時間:2014-12-07 11:22來源:CAAC 作者:民航翻譯 點擊:次
To view this page ensure that Adobe Flash Player version 9.0.124 or greater is installed. (9)(b) 長周期動態(tài)特性。 應當有周期為30-60秒的長周期運動。在不足2個周期時可以不達到 .或2倍振幅。 c. 橫航向 (1) 滾轉(zhuǎn)響應。滾轉(zhuǎn)速率應當通過至少30o的滾轉(zhuǎn)來測量,副翼操縱應當偏轉(zhuǎn)到最大行程的50%。 應當有每秒6-40o的滾轉(zhuǎn)速率。 (2) 駕駛艙滾轉(zhuǎn)操縱階躍輸入的滾轉(zhuǎn)響應。在額定全重下,經(jīng)配平后以進近空速進行平直飛行。滾轉(zhuǎn)到30o坡度轉(zhuǎn)彎并穩(wěn)定。準備好時,向轉(zhuǎn)彎相反方向輸入全行程50%的副翼操縱。當達到零度坡度角時,快速使副翼操縱裝置回中立位并松開。記錄從與轉(zhuǎn)彎方向相反的操縱 滾轉(zhuǎn)速率應當在松開操縱裝置的1-3秒內(nèi),減小到剛剛達到的最大滾轉(zhuǎn)速率的10%以內(nèi)。 單發(fā)(渦輪螺旋槳)飛機2、3和5級訓練器替代數(shù)據(jù) 適用的測試和編號 批準的性能范圍 輸入開始之前至少2秒直到操縱裝置回中立位之后至少20秒的響應。 (3)(a)和(b) 螺旋穩(wěn)定性。在巡航構(gòu)型和正常巡航速度下,建立20-30o坡度。穩(wěn)定后使副翼操縱裝置回中立位并松開。應當完成兩個方向的轉(zhuǎn)彎。 20秒之后,坡度角與初始坡度角的差異不超過±5o。 (4)(b) 方向舵響應。使用50%的最大方向舵偏轉(zhuǎn)量。適用于進近或著陸構(gòu)型。 偏航速率為6-12o/秒。 (5)(b) 荷蘭滾(偏航阻尼斷開)。適用于巡航和進近構(gòu)型。 周期為2-5秒,.-3個周期。 (6) 穩(wěn)定側(cè)滑。使用50%的最大方向舵偏轉(zhuǎn)量。適用于進近和著陸構(gòu)型。 坡度為2-10o,側(cè)滑角為4-10o,副翼為2-10o。 3. 駕駛艙儀表的響應 儀表系統(tǒng)對駕駛員快速有力輸入的響應。在每個軸上都需要測試(俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航)。 小于或等于300毫秒。 圖7 單發(fā)渦輪螺旋槳飛機駕駛桿位置與力的關系 圖8 單發(fā)渦輪螺旋槳飛機駕駛盤位置與力的關系 圖9 單發(fā)渦輪螺旋槳飛機方向舵腳蹬位置與力的關系 多發(fā)(渦輪螺旋槳)飛機( ≤8,620千克)2、3和5級訓練器替代數(shù)據(jù) 適用的測試和編號 批準的性能范圍 1. 性能 a. 起飛 (1) 地面加速時間,從松剎車至達到離地速度。 20-30秒。 b. 爬升 (1)正常爬升,在額定全重和最佳爬升率速度條件下。 爬升速度=120-140海里/小時。爬升率=5-15米/秒(1000-3000英尺/分鐘)。 c. 地面減速 (1) 減速時間,從90海里/小時減速至全停,在額定全重和干跑道上使用剎車的條件下。 20-35秒。 d. 發(fā)動機 (1) 加速,從慢車到起飛功率。 2-6秒。 (2) 減速,從起飛功率到慢車。 1-5秒。 2. 操縱品質(zhì) a. 靜態(tài)操縱檢查 (1)(b) 駕駛桿位置與力的關系。 駕駛桿位置與力的關系圖應當在本附件圖10所示的陰影區(qū)內(nèi)(多發(fā)渦輪螺旋槳飛機)。 (2)(b) 駕駛盤位置與力的關系。 駕駛盤位置與力的關系圖應當在本附件圖11所示的陰影區(qū)內(nèi)(多發(fā)渦輪螺旋槳飛機)。 (3)(b) 方向舵腳蹬位置與力的關系。 方向舵腳蹬位置與力的關系圖應當在本附件圖12所示的陰影區(qū)內(nèi)(多發(fā)渦輪螺旋槳飛機)。 (4) 前輪轉(zhuǎn)彎操縱力。 方向舵腳蹬位置與力的關系圖應當在本附件圖12所示的陰影區(qū)內(nèi) 多發(fā)(渦輪螺旋槳)飛機( ≤8,620千克)2、3和5級訓練器替代數(shù)據(jù) 適用的測試和編號 批準的性能范圍 (多發(fā)渦輪螺旋槳飛機)。 (5) 方向舵腳蹬轉(zhuǎn)彎操縱的校準,在整個腳蹬行程范圍內(nèi)。 10-30o的前輪偏轉(zhuǎn)角,在中立位置的兩側(cè)。 (8) 剎車踏板位置與踏板力的關系,達到最大踏板偏轉(zhuǎn)量。 22.24-66.72daN(50-150磅)踏板力。 b. 縱向 (1) 功率變化時的駕駛桿力。 (a) 使用必需功率,經(jīng)配平后以正常巡航速度80%的空速進行平直飛行。將功率減小到空中慢車狀態(tài),不改變配平或構(gòu)型。穩(wěn)定之后記錄保持原始空速所需的駕駛桿力;或者 (b) 使用必需功率,經(jīng)配平后以正常巡航速度80%的空速進行平直飛行。將功率增大到最大功率狀態(tài),不改變配平或構(gòu)型。穩(wěn)定之后記錄保持原始空速所需的駕駛桿力。 (a)從3.56daN(8磅)推駕駛桿的力到3.56daN(8磅)拉駕駛桿的力。(b)5.34-9.79daN(12-22磅)駕駛桿力(推)。 (2) 襟翼/縫翼變化時的駕駛桿力。 (a) 襟翼完全收上,經(jīng)配平后以襟翼放出空速范圍內(nèi)的一恒定空速進行平直飛行。不調(diào)整配平或功率,將襟翼放出到其全行程的50%。穩(wěn)定之后記錄保持原始空速所需的駕駛桿力;或者 (b) 襟翼放出到其全行程的50%,經(jīng)配平后以襟翼放出空速范圍內(nèi)的一恒定空速進行平直飛行。不調(diào)整配平或功率,將襟翼完全收上。穩(wěn)定之后記錄保持原始空速所需的駕駛桿力。 (a)2.22-6.67daN(5-15磅)駕駛桿力(拉)。(b)2.22-6.67daN(5-15磅)駕駛桿力(推)。 (3) 起落架變化時的駕駛桿力。 (a) 起落架在收上位,經(jīng)配平后以起落架放出空速范圍內(nèi)的一恒定空速進行平直飛行。不調(diào)整配平或功率,放出起落架。穩(wěn)定之后記錄保持原始空速的所需的駕駛桿力;或者 (a)0.89-5.34daN(2-12磅)駕駛桿力(拉)。(b)0.89-5.34daN(2-12磅)駕駛桿力(推)。 多發(fā)(渦輪螺旋槳)飛機( ≤8,620千克)2、3和5級訓練器替代數(shù)據(jù) 適用的測試和編號 批準的性能范圍 (b)起落架在放下位,經(jīng)配平后以起落架收上空速范圍內(nèi)的一恒定空速進行平直飛行。不調(diào)整配平或功率,收上起落架。穩(wěn)定之后記錄保持原始空速的所需的駕駛桿力。 (4) 起落架和襟翼操作時間。 (a) 起落架放出; (b) 起落架收上; (c) 襟翼放出,零到50%行程; (d) 襟翼收上,50%行程到零。 (a)2-12秒; (b)2-12秒; (c)3-13秒; (d)3-13秒。 (5) 縱向配平。 應當有能力分別在巡航、進近和著陸構(gòu)型狀態(tài)下將縱向駕駛桿力配平為“零”。 (7) 縱向靜穩(wěn)定性。 應當展示正的靜穩(wěn)定性。 (8) 失速警告(失速警告設備的作動)。在額定全重、保持機翼水平的情況下,并且減速率大約為每秒1海里/小時: (a) 著陸構(gòu)型; (b) 光潔構(gòu)型。 (a)80-100海里/小時,坡度在±5o范圍內(nèi); (b)1.1至1.2倍的著陸構(gòu)型速度。 (9)(b) 長周期動態(tài)特性。 應當有周期為30-60秒的長周期運動。在不足2個周期時可以不達到 .或2倍振幅。 c. 橫航向 (1) 滾轉(zhuǎn)響應。滾轉(zhuǎn)速率應當通過至少30o的滾轉(zhuǎn)來測量,副翼操縱應當偏轉(zhuǎn)到最大行程的50%。 應當有每秒6-40o的滾轉(zhuǎn)速率。 (2) 駕駛艙滾轉(zhuǎn)操縱階躍輸入的滾轉(zhuǎn)響應。在額定全重下,經(jīng)配平后以進近空速進行平直飛行。滾轉(zhuǎn)到30o坡度轉(zhuǎn)彎并穩(wěn)定。準備好時,向轉(zhuǎn)彎相反方向輸入全行程50%的副翼操縱。當達到零度坡度角時,快速使副翼操縱裝置回中立位并松開。記錄從與轉(zhuǎn)彎方向相反的操縱 滾轉(zhuǎn)速率應當在松開操縱裝置的1-3秒內(nèi),減小到剛剛達到的最大滾轉(zhuǎn)速率的10%以內(nèi)。 多發(fā)(渦輪螺旋槳)飛機( ≤8,620千克)2、3和5級訓練器替代數(shù)據(jù) 適用的測試和編號 批準的性能范圍 輸入開始之前至少2秒直到操縱裝置回中立位之后至少20秒的響應。 (3)(a)和(b) 螺旋穩(wěn)定性。在巡航構(gòu)型和正常巡航速度下,建立20-30o坡度。穩(wěn)定后使副翼操縱裝置回中立位并松開。應當完成兩個方向的轉(zhuǎn)彎。 20秒之后,坡度角與初始坡度角的差異不超過±5o。 (4)(b) 方向舵響應。使用50%的最大方向舵偏轉(zhuǎn)量。適用于進近或著陸構(gòu)型。 偏航速率為6-12o/秒。 (5)(b) 荷蘭滾(偏航阻尼斷開)。適用于巡航和進近構(gòu)型。 周期為2-5秒,.-3個周期。 (6) 穩(wěn)定側(cè)滑。使用50%的最大方向舵偏轉(zhuǎn)量。適用于進近和著陸構(gòu)型。 坡度為2-10o,側(cè)滑角為4-10o,副翼為2-10o。 3. 駕駛艙儀表的響應 儀表系統(tǒng)對駕駛員快速有力輸入的響應。在每個軸上都需要測試(俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航)。 小于或等于300毫秒。 圖10多發(fā)渦輪螺旋槳飛機駕駛桿位置與力的關系 圖11多發(fā)渦輪螺旋槳飛機駕駛盤位置與力的關系 圖12多發(fā)渦輪螺旋槳飛機方向舵腳蹬位置與力的關系 第60.B.2.9條替代數(shù)據(jù)來源、程序和專用儀器——僅適用于6級訓練器 (a)本條描述了可以用于6級訓練器建模和鑒定的替代數(shù)據(jù)來源,以及可用于代替?zhèn)鹘y(tǒng)方法來搜集建模和鑒定用數(shù)據(jù)的替代程序和專用儀器。 (1)用來滿足部分或全部數(shù)據(jù)要求的替代數(shù)據(jù)來源,可以是飛機維護手冊、飛機飛行手冊(AFM)、飛機設計數(shù)據(jù)、型號審查報告(TIR)、審定數(shù)據(jù)或可接受的補充試飛數(shù)據(jù); (2)如果打算在試飛中或進行數(shù)據(jù)搜集時使用本條提到的替代專用儀器,那么建議在使用前應與民航總局協(xié)調(diào)達成一致意見。 (b)在替代數(shù)據(jù)來源、程序和專用儀器的使用上,民航總局的立場是基于三個關于客觀數(shù)據(jù)和訓練器空氣動力程序建模的基本前提。 (1)如果通過替代方法收集的數(shù)據(jù),只要試飛程序能保證收集到可接受的勻速平飛并處在配平狀態(tài)的飛行數(shù)據(jù),則完全可以通過推導的方式得到迎角數(shù)據(jù),因此在試飛時不需要測量迎角或操縱面位置。對于從配平的勻速平飛狀態(tài)開始的所有訓練器時間歷程測試(包括三個基本的配平測試和貼近地面平飛配平),都可以通過比較試飛俯仰角來驗證迎角。 |