重要的影響。在駕駛員對飛機(jī)的可接受性方面，一個需要考慮的重要因素就是通過駕駛艙的操縱裝置提供給駕駛員的“感覺”。為了交付一個能使駕駛員感覺舒適的系統(tǒng)并使其認(rèn)為這是一架適合飛行的飛機(jī)，人們在飛機(jī)感覺系統(tǒng)設(shè)計上付出了巨大努力。為了使模擬機(jī)能代表相應(yīng)飛機(jī)，應(yīng)當(dāng)給駕駛員提供正確的感覺，即在相應(yīng)飛機(jī)上的感覺。確定模擬機(jī)是否符合這種要求，取決于飛機(jī)操縱感覺系統(tǒng)的動態(tài)特性是否復(fù)現(xiàn)了所模擬的飛機(jī)。復(fù)現(xiàn)的效果將通過在起飛、巡航和著陸構(gòu)型下對模擬機(jī)操縱感覺系統(tǒng)動態(tài)特性的記錄結(jié)果與飛機(jī)的測量結(jié)果進(jìn)行比較來確定。 （b）記錄諸如對脈沖或階躍函數(shù)的自由響應(yīng)是評估機(jī)電系統(tǒng)動態(tài)特性的傳統(tǒng)方法。但無論如何，由于只能對真實的輸入和響應(yīng)進(jìn)行評估，所以評估動態(tài)特性只是一種可能性。由于模擬機(jī)操縱載荷系統(tǒng)與飛機(jī)系統(tǒng)的緊密吻合是至關(guān)重要的，因此應(yīng)當(dāng)盡可能收集最好的數(shù)據(jù)。本附件描述了要求的操縱感覺系統(tǒng)動態(tài)特性測試。這些測試通常是在使用脈沖或階躍輸入對系統(tǒng)進(jìn)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(dāng)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(jī)，如果可以提供適當(dāng)?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(jìn)行測量。同樣還可以證明，對于某些飛機(jī)，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(jìn)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(dāng)提交工程證明或飛機(jī)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。為了對模擬機(jī)操縱載荷的測試結(jié)果建立一致的驗證方法，應(yīng)當(dāng)明確定義測量參數(shù)和所用容差的標(biāo)準(zhǔn)。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(dāng)建立標(biāo)準(zhǔn)。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(jìn)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(dāng)采用其他測量方法。 （2）對于C級和D級模擬機(jī)。 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(jī)的測試應(yīng)當(dāng)表明動態(tài)阻尼周期（操縱的自由響應(yīng)）與飛機(jī)的動態(tài)阻尼周期相比較是否在規(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）款。 （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(jìn)行測量。然后將 每個周期與飛機(jī)操縱系統(tǒng)的相應(yīng)周期單獨(dú)作比較，并且結(jié)果應(yīng)當(dāng)滿足為該周期所規(guī)定的整個容差； （ii）阻尼的容差應(yīng)當(dāng)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(dāng)特別慎重。只有那些超過總初始位移5%的超調(diào)量才被認(rèn)為有意義。在本附件圖1中，標(biāo)注為T(Ad)的誤差帶是指在初始位移振幅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。將模擬機(jī)數(shù)據(jù)與飛機(jī)數(shù)據(jù)進(jìn)行比較時，應(yīng)當(dāng)先把模擬機(jī)和飛機(jī)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(jī)數(shù)據(jù)的那一時間段內(nèi)，模擬機(jī)應(yīng)當(dāng)有與飛機(jī)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)的特性（無超調(diào)），達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)（中立點(diǎn)）值90%處的時間應(yīng)當(dāng)與飛機(jī)數(shù)據(jù)一樣，誤差不超過 ±10%。模擬機(jī)響應(yīng)也應(yīng)當(dāng)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）： （e）操縱系統(tǒng)動態(tài)特性評定的替代方法。 |
